CN217624077U

CN217624077U - 一种飞机垂直尾翼联动控制装置

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Publication number: CN217624077U
Application number: CN202221974792.9U
Authority: CN
Inventors: 郁大照; 刘湘一; 吴靖; 李伟; 刘书岩; 杨子江; 孟浩
Original assignee: Naval Aeronautical University
Current assignee: Naval Aeronautical University
Priority date: 2022-07-28
Filing date: 2022-07-28
Publication date: 2022-10-21
Anticipated expiration: 2032-07-28

Abstract

本实用新型公开了一种飞机垂直尾翼联动控制装置，包括垂直尾翼、机身，垂直尾翼包括左垂直尾翼和右垂直尾翼，左垂直尾翼和右垂直尾翼设置于机身后部；垂直尾翼均包括垂直安定面和方向舵，垂直安定面与机身固定连接，方向舵转动连接于所述垂直安定面的后缘；垂直尾翼联动控制装置包括控制模块、左垂直尾翼驱动机构、右垂直尾翼驱动机构，所述控制模块设置于所述机身上，所述控制模块与所述左垂直尾翼驱动机构、右垂直尾翼驱动机构连接，所述左垂直尾翼驱动机构与左垂直尾翼的方向舵连接，所述右垂直尾翼驱动机构与右垂直尾翼的方向舵连接。控制模块驱动左垂直尾翼和右垂直尾翼同时运动，通过机械传动有效保证了左垂直尾翼和右垂直尾翼的同步性。

Description

一种飞机垂直尾翼联动控制装置

技术领域

本实用新型涉及飞机操纵系统技术领域，尤其涉及一种飞机垂直尾翼联动控制装置。

背景技术

垂直尾翼用来保持飞机在飞行中的稳定性和控制飞机的飞行姿态。左垂直尾翼和右垂直尾翼是使飞机在左右(偏航)方向具有一定的静稳定性，并控制飞机在左右(偏航)方向的运动。

目前现有的模拟飞机垂直尾翼运动都是采用左右尾翼单独控制，对于只需要尾翼联动控制的飞机来说增加了不必要的重量，且无法实现左垂直尾翼和右垂直尾翼的同步性；同时两套驱动机构也更为复杂，成本也更高，存在一定缺陷。

实用新型内容

针对上述技术问题，本实用新型提供了一种飞机垂直尾翼联动控制装置。

本实用新型解决上述技术问题的技术方案如下：

一种飞机垂直尾翼联动控制装置，所述飞机包括垂直尾翼、机身，所述垂直尾翼包括左垂直尾翼和右垂直尾翼，所述左垂直尾翼和右垂直尾翼设置于所述机身后部；所述垂直尾翼均包括垂直安定面和方向舵，所述垂直安定面与所述机身固定连接，所述方向舵转动连接于所述垂直安定面的后缘；还包括垂直尾翼联动控制装置，所述垂直尾翼联动控制装置包括控制模块、左垂直尾翼驱动机构、右垂直尾翼驱动机构，所述控制模块设置于所述机身上，所述控制模块包括伺服电机、机身传动组件，所述伺服电机输出轴与所述机身传动组件连接，所述机身传动组件分别通过连接组件与左垂直尾翼驱动机构和右垂直尾翼驱动机构连接，所述左垂直尾翼驱动机构与左垂直尾翼的方向舵连接，所述右垂直尾翼驱动机构与右垂直尾翼的方向舵连接。

进一步地，所述机身传动组件包括与伺服电机输出轴铰接的第一曲柄、与第一曲柄铰接的第一拉杆和第二拉杆，所述第一拉杆与左垂直尾翼驱动机构连接，所述第二拉杆与与右垂直尾翼驱动机构连接。

进一步地，所述垂直安定面由横梁、纵梁组成的框架结构，所述垂直安定面后段中部设有缺口，所述方向舵通过转动杆转动安装在垂直安定面的缺口内。

进一步地，所述左垂直尾翼驱动机构和右垂直尾翼驱动机构相同，所述左垂直尾翼驱动机构和右垂直尾翼驱动机构均包括转轴、活节螺栓，所述活接螺栓包括螺杆和孔眼，所述转轴与转动杆连接，所述转轴的两端与活接螺栓的螺杆连接，所述孔眼通过连接组件与机身传动组件连接。

进一步地，所述连接组件包括T型曲柄和钢丝绳，所述T型曲柄包括纵向工作端和横向工作端，所述纵向工作端与机身传动组件铰接，所述横向工作端的两端分别与活接螺栓的螺杆连接，活接螺栓的孔眼与钢丝绳的一端连接，所述钢丝绳的另一端与左垂直尾翼驱动机构或右垂直尾翼驱动机构连接，所述孔眼端与垂直安定面底端横梁抵接。

进一步地，所述垂直尾翼联动控制装置还包括运动量检测组件、伺服电机控制器、微处理器；所述运动量检测组件与伺服电机输出轴连接，所述运动量检测组件与伺服电机控制器电连接，伺服电机控制器通过伺服电机控制线控制电机运转，伺服电机控制器通过总线连接到所述微处理器。

进一步地，所述运动量检测组件为编码器。

与现有技术相比，本实用新型具有如下技术效果：

(1)左垂直尾翼驱动机构和右垂直尾翼驱动机构共用同一动力源，同一动力源驱动左垂直尾翼方向舵的和右垂直尾翼方向舵同时运动，通过机械传动有效保证了左垂直尾翼和右垂直尾翼的同步性；单个伺服电机的驱动结构简单，成本低；

(2)编码器检测舵面转动量，将检测到的数据传送至伺服电机控制器，伺服电机驱动器将编码器反馈的数据传输给微处理器，微处理器会给伺服控制器一控制信号，伺服电机执行控制命令，伺服电机将转动位移传输给左垂直尾翼驱动机构和右垂直尾翼驱动机构，调节飞机的飞行姿态，通过机械传动有效保证了左垂直尾翼和右垂直尾翼的同步性。

附图说明

图1为本实用新型的垂直尾翼联动控制装置的结构示意图；

图2为本实用新型的垂直尾翼联动控制装置的左视结构示意图；

图3为本实用新型的垂直尾翼联动控制装置的俯视结构示意图；

图4为本实用新型的垂直尾翼联动控制装置的垂直尾翼结构示意图；

图5为本实用新型的垂直尾翼联动控制装置的图1中B处放大结构示意图；

图6为本实用新型的垂直尾翼联动控制装置的图3中C处放大结构示意图；

图7为本实用新型的垂直尾翼联动控制装置的图1中D处放大结构示意图；

图8为本实用新型的垂直尾翼联动控制装置的图4中E处放大结构示意图。

在附图中，各标号所表示的部件名称列表如下：

1、左垂直尾翼；2、右垂直尾翼；3、垂直安定面；4、方向舵；5、伺服电机；6、第一曲柄；7、第一拉杆；8、第二拉杆；9、曲柄座；10、T型曲柄；11、滑轮；12、转轴；13、轴承座；14、活接螺栓；15、钢丝绳；16、编码器。

具体实施方式

以下结合附图对本实用新型的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本实用新型，并非用于限定本实用新型的范围。

参照图1-图8，一种飞机垂直尾翼联动控制装置，飞机包括垂直尾翼、机身，所述垂直尾翼包括左垂直尾翼1和右垂直尾翼2，所述左垂直尾翼1和右垂直尾翼2设置于所述机身后部；所述垂直尾翼均包括垂直安定面3和方向舵4，所述垂直安定面3与所述机身固定连接，所述方向舵4转动连接于所述垂直安定面3的后缘；垂直尾翼联动控制装置包括控制模块、左垂直尾翼驱动机构、右垂直尾翼驱动机构，所述控制模块设置于所述机身上，所述控制模块包括伺服电机、机身传动组件，所述伺服电机输出轴与所述机身传动组件连接，所述机身传动组件分别通过连接组件与左垂直尾翼驱动机构和右垂直尾翼驱动机构连接，所述左垂直尾翼驱动机构与左垂直尾翼的方向舵连接，所述右垂直尾翼驱动机构与右垂直尾翼的方向舵连接。

