CN114194381B - 一种大型飞机襟翼作动***三级扭矩保护装置 - Google Patents

一种大型飞机襟翼作动***三级扭矩保护装置 Download PDF

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Abstract

本申请属于飞机机械传动设计领域，特别涉及一种大型飞机襟翼作动***三级扭矩保护装置。包括：单边扭矩限制装置的第一端通过扭力杆与襟翼作动***连接，第二端通过扭力杆与动力驱动装置连接，第三端通过襟翼作动线系与襟翼连接；襟翼作动线系包括第一襟翼作动线系段、第二襟翼作动线系段以及滚珠螺旋丝杠机构。动力驱动装置、单边扭矩限制装置以及第二变角减速器中均设置了扭矩限制装置。本申请限制了卡滞时襟翼作动***各段承受的最大扭矩，以较小的重量代价实现了动力驱动装置的堵转扭矩与作动***、结构强度设计的匹配，保证了襟翼作动***既能承受来自襟翼舵面的最大气动载荷，又能承受卡滞时的故障载荷，且不发生永久变形。

Description

一种大型飞机襟翼作动***三级扭矩保护装置
技术领域
本申请属于飞机机械传动设计领域，特别涉及一种大型飞机襟翼作动***三级扭矩保护装置。
背景技术
在大型飞机设计中，襟翼作动***由动力驱动装置输出扭矩和转速，扭矩和转速经作动线系传递，驱动丝杠作动器运动，带动襟翼沿设定的轨迹偏转。襟翼作动***一旦出现卡滞，来自动力驱动装置的堵转扭矩(为额定工作载荷的数倍)将作用于该卡滞点，堵转扭矩远大于作动***的额定工作扭矩。襟翼作动***及襟翼运动机构若按卡滞故障载荷进行安全裕度设计，飞机必将付出巨大的重量代价；若按额定工作载荷进行安全裕度设计，则会面临***卡滞时承受过载被损坏的风险，威胁飞行安全。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供了一种大型飞机襟翼作动***三级扭矩保护装置，以解决现有技术存在的至少一个问题。
本申请的技术方案是：
一种大型飞机襟翼作动***三级扭矩保护装置，包括：
动力驱动装置；
单边扭矩限制装置，所述单边扭矩限制装置的第一端通过扭力杆与襟翼作动***连接，第二端通过扭力杆与所述动力驱动装置连接，第三端通过襟翼作动线系与襟翼连接；
所述襟翼作动线系包括第一襟翼作动线系段、第二襟翼作动线系段以及滚珠螺旋丝杠机构，其中，
所述第一襟翼作动线系段的一端通过扭力杆与所述单边扭矩限制装置连接，所述第一襟翼作动线系段包括多个第一变角减速器，相邻所述第一变角减速器之间通过扭力杆连接；
所述第二襟翼作动线系段的一端通过扭力杆与所述第一襟翼作动线系段的另一端连接，所述第二襟翼作动线系段包括多个第二变角减速器，相邻所述第二变角减速器之间通过多个扭力杆连接，且相邻两个扭力杆之间通过导向支座连接；
所述滚珠螺旋丝杠机构的一端与第二变角减速器连接，另一端与襟翼连接，通过所述襟翼作动线系驱动滚珠螺旋丝杠机构的丝杠作动器运动，带动襟翼沿设定的轨迹偏转；
所述动力驱动装置、所述单边扭矩限制装置以及所述第二变角减速器中均设置了扭矩限制装置。
在本申请的至少一个实施例中，所述第一变角减速器包括两个。
在本申请的至少一个实施例中，所述第二变角减速器为下吊式变角减速器。
在本申请的至少一个实施例中，所述襟翼包括内襟翼和外襟翼，所述第二襟翼作动线系段包括内襟翼作动线系段以及外襟翼作动线系段，其中，
所述内襟翼作动线系段包括两个所述第二变角减速器，两个所述第二变角减速器之间通过4个扭力杆连接，相邻两个扭力杆之间通过导向支座连接；
所述外襟翼作动线系段包括两个所述第二变角减速器，两个所述第二变角减速器之间通过4个扭力杆连接，相邻两个扭力杆之间通过导向支座连接。
