CN114013631B - 一种固定翼飞机副翼控制机构以及固定翼飞机 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种固定翼飞机副翼控制机构以及固定翼飞机，其中，控制机构包括相对于机身的轴线对称设置的第一控制单元和第二控制单元，第一控制单元和第二控制单元均包括：驾驶杆，驾驶杆上设有连接座，连接座上连接有下连杆；软轴，软轴的输入端通过下摇臂与下连杆相连，软轴的输出端连接有扭杆；内部连杆，内部连杆位于固定翼内，内部连杆的一端与扭杆相连，内部连杆的另外一端连接有上摇臂；副翼连杆，副翼连杆的一端与上摇臂相连，副翼连杆的另一端与副翼相连，本申请整体结构简单、使用省力、便于装配，经济实惠。

Description

一种固定翼飞机副翼控制机构以及固定翼飞机

技术领域

本发明涉及飞行器领域，具体涉及一种固定翼飞机副翼控制机构以及固定翼飞机。

背景技术

飞机副翼是指安装在飞机固定翼的后缘外侧的一小块可动的翼面。为飞机的主操作舵面，飞行员操纵左右副翼差动偏转所产生的滚转力矩可以使飞机做横滚机动，副翼的翼展长而翼弦短；当前市场上的上单翼固定翼飞机副翼控制结构，传力线路复杂，装配和制造成本高。

发明内容

本发明针对上述问题，提出了一种固定翼飞机副翼控制机构以及固定翼飞机。

本发明采取的技术方案如下：一种固定翼飞机副翼控制机构，用于控制安装在固定翼上的副翼的转动，所述副翼用于使飞机的机身横滚，所述控制机构包括相对于所述机身的轴线对称设置的第一控制单元和第二控制单元，所述第一控制单元和第二控制单元均包括：

驾驶杆，所述驾驶杆上设有连接座，所述连接座上连接有下连杆；

软轴，所述软轴的输入端通过下摇臂与所述下连杆相连，所述软轴的输出端连接有扭杆；

内部连杆，所述内部连杆位于所述固定翼内，所述内部连杆的一端与所述扭杆相连，所述内部连杆的另外一端连接有上摇臂；

副翼连杆，所述副翼连杆的一端与所述上摇臂相连，所述副翼连杆的另一端与所述副翼相连；

主杆，设置在所述第一控制单元和第二控制单元的连接座之间，所述主杆用于连接所述第一控制单元和第二控制单元的驾驶杆；

同步连杆，设置在所述第一控制单元和第二控制单元的连接座之间，且与所述主杆平行设置，所述同步连杆用于使所述第一控制单元和第二控制单元的驾驶杆同步转动；

下摇臂，包括第一下摇臂和第二下摇臂，所述下连接杆与所述第一下摇臂相连，所述第二下摇臂与所述软轴的输入端相连，所述下摇臂还具有安装孔，所述下摇臂通过安装孔铰接在所述机身上。

实际使用时，驾驶杆上的连接座带动下连杆伸出，下连杆驱动下摇臂，下摇臂带动软轴的轴杆向上伸出，轴杆使扭杆转动，扭杆带动内部连杆，内部连杆带动上摇臂转动，摇臂驱动副翼连杆，副翼连杆改变转动连接在固定翼上的副翼的角度，实现飞机的横滚，通过在两个连接座之间设置主杆，实现两个连接座之间的刚性连接，达到将两个连接座稳定连接的目的；通过设置同步连杆，同步连杆转动连接在两个连接座上，保障扳动其中一个驾驶杆的时，另外一个驾驶杆跟随转动并转动角度一致；下摇臂转动连接在机身上，下摇臂具有安装简单、节约空间以及转动灵活等特点，通过下摇臂实现下连杆与软轴的连接，有效减小下连杆与软轴之间的力的损失，达到传动效率高的目的，同时也达到了节约安装空间的目的。

