手控高度档位的速度自适应机翼变后掠机构及控制方法

摘要

一种手控高度档位的速度自适应机翼变后掠机构及控制方法，固定导杆位于壳体内的中心。滚动导套套装在该固定导杆上，活动导杆套装在滚动导套上。活动导杆工作段的外圆周表面上套装有大弹簧、小弹簧、弹簧座和小弹簧调整螺套。本发明以飞行过程中作用在机翼上的飞行阻力为改变机翼后掠角度的驱动能源，通过飞行阻力控制该机构运动，进而控制后掠角度，实现飞行速度与后掠角的对应关系；同时，根据飞行高度不同手动选择速度自适应变后掠翼结构的不同档位，实现不同飞行高度下，飞行速度与后掠角的对应关系。本发明具有结构重量轻和可靠性高的特点。

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器设计领域，具体是一种手控高度档位的速度自适应机翼变后掠机构。

背景技术

采用变后掠机翼的飞机因能较好的兼顾飞机低速飞行和高速飞行的气动要求，一直是一种重要的飞机设计结构，如美国的F-14、F-111、B-1B、前苏联的米格-23等。这些飞机的变后掠翼方案多采用电控液压驱动方式完成，即根据飞行速度和高度的要求，由控制计算机发出控制指令，由液压伺服装置完成机翼后掠角度的驱动控制。在这些飞机中，由于机翼后掠角度变化的需要，结构上设置了较为沉重而复杂的的变速传动装置，同时又需要液压机构驱动变后掠机翼运动，使得飞机增重较多。

由于变后掠翼飞机的优点突出，因此，变后掠机翼结构研究一直飞机设计的研究热点。如西北工业大学张炜等人申请的“一种伸缩式变形机翼传动机构”(公开号CN101857084A)设计了由电动机构驱动减速机构实现机翼后掠角度的变化。再如哈尔滨工业大学冷劲松等人申报的专利(公开号CN101028866)设计了一种由记忆合金为驱动能量源，驱动相应机构完成机翼后掠角度的控制。这些结构不再以液压能作为变后掠机翼驱动的动力，从结构上减小了液压系统部附件的重量，但仍需要电动机构或控制装置，即仍有部分能量部分的额外重量。

发明内容

为克服现有技术中状存在的结构重量重的不足，本发明提出了一种手控高度档位的速度自适应机翼变后掠机构。

本发明包括接头、小弹簧调整螺套、顶套、传动齿轮、弹簧座、撑套、小弹簧调整锥套、大弹簧调整锥套、小弹簧、滚动导套、活动导杆、大弹簧、壳体和固定导杆。其中：

固定导杆位于所述壳体内的中心，并使该固定导杆一端的连接盘与壳体一端端口处的内表面螺纹连接。滚动导套套装在该固定导杆的另一端。所述活动导杆套装在所述滚动导套的外表面，使活动导杆内端端头处套装在所述固定导杆的杆身上；所述活动导杆的内表面与所述固定导杆杆身的外表面和滚动导套的外表面之间间隙配合。该活动导杆另一端的内表面与接头的外表面连接。所述活动导杆工作段的外圆周表面上套装有大弹簧、小弹簧、弹簧座和小弹簧调整螺套。

顶套套装在所述小弹簧调整螺套上，使该顶套外圆周表面与弹簧座最大内径处的内圆周表面螺纹连接；并且该顶套的外端的外表面与传动齿轮内表面螺纹连接。顶套的内端通过位于该端端面的推力轴承顶在撑套的端面上。撑套位于小弹簧调整锥套与大弹簧调整锥套之间，并使该撑套的三个撑杆端头的凸缘的外圆周表面和内圆周表面分别与大弹簧调整锥套的内圆周表面和小弹簧调整锥套的外圆周表面配合；使该撑套圆环段的端面内缘处与顶套的端面连接，该撑套圆环段端面的凸缘内端面安装有滚珠。

大弹簧调整锥套位于所述弹簧座的外圆周表面与壳体内表面形成的空腔内，并将该大弹簧调整锥套大端的端面固定在所述弹簧座一级阶梯的外端面上。所述小弹簧调整锥套位于弹簧座内，并与套装在活动导杆上的小弹簧配合。传动齿轮通过内螺纹套装在顶套的外圆周表面。

所述弹簧座套装在所述活动导杆与接头连接一端的外圆周表面上；所述弹簧座与活动导杆和壳体之间均间隙配合。弹簧座外圆周表面的四个凸台分别嵌装入壳体内表面的四个凹槽中，并且二者之间间隙配合。所述小弹簧套装在所述活动导杆上，并位于该活动导杆与接头连接一端，并使该小弹簧的外端面和内端面分别与小弹簧调整螺套端面和弹簧座底端的内端面贴合。所述大弹簧套装在所述活动导杆上，并使该大弹簧的内端面和外端面分别与所述固定导杆上的连接盘的内表面和弹簧座大直径段的内端面贴合。所述小弹簧调整螺套套装在活动导杆外端的外圆周表面，并与所述活动导杆工作段之间间隙配合。

