CN111516857A - 一种襟翼分布式驱动*** - Google Patents

一种襟翼分布式驱动*** Download PDF

Info

Publication number
CN111516857A
CN111516857A CN202010362850.1A CN202010362850A CN111516857A CN 111516857 A CN111516857 A CN 111516857A CN 202010362850 A CN202010362850 A CN 202010362850A CN 111516857 A CN111516857 A CN 111516857A
Authority
CN
China
Prior art keywords
actuator
flap
output shaft
input shaft
spline
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.)
Pending
Application number
CN202010362850.1A
Other languages
English (en)
Inventor
康宁
史佑民
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.)
Qingan Group Co Ltd
Original Assignee
Qingan Group Co Ltd
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 Qingan Group Co Ltd filed Critical Qingan Group Co Ltd
Priority to CN202010362850.1A priority Critical patent/CN111516857A/zh
Publication of CN111516857A publication Critical patent/CN111516857A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/38—Transmitting means with power amplification
    • B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/16—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing
    • B64C9/20—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing by multiple flaps

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Operating, Guiding And Securing Of Roll- Type Closing Members (AREA)

Abstract

本发明属于航空襟翼驱动控制领域，具体涉及一种襟翼分布式驱动***。该***为在左右内外襟翼之间的传输线系上各布置一个动力驱动装置的分布式驱动构型，该构型由于取消了连接左右驱动***的传输线系和将驱动装置的数量减少，因此减少了高升力***的部件数量，简化了高升力***的构型。同时分布式驱动构型扩大了内外襟翼之间偏转角度的范围；每侧翼面的动力驱动装置减少到一个，同时本发明由于未将内外襟翼传输线系断开，因此确保了单侧翼面内外襟翼运动的一致性。

Description

一种襟翼分布式驱动***
技术领域
本发明属于航空襟翼驱动控制领域，具体涉及一种襟翼分布式驱动***。
背景技术
现代大型飞机在起飞时通过伸出机翼11、19上的后缘襟翼9、10、20、21 达到增加机翼面积的目的，机翼11、19面积增加会提高飞机的升力，以便使飞机以较低的速度起飞和降落。在飞机飞行过程中飞行员通过操纵左右副翼18、 22偏转角度实现飞机的横滚机动。飞机左右翼面的后缘襟翼9、10、20、21的驱动一般采用中央集中驱动模式(图1)，由襟缝翼控制计算机23控制位于飞机中央的功率驱动装置1驱动左右外襟翼9、21和内襟翼10、20同时上偏或下偏，以确保左右后缘襟翼运动的同步性；副翼18、22是独立的翼面，位于机翼11、19的末端。
传统的中央集中驱动模式将左右驱动线系连接到一起，确保了左右翼面运动的一致性，但由于集中式驱动构型传输线系长，因此高升力驱动***的部件多，重量大。
参考专利1(专利号：EP2851284A1)的分布式驱动模式在传统的中央集中驱动模式基础上，左右内外襟翼传输线系之间各增加了一个驱动装置，实现了外襟翼和内襟翼之间的相互独立运动功能。但由于该构型是在中央集中驱动模式的基础上增加了独立驱动功能，因此高升力***的复杂度没有降低，高升力***依然存在部件多和重量大的缺点。
参考专利2(专利号：US20040200928A1)的分布式驱动模式取消了连接左右襟翼传输线系的结构，实现了内外襟翼的完全独立驱动，但由于该构型不仅每个作动器都集成了一个电机，而且将内外襟翼的传输线系断开，因此该分布式构型虽然降低了高升力***部件的数量和重量，但参考专利2的缺点是驱动数量较多和内外襟翼同步性较差。
发明内容
本发明的目的：提供一种重量轻且安全性高的襟翼分布式驱动***。
技术方案：
第一方面，提供了一种襟翼分布式驱动***，包括：左驱动***113、右驱动***116、襟缝翼控制计算机123，其中，左驱动***113和右驱动*** 116分别通过襟缝翼控制计算机123控制。
进一步地，左驱动***和右驱动***均包括内侧位置传感器101、第一作动器102、内侧翼尖制动装置103、第二作动器104、第三作动器105、外侧翼尖制动装置106、第四作动器107、外侧位置传感器108、动力驱动装置109，其中，动力驱动装置109的左端输出轴与第三作动器105的右端输入轴通过花键固联、动力驱动装置109的右端输出轴与第二作动器104的左端输入轴通过花键固联、动力驱动装置109由襟缝翼控制计算机123控制；第三作动器105 的左侧输入轴与外侧翼尖制动装置106的右侧输入轴通过花键固联、第三作动器105的输出轴与外襟翼111通过轨道连接；外侧翼尖制动装置106的左侧输入轴与第四作动器107右侧输入轴通过花键固联；第四作动器107的输出轴与外襟翼111通过轨道连接；外侧位置传感器108通过法兰盘和花键固联于第四作动器107，外侧位置传感器108的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机123；第二作动器的右侧输入轴与内侧翼尖制动装置的左侧输入轴通过花键固联、第二作动器的输出轴与内襟翼通过轨道连接；内侧翼尖制动装置的右侧输入轴与第一作动器左侧输入轴通过花键固联；第一作动器的输出轴与内襟翼通过轨道连接；内侧位置传感器通过法兰盘和花键固联于第一作动器，内侧位置传感器的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机。
进一步地，在第三作动器与外侧翼尖制动装置之间还包括N个作动器，其中N为正整数，所述N个作动器串联并且输出轴与外襟翼通过轨道连接。
进一步地，在第三作动器与外侧翼尖制动装置之间还包括N个作动器，其中N为正整数，所述N个作动器串联并且输出轴与内襟翼通过轨道连接。
进一步地，左驱动***和右驱动***均包括内侧位置传感器101、第一作动器102、第二作动器104、第三作动器105、第四作动器107、外侧位置传感器108、动力驱动装置109，其中，第一作动器102、第二作动器104、第三作动器105、第四作动器107中均设置有无返回机构，动力驱动装置109的左端输出轴与第三作动器105的右端输入轴通过花键固联、动力驱动装置109的右端输出轴与第二作动器104的左端输入轴通过花键固联、动力驱动装置109由襟缝翼控制计算机123控制；第三作动器105的左侧输入轴第四作动器107右侧输入轴通过花键固联，第三作动器105的输出轴与外襟翼111通过轨道连接；第四作动器107的输出轴与外襟翼111通过轨道连接；外侧位置传感器108通过法兰盘固联于第四作动器107，外侧位置传感器108的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机123；第二作动器的右侧输入轴与第一作动器左侧输入轴通过花键固联，第二作动器的输出轴与内襟翼通过轨道连接；第一作动器的输出轴与内襟翼通过轨道连接；内侧位置传感器通过法兰盘固联于第一作动器，内侧位置传感器的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机。
进一步地，在襟翼包括中部襟翼的情况下，左驱动***和右驱动***还均包括第五作动器和第六作动器，第五作动器和第六作动器串联在动力驱动装置的输出轴与第二做动器或者动力驱动装置的输出轴与第三作动器之间，第五作动器和第六作动器的输出轴分别与中部襟翼通过轨道连接。
进一步地，在襟翼包括中部襟翼的情况下，左驱动***和右驱动***还包括N个作动器，其中N为正整数，所述N个作动器串联并且输出轴与中部襟翼通过轨道连接。
进一步地，动力驱动装置109包括第一电机114、第二电机115、齿轮箱 118、外侧制动模块112和内侧制动模块117，其中第一电机114和齿轮箱118 连接，第二电机115和齿轮箱118连接；齿轮箱118的左端与外侧制动模块112 连接，齿轮箱118的右端与内侧制动模块117连接。
本发明的有益效果：本发明为在左右内外襟翼之间的传输线系上各布置一个动力驱动装置的分布式驱动构型，该构型由于取消了连接左右驱动***的传输线系和将驱动装置的数量从3个减少到2个，因此减少了高升力***的部件数量，简化了高升力***的构型。同时分布式驱动构型扩大了内外襟翼之间偏转角度的范围；每侧翼面的动力驱动装置减少到1个，同时本发明由于未将内外襟翼传输线系断开，因此确保了单侧翼面内外襟翼运动的一致性。
该发明将左右翼面驱动线系断开后，其外襟翼偏转角度较参考专利1大。通过动力驱动装置的差动功能，可以操纵左右外侧襟翼上下偏转更大的角度，完全代替副翼实现飞机横滚机动功能。
附图说明
图1是根据现有技术的中央集中式驱动结构示意图；
其中，1、功率驱动装置2、第一作动器3、第二作动器4、第三作动器5、第四作动器6、翼尖制动装置7、轨道8、翼尖位置传感器9、外襟翼10、内襟翼11、机翼12、电机13、齿轮箱14、掉电制动装置15、电机16、掉电制动装置17、扭力杆18、副翼19、机翼20、内襟翼21、外襟翼22、副翼23、襟缝翼控制计算机
图2是根据本发明实施例的襟翼分布式驱动***结构示意图；
其中，101、内侧位置传感器102、第一作动器103、内侧翼尖制动装置 104、第二作动器105、第三作动器106、外侧翼尖制动装置107、第四作动器 108、外侧位置传感器109、动力驱动装置110、左侧内襟翼111、左侧外襟翼 112、外侧制动模块113、左驱动***114、第一电机115、第二电机116、右驱动***117、内侧制动模块118、齿轮箱119、左侧机翼120、右侧机翼121、右侧内襟翼122、右侧外襟翼123、襟缝翼控制计算机
具体实施方式
本发明提供了一种襟翼分布式驱动***，即在左右翼面的内外襟翼之间的传输线系之间分别配置一个驱动装置，取消了传统集中式动力驱动装置1和连接左右驱动机构的传输线系17。
本发明提供的襟翼分布式驱动***，如图2，包括：左驱动***113、右驱动***116、襟缝翼控制计算机123，其中，左驱动***113和右驱动***116 分别通过襟缝翼控制计算机123控制。
进一步地，左驱动***和右驱动***均包括内侧位置传感器101、第一作动器102、内侧翼尖制动装置103、第二作动器104、第三作动器105、外侧翼尖制动装置106、第四作动器107、外侧位置传感器108、动力驱动装置109，其中，动力驱动装置109的左端输出轴与第三作动器105的右端输入轴通过花键固联、动力驱动装置109的右端输出轴与第二作动器104的左端输入轴通过花键固联、动力驱动装置109由襟缝翼控制计算机123控制；第三作动器105 的左侧输入轴与外侧翼尖制动装置106的右侧输入轴通过花键固联、第三作动器105的输出轴与外襟翼111通过轨道连接；外侧翼尖制动装置106的左侧输入轴与第四作动器107右侧输入轴通过花键固联；第四作动器107的输出轴与外襟翼111通过轨道连接；外侧位置传感器108通过法兰盘和花键固联于第四作动器107，外侧位置传感器108的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机123；第二作动器的右侧输入轴与内侧翼尖制动装置的左侧输入轴通过花键固联、第二作动器的输出轴与内襟翼通过轨道连接；内侧翼尖制动装置的右侧输入轴与第一作动器左侧输入轴通过花键固联；第一作动器的输出轴与内襟翼通过轨道连接；内侧位置传感器通过法兰盘和花键固联于第一作动器，内侧位置传感器的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机。
进一步地，在第三作动器与外侧翼尖制动装置之间还包括N个作动器，其中N为正整数，所述N个作动器串联并且输出轴与外襟翼通过轨道连接。
进一步地，在第三作动器与外侧翼尖制动装置之间还包括N个作动器，其中N为正整数，所述N个作动器串联并且输出轴与内襟翼通过轨道连接。
进一步地，左驱动***和右驱动***均包括内侧位置传感器101、第一作动器102、第二作动器104、第三作动器105、第四作动器107、外侧位置传感器108、动力驱动装置109，其中，第一作动器102、第二作动器104、第三作动器105、第四作动器107中均设置有无返回机构，动力驱动装置109的左端输出轴与第三作动器105的右端输入轴通过花键固联、动力驱动装置109的右端输出轴与第二作动器104的左端输入轴通过花键固联、动力驱动装置109由襟缝翼控制计算机123控制；第三作动器105的左侧输入轴第四作动器107右侧输入轴通过花键固联，第三作动器105的输出轴与外襟翼111通过轨道连接；第四作动器107的输出轴与外襟翼111通过轨道连接；外侧位置传感器108通过法兰盘固联于第四作动器107，外侧位置传感器108的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机123；第二作动器的右侧输入轴与第一作动器左侧输入轴通过花键固联，第二作动器的输出轴与内襟翼通过轨道连接；第一作动器的输出轴与内襟翼通过轨道连接；内侧位置传感器通过法兰盘固联于第一作动器，内侧位置传感器的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机。
进一步地，在襟翼包括中部襟翼的情况下，左驱动***和右驱动***还均包括第五作动器和第六作动器，第五作动器和第六作动器串联在动力驱动装置的输出轴与第二做动器或者动力驱动装置的输出轴与第三作动器之间，第五作动器和第六作动器的输出轴分别与中部襟翼通过轨道连接。
进一步地，在襟翼包括中部襟翼的情况下，左驱动***和右驱动***还包括N个作动器，其中N为正整数，所述N个作动器串联并且输出轴与中部襟翼通过轨道连接。
进一步地，动力驱动装置109包括第一电机114、第二电机115、齿轮箱 118、外侧制动模块112和内侧制动模块117，其中第一电机114和齿轮箱118 连接，第二电机115和齿轮箱118连接；齿轮箱118的左端与外侧制动模块112 连接，齿轮箱118的右端与内侧制动模块117连接。
实施例：
一种襟翼分布式驱动***。该***包括左驱动***113、右驱动***116、襟缝翼控制计算机123、左侧机翼119、右侧机翼120、左侧内襟翼110和左侧外襟翼111、右侧内襟翼121和右侧外襟翼122。
左驱动***113包括：第三作动器105、外侧翼尖制动装置106、第四作动器107、外侧位置传感器108、动力驱动装置109、第二作动器104、内侧翼尖制动装置103、第一作动器102和内侧位置传感器101。
动力驱动装置109包括第一电机114、第二电机115、齿轮箱118、外侧制动模块112和内侧制动模块117。
第一电机114和齿轮箱118通过花键轴固联，第二电机115和齿轮箱118 通过花键轴固联；齿轮箱118的左端与外侧制动模块112通过花键轴固联，右端与内侧制动模块117通过花键轴固联。
动力驱动装置109的左端输出轴与第三作动器105的右端输入轴通过花键固联、右端输出轴与第二作动器104的左端输入轴通过花键固联、动力驱动装置109的第一电机和第二电机分别由襟缝翼控制计算机123控制；第三作动器 105的左侧输入轴与外侧翼尖制动装置106的右侧输入轴通过花键固联、输出轴与外襟翼111通过轨道连接；外侧翼尖制动装置106的左侧输入轴与第四作动器107右侧输入轴通过花键固联；第四作动器107的输出轴与外襟翼111通过轨道连接；外侧位置传感器108通过法兰盘固联于第四作动器107，外侧位置传感器108的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机123。
第二作动器104的右侧输入轴与内侧翼尖制动装置103的左侧输入轴通过花键固联、第二作动器104的输出轴与左侧内襟翼110通过轨道连接；内侧翼尖制动装置103的右侧输入轴与第一作动器102左侧输入轴通过花键固联；第一作动器102的输出轴与左侧内襟翼110通过轨道连接；内侧位置传感器101 通过法兰盘固联于第一作动器102，内侧位置传感器101的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机123。
右驱动***116与左驱动***113的构型相同。
当襟翼执行同步伸出或收回功能：外侧翼尖制动装置106、内侧翼尖制动装置103都处于解除制动状态，内侧制动模块117和外侧制动模块112都处于制动状态，襟缝翼控制计算机123用于控制第一电机114和第二电机115，第一电机114的输出扭矩和转速传递给齿轮箱118，第二电机115的输出扭矩和转速传递给齿轮箱118，齿轮箱118通过左端输出轴将综合后的扭矩和转速传递给第三作动器105和第四作动器107，同时通过右端输出轴将综合后的扭矩和转速传递给第一作动器102和第二作动器104，第三作动器105和第四作动器107通过轨道驱动左侧外襟翼111，第一作动器102和第二作动器104通过轨道驱动左侧内襟翼110，实现左侧外襟翼111和左侧内襟翼110的伸出或收回功能。外侧位置传感器108监测左侧外襟翼111的偏转角度，并将监测角度反馈给襟缝翼控制计算机123，内侧位置传感器101监测左侧内襟翼110的偏转角度，并将监测角度反馈给襟缝翼控制计算机123。
右侧襟翼121、122与左侧襟翼110、111的伸出或收回原理相同。
当左侧内襟翼110相对左侧外襟翼111执行差动功能时：内侧翼尖制动装置103和外侧制动模块112都处于解除制动状态，外侧翼尖制动装置106和内侧制动模块117处于制动状态。襟缝翼控制计算机123用于控制第一电机114 和第二电机115，第一电机114的输出扭矩和转速传递给齿轮箱118，第二电机 115的输出扭矩和转速传递给齿轮箱118，齿轮箱118通过右侧输出轴将综合后的扭矩和转速传递给第一作动器102和第二作动器104，第一作动器102和第二作动器104驱动左侧内襟翼110，实现左侧内襟翼110相对左侧外襟翼111的差动功能。外侧位置传感器108监测左侧外襟翼111的偏转角度，并将监测角度反馈给襟缝翼控制计算机123，内侧位置传感器101监测左侧内襟翼110 的偏转角度，并将监测角度反馈给襟缝翼控制计算机123。
当左侧外襟翼111相对左侧内襟翼110执行差动功能时：外侧翼尖制动装置106和内侧制动模块117都处于解除制动状态，内侧翼尖制动装置103和外侧制动模块112处于制动状态。襟缝翼控制计算机123用于控制第一电机114 和第二电机115，第一电机114的输出扭矩和转速传递给齿轮箱118，第二电机 115的输出扭矩和转速传递给齿轮箱118，齿轮箱118通过左侧输出轴将综合后的扭矩和转速传递给第三作动器105和第四作动器107，第三作动器105和第四作动器107驱动左侧外襟翼111，实现左侧外襟翼111相对左侧内襟翼110的差动功能。外侧位置传感器108监测左侧外襟翼111的偏转角度，并将监测角度反馈给襟缝翼控制计算机123，内侧位置传感器101监测内襟翼110的偏转角度，并将监测角度反馈给襟缝翼控制计算机123。
左侧外襟翼(111)和右侧外襟翼(122)同时差动可以实现副翼横滚操纵的功能。

Claims (8)

1.一种襟翼分布式驱动***，其特征在于，包括：左驱动***(113)、右驱动***(116)、襟缝翼控制计算机(123)，其中，左驱动***(113)和右驱动***(116)分别通过襟缝翼控制计算机(123)控制。
2.根据权利要求1所述的***，其特征在于，左驱动***和右驱动***均包括内侧位置传感器(101)、第一作动器(102)、内侧翼尖制动装置(103)、第二作动器(104)、第三作动器(105)、外侧翼尖制动装置(106)、第四作动器(107)、外侧位置传感器(108)、动力驱动装置(109)，其中，动力驱动装置(109)的左端输出轴与第三作动器(105)的右端输入轴通过花键固联、动力驱动装置(109)的右端输出轴与第二作动器(104)的左端输入轴通过花键固联、动力驱动装置(109)由襟缝翼控制计算机(123)控制；第三作动器(105)的左侧输入轴与外侧翼尖制动装置(106)的右侧输入轴通过花键固联、第三作动器(105)的输出轴与外襟翼(111)通过轨道连接；外侧翼尖制动装置(106)的左侧输入轴与第四作动器(107)右侧输入轴通过花键固联；第四作动器(107)的输出轴与外襟翼(111)通过轨道连接；外侧位置传感器(108)通过法兰盘和花键固联于第四作动器(107)，外侧位置传感器(108)的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机(123)；第二作动器(104)的右侧输入轴与内侧翼尖制动装置(103)的左侧输入轴通过花键固联、第二作动器(104)的输出轴与内襟翼通过轨道连接；内侧翼尖制动装置(103)的右侧输入轴与第一作动器(102)左侧输入轴通过花键固联；第一作动器(102)的输出轴与内襟翼通过轨道连接；内侧位置传感器(101)通过法兰盘和花键固联于第一作动器(102)，内侧位置传感器(101)的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机(123)。
3.根据权利要求2所述的***，其特征在于，在第三作动器(105)与外侧翼尖制动装置(106)之间还包括N个作动器，其中N为正整数，所述N个作动器串联并且输出轴与外襟翼通过轨道连接。
4.根据权利要求2所述的***，其特征在于，在第三作动器(105)与外侧翼尖制动装置(106)之间还包括N个作动器，其中N为正整数，所述N个作动器串联并且输出轴与内襟翼通过轨道连接。
5.根据权利要求1所述的***，其特征在于，左驱动***和右驱动***均包括内侧位置传感器(101)、第一作动器(102)、第二作动器(104)、第三作动器(105)、第四作动器(107)、外侧位置传感器(108)、动力驱动装置(109)，其中，第一作动器(102)、第二作动器(104)、第三作动器(105)、第四作动器(107)中均设置有无返回机构，
动力驱动装置(109)的左端输出轴与第三作动器(105)的右端输入轴通过花键固联、动力驱动装置(109)的右端输出轴与第二作动器(104)的左端输入轴通过花键固联、动力驱动装置(109)由襟缝翼控制计算机(123)控制；第三作动器(105)的左侧输入轴第四作动器(107)右侧输入轴通过花键固联，第三作动器(105)的输出轴与外襟翼(111)通过轨道连接；第四作动器(107)的输出轴与外襟翼(111)通过轨道连接；外侧位置传感器(108)通过法兰盘固联于第四作动器(107)，外侧位置传感器(108)的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机(123)；第二作动器(104)的右侧输入轴与第一作动器(102)左侧输入轴通过花键固联，第二作动器(104)的输出轴与内襟翼通过轨道连接；第一作动器(102)的输出轴与内襟翼通过轨道连接；内侧位置传感器(101)通过法兰盘固联于第一作动器(102)，内侧位置传感器(101)的位置信号反馈给襟缝翼控制计算机(123)。
6.根据权利要求2或5所述的***，其特征在于，在襟翼包括中部襟翼的情况下，左驱动***和右驱动***还均包括第五作动器和第六作动器，第五作动器和第六作动器串联在动力驱动装置的输出轴与第二做动器或者动力驱动装置的输出轴与第三作动器(105)之间，第五作动器和第六作动器的输出轴分别与中部襟翼通过轨道连接。
7.根据权利要求6所述的***，其特征在于，在襟翼包括中部襟翼的情况下，左驱动***和右驱动***还包括N个作动器，其中N为正整数，所述N个作动器串联并且输出轴与中部襟翼通过轨道连接。
8.根据权利要求2或5所述的***，其特征在于，动力驱动装置(109)包括第一电机(114)、第二电机(115)、齿轮箱(118)、外侧制动模块(112)和内侧制动模块(117)，其中第一电机(114)和齿轮箱(118)连接，第二电机(115)和齿轮箱(118)连接；齿轮箱(118)的左端与外侧制动模块(112)连接，齿轮箱(118)的右端与内侧制动模块(117)连接。
CN202010362850.1A 2020-04-30 2020-04-30 一种襟翼分布式驱动*** Pending CN111516857A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010362850.1A CN111516857A (zh) 2020-04-30 2020-04-30 一种襟翼分布式驱动***

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010362850.1A CN111516857A (zh) 2020-04-30 2020-04-30 一种襟翼分布式驱动***

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN111516857A true CN111516857A (zh) 2020-08-11

Family

ID=71908345

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010362850.1A Pending CN111516857A (zh) 2020-04-30 2020-04-30 一种襟翼分布式驱动***

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111516857A (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114261509A (zh) * 2021-12-30 2022-04-01 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种襟翼极限位置保护***及方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20040200928A1 (en) * 2003-04-14 2004-10-14 Arthur Degenholtz Actuator and flap arrangement with actuator interconnection
CN102046467A (zh) * 2008-05-05 2011-05-04 空中客车营运有限公司 用于调节飞机的襟翼的且具有带有固定的旋转轴的调节运动机构的容错作动***
CN103153791A (zh) * 2010-10-05 2013-06-12 空中客车德国运营有限责任公司 具有用于每个半翼的单独的驱动单元的飞行器用增升***
FR2997922A1 (fr) * 2012-11-14 2014-05-16 Liebherr Aerospace Gmbh Dispositif d'ajustement de volets de surfaces portantes d'aeronefs
US20150083852A1 (en) * 2013-09-24 2015-03-26 The Boeing Company Variable camber flap system and method

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20040200928A1 (en) * 2003-04-14 2004-10-14 Arthur Degenholtz Actuator and flap arrangement with actuator interconnection
CN102046467A (zh) * 2008-05-05 2011-05-04 空中客车营运有限公司 用于调节飞机的襟翼的且具有带有固定的旋转轴的调节运动机构的容错作动***
CN103153791A (zh) * 2010-10-05 2013-06-12 空中客车德国运营有限责任公司 具有用于每个半翼的单独的驱动单元的飞行器用增升***
FR2997922A1 (fr) * 2012-11-14 2014-05-16 Liebherr Aerospace Gmbh Dispositif d'ajustement de volets de surfaces portantes d'aeronefs
US20150083852A1 (en) * 2013-09-24 2015-03-26 The Boeing Company Variable camber flap system and method

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114261509A (zh) * 2021-12-30 2022-04-01 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种襟翼极限位置保护***及方法
CN114261509B (zh) * 2021-12-30 2024-05-17 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种襟翼极限位置保护***及方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2346851C2 (ru) Система щитков на крыле самолета с жестким крылом
US9682769B2 (en) High lift system for an aircraft with two separate drive units
US9193440B2 (en) Variable camber flap system and method
US7549605B2 (en) Electric flight control surface actuation system for aircraft flaps and slats
US8814085B2 (en) Fault-tolerant actuating system for adjusting flaps of an aircraft, comprising adjustment kinematics with a fixed pivot, and a method for monitoring an actuating system
EP3458358B1 (en) Apparatus and methods for actuating a double-slotted flap using a slave drive assembly
CN203666986U (zh) 一种飞行器
US11174006B2 (en) High-lift actuation system with clutch architecture
CN103723272A (zh) 飞行器和飞行时飞行器结构形态转换的方法
CN111196349B (zh) 具有集中内侧致动控制和独立外侧致动控制的高升力致动***
CN103395492A (zh) 一种无动力驱转旋翼的短距起降无人机
CN113232852B (zh) 一种用于倾转旋翼机机翼的传动机构
CN114987752B (zh) 一种用于倾转旋翼机的机翼及其倾转旋翼机和倾转方法
Recksiek Advanced high lift system architecture with distributed electrical flap actuation
CN111516857A (zh) 一种襟翼分布式驱动***
CN209795809U (zh) 一种轻型运动飞机的襟翼控制机构
CN113998103B (zh) 螺旋桨-旋翼复合构型的倾转旋翼机的工作方法
US20220073202A1 (en) Convertiplane and related control method
CN216401749U (zh) 螺旋桨-旋翼复合构型的倾转旋翼机
CN111017197A (zh) 一种飞机差动式方向舵伺服作动装置
CN111439370B (zh) 高升力***及襟翼控制方法
CN213354833U (zh) 一种倾转垂直起降固定翼飞行器
CN113443134A (zh) 升力桨叶可变体收放的机尾坐立式垂直起降飞行器
CN201220750Y (zh) 垂直起降飞机
CN111645849B (zh) 一种用于致动和控制飞行器机翼的可折叠翼梢的***和方法

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
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20200811

RJ01 Rejection of invention patent application after publication