CN206579835U - 一种飞机方向舵的随动增效器 - Google Patents
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Abstract
本实用新型属于飞行器的气动、结构设计技术领域，具体涉及一种用于飞机方向舵的增效装置—随动增效器。本实用新型的目的在于通过在固定翼飞机的方向舵上附加一种结构简单的随动增效机构，包括增效器翼面和轮轴传动机构，所述增效器翼面的前缘与方向舵的后缘铰接，所述轮轴传动机构包括方向舵下端的前轮轴、后轮轴和传动索，该前轮轴固定在机身上且不旋转，该后轮轴与增效器翼面的铰接轴固定连接且不旋转，所述传动索以“8”字形交叉的形式套接在所述前轮轴和后轮轴上。相对于同构型的普通方向舵，相同偏度下能够明显增加侧力，从而提高偏航操纵效率。
Description
技术领域
本实用新型属于飞行器的气动、结构设计技术领域，具体涉及一种用于飞机方向舵的增效装置—随动增效器。
背景技术
飞机通过方向舵操纵航向运动。在飞机重心位置固定，且来流方向不变的情况下，方向舵在一定偏度范围内，偏度越大则产生的偏航力矩就越大。在方向舵翼面积一定的条件下，若要提高方向舵单位偏度下的偏航力矩，即提高方向舵的操纵效率，可以通过随舵面偏转方向增加舵面弯度的方式实现。麦道公司运用这一原理，曾为客机DC-10设计了二段方向舵的构型解决偏航操纵效率不足的问题，这与机翼设置多段襟翼装置增升的气动原理类似，但是二段方向舵的结构和操纵方式较为复杂。在飞机增升装置中，格尼襟翼是在翼型后缘下表面垂直放置一块高度约为1％-2％弦长的固定小板，以无需人工操纵的小巧结构便能够达到增加升力的目的。若将格尼襟翼增升原理应用到方向舵上作为一种增效器，既可以提高偏航操纵效率，又可以避免二段方向舵的不足。常见的格尼襟翼为固定结构，即便是斯托姆斯等人提出的开裂式格尼襟翼也是单向偏转格尼襟翼，而飞机的方向舵需要向左、右两个方向偏转，要求增效器能够与方向舵同向偏转，因此该装置需要具有随动能力。
实用新型内容
本实用新型的目的在于通过在固定翼飞机的方向舵上附加一种结构简单的随动增效机构，提高方向舵的气动操纵效率。
本实用新型采用以下技术手段实现：一种用于飞机方向舵的随动增效器，包括增效器翼面和轮轴传动机构，所述增效器翼面的前缘与方向舵的后缘铰接，所述轮轴传动机构包括方向舵下端的前轮轴、后轮轴和传动索，该前轮轴固定在机身上且不旋转，该后轮轴与增效器翼面的铰接轴固定连接且不旋转，所述传动索以“8”字形交叉的形式套接在所述前轮轴和后轮轴上。
进一步地，所述增效器翼面的弦长不超过方向舵的弦长的5％。
进一步地，所述前轮轴靠近方向舵偏转轴，其半径为Rr，所述后轮轴的半径为Rg，Rr<5Rg且Rg>3Rg。
进一步地，通过设置所述前轮轴3和后轮轴5的半径之比，调整增效器翼面1的使用效果。
进一步地，Rr＝4.5Rg。
进一步地，当方向舵2转动时，所述后轮轴3在所述传动索7的拉动作用下，带动增效器翼面1相对于方向舵2产生相同方向的转动。
进一步地，所述前轮轴5和后轮轴3具有凹槽或周向的齿。
本实用新型与现有技术相比，具有以下优点：
第一，本实用新型通过增加一种随动机构，将格尼襟翼增升原理应用于提高方向舵操纵效率，改变了格尼襟翼均为固定在翼面后缘的结构形式，拓展了格尼襟翼的应用范围，使其不再局限于增升装置，也可以成为航向操纵的增强装置。
第二，本实用新型为方向舵增加了增效器，相对于同构型的普通方向舵，相同偏度下能够明显增加侧力，从而提高偏航操纵效率。
第三，本实用新型相对于二段方向舵，本实用新型的增效器翼面小，结构简单且无需人工操纵，有利于减轻飞机重量，降低飞机操纵复杂度。
第四，本实用新型相对于二段方向舵，增阻较小。
附图说明
图1是本实用新型方向舵的随动增效器结构示意图；
图2是方向舵的俯视示意图。
具体实施方式
本实用新型可通过如下实施例实现。
如图1所示，一种用于飞机方向舵的随动增效器包括增效器翼面1和轮轴传动机构，增效器翼面1的前缘与方向舵2的后缘铰接，且轮轴传动机构驱动增效器翼面1跟随方向舵2同向偏转。
所述增效器翼面1的弦长为垂直尾翼弦长的0.2％。
所述的轮轴传动机构包括固定安装在机身上且不旋转的前轮轴5、固定安装在所述增效器翼面1的铰接轴4底端的后轮轴3和传动索7，所述两个轮轴都具有对传动索限位的凹槽。
后轮轴3的半径为Rg，前轮轴5的半径为Rr，固定安装在方向舵2的下方且靠近方向舵偏转轴6，且不随方向舵2转动，Rr＝4.5Rg。
传动索7以“8”字形交叉形式涨紧套接在前轮轴3和后轮轴5上，能够令后轮轴3跟随前轮轴5做反向转动。
当方向舵2转动时，带动增效器翼面1转动，增效器翼面1底部的后轮轴3在所述传动索7的拉动作用下，带动增效器翼面1相对于方向舵2转动。
