CN209921596U - 固定翼飞机的机翼安装角调节机构 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及固定翼飞机的机翼安装角调节机构，包括第一机翼安装角调节机构和第二机翼安装角调节机构，所述第一机翼安装角调节机构设置在左机翼上的左后梁与机身上的后贯穿横梁一端的连接处，所述第二机翼安装角调节机构设置在右机翼上的右后梁与机身上的后贯穿横梁另一端连接处：通过该机构对机翼安装角进行调节成本较低，操作简单实用。

Description

固定翼飞机的机翼安装角调节机构

技术领域

本实用新型涉及飞行器技术领域，具体是涉及一种固定翼飞机的机翼安装角调节机构及带有该机构的机翼和固定翼飞机。

背景技术

固定翼飞机是指飞机的机翼位置、后掠角等参数固定不变的飞机。机翼是飞机的重要部件之一，安装在机身上，其最主要作用是产生升力，同时也可以在机翼内布置弹药仓和油箱。为了提高固定翼飞机的适航性和舒适性，在起飞、降落、水平测量及维修检测时需要调节固定翼飞机的安装角。

专利号为ZL201120264314.4的中国实用新型专利申请公开了一种电子控制短距起降自动安装角可调机翼结构，该可调机翼结构靠近机身的机翼端部开有卡槽，卡槽内配合连接舵机摇臂上的卡梢，舵机连接微处理器，微处理器分别连接高度传感器和迎角传感器。通过该结构的机翼能够减小起降距离，改善飞行员视野，增加乘坐舒适性。但是，该机翼的安装角度调节采用电控调节方式,价格昂贵。

申请号为201110122952.7的中国发明专利申请公开了一种具有安装角可调节平尾的尾翼，包括T型尾翼的平尾(1)，T型尾翼的垂尾(2)，安装角调节机构(3)，其中所述平尾(1)通过安装角调节机构(3)与垂尾(2)连接。该安装角调节机构虽然能够对机翼的安装角度进行调节，但是其结构复杂，制造成本较高且并不适用于小型固定翼飞机。

实用新型内容

为克服上述现有技术中的缺陷与不足，本实用新型提供一种操控简单、经济适用的一种固定翼飞机的机翼安装角调节机构及带有该机构的机翼及固定翼飞机。

为实现上述目的，本实用新型的第一个技术方案是：固定翼飞机的机翼安装角调节机构，包括第一机翼安装角调节机构和第二机翼安装角调节机构，所述第一机翼安装角调节机构设置在左机翼上的左后梁与机身上的后贯穿横梁一端的连接处，所述第二机翼安装角调节机构设置在右机翼上的右后梁与机身上的后贯穿横梁另一端连接处：其特征在于：所述第一机翼安装角调节机构，包括第一连接螺栓、第一自锁螺母及两个第一偏心轴套，所述第一连接螺栓依次穿过所述两个第一偏心轴套中的一个、所述后贯穿横梁、所述左后梁、第一连接垫板、所述两个第一偏心轴套中的另一个、多个垫圈，并与所述第一自锁螺母固定螺纹连接；所述第二机翼安装角调节机构，包括第二连接螺栓、第二自锁螺母及两个第二偏心轴套，所述第二连接螺栓依次穿过所述两个第二偏心轴套中的一个、所述后贯穿横梁、所述右后梁、第二连接垫板、所述两个第二偏心轴套中的另一个、多个垫圈，并与所述第二自锁螺母固定螺纹连接。

优选的是，所述第一连接垫板可拆卸地置于所述后贯穿横梁一端的轴向安装槽内，所述第二连接垫板可拆卸地置于所述后贯穿横梁另一端的轴向安装槽内。

在上述任一方案中优选的是，所述后贯穿横梁为几字形结构。

在上述任一方案中优选的是，所述第一连接垫板和所述第二连接垫板均为U形结构。

在上述任一方案中优选的是，所述第一连接垫板和所述第二连接垫板均具有贯穿的安装槽。

在上述任一方案中优选的是，所述左后梁通过所述第一连接垫板可拆卸地固定安装在所述后贯穿横梁的一端的轴向安装槽内，所述右后梁通过所述第二连接垫板可拆卸地固定安装在所述后贯穿横梁的另一端的轴向安装槽内。

