CN102040002A - 大型飞机增升装置中曲线滑轨-连杆机构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种大型飞机增升装置中曲线滑轨-连杆机构，属于航空机械结构领域，包括驱动支杆、连杆、支架、滑轨、转矩传动杆和滑轮架，其中支架与机翼主翼后梁固连；驱动支杆的一端与主翼后梁的外伸端通过转矩传动杆同轴连接，另一端与连杆的一端铰接，形成转动副；连杆的另一端与襟翼固连；所述的连杆与滑轮架通过转动副铰接；滑轮架与滑轨之间存在滑动副，滑轮架可沿滑轨滑动。应用本发明，襟翼可实现大后退量及大偏角；在有限的空间内相对于其他机构能实现较大的后退量和偏角，提高飞机在起飞和降落时的升阻比。与四连杆和滑轨滑轮架式相比，连杆的减少和丝杠的取消，减少了检查工作量和润滑油的使用，降低了维护的成本。

Description

大型飞机增升装置中曲线滑轨-连杆机构

技术领域

本发明属于航空机械结构领域，涉及一种能够提高飞机起飞着陆气动特性的装置，具体地说，是指能让襟翼实现富勒式运动的机械结构。

背景技术

在现如今最广泛使用的增升***中，应该提及一下所谓的富勒(Fowler)运动，如图1所示，襟翼102相对主翼101向后运动产生富勒运动量F，并偏转产生偏角δ。这种增升装置能在短时间内增加飞机升力，主要用在飞机起降过程和特殊紧急情况。富勒襟翼的主要特点是在襟翼发生偏转的同时还要产生后退，襟翼放下时不仅改变了机翼的弯度，而且同时增大了机翼的有效面积，加上缝隙对气流和机翼表面压力分布产生的影响，所以增升效果非常好。现代大型飞机多采用这种襟翼运动形式。

由富勒襟翼运动的特点可以知道，襟翼要实现这样的运动襟翼不仅要产生偏转，同时也要产生后退量。从这两点出发，实现襟翼富勒运动的典型型式有：铰链式、四连杆机构式以及滑轨滑轮架式，以及一些由这几种形式演化的机构。

但是这几种结构都不同程度的存在缺陷，具体如下：

1、铰链式，如图2所示：铰链式襟翼202通过与其相连的摇臂204绕转轴上的铰链点203作圆弧运动。这种形式的襟翼结构和运动简单。通过将铰链点203装于主翼201翼面下方可实现襟翼的富勒运动。

但是由于襟翼绕铰链点的运动是简单的圆弧运动，襟翼偏转角度小时，后退量也较小。要实现大后退量只能增大圆弧半径，但是圆弧半径加大，即摇臂加长，铰链点降低，这样会使得整流罩加深，影响气动性能。

2、四连杆机构式，图3所示为四连杆机构的机构简化图，杆301一端固连在主翼上，杆302为襟翼，其与杆301和杆303铰接，杆303的另一端固连在主翼上，杆301绕固定点旋转带动杆302运动实现舵面的富勒运动。四连杆机构运动灵活，能够很容易实现襟翼的富勒运动。

只是受连杆长度的限制，舵面运动的连杆数量较多，运动非常复杂，并且维修成本高。同铰链式存在同样的问题，机翼下方可能出现很大的鼓包而影响气动性能。

3、滑轨滑轮架式，如图4所示为直线+圆弧滑轨的滑轨滑轮架式，襟翼402与滑轮架403固连，驱动器带动丝杠405向前运动，推动滑轮架403及襟翼402沿固定在主翼401上的滑轨404运动实现襟翼运动。其中滑轨的轨迹多种多样，有圆弧、曲线、直线及直线+圆弧等多种形式。各种形式的滑轨有助于襟翼实现不同的运动来满足最佳气动性能要求。滑轨-滑轮架式，实际上是四连杆机构的一种综合和简化。直线滑轨或直线-圆弧滑轨都有较长行程的直线段，能够提供襟翼在起飞小角度运动时的大后退量，可以增加机翼面积、减小阻力，提高飞机的升阻比。

