申请/专利权人：陕西飞机工业(集团)有限公司

申请日：2020-05-09

公开（公告）日：2023-03-14

公开（公告）号：CN111572757B

主分类号：B64C13/04

分类号：B64C13/04;B64C13/30;B64F5/00

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2023.03.14#授权;2020.09.18#实质审查的生效;2020.08.25#公开

摘要：本发明属于航空技术领域，涉及一种飞机方向舵随动舵面的驱动机构设计方法，本发明涉及的支架、支柱、摇臂、驱动拉杆的连接为的铰接。当方向舵转动时，固定在方向舵悬挂支架支柱位置不动，方向舵大梁上的双耳摇臂随方向舵运动，并绕方向舵转轴转动，此时连杆、双耳摇臂和驱动拉杆组成的相对位置与方向舵中立时的位置发生了变化，由于这样的变化，驱动拉杆驱动随动舵面与方向舵相反方向运动。该机构设计简单，零件设计简单，并且小型化，成本低，获得有效的随动面偏角的控制，拆装方便，后期维护性好，该发明摒弃传统的复杂机构，最终解决了减轻方向舵上的气动载荷，减小了脚蹬力。

主权项：1.一种飞机方向舵随动舵面的驱动机构设计方法，其特征在于，步骤如下：第一步：根据飞机需要，随动舵面的偏转量和主舵面偏转量进行传动比计算，总传动比为n＝随动舵面的偏转角度方向舵偏转角度；第二步：对随动舵面的驱动机构传动比进行分配和计算，确定：R1、R2、R3的臂长尺寸；双耳摇臂2臂长分别为左耳臂长R1，右耳臂长R2，驱动摇臂臂长为R3，需设计R1＝R3，总传动比为n＝R3R2；第三步：根据随动舵面的驱动摇臂位置确定随动舵面的驱动机构设计中心面，为驱动摇臂中心面，即：驱动舵面综合受力面；第四步：根据确定的中心面选取最近的方向舵悬挂支架来找取支柱的固定点，且方向舵悬挂支架支柱轴线在方向舵弦平面内，方向舵悬挂支架支柱安装在悬挂支架上，支柱尽量矮；第五步：根据确定的中心面找取方向舵大梁固定摇臂的位置，确保摇臂的中心在中心面上，并且安装后双耳摇臂2的转轴必须在方向舵转轴上；第六步：双耳摇臂2的双耳夹角根据其分配的传动比确定臂长后，在初始位时驱动拉杆既要与双耳摇臂2的右耳近似垂直，又要与驱动摇臂近似垂直来去确定双耳摇臂2的右耳位置；连杆1与双耳摇臂2的左耳近似垂直，同时满足这样的条件后，双耳摇臂2的双耳夹角确定；第七步：根据双耳摇臂2的位置和驱动摇臂位置确定驱动拉杆长度，并调整驱动摇臂尽量在中立位与驱动拉杆垂直；第八步：根据双耳摇臂2位置、方向舵悬挂支架支柱位置确定连杆长度；第九步：驱动机构各个摇臂在运动中存在非线性，对驱动机构进行仿真模拟运动，并验证传动比的分配和计算的正确性，利用软件仿真适当修正驱动拉杆长度、双耳摇臂双耳角度使机构传动比近似总传动比值；第十步：根据机构运动，双耳摇臂2、连杆1选择合适的点设计使用轴承；第十一步：驱动拉杆3设计避让随动舵面的前缘。

全文数据：

权利要求：

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