一种飞机舱门姿态调节装置的制作方法

1.本实用新型涉及但不限于飞机舱门技术领域，尤指一种飞机舱门姿态调节装置。


背景技术：

2.运输类飞机应急出口舱门在使用前需要验证，通常需要验证在1个前起落架、2个主起落架单独折断和各种可能的组合折断情况下舱门的打开能力。
3.目前国内采用的验证方式为：设置固定的支持结构把舱门试验台架支撑到需要的角度后进行舱门的打开能力试验，通常要求实现1个前起落架、2个主起落架单独折断和各种可能的组合折断情况下的舱门姿态，上述验证方式需要设置多套支持结构，在试验过程中对试验件需要进行多次反复的拆装。


技术实现要素：

4.本实用新型的目的为：本实用新型实施例提供一种飞机舱门姿态调节装置，以解决现有舱的打开能力的验证方式，需要设置多套支持结构，在试验过程中对试验件需要进行多次反复的拆装的问题。
5.本实用新型的技术方案为：本实用新型实施例提供一种飞机舱门姿态调节装置，包括：固定支撑底座1，可调节支撑台2，以及用于活动连接可调节支撑台2与固定支撑底座1的三组连接结构；
6.其中，所述三组连接结构中，一组连接结构为支撑杆3，两组连接结构两个液压作动筒4，且所述支撑杆3与所述两个液压作动筒4在所述可调节支撑台2与固定支撑底座1上设置为三角形排布安装。
7.可选地，如上所述的飞机舱门姿态调节装置中，
8.所述支撑杆3的一端与固定支撑底座1固定连接，另一端与可调节支撑台2通过铰链连接。
9.可选地，如上所述的飞机舱门姿态调节装置中，
10.所述液压作动筒4的两端分别与固定支撑底座1和可调节支撑台2通过铰链连接。
11.可选地，如上所述的飞机舱门姿态调节装置中，
12.所述飞机舱门姿态调节装置，用于通过驱动一个或两个液压作动筒4的运动，从而控制可调节支撑台2的偏转方向及偏转角度。
13.可选地，如上所述的飞机舱门姿态调节装置中，还包括：与每个所述液压作动筒4相连接的控制台5，所述控制台中配置有用于驱动液压作动筒4的驱动程序；
14.所述控制台，用于通过驱动程序控制其中一个或两个液压作动筒4进行不同行程的伸缩，使得所述液压作动筒4被驱动时可调节支撑台2绕支撑杆3的铰接点偏转，从而控制可调节支撑台2的偏转姿态。
15.可选地，如上所述的飞机舱门姿态调节装置中，
16.所述飞机舱门姿态调节装置，还用于通过控制可调节支撑台2的偏转姿态，模拟1
个前起落架、2个主起落架单独折断以及不同组合折断时飞机舱门的各种偏转姿态。
17.本实用新型的有益效果为：本实用新型实施例提供一种飞机舱门姿态调节装置，通过对2个液压作动筒4的驱动可调节支撑台2绕1个支撑点按各种可能的角度偏转，实现可调节支撑台2达到试验需要的角度；采用本实用新型实施中对可调节支撑台2的角度控制方式，可以实现对1个前起落架、2个主起落架单独折断和各种可能的组合折断情况下舱门姿态的调节。将本实用新型实施例提供的飞机舱门姿态调节装置应用于舱门试验台架中，具体将舱门试验台架固定安装在姿态调节装置上，可以使得舱门试验台架仅通过一次安装，执行多次多角度的试验，不需要反复拆装，操作简单，易于实现。
附图说明
18.附图用来提供对本实用新型技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本技术的实施例一起用于解释本实用新型的技术方案，并不构成对本实用新型技术方案的限制。
19.图1为本实用新型实施例提供的一种飞机舱门姿态调节装置的结构示意图；
20.图2为图1所示飞机舱门姿态调节装置的三维结构组成的示意图；
21.图3为本实用新型实施例提供您的飞机舱门姿态调节装置的不同姿态或偏转角度的示意图；
22.图4为本实用新型实施例提供的另一种飞机舱门姿态调节装置的结构示意图。
具体实施例
23.为使本实用新型的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本实用新型的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。
24.针对背景技术中所述的运输类飞机应急出口舱门在使用前进行验证的方式。在试验过程中针对每一种舱门姿态，对试验件需要进行多次反复的拆装。支持结构数量多、拆装工作量大，需要的具体姿态(安装角度)不易保证。
25.因此，本实用新型实施例提供一种飞机舱门姿态调节装置，该装置应用在飞机应急出口舱门试验上，用于对飞机舱门功能试验方式进行改进，填补了舱门验证的空白。
26.本实用新型提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。
27.图1为本实用新型实施例提供的一种飞机舱门姿态调节装置的结构示意图，图1的左图为飞机舱门姿态调节装置的正视图，右图为飞机舱门姿态调节装置的侧视图，图2为图1所示飞机舱门姿态调节装置的三维结构组成的示意图，图1中的左图为三维图，右图为爆炸图。如图1和图2所示，本实用新型实施例提供的飞机舱门姿态调节装置，可以包括：固定支撑底座1，可调节支撑台2，以及用于活动连接可调节支撑台2与固定支撑底座1的三组连接结构。
28.如图1和图2所示飞机舱门姿态调节装置的结构中，上述三组连接结构中，一组连接结构为支撑杆3，两组连接结构两个液压作动筒4，且所述支撑杆3与所述两个液压作动筒4在所述可调节支撑台2与固定支撑底座1上设置为三角形排布安装。
29.在本实用新型实施例的具体连接结构中，一方面，支撑杆3的一端与固定支撑底座1固定连接，另一端与可调节支撑台2通过铰链连接。
30.另一方面，液压作动筒4的两端分别与固定支撑底座1和可调节支撑台2通过铰链连接。
31.本实用新型实施例中飞机舱门姿态调节装置的作用为：通过驱动一个或两个液压作动筒4的运动，从而控制可调节支撑台2的偏转方向及偏转角度。
32.图3为本实用新型实施例提供您的飞机舱门姿态调节装置的不同姿态或偏转角度的示意图。如图3所示，通过对两个液压作动筒4的驱动，实现了可调节支撑台2的偏转方向及偏转角度的各种形态。
33.采用本实用新型实施例提供的飞机舱门姿态调节装置，可以将舱门试验台架固定安装在姿态调节装置上，通过对2个液压作动筒4的驱动可调节支撑台2绕1个支撑点按各种可能的角度偏转，实现可调节支撑台2达到试验需要的角度；采用本实用新型实施中对可调节支撑台2的角度控制方式，可以实现对1个前起落架、2个主起落架单独折断和各种可能的组合折断情况下舱门姿态的调节。将本实用新型实施例提供的飞机舱门姿态调节装置应用于舱门试验台架中，可以使得舱门试验台架仅通过一次安装，执行多次多角度的试验，不需要反复拆装，操作简单，易于实现。
34.图4为本实用新型实施例提供的另一种飞机舱门姿态调节装置的结构示意图。在具体实现方式中，本实用新型实施例提供的飞机舱门姿态调节装置，还可以包括：与每个所述液压作动筒4相连接的控制台5，该控制台中配置有用于驱动液压作动筒4的驱动程序。
35.本实用新型实施例中的控制台，用于通过驱动程序控制其中一个或两个液压作动筒4进行不同行程的伸缩，使得所述液压作动筒4被驱动时可调节支撑台2绕支撑杆3的铰接点偏转，从而控制可调节支撑台2的偏转姿态。
36.实际应用中，可以通过程序设定2个液压作动筒4具有不同的行程组合，实现预定的各种可能姿态或角度的偏转。
37.本实用新型实施例中的飞机舱门姿态调节装置，还用于通过控制可调节支撑台2的偏转姿态，模拟1个前起落架、2个主起落架单独折断以及不同组合折断时飞机舱门的各种偏转姿态。
38.以下通过一个具体实施示例对本实用新型实施例提供的飞机舱门姿态调节装置的实施方式进行说明。
39.基于本实用新型实施例要解决的技术问题是：取代现有的通过多组多规格的固定支持结构的不同组合实现舱门试验台架不同偏转角度的问题，因此，本实用新型实施例中设计出一种飞机舱门姿态调节装置，该装置通过液压作动筒的驱动，仅执行一次安装，通过2个液压作动筒4不同的行程组合实现舱门试验台架不同的偏转角度。该飞机舱门姿态调节装置中具有一个用型钢焊接成型的固定支撑底座，用于固定在地面上，还具有一个用型钢焊接成型的可调节支撑台。
40.进行试验时，试验件可活动安装在固定支撑底座上，固定支撑底座与可调节支撑台通过三组连接结构连接，如图中的一组连接结构为支撑杆，支撑杆的一端与固定支撑底座固定连接，另一端与可调节支撑台通过铰链连接；另外两组连接结构为液压作动筒，液压作动筒两端分别与固定支撑底座和可调节支撑台铰链连接。2个液压作动筒运动时驱动可
调节支撑台绕支撑杆铰接点偏转，通过2个液压作动筒不同的行程组合，实现可调节支撑台组件预定的各种可能的偏转姿态，从而实现固定安装在可调节支撑台组件上的试验件的姿态调节。
41.虽然本实用新型所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本实用新型而采用的实施方式，并非用以限定本实用新型。任何本实用新型所属领域内的技术人员，在不脱离本实用新型所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本实用新型的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。