CN113942631A - 一种副翼转动锁紧结构 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种副翼转动锁紧结构，包括摇臂、凸轮、止动销和固定器，摇臂与机翼、副翼铰接，设有能让止动销插入的止动槽；凸轮与摇臂铰接且设有作动销，作动筒与凸轮铰接；固定器固定在机翼上，且设有，止动滑槽和作动滑槽，作动滑槽分为转动段和止动段，止动段位于转动段中间部分，通过止动销在止动滑槽内滑动、作动销在作动滑槽内滑动来推动止动销实现摇臂转动或固定的功能，避免副翼产生抖振。本发明不需要对副翼或液压系统进行改造，就可以解决在飞机飞行过程中副翼抖振问题，当副翼承受气动载荷时，能对副翼产生刚性约束，其结构简单，不增加飞机重量负载，改造成本低。
Description
技术领域
本发明属于机翼连接结构领域，特别涉及副翼转动锁紧结构。
背景技术
飞机在飞行过程中，机翼受气动载荷的作用，在特定速度下，机翼后缘可能由于激波导致副翼抖振，会对飞机的安全飞行造成影响。在现有的飞机制造工艺中，针对副翼抖振的情况一般是通过两种方法来解决，一是提高副翼刚度，通过增强副翼刚度来避免副翼产生抖振，这种方案需要对副翼结构进行重新设计；二是提高副翼支撑刚度，其最直接的方式就是加强驱动副翼偏转的液压系统，这种方案需要对液压系统进行改造，会增加液压系统的复杂程度，增加机翼重量负荷，上述两种方案均需要在现有的飞机结构上进行较大改进，改进成本较高。现需要在不对现有飞机的副翼刚度、副翼支撑刚度的情况下，提供一种解决副翼抖振的技术方案。
发明内容
本发明的目的在于不改变副翼刚度、不改变驱动副翼偏转液压系统的情况下，在副翼摇臂和副翼液压系统驱动点间增设一根连杆、在机翼上增设一根滑轨，通过连杆一段较小的偏转行程实现开锁功能。
一种副翼转动锁紧结构，包括摇臂、凸轮、止动销和固定器，摇臂设有摆动轴孔、凸轮连接孔、副翼连接孔和止动槽，摆动轴孔、凸轮连接孔和止动槽在同一直线上，摇臂通过摆动轴孔铰接在机翼上，通过副翼连接孔与副翼铰接，止动销能插入止动槽中；凸轮包括转动孔、作动销和弧面，凸轮通过转动孔和凸轮连接孔与摇臂铰接，作动筒与凸轮铰接，弧面为抛物线形，弧面顶点与作动销、转动孔在同一直线上；固定器包括止动滑槽和作动滑槽，固定器固定在机翼上，止动销可滑动地固定在止动滑槽内且可被弧面和止动槽推动，作动销可在作动滑槽内滑动；止动销被弧面推入止动槽内后将止动槽卡死，弧面顶点与止动销接触，摆动轴孔、转动孔、弧面顶点和止动销在同一直线上。
作为优选，作动滑槽分为转动段和止动段，止动段位于转动段中间部分，止动段形状为圆弧，止动段圆弧半径等于转动孔与作动销的距离，止动销插入止动槽内时，止动段圆心与转动孔重合；转动段形状为以摆动轴孔为圆心的圆弧。
作为优选，止动滑槽长度方向位于以摆动轴孔为圆心的半径上。
作为优选，止动槽位于凸轮连接孔远离摆动轴孔一侧。
作为优选，止动槽两侧设有复位道，复位道靠近止动槽的部分凸起，复位道可推动止动销向转动孔方向移动。
作为优选，凸轮与作动筒连接部位位于凸轮中部，不与转动孔同心。
本发明不需要对副翼或液压系统进行改造，就可以解决在飞机飞行过程中副翼抖振问题，当副翼承受气动载荷时，能对副翼产生刚性约束，其结构简单，不增加飞机重量负载，改造成本低。
附图说明
图1为摇臂结构示意图；
图2为凸轮结构示意图；
图3为固定器和止动销组合结构示意图；
图4为锁紧结构锁紧状态结构示意图；
图5为锁紧结构过度状态结构示意图；
图6为锁紧结构偏转状态结构示意图。
图中所示：1-摇臂；2-凸轮；3-止动销；4-固定器；11-摆动轴孔；12-凸轮连接孔；13-副翼连接孔；14-止动槽；15-复位道；21-转动孔；22-作动销；23-弧面；41-止动滑槽；42-作动滑槽。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明作进一步的详细描述。
须知，本说明书中所引用的如“上”、“下”、“左”、“右”、“中间”等的用语，亦仅为便于叙述明了，而非用以限定本发明可实施的范围，其相对关系的改变或调整，在无实质变更技术内容下，当亦视为本发明可实施的范畴。
如图1~4所示的，一种副翼转动锁紧结构，包括摇臂1、凸轮2、止动销3和固定器4，摇臂1上设有摆动轴孔11、凸轮连接孔12、副翼连接孔13，摆动轴孔11、凸轮连接孔13和止动槽14在同一直线上，摇臂1通过摆动轴孔11铰接在机翼上，通过副翼连接孔13与副翼铰接，通过摇臂1的转动带动副翼偏转实现飞机转向功能，摇臂1上还设置有止动槽14，止动销3能插入止动槽14中。同时凸轮2包括转动孔21、作动销22和弧面23，凸轮2通过转动孔21和凸轮连接孔12与摇臂1铰接，作动筒与凸轮2铰接，弧面23为抛物线形，即中间部分相较于两边凸起，弧面23顶点与作动销22、转动孔21在同一直线上；固定器4包括止动滑槽41和作动滑槽42，固定器4固定在机翼上，止动销3可滑动地固定在止动滑槽41内且可被弧面23和止动槽14推动，作动销22可在作动滑槽42内滑动；所述止动销3被弧面23推入止动槽14内后将止动槽14卡死，此时弧面23顶点与止动销3接触，摆动轴孔11、转动孔21、弧面23顶点和止动销3在同一直线上。在飞行过程中，需要副翼上、下偏转时，由作动筒带动凸轮2转动，由于作动销22运动轨迹被作动滑槽42限制，凸轮2会带动摇臂1绕摆动轴孔11转动，从而带动副翼发生偏转；当副翼从偏转位置回归中立位置时，作动筒带动凸轮2转动，进而使摇臂1转动至摆动轴孔11、凸轮连接孔12、止动销3位于同一直线上的位置，同时凸轮2上的弧面23推动位于止动滑槽41内的止动销3，将止动销3推入止动槽14内，上述两个行为同时发生，弧面23顶点将止动销3抵死在止动槽14，摇臂1因止动槽14被卡死无法产生转动，此时相当于对摇臂1进行刚性约束，副翼抖振现象得到解决。
作为锁紧结构更进一步的改进，将凸轮2的作动滑槽42分为转动段和止动段两个部分，即止动段为B-C段，转动段为A-B、C-D段，止动段位于转动段中间部分，止动段与转动段的形状均为圆弧，差别在于转动段以摆动轴孔11为圆心，止动段圆弧半径等于转动孔21与作动销22的距离，止动销3插入止动槽14内时，止动段圆心与转动孔21重合。如图5~6所示，当需要副翼发生偏转时，凸轮2在作动筒的推动下转动，弧面23顶点不再抵死止动销3，止动槽14解除锁定，当作动销22到达B、C点后，继续向A、D点移动，由于止动段与转动段的半径和圆心存在差异，凸轮2的转动被限制，从而使摇臂1绕摆动轴孔11转动带动副翼上、下偏转，图中仅展示了摇臂1向一个方向偏转的情况，但是摇臂1向两个方向转动时，仅是一个镜像的运动过程，作为本领域的技术人员很容易就能想到另一个方向的偏转情况；如图4~5所示，当需要副翼回归中立位置时，作动销22向B、C点移动，当到达B、C点后，此时转动孔21与止动段的圆心重合、止动槽14与摆动轴孔11和转动孔21在同一直线上，由于止动段圆弧半径等于转动孔21与作动销22的距离，作动销22在止动段内移动时绕转动孔做圆周运动，不会带动凸轮2转动，作动销22在向止动段中点移动的过程中，弧面23接触止动销3并将其向止动槽14方向推动，直至将止动销3推入止动槽14中，此时弧面23顶点抵死止动销3，止动销3位置被限制在止动槽14中，进而将止动槽14机构锁死，相当于将摇臂1进行刚性约束，此时如果副翼发生抖振，气动载荷先传导至摇臂1上，但是由于止动槽14被机构锁死，无法产生移动，载荷直接传递到机翼上，进而防止副翼发生抖振，在此过程中作动筒不承担任何外力。在副翼回归中立位置时，如果止动销3处于止动槽14最下方，止动槽14边缘可推动止动销3向上移动，使止动销3能正确插入止动槽14中。
作为上述方案的最优选，止动滑槽41长度方向位于以摆动轴孔11为圆心的半径上，同时止动槽14位于凸轮连接孔12远离摆动轴孔11一侧，通过这种设置将锁紧结构简化，使锁紧结构运行过程更为流畅。
为了进一步提升锁紧结构运作流畅程度，在止动槽14两侧设置有复位道15，复位道15靠近止动槽14的部分凸起，复位道可15推动止动销3向转动孔21方向移动，当摇臂1即将回归中立位置即止动槽14与摆动轴孔11、转动孔21在同一直线上时，复位道15先将止动销3向转动孔21方向推动，再由弧面23将止动销3推入止动槽14中，避免止动销3阻挡摇臂1的运行轨道导致副翼没有正确回归中立位置。
为使凸轮2能在作动筒的推动下产生转动，凸轮2与作动筒连接部位需要设置于凸轮2中部，不与转动孔21同心，只有这种设置才能使凸轮2正常转动，进而实现偏转及锁紧功能。
作为本领域的技术人员，可以很容易的想到本发明提供的结构可以用于其他具备偏转功能的翼体上，例如襟翼和扰流板等，固定器4上的作动滑槽42只采用一半的转动段和止动段，便可以实现单向偏转的翼体锁定功能，其也包括在本发明的保护范围之内。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (6)
1.一种副翼转动锁紧结构，包括摇臂1、凸轮2、止动销3和固定器4，其特征在于：所述摇臂1设有摆动轴孔11、凸轮连接孔12、副翼连接孔13和止动槽14，摆动轴孔11、凸轮连接孔13和止动槽14在同一直线上，摇臂1通过摆动轴孔11铰接在机翼上，通过副翼连接孔13与副翼铰接，所述止动销3能插入止动槽14中；所述凸轮2包括转动孔21、作动销22和弧面23，凸轮2通过转动孔21和凸轮连接孔12与摇臂1铰接，作动筒与凸轮2铰接，弧面23为抛物线形，弧面23顶点与作动销22、转动孔21在同一直线上；所述固定器4包括止动滑槽41和作动滑槽42，固定器4固定在机翼上，所述止动销3可滑动地固定在止动滑槽41内且可被弧面23和止动槽14推动，所述作动销22可在作动滑槽42内滑动；所述止动销3被弧面23推入止动槽14内后将止动槽14卡死，此时弧面23顶点与止动销3接触，摆动轴孔11、转动孔21、弧面23顶点和止动销3在同一直线上。
