CN104875874B - 一种飞机副翼执行机构 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及飞机机翼的执行机构设计，涉及一种飞机副翼执行机构，能够解决复合伺服舵机在外形较薄且机翼结构内部空间有限的飞机翼面上布局困难的问题。飞机副翼执行机构中，设置在飞机机体上的电液控制分配机构，能够通过液压管路分别控制设置在左副翼上的左侧作动筒和右副翼上的右侧作动筒，从而分别驱动左舵面和右舵面转动，使得外形较薄且机翼结构内部空间有限的飞机翼面的舵面能够通过复合伺服舵机进行驱动。
Description
技术领域
本发明涉及飞机机翼的执行机构设计，涉及一种飞机副翼执行机构。
背景技术
飞机的方向舵、升降舵以及副翼的舵面需要采用执行机构进行驱动，以实现不同的功能。之前较为常用的执行机构是采用单液压系统驱动作动筒，作动筒再驱动舵面，其缺点是安全系数不高。
随后，复合伺服舵(组合舵机)机解决上述问题。复合伺服舵机是将带有电磁阀、伺服阀的电液控制分配机构与作动筒整合到一起。但是，复合伺服舵机由于体积较大，多用作具有较宽较厚气动外形的飞机翼面的执行机构，例如方向舵的执行机构。对于气动外形较薄且机翼结构内部空间有限的飞机翼面，复合伺服舵机的布局困难。
发明内容
本发明的目的在于提供一种飞机副翼执行机构，能够解决复合伺服舵机在外形较薄且机翼结构内部空间有限的飞机翼面上布局困难的问题。
本发明的技术方案是：
一种飞机副翼执行机构，所述飞机副翼包括位于飞机机体侧面的左副翼和右副翼，其特征在于，所述飞机副翼执行机构包括：
左侧作动筒，设置所述左副翼上，与所述左副翼的舵面连接，以驱动所述左副翼的舵面转动；
右侧作动筒，设置所述右副翼上，与所述右副翼的舵面连接，以驱动所述右副翼的舵面转动；
电液控制分配机构，设置在所述飞机机体上，通过液压管路分别与所述左侧作动筒和所述右侧作动筒连接，用于驱动所述左侧作动筒和所述右侧作动筒；
控制器，用于控制所述电液控制分配机构对所述左侧作动筒和所述右侧作动筒进行驱动。
可选地，所述电液控制分配机构包括主电液控制分配机构和副电液控制分配机构，所述主电液控制分配机构与副电液控制分配机构并联独立设置，且均与所述左侧作动筒和所述右侧作动筒连接；
所述控制器配置成：
当所述主电液控制分配机构与所述副电液控制分配机构均正常时，仅控制所述主电液控制分配机构对所述左侧作动筒和所述右侧作动筒进行驱动；
当所述主电液控制分配机构发生故障时，控制所述副电液控制分配机构对所述左侧作动筒和所述右侧作动筒进行驱动。
可选地，所述左侧作动筒和所述右侧作动筒均包括四个，每个所述左侧作动筒和每个所述右侧作动筒均包括两个油路接口；
所述主电液控制分配机构连接有四根所述液压管路，其中两根所述液压管路分别与两个所述左侧作动筒连接，以驱动所述两个左侧作动筒；
所述主电液控制分配机构的另外两根所述液压管路分别与两个所述右侧作动筒连接，以驱动所述两个右侧作动筒；
所述副电液控制分配机构连接有四根所述液压管路，其中两根所述液压管路分别另外两个所述左侧作动筒连接，以驱动所述两个左侧作动筒；
所述副电液控制分配机构的另外两根所述液压管路分别另外两个所述右侧作动筒连接，以驱动所述两个右侧作动筒。
可选地，所述的飞机副翼执行机构还包括：
舵面位置传感器，分别设置在所述左副翼和所述右副翼上，用于检测所述左副翼和所述右副翼的舵面的转动角度信息；
所述控制器还用于根据所述转动角度信息分别判断所述左副翼和所述右副翼的舵面的转动角度，再分别将所述转动角度与所述左副翼和所述右副翼的舵面的预偏转角度进行比较，最终根据比较结果分别控制所述左侧作动筒和所述右侧作动筒对所述舵面的转动角度进行修正。
可选地，所述控制器为飞行控制计算机。
可选地，所述的飞机副翼执行机构还包括：
