CN214397205U - 一种飞机舵面偏转结构 - Google Patents
一种飞机舵面偏转结构 Download PDFInfo
- Publication number
- CN214397205U CN214397205U CN202023253889.4U CN202023253889U CN214397205U CN 214397205 U CN214397205 U CN 214397205U CN 202023253889 U CN202023253889 U CN 202023253889U CN 214397205 U CN214397205 U CN 214397205U
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- control surface
- auxiliary
- deflection structure
- active
- aircraft
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Images
Landscapes
- Transmission Devices (AREA)
Abstract
本实用新型公开了一种飞机舵面偏转结构，包括驱动杆系以及通过所述驱动杆系安装在机体上的舵面，其中：所述舵面的前缘铰接在机体上，所述驱动杆系一端铰接在机体上，另一端与舵面连接；驱动杆系包括伸缩式结构的辅助系以及对称分布于所述辅助系两侧的主动系，其中，主动系用于在舵面展开或回收时提供驱动力，辅助系用于在舵面展开或回收时随动，并在舵面展开后进行位置锁定。本实用新型的偏转结构为动力源与多连杆的杆系组合，构成两端驱动+中部随动的形式；通过对舵面驱动杆系的重新设计，实现了对舵面的定轴转动式打开与关闭的机械运动，同时满足了结构刚度与强度的承载需要。
Description
技术领域
本实用新型涉及飞机结构设计领域，具体涉及一种飞机舵面偏转结构。
背景技术
舵面、口盖和舱门的打开机构是飞机结构设计领域里的常见相似形式，对类似结构功能件的自动打开是实现其运动的主要方式，通过动力源与连杆机构的组合能够有效地满足运动功能和载荷传递的需要。
连杆结构是飞机结构中广泛使用的一种轻质驱动形式，该驱动形式在设计中需要充分考虑动力传递的效率和杆系自身的稳定性，这都使设计和制造的难度增大。
目前飞机结构类似部位采用合页、鹅颈摇臂等形式连接，采用对边缘驱动的方式来实现结构偏转；对于载荷较大、刚度要求较高的功能结构需要采用有效的结构布置使其满足载荷传递与变形抑制；例如对于飞机舵面的安装，传统的驱动方式布置在舵面的前缘位置，靠近舵面和机身铰接处，目前的这种安装形式在维持舵面打开状态下、受到风力载荷时，难以满足高稳定性和承载能力的要求。
发明内容
本实用新型的目的是提供一种飞机舵面偏转结构，用以更好地满足结构刚度与强度承载的需求。
为了实现上述任务，本实用新型采用以下技术方案：
一种飞机舵面偏转结构，包括驱动杆系以及通过所述驱动杆系安装在机体上的舵面，其中：
所述舵面的前缘铰接在机体上，所述驱动杆系一端铰接在机体上，另一端与舵面连接；驱动杆系包括伸缩式结构的辅助系以及对称分布于所述辅助系两侧的主动系，其中，主动系用于在舵面展开或回收时提供驱动力，辅助系用于在舵面展开或回收时随动，并在舵面展开后进行位置锁定。
进一步地，所述主动系采用螺旋丝杠或利用旋转作动器驱动的伸缩件，所述辅助系采用液压作动筒。
进一步地，所述主动系、辅助系在机体上的铰接位置、在舵面上的铰接位置均分别在同一条直线上，这两条直线相互平行。
进一步地，所述主动系与舵面的铰接位置、辅助系与舵面的铰接位置分布在舵面展向的25±5％至75±5％区域。
进一步地，所述主动系与舵面的铰接位置、辅助系与舵面的铰接位置分布在与舵面压心或与压心共面的弦向位置上。
进一步地，所述主动系距离其最近的展向边缘位于舵面整个展向长度的1/4 处；所述辅助系与舵面的铰接位置位于舵面的压心处。
进一步地，所述舵面沿弦向的横截面为楔形结构，前缘厚、后缘薄，舵面通过其前缘的上边沿铰接在机体上。
进一步地，所述伸缩件和液压作动筒采用杆状结构或者板状结构。
与现有技术相比，本实用新型具有以下技术特点：
本实用新型通过对舵面驱动杆系的重新设计，实现了对舵面的定轴转动式打开与关闭的机械运动，同时满足了结构刚度与强度的承载需要。该偏转结构为动力源与多连杆的杆系组合，构成两端驱动+中部随动的形式；其中偏转结构借助于动力源，其驱动杆系由主动系与辅助系构成，主动系作用于舵面展向两端，辅助系作用于舵面展向中部。舵面展开时，主动系前伸，辅助系收到指令后随动，共同驱动舵面的至偏转位置后锁定；舵面回收时，主动系收缩，辅助系收到指令后泄压，并保持随动，舵面回收后位置锁定。
附图说明
图1为本实用新型的整体结构示意图；
图2为本舵面在未打开、打开状态下侧视示意图。
图中标号说明：1机体，2主动系，3辅助系，4舵面。
具体实施方式
参见图1和图2，本实用新型提供了一种飞机舵面偏转结构，包括驱动杆系以及通过所述驱动杆系安装在机体1上的舵面4，其中：所述舵面4的前缘铰接在机体1上，所述驱动杆系一端铰接在机体1上，另一端与舵面4连接；驱动杆系包括伸缩式结构的辅助系3以及对称分布于所述辅助系3两侧的主动系2，其中，主动系2用于在舵面4展开或回收时提供驱动力，辅助系3用于在舵面4展开或回收时随动，并在舵面4展开后进行位置锁定。
