飞机总装配系统一体化检测方法与流程

1.本发明技术适用于飞机总装配环节重要系统部件装前、装后的一体化检测和相关系统功能验证研究领域。对机上检测区域、检查内容及指标通过检测状态及系统归属进行合理划分，通过专用工具与创新流程方法的配套实施，达到大幅提高检验测量精度及装配验证效率的最终目标。


背景技术：

2.在军用战机进入总装配环节后，各系统功能组件陆续装机，对各组件安装位置、工作过程、性能参数的精确检测与校验，是保障各系统功能实现的必要步骤。
3.飞机应急救生系统是关系到飞行员人身安全的重要系统，该系统在飞机发生紧急情况时，通过应急措施使飞行员弹射离机，是飞行员安全的最后防线。其系统附件的安装与功能验证都具有十分苛刻和严格的要求，有效控制其装调误差将极大程度上保障该系统具备合格的工作能力。
4.飞机飞行控制系统是直接影响飞机飞行性能的重要系统，该系统接收驾驶员的操纵或者自动飞行控制系统的指令，通过控制飞机的舵面运动，实现对飞机姿态、飞行轨迹、飞行速度的控制，使飞机的空中运动符合飞行员或自动飞行控制系统的期望值。其相关附件间的机械连接都具备高精度、高可靠性的安装检测要求。通过对相关部件偏转角度、调整长度、自由行程等相关参数的精准测量，将有效提高飞机飞行控制系统工作能力与飞行性能。
5.飞机人感操纵系统是实现飞机驾驶员操纵功能的重要系统，该系统通过提供驾驶杆力与脚蹬力，为飞行员提供操纵感觉的同时，将飞行员的操纵指令转换为相应的电信号，从而为飞行控制系统提供有效的控制指令输入。其操纵附件的参数指标与整体工作能力都需要科学高效的测量工艺方法。通过巧妙转化简易测量方法，实现飞行员真实场景还原，可有效验证该系统功能及达标程度。
6.现如今国内多数同类行业飞机总装配环节各系统检测流程及方法较为单一，大多数装配验证流程以直尺、角度尺、测力计的混合应用为主。此调整方法存在测量精度低、操作难度大、人为影响因素多、调试周期长等问题，虽可以满足现有的设计指标要求，但也在一定程度上制约了飞机各系统功能检测验证的精准度度和便捷性。同时，由于新型飞机各功能模块的不断集成、升级与生产技术的日益提升，部分传统的检验测量技术已不完全具备实现现阶段飞机装配调试精准性与高效性的能力，因此迫切需要一种新型一体化检测工艺方法和专用工装设备的综合应用技术以优化现阶段飞机总装配安装检测调试流程。


技术实现要素：

7.鉴于以上种种原因，发明了飞机总装配系统一体化创新性检测技术方法，将该技术运用于上述三大系统中，从不同检测时期，附件工作状态科学合理的优化、完善飞机在总装配过程中的检验测量方法，不仅可以精准高效的完成相关装配状态检查及工作性能验证
工作，而且还严格地把控了飞机的生产周期。
8.本发明的技术方案：
9.飞机总装配系统一体化检测方法，按飞机应急救生系统、飞机飞行控制系统、飞机人感操纵系统及其三种检验测量状态将飞机总装配系统一体化检测的全工作流程步骤如下：
10.步骤一、应急救生系统一体化检测流程
11.(1)进行应急救生系统的安全活门类成品安装工作
12.飞机的应急救生系统的安全活门类成品安装于飞机座舱壁板穿孔处，以保持座舱压力处于飞行员感受舒适状态。其成品主视图为圆形，侧边为圆锥形弧面过渡。在安装该成品时，预先将飞机安全活门辅助安装装置正确安装于成品上，将带有飞机安全活门辅助安装装置的安全活门按相关要求装机并完成卡箍固定，检查成品与夹紧卡箍的边缘间隙，应符合相关要求。安装检查工作结束后保持飞机安全活门辅助安装装置的安装，在后续安全活门工作性能检查期间，反复检查边缘间隙应无明显变化。记录数值后将飞机安全活门辅助安装装置从成品上拆下。
13.(2)进行应急救生系统的工作压力监测工作
14.在全机应急救生系统的安全活门类成品安装完成后，执行座舱气密性、座舱结构强度、舱盖操纵系统功能、舱盖操纵系统气密性、应急救生系统气密性、应急救生系统工作性能相关检查工作时，均可使用飞机便携式充气和检测试验设备。在各项目试验前，若涉及气体充注工作，将飞机便携式充气和检测试验设备的一端通过选配接头连接至机上充气管嘴接头，另一端连接至专用充气工装设备。将飞机便携式充气和检测试验设备的端口通过选配接头连接至机上系统检测管路端口，将手动截止阀处于关闭状态。
15.通过飞机便携式充气和检测试验设备的充气装置为机上系统提供气压，此时可根据飞机便携式充气和检测试验设备上的数显压力表所示数值判断气体入口压力，当系统稳定工作后，通过气体出口端飞机便携式充气和检测试验设备上的数显压力表所示数值判断系统内气体压力，完成相关数据记录，并通过检测装置相继进行各系统功能检查及性能指标检测。
16.(3)进行应急救生系统的开锁行程测量工作
17.该项工作可结合应急救生系统工作压力性能相关检查工作共同执行。通过飞机便携式充气和检测试验设备的充气装置为应急救生系统共压至稳定工作指标范围，检查燃爆机构可在允许压力范围内正常开锁。若此时已完成全部涉及充气相关工作检查，即可于排气后断开飞机零件开锁行程测量装置的连接并恢复原机上安装状态。
18.将飞机零件开锁行程测量装置安装在恢复完成的燃爆机构上，记录初始刻度数值，通过操作测量工具使燃爆机构的零组件产生运动至刚好开锁状态，此时刻度数值与初始刻度数值的差值即为零件开锁行程。记录该数值并拆下飞机零件开锁行程测量装置，恢复燃爆机构的安装。
19.步骤二、飞行控制系统一体化检测流程
20.(1)进行飞行控制系统的杆类零件装配检验测量工作
21.在飞行控制系统的杆类零件相关配套安装工作前，借助飞机异型操纵杆精准测量试验台精确保证各型杆类零件的装配长度。按待测连杆接头的类型与尺寸进行飞机异型操
纵杆精准测量试验台接头选配，根据测量结果自行调整被测连杆接头伸出量以改变连杆长度，待其长度满足装配图纸要求后完成保险工作并装机连接。按相同方法完成飞行控制系统全部具有定长度要求的可调节杆类零件的装机工作。
22.(2)进行飞行控制系统的伺服作动装置行程动态检测工作
23.在调试检测期间，验证伺服作动筒活塞杆的伸出量采用飞机作动筒活塞杆伸出量测量装置。确保飞行控制系统已具备全状态调试检测条件，根据待测伺服作动装置及其活塞杆的外廓尺寸选择合适的上下卡环，将飞机作动筒活塞杆伸出量测量装置安装到待测伺服作动装置上，通过系统指令输入使伺服作动装置进行伸缩运动，检验其动态行程实时满足相关性能指标要求。