当方向舵2偏转δr时，前轮轴5相对方向舵而言是反向转动δr，此相对转动使得传动索7拉动后轮轴3发生与方向舵2同向的转动，带动增效器翼面1相对于方向舵2发生偏转δg，偏转角度δr：δg＝Rg：Rr，当方向舵2向左或向右偏转20°时，增效器翼面1随之向左或向右偏转90°。
Claims (7)
1.一种用于飞机方向舵的随动增效器，其特征在于：包括增效器翼面(1)和轮轴传动机构，所述增效器翼面(1)的前缘与方向舵(2)的后缘铰接，所述轮轴传动机构包括方向舵(2)下端的前轮轴(5)、后轮轴(3)和传动索(7)，该前轮轴(5)固定在机身上且不旋转，该后轮轴(3)与增效器翼面(1)的铰接轴(4)固定连接且不旋转，所述传动索(7)以“8”字形交叉的形式套接在所述前轮轴(3)和后轮轴(5)上。
2.根据权利要求1所述的随动增效器，其特征在于：所述增效器翼面(1)的弦长不超过方向舵(2)的弦长的5％。
3.根据权利要求1或2所述的随动增效器，其特征在于：所述前轮轴(5)靠近方向舵偏转轴(6)，其半径为Rr，所述后轮轴(3)的半径为Rg，Rr<5Rg且Rg>3Rg。
4.根据权利要求3所述的随动增效器，其特征在于：通过设置所述前轮轴(3)和后轮轴(5)的半径之比，调整增效器翼面（1）的使用效果。
5.根据权利要求4所述的随动增效器，其特征在于：Rr＝4.5Rg。
6.根据权利要求1或2所述的随动增效器，其特征在于：当方向舵(2)转动时，所述后轮轴(3)在所述传动索(7)的拉动作用下，带动增效器翼面(1)相对于方向舵(2)产生相同方向的转动。
7.根据权利要求1或2所述的随动增效器，其特征在于：所述前轮轴(5)和后轮轴(3)具有凹槽或周向的齿。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201720200442.XU CN206579835U (zh) | 2017-03-02 | 2017-03-02 | 一种飞机方向舵的随动增效器 |
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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| CN201720200442.XU CN206579835U (zh) | 2017-03-02 | 2017-03-02 | 一种飞机方向舵的随动增效器 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN206579835U true CN206579835U (zh) | 2017-10-24 |
Family
ID=60112196
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201720200442.XU Active CN206579835U (zh) | 2017-03-02 | 2017-03-02 | 一种飞机方向舵的随动增效器 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN206579835U (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106986004A (zh) * | 2017-03-02 | 2017-07-28 | 中国航空研究院 | 一种飞机方向舵的随动增效器 |
| CN112623193A (zh) * | 2020-12-29 | 2021-04-09 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种具有舵效随动补偿的飞机舵面调整片操纵系统 |
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2017
- 2017-03-02 CN CN201720200442.XU patent/CN206579835U/zh active Active
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106986004A (zh) * | 2017-03-02 | 2017-07-28 | 中国航空研究院 | 一种飞机方向舵的随动增效器 |
| CN112623193A (zh) * | 2020-12-29 | 2021-04-09 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种具有舵效随动补偿的飞机舵面调整片操纵系统 |
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