一种飞机舵面驱动机构制造技术

本申请提供了一种飞机舵面驱动机构，所述驱动机构包括：管轴，所述管轴上设置有上摇臂和下摇臂；拉杆，所述拉杆的一端与所述上摇臂连接，所述拉杆的另一端与舵面前缘连接；第一支架，设置在飞机加强框上，所述第一支架与所述管轴的一端转动连接；其中，所述管轴的另一端与所述舵面转动连接；本申请提供的一种飞机舵面驱动机构，通过在舵面中的驱动机构增加摇臂，使大部分载荷通过该摇臂传递至舵面前缘，驱动舵面转动，减小了固定管轴的的肋板上的载荷，经地面试验验证和试飞验证舵面上固定转轴处的肋板未再发生严重变形。处的肋板未再发生严重变形。处的肋板未再发生严重变形。

【技术实现步骤摘要】
一种飞机舵面驱动机构


[0001]本申请属于飞机操纵系统
，具体涉及一种飞机舵面驱动机构。

技术介绍

[0002]在运输类大中型飞机中，一般配备较大的舵面，特别是方向舵，必须考虑发动机出现故障时，舵面的纠偏能力；其中，单侧发动机全部故障时，方向舵面积及偏角范围必须按能抵消另一侧正常发动机的拉力对飞机产生航向偏航力矩的要求设计，造成需要较大的操纵力才能驱动舵面。
[0003]如果采用不可逆助力操纵系统，由于不可逆助力器有足够的操纵力直接驱动舵面；一般情况下，在舵面上设置一个固定的双耳摇臂，不可逆助力器与该双耳摇臂直接铰链驱动舵面；或者在舵面转动轴线上固定一个转轴，转轴上固定一个双耳摇臂，不可逆助力器与该双耳摇臂直接铰链驱动舵面。
[0004]某型飞机的方向舵的驱动机构在初始设计时，采用在舵面转动轴线上固定一个转轴，转轴上固定一个双耳摇臂，不可逆助力器与该双耳摇臂直接铰链驱动舵面。
[0005]由于该方向舵面积大、质量大以及转动惯量大，在地面试验过程发现，舵面上固定转轴处的肋板变形严重，舵面在助力器驱动过程中运动不稳定，如直接进一步加强舵面上的肋板，经评估需要付出约30kg的重量代价，因此，需重新设计该型飞机的方向舵的驱动机构，解决该问题。