与传统舵面4安装驱动机构设置在舵面4前缘不同，本申请中设计了动力源+多连杆的杆系组合结构，来实现对舵面4的开合以及提高舵面4驱动机构的结构刚度与强度。本方案中，驱动杆系由主动系2和辅助系3构成，主动系2 在动力源的作用下，通过伸缩的方式带动舵面4展开或回收，而辅助系3不连接动力源，其在展开或回收时仅跟随主动系2伸缩。在舵面4完全展开时，其所承受风力载荷最大，本方案中的辅助系3则用于在舵面4展开后位置的锁定；即，飞控系统控制主动系2使舵面4展开至既定位置后，向辅助系3发送指令，辅助系3通过锁定机构来锁定其伸长位置，这样使得辅助系3在舵面4展开状态下，相当于一个刚性杆件，能有效地提高舵面4载荷，同时也提高了整个驱动机构的结构强度。本方案中，主动系2布置在舵面4两端、辅助系3布置在舵面4中部，起到对舵面4弦向变形的抑制；而由于驱动杆系与舵面4多点分布式连接，因此能对舵面4展向起到有效的变形抑制。本实施例中，两个主动系2平行布置。图2对本方案的工作状态进行了展示，在该视图中，舵面4打开后的位置为OABC，未打开时的位置为OA＇B＇C＇，其中O的位置为舵面 4在机体1上的铰接位置。
本方案中，舵面4前缘可采用铰链、转轴等形式铰接在机体1的机翼、机翼后梁等部位，其中铰链轴承可采用自润滑轴承；主动系2、辅助系3可采用铝合金、钛合金等材料，而舵面4可采用碳纤维材料等。
可选地，所述主动系2采用螺旋丝杠或利用旋转作动器驱动的伸缩件，所述辅助系3采用液压作动筒；所述旋转作动器可替换为其他能提供旋转运动的设备；当采用液压作动筒时，当舵面4展开至预定位置后，只需要保持液压驱动力，即可使得液压作动筒处于锁定状态，实现对舵面4位置的锁定和保持；所述伸缩件和液压作动筒采用杆状结构或者板状结构。
本实用新型的一个实施例中，所述主动系2、辅助系3在机体1上的铰接位置、在舵面4上的铰接位置均分别在同一条直线上，这两条直线相互平行，以实现主动系2、辅助系3的同步作动。
如图1所示，图1给出的示例中，A、C分别是两个主动系2在机体1上的铰接位置，B为辅助系3在机体1上的铰接位置，D、F分别是两个主动系2 在舵面4上的铰接位置，E为辅助系3在舵面4上的铰接位置，PQ所在面则表示机体1结构，MN为舵面4未打开时的位置，M1N1则为舵面4完全打开后的位置。
作为一种可选的方案，所述主动系2与舵面4的铰接位置、辅助系3与舵面4的铰接位置DEF分布在舵面4展向的(距离展向一端)25±5％至75±5％区域。
进一步地，所述主动系2与舵面4的铰接位置、辅助系3与舵面4的铰接位置DEF分布在与舵面4压心或与压心共面的弦向位置上。
例如，在一种可能的实现方式中，所述主动系2距离其最近的展向边缘位于舵面4整个展向长度的1/4处，即D、F与展向边缘的距离均为展向长度的 1/4；所述辅助系3与舵面4的铰接位置位于舵面4的压心处，即E点的位置；该结构布设方式是经过发明人大量实验验证及计算所得出的一个比较理想的安装位置，在这种连接形式下，整个结构具有较强的抗载能力，也能更好地抑制舵面4受载变形。
可选地，所述舵面4沿弦向的横截面为楔形结构，前缘厚、后缘薄，舵面 4通过其前缘的上边沿铰接在机体1上；采用这样的结构设计时考虑到舵面4 打开状态下，载荷多集中在前缘部位，因此这样的结构设计可更好地满足强度、刚度的要求。
以上实施例仅用于说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行同等替换；而这些修改或替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的精神和范围，均应包含在本申请的保护范围之内。
Claims (8)
1.一种飞机舵面偏转结构，其特征在于，包括驱动杆系以及通过所述驱动杆系安装在机体(1)上的舵面(4)，其中：
所述舵面(4)的前缘铰接在机体(1)上，所述驱动杆系一端铰接在机体(1)上，另一端与舵面(4)连接；驱动杆系包括伸缩式结构的辅助系(3)以及对称分布于所述辅助系(3)两侧的主动系(2)，其中，主动系(2)用于在舵面(4)展开或回收时提供驱动力，辅助系(3)用于在舵面(4)展开或回收时随动，并在舵面(4)展开后进行位置锁定。
2.根据权利要求1所述的飞机舵面偏转结构，其特征在于，所述主动系(2)采用螺旋丝杠或利用旋转作动器驱动的伸缩件，所述辅助系(3)采用液压作动筒。
3.根据权利要求1所述的飞机舵面偏转结构，其特征在于，所述主动系(2)、辅助系(3)在机体(1)上的铰接位置、在舵面(4)上的铰接位置均分别在同一条直线上，这两条直线相互平行。
4.根据权利要求1所述的飞机舵面偏转结构，其特征在于，所述主动系(2)与舵面(4)的铰接位置、辅助系(3)与舵面(4)的铰接位置分布在舵面(4)展向的25±5％至75±5％区域。
5.根据权利要求1所述的飞机舵面偏转结构，其特征在于，所述主动系(2)与舵面(4)的铰接位置、辅助系(3)与舵面(4)的铰接位置分布在与舵面(4)压心或与压心共面的弦向位置上。
6.根据权利要求1所述的飞机舵面偏转结构，其特征在于，所述主动系(2)距离其最近的展向边缘位于舵面(4)整个展向长度的1/4处；所述辅助系(3)与舵面(4)的铰接位置位于舵面(4)的压心处。
7.根据权利要求1所述的飞机舵面偏转结构，其特征在于，所述舵面(4)沿弦向的横截面为楔形结构，前缘厚、后缘薄，舵面(4)通过其前缘的上边沿铰接在机体(1)上。
8.根据权利要求2所述的飞机舵面偏转结构，其特征在于，所述伸缩件和液压作动筒采用杆状结构或者板状结构。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202023253889.4U CN214397205U (zh) | 2020-12-29 | 2020-12-29 | 一种飞机舵面偏转结构 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202023253889.4U CN214397205U (zh) | 2020-12-29 | 2020-12-29 | 一种飞机舵面偏转结构 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN214397205U true CN214397205U (zh) | 2021-10-15 |
Family
ID=78042181
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202023253889.4U Active CN214397205U (zh) | 2020-12-29 | 2020-12-29 | 一种飞机舵面偏转结构 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN214397205U (zh) |
-
2020
- 2020-12-29 CN CN202023253889.4U patent/CN214397205U/zh active Active
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6173924B1 (en) | Low density flexible edge transition | |
| EP2234877B1 (en) | Aircraft control surface | |
| US4470569A (en) | Locking, redundant slat drive mechanism | |
| CN110435872B (zh) | 飞行器的机翼 | |
| EP3423350B1 (en) | Edge morphing arrangement for an airfoil | |
| CN102239083A (zh) | 飞机方向控制和稳定化表面 | |
| US2925233A (en) | Aircraft wing fold system | |
| EP1663777B1 (de) | Tragstruktur für eine ein- und ausfahrbare klappe und deren verwendung | |
| US8282038B2 (en) | Bi-directional flight control surface utilizing a split-track mechanism | |
| EP1226070B1 (en) | A hinge for movable control surfaces in an aircraft and a connecting piece to be used with such a hinge | |
| US4445655A (en) | Kreuger flap actuating mechanism for delta wing, canard type aircraft | |
| CN110316355A (zh) | 具有扭矩构件的机翼襟翼及其形成方法 | |
| CN214397205U (zh) | 一种飞机舵面偏转结构 | |
| CN115583333A (zh) | 气动表面的翼型件以及气动表面 | |
| US5110072A (en) | Control surface stabilizer hinge | |
| US6000660A (en) | Rotary beam variable stiffness wing spar | |
| CN112960111B (zh) | 飞机主起落架舱的舱门组件 | |
| CN112278238B (zh) | 一种可连续变形的机翼及飞行器 | |
| CN204279916U (zh) | 一种可调平尾 | |
| US11753149B2 (en) | Landing gear door system for a landing gear compartment | |
| CN104477375A (zh) | 一种可调平尾 | |
| CN113120220B (zh) | 一种刚柔耦合变弯度机翼前缘的三维单轴驱动系统 | |
| EP4321429A1 (en) | Wing assembly comprising a first high-lift device and a second high-lift device, wing, and aircraft | |
| CN220281657U (zh) | 一种襟翼翼尖变形补偿辅助运动机构 | |
| US11780558B2 (en) | Support stay and support arrangement for supporting a movable part of an aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |