專利名稱：一種水平尾翼調節(jié)機構的制作方法
技術領域：
本實用新型屬于航空結構技術領域，具體來說，是一種可減小水平尾翼調節(jié)機構的行程新型水平尾翼調節(jié)機構。
背景技術：
隨著我國民用大型飛機項目的上馬，為了能夠設計和制造出具有國際競爭力的民用大型飛機必須想盡一切辦法發(fā)揮創(chuàng)造力提高民機設計水平，而細節(jié)設計是民機設計水平重要體現，所以必須盡一切可能重視細節(jié)。對于亞音速飛機的水平尾翼設計，考慮的最嚴重狀態(tài)是起飛和著陸，因為放下襟翼飛機會產生較大的低頭力矩。為保證飛機著陸平衡和起飛抬前輪，水平尾翼必須偏到最大限度，為飛機提供足夠的抬頭力矩。因此，設計時只要水平尾翼的操縱效率能保證滿足飛機起飛和著陸的平衡要求，就會自動滿足在各種可能的升力系數下飛機的飛行平衡。據有關資料介紹，上世紀90年代以后，世界上有超過70%的干線客機都采用了安裝角可調式水平尾翼。相對于其它形式的水平尾翼，該形式平尾既可以滿足起飛和著陸階段的配平要求，又能夠減小配平阻力、平尾面積和重量。在這種安裝角可調式水平尾翼中的水平尾翼調節(jié)機構是用來保證飛機縱向平衡與穩(wěn)定性及實施對飛機縱向(俯仰)操縱的重要機構，其操縱效率和可靠性是影響飛機安全的主要因素，所以提高平尾中央翼盒的細節(jié)設計水平刻不容緩?，F有民用飛機普遍采用的安裝角可調式水平尾翼，可調安裝角的水平安定面通過固定在后部機身的后加強框上的螺旋制動器和樞軸與后部機身對接的。在后部機身1中安裝有水平尾翼調節(jié)機構2，由中央翼盒201、螺桿升降機202、作動機構203構成，如圖1所示，其中，螺桿升降機202、作動機構203均安裝在后部機身1中的前加強框101上，中央翼盒201的前梁接頭螺紋套接在螺桿升降機202中的螺桿上，中央翼盒201的后梁接頭套接在后部機身1的后加強框102上的樞軸103上。由此，作動機構203將動力傳遞到螺桿升降機202上，帶動螺桿升降機202中的螺桿轉動，由此通過螺桿的轉動使中央翼盒201的前梁接頭在螺桿上做升降運動，由此使整個中央翼盒201產生繞樞軸的轉動，從而帶動水平尾翼產生轉動。然而，該機構也存在一定的缺陷，那就是，中央翼盒與水平尾翼連接后，調節(jié)時整個結構將與后加強框產生干涉，為此在平尾與中央翼盒連接的地方，需要留一定的開口，但由于水平尾翼調節(jié)的角度非常小(一般在10°左右)，因此開口較小便可以滿足要求，不會影響整個水平尾翼和中央翼盒的強度。還有一種方法是將后加強框斷開，使中央翼盒從斷開處穿過，但在斷開處需要將結構加強。
發(fā)明內容為了解決上述問題，本實用新型提供一種新型水平尾翼調節(jié)機構，通過改變水平尾翼中央翼盒與樞軸間的水平位置，從而提高調節(jié)機構的操縱效率，減小功率消耗，同時改
3善平尾中央翼盒的受力情況，增加連接結構的安全性和可靠性。一種水平尾翼調節(jié)機構，位于后部機身內部，包括中央翼盒、螺桿升降機、作動機構、變速齒輪箱構成。其中，作動機構的機體端軸接在連接件上，連接件固定在前加強框上。 所述螺桿升降機由螺桿與升降件組成，升降件螺紋套接在螺桿上，升降件可在螺桿軸向上運動。作動機構的輸出端通過變速齒輪箱與螺桿升降機中的絲杠一端固連。中央翼盒的前梁接頭通過萬向接頭與螺桿升降機中的升降件固連。中央翼盒通過軸承套接在后部機身的后加強框上的樞軸上。由此，作動機構帶動變速齒輪箱運動，通過變速齒輪箱減速后，將動力傳遞到螺桿升降機中的螺桿，帶動螺桿轉動，由此通過螺桿的轉動使升降件在螺桿上進行升降運動，從而通過萬向接頭帶動中央翼盒的前梁接頭升降運動，使整個中央翼盒產生繞樞軸的轉動， 最終帶動水平尾翼產生轉動。本實用新型的優(yōu)點在于1、本實用新型調節(jié)機構中執(zhí)行電機行程減半，操縱效率明顯提高；2、本實用新型調節(jié)機構改善了中央翼盒和后部機身兩個加強框的受力，從而減輕調節(jié)機構的重量，也就減輕了整個飛機的重量，提高飛機的安全性和可靠性；3、本實用新型調節(jié)機構由于執(zhí)行機構行程的減小以及翼盒與后部機身兩個加強框受力的改善，使得作動機構所消耗的能量減小。

圖1為現有安裝角可調式水平尾翼中普遍采用的平尾中央翼盒調節(jié)機構連接安裝側視示意圖；圖2為本實用新型水平尾翼調節(jié)機構連接安裝側視示意圖；圖3為本實用新型中水平尾翼調節(jié)機構連接結構圖；圖4為現有平尾中央翼盒與本實用新型中中央翼盒運動軌跡對比示意圖。圖中1-后部機身101-前加強框 102-后加強框 103-樞軸2-水平尾翼調節(jié)機構 201-中央翼盒 202-螺桿升降機 203-作動機構204-變速齒輪箱構成 205-連接件 201a_萬向接頭 202a_螺桿202b-升降件
具體實施方式