所述弹簧座大直径端的内径与顶套的外径相同，并使二者通过螺纹配合；所述小直径端的内径与小弹簧调整锥套的最大外径相同。在所述弹簧座的外圆周表面均布有四个径向凸出的凸台，并且所述的凸台位于弹簧座外圆周表面中部的阶梯处；所述各凸台均与壳体圆周表面上均布的四个凹槽对应，并且二者之间间隙相配合。

在所述弹簧座小直径端端面有四个弧形通槽，使小弹簧调整锥套的一端的弧形板条从各弧形通槽穿过该弹簧座的端面。所述弹簧座中部的外端面上均布有4个与大弹簧调整锥套的插块配合的插槽。在所述大直径段和小直径段之间的端面上均布有三个沿轴向延伸至小直径段端的梯形槽，该梯形槽内腔的形状与所述撑套上各撑杆的外形相适应，并作为各撑杆的运动的滑槽。

所述小弹簧调整螺套为套筒状，其内表面为三级的阶梯状。其中该小弹簧调整螺套一端的内表面为与活动导杆外端的外表面配合的螺纹面；其中部的内径略大于所述活动导杆工作端段的外圆周表面，使二者之间间隙配合；位于该小弹簧调整螺套另一端的大孔径段的内径大于小弹簧的外径。

所述固定导杆的圆周表面为台阶状，其中位于该固定导杆一端的小直径端的直径略小于滚动导套上滚珠形成的最小内径；所述固定导杆与滚动导套配合一端的圆周表面为螺纹面。该固定导杆另一端的大直径端为该导杆的杆身，该杆身外段的端头有径向凸出的连接盘，该连接盘的圆周表面为与壳体的内螺纹配合的螺纹面。所述杆身外端的端面有轴向延伸的连接板，该连接板上有机身固定接头轴承安装孔，并且装配后的机身固定接头轴承安装孔的中心线与位于另一端的接头的机翼连接接头轴承安装孔的中心线相平行。

所述接头的一端安装在所述活动导杆一端的中心孔内。所述接头另一端为机翼传动杆连接端；在所述机翼传动杆连接端表面的轴承安装孔的中心线垂直于所述接头中心线的延长线。所述动导杆连接端与机翼传动杆连接端之间光滑过渡。

所述撑套的一端为圆环段，沿该圆环段内端面均布有三个轴向延伸的撑杆，各撑杆的端头均有径向的凸缘。所述圆环段外端面亦有径向凸出的凸缘，该凸缘的内端面嵌装有钢珠。

所述活动导杆一端的外圆周表面为螺纹面，该活动导杆另一端为活动导杆工作段，在该活动导杆工作段端头处的圆周表面有径向凸出的限位台。所述活动导杆的内径与滚动导套上固定的滚珠形成的外径及固定导杆工作段外径间隙配合。

所述小弹簧调整锥套分为连接段、锥段和变形段，其中的锥段和变形段之间通过所述连接段连接，并且所述锥段的小直径端与连接段衔接。所述锥段的锥度为10°，最大外径与撑套的内径相同。沿该锥段的轴向开有三个分隔槽，该分隔槽将该锥段沿轴向分隔为三块圆弧板。所述锥段各块的内表面的螺距等于10mm。所述变形段的外径为等径，沿该变形段的轴向开有四个宽度为10mm的变形槽，该变形槽自将该变形段沿轴向分隔为四个弧形板条。所述变形段各弧形板条的外表面均为螺纹面。

所述大弹簧调整锥套锥段的锥度为10°。该锥段的外表面的螺距为15mm。在该锥段沿轴向加工出三条均布的变形槽。

本发明还提出了一种所述手控高度档位的速度自适应机翼变后掠机构的控制方法，具体过程是：

步骤1，自适应机翼变后掠机构与机身和机翼的连接。

步骤2，设置自适应机翼变后掠机构的初始状态：

通过小弹簧调整螺套使得小弹簧的预紧力达到飞行速度为0.4马赫下的气动阻力；调整大弹簧的预紧力为小弹簧完全压缩时的预紧力。将撑套顶推至固定导杆一侧的极限位置，使得大弹簧调整锥套完全收缩，大弹簧可变形圈数变为最少；同时小弹簧调整锥套完全张开，小弹簧可变形圈数变为最大。

步骤3，飞行马赫数小于0.4时的控制：

当飞行马赫数小于0.4时，所有在该飞行速度范围内机翼后掠角均为设计的初始角度。

步骤4，飞行马赫数大于0.4时的控制：

当飞行马赫数大于0.4时，机翼手控高度档位的速度自适应机翼变后掠机构中的弹簧开始受到压缩而使活动导杆向固定导杆侧运动，所控制的机翼后掠角变化分为两个区段：

Ⅰ机翼后掠角为10°～12°区段时

当飞机的飞行高度小于4000米：马赫数由0.4开始增加并小于0.6时，所述自适应机翼变后掠机构中的小弹簧受到压缩，使接头向所述自适应机翼变后掠机构的固定导杆一侧移动，从而控制机翼后掠角由10°增加至20°。

当飞机的飞行高度≥4000米而≤10000米：调整撑套运动至该撑套行程的1/2处，使得小弹簧调整锥套收缩，以控制部分小弹簧圈与调整锥套贴合，使得小弹簧可变形圈数减小。大弹簧调整锥套在自身弹性作用下逐步扩张，使得大弹簧与大弹簧调整锥套的贴合圈数减小，从而增加大弹簧的实际变形圈数。马赫数由0.4开始增加，当小弹簧被压缩时控制的后掠角变化斜率增加，直到飞行速度达到0.7时，小弹簧将被完全压缩，对应机翼后掠角转到18°。

当飞机的飞行高度大于10000米：调整撑套一直向接头方向移动至该撑套行程的另一侧极限位置，使小弹簧调整锥套完全收缩，使得小弹簧可变形圈数减到最小；同时大弹簧调整锥套完全张开，使得大弹簧的实际变形圈数增到最大。马赫数由0.4开始增加，小弹簧被压缩时控制的后掠角变化斜率增加，直到飞行速度到0.8时，小弹簧将被完全压缩，对应机翼后掠角转到18°。

Ⅱ机翼后掠角为12°～60°区段时

当飞机的飞行高度小于4000米：当马赫数由0.6开始增加并小于0.9时，所述自适应机翼变后掠机构中的小弹簧被完全压缩，大弹簧开始被压缩，使得接头继续运动，控制后掠角继续按照大弹簧控制的斜率增加，实现飞行马赫数从0.6～0.9范围与机翼后掠角12°～60°的对应关系。

当飞机的飞行高度≥4000米而≤10000米：马赫数由0.7开始增加并小于0.9时，所述自适应机翼变后掠机构中的小弹簧被完全压缩，大弹簧开始被压缩，由于该大弹簧的有效变形圈数增加、该大弹簧的刚度减小，使得飞行速度达到0.7～0.9马赫数时对应后掠角18°～60°。

当飞机的飞行高度大于10000米：马赫数由0.8开始增加并小于0.9时，所述自适应机翼变后掠机构中的小弹簧被完全压缩，大弹簧开始被压缩，由于该大弹簧的有效变形圈数增至最大、该大弹簧的刚度减小至最小，使得飞行速度达到0.8～0.9马赫数时对应后掠角16°～60°。

本发明针对已有的变后掠机翼结构设计中需要液压等外部能量单元和控制计算机等单元，结构复杂，重量大等特点，进行了创新性设计。以飞行过程中作用在机翼上的飞行阻力为改变机翼后掠角度的驱动能源，合理设计速度自适应变后掠翼结构，使飞行阻力控制该机构运动，进而控制后掠角度，实现飞行速度与后掠角的对应关系；同时，可根据飞行高度不同手动选择速度自适应变后掠翼结构的不同档位，实现不同飞行高度下，飞行速度与后掠角的对应关系。

本发明根据后掠角度与飞行速度和飞行高度的变化要求，实现如附图1所示的变化规律，收到了较好的效果。其中：

1、飞行马赫数小于0.4时，后掠角维持初始角度；

2、飞行马赫数大于0.4：并且：

Ⅰ当飞行高度小于4000米时，后掠角随飞行速度的变化规律如图1中折线33和折线34所示：

飞行马赫数从0.4增加到0.6的过程中，如图1中折线段33所示，后掠角由初始角度线性增加至20°；

飞行马赫数从0.6继续增加至0.9的过程中，如图1中折线段34所示，后掠角从20°线性增加到60°。

Ⅱ当飞行高度≥4000米而≤10000米时，后掠角随飞行速度的变化规律如图1中折线35和折线36所示：

飞行马赫数从0.4增加到0.7的过程中，后掠角从10°线性增加到18°，如图1中折线段35所示；

飞行马赫数从0.7继续增加到0.9的过程中，后掠角从18°线性增加到60°，如图1中折线36所示。

Ⅲ当飞行高度大于10000米时，后掠角随飞行速度的变化规律如图1中折线37和折线38所示：

飞行马赫数从0.4增加到0.8的过程中，后掠角从10°线性增加到16°，如图1中折线37所示；

飞行马赫数从0.6继续增加至0.9的过程中，后掠角从16°线性增加到60°，如图1中折线38所示。

从控制要求可以看出，机翼后掠角度与飞行速度之间的变化是典型的分段函数，整个变化范围内呈现两段不同的线性关系。同时，该线性关系的中间转折点位置随飞行高度变化而变化，总体上呈现出折线族的特点。

1)飞行速度与后掠角间折线规律的实现。

本发明通过固定导杆侧的接头通过轴承和与机身固定，机翼的气动阻力载荷通过接头、活动导杆传递到小弹簧调整螺套，压缩小弹簧变形；当小弹簧逐渐被压缩到极限后，气动阻力继续增加时，气动载荷将通过压缩的小弹簧、弹簧座施加到大弹簧上，使大弹簧压缩，接头和活动导杆继续缩回。由于大小弹簧具有不同的刚度，使得气动载荷与接头的缩回行程间实现两段不同斜率的对应关系。

2)飞行高度变化时，飞行速度与后掠角间的规律(折线族)的实现

在图1中，当飞行高度越高时，折线的中间转折点的位置越向上移动，即要求后掠角10°～12°对应的飞行速度越高，而后掠角12°～60°对应的飞行速度范围越小。如果在驾驶舱中设置一个操纵手柄，通过传动机构带动本发明中的传动齿轮转动，带动顶套转动并轴向运动，通过推力轴承使得撑套轴向运动，从而改变大弹簧调整锥套和小弹簧调整锥套的锥度，控制大小弹簧变形圈数同时发生变化，进而使得飞行速度与后掠角度的两段曲线斜率改变。当飞行高度升高时，通过操纵手柄控制传动齿轮转动，带动顶套转动并向接头方向运动，通过压环拉着撑套做同方向运动，迫使小弹簧调整锥套收缩，控制部分小弹簧圈与固定锥套贴合，使得小弹簧可变形圈数减小；同时大弹簧调整锥套在自身弹性作用下逐步扩张，使得大弹簧与大弹簧调整锥套的贴合圈数减小，从而增加大弹簧的实际变形圈数，这样将使小弹簧控制段刚度增加，而大弹簧控制段刚度减小，只要根据飞行高度控制撑套不同的轴向位置，即可保证两段控制斜率随飞行高度变化。这样就实现了后掠角10°～12°对应的飞行速度增高，而后掠角12°～60°对应的飞行速度范围变小的规律。

由此可以看出，在该发明的实施中，驱动机翼后掠角度变化的能量来源于飞行阻力，不靠外部提供的液压能或电能。同时，整个机翼后掠角度变化的控制过程完全是由气动阻力与手控高度档位的速度自适应机翼变后掠机构内大小弹簧压缩量变化自动平衡的，没有电信号的传输与控制，省掉了控制计算机及相关硬件设备。

由此可见，本发明与目前已有技术的最大区别在于机翼的后掠角度的驱动能源来自于飞行过程中作用在机翼上的飞行阻力，不需要外部能源来提供驱动动力。本发明与现有技术的区别还在于机翼后掠角度的控制没有采用电信号的控制，完全由飞行阻力的变化，由设计的手控高度档位的速度自适应机翼变后掠机构自动的实现机翼后掠角度的调整。

与现有技术相比，手控高度档位的速度自适应机翼变后掠机构至少有两点优势：一是由于减少了控制计算机、液压系统等驱动元件，使得整个变后掠机构重量轻；二是控制规律的实现完全由较长寿命的机械装置实现，相比于电子设备，可靠性高。

附图说明

图1是飞行过程中后掠角随Ma、高度状态变化规律；

图2是本发明的主视图；

图3是图2的俯视图。

图4是图2的左视图；

图5是图2的右视图；

图6是图2有接头一端的局部放大图；

图7是接头的结构示意图，其中7a是主视图，7b是7a的A-A向视图；

图8是小弹簧调整螺套的结构示意图，其中8b是主视图，8a是8b的右视图；

图9是顶套的结构示意图，其中9b是主视图，9a是9b的右视图；

图10是传动齿轮的结构示意图，其中10a是主视图，10b是10a的左视图；

图11是弹簧座调整螺套的结构示意图，其中11b是主视图，11a是11b的右视图；

图12是弹簧座的结构示意图；其中12a是主视图，12b是12a的左视图；

图13是撑套的结构示意图；其中13a是主视图，13b是13a的右视图；

图14是小弹簧调整锥套的结构示意图；其中14b是主视图，14a是14b的右视图；

图15是大弹簧调整锥套的结构示意图；其中15b是主视图，15a是15b的右视图；

图16是滚动导套的结构示意图；

图17是活动导杆的结构示意图；

图18是外壳体结构图，其中18a是主视图，18b是18a的左视图；

图19是固定导杆的结构示意图，其中19a是主视图，19b是19a的左视图。

图中：

1.机翼连接接头轴承；2.接头；3.活动导杆锁紧螺帽；4.小弹簧调整螺套锁紧螺帽；5.小弹簧调整螺套；6.顶套；7.螺钉；8.弹簧垫圈；9.传动齿轮；10.密封圈；11.弹簧座调整螺套；12.压环固定螺钉；13.弹簧座；14.撑套；15.小弹簧调整锥套；16.大弹簧调整锥套；17.小弹簧；18.弹性垫圈；19.圆螺母；20.滚动导套限动螺帽；21.滚动导套；22.活动导杆；23.大弹簧；24.外壳体；25.固定导杆；26.机身固定接头轴承安装孔；28.固定螺钉；29.推力轴承；30.压环；31.密封圈；32.连接盘。

具体实施方式

实施例1

本实施例是一种手控高度档位的速度自适应机翼变后掠机构，包括接头2、小弹簧调整螺套5、顶套6、传动齿轮9、弹簧座调整螺套11、弹簧座13、撑套14、小弹簧调整锥套15、大弹簧调整锥套16、小弹簧17、滚动导套21、活动导杆22、大弹簧23、壳体24和固定导杆25。所述的壳体10为本实施例的载体。其中，固定导杆25位于所述壳体内的中心，并使该导杆一端的连接盘32与壳体一端端口处的内表面螺纹连接，在所述导杆的外表面与壳体的内表面之间形成了空腔。滚动导套21位于所述壳体内，套装在该导杆的另一端，并通过螺帽20定位，防止其从导杆头脱离。所述活动导杆22位于所述壳体24内，套装在所述滚动导套21的外表面，使活动导杆22内端端头处套装在所述固定导杆25的杆身上；所述活动导杆的内表面与所述固定导杆杆身的外表面和滚动导套21的外表面之间间隙配合，使该活动导杆22能沿固定导杆25作轴向运动。该活动导杆另一端的内表面与接头2的外表面螺纹连接，并通过锁紧螺帽3定位。

所述弹簧座13位于壳体24和活动导杆22间的圆环腔内，并套装在所述活动导杆与接头2连接一端的外圆周表面上；所述弹簧座与活动导杆和壳体24之间均间隙配合。弹簧座外圆周表面的四个凸台分别嵌装入壳体内表面的四个凹槽中，并且二者之间间隙配合；通过所述四个凸台与四个凹槽的配合，使该弹簧座13只能够沿所述活动导杆22轴向运动而不能转动。所述弹簧座最大外径处的内端面与大弹簧的端面贴合。

所述小弹簧17套装在所述活动导杆22上，并位于该活动导杆与接头2连接一端；所述小弹簧的外端面与小弹簧调整螺套5端面贴合，该小弹簧的内端面与所述弹簧座13底端的内端面贴合。所述小弹簧调整螺套5通过螺纹套装在活动导杆22外端的外圆周表面，并通过小弹簧调整螺套锁紧螺帽4固紧；所述小弹簧调整螺套中部与所述活动导杆22工作段之间为间隙配合；所述小弹簧调整螺套内端的内表面与活动导杆22工作段之间有小弹簧17。小弹簧调整螺套5的外表面与顶套6的内表面间有密封圈10。

顶套6套装在所述小弹簧调整螺套5上，使该顶套外圆周表面与弹簧座13最大内径处的内圆周表面螺纹连接；并且该顶套6的外端的外表面与传动齿轮9内表面螺纹连接，并通过螺钉7连接，成为一个整体运动组件。当传动齿轮转动时，带动顶套6旋转并轴向运动。顶套6的另一端通过位于该端端面的推力轴承29顶在撑套14的内侧端面上，并用螺钉12将压环压紧在撑套14与顶套6间的钢珠上。这样，当顶套6旋转并轴向运动时，通过钢珠和轴承29使撑套14仅作轴向运动。所述顶套的内表面与小弹簧调整螺套5表面之间间隙配合；在该顶套与小弹簧调整螺套之间有密封圈10。

大弹簧调整锥套16位于所述弹簧座13的外圆周表面与壳体内表面形成的空腔内，并将该大弹簧调整锥套大端的端面固定在所述弹簧座一级阶梯的外端面上。

所述大弹簧23位于壳体24内圆周表面与固定导杆25和活动导杆22的外圆周表面之间形成的空腔内，并使该大弹簧的内端面与所述固定导杆上的连接盘32的内表面贴合，该大弹簧的外端面与弹簧座13大直径段的内端面贴合。

所述小弹簧调整锥套15位于弹簧座13内，并与套装在活动导杆22上的小弹簧17配合。

弹簧座调整螺套11套装在所述弹簧座13最大外圆周表面上，并使该弹簧座调整螺套的外圆周表面与所述壳体24一端端头处的内表面螺纹连接。弹簧座调整螺套5的内端面与在弹簧座13的外端面贴合，通过该弹簧座调整螺套11的旋入深度，即可控制弹簧座位置。

传动齿轮9通过内螺纹套装在顶套6的外圆周表面，并通过螺钉固紧。

撑套14位于小弹簧调整锥套15与大弹簧调整锥套16之间，并使该撑套的三个撑杆端头的凸缘的外圆周表面和内圆周表面分别与大弹簧调整锥套的内圆周表面和小弹簧调整锥套的外圆周表面配合，使该撑套的圆环段的端面内缘处通过推力轴承29与顶套6的端面连接，该撑套圆环段端面的凸缘内端面安装有滚珠，并通过压环30限位。所述压环的另一端通过压环固定螺钉12固定在顶套6的端面上。

所述弹簧座13为阶梯状套筒，分为大直径段和小直径段。该弹簧座大直径段一端的端口为敞口，小直径段一端的端口有端板。所述大直径端的内径与顶套6的外径相同，并使二者通过螺纹配合；所述小直径端有端板，并且小直径端的内径与小弹簧调整锥套15的最大外径相同。在所述弹簧座的外圆周表面均布有四个径向凸出的凸台，并且所述的凸台位于弹簧座外圆周表面中部的阶梯处；所述各凸台均与壳体24圆周表面上均布的四个凹槽对应，并且二者之间间隙相配合。在所述弹簧座小直径端端面的中心有与活动导杆22的外圆周表面间隙配合的通孔。在所述弹簧座小直径端端面有四个弧形通槽，并且所述的四个弧形通槽环绕所述通孔均布，使小弹簧调整锥套15一端的弧形板条纹端从各弧形通槽穿过该弹簧座的端板，并用圆螺母19固定。所述弹簧座13中部的外端面上均布有4个与大弹簧调整锥套16的插块配合的插槽；在所述插槽的内侧有固定螺钉28的安装孔。在所述大直径段和小直径段之间的端面上均布有三个沿轴向延伸至小直径段端的梯形槽，该梯形槽内腔的形状与所述撑套14上各撑杆的外形相适应，并作为各撑杆的运动的滑槽。该弹簧座13中部阶梯处的端面上均布有螺钉安装孔，用于安装大弹簧调整锥套16。

弹簧座13套装在壳体24和活动导杆22间的圆环腔内，并所述的四个凸缘与壳体24的凹槽间隙配合防止弹簧座13转动。弹簧座13外表面与壳体24内表面间的圆环腔安装有大弹簧23；弹簧座13的内表面与活动导杆22外表面之间的圆环腔安装小弹簧17。大弹簧调整锥套16套装在所述弹簧座13小外径端的外圆周表面，并使该大弹簧调整锥套的一端固定在该弹簧座中部的端面上。小弹簧调整锥套15位于所述弹簧座中心孔的小外径端，并使该小弹簧调整锥套的一端固定在弹簧座端板的内表面。所述大弹簧调整锥套16的内表面的变形量和小弹簧调整锥套15外表面的变形量均由撑套14的圆环段所处的轴向位置决定。所述撑套14与顶套6通过推力轴承29和压环30连接；顶套6与传动齿轮9以螺纹连接，并通过螺钉9固定。当驾驶舱控制传动机构带动传动齿轮9转动时，使得顶套6转动并轴向运动，带动撑套14轴向运动，控制小弹簧调整锥套15和大弹簧调整锥套16扩张量变化。机翼气动阻力载荷通过接头2传递到活动导杆22上，逐次压缩大小弹簧变形，使接头2处于不同位置，进而控制不同的后掠角度。

所述小弹簧调整螺套5为套筒状，其内表面为三级的阶梯状。其中该小弹簧调整螺套一端的内表面为与活动导杆22外端的外表面配合的螺纹面；其中部的内径略大于所述活动导杆工作端段的外圆周表面，使二者之间间隙配合；位于该小弹簧调整螺套另一端的大孔径段的内径大于小弹簧17的外径。

所述固定导杆25为杆状零件。该固定导杆的圆周表面为不同直径的台阶状，其中位于该固定导杆一端的小直径端的直径略小于滚动导套21上滚珠形成的最小内径，使所述固定导杆小直径端的外圆周表面与滚动导套滚珠表面之间成为滚动摩擦，以减小摩擦阻力；所述固定导杆与滚动导套21配合一端的圆周表面为安装螺帽20的螺纹面。位于该固定导杆另一端的大直径端为该导杆的杆身。所述杆身外段的端头有径向凸出的环状连接盘32，该连接盘的圆周表面为与壳体24的内螺纹配合的螺纹面。所述杆身外端的端面有轴向延伸的连接板，该连接板上有两个机身固定接头轴承安装孔26，并且装配后的机身固定接头轴承安装孔的中心线与位于本实施例另一端的接头2的机翼连接接头轴承安装孔的中心线相平行。

所述接头2的一端为活动导杆连接端，通过螺纹安装在所述活动导杆22一端的中心孔内，并通过活动导杆锁紧螺帽3固紧。所述接头2另一端为机翼传动杆连接端；所述机翼传动杆连接端为横截面呈矩形的块状，在该机翼传动杆连接端的表面有轴承安装孔，并使该轴承安装孔的中心线垂直于所述接头中心线的延长线。所述动导杆连接端与机翼传动杆连接端之间光滑过渡。

所述传动齿轮9为中空套筒状。该传递齿轮中心孔的内表面为与顶套6的外螺纹面配合的内螺纹面。该传动齿轮的外圆周表面圆柱齿轮，依照驾驶舱传递过来的随飞行高度变化的控制转角带动顶套6转动。

所述弹簧座调整螺套11为中空阶梯圆盘状。通过螺纹安装在所述壳体24的内表面。该弹簧座调整螺套的内径略大于所述弹簧座13的最大外径；在该弹簧座调整螺套的内表面有密封圈的安装槽，并安放密封圈31防止外部异物进入内腔。所述弹簧座调整螺套的外圆周表面为阶梯面，其中的小外径段的外圆周表面为与壳体配合的螺纹面，其中的大外径段的外表面为八方，以便于旋紧。

所述撑套14的一端为圆环段，沿该圆环段内端面均布有三个轴向延伸的撑杆，各撑杆的端头均有径向的凸缘，通过该凸缘与小弹簧调整锥套15的外圆锥面和大弹簧调整锥套16的内圆锥面的配合，改变所述小弹簧调整锥套锥度和大弹簧调整锥套锥度的变化，实现控制小弹簧和大弹簧的实际变形圈数。所述圆环段外端面亦有径向凸出的凸缘，使所述圆环段的最大外径与顶套6的最大内径处配合。所述圆环段凸缘的内端面嵌装有钢珠，并通过挡板封挡所述钢珠。所述挡板的一端固定在顶套6的端面上。

所述小弹簧调整锥套15为薄壁圆筒状，分为连接段、锥段和变形段，其中的锥段和变形段之间通过所述连接段连接，并且所述锥段的小直径端与连接段衔接。所述锥段的锥度为10度，最大外径与撑套14的内径相同。沿该锥段的轴向开有三个分隔槽，该分隔槽自该锥段的端头延伸至该锥段与所述连接段衔接处，将该锥段沿轴向分隔为三块圆弧板。所述锥段各块的内表面均为螺旋面，并且该螺旋面的螺距等于10mm。所述变形段的外径为等径。为实现与弹簧座的连接，沿该变形段的轴向开有四个宽度为10mm的变形槽，该变形槽自所述变形段的端头延伸至该变形段与连接段衔接处，将该变形段沿轴向分隔为四个弧形板条，使该弧形板条能够穿过弹簧座上的圆弧形槽，并通过圆螺母19固定。所述变形段各弧形板条的外表面均为螺纹面。当该变形段受压后充分能够充分变形。

所述大弹簧调整锥套16为薄壁圆筒状，由圆环段和锥段组成。在所述圆环段的端面上分布有连接螺孔。所述锥段的锥度为10°。该锥段的外表面为螺旋面，该螺旋面上的螺距为15mm，使该螺距与所述大弹簧预压缩后的导程相同该锥段的内表面与撑套14的外轮缘接触。为保证所述锥段受压后能够充分变形，在该锥段沿轴向加工出三条均布的变形槽。

所述滚动套筒21包括保持架和滚动钢珠。所述保持架的内径大于固定导杆25与之配合段的外径；该保持架两端端面通孔的孔径略大于所述固定导杆25与之配合段的外径相同，并使二者之间间隙配合。在所述滚动套筒的保持架上嵌装有多个滚动钢珠；该滚动钢珠的表面与固定导杆15的内表面接触，以减小活动导杆13的轴向运动中的摩擦阻力，并起到辅助支承的作用。

该活动导杆的外圆周表面为阶梯状，

所述活动导杆22为圆形套筒状。该活动导杆一端的外圆周表面为与小弹簧调整螺套5和小弹簧调整螺套锁紧螺帽4配合的螺纹面，该活动导杆另一端为活动导杆工作段，在该活动导杆工作段端头处的圆周表面有径向凸出的限位台，用于防止活动导杆从弹簧座13侧脱出。所述活动导杆工作段的外圆周表面上套装有大弹簧23、小弹簧17、弹簧座13和小弹簧调整螺套5。所述活动导杆22的内径与滚动导套21上固定的滚珠形成的外径及固定导杆25工作段外径间隙配合，活动导杆与滚动导套的滚珠间形成滚动摩擦，以减小活动导杆与固定导杆间的摩擦阻力。该活动导杆小外径段的内圆周表面为与接头2连接的内螺纹面。

所述壳体24为圆管状，两端内表面均制出内螺纹，分别与固定导杆25和弹簧座调整螺套11的外螺纹面连接。其中与弹簧座调整螺套11配合侧的内表面有四个与弹簧座的凸缘配合的凹槽。

