本技術(shù)涉及航空飛行控制，尤其涉及一種襟翼控制系統(tǒng)及飛機(jī)。

背景技術(shù)：

1、襟翼是安裝在機(jī)翼后緣的翼面，襟翼控制系統(tǒng)是控制襟翼繞轉(zhuǎn)動(dòng)軸向后向下運(yùn)動(dòng)的機(jī)構(gòu)。襟翼控制系統(tǒng)作為重要的飛機(jī)機(jī)載系統(tǒng)，其能否正常工作將影響飛機(jī)安全，特別是左右兩塊襟翼操控必須保持同步性，同時(shí)，對(duì)于放襟翼的飛行速度進(jìn)行了限制以防止載荷過大破壞襟翼結(jié)構(gòu)。

2、現(xiàn)有的襟翼控制系統(tǒng)通過軟軸實(shí)現(xiàn)左右兩塊襟翼的同步性，或者是，通過鋼索交連機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)左右兩塊襟翼的同步性，亦或者是，通過使用兩臺(tái)獨(dú)立的襟翼作動(dòng)器分別驅(qū)動(dòng)左右襟翼，再結(jié)合計(jì)算軟件的電氣控制程序?qū)崿F(xiàn)左右兩塊襟翼的同步性，以上方案均會(huì)使得襟翼控制系統(tǒng)的原理過于復(fù)雜、襟翼控制系統(tǒng)使用時(shí)的故障率較高。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本實(shí)用新型針對(duì)上述問題，提出了一種襟翼控制系統(tǒng)及飛機(jī)。

2、本實(shí)用新型采取的技術(shù)方案如下：

3、本技術(shù)提供一種襟翼控制系統(tǒng)，包括：第一扭力管、第二扭力管、襟翼作動(dòng)器、驅(qū)動(dòng)搖臂以及耦合連接件；

4、所述耦合連接件具有第一端、第二端以及設(shè)置在所述第一端和所述第二端之間的連接段，所述第一端和所述第二端分別與所述第一扭力管和所述第二扭力管固定；

5、所述驅(qū)動(dòng)搖臂一端固定在所述連接段上，所述驅(qū)動(dòng)搖臂的另一端與所述襟翼作動(dòng)器連接，當(dāng)所述襟翼作動(dòng)器工作時(shí)會(huì)驅(qū)動(dòng)所述驅(qū)動(dòng)搖臂轉(zhuǎn)動(dòng)，同時(shí)帶動(dòng)耦合連接件上的所述第一扭力管和所述第二扭力管同步轉(zhuǎn)動(dòng)。

6、通過耦合連接件連接第一扭力管和第二扭力管，并將驅(qū)動(dòng)搖臂設(shè)置在耦合連接件上，當(dāng)襟翼作動(dòng)器工作時(shí)，可以驅(qū)動(dòng)第一扭力管和第二扭力管同步轉(zhuǎn)動(dòng)，從而實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的左右兩塊襟翼運(yùn)動(dòng)的同步性，本技術(shù)提供的方案原理和結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，襟翼作動(dòng)器可以便捷的驅(qū)動(dòng)飛機(jī)的左右兩塊襟翼工作。用本技術(shù)提供的襟翼控制系統(tǒng)代替復(fù)雜的同步交連機(jī)構(gòu)和電氣控制，使得襟翼控制不易出錯(cuò)，控制也更為可靠。

7、同時(shí)，耦合連接件分別連接第一扭力管和第二扭力管，與傳統(tǒng)的單根扭力管結(jié)構(gòu)相比，第一扭力管和第二扭力管的直線度等要求降低，從而可以降低制造難度和成本。

8、進(jìn)一步的，所述襟翼作動(dòng)器包括作動(dòng)本體以及伸縮軸，所述伸縮軸一端與所述作動(dòng)本體連接，另一端與所述驅(qū)動(dòng)搖臂遠(yuǎn)離所述連接段的一端鉸接。

9、實(shí)際使用時(shí)，襟翼作動(dòng)器可以為電動(dòng)推桿，襟翼作動(dòng)器上連接有驅(qū)動(dòng)所述伸縮軸做伸縮運(yùn)動(dòng)的電源，襟翼作動(dòng)器通過緊固件固定在飛機(jī)的機(jī)翼內(nèi)部。

10、進(jìn)一步的，所述耦合連接件為耦合器。

11、進(jìn)一步的，所述襟翼控制系統(tǒng)還包括第一連接組件和第二連接組件，所述第一扭力管和所述第二扭力管分別套接在所述耦合連接件的第一端和第二端上，所述第一連接組件用于穿設(shè)在所述第一扭力管和耦合連接件的第一端上以將第一扭力管固定在所述耦合連接件的第一端，所述第二連接組件用于穿設(shè)在所述第二扭力管和耦合連接件的第二端上以將第二扭力管固定在所述耦合連接件的第二端。

12、進(jìn)一步的，所述第一連接組件或者第二連接組件分別包括長(zhǎng)螺栓、螺母和開口銷，長(zhǎng)螺栓沿耦合連接件的徑向設(shè)置，螺母和開口銷用于設(shè)置長(zhǎng)螺栓的端部實(shí)現(xiàn)限位；

13、或者是，第一連接組件或者第二連接組件分別為多組沿耦合連接件的徑向設(shè)置的緊固件。

14、進(jìn)一步的，所述襟翼控制系統(tǒng)還包括卸載連接裝置，所述驅(qū)動(dòng)搖臂通過所述卸載連接裝置固定在所述耦合連接件的連接段上，當(dāng)所述第一扭力管和/或所述第二扭力管上受到超過所述卸載連接裝置承受限度的載荷時(shí)，所述卸載連接裝置連接失效，使所述驅(qū)動(dòng)搖臂相對(duì)所述耦合連接件的軸向能夠發(fā)生轉(zhuǎn)動(dòng)，以實(shí)現(xiàn)卸載。

15、進(jìn)一步的，所述驅(qū)動(dòng)搖臂與所述耦合連接件的連接端形成有套筒連接部，所述驅(qū)動(dòng)搖臂通過所述套筒連接部外套在所述耦合連接件的連接段上；

16、所述卸載連接裝置包括剪切螺栓，所述剪切螺栓沿所述套筒連接部和/或所述連接段的徑向并穿出所述套筒連接部和所述連接段設(shè)置，以限制所述驅(qū)動(dòng)搖臂的套筒連接部相對(duì)所述耦合連接件的軸向發(fā)生轉(zhuǎn)動(dòng)；

17、所述剪切螺栓上具有減薄凹槽，所述減薄凹槽的槽深尺寸越大，所述剪切螺栓能承受的載荷越?。?/p>

18、所述剪切螺栓在所述減薄凹槽處形成剪切斷裂段，所述剪切斷裂段用于在過載時(shí)發(fā)生斷裂使所述卸載連接裝置的連接失效。

19、實(shí)際運(yùn)用過程中，當(dāng)襟翼控制系統(tǒng)卡阻或襟翼非預(yù)期工作情況下，卡阻載荷會(huì)傳遞到襟翼舵面，若無法將卡阻載荷進(jìn)行卸載，襟翼舵面等設(shè)備將被毀壞。現(xiàn)有的襟翼控制系統(tǒng)中，通過在襟翼上設(shè)置載荷傳感器和力傳感器等裝置進(jìn)行載荷監(jiān)測(cè)，當(dāng)襟翼舵面的載荷超過設(shè)定值時(shí)，控制襟翼控制系統(tǒng)的動(dòng)力元件停止工作以防止載荷增大使襟翼舵面等設(shè)備被毀壞。此種方法原理過于復(fù)雜、故障率高，且無法進(jìn)行準(zhǔn)確卸載，無法保證飛機(jī)的安全飛行。

20、目前，只在襟翼操縱手柄旁設(shè)置了放襟翼的速度限制標(biāo)牌用于提示飛行員注意襟翼控制系統(tǒng)卡阻情況發(fā)生，但未在裝置結(jié)構(gòu)本體設(shè)計(jì)上考慮系統(tǒng)卡阻或襟翼非預(yù)期工作情況下對(duì)載荷進(jìn)行主動(dòng)限制的方法或手段。

21、在系統(tǒng)卡阻或機(jī)翼的氣動(dòng)面過載情況下，通過設(shè)置剪切螺栓，使得載荷從舵面通過第一扭力管、驅(qū)動(dòng)搖臂和耦合連接件或者第二扭力管、驅(qū)動(dòng)搖臂和耦合連接件，傳遞到剪切螺栓上并通過剪切螺栓的斷裂進(jìn)行卸載，防止襟翼控制系統(tǒng)被損壞、保證飛機(jī)飛行的安全性，同時(shí)，通過襟翼作動(dòng)器的驅(qū)動(dòng)以及在外接氣流作用下，任然可以使由耦合連接件連接的第一扭力管和第二扭力管保持同步，以及使分別與第一扭力管和第二扭力管連接的飛機(jī)左右襟翼舵面保持同步回收至飛機(jī)主翼，從而提升飛機(jī)飛行的安全性。

22、進(jìn)一步的，所述減薄凹槽包括兩個(gè)，兩個(gè)所述減薄凹槽分別形成兩個(gè)所述剪切斷裂段，兩個(gè)剪切斷裂段分別與所述套筒連接部套接在所述連接段上時(shí)形成的兩個(gè)套接重疊部位相對(duì)應(yīng)設(shè)置。

23、實(shí)際使用時(shí)，載荷在驅(qū)動(dòng)搖臂的套筒連接部和耦合連接件的連接段重疊部位對(duì)剪切螺栓施加剪切力和扭矩，減薄凹槽與套筒連接部和連接段的套接重疊部位相對(duì)應(yīng)設(shè)置便于載荷的卸載控制。

24、進(jìn)一步的，所述卸載連接裝置還包括設(shè)置在所述剪切螺栓端部的限位件，所述剪切螺栓與所述限位件配合以防止所述剪切螺栓從所述套筒連接部和所述連接段脫落。

25、實(shí)際使用時(shí)，限位件可為螺母。

26、進(jìn)一步的，所述卸載連接裝置還包括保險(xiǎn)連接件，所述保險(xiǎn)連接件設(shè)置在所述驅(qū)動(dòng)搖臂上并分別與所述剪切螺栓的兩端連接，當(dāng)剪切螺栓斷裂時(shí)，所述保險(xiǎn)連接件用于防止斷裂后的剪切螺栓和剪切螺栓上的限位件從襟翼控制系統(tǒng)上脫落，影響系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)。

27、進(jìn)一步的，所述保險(xiǎn)連接件為保險(xiǎn)絲，所述剪切螺栓的兩個(gè)端部分別形成有保險(xiǎn)連接孔，所述保險(xiǎn)絲分別穿過所述剪切螺栓兩端的保險(xiǎn)連接孔纏繞設(shè)置在所述驅(qū)動(dòng)搖臂的套筒連接部上。

28、進(jìn)一步的，所述襟翼控制系統(tǒng)還包括第一襟翼舵面拉桿和第二襟翼舵面拉桿，所述第一襟翼舵面拉桿的一端與所述第一扭力管遠(yuǎn)離所述耦合連接件的端部連接，所述第一襟翼舵面拉桿的另一端用于與第一扭力管一側(cè)的襟翼舵面連接；

29、所述第二襟翼舵面拉桿的一端與所述第二扭力管遠(yuǎn)離所述耦合連接件的端部連接，所述第二襟翼舵面拉桿的另一端用于與第二扭力管一側(cè)的襟翼舵面連接。

30、進(jìn)一步的，所述第一扭力管和第二扭力管分別在遠(yuǎn)離所述耦合連接件的一端設(shè)置有拉桿連接件；

31、所述第一襟翼舵面拉桿的兩端分別用于鉸接設(shè)置在所述第一扭力管端部的拉桿連接件和襟翼舵面上；

32、所述第二襟翼舵面拉桿的兩端分別用于鉸接設(shè)置在所述第二扭力管端部的拉桿連接件和襟翼舵面上；

33、所述襟翼控制系統(tǒng)最終通過襟翼舵面拉桿控制襟翼舵面偏轉(zhuǎn)。

34、實(shí)際使用時(shí)，第一扭力管、第二扭力管、第一襟翼舵面拉桿、第二襟翼舵面拉桿、驅(qū)動(dòng)搖臂以及耦合連接件組成了機(jī)械交連結(jié)構(gòu)，它們獨(dú)立于襟翼作動(dòng)器，以更可靠的方式實(shí)現(xiàn)左右襟翼舵面的同步運(yùn)動(dòng)。

35、進(jìn)一步的，所述第一扭力管和第二扭力管為大內(nèi)徑的薄壁管狀結(jié)構(gòu)，質(zhì)量輕的同時(shí)剛度也高。

36、本技術(shù)還提供一種飛機(jī)，包括左襟翼、右襟翼以及襟翼控制系統(tǒng)，所述襟翼控制系統(tǒng)用于連接所述左襟翼和所述右襟翼，并使得左襟翼和右襟翼同步運(yùn)動(dòng)；

37、所述襟翼控制系統(tǒng)為以上所述的一種襟翼控制系統(tǒng)。

38、本實(shí)用新型的有益效果是：

39、(1)通過耦合連接件連接第一扭力管和第二扭力管，當(dāng)襟翼作動(dòng)器工作時(shí)，可以驅(qū)動(dòng)第一扭力管和第二扭力管同步轉(zhuǎn)動(dòng)，從而實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的左右兩塊襟翼運(yùn)動(dòng)的同步性，本方案原理和結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，襟翼作動(dòng)器可以便捷的驅(qū)動(dòng)飛機(jī)的左右兩塊襟翼工作。同時(shí)，與傳統(tǒng)的單根扭力管結(jié)構(gòu)相比，第一扭力管和第二扭力管的直線度等要求降低，從而可以降低制造難度和成本。

40、(2)系統(tǒng)中引入剪切螺栓，在系統(tǒng)卡阻或氣動(dòng)面過載情況下，卡阻載荷和氣動(dòng)載荷傳遞到剪切螺栓，其通過變形或剪切進(jìn)行卸載，其余連接保持不變使得襟翼舵面保持同步，襟翼控制系統(tǒng)功能降級(jí)，襟翼舵面能夠同步偏轉(zhuǎn)，保證飛行安全。

41、即本技術(shù)提出了一種具有載荷限制功能的襟翼控制系統(tǒng)，不僅能實(shí)現(xiàn)對(duì)襟翼的同步控制，而且在增加了載荷限制功能的同時(shí)襟翼控制系統(tǒng)的構(gòu)造簡(jiǎn)單、操控可靠，保證了飛機(jī)飛行的安全性。