CN107701617A - 一种飞机操纵单侧卡阻角位移解脱结构 - Google Patents

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李建
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    • F16D43/202—Automatic clutches actuated entirely mechanically controlled by torque, e.g. overload-release clutches, slip-clutches with means by which torque varies the clutching pressure of the ratchet type
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Abstract

本发明属于飞机操纵系统设计领域，具体涉及一种飞机操纵单侧卡阻角位移解脱结构。现有的一种飞机操纵单侧卡阻角位移解脱结构由弹簧、凸轮、弹簧安装架、带有滚子的底板、长轴和短轴组成，凸轮的设计过程复杂，加工精度要求高，整个解脱机构体积大，重量重，解脱后要克服弹簧力的作用，导致飞行员带杆力操纵，降低了飞行品质。本发明的飞机操纵单侧卡阻角位移解脱结构，在正、副驾驶杆系之间采用旋转式力矩限制器对发生单侧卡阻时的故障进行脱开处理，并通过接近开关对旋转式力矩限制器的状态进行监测，从而对脱开状态进行反馈。实现正副驾驶在过载工况下的及时脱开，脱开后残余力矩小，脱开迅速，安全可靠，体积小，重量轻。

Description

一种飞机操纵单侧卡阻角位移解脱结构
技术领域
本发明属于飞机操纵系统设计领域，具体涉及一种飞机操纵单侧卡阻角位移解脱结构。
背景技术
现有的一种飞机操纵单侧卡阻角位移解脱结构由弹簧、凸轮、弹簧安装架、带有滚子的底板、长轴和短轴组成，长轴和短轴分别与正副驾驶杆系连接，当长轴或短轴上传递的力矩小于弹簧力产生的力矩时，弹簧不动作，滚子和凸轮的受力也是平衡的，整个解脱机构刚性传递力矩，当长轴或短轴上传递的力矩大于弹簧力产生的力矩时，弹簧被拉伸，滚子从凸轮凹槽中滑出，沿凸轮面滚动，轴上不传递扭矩，从而实现解脱作用。
其缺点是：凸轮的设计过程复杂，加工精度要求高，整个解脱机构体积大，重量重，解脱后要克服弹簧力的作用，导致飞行员带杆力操纵，降低了飞行品质。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是：提出一种飞机操纵单侧卡阻角位移解脱机构，实现正副驾驶在过载工况下的及时脱开，脱开后残余力矩小，脱开迅速，安全可靠，体积小，重量轻。
本发明的飞机操纵单侧卡阻角位移解脱结构，在正、副驾驶杆系之间采用旋转式力矩限制器对发生单侧卡阻时的故障进行脱开处理，并通过接近开关对旋转式力矩限制器的状态进行监测，从而对脱开状态进行反馈。
该机构还包括依次连接的法兰轴、旋转式力矩限制器和主轴，其中法兰轴的另一端与正驾驶杆系连接，主轴的另一端与副驾驶杆系连接。
在所述主轴上还具有固定接近开关的环形的安装架。
所述法兰轴与旋转式力矩限制器沿周向通过头部带保险孔的圆柱螺钉连接。
所述固定接近开关通过上、下两侧的六角较薄螺母固定在安装架上。