在本申请的至少一个实施例中，所述外襟翼作动线系段上最外侧的两个扭力杆之间通过防收制动装置连接。
在本申请的至少一个实施例中，所述第二变角减速器中设置有制动状态指示销，用于指示其扭矩限制功能是否启用。
在本申请的至少一个实施例中，所述第二变角减速器的制动状态指示销启动后，通过手动反转襟翼作动***的传动轴，恢复解制动状态，手动复位状态指示销。
在本申请的至少一个实施例中，所述单边扭矩限制装置中设置有制动状态指示销，用于指示其扭矩限制功能是否启用。
在本申请的至少一个实施例中，所述单边扭矩限制装置的制动状态指示销启动后，通过手动反转襟翼作动***的传动轴，恢复解制动状态，手动复位状态指示销。
发明至少存在以下有益技术效果：
本申请的大型飞机襟翼作动***三级扭矩保护装置，限制了卡滞时襟翼作动***各段承受的最大扭矩，以较小的重量代价实现了动力驱动装置的堵转扭矩与作动***、结构强度设计的匹配，保证了襟翼作动***既能承受来自襟翼舵面的最大气动载荷，又能承受卡滞时的故障载荷，且不发生永久变形。
附图说明
图1是本申请一个实施方式的大型飞机襟翼作动***三级扭矩保护装置示意图。
其中：
1-动力驱动装置、2-第一扭力杆、3-第二扭力杆、4-单边扭矩限制装置、5-第三扭力杆、6-第一变角减速器I、7-第四扭力杆、8-第一变角减速器II、9-第五扭力杆、10-第二变角减速器I、11-第六扭力杆、12-第一导向支座、13-第七扭力杆、14-第二导向支座、15-第八扭力杆、16-第三导向支座、17-第九扭力杆、18-第二变角减速器II、19-第十扭力杆、20-第四导向支座、21-第十一扭力杆、22-第二变角减速器III、23-第十二扭力杆、24-第五导向支座、25-第十三扭力杆、26-第六导向支座、27-第十四扭力杆、28-防收制动装置、29-第十五扭力杆、30-第二变角减速器IV、31-滚珠螺旋丝杠机构I、32-滚珠螺旋丝杠机构II、33-滚珠螺旋丝杠机构III、34-滚珠螺旋丝杠机构IV；35-内襟翼、36-外襟翼。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。
下面结合附图1对本申请做进一步详细说明。
本申请提供了一种大型飞机襟翼作动***三级扭矩保护装置，包括：动力驱动装置1、单边扭矩限制装置4以及襟翼作动线系。
具体的，如图1所示，单边扭矩限制装置4的第一端通过第二扭力杆3与襟翼作动***连接，第二端通过第一扭力杆2与动力驱动装置1连接，第三端通过襟翼作动线系与襟翼连接；襟翼作动线系包括第一襟翼作动线系段、第二襟翼作动线系段以及滚珠螺旋丝杠机构。
其中，第一襟翼作动线系段的一端通过扭力杆与单边扭矩限制装置4连接，第一襟翼作动线系段包括多个第一变角减速器，相邻第一变角减速器之间通过扭力杆连接；第二襟翼作动线系段的一端通过扭力杆与第一襟翼作动线系段的另一端连接，第二襟翼作动线系段包括多个第二变角减速器，相邻第二变角减速器之间通过多个扭力杆连接，且相邻两个扭力杆之间通过导向支座连接；滚珠螺旋丝杠机构的一端与第二变角减速器连接，另一端与襟翼连接，通过襟翼作动线系驱动滚珠螺旋丝杠机构的丝杠作动器运动，带动襟翼沿设定的轨迹偏转。动力驱动装置1、单边扭矩限制装置4以及第二变角减速器中均设置了扭矩限制装置。