在上述任一方案中优选的是，所述左前梁一端与所述机身的前贯穿横梁的一端通过一螺栓固定连接，所述右前梁一端与所述机身的前贯穿横梁的另一端通过另一螺栓固定连接。

在上述任一方案中优选的是，在所述前贯穿横梁的两端均固定夹持有垫片。

在上述任一方案中优选的是，所述前贯穿横梁平行于所述后贯穿横梁。

在上述任一方案中优选的是，所述第一连接垫板和所述第二连接垫板均采用金属材料制成，例如，金属铝、铝合金等。

在上述任一方案中优选的是，所述前贯穿横梁采用金属材料制成。

在上述任一方案中优选的是，所述后贯穿横梁采用金属材料制成。

在上述任一方案中优选的是，所述垫片采用橡胶材料制成或者是金属材料制成。

在上述任一方案中优选的是，所述前贯穿横梁为几字形结构。

在上述任一方案中优选的是，所述后贯穿横梁的长度为800-1200 毫米。优选为1115毫米。

在上述任一方案中优选的是，所述后贯穿横梁的底部宽度为 10-50毫米。优选为43.6毫米。

本实用新型的第二个技术方案是：提供一种机翼，所述机翼包括左机翼或右机翼，所述左机翼包括左前梁和左后梁、所述右机翼包括右前梁和右后梁；所述左机翼或右机翼包括本实用新型中的机翼安装角调节机构。

本实用新型的第三个目的在于提供一种固定翼飞机，该固定翼飞机具有左机翼和右机翼，所述机翼采用本实用新型中的左机翼和右机翼。在所述左机翼和/或右机翼上安装有本实用新型中的该机翼安装角调节机构。

与现有技术相比本实用新型的优点在于：当飞机在做水平测量和地面维护时，如发现机翼相对机身的安装角不对正，采用人工的方式通过左机翼上的第一机翼安装角调节机构和右机翼上的第二机翼安装角调节机构调整旋转其上的偏心轴套实现调节机翼的安装夹角，保证了机翼的安装姿态。该机翼安装角调节机构成本较低，操作简单实用，性价比较高，特别适用于小型固定翼飞机上。

附图说明

图1为按照本实用新型的固定翼飞机的机翼安装角调节机构的固定翼飞机一优选实施例的主视结构示意图。

图2为按照本实用新型的图1所示实施例中右机翼与机身连接处带有第二机翼安装角调节机构的立体结构示意图。

图3为按照本实用新型的图1所示实施例中机身后贯穿横梁的横截面结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型的优选实施例作进一步阐述说明；在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量，由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本实用新型的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

在本实用新型的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义。

实施例1：

如图1-3所示，一种带有固定翼飞机的机翼安装角调节机构的固定翼飞机，包括机身1及安装在机身1上的左机翼2和右机翼3；所述左机翼2包括左前梁9和左后梁13，所述右机翼3包括右前梁14 和右后梁15；在所述机身1上固定安装有前贯穿横梁12和后贯穿横梁4。前贯穿横梁12平行于后贯穿横梁4。所述前贯穿横梁12和后贯穿横梁4均采用金属材料制成。左前梁9一端与所述机身1的前贯穿横梁12的一端通过一螺栓固定连接，所述右前梁14一端与所述机身1的前贯穿横梁12的另一端通过另一螺栓固定连接。

在本实施例中，左机翼2的构造和右机翼3的构造相同。左后梁 13与机身1上的后贯穿横梁4的一端可拆卸的固定连接，所述右后梁15与所述后贯穿横梁4的另一端可拆卸的固定连接。在所述左后梁13与后贯穿横梁4的连接处设置有第一机翼安装角调节机构18，所述第一机翼安装角调节机构18，包括第一连接螺栓、第一自锁螺母及两个第一偏心轴套，所述第一连接螺栓依次穿过两个所述第一偏心轴套中的一个、所述后贯穿横梁、所述左后梁、第一连接垫板、所述两个第一偏心轴套中的另一个、多个垫圈，并与所述第一自锁螺母固定螺纹连接。在所述右后梁15与所述后贯穿横梁4的连接处设置有第二机翼安装角调节机构19。所述第二机翼安装角调节机构19，包括第二连接螺栓5、第二自锁螺母6及两个第二偏心轴套7，所述第二连接螺栓5依次穿过所述两个第二偏心轴套7中的一个、所述后贯穿横梁4、所述右后梁15、第二连接垫板16、所述两个偏心轴套中的另一个、多个垫圈8，并与所述第二自锁螺母6固定螺纹连接。

在本实施例中，后贯穿横梁4的长优选为1115毫米。所述后贯穿横梁4的底部宽度为43.6毫米。前贯穿横梁12的底部宽度为40 毫米，长度尺寸与后贯穿横梁4的尺寸相同。后贯穿横梁4之所以选择为1115毫米的原因在于受机身1宽度和飞机部件位置所限制，机身1为3座(驾驶员2位，乘客1位)，以总体室要求设计机身宽度，按照人体工程学在工艺机上进行模拟实验，飞机在满员的情况以保证驾驶员不感到疲惫的状态下，迅速、准确的获取各种反应飞机工况的视觉、听觉和触觉信号，并按所需做出正确无误的操纵指令，已完成飞行任务，还要保证乘客的舒适度和后贯穿横梁4与机身1的连接来验证所选机身1宽度。机翼和驾驶舱对接时要考虑部件之间的设备安装空间，在考虑上述两条设计因素情况下设定前后贯穿梁长度所以设定后贯穿梁长度选择1115毫米。前贯穿横梁12长度选择有后贯穿横梁4选择同理。前贯穿横梁12的底部宽度优选为40毫米，后贯穿横梁4的底部宽度优选为43.6毫米，贯穿梁的宽度取决连接接头的受载情况，连接接头的受载情况与机翼的载荷大小有关，因机翼前梁和后梁所受载荷大小不同导致连接接头16厚度不同，零件的切面厚度与载荷大小有直接关系。经强度计算前贯穿横梁12的底部宽度为 40mm，后贯穿横梁4的底部宽度为43.6mm满足设计要求。

在本实施例中，后贯穿横梁4为几字形结构且具有贯穿的轴向安装槽10。所述第一连接垫板可拆卸地置于所述后贯穿横梁4一端的轴向安装槽10内，所述第二连接垫板16可拆卸地置于所述后贯穿横梁4另一端的轴向安装槽10内。同样，第一连接垫板和第二连接垫16板均为U形结构。且所述第一连接垫板和所述第二连接垫16板均具有贯穿的安装槽，分别为第一安装槽和第二安装槽11。所述左后梁13通过所述第一连接垫板可拆卸地固定安装在所述后贯穿横梁4 的一端的轴向安装槽10内，所述右后梁15通过所述第二连接垫板16可拆卸地固定安装在所述后贯穿横梁4的另一端的轴向安装槽10 内。更具体的是，左后梁13的一端可拆卸地置于所述第一安装槽内，所述右后梁15可拆卸地置于所述第二安装槽11内。换言之，左后梁通过所述第一连接垫板可拆卸地固定安装在后贯穿横梁4一端的轴向安装槽10内，右后梁15通过第二连接垫板16可拆卸地固定安装在所述后贯穿横梁4另一端的轴向安装槽10内。在本实施例中，所述第一连接垫板、第二连接垫板16均采用金属铝材料制成。

实施例2：

如图1-3所示，一种固定翼飞机，包括机身1及安装在机身1上的左机翼2和右机翼3；所述左机翼2包括左前梁9和左后梁13，所述右机翼3包括右前梁14和右后梁15；在所述机身1上固定安装有前贯穿横梁12和后贯穿横梁4。前贯穿横梁12平行于后贯穿横梁4。

所述前贯穿横梁12和后贯穿横梁4均采用金属材料制成。左前梁9一端与所述机身1的前贯穿横梁12的一端通过一螺栓固定连接，所述右前梁14一端与所述机身1的前贯穿横梁12的另一端通过另一螺栓固定连接。在本实施例中，前贯穿横梁12与后贯穿横梁4的构造相同且均为为几字形结构。前后贯穿横梁12设计为几字形。这样保证几字梁与驾驶舱上盖板铆接，形成盒形件，增加零件的扭转刚度和强度。几字形设计充分考虑了加工工艺和装配工艺，方便制造和装配。