但是由于后缘襟翼所受气动载荷复杂，后缘翼载全部转化为力偶作用于滑轮架里的导轮和滑轨上，而且后导轮滚动载荷的放大系数很高，这样很容易导致磨损、失效甚至破坏，对维修和使用很不利。同时后退量大导致滑轨很长，驱动装置-丝杠也很长，并且其运动复杂，对丝杠本身的结构强度要求高。

发明内容

本发明的目的是提供一种能使襟翼实现富勒式运动的机械结构。采用富勒襟翼是因为它的增升效果与其它类型襟翼相比具有很大优越性，这是因为多缝富勒襟翼在襟翼舵面偏转的同时发生较大幅度的后退，增加机翼整体弯度和机翼面积，通过缝隙气流改善附面层状况，因而得到加大的升力增量。所以本发明提供的机械结构首先要保证的就是襟翼的大幅度的后退和偏转，同时尽量避免铰链式、四连杆式以及滑轨滑轮架式机械结构的缺陷。

本发明采用的是曲线滑轨-连杆机构，襟翼连同滑块通过曲线滑轨的前段快速后退达到大后退量的目的，连杆与襟翼固连，以驱动连杆转动带动连杆偏转达到大偏角的目的。以轨道代替部分连杆避免了四连杆式和铰链式的“鼓包”问题，结构简单化。将驱动装置改为驱动支杆，也避免了丝杠面临的问题，由于本发明轨道切线在三个控制位置上与襟翼弦线严格平行，并且连杆与襟翼固连，所以复杂的后缘翼载造成的力矩部分通过连杆传递给了驱动连杆，解决了导轮受载太大这个很大的问题。

所述的大型飞机增升装置中曲线滑轨-连杆机构，包括驱动支杆、连杆、支架、滑轨、转矩传动杆和滑轮架，其中支架与机翼主翼后梁固连；驱动支杆的一端与主翼后梁的外伸端通过转矩传动杆同轴连接，另一端与连杆的一端铰接，形成转动副；连杆的另一端与襟翼固连；所述的连杆与滑轮架通过转动副铰接；滑轮架与滑轨之间存在滑动副，滑轮架可沿滑轨滑动。

所述的连杆包括两段杆结构，分别为第一段杆结构AB段和第二段杆结构BC段，两段为一体结构加工而成，第一段杆结构AB段与第二段杆结构BC段之间的固定夹角为θ，θ大小通过B点的三个位置插值获得，其中第二段杆结构BC段的自由端C端固定在襟翼的气动中心上，所述第一段杆结构AB段的自由端A端铰链固定在驱动支杆上。

