CN112678151B - 襟翼间交联装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及襟翼间交联装置。该装置包括内侧襟翼连接接头、外侧襟翼连接接头、套筒、作动杆、运动行程测量传感器和即时止动触发机构；内侧襟翼连接接头连接至套筒；外侧襟翼连接接头连接至作动杆；套筒设有至少一排止动孔；作动杆能相对于套筒轴向滑动；运动行程测量传感器用于测量作动杆相对于套筒的运动行程；即时止动触发机构包括信号控制器和止动销组件，止动销组件包括轨道筒和止动销；当运动行程测量传感器感测到故障时，信号控制器向止动销组件发出信号，止动销从轨道筒内推出，且与一个止动孔配合，锁定作动杆和套筒。根据上述技术方案，本发明能起到以下有益技术效果：能在感测到脱开故障之后即时止动，降低冲击能量。

Description

襟翼间交联装置

技术领域

本发明涉及航空技术领域，尤其涉及一种襟翼间交联装置。

背景技术

大型飞机襟翼增升系统单侧通常由两至三块翼面组成，各翼面由集中驱动的同轴机械系统分别同步驱动，翼面之间独立滑动或偏转，单块襟翼翼面一般由两个作动器同时操纵。当其中某一作动器脱开故障后，剩余完好的作动器需能够维持整个翼面偏角，以保持左右机翼升力平衡，但大型飞机襟翼翼面展弦比较大，单个作动器脱开后，襟翼容易发生翘曲扭转，破坏整个机翼气动设计，增大左右机翼配平难度。为避免该情况可能需要付出较大的重量代价来增强襟翼安装与运动机构甚至襟翼和机翼盒段的刚度。

此外，驱动单块襟翼翼面运动的两个作动器载荷是按照襟翼安装与运动机构、襟翼和机翼盒段等增升系统整体刚度分配，可能相差两三倍，导致一强一弱设计。作动器的承载能力通常由襟翼正常工作情况的操纵载荷决定，当较强一个作动器脱开后，较弱作动器上载荷增大显著，有可能超过作动器正常设计承载能力，导致较弱作动器需要针对脱开故障载荷而进行专门的加强。但单作动器脱开故障属于小概率事件(10e-8左右)，这种设计可能并非最经济设计。

为解决上述问题，可通过在相邻襟翼之间增加一个“交联装置”(襟翼交联装置英文简称“ICS”)，在发生单作动器脱开故障后，通过向另外一块完好翼面两个作动器分载，有效降低较弱作动器上的脱开故障载荷，并通过增加额外约束限制襟翼翼面翘曲扭转，保持良好的同步性。

目前已有的交联系统设计，在传感器侦测到脱开故障后左右不对称后(行程的5％左右)，并不立刻锁死系统，而是到达预设止动位置后，通过不可逆的塑性变形等锁死系统。该类设计理念导致在脱开故障发生后，襟翼交联装置传载前且完好作动器传载达到上限后，多余气动载荷导致襟翼翼面发生刚体运动，并持续加速，将对襟翼交联装置产生一个显著的冲击。导致襟翼交联装置动态峰值载荷可能显著高于锁死后的平衡静态载荷，为此需加强襟翼交联装置、襟翼等相关结构设计，背负很大的结构重量代价，并专门设计吸能阻尼装置以克服襟翼交联装置制动过程所需克服的动能，吸能元件几何尺寸与对襟翼间有限安装空间较难协调。

发明内容

本发明的一个目的在于，提供一种襟翼间交联装置，其能解决现有技术所存在的问题，能在感测到脱开故障之后即时止动，降低冲击能量。

本发明的以上目的通过一种襟翼间交联装置来实现，所述襟翼间交联装置包括内侧襟翼连接接头、外侧襟翼连接接头、套筒、作动杆、运动行程测量传感器和即时止动触发机构；

所述内侧襟翼连接接头的一端连接至飞机的内侧襟翼，所述内侧襟翼连接接头的另一端连接至所述套筒；

所述外侧襟翼连接接头的一端连接至飞机的外侧襟翼，所述外侧襟翼连接接头的另一端连接至所述作动杆；

所述套筒在其套筒壁上设有至少一排止动孔；

所述作动杆至少部分地设置于所述套筒径向内部，且能相对于所述套筒轴向滑动；

所述运动行程测量传感器设置于所述作动杆的轴向一侧，用于测量所述作动杆相对于所述套筒的运动行程；

所述即时止动触发机构设置于所述作动杆的轴向内侧的内部，所述即时止动触发机构包括信号控制器和止动销组件，所述信号控制器与所述运动行程测量传感器通信连接，所述止动销组件与所述信号控制器通信连接，所述止动销组件包括轨道筒和设置于所述轨道筒内的止动销；