左后梁13与机身1上的后贯穿横梁4的一端可拆卸的固定连接，所述右后梁15与所述后贯穿横梁4的另一端可拆卸的固定连接。在所述左后梁13与后贯穿横梁4的连接处设置有第一机翼安装角调节机构18，所述第一机翼安装角调节机构18，包括第一连接螺栓、第一自锁螺母及两个第一偏心轴套，所述第一连接螺栓依次穿过任一所述第一偏心轴套、所述后贯穿横梁、所述左后梁、第一连接垫板、另一第一偏心轴套、多个垫圈与所述第一自锁螺母固定螺纹连接。在所述右后梁15与所述后贯穿横梁4的连接处设置有第二机翼安装角调节机构19。所述第二机翼安装角调节机构19，包括第二连接螺栓5、第二自锁螺母6及两个第二偏心轴套7，所述第二连接螺栓5依次穿过任一所述第二偏心轴套7、所述后贯穿横梁4、所述右后梁15、第二连接垫板16、另一所述第二偏心轴套7、多个垫圈8与所述第二自锁螺母6固定螺纹连接。

在本实施例中，垫圈8的数量为3个，其目的在于防止连接螺栓光杆过长自锁螺母无法扭紧，飞机适航中连接螺栓脱落导致机翼静不定连接发生灾难性事故，所述连接螺栓的直径和材料选择与机翼载荷有直接关系，连接螺栓在此部位承受剪切力，所以选择本实施例中的连接螺栓均选择细牙螺栓。

后贯穿横梁4为几字形结构且具有贯穿的轴向安装槽10。所述第一连接垫板可拆卸地置于所述后贯穿横梁4一端的轴向安装槽10 内，所述第二连接垫板16可拆卸地置于所述后贯穿横梁4另一端的轴向安装槽10内。同样，第一连接垫板和第二连接垫16板均为U形结构。且所述第一连接垫板和所述第二连接垫16板均具有贯穿的安装槽，分别为第一安装槽和第二安装槽11。所述左后梁13通过所述第一连接垫板可拆卸地固定安装在所述后贯穿横梁4的一端的轴向安装槽10内，所述右后梁15通过所述第二连接垫板16可拆卸地固定安装在所述后贯穿横梁4的另一端的轴向安装槽10内。更具体的是，左后梁13的一端可拆卸地置于所述第一安装槽内，所述右后梁 15可拆卸地置于所述第二安装槽11内。换言之，左后梁通过所述第一连接垫板可拆卸地固定安装在后贯穿横梁4一端的轴向安装槽10 内，右后梁15通过第二连接垫板16可拆卸地固定安装在所述后贯穿横梁4另一端的轴向安装槽10内。在本实施例中，所述第一连接垫板、第二连接垫板16均金属材料制成。例如，铝合金等。在本实施例中与实施例1所不同的是，在前贯穿横梁12的两端均固定夹持有垫片。所述垫片的结构和形状与所述第一连接垫板和所述第二连接垫板16的构造相同。前贯穿横梁12的底部宽度优选为40毫米，后贯穿横梁的底部宽度优选为43.6毫米，贯穿梁的宽度取决连接接头的受载情况，连接接头的受载情况与机翼的载荷大小有关，因机翼前梁和后梁所受载荷大小不同导致连接接头16厚度不同，零件的切面厚度与载荷大小有直接关系。经强度计算、风洞模拟试验和飞机试飞实验，优选确定前贯穿梁底部宽度为40mm后贯穿梁底部宽度为43.6mm。

以上所述仅是本实用新型的优选实施例，并非对本实用新型作任何形式上的限制，凡是依据本实用新型的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属于本实用新型技术方案的范围内。例如，前贯穿横梁12和后贯穿横梁4的长度等。

前后贯穿横梁受机身宽度和飞机部件位置所限制，机身为3座(驾驶员2位，乘客1位)，以总体室要求设计机身宽度，按照人体工程学在工艺机上进行模拟实验，飞机在满员的情况以保证驾驶员不感到疲惫的状态下，迅速、准确的获取各种反应飞机工况的视觉、听觉和触觉信号，并按所需做出正确无误的操纵指令，已完成飞行任务，还要保证乘客的舒适度和后贯穿梁与机身的连接，来验证所选机身宽度。机翼和驾驶舱对接时要考虑部件之间的设备安装空间，在考虑上述两条设计因素情况下设定前后贯穿梁的长度。

