CN111874214A - 一种基于线性执行控制的飞机襟翼机构 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于线性执行控制的飞机襟翼机构，包括一体式支撑架、限位开关a、限位开关b、襟翼电机，所述一体式支撑架包括位于垫板上的罩子，所述罩子与垫板之间设有多组铜套，每组铜套之间滑动连接有拉杆，所述拉杆一端与襟翼电机的推杆相连，所述襟翼电机上连接有垫板，所述垫板两侧分别设有限位开关a、限位开关b；所述襟翼电机的推杆通过摇臂与右驱动杆相连，所述摇臂位于右驱动转盘上，所述右驱动转盘通过钢索与左驱动转盘相连，该左驱动转盘与摇臂式连杆相连，所述摇臂式连杆与电位器相连。本申请结构新颖，具有重量轻、成本低、可靠性高、安装和调试简单的优点。
Description
技术领域
本发明属于飞机部件技术领域，具体涉及一种基于线性执行控制的飞机襟翼机构。
背景技术
襟翼是指现代机翼边缘部分的一种翼面形可动装置，可安装在机翼的后缘和前缘，可向下偏转或向后滑动，其基本效用是增加机翼的面积，在飞行中增加升力。但是襟翼在运行过程中，驾驶舱无法准确读出襟翼的位置，会影响飞机飞行的姿态，不便于驾驶者对飞机进行操控。
现有技术中襟翼驱动与襟翼位置指示方式有以下几种实现方案：
方案一：仅用机械连杆实现飞机襟翼操纵，如小熊飞机；其机械襟翼操纵系统重量大，技术落后；
方案二：采用电机驱动襟翼动作，机械钢索作为襟翼控制和指示的反馈机构，如塞斯纳172飞机；其使襟翼系统的设计复杂，安装和调试不便；
方案三：采用电机驱动襟翼动作，将限位开关安装在驱动丝杠、圆盘和拉杆等位置，以限位开关作为襟翼动作角度和襟翼位置指示的反馈，如钻石40和运12飞机。这种安装方式，一方面使限位开关的定位和固定较为困难；另一方面限位开关同时作为襟翼动作角度和襟翼位置指示的反馈，一旦发生机械或电气故障有可能造成襟翼驱动控制和襟翼位置指示都失效。
发明内容
针对现有技术存在的上述问题，本发明的目的在于提供一种基于线性执行控制的飞机襟翼机构，其结构新颖，具有重量轻、成本低、可靠性高、安装和调试简单等优点。
为实现上述目的，本申请的技术方案为：一种基于线性执行控制的飞机襟翼机构，包括一体式位于垫板上的罩子，所述罩子与垫板之间设有多组铜套，每组铜套之间滑动连接有拉杆，所述拉杆一端与襟翼电机的推杆相连，所述襟翼电机上连接有垫板，所述垫板两侧分别设有限位开关a、限位开关b。
进一步的，所述襟翼电机内置有两个限位开关c，分别对应飞机平飞的0°襟翼位置和飞机着陆的30°襟翼位置；
所述拉杆端部为箭头形，其运动至飞机起飞的10°襟翼位置时触碰限位开关a，运动至飞机复飞的20°襟翼位置时触碰限位开关b。
进一步的，所述电位器通过模数转换器与显示器相连。
进一步的，所述襟翼电机的推杆通过摇臂与右驱动杆相连，所述摇臂位于右驱动转盘上，所述右驱动转盘通过钢索与左驱动转盘相连，该左驱动支撑架、限位开关a、限位开关b、襟翼电机，所述一体式支撑架包括转盘与摇臂式连杆相连，所述摇臂式连杆与电位器相连。
进一步的，在拉杆底部设有两个以上的垫片，所述垫片与垫板滑动连接。
更进一步的，所述襟翼电机的推杆端部位于摇臂端部内，阶梯螺栓穿过摇臂、襟翼电机的推杆、拉杆与销子连接，所述摇臂中部通过转盘轴与右驱动转盘相连。
更进一步的，所述左驱动转盘与左驱动杆相连，所述左驱动杆通过接耳与左襟翼，所述右驱动杆通过接耳与右襟翼。
更进一步的，所述襟翼电机通过电机轴安装在飞机的右机翼上。
作为更进一步的，所述罩子两侧设有对应于限位开关a、限位开关b的行程槽。
作为更进一步的，所述罩子两侧通过多组螺栓与垫板固定连接，所述垫板两端通过螺钉固定在襟翼电机上，在垫板与襟翼电机的连接处设有垫块。
本发明由于采用以上技术方案，能够取得如下的技术效果：
1.襟翼驱动器件和襟翼位置指示器件相互分离，单独的电气故障失效不会相互影响；
2.限位开关a、限位开关b与一体式支撑架的设计，使飞机振动对限位开关触点误动作的影响大大降低；
