CN109733591B - 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环的距离变化，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φ6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与锁环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 (8)

1.一种拉杆式飞机操纵解脱装置，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；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；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）；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）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。

4.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）。

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，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。

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，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。

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，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。

8.如权利要求1~7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）与锁环（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。

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