作为优选，所述连接座与主杆之间设有限位部件，所述限位部件用于限制所述驾驶杆的转动范围。

实际使用时，扳动驾驶杆到极限位置，此时连接座与限位部件相抵，从而实现对驾驶杆的限位。

作为优选，所述扭杆的一端与所述软轴的输出端连接，所述扭杆的另外一端与所述内部连杆相连。

实际使用时，软轴的输出端驱动所述扭杆，扭杆带动内部连杆在固定翼内部往复移动，扭杆的结构简单，易于调整、不易形变以及使用寿命长。

作为优选，所述软轴包括轴杆和外壳，所述轴杆活动设置在所述外壳内部，所述扭杆通过两个安装座转动连接在所述机身上。

通过使用软轴，软轴的空行程小，抗拉强度高，实际使用时，软轴在飞机驾驶仓底部与固定翼之间，驾驶仓底部与固定翼具有高度差且安装空间小，实际安装时，软轴通过弯曲安装实现避开机身内部的障碍，同时实现较远距离的回转运动；另外，软轴还具有缓冲震动的特点，进一步改善使用者的操作手感，软轴的外壳用于保护轴杆，实现增加软轴使用寿命的目的。

作为优选，所述内部连杆靠近所述机身的一端与所述扭杆相连，所述内部连杆远离所述机身的一端与所述上摇臂相连。

实际使用时，上摇臂位于飞机副翼与内部连杆之间，通过使用上摇臂，实现节约安装空间的目的。

作为优选，所述上摇臂铰接在所述机身上，所述上摇臂包括第一上摇臂和第二上摇臂，所述第一上摇臂相连与所述内部连杆铰接，所述第二上摇臂与所述副翼连杆铰接。

实际使用时，上摇臂在内部连杆的推动下，带动与第二上摇臂相连的副翼连杆移动，副翼连杆带动副翼，实现副翼在固定翼上的转动。

作为优选，所述副翼通过所述副翼连杆与所述上摇臂铰接，所述副翼包括左副翼和右副翼，所述左副翼和右副翼相对于所述机身的轴线对称设置，所述左副翼和右副翼均转动连接在所述固定翼上。

实际使用时，左副翼与右副翼是反向转动的，由于第一控制单元和第二控制单元对称设置，实现了副翼的反向转动幅度的一致，副翼的转动导致固定翼两端的升力发生了变化，左副翼和右副翼产生了压力差，副翼升起的一端的升力小于副翼降下的一端的升力，产生了飞机左右横滚的动力，实现了飞机的横滚，便于飞机转向。

本申请还公开了一种固定翼飞机，包括上文所述的飞机副翼控制机构。

本发明的有益效果是：通过设置同步连杆，同步连杆转动连接在两个连接座上，保障扳动其中一个驾驶杆的时，另外一个驾驶杆跟随转动并转动角度一致；通过使用软轴，实现避开机身内部的障碍和完成远距离的回转运动；通过使用上摇臂和下摇臂，实现安装简单，节约安装空间的目的；本发明的整体结构简单、使用省力、便于装配，经济实惠。

附图说明：

图1是副翼控制机构的局部示意图；

图2是副翼控制机构的驾驶杆示意图；

图3是下摇臂的示意图；

图4时上摇臂的示意图；

图5是上摇臂与副翼连接的局部示意图。

图中各附图标记为：

1、副翼；2、驾驶杆；3、连接座；4、下连杆；5、软轴；6、下摇臂；7、扭杆；8、上摇臂；9、副翼连杆；10、主杆；11、同步连杆；12、第一下摇臂；13、第二下摇臂；14、安装孔；15、第一上摇臂；16、第二上摇臂；17、内部连杆。

具体实施方式：

下面结合各附图，对本发明做详细描述。

如图1、图2、图3以及图5所示，一种固定翼飞机副翼控制机构，用于控制安装在固定翼上的副翼1的转动，副翼1用于使飞机的机身横滚，控制机构包括相对于机身的轴线对称设置的第一控制单元和第二控制单元，第一控制单元和第二控制单元均包括：

驾驶杆2，驾驶杆2上设有连接座3，连接座3上连接有下连杆4；

软轴5，软轴5的输入端通过下摇臂6与下连杆4相连，软轴5的输出端连接有扭杆7；

内部连杆17，内部连杆17位于固定翼内，内部连杆17的一端与扭杆7相连，内部连杆17的另外一端连接有上摇臂8；

副翼连杆9，副翼连杆9的一端与上摇臂8相连，副翼连杆9的另一端与副翼1相连；

主杆10，设置在所述第一控制单元和第二控制单元的连接座3之间，所述主杆10用于连接所述第一控制单元和第二控制单元的驾驶杆2；

同步连杆11，设置在所述第一控制单元和第二控制单元的连接座之间，且与所述主杆10平行设置，所述同步连杆11用于使所述第一控制单元和第二控制单元的驾驶杆2同步转动；

