CN109533294A - 一种具有可调摩擦力的摇臂装置 - Google Patents

一种具有可调摩擦力的摇臂装置 Download PDF

Info

Publication number
CN109533294A
CN109533294A CN201811361715.4A CN201811361715A CN109533294A CN 109533294 A CN109533294 A CN 109533294A CN 201811361715 A CN201811361715 A CN 201811361715A CN 109533294 A CN109533294 A CN 109533294A
Authority
CN
China
Prior art keywords
rocker arm
output shaft
disk
frictional force
assembly
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN201811361715.4A
Other languages
English (en)
Inventor
邹炎彰
李正
陈丹昱
徐茂
徐渊
文丽辉
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
China Helicopter Research and Development Institute
Original Assignee
China Helicopter Research and Development Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by China Helicopter Research and Development Institute filed Critical China Helicopter Research and Development Institute
Priority to CN201811361715.4A priority Critical patent/CN109533294A/zh
Publication of CN109533294A publication Critical patent/CN109533294A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/26—Transmitting means without power amplification or where power amplification is irrelevant
    • B64C13/28—Transmitting means without power amplification or where power amplification is irrelevant mechanical

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Valve-Gear Or Valve Arrangements (AREA)

Abstract

本申请提供了一种具有可调摩擦力的摇臂装置，属于直升机飞行操纵设计技术领域。所述装置包括摇臂组件(100)、转轴组件(200)和支座组件(300)，其中，所述摇臂组件(100)和转轴组件(200)固定在支座组件(300)上，摇臂组件(100)绕转轴组件(200)的轴对称线转动。摩擦转轴通过固定销和转轴固定在支座组件上，然后摇臂组件穿过摩擦转轴，使得摩擦垫圈和摩擦转轴的摩擦盘紧密接触，该发明装置结构简单，安全、可靠，能保证飞行操纵系统摩擦力、刚度和间隙不变的情况下，将摇臂转向的作用和摩擦力调节的作用进行综合。

