CN201534612U

CN201534612U - 一种前缘襟翼操纵装置

Info

Publication number: CN201534612U
Application number: CN2009201893376U
Authority: CN
Inventors: 屈霞; 梁琼花; 崔彦勇; 周继强; 黄北京
Original assignee: Jiangxi Hongdu Aviation Industry Group Co Ltd
Current assignee: Jiangxi Hongdu Aviation Industry Group Co Ltd
Priority date: 2009-09-29
Filing date: 2009-09-29
Publication date: 2010-07-28
Anticipated expiration: 2019-09-29

Abstract

本实用新型涉及飞机操纵装置的改进，特别涉及一种前缘襟翼操纵装置。它由电液伺服阀、液压作动筒、位置传感器和操纵拉杆组成，操纵拉杆与操纵拉杆支座连接，液压作动筒的活塞杆带动操纵拉杆操纵前襟翼面偏转，与液压作动筒联动的位置传感器提供翼面位置反馈给飞控计算机，从而实现对前襟位置控制和监控。本装置可实现四块前缘襟翼操纵位置的精确定位和对称翼面的同步偏转，采用两点驱动单块翼面，避免单点驱动导致翼面结构受力不均发生损伤，同时单个部件体积小，结构布局灵活，故障率低、可靠性高，制造成本低，重量轻。

Description

一种前缘襟翼操纵装置

技术领域

本实用新型涉及飞机操纵装置的改进，特别涉及一种前缘襟翼操纵装置，用于飞机前缘襟翼操纵装置的改进。

背景技术

目前，国内外飞机的前缘襟翼操纵有采用前置舵机与流量分配阀和多个成组液压作动筒组合，直接推动前缘襟翼翼面的驱动形式。其工作原理是由一个集中的电液伺服舵机，将电信号指令转换成液压信号，通过每一侧的一个分油装置，作为一级液压放大，来控制八个作动筒驱动前缘襟翼，前置舵机与分配阀输入摇臂间机械连接，分配阀与液压作动筒间管路连接，每侧都有两套液压系统供压，每套液压系统带动四个作动筒。这种形式的系统，由于作动筒的制造和安装公差不同导致每个液压作动筒所承受的气动载荷不一样，使得多个液压作动筒的输出存在不同步，易使翼面产生变形甚至损坏机翼结构。这种驱动形式，还需要全机共十六个作动筒安装在机翼结构上，导致机翼结构复杂，系统重量很重，需要的结构空间较大，且成本较高。

国内还有的飞机前缘襟翼操纵是采用阀控作动筒集成一体单点驱动的形式。伺服阀通电后，输出高压油直接控制液压作动筒伸出或缩进。这种驱动形式对机翼结构的安装空间要求高，单点驱动不适用于机翼薄、前缘襟翼细长的飞机。

发明内容

本实用新型的目的是，设计一种结构布局灵活、可靠性高、重量轻、体积小、成本低的前缘襟翼操纵装置，能适用于各种机翼薄、前缘襟翼细长的飞机。

本实用新型的技术方案是，前缘襟翼操纵装置，由电液伺服阀、液压作动筒、位置传感器和操纵拉杆组成，所述液压作动筒固定在机翼肋板或梁框上，液压作动筒的活塞杆与操纵拉杆连接；所述操纵拉杆与操纵拉杆支座连接，操纵拉杆支座固定在襟翼斜梁上；所述电液伺服阀固定在机翼内，电液伺服阀的P、R管嘴分别与液压系统的供、回油管连接，电液伺服阀I、II管嘴通过三通管接头与液压作动筒连接；所述位置传感器通过传感器连接架安装在液压作动筒的筒体上，位置传感器的传感器输出杆通过连接片与活塞杆连接；电液伺服阀还可固定在机身内。

其工作原理是伺服阀接受来至飞控计算机的电信号，控制负载腔油路的通断来驱动液压作动筒的活塞杆运动，活塞杆带动与之连接的操纵拉杆操纵前襟翼面偏转。与液压作动筒联动的位置传感器提供翼面位置反馈给飞控计算机，从而实现对前襟位置控制和监控。

本实用新型的优点是，该前缘襟翼操纵装置采用电液伺服阀、液压作动筒和传动拉杆的组合驱动形式。采用分散式布局，电液伺服阀可根据飞机总体布置的情况灵活布置在飞机上不同的部位。由于前襟舵面处于机翼前缘，偏转时的铰链力矩比较大，且翼面高度有限，因此，一块舵面采用一组两个作动筒驱动，同一组内的两个作动筒由一个电液伺服阀控制。可实现四块前缘襟翼操纵位置的精确定位和对称翼面的同步偏转，系统采用液压双余度配置和故障监控功能，液压伺服机构中还配置了电磁液压锁，可实现前襟失效后锁定故障翼面的位置；采用两点驱动单块翼面，避免单点驱动导致翼面结构受力不均发生损伤；同时本装置的单个部件体积小，结构布局灵活，故障率低、可靠性高，制造成本低，重量轻。