下摇臂6，包括第一下摇臂12和第二下摇臂13，下连杆4与第一下摇臂12相连，第二下摇臂13与软轴5的输入端相连，下摇臂6还具有安装孔14，下摇臂6通过安装孔14铰接在机身上。

实际使用时，驾驶杆2上的连接座3带动下连杆4移动，下连杆4驱动下摇臂6，下摇臂6带动软轴5的轴杆向上伸出，轴杆使扭杆7转动，扭杆7带动内部连杆17，内部连杆17带动上摇臂8转动，摇臂8驱动副翼连杆9，副翼连杆9改变转动连接在固定翼上的副翼1的角度，实现飞机的横滚，本发明通过驾驶杆2控制副翼1的转动，操作方便；通过在两个连接座3之间设置主杆10，实现两个连接座3之间的刚性连接，达到将两个连接座3稳定连接的目的；通过设置同步连杆11，同步连杆11转动连接在两个连接座3上，保障扳动其中一个驾驶杆2的时，另外一个驾驶杆2跟随转动并转动角度一致，单独或同时扳动第一控制单元和第二控制单元的驾驶杆2，均可同时控制左副翼1和右副翼1的转动；下摇臂6转动连接在机身上，下摇臂6具有安装简单、节约空间以及转动灵活等特点，通过下摇臂6实现下连杆4与软轴5的连接，有效减小下连杆4与软轴5之间的力的损失，达到传动效率高的目的，同时也达到了节约安装空间的目的，本实施例中，机身上固有下摇臂6安装座，下摇臂6安装座上设有与安装孔14相适配的安装部，下摇臂6转动连接在下摇臂6安装座上，下摇臂6相对于固定翼翼面的水平方向转动。

连接座3与主杆10之间设有限位部件，限位部件用于限制驾驶杆2的转动范围。

实际使用时，扳动驾驶杆2到极限位置，此时连接座3与限位部件相抵，从而实现对驾驶杆2的限位。

如图1所示，扭杆7的一端与软轴5的输出端连接，扭杆7的另外一端与内部连杆17相连。

实际使用时，软轴5的输出端驱动扭杆7转动，扭杆7带动内部连杆17在固定翼内部往复移动，扭杆7的结构简单，易于调整、不易形变以及使用寿命长。

如图1所示，软轴5包括轴杆和外壳，轴杆活动设置在外壳的内部，扭杆7通过两个安装座连接在机身上。

通过使用软轴5，软轴5的空行程小，抗拉强度高，实际使用时，软轴5在飞机驾驶仓底部与固定翼之间，驾驶仓底部与固定翼具有高度差且安装空间小，实际安装时，软轴5通过弯曲安装实现避开机身内部的障碍，同时实现较远距离的回转运动；另外，软轴5还具有缓冲震动的特点，进一步改善使用者的操作手感，软轴5的外壳用于保护轴杆，实现增加软轴5使用寿命的目的，本实施例中的软轴5选用推拉软轴，轴杆为钢丝绳，外壳为橡胶材质，钢丝绳的两端设有接口，软轴通过两端的接口与下摇臂6和扭杆7连接，外壳与轴杆之间存在间隙，实际使用时，在间隙中注入润滑液，保障钢丝绳在外壳的内部顺滑窜动。

如图1所示，内部连杆17靠近机身的一端与扭杆7相连，内部连杆17远离机身的一端与上摇臂8相连。

实际使用时，上摇臂8位于飞机副翼1与内部连杆17之间，通过使用上摇臂8，实现节约安装空间的目的。

如图5所示，上摇臂8铰接在机身上，上摇臂8包括第一上摇臂15和第二上摇臂16，第一上摇臂15相连与内部连杆17铰接，第二上摇臂16与副翼连杆9铰接。

实际使用时，上摇臂8在内部连杆17的推动下，带动与第二上摇臂16相连的副翼连杆9移动，副翼连杆9带动副翼1，实现副翼1在固定翼上的转动，本实施例中，机身上固有上摇臂8安装座，上摇臂8转动连接在上摇臂8安装座上，上摇臂8相对于固定翼翼面的水平方向转动。