阅读了本说明书后，本领域技术人员不难看出，本实用新型由现有技术的结合构成，这些构成实用新型的各部分的现有技术有些在此给予了详细描述，有些则出于说明书简明考虑并未事无巨细地赘述，但本领域技术人员阅读了说明书后便知所云。而且本领域技术人员也不难看出，为构成本实用新型而对这些现有技术的结合是饱含大量创造性劳动，是发明人多年理论分析和大量实验的结晶。本领域技术人员同样可以从说明书中看出，这里所披露的每个技术方案以及各个特征的任意组合都属于本实用新型的一部分。

Claims (12)

1.固定翼飞机的机翼安装角调节机构，包括第一机翼安装角调节机构和第二机翼安装角调节机构，所述第一机翼安装角调节机构设置左机翼上的左后梁与机身上的后贯穿横梁一端的连接处，所述第二机翼安装角调节机构设置在右机翼上的右后梁与机身上的后贯穿横梁另一端连接处：其特征在于：所述第一机翼安装角调节机构，包括第一连接螺栓、第一自锁螺母及两个第一偏心轴套，所述第一连接螺栓依次穿过所述两个第一偏心轴套中的一个、所述后贯穿横梁、所述左后梁、第一连接垫板、所述两个第一偏心轴套中的另一个、多个垫圈，并与所述第一自锁螺母固定螺纹连接；所述第二机翼安装角调节机构，包括第二连接螺栓、第二自锁螺母及两个第二偏心轴套，所述第二连接螺栓依次穿过所述两个第二偏心轴套中的一个、所述后贯穿横梁、所述右后梁、第二连接垫板、所述两个第二偏心轴套中的另一个、多个垫圈，并与所述第二自锁螺母固定螺纹连接。

2.如权利要求1所述的固定翼飞机的机翼安装角调节机构，其特征在于：所述第一连接垫板可拆卸地置于所述后贯穿横梁一端的轴向安装槽内，所述第二连接垫板可拆卸地置于所述后贯穿横梁另一端的轴向安装槽内。

3.如权利要求1所述的固定翼飞机的机翼安装角调节机构，其特征在于：所述后贯穿横梁为几字形结构。

4.如权利要求1或2所述的固定翼飞机的机翼安装角调节机构，其特征在于：所述第一连接垫板和所述第二连接垫板均为U形结构。

5.如权利要求4所述的固定翼飞机的机翼安装角调节机构，其特征在于：所述第一连接垫板和所述第二连接垫板均具有贯穿的安装槽。

6.如权利要求1所述的固定翼飞机的机翼安装角调节机构，其特征在于：所述左后梁通过所述第一连接垫板可拆卸地固定安装在所述后贯穿横梁的一端的轴向安装槽内，所述右后梁通过所述第二连接垫板可拆卸地固定安装在所述后贯穿横梁的另一端的轴向安装槽内。

7.如权利要求4所述的固定翼飞机的机翼安装角调节机构，其特征在于：所述第一连接垫板和所述第二连接垫板均采用金属材料制成。

8.如权利要求1所述的固定翼飞机的机翼安装角调节机构，其特征在于：所述后贯穿横梁采用金属材料制成。

9.如权利要求1所述的固定翼飞机的机翼安装角调节机构，其特征在于：所述后贯穿横梁的长度为800-1200毫米。

10.如权利要求1或9所述的固定翼飞机的机翼安装角调节机构，其特征在于：所述后贯穿横梁的底部宽度为10-50毫米。

11.一种机翼，所述机翼为左机翼或右机翼，所述左机翼包括左前梁和左后梁、所述右机翼包括右前梁和右后梁；其特征在于：所述左机翼或右机翼包括上述权利要求1-10中任一项的机翼安装角调节机构。

12.一种固定翼飞机，包括机翼安装角调节机构构，其特征在于：该机翼安装角调节机构采用如权利要求11中的所述机翼安装角调节机构。

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