以下結合附圖來對本實用新型作進一步說明。本實用新型一種新型水平尾翼調節(jié)機構，如圖2、圖3所示位于后部機身1內部， 包括中央翼盒201、螺桿升降機202、作動機構203、變速齒輪箱構成204，螺桿升降機202、 作動機構203與變速齒輪箱204均安裝在后部機身1內的前加強框101上。其中，作動機構203為電動馬達、舵機或液壓作動筒，作動機構203的機體端軸接在連接件205上，連接件205固定在前加強框101上，通過連接件205實現作動機構203與前加強框101間的相對定位。所述螺桿升降機202由螺桿20 與升降件202b組成，升降件202b螺紋套接在螺桿20 上，升降件202b可在螺桿20 軸向上運動。作動機構203的輸出端通過變速齒輪
4箱204與螺桿升降機202b中的螺桿20 —端固連。中央翼盒201的前梁接頭通過萬向接頭201a與螺桿升降機202中的升降件202b固連。中央翼盒201通過軸承套接在后部機身 1的后加強框102上的樞軸103上，樞軸103的軸線在中央翼盒201相對側面的中心位置。 由此，作動機構203帶動變速齒輪箱204運動，通過變速齒輪箱204減速后，將動力傳遞到螺桿升降機中202的螺桿20 ，帶動螺桿20 轉動，由此通過螺桿20 的轉動使升降件 202b在螺桿20 上進行升降運動，從而通過萬向接頭201a帶動中央翼盒201的前梁接頭升降運動，使整個中央翼盒201產生繞樞軸103的轉動，最終帶動水平尾翼產生轉動。由于中央翼盒201套接在樞軸103上。如圖4所示，設0點為現有平尾中央翼盒的轉動樞軸，A為升降螺桿機構和中央翼盒的連接點，則AO為其運動半徑；設中央翼盒調節(jié)了角度α到達BO位置，則現有平尾中央翼的運動距離為弧AB的長度。而在本實用新型中，設中央翼盒201的樞軸同樣為0點，螺桿升降機的作用點為C點，可知中央翼盒201運動半徑為C0，并且，AO應為CO長度的2倍； 若將中央翼盒201調節(jié)相同的角度α到達D點，則弧CD的長度為中央翼盒201運動的距離，且弧CD的長度應為弧AB的長度的一半。因此，當本實用新型中中央翼盒201和現有平尾中央翼盒調節(jié)相同的角度時，本實用新型中央翼盒201的運動距離為普通中央翼盒運動距離的一半。另外設現有平尾中央翼盒中充滿燃油，則現有普通中央翼盒的重心位于C點，而本實用新型中中央翼盒201的重心位于0點。當調節(jié)機構運動角度α后，現有普通中央翼盒的重心到達D點，而本實新型中中央翼盒201的重心仍位于0點。綜上可知，當水平尾翼需要偏轉相同的角度時，本實用新型調節(jié)機構中的作動機構203僅需運動現有調節(jié)機構中作動機構203行程的一半，便可達到相同的調節(jié)效果，因此，將大大提高水平尾翼的操縱效率。由傳力分析可知，水平尾翼所受到的力和力矩都將通過中央翼盒201傳到前加強框101與后加強框102上去，因此本實用新型的調節(jié)機構可以優(yōu)化后部機身1前加強框101與后加強框102中央翼盒201的受力，從而可以減輕結構重量，提高飛機的安全性和可靠性。另外，現代飛機為了增大航程，通常在中央翼盒201處布置油箱，以充分利用空間；但同時中央翼盒201在運動時帶動油箱運動將產生巨大的能量浪費，而本實用新型中央翼盒201可以最大限度地減小這種能量浪費，從而降低油耗。
權利要求1.一種水平尾翼調節(jié)機構，位于后部機身內部，其特征在于包括中央翼盒、螺桿升降機、作動機構、變速齒輪箱構成；其中，作動機構的機體端軸接在連接件上，連接件固定在前加強框上；作動機構的輸出端通過變速齒輪箱與螺桿升降機中的螺桿一端固連；中央翼盒的前梁接頭通過萬向接頭與螺桿升降機中的升降件固連；中央翼盒通過軸承套接在后部機身的后加強框上的樞軸上。
2.如權利要求1所述一種水平尾翼調節(jié)機構，其特征在于所述作動機構為電動馬達、 舵機或液壓作動筒。
3.如權利要求1所述一種水平尾翼調節(jié)機構，其特征在于所述樞軸的軸線在中央翼盒相對側面的中心位置。
專利摘要本實用新型一種水平尾翼調節(jié)機構，位于后部機身內部，包括中央翼盒、螺桿升降機、作動機構、變速齒輪箱構成。其中，作動機構的機體端軸接在連接件上，連接件固定在前加強框上。作動機構的輸出端通過變速齒輪箱與螺桿升降機中的螺桿一端固連。中央翼盒的前梁接頭通過萬向接頭與螺桿升降機中的升降件固連。中央翼盒通過軸承套接在后部機身的后加強框上的樞軸上。本實用新型的優(yōu)點在于通過執(zhí)行電機行程減半，使得作動機構所消耗的能量減小，操縱效率明顯提高；改善了中央翼盒和后部機身兩個加強框的受力，從而減輕調節(jié)機構的重量，也就減輕了整個飛機的重量，提高飛機的安全性和可靠性。
文檔編號B64C13/24GK202213713SQ201120328000
公開日2012年5月9日 申請日期2011年9月2日 優(yōu)先權日2011年9月2日
發(fā)明者何景武, 劉沛清, 屈秋林, 徐鵬, 田云 申請人:北京航空航天大學