附图说明

图1是本实用新型的结构示意图

具体实施方式

以下结合附图对本实用新型作进一步说明，参见图1，一种前缘襟翼操纵装置，由电液伺服阀1、液压作动筒2、位置传感器3和操纵拉杆5组成，液压作动筒2固定在机翼11肋板或梁框上，液压作动筒2的活塞杆7与操纵拉杆5连接；操纵拉杆5与操纵拉杆支座6连接，操纵拉杆支座6固定在襟翼12斜梁上；电液伺服阀1固定在机翼11内，电液伺服阀1的P、R管嘴分别与液压系统的供、回油管连接，电液伺服阀1的I、II管嘴分别通过三通管接头8与液压作动筒2连接；位置传感器3通过传感器连接架9安装在液压作动筒2的筒体上，位置传感器3的传感器输出杆4通过连接片10与活塞杆7连接；电液伺服阀1还可固定在机身内的梁框上。

一套前缘襟翼操纵装置采用一个型号为FYK-101的电液伺服阀1、二个型号为YDT-69/69A的液压作动筒2、一个型号为FC-108的位置传感器3和二套操纵拉杆5，它操纵一块前缘襟翼，见图1所示。电液伺服阀1可根据飞机自身结构空间要求固定在机翼11的下翼面或机身框梁上，其控制电流为10mA，额定供油压力为21MPa，电液伺服阀1固定在机翼11内，其P、R管嘴分别与液压系统的供、回油管通过液压管路连接；液压管的材料为1Cr18Ni9Ti-JG8×0.65，管端为无扩口形式，采用的标准件为HB6058-8的管套和HB6060-8M的外套螺母；电液伺服阀1的I、II管嘴分别与二个液压作动筒2的管嘴通过液压管路连接，液压管的材料为1Cr18Ni9Ti-JG8×0.65，管端为无扩口形式，采用的标准件为HB6058-8的管套和HB6060-8M的外套螺母，三通管接头8起分流作用，材料为30CrMnSiA(Dm)。液压作动筒2通过四个Φ8的螺栓与机翼11肋板固定；其中有一个液压作动筒2的外筒通过传感器连接架9固定有传感器3；连接片10通过螺纹分别与活塞杆7和传感器输出杆4连接，传感器输出杆4与连接片10的固定长度可通过传感器输出杆4螺纹进行调节，当活塞杆7伸缩运动时，会带动传感器输出杆4同步运动。操纵拉杆5的一端通过一个Φ20的螺栓与活塞杆7连接，操纵拉杆5的另一端装有轴承，通过一个Φ15的螺栓与操纵拉杆支座6连接，操纵拉杆支座6固定在襟翼12斜梁上。

本实用新型的工作原理是，电液伺服阀1接受来至飞控计算机的电信号，控制负载腔油路的通断来驱动液压作动筒2的活塞杆7运动，活塞杆7带动与之连接的操纵拉杆5操纵前襟翼面偏转。与液压作动筒2联动的位置传感器3提供前襟翼面位置反馈给飞控计算机，从而实现对前襟翼面位置的控制和监控。

本实用新型前缘襟翼操纵装置，实现了四块前缘襟翼操纵位置的精确定位和对称翼面的同步偏转，系统采用液压双余度配置和故障监控功能，还可利用电液伺服阀中配置的电磁液压锁，实现前襟失效后对故障翼面位置的锁定；采用两点驱动单块翼面，避免单点驱动导致翼面结构受力不均发生损伤；本实用新型通过了原理验证试验、铁鸟台验证试验和机上试飞试验。

Claims

1.一种前缘襟翼操纵装置，由电液伺服阀[1]、液压作动筒[2]、位置传感器[3]和操纵拉杆[5]组成，其特征在于，所述液压作动筒[2]固定在机翼[11]肋板或梁框上，液压作动筒[2]的活塞杆[7]与操纵拉杆[5]连接；所述操纵拉杆[5]与操纵拉杆支座[6]连接，操纵拉杆支座[6]固定在襟翼[12]斜梁上；所述电液伺服阀[1]固定在机翼[11]内，电液伺服阀[1]的P、R管嘴分别与液压系统的供、回油管连接，电液伺服阀[1]的I、II管嘴分别通过三通管接头[8]与液压作动筒[2]连接；所述位置传感器[3]通过传感器连接架[9]安装在液压作动筒[2]的筒体上，位置传感器[3]的传感器输出杆[4]通过连接片[10]与活塞杆[7]连接。

2.根据权利要求1所述的前缘襟翼操纵装置，其特征在于，所述电液伺服阀[1]还可固定在机身内。