Description

一种具有可调摩擦力的摇臂装置
技术领域
本申请属于直升机飞行操纵设计领域，具体涉及一种具有可调摩擦力的摇臂装置。
背景技术
直升机的飞行操纵系统主要由座舱操纵机构(驾驶杆、总距杆、脚蹬)、操纵箱组件(四通道舵机、联动机构、相位仪、混合装置)、拉杆、摇臂、钢索、主助力器和尾助力器等组成，用于操纵自动倾斜器从而来实现对主、尾旋翼控制、操纵。
摇臂的主要作用是用于支持拉杆、传递系统运动，一般按系统的传递线路图确定本组摇臂的传动比、输出位移和换向要求，并结合结构空间确定输入臂和输出臂的尺寸。为了不使摇臂的转角过大而增加非线性摩擦力调节。
摩擦力由系统中各节点处的库伦摩擦及助力器分配阀操纵力组成。摩擦力具有非线性特性。摩擦力过大，容易形成过操纵、不利于回中、难于精确操纵甚至造成驾驶员诱发振荡。系统前段的摩擦力应不小于助力器操纵阀的摩擦力，否则容易造成系统相位滞后过大，精确操纵困难甚至造成驾驶员诱发振荡。当增强系统工作时，在正常条件下，应使串联舵机的输出位移和力传给助力器的转阀，而不应反传到座舱操纵装置上，引起操纵装置的回输振荡，因此系统需有足够的前段支持力，包括摩擦力等，用以克服力反传。目前摇臂和摩擦装置均为独立使用，集成度较差。
发明内容
为了解决上述技术问题至少之一，本发明提供了一种有可调摩擦力的摇臂装置，包括支座组件，所述支座组件具有供摇臂转动的输出轴，其特征在于，所述具有可调摩擦力的摇臂装置包括：
转轴组件，包括摩擦盘与压紧组件，所述摩擦盘穿过并固定设置在所述输出轴上；
摇臂组件，包括摇臂及摩擦垫圈，所述摇臂的一端具有圆盘，所述圆盘具有中心通孔，通过所述中心通孔将所述摇臂转动安装在支座组件输出轴上，摩擦垫圈固定设置在所述圆盘的一侧面上，且当摇臂安装至所述输出轴上时，所述摩擦垫圈被挤压在所述圆盘面与所述摩擦盘之间；
所述转轴组件的压紧组件设置在输出轴穿过所述摇臂的一端上，用于将所述摇臂向所述转轴组件的摩擦盘方向挤压。
优选的是，所述摇臂的圆盘中心通孔与所述输出轴之间设置有开缝衬套。
优选的是，摩擦垫圈摇臂的圆盘铆接或胶接。
优选的是，摩擦盘通过销轴固定在所述支座组件的输出轴上。
优选的是，摩擦盘的中心位置具有柱状凸起，所述柱状凸起具有沿轴向贯穿的通孔，通过该通孔套设且固定在所述支座组件的输出轴上。
优选的是，所述摩擦盘的柱状凸起的通孔具有内螺纹，所述支座组件的输出轴具有外螺纹，所述摩擦盘与所述支座组件的输出轴螺纹连接。
优选的是，所述支座组件的输出轴端部具有螺纹，所述压紧组件包括螺母，转动设置在所述支座组件的输出轴端上。
优选的是，所述螺母为槽型螺母，所述支座组件的输出轴端端部还具有沿径向方向的通孔或盲孔，开口销穿过所述槽型螺母上的槽口后插入所述盲孔，用于限制所述槽型螺母自支座组件的输出轴上脱离。
优选的是，所述槽型螺母与所述摇臂的圆盘之间设置有弹性垫圈。
优选的是，所述弹性垫圈与所述述摇臂的圆盘之间设置有止动垫圈。
附图说明
图1为按照本发明具有可调摩擦力的摇臂装置的一优选实施例的摇臂装置结构示意图。
图2为按照本发明具有可调摩擦力的摇臂装置的一优选实施例的摇臂装置拆分示意图。
图3为按照本发明具有可调摩擦力的摇臂装置的一优选实施例的摇臂摩擦力可调原理图。
其中，100-摇臂组件，200-转轴组件，300-支座组件，101-摇臂，102-开缝衬套，103-摩擦垫圈，201-摩擦盘，202-大垫圈，203-止动垫圈，204-小垫圈，205-弹性垫圈，206-垫圈，207-槽型螺母，208-开口销。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
本发明涉及一种具有可调摩擦力的摇臂装置，如图1及图2所示，包括支座组件300，所述支座组件300具有供摇臂转动的输出轴，所述具有可调摩擦力的摇臂装置包括：
转轴组件200，包括摩擦盘201与压紧组件，所述摩擦盘穿过并固定设置在所述输出轴上；
摇臂组件100，包括摇臂101及摩擦垫圈103，所述摇臂101的一端具有圆盘，所述圆盘具有中心通孔，通过所述中心通孔将所述摇臂101转动安装在支座组件输出轴上，摩擦垫圈103固定设置在所述圆盘的一侧面上，且当摇臂101安装至所述输出轴上时，所述摩擦垫圈103被挤压在所述圆盘面与所述摩擦盘之间；
所述转轴组件200的压紧组件设置在输出轴穿过所述摇臂1的一端上，用于将所述摇臂1向所述转轴组件的摩擦盘201方向挤压。
在一些可选实施方式中，所述摇臂101的圆盘中心通孔与所述输出轴之间设置有开缝衬套102。
在一些可选实施方式中，摩擦垫圈103摇臂101的圆盘铆接或胶接。
在一些可选实施方式中，摩擦盘201通过销轴固定在所述支座组件300的输出轴上。
在一些可选实施方式中，如图2所示，摩擦盘201的中心位置具有柱状凸起，所述柱状凸起具有沿轴向贯穿的通孔，通过该通孔套设且固定在所述支座组件300的输出轴上。
可以理解的是，在本实施例中，摇臂是转动套接在摩擦盘201向外延伸的柱状凸起上的，而摩擦盘201又是与输出轴固定连接的，所以其等效于将摇臂转动套设到输出轴上，该实施例能够保护输出轴不被摇臂转动所摩擦损耗。
在一些可选实施方式中，所述摩擦盘201的柱状凸起的通孔具有内螺纹，所述支座组件300的输出轴具有外螺纹，所述摩擦盘201与所述支座组件300的输出轴螺纹连接。
在一些可选实施方式中，所述支座组件300的输出轴端部具有螺纹，所述压紧组件包括螺母，转动设置在所述支座组件300的输出轴端上。
该实施例中，通过转动螺母，挤压所述摇臂，是摇臂另一侧面与摩擦盘之间的摩擦增大，从而调节了摇臂转动摩擦力。
在一些可选实施方式中，所述螺母为槽型螺母207，所述支座组件300的输出轴端端部还具有沿径向方向的通孔或盲孔，开口销208穿过所述槽型螺母207上的槽口后插入所述盲孔，用于限制所述槽型螺母自支座组件300的输出轴上脱离。
在一些可选实施方式中，所述槽型螺母207与所述摇臂101的圆盘之间设置有弹性垫圈205。
可以理解的是，拧紧槽型螺母207，使得弹性垫圈205形变，对摇臂组件100施加正压力Fn。通过经典的摩擦力计算公式可得，当摇臂组件100绕转轴组件200的轴对称线转动，需要克服其摩擦力f，该摩擦力的大小可调，与施加在摇臂组件100上的正压力成正比。其中，弹性垫圈205可根据需要更换成弹簧。
可调摩擦力的摇臂装置参数设计如下：
如图3建立并简化参数设计，根据总体要求，首先确定该摇臂组件100处的所需力矩大小N1，根据支座组件300确定摩擦垫圈的等效半径R1，通过f＝N1/R1得出所需摩擦力。
如图3所示，通过f＝μFn得出正压力Fn，μ为摩擦垫圈103和摩擦转轴201的摩擦盘的摩擦系数(一般在0.47～0.6)。从该公式可求得Fn，最后按实际选用弹性垫圈205。
在一些可选实施方式中，所述弹性垫圈205与所述述摇臂101的圆盘之间设置有止动垫圈203。
其中，图2所示实施例中，止动垫圈203两侧还可以分别设置大垫圈202及小垫圈204，弹性垫圈205右侧还可以具有垫圈206。
本发明能保证直升机飞行操纵系统在正常运动范围内，通过施加在摇臂组件100上的正压力，使得摇臂组件100在绕自身转轴组件200转动时有一个额外的力矩，该力矩的大小可以根据使用要求进行无极调节。该发明不仅能使摇臂组件拥有常规摇臂的功能，还能提供额外的摩擦力，起到摩擦装置的作用，避免了在该通道额外增加摩擦装置，大大减轻了重量，而且能提高驾驶员的操纵安全性，综合性能好。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种具有可调摩擦力的摇臂装置，包括支座组件(300)，所述支座组件(300)具有供摇臂转动的输出轴，其特征在于，所述具有可调摩擦力的摇臂装置包括：
转轴组件(200)，包括摩擦盘(201)与压紧组件，所述摩擦盘穿过并固定设置在所述输出轴上；
摇臂组件(100)，包括摇臂(101)及摩擦垫圈(103)，所述摇臂(101)的一端具有圆盘，所述圆盘具有中心通孔，通过所述中心通孔将所述摇臂(101)转动安装在支座组件输出轴上，摩擦垫圈(103)固定设置在所述圆盘的一侧面上，且当摇臂(101)安装至所述输出轴上时，所述摩擦垫圈(103)被挤压在所述圆盘面与所述摩擦盘之间；
所述转轴组件(200)的压紧组件设置在输出轴穿过所述摇臂(1)的一端上，用于将所述摇臂(1)向所述转轴组件的摩擦盘(201)方向挤压。
2.如权利要求1所述的具有可调摩擦力的摇臂装置，其特征在于，所述摇臂(101)的圆盘中心通孔与所述输出轴之间设置有开缝衬套(102)。
3.如权利要求1所述的具有可调摩擦力的摇臂装置，其特征在于，摩擦垫圈(103)摇臂(101)的圆盘铆接或胶接。
4.如权利要求1所述的具有可调摩擦力的摇臂装置，其特征在于，摩擦盘(201)通过销轴固定在所述支座组件(300)的输出轴上。
5.如权利要求1所述的具有可调摩擦力的摇臂装置，其特征在于，摩擦盘(201)的中心位置具有柱状凸起，所述柱状凸起具有沿轴向贯穿的通孔，通过该通孔套设且固定在所述支座组件(300)的输出轴上。
6.如权利要求5所述的具有可调摩擦力的摇臂装置，其特征在于，所述摩擦盘(201)的柱状凸起的通孔具有内螺纹，所述支座组件(300)的输出轴具有外螺纹，所述摩擦盘(201)与所述支座组件(300)的输出轴螺纹连接。
7.如权利要求1所述的具有可调摩擦力的摇臂装置，其特征在于，所述支座组件(300)的输出轴端部具有螺纹，所述压紧组件包括螺母，转动设置在所述支座组件(300)的输出轴端上。
8.如权利要求7所述的具有可调摩擦力的摇臂装置，其特征在于，所述螺母为槽型螺母(207)，所述支座组件(300)的输出轴端端部还具有沿径向方向的通孔或盲孔，开口销(208)穿过所述槽型螺母(207)上的槽口后插入所述盲孔，用于限制所述槽型螺母自支座组件(300)的输出轴上脱离。
9.如权利要求7所述的具有可调摩擦力的摇臂装置，其特征在于，所述槽型螺母(207)与所述摇臂(101)的圆盘之间设置有弹性垫圈(205)。
10.如权利要求9所述的具有可调摩擦力的摇臂装置，其特征在于，所述弹性垫圈(205)与所述述摇臂(101)的圆盘之间设置有止动垫圈(203)。
CN201811361715.4A 2018-11-15 2018-11-15 一种具有可调摩擦力的摇臂装置 Pending CN109533294A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811361715.4A CN109533294A (zh) 2018-11-15 2018-11-15 一种具有可调摩擦力的摇臂装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811361715.4A CN109533294A (zh) 2018-11-15 2018-11-15 一种具有可调摩擦力的摇臂装置

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN109533294A true CN109533294A (zh) 2019-03-29

Family

ID=65847836

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811361715.4A Pending CN109533294A (zh) 2018-11-15 2018-11-15 一种具有可调摩擦力的摇臂装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109533294A (zh)

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB795484A (en) * 1955-06-09 1958-05-21 Muller Jacques Improvements in liquid supply and distributing apparatus
CN203923287U (zh) * 2014-06-25 2014-11-05 中国航空工业集团公司北京航空制造工程研究所 一种开缝衬套及与该开缝衬套配合使用的芯棒
CN104315070A (zh) * 2014-08-26 2015-01-28 中国直升机设计研究所 一种可调阻尼器装置
CN105081111A (zh) * 2015-07-21 2015-11-25 贵州航太精密制造有限公司 一种高性能机械连接挤压装置
CN105351390A (zh) * 2015-11-28 2016-02-24 贵州航天林泉电机有限公司 一种单向恒定力矩传动结构
CN205707381U (zh) * 2016-05-06 2016-11-23 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种直升机总距摩擦锁机构
CN106741870A (zh) * 2016-11-30 2017-05-31 中国直升机设计研究所 一种座舱操纵系统及方法
CN108050169A (zh) * 2017-12-03 2018-05-18 中国直升机设计研究所 一种操纵力调节装置

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB795484A (en) * 1955-06-09 1958-05-21 Muller Jacques Improvements in liquid supply and distributing apparatus
CN203923287U (zh) * 2014-06-25 2014-11-05 中国航空工业集团公司北京航空制造工程研究所 一种开缝衬套及与该开缝衬套配合使用的芯棒
CN104315070A (zh) * 2014-08-26 2015-01-28 中国直升机设计研究所 一种可调阻尼器装置
CN105081111A (zh) * 2015-07-21 2015-11-25 贵州航太精密制造有限公司 一种高性能机械连接挤压装置
CN105351390A (zh) * 2015-11-28 2016-02-24 贵州航天林泉电机有限公司 一种单向恒定力矩传动结构
CN205707381U (zh) * 2016-05-06 2016-11-23 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种直升机总距摩擦锁机构
CN106741870A (zh) * 2016-11-30 2017-05-31 中国直升机设计研究所 一种座舱操纵系统及方法
CN108050169A (zh) * 2017-12-03 2018-05-18 中国直升机设计研究所 一种操纵力调节装置

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
康晓军: "小直径直筒开缝衬套制备技术研究", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库》 *
康晓军: "开缝衬套制备技术综述", 《兵器材料科学与工程》 *
黄志明等: "直x 直升机航向操纵系统摩擦力调节及故障排除", 《HTTPS://M.BAIDU.COM/SF_EDU_WENKU/VIEW/34FDF174580216FC700AFDCE》 *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7874526B2 (en) Full authority fly-by-wire pedal system
US7658349B2 (en) Pilot flight control stick haptic feedback system and method
EP1908685B1 (en) Motor balanced active user interface assembly
US8342455B2 (en) Method of assisting piloting, piloting assistance means, and a piloting assistance device for a rotorcraft using said piloting assistance means to implement said piloting assistance method
US8181550B2 (en) Rotary actuator incorporating a force relationship, and a method of reducing angular slack in such a rotary actuator
US8052097B2 (en) Flying control device for a rotorcraft
CN106741870B (zh) 一种座舱操纵系统及方法
US7340327B2 (en) Longitudinal piloting system for a taxiing aircraft
US20070235594A1 (en) Pilot flight control stick feedback system
RU2643858C1 (ru) Устройство управления полетом для летательного аппарата
US11964751B2 (en) Aircraft actuator with no-back, load detent assembly
US20110148666A1 (en) User interface passive haptic feedback system
US7165746B2 (en) Vibration motor primary flight control actuator
CN109533294A (zh) 一种具有可调摩擦力的摇臂装置
US5911390A (en) Bobweight assembly for establishing a force feedback on a manually movable control element
CN116424548B (zh) 一种电比例飞行操纵系统及控制方法和应用
US20150036365A1 (en) Exterior helicopter light unit and method of operating an exterior helicopter light unit
US6290171B1 (en) Device for controlling a helicopter hybrid countertorque system
US20190009921A1 (en) Throttle control system for an aircraft
CN109533292A (zh) 一种直升机脚蹬调节机构
US1223316A (en) Multiple-control system for prime movers.
US20200301463A1 (en) Cyclic stick support and friction adjustment
KR20150130822A (ko) 듀얼식 헬리콥터 비행 조종 장치
US4272046A (en) Hydraulic actuator mechanism to control aircraft spoiler movements through dual input commands
CN106553759A (zh) 一种航空器用双油门控制系统及其航空器

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20190329

RJ01 Rejection of invention patent application after publication