一种襟翼驱动机构的设计方法及襟翼驱动机构

摘要

本发明涉及飞行控制领域，具体涉及一种襟翼驱动机构的设计方法及襟翼驱动机构，以解决飞机襟翼在大载荷和大角度偏转时驱动机构使用效率低的问题。本发明的襟翼驱动机构的设计方法中，在万向联轴器初始状态基础上，将从动轴绕其铰点沿逆时针方向转动一个预定角度，并将万向联轴器此时的状态作为待设计的初始状态，能够在驱动襟翼转动相同角度情况下降低万向联轴器的效率损耗，大幅提高传动机构效率；同时在襟翼驱动机构驱动外载不变的前提下，降低驱动机构设计载荷，减轻驱动机构的设计重量，提高驱动机构可靠性，原理简单实用，实现方便。

说明书

技术领域

本发明涉及飞行控制领域，具体涉及一种襟翼驱动机构的设计方法及襟 翼驱动机构。

背景技术

襟翼驱动机构是襟翼运动的执行机构，现有的襟翼驱动机构中，通过襟 翼驱动机构中螺母在丝杠轴向移动，来推动襟翼绕襟翼转轴偏转，同时，丝 杠与万向联轴器的从动轴也绕其铰接偏转。随着丝杠偏转角度的逐渐增大， 丝杠受到的轴向载荷也将增大，但机构的传递效率将随之降低。现有的襟翼 驱动机构只适用于小载荷和小角度(此时的小角度是可以根据人为定义：襟 翼最大角度时万向联轴器的主动轴轴线与丝杠的轴线具有一最终角度；例如 小于10°为小角度，超过则为大角度)偏转方式；当偏转至大角度且受到大 载荷时，机构的传递效率将大大降低；另外，为了满足大载荷和大角度情况 下机构的抗载荷能力，还必须增加机构的设计载荷，使得机构的设计重量会 增加，可靠性也会降低。

发明内容

本发明的目的是提供一种襟翼驱动机构的设计方法及襟翼驱动机构，以 解决飞机襟翼在大载荷和大角度偏转时驱动机构使用效率低的问题。

本发明的技术方案是：

一种襟翼驱动机构的设计方法，包括：

步骤一、当襟翼处于未作动状态，且万向联轴器的主动轴轴线与丝杠的 轴线重合时，定义为第一初始状态；

步骤二、所述襟翼转动一个最大设定角度，所述丝杠带动所述万向联轴 器的从动轴跟随所述襟翼转动所述最大设定角度，所述万向联轴器的主动轴 轴线与所述丝杠的轴线之间具有所述最大设定角度，定义为第一最终状态；

步骤三、使得所述襟翼恢复所述未作动状态，控制所述丝杠在所述第一 初始状态的基础上，带动所述万向联轴器的从动轴绕其铰点沿逆时针方向转 动一个预定角度，定义为第二初始状态，且所述预定角度小于所述最大设定 角度；

步骤四、所述丝杠在所述第二初始状态的基础上，带动所述万向联轴器 的从动轴绕其铰点沿顺时针方向转动所述最大预定角度，定义为第二最终状 态，此时所述主动轴轴线与所述丝杠的轴线具有第二最终角度；

步骤五、将所述第二初始状态作为预设计的襟翼驱动机构的初始状态， 将所述第二最终状态作为所述预设计的襟翼驱动机构最终状态，从而得到所 述预设计的襟翼驱动机构。

可选地，所述最大设定角度等于所述预定角度与所述第二最终角度之和。

可选地所述预定角度为10.5°，所述第二最终角度为7°。

本发明还提供了一种襟翼驱动机构，包括：

齿轮箱，用于传递动力；

万向联轴器，包括主动轴和从动轴，所述主动轴与齿轮箱连接；

丝杠机构，包括丝杠和螺母，所述丝杠的一端与所述万向联轴器的从动 轴固定连接，所述螺母与襟翼连接，通过所述螺母在所述丝杠上移动以推动 所述襟翼转动；

另外，当所述襟翼处于未作动状态时，所述万向联轴器的主动轴轴线与 所述丝杠的轴线具有一预定角度；

当所述襟翼转动至最大角度时，所述万向联轴器的主动轴轴线与所述丝 杠的轴线具有一最终角度。

可选地，所述预定角度为10.5°，所述最终角度为7°。

本发明的有益效果：

本发明的襟翼驱动机构的设计方法及襟翼驱动机构，在万向联轴器初始 状态基础上，将从动轴绕其铰点沿逆时针方向转动一个预定角度，并将万向 联轴器此时的状态作为待设计的初始状态，能够在驱动襟翼转动相同角度情 况下降到万向联轴器的效率损耗，大幅提高传动机构效率；同时在襟翼驱动 机构驱动外载不变的前提下，降低传动机构设计载荷，减轻传动机构的设计 重量，提高机构可靠性，原理简单实用，实现方便。

附图说明

图1是本发明襟翼驱动机构的调整示意图；

图2是恒载下万向联轴器使用角度效率曲线。

具体实施方式

这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的 描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的 要素。

如图1至图2所示，本发明提供的一种襟翼驱动机构的设计方法，其特 征在于，包括：

步骤一、当襟翼(未示出)处于未作动状态，且万向联轴器2的主动轴 轴线与丝杠31的轴线重合时，定义万向联轴器2与丝杠31在此相对位置关 系下的状态为第一初始状态。

步骤二、襟翼转动一个最大设定角度(通常是规定的)，丝杠31带动万 向联轴器2的从动轴跟随襟翼转动上述最大设定角度，万向联轴器2的主动 轴轴线与丝杠31的轴线之间具有上述最大设定角度，定义万向联轴器2与丝 杠31在此相对位置关系下的状态为第一最终状态。