3.将襟翼电机自带的限位开关c，作为两个极限位置即襟翼最小和最大角度的对应位置，减少了襟翼控制器所需限位开关数量；
4.不同飞机的气动设计有不同的襟翼收放角度，可以通过调节限位开关a、限位开关b的前后位置即可实现调整襟翼收放的角度。
5.采用摇臂式连杆、电位器作为襟翼位置指示的反馈,可以通过调节力臂长度使电位器的阻值与襟翼运动角度相匹配，通用性好。
6.本申请结构新颖，具有重量轻、成本低、可靠性高、安装和调试简单的优点。
附图说明
图1为一种基于线性执行控制的飞机襟翼机构的示意图；
图2为一种基于线性执行控制的飞机襟翼机构的部分分解图；
图3为一种基于线性执行控制的飞机襟翼机构的部分示意图；
图中序号说明：1、电机轴，2、限位开关b，3、罩子，4、销子，5、拉杆，6、转盘轴，7、接耳，8、右驱动杆，9、右驱动转盘，10、摇臂，11、阶梯螺栓，12、襟翼电机的推杆，13、限位开关a，14、襟翼电机，15、垫板，16、铜套，17、垫片，18、钢索，19、左驱动杆，20、左驱动转盘，21、摇臂式连杆，22、电位器。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：以此为例对本申请做进一步的描述说明。
实施例1
襟翼收放有三个位置，飞机平飞时需要襟翼完全收起，飞机起飞时需要襟翼放下一部分角度，飞机着陆时需要襟翼完全放下。如图1-3所示，本实施例提供一种基于线性执行控制的飞机襟翼机构，包括一体式支撑架、限位开关a、限位开关b、襟翼电机，所述一体式支撑架包括位于垫板上的罩子，所述罩子与垫板之间设有多组铜套，每组铜套之间滑动连接有拉杆，所述拉杆一端与襟翼电机的推杆相连，所述襟翼电机上连接有垫板，所述垫板两侧分别设有用于襟翼中间角度限位的限位开关a、限位开关b，拉杆随着襟翼电机的推杆同步运动，实现了对限位开关a、限位开关b的接通/断开动作，以达到襟翼中间角度限位的目的；所述襟翼电机的推杆通过摇臂与右驱动杆相连，所述摇臂位于右驱动转盘上，所述右驱动转盘通过钢索与左驱动转盘相连，该左驱动转盘与摇臂式连杆相连，所述摇臂式连杆与电位器相连，所述电位器输出的电阻，经过模数转换器传输至显示器显示飞机当前的襟翼角度，当不同飞机有不同的襟翼角度时，仅需前后调节摇臂式连杆的固定螺栓，适应所需的运动行程。
所述襟翼电机内置有两个限位开关c，分别对应飞机平飞的0°襟翼位置和飞机着陆的30°襟翼位置。所述拉杆端部为箭头形，其运动至飞机起飞的10°襟翼位置时触碰限位开关a，运动至飞机复飞的20°襟翼位置时触碰限位开关b。
为了减小摩擦，在拉杆底部设有两个以上的垫片，所述垫片与垫板滑动连接。
用于满足飞机不同阶段要求的襟翼控制，其襟翼控制开关设“收起”、“起飞”、“复飞”、“着陆”四个档位；
飞机上电后，飞行员查看空速小于等于一定倍失速速度(可以为1.1倍)、感知主机轮承载时，判断为起飞阶段，发出“起飞”指令控制襟翼电机，襟翼电机的推杆带动拉杆进行运动，进而触碰限位开关a；襟翼电机的推杆通过摇臂进而带动右驱动杆使右襟翼调整为起飞的角度；所述摇臂还带动右驱动转盘进行转动，所述右驱动转盘通过钢索带动左驱动转盘转动，固定在左驱动转盘上的左驱动杆使左襟翼调整为起飞的角度；
飞行员查看空速大于等于一定倍失速速度(可以为1.3倍)、高度大于等于平飞高度，判断为平飞阶段，发出“平飞”指令控制襟翼电机；襟翼电机的推杆触碰其中一个限位开关c，所述襟翼电机的推杆通过摇臂进而带动右驱动杆使右襟翼调整为平飞的角度；所述摇臂还带动右驱动转盘进行转动，所述右驱动转盘通过钢索带动左驱动转盘转动，固定在左驱动转盘上的左驱动杆使左襟翼调整为平飞的角度；
飞行员查看空速大于等于一定倍失速速度(可以为1.3倍)、高度小于等于平飞高度，判断为着陆阶段，发出“着陆”指令控制襟翼电机；襟翼电机的推杆触碰另一个限位开关c，所述襟翼电机的推杆通过摇臂进而带动右驱动杆使右襟翼调整为着陆的角度；所述摇臂还带动右驱动转盘进行转动，所述右驱动转盘通过钢索带动左驱动转盘转动，固定在左驱动转盘上的左驱动杆使左襟翼调整为着陆的角度；