2.根据权利要求1所述的锁紧结构，其特征在于：所述作动滑槽42分为转动段和止动段，所述止动段位于转动段中间部分，止动段形状为圆弧，止动段圆弧半径等于转动孔21与作动销22的距离，止动销3插入止动槽14内时，止动段圆心与转动孔21重合；转动段形状为以摆动轴孔11为圆心的圆弧。
3.根据权利要求2所述的锁紧结构，其特征在于：所述止动滑槽41长度方向位于以摆动轴孔11为圆心的半径上。
4.根据权利要求3所述的锁紧结构，其特征在于：所述止动槽14位于凸轮连接孔12远离摆动轴孔11一侧。
5.根据权利要求1所述的锁紧结构，其特征在于：所述止动槽14两侧设有复位道15，复位道15靠近止动槽14的部分凸起，复位道可15推动止动销3向转动孔21方向移动。
6.根据权利要求1所述的锁紧结构，其特征在于：所述凸轮2与作动筒连接部位位于凸轮2中部，不与转动孔21同心。
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|---|---|---|---|---|
| GB579819A (en) * | 1943-06-17 | 1946-08-16 | Fairey Aviat Co Ltd | Improvements in or relating to the control surfaces of aircraft |
| GB722842A (en) * | 1952-06-12 | 1955-02-02 | Northrop Aircraft Inc | Aileron, flap, and dive brake |
| US4131252A (en) * | 1976-06-15 | 1978-12-26 | The Boeing Company | Apparatus for compensating for airflow blockage in aircraft slotted flap assemblies |
| EP1619413A2 (de) * | 2004-07-23 | 2006-01-25 | Jürgen Zimmermann | Stelleinrichtung |
| 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 |
| CN110606193A (zh) * | 2019-10-21 | 2019-12-24 | 西安京东天鸿科技有限公司 | 传动装置、副翼操纵装置和无人机 |
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Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB579819A (en) * | 1943-06-17 | 1946-08-16 | Fairey Aviat Co Ltd | Improvements in or relating to the control surfaces of aircraft |
| GB722842A (en) * | 1952-06-12 | 1955-02-02 | Northrop Aircraft Inc | Aileron, flap, and dive brake |
| US4131252A (en) * | 1976-06-15 | 1978-12-26 | The Boeing Company | Apparatus for compensating for airflow blockage in aircraft slotted flap assemblies |
| EP1619413A2 (de) * | 2004-07-23 | 2006-01-25 | Jürgen Zimmermann | Stelleinrichtung |
| 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 |
| CN110606193A (zh) * | 2019-10-21 | 2019-12-24 | 西安京东天鸿科技有限公司 | 传动装置、副翼操纵装置和无人机 |
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