副翼1通过副翼连杆9与上摇臂8铰接，副翼1包括左副翼和右副翼，左副翼和右副翼相对于机身的轴线对称设置，左副翼和右副翼均转动连接在固定翼上。

实际使用时，左副翼与右副翼是反向转动的，第一控制单元和第二控制单元对称设置，保障了左副翼与右副翼的反向转动幅度的一致；副翼1的转动导致固定翼两端的升力发生了变化，左副翼和右副翼产生了压力差，副翼升起的一端的升力小于副翼降下的一端的升力，产生了飞机左右横滚的动力，实现了固定翼飞机的横滚。

本发明的一种使用方法：固定翼飞机在航行中选需要转向时，驾驶员扳动驾驶杆2，驾驶杆2上的连接座3带动下连杆4伸出，下连杆4驱动下摇臂6，下摇臂6带动软轴5的轴杆移动，轴杆使扭杆7转动，扭杆7将扭矩通过上摇臂8传送至副翼连杆9，副翼连杆9改变转动连接在固定翼上的副翼1的角度，当向左扳动驾驶杆2时，左副翼相对于固定翼的翼面向上转动，右副翼相对于固定翼的翼面向下转动，当向右扳动驾驶杆2时，副翼1转动方向与向左扳动驾驶杆2时相反；副翼1的转动导致固定翼两端的升力发生了变化，产生了压力差，副翼1升起的一端的升力小于副翼1降下的一端的升力，产生了飞机左右横滚的动力。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此即限制本发明的专利保护范围，凡是运用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本发明的保护范围内。

Claims (5)

1.一种固定翼飞机副翼控制机构，用于控制安装在固定翼上的副翼的转动，所述副翼用于使飞机的机身横滚，所述控制机构包括相对于所述机身的轴线对称设置的第一控制单元和第二控制单元，其特征在于，所述第一控制单元和第二控制单元均包括：

驾驶杆，所述驾驶杆上设有连接座，所述连接座上连接有下连杆；

软轴，所述软轴的输入端通过下摇臂与所述下连杆相连，所述软轴的输出端连接有扭杆；

内部连杆，所述内部连杆位于所述固定翼内，所述内部连杆的一端与所述扭杆相连，所述内部连杆的另外一端连接有上摇臂；

副翼连杆，所述副翼连杆的一端与所述上摇臂相连，所述副翼连杆的另一端与所述副翼相连；

主杆，设置在所述第一控制单元和第二控制单元的连接座之间，所述主杆用于连接所述第一控制单元和第二控制单元的驾驶杆；

同步连杆，设置在所述第一控制单元和第二控制单元的连接座之间，且与所述主杆平行设置，所述同步连杆用于使所述第一控制单元和第二控制单元的驾驶杆同步转动；

下摇臂，包括第一下摇臂和第二下摇臂，所述下连杆与所述第一下摇臂相连，所述第二下摇臂与所述软轴的输入端相连，所述下摇臂还具有安装孔，所述下摇臂通过安装孔铰接在所述机身上；

所述扭杆的一端与所述软轴的输出端连接，所述扭杆的另外一端与所述内部连杆相连；

所述软轴包括轴杆和外壳，所述轴杆活动设置在所述外壳内部，所述扭杆通过两个安装座转动连接在所述机身上；

所述上摇臂铰接在所述机身上，所述上摇臂包括第一上摇臂和第二上摇臂，所述第一上摇臂相连与所述内部连杆铰接，所述第二上摇臂与所述副翼连杆铰接。

2.根据权利要求1所述的一种固定翼飞机副翼控制机构，其特征在于，所述连接座与主杆之间设有限位部件，所述限位部件用于限制所述驾驶杆的转动范围。

3.根据权利要求1所述的一种固定翼飞机副翼控制机构，其特征在于，所述内部连杆靠近所述机身的一端与所述扭杆相连，所述内部连杆远离所述机身的一端与所述上摇臂相连。

4.根据权利要求1所述的一种固定翼飞机副翼控制机构，其特征在于，所述副翼通过副翼连杆与所述上摇臂铰接，所述副翼包括左副翼和右副翼，所述左副翼和右副翼相对于所述机身的轴线对称设置，所述左副翼和右副翼均转动连接在所述固定翼上。

5.一种固定翼飞机，其特征在于，包括权利要求1至4任意一项所述的副翼控制机构。