襟副翼联动系统和飞行器

摘要

本发明公开一种襟副翼联动系统和飞行器，其中，襟副翼联动系统包括两襟副翼、两推拉软轴、襟副翼控制机构以及襟副翼联动机构；两推拉软轴用于安装于机体上，两所述推拉软轴与两所述襟副翼一对一传动连接；襟副翼控制机构与两所述推拉软轴驱动连接，用于通过两所述推拉软轴驱动两所述襟副翼各自绕一轴线转动，两所述襟副翼转动的方向和角度不同，以控制飞行器的转向；襟副翼联动机构与两所述推拉软轴驱动连接，用于通过两所述推拉软轴驱动两所述襟副翼绕一轴线同步转动，且两所述襟副翼同步转动的方向和角度相同，以辅助调节飞行器的升降压力。本发明技术方案解决现有飞行器无法实现短距起飞和降落的问题。

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，特别涉及一种襟副翼联动系统和飞行器。

背景技术

飞机机翼主要包括主翼和尾翼，主翼上连接有襟翼和副翼，尾翼连接有升降舵和方向舵，其中，襟翼用于调节飞机起飞的升力和降落的阻力，副翼用于对飞机进行转向操作，升降舵用于控制飞机起飞的仰角。目前市场上的轻型飞机主要分为两类，一类是同时拥有襟翼与副翼的轻型飞机，襟翼与副翼各自配置有独立的控制机构，可以进行转向操作和调节起飞和降落的升力，此类轻型飞机襟翼与副翼的控制结构复杂，且控制结构占用飞机主体空间大，此类飞机一般为高档飞机，价格相对较高；另一类轻型飞机仅配置有副翼，副翼连接有专门的控制机构实现飞机的转向功能，但是该类飞机在起飞和降落的过程中，副翼不能同步同向转动，导致副翼相对于机翼的角度固定，在距离较短的飞机跑道上，无法实现短距起飞和降落，要调节副翼相对于机翼的角度，只能在起飞前通过人工进行手动调节。

发明内容

本发明的主要目的是提供一种襟副翼联动系统，旨在解决现有轻型飞机襟副翼控制系统无法实现联动控制，占用空间大以及无法实现短距起飞的问题。

为实现上述目的，本发明提出的襟副翼联动系统，包括：

两襟副翼；

两推拉软轴，用于安装于机体上，两所述推拉软轴与两所述襟副翼一对一传动连接；

襟副翼控制机构，与两所述推拉软轴驱动连接，用于通过两所述推拉软轴驱动两所述襟副翼各自绕一轴线转动，两所述襟副翼转动的方向和角度不同，以控制飞行器的转向；以及

襟副翼联动机构，与两所述推拉软轴驱动连接，用于通过两所述推拉软轴驱动两所述襟副翼绕一轴线同步转动，且两所述襟副翼同步转动的方向和角度相同，以辅助调节飞行器的升降压力。

可选地，两所述推拉软轴沿一中心线对称设置，每一所述推拉软轴包括伸缩轴、输入轴、中间软轴和输出轴，所述输入轴、中间软轴和输出轴依次连接，所述伸缩轴活动设于所述输入轴、中间软轴和所述输出轴内；所述伸缩轴一端伸出所述输入轴与所述襟副翼控制机构驱动连接，所述伸缩轴的另一端伸出所述输出轴与对应的所述襟副翼固定连接；

所述襟副翼控制机构用于驱动两所述推拉软轴的伸缩轴沿所述输入轴、中间软轴和所述输出轴的轴线方向往复运动，以带动两所述襟副翼各自绕一轴线转动；

所述襟副翼联动机构与两所述推拉软轴的输出轴驱动连接，用于驱动两所述推拉软轴的输出轴沿一轴线转动，以使得两所述推拉软轴的伸缩轴带动两所述襟副翼绕一轴线同步转动。

可选地，所述襟副翼联动机构包括转动轴，所述转动轴的两端固定连接有两连杆组件，所述转动轴两端通过两所述连杆组件和与两所述推拉软轴的输出轴一对一连接；

所述转动轴具有多个转动位，通过驱动所述转动轴处于不同的转动位时，所述转动轴通过两所述连杆组件带动两所述推拉软轴的输出轴沿一轴线转动至预设位置，以使得两所述推拉软轴的伸缩轴带动两所述襟副翼绕一轴线同步转动至预设位置。