24.(3)进行飞行控制系统的长杆类摇臂零件偏转角度检验测量工作
25.该项工作可结合飞行控制系统伺服作动装置工作性能相关检查工作共同执行。在飞机飞行控制系统调试检测过程中，部分机型需要对某些受液压压力控制的长杆类摇臂零件在不同工作压力下的偏转角度进行测量与验证，该项工作可使用长杆类摇臂零件偏转角度测量仪辅助进行。在飞行控制系统已具备全状态调试检测条件后，将长杆类摇臂零件偏转角度测量仪置于测量区域，操作被测零件使其运动至初始位置，将长杆类摇臂零件偏转角度测量仪固定在长杆类摇臂零件的测量点上。准确安装倾角综合指示器并调至零位，操作被测零件使其运动至另一状态后，通过倾角同步指示器的数值变化记录零件实际偏转角度。继续以相同方式对该零件其他偏转角度位置进行精确测量。
26.步骤三、人感操纵系统的一体化检测流程
27.(1)进行人感操纵系统的操纵手柄类装置偏转力测量工作
28.在人感操纵系统中，手柄类装置安装完成后，需检测其操纵力应符合操作舒适范围。手动操纵机构测力装置不仅可以应用于座舱盖开启机构的操纵力测量，也可应用于其他操纵系统手柄类零件的操纵力测量工作中。将手动操纵机构测力装置中的手柄轴套安装在待测手柄的测量点上，开启设备电源并按测试要求偏转手柄装置至指定位置，通过力值显示器所示数值记录并检查操纵力是否符合相关要求。
29.(2)进行人感操纵系统的脚蹬装置偏转行程、偏转力测量工作
30.人感操纵系统中的脚蹬装置为重要操纵附件，对其调试检测的重难点在于偏转行程与偏转力的同步测量，在进行该项工作时，首先，安装飞机操纵系统脚蹬综合测量装置到脚蹬机构组件上，完成数值显示器、数显角度测量装置、压力传感器的连接。通过中立定位杆将脚蹬系统固定在中立位置，此时调整刻度指示器与压力数值显示器至零位。拆下中立定位杆并操纵脚蹬机构偏转运动，直至刻度指示器数值达到测量位置时停止偏转并记录此时数值显示器所示压力值。相继完成全部偏转位置及对应偏转力的测试比对工作。
31.(3)进行人感操纵系统的杆系传动自由行程测量工作
32.该项工作可结合人感操纵系统脚蹬装置偏转行程、偏转力测量工作共同执行。在脚蹬机构安装相关测量设备后，将操纵杆传动系统空行程测量仪组合并安装在操纵杆的测量位置上，将远端传动反馈部分紧固在终端的执行部件周围结构上，通过缓慢驱使操纵杆移动，至远端执行机构刚好作动状态，此时通过指示器读取操纵杆位移量，相继完成操纵杆各通道的自由行程测量工作。
33.所述的飞机安全活门辅助安装装置安装于安全活门和夹紧卡箍之间，其包括垫板
1-1、固定螺栓支座滑块1-2、挡板支座滑块1-3、挡板支座1-4、固定螺栓支座1-5、调整螺栓1-6、固定螺母1-7、轴套1-8、轴套毡垫1-9、挡板毡垫1-10、挡板支座调整螺杆1-11、固定螺栓支座调整螺杆1-12和垫板毡垫1-13；
34.垫板1-1为一段弧形板，其截面为l形，包括水平边和竖直边，二者交汇处为内陷滑槽，用于限位夹紧卡箍；固定螺栓支座滑块1-2和挡板支座滑块1-3于滑槽内移动；固定螺栓支座滑块1-2上通过固定螺栓支座调整螺杆1-12安装带有通槽的固定螺栓支座1-5；调整螺栓1-6过固定螺栓支座1-5的通槽后由固定螺母1-7固定和套有轴套1-8；挡板支座滑块1-3上通过挡板支座调整螺杆1-11安装挡板支座1-4，挡板支座1-4用于与轴套1-8配合限位安全活门支架。
35.进一步的，所述垫板1-1水平边底部粘有垫板毡垫1-13，挡板毡垫1-10和轴套毡垫1-9分别粘贴于挡板支座1-4和轴套1-8的相对面。
36.所述的飞机便携式充气和检测试验设备包括充气装置和检测装置，充气装置和检测装置可独立使用，也可以搭配同时使用；
37.所述的充气装置用于气体的输入与输出，包括依次连接的飞机端接头2-1、飞机端软管2-2、三通接头2-3、组合导管b2-7、转接头b2-8、单向活门2-9、转接头c2-10、组合导管c2-11、手动截止阀2-12、气源端软管2-13、气源端接头2-14；以及与三通接头2-3的第三个接头依次相连的组合导管a2-4、转接头a2-5、数显压力表a2-6；所述的气源端接头2-14与气源相连接，飞机端接头2-1与飞机相连接，通过气源端软管2-13、手动截止阀2-12、组合导管c2-11、转接头c2-10、单向活门2-9、转接头b2-8、组合导管b2-7、三通接头2-3、飞机端软管2-2、飞机端接头2-1将气源中的气体充注至飞机需要充注气体的位置；数显压力表a2-6用于直观展示出气体压力的变化；手动截止阀2-12根据数显压力表a2-6的压力变化，可手动控制充气的速率；单向活门2-9可防止系统中的气流倒流；
38.所述的检测装置包括依次连接的数显压力表b2-15、转接头d2-16、组合导管d2-17、手动截止阀2-18、检测端软管2-19和检测端接头2-20；所述的检测端接头2-20与飞机压力检测端相连接，通过检测端软管2-19、手动截止阀2-18、组合导管d2-17、转接头d2-16、数显压力表b2-15以实现飞机充注气体部分的气体压力检测工作；数显压力表b2-15通过手动截止阀2-18的螺旋开关打开以观察飞机充注气体位置的气体压力的变化以及相关检测项的气密性。
39.所述的飞机零件开锁行程测量装置括夹紧机构、固定底座机构和驱动机构；
40.左固定架3-1和右固定架3-2均为半圆环状，二者通过转动销轴3-16连接组成夹紧机构，用于将飞机零件开锁行程测量工具夹持到零件外壳表面上，再通过快卸螺栓3-3和转动螺母3-4锁固；
41.固定底座机构包括下止动底座3-5、丝杠3-8、从动齿轮3-9、上止动底座3-10、刻度杆3-12和光杆3-13；夹紧机构端部连接下止动底座3-5；下止动底座3-5和上止动底座3-10间安装有两丝杠3-8、刻度杆3-12和光杆3-13；移动托架3-6螺纹连接于两丝杠3-8上进行往复运动，且其上开有长条形开槽；每个丝杠3-8上均安装有从动齿轮3-9；移动托架3-6上设有刻度指针，与刻度杆3-12配合获取刻度；
42.驱动机构包括转动手柄3-11、转轴3-14和主齿轮3-15，三者依次连接；转轴3-14穿过上止动底座3-10的通孔，主齿轮3-15与各从动齿轮3-9啮合。
43.进一步的，所述两丝杠3-8安装点分别位于两底座的一直径端点，刻度杆3-12和光杆3-13安装点分别位于两底座的另一直径端点，两直径相互垂直。
44.进一步的，所述移动托架3-6的接触表面粘贴毛毡垫3-7。
45.进一步的，所述下止动底座5开有长条形开槽，用于其直接于飞机零件一侧安装。
46.进一步的，所述快卸螺栓3-3为圆柱体，其头部设有一字槽口，并在侧圆柱面进行压纹处理。
47.所述的飞机异型操纵杆精准测量试验台包括设备底座4-1、刻度尺4-2、带槽滑轨4-3、移动指针4-4、小固定螺钉4-5、大固定螺钉4-6、底座挡板4-7、外侧滑轨4-8、滑动支座4-9、加长连杆4-10、选配接头4-11、固定支座4-12、可拆卸接头4-13、信息标牌4-14、滑动滚轮4-15和滚轮销轴4-16；
48.所述的设备底座4-1下方设有防滑垫，可将此设备平稳摆放于工具桌上不产生相对滑动；固定支座4-12上设有可自由更换的可拆卸接头4-13，滑动支座4-9上设有可根据被测量拉杆的固定形式自由选择的选配接头4-11，不同长度的加长连杆4-10可自由选配安装在固定支座4-12和/或滑动支座4-9上方，便于测量非直杆型部件；带槽滑轨4-3和外侧滑轨4-8布置在设备底座4-1两侧，作为滑动支座4-9的滑动通道，带槽滑轨4-3中央开有长扁孔；作为移动指针4-4的滑动通道，带槽滑轨4-3靠近刻度尺4-2的一侧固定移动指针4-4，移动指针4-4穿过长扁孔，便于在刻度尺4-2上直观读数；刻度尺4-2固定在设备底座4-1上，刻度尺4-2的“0”位刻线与可拆卸接头4-13的中心轴线重合，固定支座4-12设在带槽滑轨4-3和外侧滑轨4-8始端，底座挡板4-7设在带槽滑轨4-3和外侧滑轨4-8末端，可自由拆卸，用于对滑动支座4-9进行限位；滑动滚轮4-15通过滚轮销轴4-16安装在滑动支座4-9底端。
49.所述的飞机作动筒活塞杆伸出量测量装置包括开口式作动筒盖卡环、活塞杆卡环、滑轨、滑块5-6、固定支座5-7和数显游标卡尺5-9；
50.开口式作动筒盖卡环由作动筒盖上卡环5-1和作动筒盖下卡环5-2通过作动筒盖卡环固定螺栓5-14连接，套装于作动筒盖上；活塞杆卡环由活塞杆上卡环5-3和活塞杆下卡环5-4通过活塞杆卡环固定螺栓5-13连接，套装于活塞杆螺母上；作动筒盖上卡环5-1上设有双孔耳片，活塞杆上卡环5-3设有单孔耳片，作动筒盖上卡环5-1和活塞杆上卡环5-3位于同一水平高度的孔用于长滑轨5-5穿过，作动筒盖上卡环5-1通过滑轨固定螺母5-15固定在长滑轨5-5上，活塞杆上卡环5-3于长滑轨5-5上往复运动；固定支座5-7和滑块5-6套于长滑轨5-5上，位于作动筒盖卡环和活塞杆卡环间，滑块5-6通过滑块顶丝5-12固定；短滑轨5-8一端通过滑轨固定螺母5-15固定于作动筒盖上卡环5-1的另一孔中，其另一端穿过固定支座5-7并通过支座顶丝5-11进行固定；
51.滑块5-6与固定支座5-7上均设有凹槽，分别固定数显游标卡尺5-9的前齿与后齿，其中数显游标卡尺5-9的后齿通过卡尺顶丝5-10进行固定。
52.进一步的，所述短滑轨5-8位于长滑轨5-5之上且二者平行。
53.进一步的，所述开口式作动筒盖卡环和活塞杆卡环的表面均粘贴毡垫结构。
54.所述的长杆类摇臂零件偏转角度测量仪包括圆形橡胶吸盘6-1、吸盘拉杆6-2、销轴6-3、安装支座6-4、压力手柄6-5、倾角综合指示器支撑座6-6、倾角综合指示器6-7、上夹板6-8、下夹板6-9、紧固螺钉6-10、倾角同步指示器6-11、转接电缆6-12、锁紧螺栓6-13、水平柱6-14、固定螺钉6-15和紧固螺栓6-16；
55.安装支座6-4为安装主体，其下方两端对称挖有“碗状”凹陷，用于布置两圆形橡胶吸盘6-1，安装支座6-4上方两端对称设有叉型支臂；吸盘拉杆6-2一端通过上夹板6-8、下夹板6-9和紧固螺钉6-10连接圆形橡胶吸盘6-1，另一端与压力手柄6-5的一端通过销轴6-3安装于安装支座6-4的叉型支臂上；
56.倾角综合指示器支撑座6-6固定于安装支座6-4上，用于安装倾角综合指示器6-7；锁紧螺栓6-13位于倾角综合指示器支撑座6-6一侧通孔内，用于移动并固定倾角综合指示器6-7；倾角综合指示器6-7为集合测量和指示功能的装置，其一侧带有强磁外壳结构，内设有电子指示器用于实时指示长杆类摇臂零件偏转角度；倾角同步指示器6-11通过转接电缆6-12与倾角综合指示器6-7相连，实时传输指示信号；
57.水平柱6-14安装于安装支座6-4上用于调平。
58.进一步的，所述上夹板6-8和下夹板6-9分别位于圆形橡胶吸盘6-1两侧，紧固螺钉6-10依次穿过三者连接吸盘拉杆6-2。
59.进一步的，所述转接电缆6-12为带有屏蔽层的高导电缆。
60.所述的手动操纵机构测力装置包括手持控制盒7-1、数据传输线7-2、箱体7-5、支撑杆7-6、连接铰链机构7-7、传送杆7-8、执行杆7-9、承力部件7-10、力值传感器7-11和手柄轴套7-12；
61.箱体7-5用于放置设备的驱动设备及供电线束，其外侧设有数据接收接口7-3和预留接口7-4，内部设有蓄电池7-13、驱动电机7-14和电动机构7-15；手持控制盒7-1通过数据传输线7-2连接至数据接收接口7-3，预留接口7-4用于连接外部设备实现数据传输；蓄电池7-13为驱动电机7-14供电，用于驱动电动机构7-15；
62.电动机构7-15连接支撑杆7-6一端，支撑杆7-6另一端、传送杆7-8、执行杆7-9间通过连接铰链机构7-7支撑连接，且支撑杆7-6与传送杆7-8、传送杆7-8与执行杆7-9处于相互垂直位置关系；连接铰链机构7-7为直角转接接头；执行杆7-9、承力部件7-10、力值传感器7-11及手柄轴套7-12依次连接；执行杆7-9传递力，用于带动承力部件7-10、力值传感器7-11及手柄轴套7-12运动，力值传感器7-11实现力值测量并显示力值，手柄轴套7-12用于将设备连接固定到手开机构的手柄；蓄电池7-13用于为设备提供电能；
63.手持控制盒7-1上设有电量显示器、电源开关及设备驱动微动开关。
64.所述的飞机操纵系统脚蹬综合测量装置包括刻度盘8-1、刻度指示器8-2、系留绳8-3、行程测量杆8-4、固定螺栓8-5、工艺踏板8-6、压力传感器8-7、数显角度测量装置8-8、固定支座8-9、信号输出电缆8-10和数值显示器8-11；
65.行程测量杆8-4一端固定于工艺踏板8-6，另一端上设置刻度盘8-1，刻度指示器8-2通过系留绳8-3连接于行程测量杆8-4上，防止丢失，并在刻度盘8-1区域滑动；工艺踏板8-6一面用于承受操作者的施加外力，另一面连接压力传感器8-7；固定支座8-9呈l状，固定于飞机脚蹬上，其一侧边连接压力传感器8-7，另一侧边连接数显角度测量装置8-8；压力传感器8-7和数显角度测量装置8-8均通过信号输出电缆8-10连接至数值显示器8-11，用于显示飞机脚蹬的承受力值与偏转角度。
66.所述的操纵杆传动系统空行程测量仪包括综合测量指示装置11、动触头状态采集装置和静触头状态采集装置；
67.综合测量指示装置11通过数显装置实时显示测量对象的偏转位移量，其通过固定
装置固定于传动杆系中的操纵杆上；固定装置包括装夹固定装置1、开度调节器2、锁紧螺母a3、柔性支臂夹紧装置4、柔性调节支臂a5、球头支臂锁紧装置6、球头连接支臂7、锁紧螺母b8、综合测量指示装置固定座9和锁紧螺钉10；装夹固定装置1和开度调节器2构成夹紧装置，作为固定装置的固定端；柔性调节支臂a5一端通过锁紧螺母a3连接至装夹固定装置1，另一端通过球头支臂锁紧装置6连接至球头连接支臂7；柔性支臂夹紧装置4安装于柔性调节支臂a5上，用于固定；球头连接支臂7通过锁紧螺母b8连接至综合测量指示装置固定座9，综合测量指示装置11通过锁紧螺钉10固定于综合测量指示装置固定座9下方；
68.动触头状态采集装置13呈l状，动触头弹性支臂调节器12穿过其一侧边，另一侧边上固定动触头弹性支臂14；动触头弹性支臂调节器12用于调节动触头弹性支臂14的位置，动触头弹性支臂14将机械位移信号转换成电信号，传输至动触头状态采集装置13；远程同步指示灯15安装于动触头状态采集装置13上，用于感应动触头弹性支臂14与静触头弹性支臂24的接触；动触头状态采集装置13的安装装置包括夹紧装置16、张度调节装置17、锁紧螺母c18、球形调节锁紧装置19、万向连接支臂20、锁紧螺母d21、柔性支臂锁紧器22和柔性调节支臂b23；夹紧装置16和张度调节装置17构成测量支座；柔性调节支臂b23一端通过锁紧螺母c18连接至夹紧装置16，另一端通过球形调节锁紧装置19连接至万向连接支臂20；柔性支臂锁紧器22安装于柔性调节支臂b23上，用于固定；万向连接支臂20通过锁紧螺母d21连接动触头状态采集装置13；
69.静触头状态采集装置25安装于传动杆系终端的执行部件上，其一侧连接静触头弹性支臂24，另一侧通过固定螺钉26固定于静触头固定支座28上；静触头弹性支臂24将机械位移信号转换成电信号传输至静触头状态采集装置25；静触头固定支座28与装夹锁紧器27构成固定装置；
70.动触头状态采集装置13和静触头状态采集装置25均通过转接电缆29连接至综合测量指示装置11上，传递电信号。
71.进一步的，所述装夹固定装置1、夹紧装置16和静触头固定支座28均呈u字状，包括两平行边和一竖直边；装夹固定装置1、夹紧装置16和静触头固定支座28的其中一平行边分别穿过开度调节器2、张度调节装置17和装夹锁紧器27，竖直边分别固定锁紧螺母a3、锁紧螺母c18和静触头状态采集装置25。
72.进一步的，所述球头连接支臂7和万向连接支臂20均能在360
°
范围内任意旋转，旋转至目的角度后，分别由球头支臂锁紧装置6和球形调节锁紧装置19定位。
73.进一步的，所述动触头弹性支臂14和静触头弹性支臂24保证原始位置时，上下相叠；二者的圆形探头保证测量时，无应力接触。
74.本发明的有益效果：
75.(1)该发明技术是针对飞机应急救生系统、飞行控制系统与人感操纵系统装配检测一体化综合应用技术，通过科学合理的象限法则将飞机总装配检测内容进行划分，并设计改良专用工具设备应用在各个系统的各领域中，将飞机总装配系统现存的检测重点难点进行逐项击破，不仅优化了现有的测量方法与操作流程，不仅保证检测结果数据准确性提高3倍以上，还使得整体工作效率提升至少2倍。
76.(2)部件精确装检领域技术应用的主要优势为校验各系统部件测量检验的准确性与稳定性，通过专用工具对各系统待测部件进行装前或装后状态进行更高效，更便捷、更准
确的测量与验证，从而使其主要功能得以更好发挥。
77.(3)实时动态监测领域技术应用的主要优势为转化各系统动态检测数据为更直观、更精准的易读取数值，将需对比检验的实时更新参数进行同步化展示，使得检测环境更趋近于真实操作环境。
78.(4)精准变量检测领域技术应用的主要优势为高效便捷测量各系统部件运动产生过程量数据。利用装配调试环境与专用工具设备的配合，获得传统工具不易测出的复杂数据，达到提高测量效率及检测精度的目标。
79.(5)该项发明技术将多项测量项目中的常规检测难点使用工具设备代替，实现跨专业、跨领域的工具互通，将以前的通用工具测量方式整合成一体化创新型科学测量方式，有效降低了常规测量误差并提高装配检测效率。
80.(6)该发明技术从测量技术的先进性和测量工装的多面性、方便性、精准性等多角度，全方位的解决了现阶段飞机总装配系统中出现的各项难点检测技术问题，它不仅可以大幅度降低操作者的工作强度、人员数量，而且还可以在提高装调精度和安全的可靠性的前提下，辅助操作者优质、高效的完成各项生产任务。
附图说明
81.图1为飞机安全活门辅助安装装置的左视图；
82.图2为飞机安全活门辅助安装装置的右视图；
83.图3为飞机安全活门辅助安装装置安装示意图；
84.图4为飞机安全活门辅助安装装置与安全活门支架相对位置图；
85.图5为飞机安全活门辅助安装装置与安全活门支架和夹紧卡箍的整体示意图。
86.图6是本发明装置1的示意图。
87.图7是本发明装置2的示意图。
88.图8为飞机零件开锁行程测量装置整体示意图；
89.图9为夹紧机构示意图；
90.图10为飞机零件开锁行程测量装置应用读数示意图。
91.图11设备总体设计图。
92.图12滑动滚轮和滚轮销轴结构示意图。
93.图13移动指针结构示意图。
94.图14零件测量状态。
95.图15为飞机作动筒活塞杆伸出量测量装置整体示意图；
96.图16为飞机作动筒活塞杆伸出量测量装置的局部示意图；
97.图17为飞机作动筒活塞杆伸出量测量装置的安装示意图。
98.图18为本发明的主视图；
99.图19为本发明的俯视图；
100.图20为本发明倾角同步指示器的连接示意图。
101.图21为手动操纵机构测力设备示意图；
102.图22为手动操纵机构测力设备俯视图。
103.图23为本发明的飞机操纵系统脚蹬综合测量装置示意图。
104.图24为综合测量指示装置及其固定装置的示意图；
105.图25为动触头状态采集装置及其安装装置的示意图；
106.图26(a)为静触头状态采集装置及其固定装置的示意图；
107.图26(b)为转接电缆示意图。
108.图27为本发明具体实施方式的具体流程图。
109.图中：1-1垫板、1-2固定螺栓支座滑块、1-3挡板支座滑块、1-4挡板支座、1-5固定螺栓支座、1-6调整螺栓、1-7固定螺母、1-8轴套、1-9轴套毡垫、1-10挡板毡垫、1-11挡板支座调整螺杆、1-12固定螺栓支座调整螺杆、1-13垫板毡垫。
110.2-1飞机端接头、2-2飞机端软管、2-3三通接头、2-4组合导管a、2-5转接头a、2-6数显压力表a、2-7组合导管b、2-8转接头b、2-9单向活门、2-10转接头c、2-11组合导管c、2-12手动截止阀、2-13气源端软管、2-14气源端接头、2-15数显压力表b、2-16转接头d、2-17组合导管d、2-18手动截止阀、2-19检测端软管、2-20检测端接头。
111.3-1左固定架、3-2右固定架、3-3快卸螺栓、3-4转动螺母、3-5下止动底座、3-6移动托架、3-7毛毡垫、3-8丝杠、3-9从动齿轮、3-10上止动底座、3-11转动手柄、3-12刻度杆、3-13光杆、3-14转轴、3-15主齿轮、3-16转动销轴。
112.4-1设备底座；4-2刻度尺；4-3带槽滑轨；4-4移动指针；4-5小固定螺钉；4-6大固定螺钉；4-7底座挡板；4-8外侧滑轨；4-9滑动支座；4-10加长连杆；4-11选配接头；4-12固定支座；4-13可拆卸接头；4-14信息标牌；4-15滑动滚轮；4-16滚轮销轴。
113.5-1作动筒盖上卡环、5-2作动筒盖下卡环、5-3活塞杆上卡环、5-4活塞杆下卡环、5-5长滑轨、5-6滑块、5-7固定支座、5-8短滑轨、5-9数显游标卡尺、5-10卡尺顶丝、5-11支座顶丝、5-12滑块顶丝、5-13活塞杆卡环固定螺栓、5-14作动筒盖卡环固定螺栓、5-15滑轨固定螺母。
114.6-1圆形橡胶吸盘、6-2吸盘拉杆、6-3销轴、6-4安装支座、6-5压力手柄、6-6倾角综合指示器支撑座、6-7倾角综合指示器、6-8上夹板、6-9下夹板、6-10紧固螺钉、6-11倾角同步指示器、6-12转接电缆、6-13锁紧螺栓、6-14水平柱、6-15固定螺钉、6-16紧固螺栓。
115.7-1手持控制盒、7-2数据传输线、7-3数据接收接口、7-4预留接口、7-5箱体、7-6支撑杆、7-7连接铰链机构、7-8传送杆、7-9执行杆、7-10承力部件、7-11力值传感器、7-12手柄轴套、7-13蓄电池、7-14驱动电机、7-15电动机构。
116.8-1刻度盘、8-2刻度指示器、8-3系留绳、8-4行程测量杆、8-5固定螺栓、8-6工艺踏板、8-7压力传感器、8-8数显角度测量装置、8-9固定支座、8-10信号输出电缆、8-11数值显示器。
117.1装夹固定装置、2开度调节器、3锁紧螺母a、4柔性支臂夹紧装置、5柔性调节支臂a、6球头支臂锁紧装置、7球头连接支臂、8锁紧螺母b、9综合测量指示装置固定座、10锁紧螺钉、11综合测量指示装置、12动触头弹性支臂调节器、13动触头状态采集装置、14动触头弹性支臂、15远程同步指示装置、16夹紧装置、17张度调节装置、18锁紧螺母c、19球形调节锁紧装置、20万向连接支臂、21锁紧螺母d、22柔性支臂锁紧器、23柔性调节支臂b、24静触头弹性支臂、25静触头状态采集装置、26固定螺钉、27装夹锁紧器、28静触头固定支座、29转接电缆。
具体实施方式
118.以下通过实施例对本发明的技术方案进行进一步陈述。
119.本发明通过整合与总结总装配阶段应急救生系统、飞行控制系统与人感操纵系统的重要装配检测相关要求，按检测方式及状态与对应系统进行象限划分，将专用检测工具设备进行合理优化与整合，使其应用到对应系统状态下的全类型检测流程中，从而实现一体化科学检验测量的创新性工艺方法应用。
120.飞机总装配系统一体化检测方法，按飞机应急救生系统、飞机飞行控制系统、飞机人感操纵系统及其三种检验测量状态将飞机总装配系统一体化检测的全工作流程划分为3
×
3象限，其对应关系如表1所示：
121.表1三大系统检测工作象限划分
[0122] 部件精确装检实时动态监测精准变量检测应急救生系统救生系统成品精准安装救生系统工作压力监测救生系统开锁行程测量飞行控制系统飞控系统杆类精确装检飞控系统伺服精准检测飞控系统偏转角度测量人感操纵系统操纵系统操纵手柄测力操纵系统脚蹬综合测试操纵系统自由行程测量
[0123]
其中横坐标为检验测量状态及方法，纵坐标为涉及检测工作的三大主要系统，按横坐标展开一体化科学检验测量的创新性工艺方法应用分析：
[0124]
(1)部件精确装检领域
[0125]
该领域应用于装机成品、零件、组合件等部件在安装过程中的精确测量及辅助装配环节。在各系统部件初步安装阶段，保证装配精度，提高装检效率，使检测方法科学化、标准化可有效保障部件定位的精准性、可靠性及一致性。通过科学创新型的检测方法合理验证部件装机状态，保障各部件稳定有效发挥其性能。
[0126]
(2)实时动态监测领域
[0127]
该领域应用于相关部件装配结束后的调试检测环节。在该环节中，检测验收的重难点在于实时记录并对比不断变化的实验数据，在系统各部件按预设指令工作期间，将产生的数据转化为更直观、更准确、更易于读取的信息，将有效提升调试检测效率与准确度，降低系统工作故障频率与系统调整难度。
[0128]
(3)精准变量检测领域
[0129]
该领域应用于各系统功能附件执行相关指令而作动后的结果验证环节。当部件根据系统指令产生偏转、位移、形变后，其所处的位置及状态较原状态相比更难以使用通用检测工具进行测量工作。为更高效、更便捷、更精确获取待测量部件执行指令前后的状态变化量，为处于该领域下的不同系统部件设计专用夹具工装，以提高过程变化数据获取的准确度与效率。
[0130]
飞机总装配系统一体化检测方法，具体方法如下：
[0131]
步骤一、应急救生系统一体化创新安装检测流程主要从以下相关步骤中得以实现：
[0132]
(1)进行应急救生系统的安全活门类成品安装工作：
[0133]
飞机的应急救生系统的安全活门类成品安装于飞机座舱壁板穿孔处，以保持座舱压力处于飞行员感受舒适状态。其成品主视图为圆形，侧边为圆锥形弧面过渡，因此其安装位置、配合关系、固定间隙等指标均有较精确与严格的要求。在安装该成品时，预先将飞机
安全活门辅助安装装置正确安装于成品上，将带有装置的安全活门按相关要求装机并完成卡箍固定，检查成品与夹紧卡箍的边缘间隙，应符合相关要求。安装检查工作结束后保持该装置的安装，在后续安全活门工作性能检查期间，反复检查边缘间隙应无明显变化。记录数值后将飞机安全活门辅助安装装置从成品上拆下。
[0134]
(2)进行应急救生系统的工作压力监测工作：
[0135]
在全机应急救生系统的安全活门类成品安装完成后，执行座舱气密性、座舱结构强度、舱盖操纵系统功能、舱盖操纵系统气密性、应急救生系统气密性、应急救生系统工作性能等相关检查工作时，均可使用飞机便携式充气和检测试验设备。在各项目试验前，若涉及气体充注工作，将飞机便携式充气和检测试验设备的一端通过选配接头连接至机上充气管嘴接头，另一端连接至专用充气工装设备。将飞机便携式充气和检测试验设备的端口通过选配接头连接至机上系统检测管路端口，将手动截止阀处于关闭状态。
[0136]
通过充气设备为机上系统提供气压，此时可根据飞机便携式充气和检测试验设备上的数显压力表所示数值判断气体入口压力(该压力数值仅作为气体输入端操作辅助参考，不代表系统工作压力数值)，当系统稳定工作后，通过气体出口端飞机便携式充气和检测试验设备上的数显压力表所示数值判断系统内气体压力，完成相关数据记录并相继进行各系统功能检查及性能指标检测。
[0137]
(3)进行应急救生系统的开锁行程测量工作：
[0138]
该项工作可结合上述应急救生系统工作性能等相关检查工作共同执行。通过充气设备为应急救生系统共压至稳定工作指标范围，检查燃爆机构可在允许压力范围内正常开锁。若此时已完成全部涉及充气相关工作检查，即可于排气后断开飞机零件开锁行程测量装置的连接并恢复原机上安装状态。
[0139]
将飞机零件开锁行程测量装置安装在恢复完成的燃爆机构上，记录初始刻度数值，通过操作测量工具使燃爆机构的零组件产生运动至刚好开锁状态，此时刻度数值与初始刻度数值的差值即为零件开锁行程。记录该数值并拆下飞机零件开锁行程测量装置，恢复燃爆机构的安装。
[0140]
步骤二、飞行控制系统一体化创新安装检测流程主要从以下相关步骤中得以实现：
[0141]
(1)进行飞控系统杆类零件装配检验测量工作：
[0142]
飞行控制系统的杆类零件形状种类繁多，在整个系统中起到信号、指令传递的关键作用，在相关配套安装工作前，可借助飞机异型操纵杆精准测量试验台精确保证各型杆类零件的装配长度。按待测连杆接头的类型与尺寸进行试验台接头选配，根据测量结果自行调整被测连杆接头伸出量以改变连杆长度，待其长度满足装配图纸要求后完成保险工作并装机连接。按相同方法完成飞行控制系统全部具有定长度要求的可调节杆类零件的装机工作。
[0143]
(2)进行飞控系统伺服作动装置行程动态检测工作：
[0144]
伺服作动装置作为飞行控制系统中的执行部件，其工作性能直接影响到飞机各舵面的工作状态，是飞机实现基本飞行能力的重要组成部分。在调试检测期间，验证伺服作动筒活塞杆的伸出量可采用飞机作动筒活塞杆伸出量测量装置。确保飞行控制系统已具备全状态调试检测条件，根据待测伺服作动装置及其活塞杆的外廓尺寸选择合适的上下卡环，
将测量装置安装到待测伺服作动装置上，通过系统指令输入使伺服作动装置进行伸缩运动，检验其动态行程实时满足相关性能指标要求。
[0145]
(3)进行飞控系统长杆类摇臂零件偏转角度检验测量工作：
[0146]
该项工作可结合上述飞行控制系统伺服作动装置工作性能等相关检查工作共同执行。在飞机飞行控制系统调试检测过程中，部分机型需要对某些受液压压力控制的长杆类摇臂零件在不同工作压力下的偏转角度进行测量与验证，该项工作可使用长杆类摇臂零件偏转角度测量仪辅助进行。在飞行控制系统已具备全状态调试检测条件后，将长杆类摇臂零件偏转角度测量仪置于测量区域，操作被测零件使其运动至初始位置，将测量仪固定在长杆类摇臂零件的测量点上。准确安装倾角综合指示器并调至零位，操作被测零件使其运动至另一状态后，通过倾角同步指示器的数值变化记录零件实际偏转角度。继续以相同方式对该零件其他偏转角度位置进行精确测量。
[0147]
步骤三、人感操纵系统一体化创新安装检测流程主要从以下相关步骤中得以实现：
[0148]
(1)进行操纵系统手柄类装置偏转力测量工作：
[0149]
在人感操纵系统中，手柄类装置用于向驾驶员提供操纵感觉，并将操纵指令传递至连杆机构中，在该类装置安装完成后，需检测其操纵力应符合操作舒适范围。手动操纵机构测力装置不仅可以应用于座舱盖开启机构的操纵力测量，也可应用于其他操纵系统手柄类零件的操纵力测量工作中。将设备中的手柄轴套安装在待测手柄的测量点上，开启设备电源并按测试要求偏转手柄装置至指定位置，通过力值显示器所示数值记录并检查操纵力是否符合相关要求。
[0150]
(2)进行操纵系统脚蹬装置偏转行程、偏转力测量工作：
[0151]
人感操纵系统中的脚蹬装置为重要操纵附件，对其调试检测的重难点在于偏转行程与偏转力的同步测量，在进行该项工作时，飞机操纵系统脚蹬综合测量装置将极大程度降低操作难度并提高测量精度。首先，安装设备到脚蹬机构组件上，完成数值显示器、数显角度测量装置、传感器等的连接。通过中立定位杆将脚蹬系统固定在中立位置，此时调整刻度指示器与压力数值显示器至零位。拆下中立定位杆并操纵脚蹬机构偏转运动，直至刻度指示器数值达到测量位置时停止偏转并记录此时数值显示器所示压力值。相继完成全部偏转位置及对应偏转力的测试比对工作。
[0152]
(3)进行操纵系统杆系传动自由行程测量工作：
[0153]
该项工作可结合上述操纵系统脚蹬装置偏转行程、偏转力测量工作共同执行。飞机操纵系统为复杂的多杆系组合传动机构，由于其主要机械连接，且连接杆及相关零件存在制造公差，因此固定点间的连接方式会存在微小间隙，全状态装配后，由于该公差产生间隙的累积造成整个杆系存在一定量的自由行程(即空行程)。有效控制杆系的自由行程有助于操纵系统趋于高精度、高响应的优势特点。在脚蹬机构安装相关测量设备后，将操纵杆传动系统空行程测量仪组合并安装在操纵杆的测量位置上，将远端传动反馈部分紧固在终端的执行部件周围结构上，通过缓慢驱使操纵杆移动，至远端执行机构刚好作动状态，此时通过指示器读取操纵杆位移量，相继完成操纵杆各通道的自由行程测量工作。
[0154]
一种飞机安全活门辅助安装方法，包括步骤如下：
[0155]
1)在地面配套时，将飞机安全活门辅助安装装置安装在安全活门支架上，在垫板
1-1上移动固定螺栓支座滑块1-2和挡板支座滑块1-3；
[0156]
2)根据安全活门支架的位置移动调整螺栓1-6在固定螺栓支座1-5上凹槽的位置；
[0157]
3)调整挡板支座调整螺杆1-11和固定螺栓支座调整螺杆1-12，确定挡板支座1-4、固定螺栓支座1-5的高度，使夹紧卡箍距离安全活门的间隙值amm；
[0158]
4)确定轴套1-8上的轴套毡垫1-9和挡板支座1-4上的挡板毡垫1-10对安全活门支架完全限位后，拧紧调整螺栓1-6和固定螺母1-7；
[0159]
5)操作者手持带有该辅助装置的安全活门进入后设备舱中座舱后壁板处；将安全活门与法兰盘对接，保证同轴度；
[0160]
6)将夹紧卡箍边缘紧靠在垫板1-1上进行安装，即可保证夹紧卡箍的偏斜度；
[0161]
7)拧紧自锁螺母，完成安全活门的安装。
[0162]
飞机便携式充气和检测试验设备的使用方法，步骤如下：
[0163]
1)检查飞机便携式充气和检测试验设备整体连接应稳定可靠，试验设备壳体内部、外部，系统管路及元器件外部应清洁，软管连接状态应良好且无破损、老化、开裂等损伤情况，数显压力表a2-6、数显压力表b2-15应在定检周期内，以上均应满足使用需求；
[0164]
2)将手动截止阀2-12螺旋开关旋转至关闭状态，在拆除连接飞机供压端接头的堵帽后，将飞机端接头2-1与机体充气端相连接；在拆除连接气源端接头堵帽后，将气源端接头2-14与气源端相连接；
[0165]
3)将手动截止阀2-18螺旋开关旋转至关闭状态，在拆除连接飞机压力检测端接头的堵帽后，将检测端接头2-20与飞机压力检测端相连接；
[0166]
4)检查飞机端接头2-1、气源端接头2-14以及检测端接头2-20处的连接应紧固，避免出现漏气情况；
[0167]
5)将手动截止阀2-18和手动截止阀2-12螺旋开关旋转至打开状态，向飞机缓慢供压，并分别通过数显压力表a2-6、数显压力表b2-15观察供气端压力p1兆帕和飞机内部压力p2兆帕，待满足试验要求时，可将手动截止阀2-12螺旋开关旋转至关闭状态停止供压；若需要进行相关气密性检查时，可通过观察数显压力表b2-15压力p3兆帕的变化进行气密性检测；
[0168]
6)在完成相关工作后，断开连接端，收起飞机便携式充气和检测试验设备，恢复接头处的堵帽安装，保证密封，防止灰尘、液体污染，恢复飞机状态。
[0169]
一种飞机零件开锁行程测量方法，包括步骤如下：
[0170]
1)松动快卸螺栓3-3，转动左固定架3-1、右固定架3-2，打开零件开锁行程测量装置的夹持区域；先将右固定架3-2靠近所需安装的圆柱面，将其沿圆柱面转动，将左固定架3-1移动到所需位置；固定快卸螺栓3-3；
[0171]
2)将带有移动托架3-6、毛毡垫3-7、丝杠3-8和转动手柄3-11的下止动底座3-5从一侧安装到飞机零件上，旋转转动手柄3-11调节移动托架3-6位置，使其处于零件的运动端下方，并与零件有一定间隙；
[0172]
3)进行检查前预紧工作，先逆时针时针转动转动手柄3-11，使移动托架3-6缓慢接近零件的运动端，直至两者相接触时停止旋转转动手柄3-11；
[0173]
4)进行零件开锁行程检查工作，先通过刻在刻度杆3-12上的刻度线与移动托架3-6上的刻度指针读取当前位置数据amm，然后再逆时针转动转动手柄3-11，移动托架3-6带动
零件的运动端运动，直至开锁瞬间停止旋动转动手柄3-11，此时读取刻度数据b mm，此时，零件的开锁行程c＝b-a mm。
[0174]
飞机异型操纵杆精准测量试验台的使用方法，步骤如下：
[0175]
1)在进行飞机异型操纵杆的预装测量前，需领取操纵杆零件并检查表面应无损伤与装配的稳固性，并按操纵杆两端的固定形式及孔径选择可拆卸接头4-13和选配接头4-11；
[0176]
2)将飞机异型操纵杆精准测量试验台至于平整桌面上，将已选择的可拆卸接头4-13和选配接头4-11分别安装在固定支座4-12和滑动支座4-9上，必要时加装加长连杆4-10；
[0177]
3)自由转动可拆卸接头4-13，使其与飞机异型操纵杆接头位置状态相匹配；
[0178]
4)自由滑动滑动支座4-9，使选配接头4-11可顺利插入被测操纵杆的另一接头；
[0179]
5)将待测量操纵杆从上至下安装在试验台上，通过移动指针4-4在刻度尺4-2的位置读出操纵杆此时的长度数值为a1mm，并完成记录；
[0180]
6)当该操纵杆长度a1mm不满足需求时，将拉杆取下并完成调整工作后，按3-5步骤重新进行测量，读出数值为a2mm并进行比对，直至操纵杆长度符合参数要求；
[0181]
7)可直接在设备上完成操纵杆的保险工作，并于保险完成后将零件取下，按相关要求完成机上连接。
[0182]
一种飞机作动筒活塞杆伸出量测量方法，具体包括步骤如下：
[0183]
1)操纵人员摇动手动开启机构手柄，慢慢打开活动座舱盖；当显示板上的“关闭座舱盖”信号灯由燃亮变成熄灭后，将飞机作动筒活塞杆伸出量测量装置安装在作动筒盖和活塞杆螺母上；
[0184]
2)摆正数显游标卡尺5-9，拧紧卡尺顶丝5-10使其固定在固定支座5-7上；拧紧支座顶丝5-11固定固定支座5-7；
[0185]
3)打开数显游标卡尺5-9电源键，归零；
[0186]
4)操纵人员继续摇动手动开启机构手柄，慢慢打开活动座舱盖到完全开启为止；
[0187]
5)打开数显游标卡尺5-9上的读数，即为活塞杆距开启状态止点的伸出量为a mm。
[0188]
一种长杆类摇臂零件偏转角度测量方法，具体包括步骤如下：
[0189]
1)机上操作者按照调试文件要求，将飞机准备成地面调试状态，并将全机上电，地面调试台的操作者将调试台的工作压力调整至p1，给飞机提供压力源；
[0190]
2)机上操作者操纵飞机上对应的长杆类摇臂零件的按钮到“放下”位置，此时长杆类零件将在液压源的驱动下，处于“放下”位置；
[0191]
3)地面调试台的操作者将调试台的工作压力降为“0mp”；
[0192]
4)地面调试台的操作者调节压力手柄6-5的位置，使水平柱6-14的水平气泡处于中间位置，然后压紧调节压力手柄6-5，将测量仪固定在长杆类摇臂零件的测量点上；
[0193]
5)将倾角综合指示器6-7与倾角同步指示器6-11的转接电缆按照电缆号x1、x2连接起来，然后调节锁紧螺栓6-13，将倾角综合指示器6-7准确安装在倾角综合指示器支撑座6-6上并锁紧，之后再通过倾角综合指示器6-7的“on/off”键开机，“zero”按键将其初始位置清零；
[0194]
6)操作者手持倾角同步指示器6-11到地面液压调试台处，通知机上操作者将长杆类摇臂零件的按钮开关转换到“收上”位置；
[0195]
7)地面液压调试台操作者将调试台的工作压力逐渐升高，这时操作者通过倾角同步指示器6-11注意观察长杆类摇臂零件的偏转变化，当达到偏转角∠a1时，及时记录液压调试台的工作压力p2；
[0196]
8)操作者继续将调试台的工作压力逐渐升高，依次完成长杆类摇臂零件在∠a2、∠a3、∠a4、∠a5的偏转状态下，记录对应的地面液压调试台的工作压力p3、p4、p5、p6；
[0197]
9)当测量工作结束后，先将地面液压调试台的工作压力p1降为0，然后机上操作者排压，将飞机断电；
[0198]
10)地面调试台的操作者调节压力手柄6-5的位置，将测量仪从机上拆下，放到指定位置，即整个测量工作结束。
[0199]
一种手动操纵机构测力方法，包括步骤如下：
[0200]
1)将手柄轴套7-12装到待开启机构手柄上；
[0201]
2)扳动电源开关至“开启”位置，将力值传感器7-11“调零”，通过力值显示器检查力值为“0n”；
[0202]
3)通过调节设备驱动微动开关，驱动电动机构7-15上下运动，从而带动待开启机构手柄运动；在整个运动过程中，通过力值显示器检查力值，并记录各个状态下力的数值a1、a2、a3....；
[0203]
4)检查工作结束后，扳动电源开关至“关闭”位置，拆下手柄轴套7-12。
[0204]
一种飞机操纵系统脚蹬综合测量方法，具体包括步骤如下：
[0205]
1)将中立装置安装在脚蹬机构的立孔中，使脚蹬处于中立位置，此状态下脚蹬无法运动；
[0206]
2)将飞机操纵系统脚蹬综合测量装置组装完毕后，通过固定支座8-9安装在飞机的脚蹬上；
[0207]
3)操作者手持数值显示器8-11与刻度指示器8-2，手动设置零位，并记录此时刻度指示器8-2在刻度盘8-1上对应的位置a1；
[0208]
4)打开数值显示器8-11开关，此时显示屏显示出力值以及角度值，按需求选取读取实时力值模式或读取峰值力值模式后，按压调零按键，调整初始零位；
[0209]
5)将中立装置从脚蹬上拆下；
[0210]
6)操作者将脚放置在工艺踏板上，施加力使脚蹬产生位移；
[0211]
7)通过行程测量杆8-4产生的位移带动刻度盘8-1运动，操作者根据刻度盘8-1与刻度指示器8-2产生的相对位移，读取刻度指示器8-2在刻度盘8-1上对应的位置数值a2，此时，脚蹬行程a＝a1-a2；
[0212]
8)在按照飞机调试技术要求的脚蹬位移值时，此时数值显示器8-11显示的力值即为该脚蹬位移下的力值，显示的角度值即为该脚蹬在改位移下的偏转角度，操作者直接观察显示屏读数获取。
[0213]
一种操纵杆传动系统空行程测量方法，包括步骤如下：
[0214]
1)调节开度调节器2将装夹固定装置1装夹在操纵杆附近的机械结构上；
[0215]
2)调节锁紧螺钉10，将综合测量指示装置11的探头杆装夹在综合测量指示装置固定座9的安装孔中，然后通过锁紧螺钉10将其锁紧；
[0216]
3)将该机械设备的传动杆系中的操纵杆调整到中立位置，然后调节综合测量指示
装置11的探头到操纵杆的测量点，使其二者接触，之后再通过调节将柔性支臂夹紧装置4和球头支臂锁紧装置6将综合测量指示装置11位置固定，并锁紧；
[0217]
4)按压综合测量指示装置11的“on/off”，将其进入开机界面；
[0218]
5)调节张度调节装置17，使夹紧装置16紧固在传动杆系终端的执行部件周围结构上；
[0219]
6)调节装夹锁紧器27，使静触头固定支座28固定在传动杆系终端的执行部件的测量点上；
[0220]
7)调节动触头状态采集装置13的位置，使动触头弹性支臂14的圆形探头与静触头弹性支臂24的圆形探头在传动杆系终端的执行部件运动轨迹上相互接触，然后调节球形调节锁紧装置19和柔性支臂锁紧器22将其锁紧；
[0221]
8)调节动触头弹性支臂调节器12，使动触头弹性支臂14的圆形探头与静触头弹性支臂24的圆形探头刚好接触，此时远程同步指示装置15的指示灯刚好处于“燃亮”状态；
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9)按照操作调试要求，先通过综合测量指示装置11的“zero”键进行数据清零，然后用手缓慢移动操纵杆，此时注意观察综合测量指示装置11中与远程同步指示装置15指示灯功能一样的指示灯状态，当指示灯“熄灭”的瞬间，停止移动操纵杆，记录综合测量指示装置11中的位移量数值s1,然后判断s1是否在规定值x1-x2之间；若s1在二者之间，即该杆系空行程符合要求；该数值s1即为该机械设备某条传动杆系的操纵杆到终端执行部件的空行程；若数值s1不在在规定值x1-x2之间，则需要重新调整操纵杆系或更换相关传动拉杆，直至s1在规定值x1-x2之间。
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表2一体化检测技术解决方案象限示意表
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