專利名稱：一種用于非同軸翼面的同步操縱機(jī)構(gòu)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于飛機(jī)氣動(dòng)彈性領(lǐng)域顫振模型風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)，適用于尾段顫振模型風(fēng)洞試驗(yàn)的非同軸翼面的同步操縱設(shè)計(jì)技術(shù)。
背景技術(shù)：
對(duì)于非同軸同步運(yùn)動(dòng)的翼面，其安裝位置為空間形式。該類型的舵面運(yùn)動(dòng)方式在以前的模型設(shè)計(jì)中從未遇到過，并且顫振模型由于諸多設(shè)計(jì)參數(shù)的限制，現(xiàn)有的操縱機(jī)構(gòu)不能實(shí)現(xiàn)在同一驅(qū)動(dòng)點(diǎn)進(jìn)行非同軸翼面的同步驅(qū)動(dòng)，使得顫振模型模擬升降舵操縱的連接十分復(fù)雜。如果采用兩套操縱機(jī)構(gòu)，則難以準(zhǔn)確模擬左、右升降舵的操縱剛度和間隙。這就必須設(shè)計(jì)一種新的操縱機(jī)構(gòu)，通過風(fēng)洞試驗(yàn)來研究升降舵操縱剛度及其顫振問題。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是設(shè)計(jì)了一種用于尾段顫振模型風(fēng)洞試驗(yàn)的非同軸升降舵的同步操縱機(jī)構(gòu)，該機(jī)構(gòu)克服了現(xiàn)有操縱機(jī)構(gòu)不能同時(shí)實(shí)現(xiàn)非同軸舵面同步運(yùn)動(dòng)的缺陷，在同一驅(qū)動(dòng)點(diǎn)實(shí)現(xiàn)了左右升降舵的同步操縱。本發(fā)明的技術(shù)方案是一種用于非同軸翼面的同步操縱機(jī)構(gòu)，由本體1、左撥叉2、 右撥叉3、關(guān)節(jié)軸承4 個(gè))、銷軸15 O個(gè))、彈簧接頭連接桿6、彈簧接頭7、銷軸觀、套管 9 個(gè))、銷軸31(Κ2個(gè))及銷軸411組成，其中左撥叉2、右撥叉3分別通過關(guān)節(jié)軸承4和銷軸15操縱機(jī)構(gòu)本體1連接起來；套管9與兩個(gè)撥叉通過銷軸310來連接；彈簧接頭連接桿6與操縱機(jī)構(gòu)本體1是螺紋連接；彈簧接頭7與彈簧接頭連接桿6通過銷軸8來連接 ’左升降舵12、右升降舵13分別與左撥叉2、右撥叉3連接；同步操縱機(jī)構(gòu)本體1通過銷軸411 懸掛在主結(jié)構(gòu)14上，同時(shí)彈簧接頭7與機(jī)體主結(jié)構(gòu)14通過彈簧15連接。所述套管9為聚四氟乙烯套管。本發(fā)明的有益效果是實(shí)現(xiàn)了非同軸翼面的同步操縱，成功應(yīng)用于非同軸同步運(yùn)動(dòng)翼面低速顫振模型風(fēng)洞試驗(yàn)，滿足顫振模型風(fēng)洞試驗(yàn)變參要求，為風(fēng)洞試驗(yàn)研究尾段顫振問題奠定了基礎(chǔ)。


圖1 非同軸翼面的同步操縱機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)工作狀態(tài)示意2非同軸翼面同步操縱機(jī)構(gòu)分解示意圖1-本體2-左撥叉3-右撥叉4-關(guān)節(jié)軸承0個(gè))5-銷軸 1 個(gè))6-彈簧接頭連接桿
7-彈簧接頭
8-銷軸2
9-套管O個(gè))
10--銷軸乂2個(gè))
11--銷軸4
12--左升降舵
13--右升降舵
14--機(jī)體主結(jié)構(gòu)
15--彈簧