液压源，其高压进油和低压回油分别通过液压管路与所述电液控制分配机构连通。
本发明的有益效果：
本发明的飞机副翼执行机构中，设置在飞机机体上的电液控制分配机构，能够通过液压管路分别控制设置在所述左副翼上的左侧作动筒和所述右副翼上的右侧作动筒，从而分别驱动左舵面和右舵面转动，使得外形较薄且机翼结构内部空间有限的飞机翼面的舵面能够通过复合伺服舵机进行驱动。
附图说明
图1是本发明飞机副翼执行机构装配后的结构示意图；
图2是本发明电液控制分配机构的结构示意图；
图3是本发明主控活塞的剖视图；
图4是本发明组合阀的剖视图；
图5是本发明安全稳定阀的剖视图；
图6是本发明液压作动筒的结构示意图。
具体实施方式
这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。
如图1至图6所示，本发明的飞机副翼执行机构，包括电液控制分配机构4、左侧作动筒31、右侧作动筒32、液压源以及控制器等。
飞机副翼可以包括位于飞机机体(中间的除去副翼的部分，图中未完全示出)侧面的左副翼1和右副翼2。另外，副翼部分通常外形较薄且机翼结构内部空间有限，在不改变机翼结构或者机翼内部器部件布局的情形下，传统的复合伺服舵(组合舵机)无法布置或者很难进行设置。
电液控制分配机构4即是复合伺服舵，设置在飞机机体上，主要功能在于可依据控制器提供给舵机的电信号，控制内部油路中液压油流量的分配，从而使得其输出端的液压油流量与电信号成一定的映射关系。电液控制分配机构的主要组成部分包括进油油滤、单向活门、主控活塞、组合阀、电磁阀、安全稳定阀、伺服阀、小舵机壳体、前壳体、后壳体、大底板、传感器等。
液压源包括有高压进油和低压回油，高压进油和低压回油分别通过液压管路5与电液控制分配机构4连通。液压源可以单独设置或者采用飞机上自身的液压源，本实施例中是采用飞机液压源。
左侧作动筒31设置左副翼1上，与左副翼1的左舵面11连接，以驱动左舵面11转动。右侧作动筒32，设置右副翼2上，与右副翼2的右舵面21连接，以驱动右舵面21转动。进一步，电液控制分配机构4通过液压管路5分别与左侧作动筒31和右侧作动筒32连接，用于驱动左侧作动筒31和右侧作动筒32。
控制器用于根据操作指令或者自身设定的指令控制电液控制分配机构4对左侧作动筒31和右侧作动筒32进行驱动。控制器可以采用多种结构，本实施例中，控制器为飞行控制计算机。
本发明的飞机副翼执行机构中，电液控制分配机构4能够通过液压管路5分别控制设置在左副翼1上的左侧作动筒31和右副翼2上的右侧作动筒32，从而分别驱动左舵面11和右舵面21转动，使得外形较薄且机翼结构内部空间有限的飞机翼面的舵面能够通过复合伺服舵机进行驱动，同时提高飞机的安全性与可靠性。
进一步，电液控制分配机构4包括主电液控制分配机构和副电液控制分配机构，主电液控制分配机构与副电液控制分配机构并联独立设置，且均与左侧作动筒31和右侧作动筒32连接；
控制器配置成：
当所述主电液控制分配机构与副电液控制分配机构均正常时，仅控制主电液控制分配机构对左侧作动筒31和右侧作动筒32进行驱动。当主电液控制分配机构发生故障时，控制副电液控制分配机构对左侧作动筒(31)和右侧作动筒32进行驱动。
满足功率要求的单个作动器尺寸也超出机翼内的空间限制，所以在本发明的飞机副翼执行机构中，将作动筒减小活塞截面积，采用多个作动筒并列工作的形式。具体地，左侧作动筒31和右侧作动筒32均包括四个，每个左侧作动筒31和每个右侧作动筒32均包括两个油路接口。
主电液控制分配机构连接有四根液压管路5，其中两根液压管路5分别与两个左侧作动筒31连接，以驱动两个左侧作动筒31。主电液控制分配机构的另外两根液压管路5分别与两个右侧作动筒32连接，以驱动两个右侧作动筒32。
副电液控制分配机构连接有四根液压管路5，其中两根液压管路5分别另外两个左侧作动筒31连接，以驱动两个左侧作动筒31。副电液控制分配机构的另外两根所述液压管路5分别另外两个所述右侧作动筒32连接，以驱动所述两个右侧作动筒32。
本发明的飞机副翼执行机构中还包括舵面位置传感器6，具体为两个，分别设置在左副翼1和右副翼2上，用于检测舵面11和右舵面21的转动角度信息。舵面位置传感器为角位移传感器，可以根据指针偏转角度转化为电信号，控制器能够根据转动角度信息(电信号)分别判断舵面11和右舵面21的转动角度，再分别将转动角度与舵面11和右舵面21的预偏转角度进行比较，最终根据比较结果分别控制左侧作动筒31和右侧作动筒32对舵面11和右舵面21的转动角度进行修正，提高飞行的稳定性和安全性。
本发明的飞机副翼执行机构中，执行机构所使用的助力液压源来自于飞机液压系统，飞机带两套液压系统，相互独立。高压液压源均为28MPa油压，低压回油源均为1.0MPa，利用液压管路的排布与分配，使得在执行机构制定侧产生所需要的油压差与液压流量。
液压作动筒为驱动舵面的实际执行机构，为液压缸与活塞的滑动运动副结构，活塞伸出缸体外侧设计有连接耳环。液压缸两头均有液压油路连接管嘴，一侧与高压进油油路相连，另一侧与低压回油油路相连，从而使活塞两侧产生压差，推动活塞运动。
本发明的飞机副翼执行机构中，两台电液控制分配机构4通过电缆与飞行控制计算机相连，并通过液压硬管与飞机液压源的高压进油与低压回油相连，同时各自通过液压硬管与每侧四个副翼液压作动筒相连。液压作动筒的耳环接头以铰链形式连接到副翼舵面上，副翼舵面与机翼的主结构也以铰链形式相连。每侧一个舵面位置传感器6利用拉杆与舵面上的耳环进行铰接，并利用电缆与飞行控制计算机连接，从而形成控制反馈。
电液控制分配机构4接受飞行控制计算机给出的指令对液压油进行分配，控制液压油路中的油压与流量，从而在作动筒活塞两端形成高低压差驱动作动筒伸缩。伸缩的作动筒与舵面相连，从而使舵面能够绕固定转轴进行上下偏转。舵面的偏转带动舵面位置传感器指针旋转，传感器将变化的电信号通过电缆传回给飞行控制计算机并进行解算比较，从而形成一套完成控制闭环回路。副翼舵面的上下差动偏转使得飞机在飞行中得到气动滚转力矩，进行滚转运动。
为保证飞行安全，飞机中液压系统进行了双余度设计，即有两套(主和副)液压系统进行供压。单个(主或副)电液控制分配机构中也设计为两套液压通路，分别与飞机液压系统相连，并分别与舵面上的作动筒构成一套执行机构，从而形成副翼伺服作动系统的液压双余度设计。在其中一路液压系统出现故障时，另一套液压系统能够保证飞机对舵面仍具有操纵能力。
本发明的电液控制分配机构4(组合舵机)的进口油滤用于过滤进入产品中的工作介质，保护产品。滤芯由斜纹编织金属网做成，并装在产品壳体的孔中。堵盖将油滤安装固定于壳体的孔中，并用保险丝锁紧，油滤为标准化产品。
钢球单向活门设置在每个系统主控阀的进油口，防止液压油倒流，为成熟货架产品组件。
主控活塞包括阀芯、阀套、限程套和活塞杆等，小舵机(组合舵机中的一个)两个通道的控制液压油在主活塞处综合，再通过阀芯、阀套控制负载液压油的输出。前、后壳体上的主控活塞通过连接臂组件串连成一体，将Ⅰ、Ⅱ系统连接并形成四余度、双液压系统操纵。
组合阀用来控制小舵机负载输出两腔的沟通与隔断、伺服阀高压油的通断及监控活塞的控制油路。当组合阀的控制腔低压时，伺服阀负载两腔沟通(也即主控阀操纵油缸的两腔沟通)，伺服阀的高压进油口被切断，系统高压油经过组合阀通向监控活塞；当控制腔通入高压油时，阀芯右移，伺服阀负载两腔之间隔断，高压油进入伺服阀，监控活塞对应油路通回油。
电磁阀由电磁铁和阀体两部分组成，在产品中的作用是控制进油高压油路和回油低压油路的通断。电磁阀是两位三通阀，电磁铁通电时，液压系统高压油进入组合阀控制腔，组合阀阀芯换位，当电磁铁断电时，组合阀控制腔通回油，阀芯复位。
安全稳定阀设置在小舵机伺服阀与监控活塞之间，连接着伺服阀负载两腔，当负载两腔压差高于门限值时，将高压腔压力释放至回油通路，从而保护伺服阀结构免遭破坏，同时也将监控活塞压差降低，减小监控活塞运动的瞬态撞击。
伺服阀是舵机流量的控制部件，将舵机指令电信号转换成控制流量，其输入端与输出端均有两套独立的液压油路接口，其中的油路也相互独立，可以同时提供两套油路循环，从而形成液压双余度。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (4)
1.一种飞机副翼执行机构，所述飞机副翼包括位于飞机机体侧面的左副翼(1)和右副翼(2)，其特征在于，所述飞机副翼执行机构包括：
左侧作动筒(31)，设置所述左副翼(1)上，与所述左副翼(1)的左舵面(11)连接，以驱动所述左舵面(11)转动；
右侧作动筒(32)，设置所述右副翼(2)上，与所述右副翼(2)的右舵面(21)连接，以驱动所述右舵面(21)转动；
电液控制分配机构(4)，设置在所述飞机机体上，通过液压管路(5)分别与所述左侧作动筒(31)和所述右侧作动筒(32)连接，用于驱动所述左侧作动筒(31)和所述右侧作动筒(32)；
控制器，用于控制所述电液控制分配机构(4)对所述左侧作动筒(31)和所述右侧作动筒(32)进行驱动；
所述电液控制分配机构(4)包括主电液控制分配机构和副电液控制分配机构，所述主电液控制分配机构与副电液控制分配机构并联独立设置，且均与所述左侧作动筒(31)和所述右侧作动筒(32)连接；
所述控制器配置成：
当所述主电液控制分配机构与所述副电液控制分配机构均正常时，仅控制所述主电液控制分配机构对所述左侧作动筒(31)和所述右侧作动筒(32)进行驱动；
当所述主电液控制分配机构发生故障时，控制所述副电液控制分配机构对所述左侧作动筒(31)和所述右侧作动筒(32)进行驱动；
所述左侧作动筒(31)和所述右侧作动筒(32)均包括四个，每个所述左侧作动筒(31)和每个所述右侧作动筒(32)均包括两个油路接口；
所述主电液控制分配机构连接有四根所述液压管路(5)，其中两根所述液压管路(5)分别与两个所述左侧作动筒(31)连接，以驱动所述两个左侧作动筒(31)；
所述主电液控制分配机构的另外两根所述液压管路(5)分别与两个所述右侧作动筒(32)连接，以驱动所述两个右侧作动筒(32)；
所述副电液控制分配机构连接有四根所述液压管路(5)，其中两根所述液压管路(5)分别与另外两个所述左侧作动筒(31)连接，以驱动所述两个左侧作动筒(31)；
所述副电液控制分配机构的另外两根所述液压管路(5)分别与另外两个所述右侧作动筒(32)连接，以驱动所述两个右侧作动筒(32)。
2.根据权利要求1所述的飞机副翼执行机构，其特征在于，还包括：
舵面位置传感器(6)，分别设置在所述左副翼(1)和所述右副翼(2)上，用于检测所述左舵面(11)和所述右舵面(21)的转动角度信息；
所述控制器还用于根据所述转动角度信息分别判断所述左舵面(11)和所述右舵面(21)的转动角度，再分别将所述转动角度与所述左舵面(11)和所述右舵面(21)的预偏转角度进行比较，最终根据比较结果分别控制所述左侧作动筒(31)和所述右侧作动筒(32)对所述左舵面(11)和所述右舵面(21)的转动角度进行修正。
3.根据权利要求1所述的飞机副翼执行机构，其特征在于，所述控制器为飞行控制计算机。
4.根据权利要求1所述的飞机副翼执行机构，其特征在于，还包括：
液压源，其高压进油和低压回油分别通过液压管路(5)与所述电液控制分配机构(4)连通。
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