CN104477372A - 一种飞机非线性襟副翼连杆机构 - Google Patents

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本发明属于飞行控制技术领域，涉及一种飞机非线性襟副翼连杆机构。所述机构包括收放作动筒(1)、左侧输出传动摇臂(2)、输入传动摇臂(3)、右侧输出传动摇臂(4)、左侧输出传动杆(5)、左侧传动杆(6)、右侧传动杆(7)、右侧输出传动杆(8)。本发明在有限空间内，以非线性连杆机构作为襟副翼舵面的传动机构，有效、灵活、可靠、简易的实现了翼面驱动功能。

Description

一种飞机非线性襟副翼连杆机构
技术领域
本发明属于飞行控制技术领域，涉及一种飞机非线性襟副翼连杆机构。
背景技术
襟副翼连杆机构是舰载机襟翼、内-外缝翼作动系统的一部分。襟翼、内侧缝翼、外侧缝翼作动系统通过液电阀、作动筒控制左右缝翼同步偏转；左右襟副翼在起飞-着陆时同步下偏实现襟翼增升功能。而舰载机襟翼连杆机构的作用是连接作动筒与飞机相关舵面，实现对襟副翼舵面的灵活控制。
传统襟副翼连杆机构设计采用拉杆与摇臂处于相互垂直的位置，机构在此位置附近运动，此种传动关系近似为线性，运动关系与力传递关系容易计算，但对空间开阔性要求较大，若实现较复杂运动功能时，需要提供足够的系统组织空间。根据舰载机性能需求，要求实现舰载机襟副翼的外侧缝翼的后退和偏转这一舵面复杂变形运动，需要利用连杆机构设计处一种新型襟副翼操纵机构，使该机构能够安装到飞机襟副翼翼面偏转段内部，并能驱动襟副翼中的缝翼实现后退和偏转。由于翼面结构空间的限制，连杆机构的拉杆与摇臂设计时有较大夹角，因此此襟副翼连杆机构的运动为非线性。非线性运动系统在设计计算和分析时有很大困难。
发明内容
本发明的目的是：发明一种非线性襟副翼连杆机构，以适应襟副翼的运动要求与空间限制要求。
本发明的技术方案是：一种飞机非线性襟副翼连杆机构，其特征为：所述机构包括收放作动筒1、左侧输出传动摇臂2、输入传动摇臂3、右侧输出传动摇臂4、左侧输出传动杆5、左侧传动杆6、右侧传动杆7、右侧输出传动杆8；其中，收放作动筒1是成品，为机构的施力部件，一端固定在机翼结构上，另一端与输入传动摇臂3的一个支臂连接，使此支臂成为输入支臂，输入传动摇臂3的转轴固定在机翼结构上，输入传动摇臂3有三个支臂，另两个支臂为输出支臂，其中左侧输出支臂与左侧传动杆6一端连接，左侧传动杆6的另一端与左侧输出传动摇臂2的输入支臂连接，左侧输出传动摇臂2的转轴固定在机翼结构上，左侧输出传动摇臂2的另一个支臂为输出支臂，与左侧输出传动杆5的一端连接，左侧输出传动杆5的另一端连接在舵面9的左端；输入传动摇臂3右侧输出支臂与右侧传动杆7一端连接，右侧传动杆7的另一端与右侧输出传动摇臂4的输入支臂连接，右侧输出传动摇臂4的转轴固定在机翼结构上，右侧输出传动摇臂4的另一个支臂为输出支臂，与右侧输出传动杆8的一端连接，右侧输出传动杆8的另一端连接在舵面9的右端。
本发明的有益效果是：本发明在有限空间内，以非线性连杆机构作为襟副翼舵面的传动机构，有效、灵活、可靠、简易的实现了翼面驱动功能。
附图说明
图1为本发明飞机非线性襟副翼连杆机构组成原理图；
图2为本发明飞机非线性襟副翼连杆机构工作原理图；
图3为本发明中的输入传动摇臂3的特征元素图；
图4为本发明中的左侧输出传动摇臂2的特征元素图；
图5为本发明中的右侧输出传动摇臂4的特征元素图。
其中，1-收放作动筒、2-左侧输出传动摇臂、3-输入传动摇臂、4-右侧输出传动摇臂、5-左侧输出传动杆、6-左侧传动杆、7-右侧传动杆、8-右侧输出传动杆、9-舵面。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的具体实施方式做进一步说明。
(一)系统组成
参见图1，本发明的技术方案是：一种非线性襟副翼连杆机构，其中收放作动筒1是成品，为机构的施力部件，一端固定在机翼结构上，另一端与输入传动摇臂3的一个支臂连接，使此支臂成为输入支臂，输入传动摇臂3的转轴固定在机翼结构上，输入传动摇臂3有三个支臂，另两个支臂为输出支臂，其中左侧输出支臂与左侧传动杆6一端连接，左侧传动杆6的另一端与左侧输出传动摇臂2的输入支臂连接，左侧输出传动摇臂2的转轴固定在机翼结构上，左侧输出传动摇臂2的另一个支臂为输出支臂，与左侧输出传动杆5的一端连接，左侧输出传动杆5的另一端连接在舵面9的左端；输入传动摇臂3右侧输出支臂与右侧传动杆7一端连接，右侧传动杆7的另一端与右侧输出传动摇臂4的输入支臂连接，右侧输出传动摇臂4的转轴固定在机翼结构上，右侧输出传动摇臂4的另一个支臂为输出支臂，与右侧输出传动杆8的一端连接，右侧输出传动杆8的另一端连接在舵面9的右端。
(二)系统工作原理
参加图2，收放作动筒1的输出杆伸出时，输入传动摇臂3顺时针转动，带动左侧传动杆6、右侧传动杆7向左运动，左侧传动杆6带动左侧输出摇臂2逆时针转动，带动左侧输出传动杆5向下运动。同时，右侧传动杆7带动右侧输出传动摇臂4顺时针转动，带动右侧输出传动杆8向下运动。左侧输出传动杆5与右侧输出传动杆8的运动量经过各个运动环节的调整后是相同的，因此可带动舵面9伸出。
当收放作动筒1的输出杆缩回时，可带动舵面9收回，原理与舵面9伸出类似。
(三)主要零部件
本发明的主要零部件是图1中的输入传动摇臂3、左侧输出传动摇臂2、右侧输出传动摇臂4，其主要特征输出元素见图3、图4、图5中所示尺寸。
(四)主要零部件特征元素的作用
图3中输入传动摇臂3的输入/输出支臂半径98/126.5、两输出支臂间夹角23°、图4中左侧输出传动摇臂2输入/输出支臂半径126.5/100、输入输出支臂间夹角84.8°、图5中右侧输出传动摇臂4中的输入/输出支臂半径100/142、输入输出支臂间夹角63.3°为特征元素。这些特征元素加上输入传动摇臂3、左侧输出传动摇臂2、右侧输出传动摇臂4的布置位置，最终决定右侧传动杆7、右侧输出传动杆8是否能够达到同步、同行程进行运动与力的输出，实现连杆机构的正常运转。

Claims (1)

1.一种飞机非线性襟副翼连杆机构，其特征为：所述机构包括收放作动筒(1)、左侧输出传动摇臂(2)、输入传动摇臂(3)、右侧输出传动摇臂(4)、左侧输出传动杆(5)、左侧传动杆(6)、右侧传动杆(7)、右侧输出传动杆(8)；其中，收放作动筒(1)是成品，为机构的施力部件，一端固定在机翼结构上，另一端与输入传动摇臂(3)的一个支臂连接，使此支臂成为输入支臂，输入传动摇臂(3)的转轴固定在机翼结构上，输入传动摇臂(3)有三个支臂，另两个支臂为输出支臂，其中左侧输出支臂与左侧传动杆(6)一端连接，左侧传动杆(6)的另一端与左侧输出传动摇臂(2)的输入支臂连接，左侧输出传动摇臂(2)的转轴固定在机翼结构上，左侧输出传动摇臂(2)的另一个支臂为输出支臂，与左侧输出传动杆(5)的一端连接，左侧输出传动杆(5)的另一端连接在舵面(9)的左端；输入传动摇臂(3)右侧输出支臂与右侧传动杆(7)一端连接，右侧传动杆(7)的另一端与右侧输出传动摇臂(4)的输入支臂连接，右侧输出传动摇臂(4)的转轴固定在机翼结构上，右侧输出传动摇臂(4)的另一个支臂为输出支臂，与右侧输出传动杆(8)的一端连接，右侧输出传动杆(8)的另一端连接在舵面(9)的右端。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108082448A (zh) * 2017-11-03 2018-05-29 中航通飞研究院有限公司 一种双腔液压助力器非线性补偿装置
CN108100233A (zh) * 2017-11-20 2018-06-01 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种襟副翼
CN111301664A (zh) * 2019-12-11 2020-06-19 贵州贵航飞机设计研究所 一种张开式翼尖减速板的驱动方法
CN113753259A (zh) * 2021-09-24 2021-12-07 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种襟副翼运动机构设计方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4605187A (en) * 1984-03-09 1986-08-12 The Boeing Company Wing flap mechanism
CN201045075Y (zh) * 2007-06-13 2008-04-09 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种襟翼双四连杆运动机构
CN201597752U (zh) * 2010-02-08 2010-10-06 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 飞机升降舵调整片随动机构
CN102040002A (zh) * 2010-12-02 2011-05-04 北京航空航天大学 大型飞机增升装置中曲线滑轨-连杆机构
CN102574574A (zh) * 2009-09-03 2012-07-11 空中客车运营有限公司 用于可调节体在其在支撑结构部件上的调节期间的运动导引的调节机构、用于增升体的运动调节的调节机构和包括类似调节机构的增升系统

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4605187A (en) * 1984-03-09 1986-08-12 The Boeing Company Wing flap mechanism
CN201045075Y (zh) * 2007-06-13 2008-04-09 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种襟翼双四连杆运动机构
CN102574574A (zh) * 2009-09-03 2012-07-11 空中客车运营有限公司 用于可调节体在其在支撑结构部件上的调节期间的运动导引的调节机构、用于增升体的运动调节的调节机构和包括类似调节机构的增升系统
CN201597752U (zh) * 2010-02-08 2010-10-06 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 飞机升降舵调整片随动机构
CN102040002A (zh) * 2010-12-02 2011-05-04 北京航空航天大学 大型飞机增升装置中曲线滑轨-连杆机构

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
何智等: "飞机升降舵六杆机构优化设计", 《机械设计与研究》 *

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108082448A (zh) * 2017-11-03 2018-05-29 中航通飞研究院有限公司 一种双腔液压助力器非线性补偿装置
CN108082448B (zh) * 2017-11-03 2022-10-28 中航通飞研究院有限公司 一种双腔液压助力器非线性补偿装置
CN108100233A (zh) * 2017-11-20 2018-06-01 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种襟副翼
CN108100233B (zh) * 2017-11-20 2021-01-08 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种襟副翼
CN111301664A (zh) * 2019-12-11 2020-06-19 贵州贵航飞机设计研究所 一种张开式翼尖减速板的驱动方法
CN113753259A (zh) * 2021-09-24 2021-12-07 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种襟副翼运动机构设计方法
CN113753259B (zh) * 2021-09-24 2023-09-22 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种襟副翼运动机构设计方法

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