CN103702902A - 方向舵偏置增益变换器 - Google Patents

Abstract

一种用于飞机方向舵的偏置增益***（10）包括一对从偏置致动器（12）接收致动力的接头端（21）。舵杆接口位于所述接头端之间。作为源自所述偏置致动器的所述致动力的函数，所述接口绕所述舵杆（11）旋转。包括位于所述接头端和所述舵杆之间的连杆和接头的机构可在其中在所述接头端和所述舵杆接口之间限定出第一力矩臂的收缩配置和其中的第二力矩臂具有大于所述第一力矩臂的尺寸的膨胀增益配置之间进行致动。致动器被连接至所述机构以根据源自所述偏置致动器的所述致动力而单独地致动所述机构，从而在配置之间移动所述机构。本发明也提供了一种用于控制在飞机舵杆上的扭矩的飞机和方法。

Description

方向舵偏置增益变换器

技术领域

本申请涉及用于飞机的方向舵***，尤其是用于控制被传输至飞机方向舵的扭矩的增益***。

发明背景

方向舵常用于飞机的尾部以控制飞机的偏航方向，例如与升降舵相结合而实现。方向舵由被安装至飞机尾部的面板所组成。方向舵经由舵杆绕大致为垂直的轴线而枢转，从而部分地突出于飞机的中心线。其结果是，方向舵位移所造成的拖曳力将会影响飞机的偏航方向。

在一些非常具体的情况下，可能会需要方向舵具有较大的偏离中心线的方向。例如，在起飞阶段，可能发生飞机的发动机之一关闭的情况。在这样的情况下，飞机不具备足够的速度以产生足够的方向舵拖曳力对抗余下的运转发动机的单面推力。在这种情况下，可能需要增加方向舵的偏离中心线的方向以补偿在飞机单面上的推力。然而，一旦飞机在空中飞行，考虑到飞机具有足够高的速度以在方向舵的正常偏离中心线的方向上控制飞机，因此它可能无需保持与该偏离中心线方向相同的方向。

在其它情况下，可能需要增加方向舵的放气限。在这些情况下，控制方向舵旋转的致动力已达到其最大极限且无法增加方向舵的角度。可通过高逆风达到放气限。

发明概要

因此，本公开的目的是提供一种能解决与现有技术相关的问题的方向舵偏置增益***。

本公开的另一目的是提供一种方向舵偏置增益***以修改用于施加在舵杆上的扭矩的力矩臂距离。

本公开的又一目的是提供一种用于修改用于施加在舵杆上的扭矩的力矩臂距离的方法。

因此，根据第一实施方案，提供了一种用于飞机方向舵的偏置增益***，其包括：一对接头端，每个所述接头端均适于从各自的偏置致动器接收致动力；舵杆接口，其位于接头端之间并适于被连接至舵杆以随即作为源自偏置致动器的致动力的函数而绕舵杆的轴线旋转；包括位于接头端和舵杆之间的连杆和接头以将致动力传输至舵杆的机构，该机构可在其中在接头端和舵杆接口之间限定出第一力矩臂的收缩配置和其中在接头端和舵杆接口之间限定出第二力矩臂且第二力矩臂具有大于第一力矩臂的尺寸的膨胀增益配置之间进行致动；以及至少一个致动器，其被连接至该机构以根据源自偏置致动器的致动力而单独地致动该机构，从而在收缩配置和膨胀增益配置之间移动该机构。

进一步地根据第一实施方案，机构包括曲柄连杆，且舵杆接口位于曲柄连杆的第一端，从而使曲柄连杆适于绕舵杆的所述轴线与舵杆同时旋转。

更进一步地根据第一实施方案，其中每一个剪刀连杆均在自由端被连接至接头端之一的一对剪刀连杆通过至少一个旋转接头被可旋转地连接至曲柄连杆的第二端，以通过至少一个致动器的致动而在机构的膨胀增益配置中远离曲柄臂。

更进一步地根据第一实施方案，剪刀连杆在曲柄连杆的第二端绕公共轴线旋转。

更进一步地根据第一实施方案，一对位于至少一个致动器和剪刀连杆之间的增益连杆将至少一个致动器的致动传输至剪刀连杆以将机构配置成收缩配置和膨胀增益配置。

更进一步地根据第一实施方案，增益连杆通过旋转接头被连接至至少一个致动器以及剪刀连杆。

更进一步地根据第一实施方案，增益连杆在其与至少一个致动器的接合处绕公共轴线旋转。

更进一步地根据第一实施方案，至少一个致动器为被固定至曲柄连杆的线性致动器。

更进一步地根据第一实施方案，曲柄连杆具有一对向剪刀连杆中相应的一个延伸且还包括在由侧臂之一所组成的每一组和剪刀连杆中相应的一个之间的滑动接头的侧臂。

更进一步地根据第一实施方案，舵杆接口包括孔，其具有适于可操作性地与舵杆接合以实现同时旋转的接合***形式。

更进一步地根据第一实施方案，接头端适于与各自的偏置致动器一起限定旋转接头。

更进一步地根据第一实施方案，相对于与飞机的行进方向一致的飞机方向而言，舵杆接口位于机构的前端。

根据第二实施方案，提供了一种飞机，其包括：结构元件；方向舵，其通过舵杆而被可旋转地安装至飞机结构元件，从而绕舵杆的轴线枢转；至少一对偏置致动器，其被连接至飞机结构元件；以及偏置增益***，其包括一对接头端，每个所述接头端均从偏置致动器中相应的一个接收致动力；舵杆接口，其位于接头端之间并被连接至舵杆以随即作为源自偏置致动器的致动力的函数而绕舵杆的轴线旋转；包括位于接头端和舵杆之间的连杆和接头以将致动力传输至舵杆的机构，该机构可在其中在接头端和舵杆接口之间限定出第一力矩臂的收缩配置和其中在接头端和舵杆接口之间限定出第二力矩臂且第二力矩臂具有大于第一力矩臂的尺寸的膨胀增益配置之间进行致动；以及至少一个致动器，其被连接至该机构以根据源自偏置致动器的致动力而单独地致动机构，从而在收缩配置和膨胀增益配置之间移动该机构。

进一步地根据第二实施方案，机构包括曲柄连杆，且舵杆接口位于曲柄连杆的第一端从而使曲柄连杆绕舵杆的所述轴线与舵杆同时旋转。

更进一步地根据第二实施方案，其中每一个剪刀连杆均在自由端被连接至接头端之一的一对剪刀连杆通过至少一个旋转接头被可旋转地连接至曲柄连杆的第二端，以通过至少一个致动器的致动而在机构的膨胀增益配置中远离曲柄臂。

更进一步地根据第二实施方案，剪刀连杆在曲柄连杆的第二端绕公共轴线旋转。

更进一步地根据第二实施方案，一对位于至少一个致动器和剪刀连杆之间的增益连杆将至少一个致动器的致动传输至剪刀连杆以将机构配置成收缩配置和膨胀增益配置。

更进一步地根据第二实施方案，增益连杆通过旋转接头被连接到至少一个致动器以及剪刀连杆。

更进一步地根据第二实施方案，增益连杆在其与至少一个致动器的接合处绕公共轴线旋转。

更进一步地根据第二实施方案，至少一个致动器为被固定至曲柄连杆的线性致动器。

更进一步地根据第二实施方案，曲柄连杆具有一对向剪刀连杆中相应的一个延伸且还包括在由侧臂之一所组成的每一组和剪刀连杆中相应的一个之间的滑动接头的侧臂。

更进一步地根据第二实施方案，舵杆接口包括孔，其具有适于可操作性地与舵杆接合以实现同时旋转的接合***形式。

更进一步地根据第二实施方案，接头端与各自的偏置致动器一起限定旋转接头。

更进一步地根据第二实施方案，相对于与飞机的行进方向一致的飞机方向而言，舵杆接口位于机构的前端。

根据第三实施方案，提供了一种用于控制在飞机舵杆上的扭矩的方法，其包括：接收在机构相对端上的致动力以使位于机构的相对端之间的舵杆旋转；以及独立于致动力而修改机构的配置以改变在机构的相对端和舵杆之间的力矩臂距离。

进一步地根据第三实施方案，接收致动力包括接收在相反方向上的两个致动力。

更进一步地根据第三实施方案，修改机构的配置包括使用单致动度修改机构的配置。

更进一步地根据第三实施方案，修改配置包括通过使一对剪刀连杆远离彼此以及远离曲柄连杆而膨胀机构，从而增加在机构的各自相对端和舵杆之间的力矩臂距离。

更进一步地根据第三实施方案，修改配置包括通过使一对剪刀连杆向曲柄连杆移动而收缩机构，从而减少在机构的各自相对端和舵杆之间的力矩臂距离。

更进一步地根据第三实施方案，膨胀该机构是在飞机飞行的起飞阶段中进行的。

附图简述

为了更好地理解本发明及其其它方面和进一步的特性，将参照下列与附图一起使用的描述，其中：

图1为以本公开的偏置增益***为特色的飞机的示意性等距视图；

图2为相对于其它飞机***而言的根据本公开的一个实施方案的偏置增益***的透视图；

图3为具有偏置致动器的如图2所示的偏置增益***的俯视平面图；

图4为处于收缩配置中的如图2所示的偏置增益***的俯视平面图；

图5为处于膨胀增益配置中的如图2所示的偏置增益***的俯视平面图；以及

图6为用于增加在飞机舵杆上的扭矩的方法的流程图。

具体实施方式

参照附图，特别是图1，一种飞机被示于1处且通常被描述成示出一些组件以在本公开中起参考作用。飞机1具有机身2，其具有驾驶舱所在的前端和支撑尾部组件的后端，且机舱通常位于驾驶舱和尾部组件之间。与飞机1的行进方向一致地限定出前端和后端。尾部组件包括具有方向舵的垂直稳定器3以及具有升降舵的水平稳定器4。尾部组件具有安装在机身上的尾部，但其它配置也可用于飞机1，如十字形、T形的尾部等。机翼5从机身侧面突出。飞机1具有通过机翼5（示出一个）支撑的发动机6，然而发动机6也可被安装至机身2或飞机上的任何其它合适的位置。所示的飞机1为喷气发动机飞机，但也可以是螺旋桨飞机。

参照附图，特别是图1和2，根据本公开的一种方向舵偏置增益***通常被示于10处。偏置增益***10可位于机身2（图1）中且用于通过经接口被连接至舵杆而致动尾部组件的方向舵的旋转。偏置增益***10是相对于各飞机组件，如舵杆11而示出的。舵杆11绕其纵轴旋转以调整飞机方向舵的方向。尽管未示出，但是方向舵被连接至舵杆11以与舵杆11同时旋转。舵杆11的纵轴通常是相对于飞机而垂直的。

偏置致动器12被连接至偏置增益***10以致动舵杆11绕其纵轴的旋转。为了进行说明，也示出了其它飞机***，但当偏置增益***10在飞机上时其并不一定要存在。例如，图2示出了以电缆13和滑轮14为特色的一种电缆控制***。为了简单起见，图2中所示意性示出的滑轮14不具有任何支撑。电缆将致动扇形体15的旋转。扇形体15与舵杆11一体制成，从而将通过电缆13上的张力使舵杆11绕其纵轴旋转且从而使方向舵旋转。电缆控制***可以是用于致动舵杆11的旋转的主要***或后备***。

图2中还示出了一种阻尼器伺服16。阻尼器伺服16经电缆17和扇形体18被连接至舵杆11，借此可将任何致动从阻尼器伺服16传输至方向舵。

同时参照图2-4，示出了偏置增益***10的平面图。在图3中，偏置增益***10被连接至一对偏置致动器12。偏置致动器12可以是具有输出活塞（例如：具有突出于缸的壳体的轴或臂的活塞）的气动缸。输出活塞的位移将使偏置增益***10绕舵杆11的纵轴进行枢转运动，其纵轴垂直于图2-4所示的平面。偏置致动器12通过旋转接头被固定至飞机A的结构。

偏置增益***10具有舵杆接口20。舵杆接口20可以是花键或齿形开口，通过其可将舵杆旋入。在偏置增益***10中可使用舵杆接口20的任何适当的配置。例如，可使用其它接合***形式以作为花键或齿形配置的替代物。

偏置增益***10还具有一对接头端21。接头端21经接口被连接至致动器12的活塞。典型地，在接头端21和偏置致动器12的输出活塞之间形成旋转接头。例如，可使用U形夹的配置。

舵杆接口20和接头端21通过偏置增益***10的机构30进行相互连接。机构30由可在图4所示的收缩配置和图5所示的膨胀增益配置之间致动的连杆和接头所组成。下文描述了机构30的一种可能的配置，但其它配置也是可能的。

在所示的实施方案中，机构30具有曲柄连杆31。曲柄连杆31被描述成具有前端和后端，其与图2所示的飞机前端和后端一致且进一步地与本公开的一个实施方案保持一致。然而，曲柄连杆31可具有任何合适的方向，但为了简化描述，下文参照了根据所示实施方案的曲柄连杆31的前端和后端。曲柄连杆31具有用于舵杆接口20的位于前端的支撑。一对臂32与前端相邻近，这使曲柄连杆31具有T形。一对剪刀连杆33被设置在曲柄连杆31的任一侧并经旋转接头34被连接至曲柄连杆31的后端。相应地，剪刀连杆33可相对于曲柄连杆31旋转，更具体地，是绕旋转接头34的轴线旋转，该轴线垂直于图2-4所示的平面。

在臂32和剪刀连杆33之间形成滑动接头35。当剪刀连杆33从收缩配置移至膨胀增益配置时，其按弓状路径运动，借此通过滑动接头35限定该运动。偏置增益***10的接头端21位于剪刀连杆33的前端，借此经剪刀连杆33将偏置致动器12的力传输至机构30。因此，滑动接头35具有某个水平的结构完整性，从而有助于将源自致动器12的力转移至曲柄臂32。因此，滑动接头35能够维持给定水平的压力。

设置增益连杆36以将致动运动传输至剪刀连杆33，从而膨胀或收缩偏置增益***10。增益连杆36具有在侧端的旋转接头37，通过其可将增益连杆36连接至剪刀连杆33。在一个实施方案中，在两个增益连杆36的端部设置单个旋转接头38，借此增益连杆36可绕公共轴线旋转。旋转接头38的该公共轴线通常与图2-4所示的平面垂直。

旋转接头38被固定至致动器40的输出活塞。致动器40沿曲柄连杆31延伸从而与其一体制成。因此，致动器40的壳体相对于曲柄连杆31是固定的，而输出活塞则可通过电致动器沿曲柄连杆31的纵轴移动。在可替代的实施方案中，输出活塞可通过活塞和气动或液压致动沿曲柄连杆31的纵轴移动。

因此，致动器40的输出活塞从图4所示位置至图5所示位置的移动将使旋转接头38到达最后面的位置。其结果是，增益连杆36将在其侧端沿侧向向外移动，从而使剪刀连杆33移至膨胀增益配置。因此，通过将剪刀连杆移至膨胀增益配置而增加了如图3和图4中M所示的力矩臂。如本领域已知的，力矩臂为位于施力点，即连接端21，和舵杆11的旋转中心之间的直线距离。因此，明显地，所示的力矩臂已增加，从而使在图5中的尺寸大于图4中的尺寸。相应地，对于偏置致动器12的同样的致动来说，图5所示的膨胀增益配置中的扭矩较大，这是因为力矩臂比图4所示的收缩配置的力矩臂的尺寸大。

应注意，偏置致动器12可在相反方向上进行操作。更具体地，尽管偏置致动器12之一具有输出活塞移动的后部，但其它偏置致动器12通常具有输出活塞移动的前部。

现在，已参照一个可能的实施方案描述了本公开的偏置增益***10，将参照图6描述一种控制舵杆上的扭矩的方法。根据图6所示的方法50，第一步52包括接收在机构，如机构30的相对端上的致动力。其结果是，将使舵杆旋转。

根据54，修改机构30的配置。修改配置以单独地根据旋转舵杆11的在机构30的相对端上的致动力而改变在机构的相对端和舵杆之间的力矩臂距离。作为一种可能，机构30从图4的收缩配置膨胀至图5的膨胀增益配置。作为膨胀的结果，在机构30相对端和舵杆11之间的力矩臂距离M均将增加。

作为另一种可能，机构30从图5的膨胀增益配置收缩至图4的收缩配置。作为收缩的结果，在机构30相对端和舵杆11之间的力矩臂距离M均将减少。

因此，在接收到进一步的致动力后，力矩臂距离将增加或减少，从而使用于相同致动力的被施加在舵杆上的扭矩增加或减少。例如，可在飞机飞行的起飞阶段将机构30膨胀至膨胀增益配置，例如当飞机不具有足够的速度以使足够的方向舵的拖曳力对抗不均匀的推力，如余下的运转发动机的单面推力时。在这种情况下，当达到足够的速度时，机构30返回至收缩配置。可在飞机飞行的任何适当的时刻修改机构30配置。

虽然已参照以特定顺序进行的特定步骤描述和示出了本文所述的方法和***，但应理解的是这些步骤可以进行组合、细分或重新排序以在不脱离本发明的教义的前提下形成等效方法。相应地，步骤的顺序和分组并不用于限制本发明。

应注意，机构30的中心线（即通过舵杆接口20的旋转中心和旋转接头34的中心）为用于机构30的对称轴。因此，尽管并非方向舵偏置增益***的要求，但机构30的对称性可便于控制被施加至方向舵偏置增益***10的力。此外，机构30可按一定尺寸制作，从而使剪刀连杆33相对于曲柄连杆31进行同时且对称的移动。对称性导致位于曲柄连杆31任一侧上的力矩臂距离M相等，无论其是在收缩配置（图4）还是在膨胀增益配置（图5）中。其它布置也是可能的。

对于本领域的技术人员来说，上述本发明的实施方案的修改和改进可以是显而易见的。前面的描述是说明性的而非限制性的。因此，本发明的范围仅受所附权利要求的范围限制。

Claims (30)

1.一种用于飞机方向舵的偏置增益***，其包括：

一对接头端，每个所述接头端均适于从各自的偏置致动器接收致动力；

舵杆接口，其位于所述接头端之间并适于被连接至舵杆以随即作为源自所述偏置致动器的所述致动力的函数而绕所述舵杆的轴线旋转；

包括位于所述接头端和所述舵杆之间的连杆和接头以将所述致动力传输至所述舵杆的机构，所述机构可在其中在所述接头端和所述舵杆接口之间限定出第一力矩臂的收缩配置和其中在所述接头端和所述舵杆接口之间限定出第二力矩臂且所述第二力矩臂具有大于所述第一力矩臂的尺寸的膨胀增益配置之间进行致动；以及

至少一个致动器，其被连接至所述机构以根据源自所述偏置致动器的所述致动力而单独地致动所述机构，从而在所述收缩配置和所述膨胀增益配置之间移动所述机构。

2.根据权利要求1所述的偏置增益***，其中所述机构包括曲柄连杆，且所述舵杆接口位于所述曲柄连杆的第一端，从而使所述曲柄连杆适于绕所述舵杆的所述轴线与所述舵杆同时旋转。

3.根据权利要求2所述的偏置增益***，其还包括一对剪刀连杆，每一个剪刀连杆均在自由端被连接至所述接头端之一，所述剪刀连杆通过至少一个旋转接头被可旋转地连接至所述曲柄连杆的第二端，以通过所述至少一个致动器的致动而在所述机构的所述膨胀增益配置中远离所述曲柄臂。

4.根据权利要求3所述的偏置增益***，其中所述剪刀连杆在所述曲柄连杆的所述第二端绕公共轴线旋转。

5.根据权利要求4所述的偏置增益***，其还包括一对位于所述至少一个致动器和所述剪刀连杆之间的增益连杆，所述增益连杆将所述至少一个致动器的致动传输至所述剪刀连杆以将所述机构配置成所述收缩配置和所述膨胀增益配置。

6.根据权利要求5所述的偏置增益***，其中所述增益连杆通过旋转接头被连接至所述至少一个致动器以及所述剪刀连杆。

7.根据权利要求6所述的偏置增益***，其中所述增益连杆在其与所述至少一个致动器的接合处绕公共轴线旋转。

8.根据权利要求2至7中任一项所述的偏置增益***，其中所述至少一个致动器为被固定至所述曲柄连杆的线性致动器。

9.根据权利要求3至7中任一项所述的偏置增益***，其中所述曲柄连杆具有一对向所述剪刀连杆中相应的一个延伸且还包括在由所述侧臂之一所组成的每一组和所述剪刀连杆中相应的一个之间的滑动接头的侧臂。

10.根据权利要求1至9中任一项所述的偏置增益***，其中所述舵杆接口包括孔，其具有适于可操作性地与所述舵杆接合以实现同时旋转的接合***形式。

11.根据权利要求1至10中任一项所述的偏置增益***，其中所述接头端适于与所述各自的偏置致动器一起限定旋转接头。

12.根据权利要求1至11中任一项所述的偏置增益***，其中相对于与所述飞机的行进方向一致地所限定的飞机方向而言，所述舵杆接口位于所述机构的前端。

13.一种飞机，其包括：

结构元件；

方向舵，其通过舵杆而被可旋转地安装至所述飞机结构元件，从而绕所述舵杆的轴线枢转；

至少一对偏置致动器，其被连接至所述飞机结构元件；以及

偏置增益***，其包括：

一对接头端，每个所述接头端均从所述偏置致动器中相应的一个接收致动力；

舵杆接口，其位于所述接头端之间并被连接至所述舵杆以随即作为源自所述偏置致动器的所述致动力的函数而绕所述舵杆的所述轴线旋转；

包括位于所述接头端和所述舵杆之间的连杆和接头以将所述致动力传输至所述舵杆的机构，所述机构可在其中在所述接头端和所述舵杆接口之间限定出第一力矩臂的收缩配置和其中在所述接头端和所述舵杆接口之间限定出第二力矩臂且所述第二力矩臂具有大于所述第一力矩臂的尺寸的膨胀增益配置之间进行致动；以及

至少一个致动器，其被连接至所述机构以根据源自所述偏置致动器的所述致动力而单独地致动所述机构，从而在所述收缩配置和所述膨胀增益配置之间移动所述机构。

14.根据权利要求13所述的飞机，其中所述机构包括曲柄连杆，且所述舵杆接口位于所述曲柄连杆的第一端，从而使所述曲柄连杆绕所述舵杆的所述轴线与所述舵杆同时旋转。

15.根据权利要求14所述的偏置增益，其还包括一对剪刀连杆，每一个剪刀连杆均在自由端被连接至所述接头端之一，所述剪刀连杆通过至少一个旋转接头被可旋转地连接至所述曲柄连杆的第二端以通过所述至少一个致动器的致动而在所述机构的所述膨胀增益配置中远离所述曲柄臂。

16.根据权利要求15所述的飞机，其中所述剪刀连杆在所述曲柄连杆的所述第二端绕公共轴线旋转。

17.根据权利要求16所述的飞机，其还包括一对位于所述至少一个致动器和所述剪刀连杆之间的增益连杆，所述增益连杆将所述至少一个致动器的致动传输至所述剪刀连杆以将所述机构配置成所述收缩配置和所述膨胀增益配置。

18.根据权利要求17所述的飞机，其中所述增益连杆通过旋转接头被连接至所述至少一个致动器以及所述剪刀连杆。

19.根据权利要求18所述的飞机，其中所述增益连杆在其与所述至少一个致动器的接合处绕公共轴线旋转。

20.根据权利要求14至19中任一项所述的飞机，其中所述至少一个致动器为被固定至所述曲柄连杆的线性致动器。

21.根据权利要求15至19中任一项所述的飞机，其中所述曲柄连杆具有一对向所述剪刀连杆中相应的一个延伸且还包括在由所述侧臂之一所组成的每一组和所述剪刀连杆中相应的一个之间的滑动接头的侧臂。

22.根据权利要求13至21中任一项所述的飞机，其中所述舵杆接口包括孔，其具有适于可操作性地与所述舵杆接合以实现同时旋转的接合***形式。

23.根据权利要求13至22中任一项所述的飞机，其中所述接头端与所述各自的偏置致动器一起限定旋转接头。

24.根据权利要求13至23中任一项所述的飞机，其中相对于与所述飞机的行进方向一致地所限定的所述飞机方向而言，所述舵杆接口位于所述机构的前端。

25.一种用于控制在飞机舵杆上的扭矩的方法，其包括：

接收在机构相对端上的致动力以使位于所述机构的所述相对端之间的舵杆旋转；以及

独立于所述致动力而修改所述机构的配置以改变在所述机构的所述相对端和所述舵杆之间的力矩臂距离。

26.根据权利要求25所述的方法，其中接收致动力包括接收在相反方向上的两个致动力。

27.根据权利要求25和26中任一项所述的方法，其中修改所述机构的所述配置包括使用单致动度修改所述机构的所述配置。

28.根据权利要求25至27中任一项所述的方法，其中修改所述配置包括通过使一对剪刀连杆远离彼此以及远离曲柄连杆而膨胀所述机构，从而增加在所述机构的所述各自相对端和所述舵杆之间的力矩臂距离。

29.根据权利要求25至27中任一项所述的方法，其中修改所述配置包括通过使一对剪刀连杆向所述曲柄连杆移动而收缩所述机构，从而减少在所述机构的所述各自相对端和所述舵杆之间的力矩臂距离。

30.根据权利要求28所述的方法，其中膨胀所述机构是在所述飞机飞行的起飞阶段中进行的。

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