技术实现思路

[0006]针对上述技术问题，本申请提供了一种飞机舵面驱动机构，所述驱动机构包括：
[0007]管轴，所述管轴上设置有上摇臂和下摇臂；
[0008]拉杆，所述拉杆的一端与所述上摇臂连接，所述拉杆的另一端与舵面前缘连接；
[0009]第一支架，设置在飞机加强框上，所述第一支架与所述管轴的一端转动连接；其中，所述管轴的另一端与所述舵面转动连接。
[0010]优选地，所述驱动机构还包括：
[0011]不可逆助力器，与所述下摇臂连接；
[0012]助力器支架，用于安装所述不可逆助力器。
[0013]优选地，所述第一支架上设置有轴承，所述第一支架通过所述轴承与所述管轴的一端转动连接。
[0014]优选地，所述舵面的加强肋上设置有轴承，所述管轴的另一端通过所述轴承与所述舵面转动连接。
[0015]优选地，所述驱动机构还包括：
[0016]第二支架，设置在飞机加强框上；其中，所述第一支架设置在所述第二支架上。
[0017]优选地，所述管轴的转动轴线与方向舵的转动轴线重合。
[0018]本申请的有益技术效果：
[0019]本申请提供的一种飞机舵面驱动机构，通过在舵面中的驱动机构增加摇臂，使大部分载荷通过该摇臂传递至舵面前缘，驱动舵面转动，减小了固定管轴的的肋板上的载荷，经地面试验验证和试飞验证舵面上固定转轴处的肋板未再发生严重变形。
附图说明
[0020]图1为本申请实施例提供的一种飞机舵面驱动机构立体图；
[0021]图2为本申请实施例提供的一种飞机舵面驱动机构分解图；
[0022]图3为本申请实施例提供的一种飞机舵面驱动机构与飞机舵面、飞机机身加强框连接图；
[0023]其中：1
‑
助力器支架，2
‑
不可逆助力器，3
‑
第一支架，4
‑
下摇臂，5
‑
管轴，6
‑
上摇臂，7
‑
拉杆，8
‑
轴承，9
‑
第二支架，a
‑
转动轴线，10
‑
舵面，11
‑
舵面加强肋，12
‑
舵面加强前缘，13
‑
舵面驱动机构，14
‑
飞机加强框。
具体实施方式
[0024]本申请提供的一种飞机舵面驱动机构，实现了运输类飞机大舵面特别是方向舵在大载荷可通过不可逆助力器进行操纵，克服了现有技术中的不足。
[0025]如图1
‑
3所示，本申请提供的一种飞机舵面驱动机构，包括助力器支架1，不可逆助力器2，第一支架3，下摇臂4，管轴5，上摇臂6，拉杆7，轴承8，第二支架9。
[0026]其中，助力器支架1固定连接在飞机加强框上，不可逆助力器2的一端与助力器支架1铰链，不可逆助力器2的另一端与下摇臂4的双耳铰链，下摇臂4、上摇臂6与管轴5固定连接，上摇臂6与拉杆7铰链，拉杆7的另一端与舵面前缘的固定支架铰链，轴承8固定安装在舵面的加强肋上，第一支架3固定连接在第二支架9上，第二支架9固定连接在飞机加强框上，管轴5的一端安装在轴承8上，管轴5的另一端安装在第一支架3上，摇臂4、上摇臂6与管轴5固连后整体绕转动轴线a转动。
[0027]其中，轴承8的轴线通过工装定位在方向舵的转动轴线上，由于方向舵与机身对接后，存在一定的公差，通过第一支架3在第二支架9上前后或左右调整位置，使管轴5在固定后管轴5的转动轴线与方向舵的转动轴线重合。
[0028]本申请提供的一种飞机舵面驱动机构，通过在舵面中的驱动机构增加摇臂，使大部分载荷通过该摇臂传递至舵面前缘，驱动舵面转动，减小了固定管轴的的肋板上的载荷。
[0029]需要说明的是，经地面试验验证和试飞验证舵面上固定转轴处的肋板未再发生严重变形；通过第一支架3在第二支架9上的位置可调，解决方向舵与机身对接后存在误差，避免管轴5的转动轴线与方向舵的转动轴线不同轴。
[0030]同时，本申请提供的一种飞机舵面驱动机构，结构简单，实施难度小，研制周期短，安装调整方便。
[0031]在本申请其他实施例中，如图1所示，本申请提供的一种飞机舵面驱动机构由助力器支架1，不可逆助力器2，第一支架3，下摇臂4，管轴5，上摇臂6，拉杆7，轴承8，第二支架9组成。
[0032]在不可逆助力器输入端有操纵指令输入时，不可逆助力器2输出端伸长运动，驱动下摇臂4向靠近第二支架9方向转动，管轴5、上摇臂6与摇臂4同步绕转动轴线a转动，载荷通
过管轴5、上摇臂6传递至拉杆7，拉杆7受到拉力，驱动方向舵向左偏转。
[0033]不可逆助力器2输出端缩短运动，方向舵向右偏转，载荷传递方向相反，但均通过上摇臂6、拉杆7传递至方向舵前缘，减小了固定管轴的的肋板上的载荷。
[0034]方向舵与机身对接后，由于是大部件对接，一般存在5mm左右的误差，通过在第二支架9上留有第一支架3足够的安装调整余量，使管轴5在固定后管轴5的转动轴线与方向舵的转动轴线重合。
[0035]本申请通过在舵面中的驱动机构增加摇臂，使大部分载荷通过该摇臂传递至舵面前缘，驱动舵面转动，减小了固定管轴的的肋板上的载荷，经地面试验验证和试飞验证舵面上固定转轴处的肋板未再发生严重变形；通过第一支架3在第二支架9上的位置可调，解决方向舵与机身对接后存在误差，避免管轴5的转动轴线与方向舵的转动轴线不同轴。
本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞机舵面驱动机构，其特征在于，所述驱动机构包括：管轴(5)，所述管轴(5)上设置有上摇臂(6)和下摇臂(4)；拉杆(7)，所述拉杆(7)的一端与所述上摇臂(6)连接，所述拉杆(7)的另一端与舵面加强前缘(12)连接；第一支架(3)，设置在第二支架(9)上，所述第一支架(3)与所述管轴(5)的一端转动连接；其中，所述管轴(5)的另一端与所述舵面(10)转动连接。2.根据权利要求1所述的飞机舵面驱动机构，其特征在于，所述驱动机构还包括：不可逆助力器(2)，与所述下摇臂(4)连接；助力器支架(1)，用于安装所述不可逆助力器(2)。3.根据权利要求2所述的飞...

【专利技术属性】
技术研发人员：戴畅，杨涛，徐宁，王涵，刘伟，
申请(专利权)人：陕西飞机工业有限责任公司，
类型：新型
国别省市：