所述主轴端部穿过安装架的底孔、旋转式力矩限制器的轴孔进入法兰轴的内孔中，并通过深沟球轴承支撑；所述主轴通过杆部的平键与旋转式力矩限制器的轴孔连接；所述主轴与安装架沿周向通过90°沉头螺钉固定连接。
所述接近开关对旋转式力矩限制器的位移进行监测。
当正、副驾驶杆系之一出现卡阻时，所述旋转式力矩限制器的两部分转动结构之间产生相对转动，其中一部分转动结构端面凹槽中的钢珠被挤出，从而将两部分转动结构脱开，同时正、副驾驶杆系脱离。
本发明的有益效果是：实现了操纵卡阻后脱开的功能，脱开迅速，残余力很小，体积小，重量轻，安全可靠，提高了飞机的操纵品质。
附图说明
图1是本发明解脱结构的组成示意图；
图2是法兰轴的结构示意图；
图3是法兰轴的剖视图；
图4是安装架的结构示意图；
图5是主轴的结构示意图；
图6是主轴的剖视图；
图7是正常状态下力矩限制器的状态示意图；
图8是单侧卡阻时力矩限制器的状态示意图。
具体实施方式
下面对本发明做进一步详细说明，飞机操纵单侧卡阻角位移解脱结构，包括法兰轴1、头部带保险孔的圆柱螺钉2、旋转式力矩限制器3、接近开关4、六角较薄螺母5、安装架6、90°沉头螺钉7、深沟球轴承8和主轴9；法兰轴1左端与正驾驶杆系花键连接，腔体内安装深沟球轴承8，轴肩1b处为深沟球轴承8外圈的限位，右端法兰盘1c的6个通孔与旋转式力矩限制器3的左端面螺纹孔用头部带保险孔的圆柱螺钉2连接，选择与头部带保险孔的圆柱螺钉2相对应的保险丝，将6个头部带保险孔的圆柱螺钉2的头部保险孔用保险丝穿起来防止松动；旋转式力矩限制器3的内孔键槽与主轴9上的平键9b键连接，且键的两端面与旋转式力矩限制器3的两端面平齐，主轴9左端安装在深沟球轴承8的内圈，主轴9的轴肩9a为深沟球轴承8内圈的限位；安装架6的左端从主轴9的右端穿入轴上，使安装架6上的3个90°沉头螺钉孔与主轴9上的3个通螺纹孔9c相对应，用3个90°沉头螺钉7将安装架6与主轴9连接起来；将2个六角较薄螺母5分别从2个接近开关4的底端旋入接近开关4螺纹部分，再将这2个接近开关4的底端分别旋入安装架6的上下两个通螺纹孔6b，调整合适的感应距离之后，分别将2个六角较薄螺母5从安装架6的过孔6e伸入接近开关4的底端，旋入接近开关4螺纹部分。
参见图2-3,所述的法兰轴1，由杆体1e、法兰盘1c、内花键1a、轴肩1b和螺钉孔1d组成；杆体1e的长度可根据安装尺寸进行设计调整，外径和内径由设计极限载荷确定，内花键1a与正驾驶杆系的花键轴连接，轴肩1b用来限位深沟球轴承8的外圈，法兰盘1c圆形带有法兰，与旋转式力矩限制器3的左端面连接，法兰盘1c上有不少于3个的螺钉孔1d。
参见图4,所述的安装架6，上下各有一个切平面6a，便于安装六角较薄螺母5，切平面上各有一个通螺纹孔6b，用来安装接近开关4，切平面6a的背面是切平面6d，便于安装六角较薄螺母5，过孔6e方便伸入安装切平面6d处的六角较薄螺母5，90°沉头螺钉孔6c不少于3个，也可用螺钉孔、销孔代替，用来安装在主轴9上。
参见图5-6,所述的主轴9，轴的左端有轴肩9a，用来固定深沟球轴承8的内圈，平键9b与旋转式力矩限制器3的内孔键槽配合，通螺纹孔9c的数量及大小与安装架6的90°沉头螺钉孔6c相对应，内花键9d与副驾驶杆系的花键轴连接。
如图7-8，所述的旋转式力矩限制器3的工作原理是：当旋转式力矩限制器两端受到的力矩小于其解脱力矩时，旋转式力矩限制器刚性传递力矩；当旋转式力矩限制器任何一端卡阻，另一端受到的力矩大于其脱开力矩时，蝶形弹簧翻转，带动开关板移动，使得压在凹槽内的钢珠滑出凹槽，旋转式力矩限制器呈脱开状态，无法传递力矩。
本发明的工作原理是：该飞机操纵单侧卡阻角位移解脱机构连接在正副驾驶之间，当正副驾驶杆系任何一侧传递的力矩小于旋转式力矩限制器3的解脱力矩时，该解脱机构刚性传递力矩，保证正副驾驶同步运动；当正副驾驶杆系任何一侧卡阻，另一侧传递的力矩大于旋转式力矩限制器3的解脱力矩时，旋转式力矩限制器3的蝶形弹簧反转，开关板移动，触发接近开关4输出信号，钢珠从凹槽中滑出，旋转式力矩限制器3完全脱开，将连接正副驾驶杆系的法兰轴1和主轴9脱开，使得操纵系统将卡阻侧脱开，确保飞机的正常操纵。
实施例
本实施例中，一种飞机操纵人工感觉力产生装置，包括法兰轴1、头部带保险孔的圆柱螺钉2、旋转式力矩限制器3、接近开关4、六角较薄螺母5、安装架6、90°沉头螺钉7、深沟球轴承8、主轴9；法兰轴1左端与正驾驶杆系花键连接，腔体内安装深沟球轴承8，轴肩1b处为深沟球轴承8外圈的限位，右端法兰盘1c的6个通孔与旋转式力矩限制器3的左端面螺纹孔用头部带保险孔的圆柱螺钉2连接，选择与头部带保险孔的圆柱螺钉2相对应的保险丝，将6个头部带保险孔的圆柱螺钉2的头部保险孔用保险丝穿起来防止松动；旋转式力矩限制器3的内孔键槽与主轴9上的平键9b键连接，且键的两端面与旋转式力矩限制器3的两端面平齐，主轴9左端安装在深沟球轴承8的内圈，主轴9的轴肩9a为深沟球轴承8内圈的限位；安装架6的左端从主轴9的右端穿入轴上，使安装架6上的3个90°沉头螺钉孔与主轴9上的3个通螺纹孔9c相对应，用3个90°沉头螺钉7将安装架6与主轴9连接起来；将2个六角较薄螺母5分别从2个接近开关4的底端旋入接近开关4螺纹部分，再将这2个接近开关4的底端分别旋入安装架6的上下两个通螺纹孔6b，调整合适的感应距离之后，分别将2个六角较薄螺母5从安装架6的过孔6e伸入接近开关4的底端，旋入接近开关4螺纹部分。
所述的安装架6有2个切平面6a，安装4个六角较薄螺母5，切平面上各有一个通螺纹孔6b，用来安装接近开关4，切平面6a的背面是切平面6d，便于安装六角较薄螺母5，过孔6e方便伸入安装切平面6d处的六角较薄螺母5，用3个90°沉头螺钉孔6c，也可用螺钉孔、销孔代替，用来安装在主轴9上。
所述的主轴的左端有轴肩9a，用来固定深沟球轴承8的内圈，平键9b与旋转式力矩限制器3的内孔键槽配合，通螺纹孔9c的数量及大小与安装架6的90°沉头螺钉孔6c相对应，内花键9d与副驾驶杆系的花键轴连接。
所述的法兰轴1的长度为337mm、法兰盘1c的最大外径为宽度为14.5mm、螺钉孔1d直径为5mm；杆体1e的长度为322.5mm，外径为内径为内花键1a与正驾驶杆系的花键轴连接，轴肩1b用来限位深沟球轴承8的外圈，法兰盘1c圆形带有法兰，与旋转式力矩限制器3的左端面连接，法兰盘1c上有6个螺钉孔1d。
所述的旋转式力矩限制器3的脱开力矩可选定为45Nm,外径轴向厚度为46mm，重量为1Kg。
此实施例的飞机操纵角位移超控杆的超控角行程可达到±60°，中立位的安装中心距最大有500mm，重量最大为1.8Kg，大大减小了体积和重量，超控后无残余力。

Claims (8)

1.一种飞机操纵单侧卡阻角位移解脱结构，其特征在于：在正、副驾驶杆系之间采用旋转式力矩限制器(3)对发生单侧卡阻时的故障进行脱开处理，并通过接近开关(4)对旋转式力矩限制器(3)的状态进行监测，从而对脱开状态进行反馈。
2.根据权利要求1所述的飞机操纵单侧卡阻角位移解脱结构，其特征在于：该机构还包括依次连接的法兰轴(1)、旋转式力矩限制器(3)和主轴(9)，其中法兰轴(1)的另一端与正驾驶杆系或副驾驶杆系连接，主轴(9)的另一端与副驾驶杆系或正驾驶杆系连接。
3.根据权利要求2所述的飞机操纵单侧卡阻角位移解脱结构，其特征在于：在所述主轴(9)上还具有固定接近开关(4)的环形的安装架(6)。
4.根据权利要求3所述的飞机操纵单侧卡阻角位移解脱结构，其特征在于：所述法兰轴(1)与旋转式力矩限制器(3)沿周向通过头部带保险孔的圆柱螺钉(2)连接。
5.根据权利要求3所述的飞机操纵单侧卡阻角位移解脱结构，其特征在于：所述固定接近开关(4)通过上、下两侧的六角较薄螺母(5)固定在安装架(6)上。
6.根据权利要求3所述的飞机操纵单侧卡阻角位移解脱结构，其特征在于：所述主轴(9)端部穿过安装架(6)的底孔、旋转式力矩限制器(3)的轴孔进入法兰轴(1)的内孔中，并通过深沟球轴承(8)支撑；所述主轴(9)通过杆部的平键(9b)与旋转式力矩限制器(3)的轴孔连接；所述主轴(9)与安装架(6)沿周向通过90°沉头螺钉(7)固定连接。
7.根据权利要求6中所述的飞机操纵单侧卡阻角位移解脱结构，其特征在于：所述接近开关(4)对旋转式力矩限制器(3)的位移进行监测。
8.根据权利要求1-7中任一项所述的飞机操纵单侧卡阻角位移解脱结构，其特征在于：当正、副驾驶杆系之一出现卡阻时，所述旋转式力矩限制器(3)的两部分转动结构之间产生相对转动，其中一部分转动结构端面凹槽中的钢珠被挤出，从而将两部分转动结构脱开，同时正、副驾驶杆系脱离。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110107616A (zh) * 2019-04-26 2019-08-09 江苏泰克曼传动设备有限公司 一种用于过载保护的力矩限制器
CN111976955A (zh) * 2020-07-24 2020-11-24 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 民机电传飞控双驾驶杆盘的单侧卡阻故障处理方法和装置

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0873937A2 (en) * 1997-04-21 1998-10-28 Dowty Boulton Paul Limited Variable torque limiting device
CN101929509A (zh) * 2009-06-26 2010-12-29 江苏省徐州锻压机床厂集团有限公司 具有过扭矩保护功能的联轴器
CN201940504U (zh) * 2010-12-31 2011-08-24 江苏亚威机床股份有限公司 机械伺服数控转塔冲床的主传动过载保护机构
CN103291778A (zh) * 2013-01-05 2013-09-11 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种双操纵飞机操纵系统解脱机构
CN105270605A (zh) * 2014-07-18 2016-01-27 哈米尔顿森德斯特兰德公司 混合转矩限制旋转止回装置
CN105465210A (zh) * 2016-02-01 2016-04-06 辽宁科技学院 扭矩过载保护器

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0873937A2 (en) * 1997-04-21 1998-10-28 Dowty Boulton Paul Limited Variable torque limiting device
CN101929509A (zh) * 2009-06-26 2010-12-29 江苏省徐州锻压机床厂集团有限公司 具有过扭矩保护功能的联轴器
CN201940504U (zh) * 2010-12-31 2011-08-24 江苏亚威机床股份有限公司 机械伺服数控转塔冲床的主传动过载保护机构
CN103291778A (zh) * 2013-01-05 2013-09-11 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种双操纵飞机操纵系统解脱机构
CN105270605A (zh) * 2014-07-18 2016-01-27 哈米尔顿森德斯特兰德公司 混合转矩限制旋转止回装置
CN105465210A (zh) * 2016-02-01 2016-04-06 辽宁科技学院 扭矩过载保护器

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110107616A (zh) * 2019-04-26 2019-08-09 江苏泰克曼传动设备有限公司 一种用于过载保护的力矩限制器
CN111976955A (zh) * 2020-07-24 2020-11-24 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 民机电传飞控双驾驶杆盘的单侧卡阻故障处理方法和装置
CN111976955B (zh) * 2020-07-24 2023-03-14 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 民机电传飞控双驾驶杆盘的单侧卡阻故障处理方法和装置

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