本发明的优点在于：

1、襟翼可实现大后退量及大偏角；在有限的空间内相对于其他机构能实现较大的后退量和偏角，提高飞机在起飞和降落时的升阻比。

2、后退运动由前段滑轨实现，偏转运动由连杆实现互不干扰，并且起飞位置和降落位置由驱动连杆和轨道终点同时决定，方便于控制。

3、因为与转轴铰链点位置无关，机构占用空间小，襟翼的整流罩高度和宽度都较小。而且这种形式也适合于顺气流布局。

4、导轮和轨道表面受到的载荷小，无需经过精密加工的高强度钢材，机械结构简单，制造成本也很低。

5、与四连杆和滑轨滑轮架式相比，连杆的减少和丝杠的取消，减少了检查工作量和润滑油的使用，降低了维护的成本。

附图说明

图1是襟翼富勒运动示意图；

图2是现有技术中铰链式机械结构示意图；

图3是现有技术中四连杆式机械结构示意图；

图4是现有技术中滑轨滑轮架式机械结构示意图；图5是本发明的曲线滑轨-连杆机构的机械结构三维模型图；

图6是本发明的曲线滑轨-连杆机构的机械结构简化模型；图7是本发明的机械结构在襟翼收起状态；

图8是本发明的机械结构在飞机起飞时襟翼的位置(机翼的升阻比最大时襟翼的位置)；

图9是本发明的机械结构在飞机降落时襟翼的位置(机翼的升力和阻力都最大时襟翼的位置)。

图中：1-主翼后梁，2-襟翼，3-驱动支杆，4-连杆，5-支架，6-转矩传动杆，7-曲线滑轨，8-滑轮架。

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。

如图5所示，本发明提供的曲线滑轨-连杆机构包括以下主要部分：驱动支杆3、连杆4、支架5及其上的滑轨7、转矩传动杆6和滑轮架8。其中支架5与机翼主翼后梁1固连；驱动支杆3的一端与主翼后梁1的外伸端通过转矩传动杆6同轴连接，另一端与连杆4的一端铰链，形成转动副；连杆4的另一端与襟翼2固连；所述的连杆4与滑轮架8通过转动副铰链；滑轮架8与滑轨7之间存在滑动副，滑轮架8可沿滑轨7滑动。所述的连杆4的结构如图5、图6所示，包括两段杆结构AB段和BC段，两段为一体机结构加工而成。第一段杆结构AB段与第二段杆结构BC段之间的固定夹角为θ，其中第二段杆结构BC段的自由端C端固定在襟翼2的气动中心，一般取襟翼弦线的32％处的位置，所述第一段杆结构AB段的自由端A端铰链固定在驱动支杆3上。

电机转矩传动杆(6)转动，将力矩转递给驱动支杆(3)，带动驱动支杆(3)旋转，驱动支杆(3)通过与连杆(4)相连的铰链点带动连杆(4)运动，连杆4带动滑轮架(8)沿滑轨(7)滑动达成富勒运动中的前进和后退运动；同时驱动支杆(3)的圆周运动也会使连杆(4)偏转，由于连杆(4)与襟翼(2)固连，襟翼(2)达成富勒运动的偏转运动；襟翼2的位置可由驱动支杆(3)旋转角度控制，必要时可在滑轨7的轨道两端相应位置设计制动块9和制动块端面(如图8所示)来控制襟翼2的位置。

本发明中，襟翼2运动主要控制襟翼运动过程的三个位置状态，即位置1的收起(巡航)状态(如图7所示)、位置2的起飞状态(如图8所示)、位置3的降落状态(如图9所示)。本发明的机械结构的尺寸也由这三个位置确定，方法如下：

本发明提供的曲线滑轨-连杆机构的结构简化图如图6，图中O点即为图5中转矩传动杆6所在的中心位置，以O点为原点建立坐标系，机翼弦线方向为X轴。OA长为l₁，代表驱动支杆3；ABC代表连杆4，AB长为l₂，BC长为l₃，AB与BC的夹角固定为θ，C点为襟翼2的气动中心；B点即为连杆4与滑块8的铰链点，连杆4可以带动滑轮架8在曲线滑轨7上运动；α_i为OA杆与X轴的夹角，β_i为AB与X轴的夹角，δ_i为襟翼的偏角，由于BC垂直于襟翼弦线，所以δ_i也是BC与Y轴的夹角；当襟翼处于巡航、起飞、降落这三个控制位置时，i分别取1、2、3。

对于A点坐标X_A、Y_A，有：

X_A＝l₁cosα_i

Y_A＝l₁sinα_i

对于B点坐标X_B、Y_B有：

X_B＝X_A+l₂cosβ_i

Y_B＝Y_A+l₂sinβ_i

对于C点坐标X_C、Y_C有：

$X_C=X_B+l_3\cos (\frac{\mathrm{\π}}{2}-{\mathrm{\δ}}_i)$

$Y_C=Y_B+l_3\sin (\frac{\mathrm{\π}}{2}-{\mathrm{\δ}}_i)$

${\mathrm{\β}}_i=\mathrm{\θ}-\frac{\mathrm{\π}}{2}-{\mathrm{\δ}}_i,$

将上述A点坐标和B点坐标带入C点坐标，则C点坐标X_C、Y_C可表示为：

$X_{\mathrm{Ci}}=l_1\cos {\mathrm{\α}}_i+l_2\cos (\mathrm{\θ}-\frac{\mathrm{\π}}{2}-{\mathrm{\δ}}_i)+l_3\cos (\frac{\mathrm{\π}}{2}-{\mathrm{\δ}}_i)$

$Y_{\mathrm{Ci}}=l_1\sin {\mathrm{\α}}_i+l_2\sin (\mathrm{\θ}-\frac{\mathrm{\π}}{2}-{\mathrm{\δ}}_i)+l_3\sin (\frac{\mathrm{\π}}{2}-{\mathrm{\δ}}_i)$

将已知量：位置1(X_C1，Y_C1，δ₁)，位置2(X_C2，Y_C2，δ₂)，位置3(X_C3，Y_C3，δ₃)分别代入上述C点坐标公式中，可得到6个方程，再结合