步骤三、使得襟翼恢复未作动状态，控制丝杠在第一初始状态的基础上， 带动万向联轴器的从动轴绕其铰点沿逆时针方向转动一个预定角度，定义万 向联轴器2与丝杠31在此相对位置关系下的状态为第二初始状态，且预定角 度小于最大设定角度。

步骤四、丝杠在第二初始状态的基础上，带动万向联轴器的从动轴绕其 铰点沿顺时针方向转动最大预定角度，定义万向联轴器2与丝杠31在此相对 位置关系下的状态为第二最终状态，此时主动轴轴线与丝杠的轴线具有第二 最终角度。

步骤五、将第二初始状态作为预设计的襟翼驱动机构(即万向联轴器2 与丝杠31在此相对位置关系)的初始状态，将第二最终状态作为预设计的襟 翼驱动机构最终状态，从而得到预设计的襟翼驱动机构。

进一步，最大设定角度基本上等于预定角度与第二最终角度之和；具体 地，预定角度为10.5°，第二最终角度为7°。其中，当丝杠31跟随从动轴 转动最大设定角度时，襟翼本身转动了41°。

本发明的襟翼驱动机构的设计方法中，在万向联轴器初始状态(第一初 始状态)基础上，将其从动轴绕其铰点沿逆时针方向转动一个预定角度，并 作为待设计的襟翼驱动机构的新的初始状态。本发明在在驱动襟翼转动到上 述41°状态时，主动轴轴线与丝杠31的轴线的第二最终角度才7°，而未改 进之前的襟翼驱动机构要转动至17.5°，此时万向联轴器2的效率损耗巨大， 如图2；因此，本发明能够在驱动襟翼转动相同角度情况下降低万向联轴器的 效率损耗，大幅提高传动机构效率(大载荷下一般能提高40％的工作效率)。 同时，在降低机构的设计载荷情况下，也能承受第一状态的襟翼驱动载荷， 从而达到降低传动机构设计载荷，减轻传动机构的设计重量，提高机构可靠 性，原理简单实用，实现方便。

进一步，本发明的襟翼驱动机构的设计方法如下：

第一步、确定参数：

丝杠机构上的载荷：F；

万向联轴器的转速：w；

襟翼偏转的切向速度：v；

齿轮箱的输出扭矩：T；

丝杠机构的导程：a；

万向联轴器的效率:η₁；

丝杠机构的效率：η₂；

万向联轴器的使用角度：θ。

第二步：确定各参数之间的关

T×w×η₁×η₂＝F×v→T×η₁×η₂×2π＝F×a…………(1)。

第三步、已知参数分析：

襟翼运动载荷F和襟翼的运动速度，丝杠机构在驱动机构设计时都是已 知条件。因此式(1)中齿轮箱的输出扭矩T与万向联轴器2效率有直接关系。 万向联轴器2的效率η₁并不是一个恒定值，与万向联轴器2的受到的轴向载 荷F和使用角度θ有密切关系，如图2是万向联轴器2与使用角度θ的关系。

第四步、襟翼驱动机构的设计：

根据实际襟翼驱动机构在飞机上的布置情况和试验情况，给出襟翼驱动 机构初始位置预制的角度θ(预定角度)，在结合式(1)调整襟翼驱动机构的 设计载荷T，最后根据此载荷设计襟翼驱动机构(丝杠机构的载荷应根据F 设计)。

下面再以一飞机上的具体设计实例如下：

将齿轮箱2主动轴轴线和丝杠31的轴线在襟翼偏转过程中夹角范围由 0～17.8°调整为(-10.5°～+7°)，即初始安装时丝杠31的轴线与齿轮箱2 主动轴轴线夹角为10.5°，襟翼转动41°时，丝杠31的轴线与齿轮箱2主动 轴轴线夹角为7°。

将万向联轴器2的使用角度调整到-10.5°～7°，参照图2所示，万向联 轴器2的效率在小载荷时(襟翼处于0°位置，丝杠31处于-10.5°时)为0.75， 大载荷时(襟翼41°，丝杠31处于7°时)0.85，与原效率相比提高约在50％ 以上。

本发明还提供了一种襟翼驱动机构，包括齿轮箱1、万向联轴器2以及丝 杠机构3。

齿轮箱1用于传递动力。

万向联轴器2包括主动轴和从动轴，主动轴与齿轮箱1连接。

丝杠机构3包括丝杠31和螺母32，丝杠31的一端与万向联轴器2的从 动轴固定连接，螺母32与襟翼连接；通过螺母32在丝杠31上滑动以带动襟 翼转动，螺母32与襟翼的具体连接方式不再赘述。

进一步，当襟翼处于未作动状态时，万向联轴器2的主动轴轴线与丝杠 31的轴线具有一预定角度。当襟翼转动至最大角度时，万向联轴器2的主动 轴轴线与丝杠31的轴线具有一最终角度。预定角度为10.5°，最终角度为7°

同样，本发明的襟翼驱动机构能够降低万向联轴器偏转大角度且受到大 载荷时的效率损耗，大幅提高传动机构效率；还能减轻传动机构的设计重量， 提高机构可靠性，原理简单实用，实现方便。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明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发明揭露的技术范围内，可轻易 想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保 护范围应以所述权利要求的保护范围为准。