CN109733591A - 一种拉杆式飞机操纵解脱装置及解脱方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机用解脱装置，包括滑杆、拉杆、锁环以及解脱检测传感器；其中，拉杆和锁环沿滑杆的轴向套设在滑杆的外侧，与滑杆滑动连接，滑杆开设有V形环槽，拉杆的圆盘沿径向开设有用于设置活塞销和第一压缩弹簧的通孔，通孔的外侧端口处设置有锁紧螺母，拉杆和锁环在同一位置设有第二压缩弹簧；锁环上的顶持板上开设有供活塞销穿过的孔，解脱检测传感器设置在锁环背离拉杆的端面上，拉杆上设置磁性标靶，解脱检测传感器连接飞控计算机；能够实现飞行员左右驾驶位操纵彻底分离；并及时将信号反馈给飞行参数记录系统，避免飞行员操纵飞机过程中出现的机械卡滞或主、副驾驶员操纵不一致带来的飞行安全隐患，保障了飞行安全。

Description

一种拉杆式飞机操纵解脱装置及解脱方法

技术领域

本发明属于航空装备技术领域，具体涉及一种拉杆式飞机操纵解脱装置及解脱方法。

背景技术

目前国内机械双人操纵的飞机中，当主副驾驶位任意一方出现机械卡滞或者操纵不一致 时，飞机上通常采用电磁离合器装置或者拉杆装置，将主副驾驶位操纵分开。电磁离合器装置 质量较大，拉杆弹簧装置不能实现操纵的彻底分离。

发明内容

本发明的目的在提供一种带反馈的飞机操纵解脱装置，当飞机驾驶员在正常操纵飞机时， 分别用来将主副驾驶位俯仰、横滚、偏航操纵通道连接在一起，承受拉压载荷，实现主副驾驶 位操纵装置同步运动；当主副驾驶位任意一方出现卡滞或者操纵不一致，受力载荷大于设计值 时，解脱装置脱开，并一直保持解脱状态，实现主副驾驶位操纵互相分离，同时发出解脱信号 至飞控计算机。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种飞机用解脱装置，包括滑杆、拉杆、锁 环、活塞销、第一压缩弹簧、锁紧螺母、第二压缩弹簧、耳环螺栓以及解脱检测传感器；其中， 拉杆和锁环沿滑杆的轴向套设在滑杆的外侧，与滑杆滑动连接，滑杆的外侧与拉杆连接处开设 有V形环槽，拉杆的一端为圆盘，所述圆盘沿径向开设有用于设置活塞销和第一压缩弹簧的 通孔，活塞销的一端卡入滑杆上的V形环槽，另一端连接第一压缩弹簧，通孔的外侧端口处 设置有锁紧螺母，拉杆和锁环在同一位置沿轴向开设有用于安装第二压缩弹簧的盲孔；锁环上 设置有一顶持板，顶持板上开设有供活塞销穿过的孔，拉杆的圆盘上开设有与顶持板相匹配的 凹槽，解脱检测传感器设置在锁环背离拉杆的端面上，拉杆上设置磁性标靶，解脱检测传感器 连接飞控计算机。

活塞销外侧开设有卡槽，卡槽的高度与顶持板的厚度一致；活塞销与滑杆接触端为半球形。

滑杆上设置锁环的一端连接有一连接管，滑杆和连接管可拆卸连接。

滑杆和连接管的管壁沿径向开设锥形孔，所述锥形孔中设置锥形螺栓，锥形螺栓的螺纹端 设置有紧固螺母。

滑杆与锁环之间以及滑杆与拉杆之间均设置有耐磨套。

解脱检测传感器与锁环可拆卸连接，解脱检测传感器包括感应探头和磁性标靶，磁性标靶 安装在拉杆内部。

滑杆为空心圆柱结构，拉杆的另一端为空心杆结构，拉杆的圆盘端也采用空心结构。

连接管和拉杆的自由端均设置有内螺纹，耳环螺栓通过所述内螺纹分别连接连接管和拉 杆。

拉杆与锁环连接处的圆周面涂覆有用于识别操纵杆相互解脱的标识。

本发明的另一个方案为：拉杆式飞机操纵解脱装置的解脱方法，主副驾驶位的操纵杆的任 一操纵通道卡滞或操纵不一致，拉杆两端承受的载荷大于设定值；

拉杆对活塞销的作用力超过第一压缩弹簧的压力，活塞销从V形槽中脱出，同时第二压 缩弹簧推动锁环与拉杆分离，顶持板前端卡住活塞销，进而将拉杆的轴向位置固定，实现两个 操纵杆彻底解脱；

两个操纵杆彻底解脱后，解脱检测传感器检测到拉杆与锁扣的距离变化，解脱检测传感器 将其检测到的信号传送至飞控计算机，实现对操纵杆的状态的实时反馈。

与现有技术相比，本发明至少具有以下有益效果：主副驾驶位任意一方出现卡滞或者操纵 不一致，受力载荷大于设计力值时，解脱装置脱开，并一直保持解脱状态，实现主副驾驶位操 纵互相分离，同时发出解脱信号至飞控计算机；本发明质量轻并且能够实现飞行员左右驾驶位 操纵彻底分离；当解脱检测传感器检测到拉杆和锁环的分离后，能及时将信号反馈给飞行参数 记录系统，避免飞行员操纵飞机过程中出现的机械卡滞或主、副驾驶员操纵不一致带来的飞行 安全隐患，保障了飞行安全。

装置在解脱状态，相应位置处应具有明显标记，飞机维护相关人员通过观察标记来判断解 脱装置工作状态，并对解脱状态进行恢复。解脱装置的长度可在一定范围内进行调节。

进一步的，活塞销外侧开设有卡槽，卡槽的高度与顶持板的厚度一致，实现顶持板对活塞 销稳定的压力。

进一步的，滑杆上设置锁环的一端连接有一连接管，滑杆和连接管可拆卸连接，能方便更 换不同长度的连接管，增大本发明的适用范围以及产品的可靠性。

进一步的，滑杆和连接管的管壁沿径向开设锥形孔，所述锥形孔中设置锥形螺栓，锥形螺 栓的螺纹端设置有紧固螺母，采用锥形孔配合锥形螺栓连接，同时对径向和轴向进行有效定位， 有效防止振动使连接处变得松动。

进一步的，滑杆与锁环之间以及滑杆与拉杆之间均设置有耐磨套，防止对滑杆、拉杆以及 锁环产生摩擦，极大地延长其使用寿命，降低本发明的维修率，提高整体操纵装置的安全性与 可靠性。

进一步的，滑杆为空心圆柱结构，拉杆的另一端为空心杆结构，拉杆的圆盘端也采用空心 结构，空心结构在不影响其强度的前提下，有效降低机载重量。

进一步的，拉杆与锁环连接处的圆周面涂覆有用于识别操纵杆相互解脱的标识，在操作时， 使用者能快速识别操纵杆是否已经相互解脱，从而进行快速响应，提高其操作的精准性。

进一步的，活塞销与滑杆接触端为半球形，减小滑杆与活塞销之间的运动阻力。

附图说明

图1为本发明解脱装置整体结构示意图；

图2为本发明解脱装置锁紧状态示意图；

图3为解脱装置解脱状态示意图；

图4为解脱检测传感器示意图。

附图中，1-耳环螺栓、2-解脱检测传感器、3-调节螺母、4-压缩弹簧1、5-活塞销、6-滑杆、7-耐磨套、 8-拉杆、9-压缩弹簧2、10-锁环、11-锥形螺栓、12-连接管、13-接插件、14-感应探头、15-顶持板。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。

如图1和图2所示，一种飞机用解脱装置，包括滑杆6、拉杆8、锁环10、活塞销5、第一压缩弹簧4、锁紧螺母3、第二压缩弹簧9、耳环螺栓1以及解脱检测传感器2；其中，拉杆 8和锁环10沿滑杆6的轴向套设在滑杆6的外侧，与滑杆6滑动连接，滑杆6的外侧与拉杆8 连接处开设有V形环槽，拉杆8的一端为圆盘，所述圆盘沿径向开设有用于设置活塞销5和 第一压缩弹簧4的通孔，活塞销5的一端卡入滑杆6上的V形环槽，另一端连接第一压缩弹 簧4，通孔的外侧端口处设置有锁紧螺母3，拉杆8和锁环10在同一位置沿轴向开设有用于安 装第二压缩弹簧的盲孔；锁环10上设置有一顶持板15，顶持板15上开设有供活塞销5穿过 的孔，拉杆8的圆盘上开设有与顶持板15相匹配的凹槽，解脱检测传感器2设置在锁环10 背离拉杆8的端面上，拉杆8上设置磁性标靶，解脱检测传感器2连接飞控计算机。

滑杆6为空心圆柱结构，一端开设有两个的通孔，通过锥型螺栓11与连接管12进行 连接，中间是V形环槽的空心圆柱结构；拉杆8，为圆盘结构，可沿着滑杆6外侧往复滑动， 拉杆8的一端与锁环10接触，另一端与耳环螺栓1通过螺纹连接，拉杆8端面开设有一盲孔， 盲孔用于安装第二压缩弹簧9，拉杆8径向开设有安装第一压缩弹簧4和活塞销5的通孔，拉 杆8外表面与锁环接触面涂覆有标识，本发明优选的，拉杆8外表面与锁环接触面红色标记； 锁环10为圆盘结构，可沿着滑杆6外侧往复滑动，锁环10的一端安装解脱检测传感器2，另 一端开设有用于第二压缩弹簧9的孔。

活塞销5的一端为圆柱头结构，另一端开设盲孔，盲孔中设置穿第一压缩弹簧4；第一压 缩弹簧4安装在活塞销5的一端，通过锁紧螺母3将活塞销5与滑杆6压紧接触，提供预紧力， 使得装置处于锁紧状态。

锁紧螺母3通过螺纹安装在拉杆8上，调节锁紧螺母3在拉杆上的旋入深度从而对解脱力 进行微调。

第二压缩弹簧9安装在锁环和拉杆的中间孔内部，当解脱装置分离时起到分离锁环和拉杆 的作用。

耐磨套7安装在拉杆8上，减少拉杆8与滑杆6发生相对滑动时产生的摩擦。

解脱检测传感器2通过螺钉固定在锁环10，其磁性标靶安装在拉杆8内部，当锁环10与 拉杆8发生相对位移时感应探头将检测信号发送到飞控计算机。

锥型螺栓11，将连接管12与拉杆8相互连接起来，具有相应的固定作用。

连接管12是为了将达到解脱结构的长度要求，将结构做成分体式，便于整体结构在飞机 底板上的安装。

当飞机正常飞行时，本发明中活塞销5处于滑杆6的V形环槽内，在第一压缩弹簧4的 作用下，使滑杆6和拉杆8处于锁紧状态，从而实现左右驾驶位操纵同步运动，解脱装置锁紧 状态，如图2所示；其中锁紧螺母3的作用是对解脱力大小进行调节。

当主副驾驶位任一操纵通道卡滞，或者操纵不一致，解脱装置两端耳环螺栓1承受的拉压 载荷大于设定值时，导致拉杆8对活塞销5的作用力沿第一压缩弹簧4轴向分力大于预紧力， 活塞销5移动至设定位置，锁环10在第二压缩弹簧9推动下卡在活塞销5的环槽内，使活塞 销5不再与拉杆表面接触，解脱装置脱开，如图3所示。

解脱装置工作过程中锁环10和拉杆8可以在滑杆6上往复滑动，为避免飞机在飞行过程 中的振动造成锁环10、拉杆8和滑杆6之间的过度磨损，解脱装置中安装两个耐磨套7；既保 证解脱过程滑动顺畅，又减少零件之间的过度磨损；拉杆组件上安装解脱检测传感器2，拉杆 8上设置磁性标靶，当拉杆组件与锁环10分离，使解脱检测传感器2与磁性标靶的距离达到 设定值时，此时装置处于解脱状态，解脱检测传感器2发出解脱信号至飞控计算机；同时拉杆 8上相应位置上的红色涂覆标记露出，如图3所示。

本发明所述拉杆式飞机操纵解脱装置的解脱方法具体为，主副驾驶位的操纵杆的任一操纵 通道卡滞或操纵不一致，两端耳环螺栓1承受的载荷大于设定值；

拉杆8对活塞销5的作用力超过第一压缩弹簧4的压力，活塞销5从V形槽中脱出，同时第二压缩弹簧9推动锁环10与拉杆8分离，顶持板15前端卡住活塞销5，进而将拉杆8的 轴向位置固定，实现两个操纵杆彻底解脱；

两个操纵杆彻底解脱后，解脱检测传感器2检测到拉杆8与锁扣10的距离变化，解脱检 测传感器2将其检测到的信号传送至飞控计算机，实现对操纵杆的状态的实时反馈。

本发明采用耳环螺栓1与操纵机构进行连接，且耳环螺栓1连接有连接管12，可实现装 置长度可调节。

解脱检测传感器2包括接插件13和感应探头14，利用霍尔效应原理来实现解脱状态的检 测，如图4所示，感应探头是操纵装置解脱检测传感器2的核心部件，安装于解脱检测传感器 2的顶部，安装在拉杆8内的磁性标靶与感应探头14产生相对位置变化，使得感应探头14探 测到磁通量的变化，感应探头14的感应电动势也随之产生变化，当感应电动势增大或减小到 设定值时，感应探头14输出开关信号，通过接插件13经过开关转换电路后传送至飞控计算机。

当解脱检测传感器2检测到拉杆8和锁环10的分离后，能及时将信号反馈给飞行参数记 录系统，避免飞行员操纵飞机过程中出现的机械卡滞或主、副驾驶员操纵不一致带来的飞行安 全隐患，保障了飞行安全。

Claims (10)

1.一种飞机用解脱装置，其特征在于，包括滑杆(6)、拉杆(8)、锁环(10)、活塞销(5)、第一压缩弹簧(4)、锁紧螺母(3)、第二压缩弹簧(9)、耳环螺栓(1)以及解脱检测传感器(2)；其中，拉杆(8)和锁环(10)沿滑杆(6)的轴向套设在滑杆(6)的外侧，与滑杆(6)滑动连接，滑杆(6)的外侧与拉杆(8)连接处开设有V形环槽，拉杆(8)的一端为圆盘，所述圆盘沿径向开设有用于设置活塞销(5)和第一压缩弹簧(4)的通孔，活塞销(5)的一端卡入滑杆(6)上的V形环槽，另一端连接第一压缩弹簧(4)，通孔的外侧端口处设置有锁紧螺母(3)，拉杆(8)和锁环(10)在同一位置沿轴向开设有用于安装第二压缩弹簧的盲孔；锁环(10)上设置有一顶持板(15)，顶持板(15)上开设有供活塞销(5)穿过的孔，拉杆(8)的圆盘上开设有与顶持板(15)相匹配的凹槽，解脱检测传感器(2)设置在锁环(10)背离拉杆(8)的端面上，拉杆(8)上设置磁性标靶，解脱检测传感器(2)连接飞控计算机。

2.根据权利要求1所述的拉杆式飞机操纵解脱装置，其特征在于，活塞销(5)外侧开设有卡槽，卡槽的高度与顶持板(15)的厚度一致；活塞销(5)与滑杆(6)接触端为半球形。

3.根据权利要求1所述的拉杆式飞机操纵解脱装置，其特征在于，滑杆(6)上设置锁环(10)的一端连接有一连接管(12)，滑杆(6)和连接管(12)可拆卸连接。

4.根据权利要求3所述的拉杆式飞机操纵解脱装置，其特征在于，滑杆(6)和连接管(12)的管壁沿径向开设锥形孔，所述锥形孔中设置锥形螺栓，锥形螺栓的螺纹端设置有紧固螺母。

5.根据权利要求1所述的拉杆式飞机操纵解脱装置，其特征在于，滑杆(6)与锁环(10)之间以及滑杆(6)与拉杆(8)之间均设置有耐磨套(7)。

6.根据权利要求1所述的拉杆式飞机操纵解脱装置，其特征在于，解脱检测传感器(2)与锁环(10)可拆卸连接，解脱检测传感器(2)包括感应探头(14)和磁性标靶，磁性标靶安装在拉杆(8)内部。

7.根据权利要求1所述的拉杆式飞机操纵解脱装置，其特征在于，滑杆(6)为空心圆柱结构，拉杆(8)的另一端为空心杆结构，拉杆(8)的圆盘端也采用空心结构。

8.根据权利要求7所述的拉杆式飞机操纵解脱装置，其特征在于，连接管(12)和拉杆(8)的自由端均设置有内螺纹，耳环螺栓(1)通过所述内螺纹分别连接连接管(12)和拉杆(8)。

9.根据权利要求1所述的拉杆式飞机操纵解脱装置，其特征在于，拉杆(8)与锁环(10)连接处的圆周面涂覆有用于识别操纵杆相互解脱的标识。

10.如权利要求1～9任一项所述拉杆式飞机操纵解脱装置的解脱方法，其特征在于，主副驾驶位的操纵杆的任一操纵通道卡滞或操纵不一致时，拉杆(8)两端承受的载荷大于设定值；

拉杆(8)对活塞销(5)的作用力超过第一压缩弹簧(4)的压力，活塞销(5)从V形槽中脱出，同时第二压缩弹簧(9)推动锁环(10)与拉杆(8)分离，顶持板(15)前端卡住活塞销(5)，进而将拉杆(8)的轴向位置固定，实现两个操纵杆彻底解脱；

两个操纵杆彻底解脱后，解脱检测传感器(2)检测到拉杆(8)与锁扣(10)的距离变化，解脱检测传感器(2)将其检测到的信号传送至飞控计算机，实现对操纵杆的状态的实时反馈。