当所述运动行程测量传感器感测到故障时，所述信号控制器向所述止动销组件发出信号，所述止动销从所述轨道筒内推出，且与所述套筒壁上的至少一排止动孔中的一个止动孔配合，锁定所述作动杆和所述套筒，从而锁定襟翼间交联装置。

根据上述技术方案，本发明的襟翼间交联装置能起到以下有益技术效果：能在感测到脱开故障之后即时止动，降低冲击能量。

具体地说，一方面，能在感测到脱开故障之后即时止动，冲击能量仅为现有技术的10％左右，可有效避免襟翼动态冲击，降低设计载荷水平，减轻结构设计重量，降低交联系统几何尺寸，便于在空间有限的襟翼间安装；另一方面，由于不涉及塑性变形吸能，可重复使用，降低产品使用寿命内的使用维护成本。

较佳的是，所述运动行程测量传感器感测到故障是指：飞机的左右两侧各自安装襟翼间交联装置，比较各襟翼间交联装置的运动行程测量传感器所测得的行程测量值以得到行程差值，倘若所述行程差值大于预设的行程差值阈值，则判断感测到故障。

根据上述技术方案，本发明的襟翼间交联装置能起到以下有益技术效果：能更好地判断脱开故障，从而更好地即时止动，降低冲击能量。

较佳的是，所述止动销组件包括两个止动销，即，第一止动销和第二止动销，所述第一止动销和所述第二止动销呈一直线布置，所述套筒在其套筒壁上设有径向相对的至少两排止动孔，每个止动销能与相应一排止动孔中的一个止动孔配合。

根据上述技术方案，本发明的襟翼间交联装置能起到以下有益技术效果：两个止动销的止动效果更佳，从而更好地即时止动，降低冲击能量。

较佳的是，所述即时止动触发机构包括两个止动销组件，即，第一止动销组件和第二止动销组件，所述第一止动销组件和所述第二止动销组件相互垂直布置，所述套筒在其套筒壁上设有周向错开90度的至少两排止动孔，每个止动销组件中的止动销能与相应一排止动孔中的一个止动孔配合。

根据上述技术方案，本发明的襟翼间交联装置能起到以下有益技术效果：通过相互垂直布置的两个止动销组件，能进一步降低触发后响应时间，从而更好地即时止动，降低冲击能量。

较佳的是，所述至少两排止动孔在轴向上一一间隔地布置，即，一排止动孔中的每个止动孔分别布置于另一排止动孔的相邻两个止动孔的中间。

根据上述技术方案，本发明的襟翼间交联装置能起到以下有益技术效果：通过两排止动孔的一一间隔布置，能进一步降低触发后响应时间，从而更好地即时止动，降低冲击能量。

较佳的是，所述止动销组件还包括弹簧和电磁继电器，所述弹簧设置于所述止动销的一端，所述电磁继电器与所述信号控制器通信连接。

根据上述技术方案，本发明的襟翼间交联装置能起到以下有益技术效果：通过电磁继电触发方式，能更好地即时止动，降低冲击能量。

较佳的是，当所述运动行程测量传感器未感测到故障时，所述信号控制器不向所述电磁继电器发出信号，所述电磁继电器处于通电状态，通过所述电磁继电器的电磁力抵抗所述弹簧的压力将所述止动销系留在所述轨道筒内；

当所述运动行程测量传感器感测到故障时，所述信号控制器向所述电磁继电器发出信号，所述电磁继电器处于断电状态，所述电磁继电器的电磁力消失，所述止动销在所述弹簧的压力作用下从所述轨道筒内推出。

根据上述技术方案，本发明的襟翼间交联装置能起到以下有益技术效果：通过电磁继电触发方式的合理设计，能进一步更好地即时止动，降低冲击能量。

较佳的是，每排止动孔的止动孔间距是相等的。

根据上述技术方案，本发明的襟翼间交联装置能起到以下有益技术效果：能降低止动孔加工难度，且能更好地即时止动，降低冲击能量。

较佳的是，所述内侧襟翼连接接头和所述套筒之间设有螺杆－螺母接头，以调节长度。

根据上述技术方案，本发明的襟翼间交联装置能起到以下有益技术效果：能适应不同飞机尺寸，更好地即时止动，降低冲击能量。

较佳的是，所述运动行程测量传感器设置于所述作动杆的轴向外侧。

根据上述技术方案，本发明的襟翼间交联装置能起到以下有益技术效果：利于布置电子线路，降低整个交联装置的几何尺寸，便于后续产品安装。

附图说明

图1是本发明一实施例的襟翼间交联装置的整体示意图。

图2是本发明一实施例的襟翼间交联装置的内部结构示意图。

图3是本发明一实施例的襟翼间交联装置未触发止动时的示意图。

图4是本发明一实施例的襟翼间交联装置已触发止动时的示意图。

附图标记列表

10：内侧襟翼连接接头；

20：套筒；

30：即时止动触发机构；

31：信号控制器；

32：第一止动销组件；

321：第一止动销

322：轨道筒；

323：弹簧；

324：电磁继电器；

325：第二止动销；

33：第二止动销组件；

40：作动杆；

50：运动行程测量传感器；

60：外侧襟翼连接接头。

具体实施方式

以下将描述本发明的具体实施方式，需要指出的是，在这些实施方式的具体描述过程中，为了进行简明扼要的描述，本说明书不可能对实际的实施方式的所有特征均作详尽的描述。应当可以理解的是，在任意一种实施方式的实际实施过程中，正如在任意一个工程项目或者设计项目的过程中，为了实现开发者的具体目标，为了满足系统相关的或者商业相关的限制，常常会做出各种各样的具体决策，而这也会从一种实施方式到另一种实施方式之间发生改变。此外，还可以理解的是，虽然这种开发过程中所作出的努力可能是复杂并且冗长的，然而对于与本发明公开的内容相关的本领域的普通技术人员而言，在本公开揭露的技术内容的基础上进行的一些设计、制造或者生产等变更只是常规的技术手段，不应当理解为本公开的内容不充分。

除非另作定义，权利要求书和说明书中使用的技术术语或者科学术语应当为本发明所属技术领域内具有一般技能的人士所理解的通常意义。本发明专利申请说明书以及权利要求书中使用的“第一”、“第二”以及类似的词语并不表示任何顺序、数量或者重要性，而只是用来区分不同的组成部分。“一个”或者“一”等类似词语并不表示数量限制，而是表示存在至少一个。“包括”或者“包含”等类似的词语意指出现在“包括”或者“包含”前面的元件或者物件涵盖出现在“包括”或者“包含”后面列举的元件或者物件及其等同元件，并不排除其他元件或者物件。“连接”或者“相连”等类似的词语并非限定于物理的或者机械的连接，也不限于是直接的还是间接的连接。

图1是本发明一实施例的襟翼间交联装置的整体示意图。图2是本发明一实施例的襟翼间交联装置的内部结构示意图。图3是本发明一实施例的襟翼间交联装置未触发止动时的示意图。图4是本发明一实施例的襟翼间交联装置已触发止动时的示意图。

如图1-图4所示，根据本发明的一实施例，襟翼间交联装置包括内侧襟翼连接接头10、外侧襟翼连接接头60、套筒20、作动杆40、运动行程测量传感器50和即时止动触发机构30；

内侧襟翼连接接头10的一端连接至飞机的内侧襟翼，内侧襟翼连接接头10的另一端连接至套筒20；

外侧襟翼连接接头60的一端连接至飞机的外侧襟翼，外侧襟翼连接接头60的另一端连接至作动杆40；

套筒20在其套筒壁上设有至少一排止动孔；

作动杆40至少部分地设置于套筒20径向内部，且能相对于套筒20轴向滑动；

运动行程测量传感器50设置于作动杆40的轴向一侧，用于测量作动杆40相对于套筒20的运动行程；

即时止动触发机构30设置于作动杆40的轴向内侧的内部，即时止动触发机构30包括信号控制器31和止动销组件(例如，第一止动销组件32和/或第二止动销组件33)，信号控制器31与运动行程测量传感器50通信连接，止动销组件与信号控制器31通信连接，止动销组件包括轨道筒322和设置于轨道筒322内的止动销(例如，第一止动销321和/或第二止动销325)；

当运动行程测量传感器50感测到故障时，信号控制器31向止动销组件发出信号，止动销从轨道筒322内推出，且与套筒壁上的至少一排止动孔中的一个止动孔配合，锁定作动杆40和套筒20，从而锁定襟翼间交联装置。

根据上述技术方案，本发明的襟翼间交联装置能起到以下有益技术效果：能在感测到脱开故障之后即时止动，降低冲击能量。

具体地说，一方面，能在感测到脱开故障之后即时止动，冲击能量仅为现有技术的10％左右，可有效避免襟翼动态冲击，降低设计载荷水平，减轻结构设计重量，降低交联系统几何尺寸，便于在空间有限的襟翼间安装；另一方面，由于不涉及塑性变形吸能，可重复使用，降低产品使用寿命内的使用维护成本。

需要注意的是，本申请中的“轴向”、“轴向内侧”、“轴向外侧”是参照套筒或作动杆的轴向(即，长度方向)而言的，例如，图1中的左侧为“轴向内侧”，图1中的右侧为“轴向外侧”；本申请中的“径向”、“径向内侧”、“径向外侧”是参照套筒或作动杆的径向(即，直径方向)而言的，例如，图1中的靠近中心线(即，A-A线)侧为“径向内侧”，图1中的远离中心线侧为“径向外侧”。

较佳的是，内侧襟翼连接接头10的一端连接至内侧襟翼的端肋，外侧襟翼连接接头60的一端连接至外侧襟翼的端肋。较佳的是，内侧襟翼连接接头10和/或外侧襟翼连接接头60的耳片上装有球铰，允许一定角度偏转。

较佳的是，套筒20内设有卡槽，与作动杆40配合，确保两者之间只有相对滑动。

较佳的是，止动孔的形状为椭圆形，从而允许一定程度的由襟翼间相对倾斜运动导致的作动杆旋转。

较佳的是，运动行程测量传感器50通过测量作动杆40、套筒20之间的电阻变化来测量作动杆40相对于套筒20的运动行程变化。

较佳的是，运动行程测量传感器50感测到故障是指：飞机的左右两侧各自安装襟翼间交联装置，比较各襟翼间交联装置的运动行程测量传感器50所测得的行程测量值以得到行程差值，倘若行程差值大于预设的行程差值阈值，则判断感测到故障。

例如，飞机的左右两侧各自安装一个襟翼间交联装置，比较两个襟翼间交联装置的运动行程测量传感器50所测得的行程测量值以得到行程差值，倘若行程差值大于预设的行程差值阈值，则判断感测到故障。

根据上述技术方案，本发明的襟翼间交联装置能起到以下有益技术效果：能更好地判断脱开故障，从而更好地即时止动，降低冲击能量。

较佳的是，如图2-图4所示，止动销组件包括两个止动销，即，第一止动销321和第二止动销325，第一止动销321和第二止动销325呈一直线布置(也就是说，在作动杆40的径向上呈一直线布置)，套筒20在其套筒壁上设有径向相对的至少两排止动孔，每个止动销能与相应一排止动孔中的一个止动孔配合。

根据上述技术方案，本发明的襟翼间交联装置能起到以下有益技术效果：两个止动销的止动效果更佳，从而更好地即时止动，降低冲击能量。

较佳的是，如图2-图4所示，即时止动触发机构30包括两个止动销组件，即，第一止动销组件32和第二止动销组件33，第一止动销组件32和第二止动销组件33相互垂直布置(例如，如图3所示，第一止动销组件32基本竖直布置，第二止动销组件33基本水平布置)，套筒20在其套筒壁上设有周向错开90度的至少两排止动孔，每个止动销组件中的止动销能与相应一排止动孔中的一个止动孔配合。

根据上述技术方案，本发明的襟翼间交联装置能起到以下有益技术效果：通过相互垂直布置的两个止动销组件，能进一步降低触发后响应时间，从而更好地即时止动，降低冲击能量。

较佳的是，如图2-图4所示，至少两排止动孔在轴向上一一间隔地布置，即，一排止动孔中的每个止动孔分别布置于另一排止动孔的相邻两个止动孔的中间。

根据上述技术方案，本发明的襟翼间交联装置能起到以下有益技术效果：通过两排止动孔的一一间隔布置，能进一步降低触发后响应时间，从而更好地即时止动，降低冲击能量。

例如，倘若一排止动孔的相邻止动孔间距为2cm(该间距尺寸仅为举例，根据不同飞机而有所不同)，另一排止动孔的相邻止动孔间距也为2cm，则通过将一排止动孔中的每个止动孔分别布置于另一排止动孔的相邻两个止动孔的中间，轴向最相邻止动孔(无论其属于哪一排)间距变为1cm，缩短了止动触发行程，从而降低了触发后响应时间。

较佳的是，如图2-图4所示，止动销组件还包括弹簧323和电磁继电器324，弹簧323设置于止动销的一端(例如，如图3所示，弹簧323设置于第一止动销321的径向内端，和/或弹簧323设置于第二止动销325的径向内端)，电磁继电器324与信号控制器31通信连接。

根据上述技术方案，本发明的襟翼间交联装置能起到以下有益技术效果：通过电磁继电触发方式，能更好地即时止动，降低冲击能量。

较佳的是，如图3所示，当运动行程测量传感器50未感测到故障时，信号控制器31不向电磁继电器324发出信号，电磁继电器324处于通电状态，通过电磁继电器324的电磁力(即，向内的电磁吸力)抵抗弹簧323的压力(即，向外的压力)(另外还有止动销受到的惯性力)将止动销系留在轨道筒322内，此时作动杆40外壁光滑，可相对于套筒20轴向自由滑动；

如图4所示，当运动行程测量传感器50感测到故障时，信号控制器31向电磁继电器324发出信号，电磁继电器324处于断电状态，电磁继电器324的电磁力消失，止动销在弹簧323的压力作用下从轨道筒322内推出，进入套筒20的止动孔，将套筒20与作动杆40连接并锁定起来，从而锁定襟翼间交联装置，进而与高升力系统中翼尖刹车等制动装置一起，使整个襟翼系统停止运动，襟翼间交联装置此时所在的备用传力路径开始工作。

根据上述技术方案，本发明的襟翼间交联装置能起到以下有益技术效果：通过电磁继电触发方式的合理设计，能进一步更好地即时止动，降低冲击能量。

当然，上述电磁继电触发方式仅仅是本申请襟翼间交联装置所采用的较佳即时止动触发方式，本领域技术人员在本申请公开内容的基础上可以理解，也可采用其他合适的即时止动触发方式(例如火药触发方式)，而不脱离本申请权利要求的保护范围。

较佳的是，如图1-图4所示，每排止动孔的止动孔间距是相等的。

根据上述技术方案，本发明的襟翼间交联装置能起到以下有益技术效果：能降低止动孔加工难度，且能更好地即时止动，降低冲击能量。

较佳的是，如图1-图2所示，内侧襟翼连接接头10和套筒20之间设有螺杆－螺母接头，以调节长度。

根据上述技术方案，本发明的襟翼间交联装置能起到以下有益技术效果：能适应不同飞机尺寸，更好地即时止动，降低冲击能量。

较佳的是，如图1所示，运动行程测量传感器50设置于作动杆40的轴向外侧。

根据上述技术方案，本发明的襟翼间交联装置能起到以下有益技术效果：利于布置电子线路，降低整个交联装置的几何尺寸，便于后续产品安装。

本发明所提出的襟翼间交联装置与现有技术相比，具有以下一个或多个优点：

(1)襟翼发生故障后，能够迅速止动锁死系统，襟翼倾斜量小，利于飞机左右两侧升力配平；

(2)故障后产生的动能可基本忽略，交联装置所受的瞬态冲击载荷小，有利于减轻交联装置重量和减小几何尺寸；

(3)交联装置反馈的界面载荷较小，利于系统安装设计，减轻对襟翼翼面结构等设计影响；

(4)相较传统被动变形吸能的交联装置设计，侦测后即时止动交联装置结构简单，可重复使用，便于日常维护检查，成本低。

以上对本发明的具体实施方式进行了描述，但本领域技术人员将会理解，上述具体实施方式并不构成对本发明的限制，本领域技术人员可以在以上公开内容的基础上进行多种修改，而不超出本发明的范围。

Claims (10)

1.一种襟翼间交联装置，其特征在于，所述襟翼间交联装置包括内侧襟翼连接接头、外侧襟翼连接接头、套筒、作动杆、运动行程测量传感器和即时止动触发机构；

所述内侧襟翼连接接头的一端连接至飞机的内侧襟翼，所述内侧襟翼连接接头的另一端连接至所述套筒；

所述外侧襟翼连接接头的一端连接至飞机的外侧襟翼，所述外侧襟翼连接接头的另一端连接至所述作动杆；

所述套筒在其套筒壁上设有至少一排止动孔；

所述作动杆至少部分地设置于所述套筒径向内部，且能相对于所述套筒轴向滑动；

所述运动行程测量传感器设置于所述作动杆的轴向一侧，用于测量所述作动杆相对于所述套筒的运动行程；

所述即时止动触发机构设置于所述作动杆的轴向内侧的内部，所述即时止动触发机构包括信号控制器和止动销组件，所述信号控制器与所述运动行程测量传感器通信连接，所述止动销组件与所述信号控制器通信连接，所述止动销组件包括轨道筒和设置于所述轨道筒内的止动销；

当所述运动行程测量传感器感测到故障时，所述信号控制器向所述止动销组件发出信号，所述止动销从所述轨道筒内推出，且与所述套筒壁上的至少一排止动孔中的一个止动孔配合，锁定所述作动杆和所述套筒，从而锁定襟翼间交联装置。

2.如权利要求1所述的襟翼间交联装置，其特征在于，所述运动行程测量传感器感测到故障是指：飞机的左右两侧各自安装襟翼间交联装置，比较各襟翼间交联装置的运动行程测量传感器所测得的行程测量值以得到行程差值，倘若所述行程差值大于预设的行程差值阈值，则判断感测到故障。

3.如权利要求1所述的襟翼间交联装置，其特征在于，所述止动销组件包括两个止动销，即，第一止动销和第二止动销，所述第一止动销和所述第二止动销呈一直线布置，所述套筒在其套筒壁上设有径向相对的至少两排止动孔，每个止动销能与相应一排止动孔中的一个止动孔配合。

4.如权利要求1所述的襟翼间交联装置，其特征在于，所述即时止动触发机构包括两个止动销组件，即，第一止动销组件和第二止动销组件，所述第一止动销组件和所述第二止动销组件相互垂直布置，所述套筒在其套筒壁上设有周向错开90度的至少两排止动孔，每个止动销组件中的止动销能与相应一排止动孔中的一个止动孔配合。

5.如权利要求4所述的襟翼间交联装置，其特征在于，所述至少两排止动孔在轴向上一一间隔地布置，即，一排止动孔中的每个止动孔分别布置于另一排止动孔的相邻两个止动孔的中间。

6.如权利要求1所述的襟翼间交联装置，其特征在于，所述止动销组件还包括弹簧和电磁继电器，所述弹簧设置于所述止动销的一端，所述电磁继电器与所述信号控制器通信连接。

7.如权利要求6所述的襟翼间交联装置，其特征在于，当所述运动行程测量传感器未感测到故障时，所述信号控制器不向所述电磁继电器发出信号，所述电磁继电器处于通电状态，通过所述电磁继电器的电磁力抵抗所述弹簧的压力将所述止动销系留在所述轨道筒内；

当所述运动行程测量传感器感测到故障时，所述信号控制器向所述电磁继电器发出信号，所述电磁继电器处于断电状态，所述电磁继电器的电磁力消失，所述止动销在所述弹簧的压力作用下从所述轨道筒内推出。

8.如权利要求1所述的襟翼间交联装置，其特征在于，每排止动孔的止动孔间距是相等的。

9.如权利要求1所述的襟翼间交联装置，其特征在于，所述内侧襟翼连接接头和所述套筒之间设有螺杆－螺母接头，以调节长度。

10.如权利要求1所述的襟翼间交联装置，其特征在于，所述运动行程测量传感器设置于所述作动杆的轴向外侧。

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