CN109533285B - 一种运动翼面的止动方法 - Google Patents

一种运动翼面的止动方法 Download PDF

Info

Publication number
CN109533285B
CN109533285B CN201811318880.1A CN201811318880A CN109533285B CN 109533285 B CN109533285 B CN 109533285B CN 201811318880 A CN201811318880 A CN 201811318880A CN 109533285 B CN109533285 B CN 109533285B
Authority
CN
China
Prior art keywords
stop
rocker arm
stopping
moving
machine body
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
Application number
CN201811318880.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109533285A (zh
Inventor
成炜
白茹冰
胡昌宏
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AVIC First Aircraft Institute
Original Assignee
AVIC First Aircraft Institute
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AVIC First Aircraft Institute filed Critical AVIC First Aircraft Institute
Priority to CN201811318880.1A priority Critical patent/CN109533285B/zh
Publication of CN109533285A publication Critical patent/CN109533285A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109533285B publication Critical patent/CN109533285B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/02—Mounting or supporting thereof
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)
  • Drilling And Exploitation, And Mining Machines And Methods (AREA)

Abstract

本发明属于飞机结构领域，具体涉及到一种运动翼面的止动方法。包括以下步骤：模拟操纵摇臂运动轨迹、在机体机构上设置螺钉组件、在操纵摇臂上设置挡块、调节止动螺钉长度和挡块尺寸、验证止动效果、优化和校核止动装置及安装部位的强度和刚度。本发明所具有的优点和积极效果，例如性能的提高、成本的降低等。优化了止动装置的布置位置，减小了止动装置承受的载荷，减小了设计重量。可通过止动螺钉凸出机体的长度来调节运动翼面的止动角度，消除装配造成的止动角度误差。反向止动减小了止动块的尺寸，提高了操纵摇臂的刚度，减轻了操纵摇臂重量。

Description

一种运动翼面的止动方法
技术领域
本发明属于飞机结构领域，具体涉及到一种运动翼面的止动方法。
背景技术
一般要求飞机的运动翼面，要有止动装置将其转动行程限制在能安全飞行和着陆的范围内。某型飞机升降舵止动装置是在升降舵接头上设置有四个止动挡块，当升降舵顺时针转动至限定角度时，升降舵接头下方的两个的止动挡块与水平安定面后缘对应位置的支臂接触，实现升降舵顺时针方向的止动。当升降舵逆时针转动至限定角度时，升降舵接头上方的两个止动挡块与支臂接触，实现升降舵逆时针方向的止动。四个止动挡位置设定后，升降舵的实际转动范围固定，由于加工和装配误差，止动角度与理论止动角度存在误差。挡块距离升降舵转轴较近，止动时受载荷较大，对挡块、接头和支臂的强度和刚度要求较高。
发明内容
解决飞机运动翼面常规止动装置误差大，不可调节，重量大的问题。
两组分别安装在机体固定结构两侧的止动螺钉、内螺母、外螺母和带有止动挡块的操纵摇臂。松动安装在机体外侧的螺母，然后通过正向或反向拧动螺钉完成螺钉相对机体突出长度的调节，最后拧紧机体外侧的螺母，防止螺钉松动。通过螺钉突出机体外的长度调节，实现对运动翼面止动角度的调节。操纵摇臂两侧各设置一个止动挡块，通过CAD软件模拟运动翼面的转动情况来设置挡块的位置。当运动翼面顺时针转至限定角度时，在逆时针位置的止动装置起作用；当运动翼面逆时针转至限定角度时，在顺时针位置的止动装置起作用。
技术方案
一种运动翼面的止动方法，包括以下步骤：
1模拟操纵摇臂运动轨迹。通过CAD软件根据运动翼面的极限转动角度模拟运动翼面的转动过程，绘制出操纵摇臂的运动包络体。
2在机体机构上设置螺钉组件。在操纵摇臂临近位置的机体固定结构上选择与操纵摇臂的运动包络体距离最近的位置设置止动螺钉组件。
3在操纵摇臂上设置挡块。设计的挡块一侧与止动螺钉接触，另一侧与偏转至极限位置的摇臂连接成一体。
4调节止动螺钉长度和挡块尺寸。可根据实际需求，调节止动螺钉的长度以便调节挡块的长度。
5验证止动效果。再次通过CAD软件根据运动翼面的极限转动角度模拟运动翼面的转动过程，校核止动装置的效果。
6优化和校核止动装置及安装部位的强度和刚度。优化挡块、操纵摇臂、止动强度和刚度，校核止动螺钉组件和安装机体部位的强度和刚度。
还包括止动螺钉的长度至少有2mm螺纹突出外部螺母，以便运动翼面安装到机体后对止动角度进行调节。
技术效果
本发明所具有的优点和积极效果，例如性能的提高、成本的降低等。优化了止动装置的布置位置，减小了止动装置承受的载荷，减小了设计重量。可通过止动螺钉凸出机体的长度来调节运动翼面的止动角度，消除装配造成的止动角度误差。反向止动减小了止动块的尺寸，提高了操纵摇臂的刚度，减轻了操纵摇臂重量。
附图说明
图1是常规飞机运动翼面止动示意(正视图)
图2是常规飞机运动翼面止动示意(俯视图)
图3是小鹰-700飞机方向舵止动示意图
图4是本止动方法的流程图
具体实施方式
图3中小鹰-700飞机方向舵操纵摇臂上设置有止动挡块，对应在机身框两侧设置有止动螺钉，止动螺钉同时也是机身蒙皮与框连接的紧固件。小鹰-700飞机方向舵转动角度为±20°。
一种运动翼面的止动方法，包括以下步骤：
1模拟操纵摇臂运动轨迹。通过CAD软件根据运动翼面的极限转动角度模拟运动翼面的转动过程，绘制出操纵摇臂的运动包络体。
2在机体机构上设置螺钉组件。在操纵摇臂临近位置的机体固定结构上选择与操纵摇臂的运动包络体距离最近的位置设置止动螺钉组件。
3在操纵摇臂上设置挡块。设计的挡块一侧与止动螺钉接触，另一侧与偏转至极限位置的摇臂连接成一体。
4调节止动螺钉长度和挡块尺寸。可根据实际需求，调节止动螺钉的长度以便调节挡块的长度。
5验证止动效果。再次通过CAD软件根据运动翼面的极限转动角度模拟运动翼面的转动过程，校核止动装置的效果。
6优化和校核止动装置及安装部位的强度和刚度。优化挡块、操纵摇臂、止动强度和刚度，校核止动螺钉组件和安装机体部位的强度和刚度。
还包括止动螺钉的长度至少有2mm螺纹突出外部螺母，以便运动翼面安装到机体后对止动角度进行调节。

Claims (2)

1.一种运动翼面的止动方法，其特征在于，包括以下步骤：
1)模拟操纵摇臂运动轨迹：通过CAD软件根据运动翼面的极限转动角度模拟运动翼面的转动过程，绘制出操纵摇臂的运动包络体；
2)在机体机构上设置止动螺钉组件：在操纵摇臂临近位置的机体固定结构上选择与操纵摇臂的运动包络体距离最近的位置设置止动螺钉组件；
3)在操纵摇臂上设置挡块：设计的挡块一侧与止动螺钉接触，另一侧与偏转至极限位置的摇臂连接成一体；
4)调节止动螺钉长度和挡块尺寸：根据实际需求，调节止动螺钉的长度以便调节挡块的长度；
5)验证止动效果：再次通过CAD软件根据运动翼面的极限转动角度模拟运动翼面的转动过程，校核止动装置的效果。
2.根据权利要求1所述的一种运动翼面的止动方法，其特征在于，所述止动螺钉的长度至少为2mm，螺纹突出外部螺母，以便运动翼面安装到机体后对止动角度进行调节。
CN201811318880.1A 2018-11-07 2018-11-07 一种运动翼面的止动方法 Active CN109533285B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811318880.1A CN109533285B (zh) 2018-11-07 2018-11-07 一种运动翼面的止动方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811318880.1A CN109533285B (zh) 2018-11-07 2018-11-07 一种运动翼面的止动方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109533285A CN109533285A (zh) 2019-03-29
CN109533285B true CN109533285B (zh) 2022-03-15

Family

ID=65844980

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811318880.1A Active CN109533285B (zh) 2018-11-07 2018-11-07 一种运动翼面的止动方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109533285B (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111191325B (zh) * 2019-12-24 2023-06-23 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种基于SysML的飞机直接机务准备建模方法
CN111122109A (zh) * 2020-01-16 2020-05-08 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种风洞飞行器模型副翼角度调节装置

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2131562A1 (de) * 1970-06-27 1972-01-13 Pearce Terry Kenneth Bootsruder
US5645250A (en) * 1993-08-26 1997-07-08 Gevers; David E. Multi-purpose aircraft
CN202593853U (zh) * 2012-03-09 2012-12-12 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种新型舵面操纵装置
CN202863757U (zh) * 2012-07-13 2013-04-10 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 飞机方向舵舵面限动装置
CN203567927U (zh) * 2013-09-26 2014-04-30 西安庆安电气控制有限责任公司 软式操纵***末端扇形轮的可调限位装置
CN107097935A (zh) * 2017-04-18 2017-08-29 河北天启通宇航空器材科技发展有限公司 方向舵角度位置调节机构及飞行器

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2131562A1 (de) * 1970-06-27 1972-01-13 Pearce Terry Kenneth Bootsruder
US5645250A (en) * 1993-08-26 1997-07-08 Gevers; David E. Multi-purpose aircraft
CN202593853U (zh) * 2012-03-09 2012-12-12 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种新型舵面操纵装置
CN202863757U (zh) * 2012-07-13 2013-04-10 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 飞机方向舵舵面限动装置
CN203567927U (zh) * 2013-09-26 2014-04-30 西安庆安电气控制有限责任公司 软式操纵***末端扇形轮的可调限位装置
CN107097935A (zh) * 2017-04-18 2017-08-29 河北天启通宇航空器材科技发展有限公司 方向舵角度位置调节机构及飞行器

Also Published As

Publication number Publication date
CN109533285A (zh) 2019-03-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2857892C (en) Adaptive trailing edge actuator system and method
KR101125870B1 (ko) 나셀틸트각과 플래퍼론각의 기계적 연동이 이루어지는 고성능 틸트로터 항공기
US6851646B2 (en) Method and apparatus for actuating movable components, including canards, over multiple ranges
CN109533285B (zh) 一种运动翼面的止动方法
CN107600403B (zh) 一种梯形布局串列式倾转机翼飞行器及其倾转机构
CN105000180A (zh) 飞行器气动布局装置
RU2520850C2 (ru) Система повышения управляемости для летательного аппарата
CN105438458A (zh) 双层八旋翼飞行器
CN101041382A (zh) 一种微型扑翼飞机的滚转操纵机构
US6698688B1 (en) Apparatus and methods for actuating rotatable members
CN112173073B (zh) 一种单舵机控制双垂尾操纵结构
CN110561327A (zh) 一种三自由度航空发动机安装调姿模拟***
CN109720555B (zh) 一种大型起落架随动舱门
WO2021062229A1 (en) Three-dimensional extension linkage
Recksiek Advanced high lift system architecture with distributed electrical flap actuation
CN110525685B (zh) 一种飞机主操纵***实验方法及装置
US20140299709A1 (en) Low drag rotor system
CN209108609U (zh) 一种基于碳杆的固定翼航模结构
CN111846273A (zh) 一种可多自由度调姿的航空发动机安装车
CN109466802A (zh) 一种航天飞行器飞行控制***及其机电作动***
CN109987219B (zh) 一种扁平式一体化复合舵***
CA2465163C (en) Apparatus and methods for actuating rotatable members
US11338905B2 (en) Offset drive arm actuation of inboard flaps
CN105151281A (zh) 一种飞行器用俯仰和偏航有条件解耦的尾翼调节机构
US20230348039A1 (en) Fairing attachment system for a wing of an aircraft, aircraft wing and method for mounting a fairing device

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant