CN204775999U - 一种飞机开裂式方向舵伺服作动系统 - Google Patents
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Abstract
本实用新型涉及伺服舵机控制系统设计领域，更具体地涉及一种飞机开裂式方向舵伺服作动系统，以解决目前的伺服控制系统无法满足开裂式阻力方向舵作动需求的问题。飞机开裂式方向舵伺服作动系统包括飞行器管理计算机、伺服控制器、阻力方向舵机以及作动筒组件等，用于对左上、左下、右上以及右下四个阻力方向舵进行单独控制，整体系统呈分布式布局结构，简单可靠，单个产品体积小，安装维护方便，降低了风险性和成本，满足开裂式阻力方向舵的作动需求。
Description
技术领域
本实用新型涉及伺服舵机控制系统设计领域，尤其涉及一种飞机开裂式方向舵伺服作动系统。
背景技术
无尾飞翼布局飞机每个机翼尾部通常设置有阻力方向舵，阻力方向舵位于升降副翼的外侧，其中，阻力方向舵的偏转可提供航向操纵力矩，产生航向增稳和增阻效果。不过，目前的大部分阻力方向舵操作形式单一，当其他操作舵面故障状态时，阻力方向舵无法提供其他操纵，例如纵向操纵或者同时进行横、航向操作等。进一步，当阻力方向舵用于实现飞机增稳控制时，随着阻力方向舵的偏转可能会破坏飞机表面流场，使RCS增大，从而影响飞机的隐身性能。
为解决上述问题，左右机翼上的阻力方向舵均被设计采用图1(右机翼的阻力方向舵)所示的开裂式结构，均包括上下对称设置的上舵面71和下舵面72可单独绕各自转轴做非对称偏转，能够降低纵横向强耦合的气动现象；另外，当升降副翼故障时，通过上舵面和下舵面的非对称偏转，能够进行横、航向操作，必要时还能参与纵向配平。
但是，传统的阻力方向舵的伺服控制系统无法满足开裂式阻力方向舵的作动需求。
实用新型内容
本实用新型的目的是提供一种飞机开裂式方向舵伺服作动系统，以解决目前的伺服控制系统无法满足开裂式阻力方向舵作动需求的问题。
本实用新型的技术方案是：一种飞机开裂式方向舵伺服作动系统，用于控制飞机的左阻力方向舵的上下舵面和右阻力方向舵的上下舵面，包括：
左上作动筒组件和左下作动筒组件，分别与所述左上阻力方向舵和所述左下阻力方向舵的舵面连接；
右上作动筒组件和右下作动筒组件，分别与所述右上阻力方向舵和所述右下阻力方向舵的舵面连接；
左上阻力方向舵机和左下阻力方向舵机，分别用于控制所述左上作动筒组件和所述左下作动筒组件；
右上阻力方向舵机和右下阻力方向舵机，分别用于控制所述右上作动筒组件和所述右下作动筒组件；
左伺服控制器，用于控制所述左上阻力方向舵机和所述左下阻力方向舵机；
右伺服控制器，用于控制所述右上阻力方向舵机和所述右下阻力方向舵机；
飞行器管理计算机，用于控制所述左伺服控制器和所述右伺服控制器。
可选地，所述左伺服控制器和所述右伺服控制器均采用三余度数字式飞行控制计算机，与所述飞行器管理计算机通过总线连接。
可选地，所述左上阻力方向舵机、左下阻力方向舵机、右上阻力方向舵机以及右下阻力方向舵机均采用数字舵机。
可选地，所述数字舵机采用电气多余度、液压双余度设计，且具备单系统故障回中功能。
可选地，所述左上阻力方向舵机、左下阻力方向舵机、右上阻力方向舵机以及右下阻力方向舵机内部均包括液压系统，分别通过所述液压系统驱动所述左上作动筒组件、所述左下作动筒组件、所述右上作动筒组件以及所述右下作动筒组件。
可选地，所述左上作动筒组件和左下作动筒组件分别包括左上、左下液压作动筒，分别通过所述左上、左下液压作动筒与所述左上阻力方向舵和所述左下阻力方向舵的舵面连接；
所述右上作动筒组件和右下作动筒组件分别包括右上、右下液压作动筒，分别通过所述右上、右下液压作动筒与所述右上阻力方向舵和所述右下阻力方向舵的舵面连接。
可选地，所述左上、左下液压作动筒采用并联筒体结构；所述右上、右下液压作动筒采用并联筒体结构；
所述左上、左下、右上以及右下液压作动筒均采用电气多余度、液压机械双余度设计。
可选地，所述左上、左下、右上以及右下液压作动筒的活塞杆端均通过耳环与舵面连接。
可选地，所述左上、左下、右上以及右下液压作动筒的支座端均采用法兰固定安装。
可选地，所述左上、左下、右上以及右下液压作动筒内均设置有直线位移传感器，所述左上、左下液压作动筒的直线位移传感器均与所述左伺服控制器连接，所述右上、右下液压作动筒的直线位移传感器均与所述右伺服控制器连接。
本实用新型的优点在于：本实用新型的飞机开裂式方向舵伺服作动系统，对左上、左下、右上以及右下四个阻力方向舵单独采用伺服舵机和液压作动筒进行控制，整体呈分布式布局结构，简单可靠，单个产品体积小，安装维护方便，降低了风险性和成本，满足开裂式阻力方向舵的作动需求。
附图说明
图1本现有技术中飞机开裂式方向舵的结构示意图；
图2本实用新型飞机开裂式方向舵伺服作动系统的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本实用新型的进行详细描述。
如图1和图2所示，本实用新型的飞机开裂式方向舵伺服作动系统，包括飞行器管理计算机1、伺服控制器、阻力方向舵机以及作动筒组件等，用于单独控制飞机的左上阻力方向舵51、左下阻力方向舵52、右上阻力方向舵53以及右下阻力方向舵54的舵面旋转。
具体地，飞机开裂式方向舵伺服作动系统包括设置在左侧机翼上的左上作动筒组件41、左下作动筒组件42以及设置在右侧机翼上的右上作动筒组件43和右下作动筒组件44。
左上作动筒组件41和左下作动筒组件42分别与左上阻力方向舵51和左下阻力方向舵52的舵面连接；右上作动筒组件43和右下作动筒组件44分别与右上阻力方向舵53和右下阻力方向舵54的舵面连接。
每个作动筒组件均包括液压作动筒、法兰以及耳环等部件。其中，液压作动筒的活塞杆端的耳环通过螺栓与相对应(比如左上液压作动筒与左上阻力方向舵51)的舵面的摇臂固定连接，以驱动舵面转动。液压作动筒的支座端均采用法兰固定安装于相应的安装座上。进一步，每一侧的两个液压作动筒采用并联筒体结构，且每个液压作动筒采用电气多余度、液压机械双余度设计。
进一步，每个液压作动筒内均设置有直线位移传感器(又叫多余度LVDT传感器)，用于将液压作动筒的活塞杆位移反馈给相应的伺服控制器，以形成控制闭环。其中，左上、左下液压作动筒的直线位移传感器均与左伺服控制器连接21，右上、右下液压作动筒的直线位移传感器均与右伺服控制器连接22。
液压作动筒可以根据需求进行适合选择，例如可以根据开裂式方向舵舵面的铰链力矩，根据经验公式和相应的数学、物理公式可以计算出液压作动筒的最大输出力和最大工作行程，以及系统的最大流量。据此可以确定液压作动筒的参数，进而设计相应的液压作动筒。根据系统流量作为伺服舵机的输入要求，设计合适的舵机推动液压作动筒。
阻力方向舵机可以采用数字舵机，采用电气多余度、液压双余度结构设计，具备单系统故障回中功能，利用数字控制电路，大功率电子元件驱动控制伺服电机直接驱动单级液压分配阀控制各液压作动筒。具体地，阻力方向舵包括位于左侧机翼的左上阻力方向舵机31、左下阻力方向舵机32以及位于右侧机翼的右上阻力方向舵机33以及右下阻力方向舵机34。进一步，在左上阻力方向舵机31、左下阻力方向舵机32、右上阻力方向舵机33以及右下阻力方向舵机34内部均包括液压系统，分别通过液压系统驱动左上液压作动筒、左下液压作动筒、右上液压作动筒以及右下液压作动筒进行作动。
另外，上述左上阻力方向舵机31、左下阻力方向舵机32、右上阻力方向舵机33以及右下阻力方向舵机34可以同时共用第一液压系统61和第二液压系统62两套液压系统，并且两套液压系统能够分别控制左右各个舵机，当其中一套出故障时，通过其中一套就能完成控制，加强系统的稳定性。
伺服控制器采用基于659背板总线的三余度数字式飞行控制计算机，通过例如GJB289A总线从飞行器管理计算机1接收舵面控制指令以控制舵面偏转，同时监控伺服控制器及各个舵机与液压作动筒的工作状态。具体地，包括位于左侧机翼的左伺服控制器21和右侧机翼的右伺服控制器22。伺服控制器左伺服控制器21用于控制左上阻力方向舵机31和左下阻力方向舵机32。右伺服控制器22用于控制右上阻力方向舵机33和右下阻力方向舵机34。
飞行器管理计算机1用于控制左伺服控制器21和右伺服控制器22，飞行器管理计算机1是通过总线分别与左伺服控制器21和右伺服控制器22连接。
本实用新型的飞机开裂式方向舵伺服作动系统，对左上、左下、右上以及右下四个阻力方向舵单独采用舵机和液压作动筒进行控制，整体呈分布式布局结构，简单可靠，单个产品体积小，安装维护方便，降低了风险性和成本，满足开裂式阻力方向舵的作动需求。另外，液压作动筒和开裂式方向舵之间采用机械连接完成，保证连接的稳定性。
以上所述，仅为本实用新型的具体实施方式，但本实用新型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实用新型揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。因此，本实用新型的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。
Claims (7)
1.一种飞机开裂式方向舵伺服作动系统，其特征在于，包括：
左上作动筒组件(41)和左下作动筒组件(42)，分别与左上阻力方向舵(51)和左下阻力方向舵(52)的舵面连接；
右上作动筒组件(43)和右下作动筒组件(44)，分别与右上阻力方向舵(53)和右下阻力方向舵(54)的舵面连接；
左上阻力方向舵机(31)和左下阻力方向舵机(32)，分别用于控制所述左上作动筒组件(41)和所述左下作动筒组件(42)；
右上阻力方向舵机(33)和右下阻力方向舵机(34)，分别用于控制所述右上作动筒组件(43)和所述右下作动筒组件(44)；
左伺服控制器(21)，用于控制所述左上阻力方向舵机(31)和所述左下阻力方向舵机(32)；
右伺服控制器(22)，用于控制所述右上阻力方向舵机(33)和所述右下阻力方向舵机(34)；
飞行器管理计算机(1)，用于控制所述左伺服控制器(21)和所述右伺服控制器(22)。
2.根据权利要求1所述的飞机开裂式方向舵伺服作动系统，其特征在于，所述左伺服控制器(21)和所述右伺服控制器(22)均采用三余度数字式飞行控制计算机，与所述飞行器管理计算机(1)通过总线连接。
3.根据权利要求1所述的飞机开裂式方向舵伺服作动系统，其特征在于，所述左上阻力方向舵机(31)、左下阻力方向舵机(32)、右上阻力方向舵机(33)以及右下阻力方向舵机(34)均采用数字舵机。
4.根据权利要求3所述的飞机开裂式方向舵伺服作动系统，其特征在于，所述左上阻力方向舵机(31)、左下阻力方向舵机(32)、右上阻力方向舵机(33)以及右下阻力方向舵机(34)内部均包括液压系统，分别通过所述液压系统驱动所述左上作动筒组件(41)、所述左下作动筒组件(42)、所述右上作动筒组件(43)以及所述右下作动筒组件(44)。
5.根据权利要求1所述的飞机开裂式方向舵伺服作动系统，其特征在于，所述左上作动筒组件(41)和左下作动筒组件(42)分别包括左上、左下液压作动筒，分别通过所述左上、左下液压作动筒与所述左上阻力方向舵(51)和所述左下阻力方向舵(52)的舵面连接；
所述右上作动筒组件(43)和右下作动筒组件(44)分别包括右上、右下液压作动筒，分别通过所述右上、右下液压作动筒与所述右上阻力方向舵(53)和所述右下阻力方向舵(54)的舵面连接。
6.根据权利要求5所述的飞机开裂式方向舵伺服作动系统，其特征在于，所述左上、左下、右上以及右下液压作动筒的活塞杆端均通过耳环与舵面连接。
7.根据权利要求5所述的飞机开裂式方向舵伺服作动系统，其特征在于，所述左上、左下、右上以及右下液压作动筒内均设置有直线位移传感器，所述左上、左下液压作动筒的直线位移传感器均与所述左伺服控制器连接(21)，所述右上、右下液压作动筒的直线位移传感器均与所述右伺服控制器连接(22)。
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