着陆阶段中，飞行员查看空速小于等于一定倍失速速度(可以为1.1)、主机轮离地面距离大，跑道剩余距离不足时，判断为复飞阶段，发出“复飞”指令控制襟翼电机，襟翼电机的推杆带动拉杆进行运动，进而触碰限位开关b；襟翼电机的推杆通过摇臂进而带动右驱动杆使右襟翼调整为复飞的角度；所述摇臂还带动右驱动转盘进行转动，所述右驱动转盘通过钢索带动左驱动转盘转动，固定在左驱动转盘上的左驱动杆使左襟翼调整为复飞的角度；
着陆阶段中，飞行员感知主机轮承载，滑行一段距离后，发出“收起”指令控制襟翼电机；所述襟翼电机的推杆通过摇臂进而带动右驱动杆使右襟翼调整为收起状态；所述摇臂还带动右驱动转盘进行转动，所述右驱动转盘通过钢索带动左驱动转盘转动，固定在左驱动转盘上的左驱动杆使左襟翼调整为收起状态。
在上述过程中电位器输出的电阻，经过模数转换器传输至显示器实时显示飞机当前的襟翼角度。
以上所述，仅为本发明创造较佳的具体实施方式，但本发明创造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创造披露的技术范围内，根据本发明创造的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明创造的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种基于线性执行控制的飞机襟翼机构，其特征在于，包括一体式支撑架、限位开关a、限位开关b、襟翼电机，所述一体式支撑架包括位于垫板上的罩子，所述罩子与垫板之间设有多组铜套，每组铜套之间滑动连接有拉杆，所述拉杆一端与襟翼电机的推杆相连，所述襟翼电机上连接有垫板，所述垫板两侧分别设有限位开关a、限位开关b。
2.根据权利要求1所述一种基于线性执行控制的飞机襟翼机构，其特征在于，所述襟翼电机内置有两个限位开关c，分别对应飞机平飞的0°襟翼位置和飞机着陆的30°襟翼位置；
所述拉杆端部为箭头形，其运动至飞机起飞的10°襟翼位置时触碰限位开关a，运动至飞机复飞的20°襟翼位置时触碰限位开关b。
3.根据权利要求2所述一种基于线性执行控制的飞机襟翼机构，其特征在于，所述襟翼电机的推杆通过摇臂与右驱动杆相连，所述摇臂位于右驱动转盘上，所述右驱动转盘通过钢索与左驱动转盘相连，该左驱动转盘与摇臂式连杆相连，所述摇臂式连杆与电位器相连。
4.根据权利要求2所述一种基于线性执行控制的飞机襟翼机构，其特征在于，所述电位器通过模数转换器与显示器相连。
5.根据权利要求2所述一种基于线性执行控制的飞机襟翼机构，其特征在于，在拉杆底部设有两个以上的垫片，所述垫片与垫板滑动连接。
6.根据权利要求2所述一种基于线性执行控制的飞机襟翼机构，其特征在于，所述襟翼电机的推杆端部位于摇臂端部内，阶梯螺栓穿过摇臂、襟翼电机的推杆、拉杆与销子连接，所述摇臂中部通过转盘轴与右驱动转盘相连。
7.根据权利要求2所述一种基于线性执行控制的飞机襟翼机构，其特征在于，所述左驱动转盘与左驱动杆相连，所述左驱动杆通过接耳与左襟翼，所述右驱动杆通过接耳与右襟翼。
8.根据权利要求2所述一种基于线性执行控制的飞机襟翼机构，其特征在于，所述襟翼电机通过电机轴安装在飞机的右机翼上。
9.根据权利要求2所述一种基于线性执行控制的飞机襟翼机构，其特征在于，所述罩子两侧设有对应于限位开关a、限位开关b的行程槽。
10.根据权利要求2所述一种基于线性执行控制的飞机襟翼机构，其特征在于，所述罩子两侧通过多组螺栓与垫板固定连接，所述垫板两端通过螺钉固定在襟翼电机上，在垫板与襟翼电机的连接处设有垫块。