具體實(shí)施例方式下面通過具體實(shí)施例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)說明圖1是本發(fā)明用于顫振模型同步操縱機(jī)構(gòu)工作狀態(tài)的示意圖。一種用于非同軸翼面的同步操縱機(jī)構(gòu)，由本體1、左撥叉2、右撥叉3、關(guān)節(jié)軸承4 個(gè))、銷軸15 O個(gè))、彈簧接頭連接桿6、彈簧接頭7、銷軸觀、聚四氟乙烯套管9 個(gè))、銷軸31(Κ2個(gè))及銷軸411組成，其中左撥叉2、右撥叉3分別通過關(guān)節(jié)軸承4和銷軸15操縱機(jī)構(gòu)本體1連接起來；聚四氟乙烯套管9與兩個(gè)撥叉通過銷軸310來連接；彈簧接頭連接桿 6與操縱機(jī)構(gòu)本體1是螺紋連接；彈簧接頭7與彈簧接頭連接桿6通過銷軸8來連接；左升降舵12、右升降舵13分別與左撥叉2、右撥叉3連接；同步操縱機(jī)構(gòu)本體1通過銷軸411懸掛在主結(jié)構(gòu)14上，同時(shí)彈簧接頭7與機(jī)體主結(jié)構(gòu)14通過彈簧15連接。舵面運(yùn)動(dòng)時(shí)帶動(dòng)左、右撥叉，左、右撥叉通過四氟乙烯套管帶動(dòng)操縱機(jī)構(gòu)本體運(yùn)動(dòng)；操縱機(jī)構(gòu)本體的運(yùn)動(dòng)又帶動(dòng)彈簧接頭連接桿的運(yùn)動(dòng)，進(jìn)而驅(qū)動(dòng)彈簧。實(shí)現(xiàn)了非同軸的左、右升降舵同步的運(yùn)動(dòng)，并且模擬了升降舵操縱剛度。
權(quán)利要求
1.一種非同軸翼面的同步操縱機(jī)構(gòu)，由本體[1]、左撥叉[2]、右撥叉[3]、關(guān)節(jié)軸承[4] (2個(gè))、銷軸1 [5K2個(gè))、彈簧接頭連接桿[6]、彈簧接頭[7]、銷軸2 [8]、套管[9K2個(gè))、 銷軸3[10] 0個(gè))及銷軸4[11]組成，其中左撥叉[2]、右撥叉[3]分別通過關(guān)節(jié)軸承[4] 和銷軸1[5]操縱機(jī)構(gòu)本體[1]連接起來；套管[9]與兩個(gè)撥叉通過銷軸3 [10]來連接；彈簧接頭連接桿[6]與操縱機(jī)構(gòu)本體[1]是螺紋連接；彈簧接頭[7]與彈簧接頭連接桿[6] 通過銷軸[8]來連接；左升降舵[12]、右升降舵[13]分別與左撥叉[2]、右撥叉[3]連接； 同步操縱機(jī)構(gòu)本體[1]通過銷軸4[11]懸掛在主結(jié)構(gòu)[14]上，同時(shí)彈簧接頭[7]與機(jī)體主結(jié)構(gòu)[14]通過彈簧[15]連接。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的非同軸翼面的同步操縱機(jī)構(gòu)，其特征在于，所述套管[9]為聚四氟乙烯套管。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種用于非同軸翼面的同步操縱機(jī)構(gòu)。所述用于顫振模型非同軸升降舵的同步操縱連接機(jī)構(gòu)，由本體[1]、左撥叉[2]、右撥叉[3]、關(guān)節(jié)軸承[4](2個(gè))、軸銷1[5](2個(gè))、彈簧接頭連接桿[6]、彈簧接頭[7]、軸銷2[8]、套管[9](2個(gè))、軸銷3[10](2個(gè))及軸銷4[11]組成。其中，左、右升降舵分別與左、右撥叉相連，整個(gè)同步操縱機(jī)構(gòu)通過軸銷4[11]懸掛在機(jī)體結(jié)構(gòu)上，彈簧接頭通過彈簧與主結(jié)構(gòu)[14]相連，模擬升降舵操縱剛度，實(shí)現(xiàn)同步操縱左、右升降舵。因此，本發(fā)明可以在尾段顫振模型上模擬升降舵的操縱形式，實(shí)現(xiàn)了非同軸升降舵在同一驅(qū)動(dòng)點(diǎn)的同步操縱。
文檔編號(hào)G01M9/08GK102279089SQ201110113940
公開日2011年12月14日 申請(qǐng)日期2011年5月4日 優(yōu)先權(quán)日2011年5月4日
發(fā)明者黃國(guó)寧 申請(qǐng)人:中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所