可选地，所述连杆组件包括连杆和固定件，两所述连杆组件的连杆对称设置并分别固定连接于所述转动轴的两端，两所述连杆组件的固定件固定连接于对应连杆上并与两所述推拉软轴的输出轴驱动连接。

可选地，所述襟副翼联动机构还包括遥杆和换档座，换档座用于安装于飞行器的机体上，所述遥杆的一端与所述转动轴固定连接，所述遥杆驱动所述转动轴绕一轴线转动，所述换挡座开设有多个档位卡槽，所述遥杆可切换卡持于各所述档位卡槽中，以使得所述转动轴处于不同的转动位。

可选地，所述襟副翼控制机构包括操作杆、连接轴和安装板，两所述推拉软轴的输入轴用于与飞行器的机体连接固定，所述安装板转动连接于飞行器的机体上，两所述推拉软轴的伸缩轴伸出各自输入轴的一端与所述安装板分别连接，所述连接轴的一端与所述安装板连接，所述操作杆与所述连接轴连接；所述操作杆通过所述连接轴驱动所述安装板沿一轴线顺时针或者逆时针转动，以驱动两所述推拉软轴的伸缩轴带动两所述襟副翼中绕一轴线对应转动；

可选地，所述安装板呈倒三角形设置，所述安装板包括轴孔和两对称设置的角部，两所述推拉软轴的伸缩轴伸出各自对应的输入轴的一端与所述安装板的两所述角部分别固定连接，所述连接轴的一端穿设所述轴孔并与所述安装板固定连接；

静置所述操作杆使所述操作杆通过连接轴连接的安装板处于竖立状态，使得两所述伸缩轴的端部相对于各自对应的输入轴的距离相同，以使两所述伸缩轴驱动连接的两所述襟副翼的角度相同；摆动所述操作杆使所述连接轴驱动所述安装板沿一轴线顺时针或者逆时针转动，所述安装板带动两所述伸缩轴绕一轴线偏转使得两所述伸缩轴的端部相对于各自对应的输入轴的距离不同，对应远离所述输入轴的伸缩轴拉动对应的所述襟副翼转动相应的角度，对应靠近所述输入轴的伸缩轴推动对应的所述襟副翼转动相应的角度，以使两所述伸缩轴驱动两所述襟副翼转动的角度和方向不同。

本发明还提出一种飞行器，包括机体和上述任意实施例所述的襟副翼联动系统，所述襟副翼联动系统安装于所述机体。

可选地，所述飞行器为飞机。

本发明技术方案通过在襟副翼联动系统中，襟翼与副翼一体设置形成襟副翼，飞行器的两襟副翼一对一传动连接有两推拉软轴，襟副翼控制机构和襟副翼联动机构与两推拉软轴驱动连接，其中，襟副翼控制机构通过两推拉软轴驱动两襟副翼绕一轴线同步反向转动，使得两襟副翼转动的角度不同，从而控制飞行器的转向，实现副翼的功能；襟副翼联动机构通过两推拉软轴驱动两襟副翼绕一轴线同步同向转动，使得两襟翼同步转动的角度相同，进而改变襟副翼相对于机翼整体的角度，从而调节飞行器起飞的升力和降落的阻力，实现襟翼的功能。襟副翼控制机构与襟副翼联动机构通过推拉软轴实现联动控制，在飞行器起飞和降落过程中，通过襟副翼联动机构驱动推拉软轴调节飞行器的升力，飞行器在飞行过程中执行转向操作时，通过襟副翼控制机构驱动推拉软轴实现飞行器的转向，如此，便可实现襟翼与副翼的联动控制，避免为襟翼与副翼独立配置控制机构而占用飞行器过多空间，简化了控制系统结构，且操作方便，另外，相比于仅有配置副翼的飞行器，本襟副翼联动系统可以自动调节襟副翼的角度，使飞机适应于不同长度的跑道，可以实现在突发情况下的快速短距起飞和降落。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明襟副翼联动系统一实施例的结构示意图；