实施例2

本实施例是基于所述手控高度档位的速度自适应机翼变后掠机构的控制方法，具体过程是：

步骤1，自适应机翼变后掠机构与机身和机翼的连接。

将机翼传动杆与自适应机翼变后掠机构上的接头2固连，将机身接头与自适应机翼变后掠机构上的固定导杆25通过两个轴承支撑连接，使得机翼上气动阻力通过接头2传递到活动导杆22上，进而受到两个弹簧的支反力作用，并最终由固定导杆25通过两个轴承支撑到机身结构上。活动导杆22的位置受大小弹簧的压缩量决定，并最终控制机翼后掠角度。

步骤2，设置自适应机翼变后掠机构的初始状态：

通过小弹簧调整螺套5使得小弹簧的预紧力达到飞行速度为0.4马赫下的气动阻力；通过弹簧座调整螺套11控制大弹簧的预紧力为小弹簧完全压缩时的预紧力。所述的小弹簧完全压缩时的预紧力由设计确定。通过传动齿轮9带动顶套6，将撑套14顶推至固定导杆25一侧的极限位置，使得大弹簧调整锥套16完全收缩，大弹簧23可变形圈数变为最少；同时小弹簧调整锥套15完全张开，小弹簧17可变形圈数变为最大。这样，小弹簧17的刚度相对最小，大弹簧23的刚度相对最大。

步骤3，飞行马赫数小于0.4时的控制：

当飞行马赫数小于0.4时，由于气动阻力总是小于弹簧的预紧力，不能推动弹簧压缩，所有在该飞行速度范围内机翼后掠角为设计的初始角度。本实施例中，所述的初始角度为10°。

步骤4，飞行马赫数大于0.4时的控制：

当飞行马赫数大于0.4时，机翼手控高度档位的速度自适应机翼变后掠机构中的弹簧开始受到压缩而使活动导杆22向固定导杆25侧运动，所控制的机翼后掠角变化分为两个区段：

Ⅰ机翼后掠角为10°～12°区段时

当飞机的飞行高度小于4000米：马赫数由0.4开始增加并小于0.6时，所述自适应机翼变后掠机构中的小弹簧受到压缩，使接头2向所述自适应机翼变后掠机构的固定导杆一侧移动，从而控制机翼后掠角由10°增加至20°。

当飞机的飞行高度≥4000米而≤10000米：操控驾驶舱的手动操纵手柄，通过传动机构控制所述自适应机翼变后掠机构中的传动齿轮9旋转，带动顶套6转动并带动撑套14向接头2方向运动至该撑套行程的1/2处，使得小弹簧调整锥套15收缩，以控制部分小弹簧圈与调整锥套15贴合，使得小弹簧17可变形圈数减小，增加小弹簧控制段的刚度。同时大弹簧调整锥套16在自身弹性作用下逐步扩张，使得大弹簧23与大弹簧调整锥套的贴合圈数减小，从而增加大弹簧23的实际变形圈数，使大弹簧控制段刚度减小。当马赫数由0.4开始增加时，相比于4000米以下高度，由于小弹簧17刚度增大，因此，当小弹簧被压缩时控制的后掠角变化斜率增加，直到飞行速度到0.7时，小弹簧将被完全压缩，对应机翼后掠角转到18°。

当飞机的飞行高度大于10000米：操控驾驶舱的手动操纵手柄，通过传动机构控制所述自适应机翼变后掠机构中的传动齿轮9继续旋转，带动顶套6转动并和撑套14一直向接头2方向移动至该撑套行程的另一侧极限位置，迫使小弹簧调整锥套15完全收缩，使得小弹簧17可变形圈数减到最小；同时大弹簧调整锥套16完全张开，使得大弹簧23的实际变形圈数增到最大。当马赫数由0.4开始增加时，相比于10000米以下高度，由于小弹簧17刚度增大，因此，当小弹簧被压缩时控制的后掠角变化斜率增加，直到飞行速度到0.8时，小弹簧将被完全压缩，对应机翼后掠角转到18°。

Ⅱ机翼后掠角为12°～60°区段时

当飞机的飞行高度小于4000米：当马赫数由0.6开始增加并小于0.9时，所述自适应机翼变后掠机构中的小弹簧被完全压缩，大弹簧开始被压缩，使得接头2继续运动，控制后掠角继续按照大弹簧控制的斜率增加，实现飞行马赫数从0.6～0.9范围与机翼后掠角12°～60°的对应关系。

当飞机的飞行高度≥4000米而≤10000米：马赫数由0.7开始增加并小于0.9时，所述自适应机翼变后掠机构中的小弹簧被完全压缩，大弹簧开始被压缩，由于该大弹簧的有效变形圈数增加、该大弹簧的刚度减小，使得飞行速度达到0.7～0.9马赫数时对应后掠角18°～60°。

当飞机的飞行高度大于10000米：马赫数由0.8开始增加并小于0.9时，所述自适应机翼变后掠机构中的小弹簧被完全压缩，大弹簧开始被压缩，由于该大弹簧的有效变形圈数增至最大、该大弹簧的刚度减小至最小，使得飞行速度达到0.8～0.9马赫数时对应后掠角16°～60°。