即可求出l₁、l₂、l₃、θ、α₁、α₂、α₃，即本发明连杆机构的尺寸。

方程组求解出来后，带回B点坐标方程求得B点的三个位置：(X_B1，Y_B1)，(X_B2，Y_B2)，(X_B3，Y_B3)，由于在B点的三个控制位置上襟翼弦线与曲线滑轨的切线保持平行，所以B点的斜率可由襟翼的偏角确定，而δ₁，δ₂，δ₃是已知量，这时根据以上条件可以利用参数样条理论插值得到B点即滑轮架8的运动轨迹，也就得到了曲线滑轨7的外形参数。

根据参数样条理论插值：

y_j(u)＝y_j-1F₀(u)+y_jF₁(u)+h_j[y′_j-1G₀(u)+y′_jG₁(u)]

$u=\frac{x-x_{j-1}}{x_j-x_{j-1}}=\frac{x-x_{j-1}}{h_j}$

h_j＝x_j-x_j-1

$\frac{h_{j+1}}{h_j+h_{j+1}}{y^{\′}}_{j-1}+2{y^{\′}}_j+\frac{h_j}{h_j+h_{j+1}}{y^{\′}}_{j+1}=3(\frac{h_{j+1}}{h_j+h_{j+1}}\·\frac{y_j-y_{j-1}}{h_j}+\frac{h_j}{h_j+h_{j+1}}\·\frac{y_{j+1}-y_j}{h_{j+1}})$

其中，

F₀(u)＝2u³-u²+1

F₁(u)＝-2u³+3u²

G₀(u)＝u³-2u²+u

G₁(u)＝u³-u²

利用计算得到B点三个位置的坐标值(X_B1，Y_B1)(X_B2，Y_B2)(X_B3，Y_B3)以及偏转角δ₁，δ₂，δ₃即B点的一阶导数Y′_B1，Y′_B2，Y′_B3，根据以上公式，令：

x_o＝X_B1，y₀＝Y_B1，y′₀＝δ₁；

x₁＝X_B2，y₁＝Y_B2，y′₁＝δ₂；

x₂＝X_B3，y₂＝Y_B3，y′₂＝δ₃；

在区间[X_B1，X_B2]上，即对应第一段曲线y₁(u)，

$u=\frac{x-x_o}{x_1-x_0}=\frac{x-X_{B1}}{X_{B2}-X_{B1}};$ h₁＝X_B2-X_B1；

$y_1\left(x\right)=Y_{B1}{F}_0\left(\frac{x-X_{B1}}{X_{B2}-X_{B1}}\right)+Y_{B2}{F}_1\left(\frac{x-X_{B1}}{X_{B2}-X_{B1}}\right)+(X_{B2}-X_{B1})[{\mathrm{\δ}}_1{G}_0\left(\frac{x-X_{B1}}{X_{B2}-X_{B1}}\right)+{\mathrm{\δ}}_2{G}_1\left(\frac{x-X_{B1}}{X_{B2}-X_{B1}}\right)];$

在区间[X_B2，X_B3]上，即对应第二段曲线y₂(u)

$u=\frac{x-x_1}{x_2-x_1}=\frac{x-X_{B2}}{X_{B3}-X_{B2}};$ h₂＝X_B3-X_B2；

$y_1\left(u\right)=Y_{B2}{F}_0\left(\frac{x-X_{B2}}{X_{B3}-X_{B2}}\right)+Y_{B3}{F}_1\left(\frac{x-X_{B2}}{X_{B3}-X_{B2}}\right)+(X_{B3}-X_{B2})[{\mathrm{\δ}}_2{G}_0\left(\frac{x-X_{B2}}{X_{B3}-X_{B2}}\right)+{\mathrm{\δ}}_3{G}_1\left(\frac{x-X_{B2}}{X_{B3}-X_{B2}}\right)];$

所以曲线为：

$y_1\left(x\right)=Y_{B1}{F}_0\left(\frac{x-X_{B1}}{X_{B2}-X_{B1}}\right)+Y_{B2}{F}_1\left(\frac{x-X_{B1}}{X_{B2}-X_{B1}}\right)+(X_{B2}-X_{B1})[{\mathrm{\δ}}_1{G}_0\left(\frac{x-X_{B1}}{X_{B2}-X_{B1}}\right)+{\mathrm{\δ}}_2{G}_1\left(\frac{x-X_{B1}}{X_{B2}-X_{B1}}\right)];$