飞机的垂直安定面3的作用是使飞机在偏航方向上(即飞机左转或右转)具有静稳定性。垂直安定面3是垂直尾翼中的固定翼面部分。方向舵4是垂直尾翼中可操纵的翼面部分，其作用是对飞机进行偏航操纵。当需要控制飞机的航向时，就可以操纵垂直尾翼中的方向舵4达到偏航的目的。即当飞机需要左转飞行时，操纵方向舵4向左偏转，此时方向舵4所受到的气动力就会产生一个使机头向左偏转的力矩，飞机的航向也随之改变。同样，如果操纵方向舵4向右偏转，飞机的机头就会在气动力矩的作用下向右转。

本实施例中控制模块的伺服电机驱动左垂直尾翼和右垂直尾翼同时运动，通过机械传动有效保证了左垂直尾翼和右垂直尾翼的同步性。

在本实施例中，所述机身传动组件包括与伺服电机5输出轴铰接的第一曲柄6、与第一曲柄6铰接的第一拉杆7和第二拉杆8，所述第一拉杆7与左垂直尾翼驱动机构连接，所述第二拉杆8与与右垂直尾翼驱动机构连接。

伺服电机的输出轴带动第一曲柄6，通过T字形的第一曲柄6带动第一拉杆7和第二拉杆8运动，进而通过连接机构驱动左垂直尾翼1和右垂直尾翼2同时运动，通过机械传动有效保证了左垂直尾翼1和右垂直尾翼2的同步性。

本实施例中，垂直安定面3由横梁、纵梁组成的框架结构，垂直安定面3后段中部设有缺口，所述方向舵4通过转动杆转动安装在垂直安定面3的缺口内。当需要控制飞机的航向时，就可以通过操纵转动杆使方向舵4达到偏航的目的。

本实施例中，左垂直尾翼驱动机构和右垂直尾翼驱动机构相同，所述左垂直尾翼驱动机构和右垂直尾翼驱动机构均包括转轴12、活节螺栓14，所述活接螺栓14包括螺杆和孔眼，所述转轴12与转动杆连接，所述转轴12的两端与活接螺栓14的螺杆连接，所述孔眼通过连接组件与机身传动组件连接，所述孔眼端与垂直安定面3底端横梁抵接。

左垂直尾翼机构和右垂直尾翼驱动机构作为副翼的机械传动装置，一方面连接控制模块，另一方面连接垂直尾翼。左垂直尾翼1和右垂直尾翼2用于保持飞机在飞行中的稳定性和控制飞机的飞行姿态，左垂直尾翼驱动机构的各部件形状与右垂直尾翼驱动机构中对应的各部件相同，左垂直尾翼驱动机构和右垂直尾翼驱动机构共用同一动力源，保障了左垂直尾翼1和右垂直尾翼2运动过程中具有良好的同步性。

本实施例中，连接组件包括T型曲柄10和钢丝绳15，所述T型曲柄10包括纵向工作端和横向工作端，所述纵向工作端与机身传动组件铰接，所述横向工作端的两端分别与活接螺栓的螺杆连接，活接螺栓的孔眼与钢丝绳的一端连接，所述钢丝绳15的另一端与左垂直尾翼驱动机构或右垂直尾翼驱动机构连接。T型曲柄10通过曲柄座9固定在机身上。

伺服电机5的输出轴带动第一曲柄6，通过T字形的第一曲柄6带动第一拉杆7和第二拉杆8运动，进而带动连接组件的T型曲柄10运动，再通过活节螺栓上钢丝绳带动转轴12，进而带动转动杆转动，实现左垂直尾翼1和右垂直尾翼2同步性。

在一些实施例中，连接组件还包括滑轮11，用于支撑钢丝绳15，所述滑轮通过曲柄座与机身固定连接。

在一些实施例中，所述左垂直尾翼驱动机构和右垂直尾翼驱动机构中还包括轴承座13，所述轴承座13与垂直安定面3的横梁连接，支撑转动杆转动。

在一些实施例中，垂直尾翼联动控制装置还包括运动量检测组件、伺服电机控制器、微处理器；所述运动量检测组件与伺服电机5输出轴连接，所述运动量检测组件与伺服电机控制器电连接，伺服电机控制器通过伺服电机控制线控制电机运转，伺服电机控制器通过总线连接到所述微处理器。在一些实施例中，所述运动量检测组件为编码器16。

伺服电机输出轴末端装有编码器，编码器检测舵面转动量，编码器将检测到的数据传送至伺服电机控制器，伺服电机驱动器将编码器反馈的数据传输给微处理器，微处理器会给伺服控制器一控制信号，即一位移指令，伺服电机执行控制命令，伺服电机将转动位移传输给左垂直尾翼驱动机构和右垂直尾翼驱动机构，调节飞机的飞行姿态，通过机械传动有效保证了左垂直尾翼和右垂直尾翼的同步性。

以上所述仅为本实用新型的较佳实施例，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。

Claims

1.一种飞机垂直尾翼联动控制装置，所述飞机包括垂直尾翼、机身，所述垂直尾翼包括左垂直尾翼和右垂直尾翼，所述左垂直尾翼和右垂直尾翼设置于所述机身后部；所述垂直尾翼均包括垂直安定面和方向舵，所述垂直安定面与所述机身固定连接，所述方向舵转动连接于所述垂直安定面的后缘；其特征在于，还包括垂直尾翼联动控制装置，所述垂直尾翼联动控制装置包括控制模块、左垂直尾翼驱动机构、右垂直尾翼驱动机构，所述控制模块设置于所述机身上，所述控制模块包括伺服电机、机身传动组件，所述伺服电机输出轴与所述机身传动组件连接，所述机身传动组件分别通过连接组件与左垂直尾翼驱动机构和右垂直尾翼驱动机构连接，所述左垂直尾翼驱动机构与左垂直尾翼的方向舵连接，所述右垂直尾翼驱动机构与右垂直尾翼的方向舵连接。

2.根据权利要求1所述的一种飞机垂直尾翼联动控制装置，其特征在于，所述机身传动组件包括与伺服电机输出轴铰接的第一曲柄、与第一曲柄铰接的第一拉杆和第二拉杆，所述第一拉杆与左垂直尾翼驱动机构连接，所述第二拉杆与右垂直尾翼驱动机构连接。

3.根据权利要求1所述的一种飞机垂直尾翼联动控制装置，其特征在于，所述垂直安定面由横梁、纵梁组成的框架结构，所述垂直安定面后段中部设有缺口，所述方向舵通过转动杆转动安装在垂直安定面的缺口内。

4.根据权利要求3所述的一种飞机垂直尾翼联动控制装置，其特征在于，所述左垂直尾翼驱动机构和右垂直尾翼驱动机构相同，所述左垂直尾翼驱动机构和右垂直尾翼驱动机构均包括转轴、活节螺栓，所述活节螺栓包括螺杆和孔眼，所述转轴与转动杆连接，所述转轴的两端与活接螺栓的螺杆连接，所述孔眼通过连接组件与机身传动组件连接，所述孔眼端与垂直安定面底端横梁抵接。

5.根据权利要求4所述的一种飞机垂直尾翼联动控制装置，其特征在于，所述连接组件包括T型曲柄和钢丝绳，所述T型曲柄包括纵向工作端和横向工作端，所述纵向工作端与机身传动组件铰接，所述横向工作端的两端分别与活接螺栓的螺杆连接，活接螺栓的孔眼与钢丝绳的一端连接，所述钢丝绳的另一端与左垂直尾翼驱动机构或右垂直尾翼驱动机构连接，所述孔眼端与垂直安定面底端横梁抵接。

6.根据权利要求1所述的一种飞机垂直尾翼联动控制装置，其特征在于，所述垂直尾翼联动控制装置还包括运动量检测组件、伺服电机控制器、微处理器；所述运动量检测组件与伺服电机输出轴连接，所述运动量检测组件与伺服电机控制器电连接，伺服电机控制器通过伺服电机控制线控制电机运转，伺服电机控制器通过总线连接到所述微处理器。

7.根据权利要求6所述的一种飞机垂直尾翼联动控制装置，其特征在于，所述运动量检测组件为编码器。