本申请的大型飞机襟翼作动***三级扭矩保护装置，襟翼作动***由动力驱动装置1输出扭矩和转速，扭矩和转速经襟翼作动线系传递，驱动丝杠作动器运动，带动襟翼沿设定的轨迹偏转。襟翼作动***一旦出现卡滞，来自动力驱动装置1的堵转扭矩将作用于该卡滞点。襟翼作动***及襟翼运动机构若按卡滞故障载荷进行强度设计，飞机将付出巨大的重量代价；若按额定工作载荷进行强度设计，则会面临***卡滞时作动***承受过载被损坏的风险。本申请中大型飞机襟翼作动***采用三级扭矩保护技术，限制了作动***各段向下级输出的最大扭矩，以较小重量代价，实现了动力驱动装置的堵转扭矩与作动***、结构强度设计的匹配。其中，第一级扭矩保护技术应用于第二变角减速器中的扭矩限制装置，其制动门限为其额定工作扭矩的1.25～1.5倍；第二级扭矩保护技术应用于单边扭矩限制装置4中的扭矩限制装置，其制动门限值设为(1～1.25)×1/2(动力驱动装置打滑扭矩门限值)；第三级扭矩保护技术应用于动力驱动装置1中的过载打滑保护装置，打滑门限为额定扭矩的1.3～1.6倍。作动***一旦出现卡滞，就会触发卡滞点的前级扭矩保护装置，直至触发动力驱动装置的打滑功能，打滑持续1s，动力驱动装置制动，将襟翼保持在当前位置，动力驱动装置打滑功能一旦触发，中央维护***会综合信息后报出故障信息。
在本申请的一个优选实施例中，第一变角减速器包括两个，第一变角减速器I6以及第一变角减速器II8，第一变角减速器I6与第一变角减速器II8通过第四扭力杆7连接，第一变角减速器I6通过第三扭力杆5与单边扭矩限制装置4的第三端连接，第一变角减速器II8通过第五扭力杆9与第二变角减速器I10连接。
在本申请的一个优选实施例中，第二变角减速器为下吊式变角减速器。
本申请的大型飞机襟翼作动***三级扭矩保护装置，襟翼包括内襟翼35和外襟翼36，第二襟翼作动线系段包括内襟翼作动线系段以及外襟翼作动线系段，其中，内襟翼作动线系段包括两个第二变角减速器(第二变角减速器I10、第二变角减速器II18)，两个第二变角减速器之间通过4个扭力杆连接(第六扭力杆11、第七扭力杆13、第八扭力杆15、第九扭力杆17)，相邻两个扭力杆之间通过导向支座(第一导向支座12、第二导向支座14、第三导向支座16)连接。本实施例中，滚珠螺旋丝杠机构IV34与第二变角减速器II10连接，滚珠螺旋丝杠机构III33与第二变角减速器II18连接，通过滚珠螺旋丝杠机构IV34以及滚珠螺旋丝杠机构III33连接内襟翼35。外襟翼作动线系段包括两个第二变角减速器(第二变角减速器III22、第二变角减速器IV30)，两个第二变角减速器之间通过4个扭力杆连接(第十二扭力杆23、第十三扭力杆25、第十四扭力杆27、第十五扭力杆29)，相邻两个扭力杆之间通过导向支座连接(第五导向支座24、第六导向支座26)，其中，外襟翼作动线系段上最外侧的两个扭力杆之间通过防收制动装置28连接。本实施例中，滚珠螺旋丝杠机构II32与第二变角减速器III22连接，滚珠螺旋丝杠机构I31与第二变角减速器IV30连接，通过滚珠螺旋丝杠机构II32以及滚珠螺旋丝杠机构I31连接外襟翼36。
在本申请的优选实施例中，第二变角减速器中设置有制动状态指示销，用于指示其扭矩限制功能是否启用，第二变角减速器的制动状态指示销启动后，通过手动反转襟翼作动***的传动轴，恢复解制动状态，手动复位状态指示销。本实施例中，单边扭矩限制装置4中设置有制动状态指示销，用于指示其扭矩限制功能是否启用，单边扭矩限制装置4的制动状态指示销启动后，通过手动反转襟翼作动***的传动轴，恢复解制动状态，手动复位状态指示销。
在本申请的一个实施方式中，以滚珠螺旋丝杠机构卡滞为例，阐述三级扭矩保护技术的具体应用。襟翼作动***在运动过程中，若滚珠螺旋丝杠机构发生卡滞，则出现“下吊式变角减速器制动——单边扭矩限制装置制动——动力驱动装置打滑”的连续过程，即：滚珠螺旋丝杠机构卡滞后，***扭矩继续增加至下吊式变角减速器的制动门限，扭矩限制装置制动，***扭矩继续增加至1/2(动力驱动装置打滑力矩门限值)致使单边扭矩限制装置制动功能启动，继而动力驱动装置打滑，当打滑持续时间≥1s，动力驱动装置关闭驱动，动力驱动装置和防收制动装置将襟翼保持当前位置。
本申请的大型飞机襟翼作动***三级扭矩保护装置，大型飞机襟翼作动***三级扭矩保护技术限制了作动***各级向下输出的最大扭矩，保证了作动***卡滞时动力驱动装置的堵转扭矩不会传递至作动***各部件上，以较小的重量代价实现了动力驱动装置的堵转扭矩与作动***、结构强度设计的匹配，保证了襟翼作动***既能承受来自襟翼舵面的最大气动载荷，又能承受卡滞时的故障载荷，且不发生永久变形。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (9)

1.一种大型飞机襟翼作动***三级扭矩保护装置，其特征在于，包括：
动力驱动装置(1)；
单边扭矩限制装置(4)，所述单边扭矩限制装置(4)的第一端通过扭力杆与襟翼作动***连接，第二端通过扭力杆与所述动力驱动装置(1)连接，第三端通过襟翼作动线系与襟翼连接；
所述襟翼作动线系包括第一襟翼作动线系段、第二襟翼作动线系段以及滚珠螺旋丝杠机构，其中，
所述第一襟翼作动线系段的一端通过扭力杆与所述单边扭矩限制装置(4)连接，所述第一襟翼作动线系段包括多个第一变角减速器，相邻所述第一变角减速器之间通过扭力杆连接；
所述第二襟翼作动线系段的一端通过扭力杆与所述第一襟翼作动线系段的另一端连接，所述第二襟翼作动线系段包括多个第二变角减速器，相邻所述第二变角减速器之间通过多个扭力杆连接，且相邻两个扭力杆之间通过导向支座连接；
所述滚珠螺旋丝杠机构的一端与第二变角减速器连接，另一端与襟翼连接，通过所述襟翼作动线系驱动滚珠螺旋丝杠机构的丝杠作动器运动，带动襟翼沿设定的轨迹偏转；
所述动力驱动装置(1)、所述单边扭矩限制装置(4)以及所述第二变角减速器中均设置了扭矩限制装置。
2.根据权利要求1所述的大型飞机襟翼作动***三级扭矩保护装置，其特征在于，所述第一变角减速器包括两个。
3.根据权利要求1所述的大型飞机襟翼作动***三级扭矩保护装置，其特征在于，所述第二变角减速器为下吊式变角减速器。
4.根据权利要求1所述的大型飞机襟翼作动***三级扭矩保护装置，其特征在于，所述襟翼包括内襟翼(35)和外襟翼(36)，所述第二襟翼作动线系段包括内襟翼作动线系段以及外襟翼作动线系段，其中，
所述内襟翼作动线系段包括两个所述第二变角减速器，两个所述第二变角减速器之间通过4个扭力杆连接，相邻两个扭力杆之间通过导向支座连接；
所述外襟翼作动线系段包括两个所述第二变角减速器，两个所述第二变角减速器之间通过4个扭力杆连接，相邻两个扭力杆之间通过导向支座连接。
5.根据权利要求4所述的大型飞机襟翼作动***三级扭矩保护装置，其特征在于，所述外襟翼作动线系段上最外侧的两个扭力杆之间通过防收制动装置(28)连接。
6.根据权利要求1所述的大型飞机襟翼作动***三级扭矩保护装置，其特征在于，所述第二变角减速器中设置有制动状态指示销，用于指示其扭矩限制功能是否启用。
7.根据权利要求6所述的大型飞机襟翼作动***三级扭矩保护装置，其特征在于，所述第二变角减速器的制动状态指示销启动后，通过手动反转襟翼作动***的传动轴，恢复解制动状态，手动复位状态指示销。
8.根据权利要求1所述的大型飞机襟翼作动***三级扭矩保护装置，其特征在于，所述单边扭矩限制装置(4)中设置有制动状态指示销，用于指示其扭矩限制功能是否启用。
9.根据权利要求8所述的大型飞机襟翼作动***三级扭矩保护装置，其特征在于，所述单边扭矩限制装置(4)的制动状态指示销启动后，通过手动反转襟翼作动***的传动轴，恢复解制动状态，手动复位状态指示销。
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