图2为图1中襟副翼联动系统的推拉软轴的结构示意图；

图3为图1中襟副翼联动系统的襟副翼控制机构的结构示意图；

图4为图1中襟副翼联动系统的襟副翼联动机构的结构示意图；

图5为图1中A处的局部放大图；

图6为图1中B处的局部放大图；

图7为图1中襟副翼联动系统的正视图；

图8为图1中襟副翼联动机构的转动轴处于第三位置的状态示意图；

图9为图1中襟副翼联动机构的转动轴处于第二位置的状态示意图；

图10为图1中襟副翼联动机构的转动轴处于第一位置的状态示意图；

图11为图8中襟副翼联动系统沿截面D-D的剖视图；

图12为图8中襟副翼联动系统的襟副翼控制机构的一状态示意图；

图13为图12中E处的放大图；

图14为图9中襟副翼联动系统的襟副翼控制机构的安装板的结构示意图；

图15为图1中襟副翼联动系统的襟副翼联动机构的换挡座的结构示意图；

附图标号说明：

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

本发明提出一种襟副翼联动系统1。

具体而言，本襟副翼联动系统1安装于飞行器上，通过控制襟副翼相对于机翼的角度从而调整飞行器的飞行姿态，飞行器进行转向时，通过驱动左右两边襟副翼10相对于机翼反向转动，使得左右两边机翼的升力不同从而产生升力差，升力差对飞行器产生一个横滚力矩，使飞行器向一侧倾斜，再配合尾翼上方向舵的使用使飞机转向；飞行器起飞和降落时，通过驱动左右两边襟副翼10相对于机翼同向转动相同的角度，增大两边襟副翼10相对于机翼整体的角度，从而增大机翼的升力或阻力，且左右两边机翼产生的升力或阻力相同，从而使飞行器可以起飞和降落。该襟副翼联动系统可以安装于轻型飞机，飞艇等，下面将以轻型飞机为例进行详细说明。

参照图1至4，图1为本发明襟副翼联动系统1一实施例的结构示意图；图2 为图1中襟副翼联动系统1的推拉软轴20的结构示意图；图3为图1中襟副翼联动系统1的襟副翼控制机构30的结构示意图；图4为图1中襟副翼联动系统1的襟副翼联动机构40的结构示意图。

在本发明实施例中，该襟副翼联动系统1包括两襟副翼10、两推拉软轴 20、襟副翼控制机构30以及襟副翼联动机构40；如图1所示，其中，轻型飞机的襟翼与副翼一体设置形成襟副翼10，襟副翼10兼具有襟翼和副翼的功能，两襟副翼10转动连接于轻型飞机左右两边的机翼的尾端。两推拉软轴20安装于飞机的机体上，并与两襟副翼10一对一传动连接，推拉软轴20可驱动襟副翼10相对于机翼转动，从而改变襟副翼10与机翼的相对角度以使机翼与气流的形态发生变化，进而控制轻型飞机不同的姿态。

襟副翼控制机构30与两推拉软轴20驱动连接，在飞机飞行过程中，襟副翼控制机构30通过推拉软轴20驱动两襟副翼10绕一轴线同步反向转动，且两襟副翼10转动的角度不同，从而改变飞机左右两边机翼的气流，左右两边机翼形成不同的升力从而产生一偏转力矩，进而使飞机转向。

襟副翼联动机构40与两推拉软轴20驱动连接，在飞机起飞和降落过程中，襟副翼联动机构40通过推拉软轴20驱动两襟副翼10绕一轴线同步同向转动，且两襟副翼10转动的角度相同，从而改变襟副翼10相对于机翼整体的角度，进而调节飞机起飞的升力和降落的阻力。

本发明技术方案通过将飞机的襟翼与副翼一体设置形成襟副翼10，飞机的两襟副翼10一对一传动连接有两推拉软轴20，襟副翼控制机构30和襟副翼联动机构40与两推拉软轴20驱动连接，其中，襟副翼控制机构30通过两推拉软轴20驱动两襟副翼10绕一轴线同步反向转动，使得两襟副翼10转动的角度不同，从而控制飞机的转向，实现副翼的功能；襟副翼联动机构40通过两推拉软轴20驱动两襟副翼绕一轴线同步同向转动，使得两襟翼同步转动的角度相同，进而改变襟副翼相对于机翼整体的角度，从而调节飞机起飞的升力和降落的阻力，实现襟翼的功能。襟副翼控制机构30与襟副翼联动机构 40通过推拉软轴20实现联动控制，在飞机起飞和降落时，通过襟副翼联动机构40驱动推拉软轴20调节飞机的升力，飞机在飞行过程中执行转向操作时，通过襟副翼控制机构30驱动推拉软轴20实现飞机的转向，如此，便可实现襟翼与副翼的联动控制，避免为襟翼与副翼独立配置控制机构而占用飞机过多空间，简化了控制系统的结构，且操作方便，另外，相比于仅有配置副翼的飞机，本襟副翼联动系统1将襟翼与副翼一体设置，兼具有襟翼的功能，在飞机起飞和降落时，可以操控襟副翼联动系统1调节两襟副翼10同步同向转动相同的角度，从而改变机翼起飞的升力和降落的阻力，使飞机可以在不同长度的跑道起飞和降落，特别是在突发情况下可以实现快速短距离起飞和降落。

参照图1、图2和图6，两推拉软轴20沿一中心线对称设置，该中心线是飞机机体的中心线。每一推拉软轴20包括伸缩轴210、输入轴220、中间软轴230和输出轴240，输入轴220、中间软轴230和输出轴240依次连接，伸缩轴210活动设于所述输入轴220、中间软轴230和所述输出轴240内，伸缩轴210可沿输入轴220、中间软轴230和输出轴240的轴线方向往复移动，伸缩轴210的长度是一定的，伸缩轴210和中间软轴230均可发生弯曲变形；其中，伸缩轴210一端伸出输入轴220与襟副翼控制机构30驱动连接，伸缩轴210的另一端伸出输出轴240与对应的襟副翼10固定连接；

为了实现飞机的转向，襟副翼控制机构30驱动两推拉软轴20的伸缩轴210沿输入轴220、中间软轴230和所述输出轴240的轴线方向往复运动，带动两襟副翼10各自绕一轴线同步反向转动，使得两襟副翼相对于机翼的方向和角度不一样，从而使左右两边机翼的升力不一样，从而产生使飞机转向的偏转力矩；

为了可以随时调节飞机起降的升降压力，使飞机应用于不同长度的跑道起飞和降落，襟副翼联动机构40与两推拉软轴20的输出轴240驱动连接，用于驱动两推拉软轴20的输出轴240可以沿一轴线同步转动，以使两推拉软轴20的伸缩轴210带动两襟副翼10绕一轴线同步同向转动相同的角度，使得左右两边机翼改变的升力或者阻力相同；在长跑道起飞和降落，驱动两襟副翼10偏离机翼的转动角度小；在短跑道起飞和降落，驱动两襟翼10偏离机翼的转动角度大。

参照图1、图4和图5，襟副翼联动机构40包括转动轴410，转动轴410 转动连接于轻型飞机的机体上，转动轴410可绕自身轴线转动，转动轴410 的两端固定连接有两连杆组件420，转动轴410两端通过两连杆组件420和与两推拉软轴20的输出轴240一对一固定连接，通过驱动转动轴410转动使连杆组件420绕转动轴410轴线转动，继而连杆组件420带动两推拉软轴20的输出轴240绕转动轴410轴线转动，中间软轴230相应地发生弯曲变形，由于伸缩轴210的长度是一定的，使得伸缩轴210沿输出轴240的轴线移动，从而带动两襟副翼10转动；其中，通过在转动轴410两端连接有连杆组件420，使得只需要施加较小的驱动力，便能通过连杆组件420带动两推拉软轴20的输出轴240同步转动，操作更省力。

可以理解地，转动轴410具有多个转动位，通过驱动转动轴410处于不同的转动位时，转动轴410通过两连杆组件420带动两推拉软轴20的输出轴 240沿一轴线转动至预设位置，以使得两推拉软轴20的伸缩轴210带动两襟副翼10绕一轴线同步转动至预设角度；通过设置转动位使得两襟副翼10实现有级转动，可以使襟副翼10稳定的保持一转动角度，结构更稳定。参照图 8至图10，本申请实施例预设有3个转动位，当两襟副翼处于第一位置时，此时襟副翼联动机构40驱动襟副翼10转动的角度最大，如图10所示；当两襟副翼10处于第三位置时，此时襟副翼联动机构40驱动襟副翼10转动的角度最小，如图8所示；当两襟副翼10处于第二位置时，此时襟副翼联动机构40驱动襟副翼10转动的角度处于中间状态，如图9所示。

进一步地，参照图4，连杆组件420包括连杆421和固定件422，两连杆组件420的两连杆421分别固定连接于转动轴410的两端，为了使两推拉软轴20的输出轴240同步同向转动相同的角度，两连杆对称设置，两固定件422 分别固定连接于对应连杆421上并与对应推拉软轴20的输出轴240固定连接；其中，连杆421与转动轴410固定连接的方式可以是螺钉连接，也可以是焊接固定，还可以是过盈配合连接，为了方便后期检修维护，本申请实施例优选螺钉连接。固定件422开设有连接孔，推拉软轴20的输出轴240穿设于连接孔并通过螺纹锁紧。为方便安装和拆卸，固定件422通过螺钉与连杆421 连接，当然，在其他实施例中，固定件422也可以与连杆421一体成型。

可以理解地，转动轴410连接有驱动机构，驱动机构驱动转动轴410绕自身轴线转动，例如转动轴410可以通过电机和传动机构驱动，也可以通过手动摇杆430驱动，出于降低生产成本、减轻飞机重量和降低飞行过程中的震动的目的，本申请实施例优选转动轴410为手动摇杆430驱动的方式，且手动摇杆430驱动相比于电机驱动，操作更快捷方便。参照图4，所述襟副翼联动机构40还包括摇杆430和换档座440，换档座440安装于飞机的驾驶舱内并固定于机体上，摇杆430的一端通过螺钉与转动轴410固定连接，摇杆 430驱动转动轴410绕自身轴线转动，换档座440开设有多个档位卡槽441，所述摇杆430可切换卡持于各所述档位卡槽441中，以使得所述转动轴410 限定于不同的转动位，使襟副翼10相对于机翼保持一定的角度。

参照图1和图3，襟副翼控制机构30用于控制飞机的转向，其包括操作杆310、连接轴320以及安装板330，两推拉软轴20的输入轴220用于与轻型飞机的机体连接固定，安装板330转动连接于机体上，两推拉软轴20的伸缩轴210伸出各自输入轴220的一端与安装板330分别固定连接，连接轴320 的一端与安装板330固定连接，操作杆310与连接轴320驱动连接；摆动操作杆310使连接轴320转动以驱动安装板330沿连接轴320的轴线顺时针或者逆时针转动，从而驱动两推拉软轴20的伸缩轴210带动两襟副翼10各自绕一轴线同步反向转动，从而使左右两边机翼的升力不同，进而产生使飞机转向的偏转力矩，飞机得以转向；

具体的，参照图1、图13以及图14，安装板330呈倒三角形设置，其包括轴孔331和两对称设置的角部332，两推拉软轴20的伸缩轴210伸出各自对应的输入轴220的一端与安装板330的两角部332分别固定连接，连接轴 320的一端穿设于轴孔331并通过螺钉与安装板330固定连接；

当飞机处于水平飞行状态时，静置操作杆310使安装板330处于竖立状态，如图11，使得两伸缩轴210的端部相对于各自对应的输入轴220的距离相同，以使两伸缩轴210驱动连接的两襟副翼的角度相同；当飞机进行转向操作时，如图12和图13所示，摆动操作杆310使连接轴320驱动安装板330 沿连接轴320轴线顺时针或者逆时针转动，安装板330带动两伸缩轴210伸出各自输入轴220的一端绕连接轴320轴线偏转，由于两伸缩轴210伸出各自输入轴220的一端分别固定于安装板330的两角部332，从而使两伸缩轴 210的端部偏转后相对于各自对应的输入轴220的距离不同，其中一伸缩轴 210的端部远离其对应的输入轴220，另一伸缩轴210的端部靠近其对应的输入轴220，由于伸缩轴210的长度是一定的，对应远离输入轴220的伸缩轴 210拉动对应的襟副翼10转动相应的角度，对应靠近输入轴220的伸缩轴210 推动对应的襟副翼10转动相应的角度，一拉一推从而使两伸缩轴210驱动两襟副翼10同步反向转动。

进一步地，参照图3，操作杆310与连接轴320铰接，操作杆310可绕铰接轴转动，操作杆310上还可以连接有拉索340，拉索340与飞机尾翼上的升降舵驱动连接，拉索340与襟副翼联动机构40配合使用，通过推动操作杆310 以驱动拉索340拉动升降舵相对于尾翼转动，从而控制飞机起飞和降落时机头的仰角。

本发明还提出一种飞行器，该飞行器包括机体和襟副翼联动系统1，该襟副翼联动系统1的具体结构参照上述实施例，由于本主题二采用了上述所有实施例的全部技术方案，因此至少具有上述实施例的技术方案所带来的所有有益效果，在此不再一一赘述。其中，襟副翼联动系统1安装于机体上。

可选地，飞行器可以是飞机，特别是轻型飞机，安装上述实施例所述的襟副翼联动系统1的轻型飞机，不仅控制结构简单，操作方便，而且占用空间小，重量轻，可以适用于不同长度的跑道。

以上所述仅为本发明的可选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。