$y_1\left(u\right)=Y_{B2}{F}_0\left(\frac{x-X_{B2}}{X_{B3}-X_{B2}}\right)+Y_{B3}{F}_1\left(\frac{x-X_{B2}}{X_{B3}-X_{B2}}\right)+(X_{B3}-X_{B2})[{\mathrm{\δ}}_2{G}_0\left(\frac{x-X_{B2}}{X_{B3}-X_{B2}}\right)+{\mathrm{\δ}}_3{G}_1\left(\frac{x-X_{B2}}{X_{B3}-X_{B2}}\right)];$

当B点分别位于位置1、位置2、位置3时，j分别取1、2、3。

襟翼完全放出一次的运动过程就是从位置1到达位置2，再到达位置3，襟翼收回则相反。襟翼在这3个位置的所有参数原则上由气动设计选取，而在3个位置之间的其它中间位置则由所得到的机构运动规律所决定。这里，把襟翼运动过程按其工作要求分为两大阶段：

第1阶段是襟翼从位置1放下到位置2，如图7、图8，驱动支杆3逆时针旋转，推动连杆4、襟翼2及滑轮架8沿着滑轨7快速向后退，驱动支杆3外端点在最低点附近运动，在竖直方向的位移较小，连杆4及襟翼2偏转角小，直到襟翼2的位置达到飞机起飞时的升阻比要求，驱动支杆3转动截止。所述的位置2可以通过调节驱动支杆3的位置和长度来限定。上述的襟翼从位置1放下到位置2的这个阶段中，主襟翼相对于固定机翼按某种规律向给定位置运动，由于位置2为起飞状态，对增升效果要求严格，所以气动给出的参数比较重要，气动设计所给出的各参数应当尽可能完全满足。此时由机翼产生的升力和阻力的比值最大。气动性能最优，满足飞机在起飞时所需的大升力和尽量小的阻力的要求。

第2阶段是襟翼从位置2放下到位置3，如图8和图9，驱动支杆3继续逆时针旋转，继续向后推动连杆4和襟翼2，这一阶段连杆4和襟翼2的后退量小，驱动支杆3外端点由运动到与转矩传动杆6位于同一水平位置，造成连杆4相对于滑轮架8的铰接点B点的大角度偏转，使襟翼头部上扬，达成偏转运动。襟翼2的各个参数进一步变化，达到机构所允许的极限，即为位置3。此时机翼获得的升力和阻力达到最大值。有利于飞机在降落时对升力的要求和达到降低飞机速度的作用。

而襟翼完全收起一次的运动过程则与上述过程相反，由位置3到达位置2，再由位置2回到位置1。

对于飞机的起飞过程，襟翼运动到位置2即可，起飞后收回；对于飞机的降落过程，襟翼则是经历一次完全放出和完全收回。

Claims (3)

1.大型飞机增升装置中曲线滑轨-连杆机构，其特征在于：包括驱动支杆、连杆、支架、滑轨、转矩传动杆和滑轮架，其中支架与机翼主翼后梁固连；驱动支杆的一端与主翼后梁的外伸端通过转矩传动杆同轴连接，另一端与连杆的一端铰接，形成转动副；连杆的另一端与襟翼固连；所述的连杆与滑轮架通过转动副铰接；滑轮架与滑轨之间存在滑动副，滑轮架可沿滑轨滑动。

2.根据权利要求1所述的大型飞机增升装置中曲线滑轨-连杆机构，其特征在于：所述的连杆包括两段杆结构，分别为第一段杆结构AB段和第二段杆结构BC段，两段为一体结构加工而成，第一段杆结构AB段与第二段杆结构BC段之间的固定夹角为θ，θ大小通过B点的三个位置插值获得，其中第二段杆结构BC段的自由端C端固定在襟翼的气动中心上，所述第一段杆结构AB段的自由端A端铰链固定在驱动支杆上。

3.根据权利要求1所述的大型飞机增升装置中曲线滑轨-连杆机构，其特征在于：在所述滑轨的轨道两端设置有制动块。

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