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Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2004066934A (ja) * | 2002-08-06 | 2004-03-04 | Shimadzu Corp | 舵面異常検出装置 |
| CN202213714U (zh) * | 2011-09-02 | 2012-05-09 | 北京航空航天大学 | 一种后缘襟翼增升装置支撑机构 |
| US20130000432A1 (en) * | 2009-12-22 | 2013-01-03 | Airbus Operations Gmbh | Device for adjusting and locking a movable control surface |
| KR20180059002A (ko) * | 2016-11-25 | 2018-06-04 | 대한민국(국방부 공군참모총장) | 항공기 승강타 지지장치 |
| CN109911180A (zh) * | 2019-04-15 | 2019-06-21 | 重庆恩斯特龙通用航空技术研究院有限公司 | 一种轻型飞机襟翼操纵装置 |
| CN209142387U (zh) * | 2018-07-23 | 2019-07-23 | 王领军 | 一种机翼可拆卸的尾部倾转翼飞行器 |
| CN111114758A (zh) * | 2019-12-06 | 2020-05-08 | 太原理工大学 | 一种异构串联型双余度舵机 |
| US10669037B1 (en) * | 2019-11-26 | 2020-06-02 | Kitty Hawk Corporation | Spring-loaded flaps for air cooling in a wet environment |
-
2020
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Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2004066934A (ja) * | 2002-08-06 | 2004-03-04 | Shimadzu Corp | 舵面異常検出装置 |
| US20130000432A1 (en) * | 2009-12-22 | 2013-01-03 | Airbus Operations Gmbh | Device for adjusting and locking a movable control surface |
| CN202213714U (zh) * | 2011-09-02 | 2012-05-09 | 北京航空航天大学 | 一种后缘襟翼增升装置支撑机构 |
| KR20180059002A (ko) * | 2016-11-25 | 2018-06-04 | 대한민국(국방부 공군참모총장) | 항공기 승강타 지지장치 |
| CN209142387U (zh) * | 2018-07-23 | 2019-07-23 | 王领军 | 一种机翼可拆卸的尾部倾转翼飞行器 |
| CN109911180A (zh) * | 2019-04-15 | 2019-06-21 | 重庆恩斯特龙通用航空技术研究院有限公司 | 一种轻型飞机襟翼操纵装置 |
| US10669037B1 (en) * | 2019-11-26 | 2020-06-02 | Kitty Hawk Corporation | Spring-loaded flaps for air cooling in a wet environment |
| CN111114758A (zh) * | 2019-12-06 | 2020-05-08 | 太原理工大学 | 一种异构串联型双余度舵机 |
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