专利名称：民航客机用防颠簸装置的制作方法
技术领域：
本发明属于航空航天领域，涉及民航客机使用的一种装置，具体来说是一种防止因大气气流变化而使机身颠簸的装置。
背景技术：
目前的民航客机，由于没有采用防颠簸措施，因此在飞行过程中如果遇到气流急剧变化，会引起机身的颠簸，使乘员感觉不适甚至引起恐惧和发生意外，并给人们的旅途生活带来了诸多不便。
发明内容
本发明的目的就是针对上述问题，提供一种能够有效防止或减轻飞机在飞行过程中强烈颠簸的装置，以提高客机飞行过程中的舒适性。
为了实现本发明的目的，本发明采用如下技术方案一种民航客机用防颠簸装置，包括安装在客机头部的气流传感器用于检测气流的急剧变化状态，还包括对称地分别安装在左右两侧机翼上方的可变截面副翼，可变截面副翼由固定翼和前端插在固定翼内的滑动翼组成，以及控制器，所述的控制器根据气流传感器的信号变化控制副翼的执行机构，当气流使机身下降时，控制器通过执行机构控制滑动翼减少其插入固定翼的深度来增大副翼截面面积，当气流使机身上升时控制器通过执行机构控制滑动翼增加其插入固定翼的深度来减少副翼的截面面积。
所述的气流传感器，包括一个可流过气流的气流管，气流管轴线与飞机轴线平行，在气流管前端为进气口，气流管内有一个与客机具有相同或相似飞行特性的飞行状态模拟器，在气流管位于飞行状态模拟器的上方位置有与气流管垂直的上感压管，位于上感压管内的一个上感压弹性膜周边固定在上感压管内壁上，飞行状态模拟器上方连接有一个上传压杆，上传压杆上端固定在所述的上感压弹性膜中心，上感应管上方与外界大气相通，上感压弹性膜下部为一个上气室，该气室通过上气孔与气流管相通维持压力平衡；在气流管位于飞行状态模拟器的下方位置有下感压管，位于下感压管内的一个下感压弹性膜周边固定下感压管内壁上，飞行状态模拟器下方连接有一个下传压杆，下传压杆下端固定在下感压弹性膜中心，下感应管下方与外界大气相通，下感压弹性膜上部为一个下气室，该气室通过下气孔与气流管相通维持压力平衡；飞行状态模拟器内有伺服电机控制飞行状态模拟器改变截面面积；在气流管内安装有摄像机拍摄飞行状态模拟的状态，并将其速度、方向和加速度数据传输给所述的控制器，控制器控制所述的飞行状态模拟器内的伺服电机使飞行状态模拟器在正常状态下维持在气流管中轴线上。
所述的执行机构可以为气动执行机构，包括一个气缸及气缸进、排气管路上的电磁换向阀，气缸的缸筒和活塞杆这两个部件中的一个部件固定，另一个部件与所述的滑动翼连接且其运动方向与滑动翼的滑动方向一致，所述的电磁阀与所述的控制器连接并由其控制用于使气缸工作。
本发明通过增加可变截面副翼及气流传感器、控制器构成飞行状态调整装置，通过气流传感器测得引起飞机颠簸的气流变化信号，由控制器控制副翼改变其截面积，调整飞机升力以克服或减轻由于气流急剧变化引起的颠簸。
图1为本发明的民航客机用防颠簸装置布局图。
图2为图1的俯视图。
图3为可变截面副翼局部剖视示意图。
图4为图3的俯视图。
图5为气动执行机构管路图。
图6为气流传感器结构示意图。
具体实施例方式
下面结合附图和具体实施例对本发明的民航客机用防颠簸装置作进一步说明，以助于理解本发明的内容。
如图1和图2所示，民航客机用防颠簸装置，包括安装在客机头部前端雷达罩4下方的气流传感器1及安装在机身内的控制器(图中省略)，如图5所示，控制器可以采用一个计算机28，还包括分别对称安装在左右两侧机翼上方的一对可变截面副翼3，可变截面副翼3位于发动机上方，由控制器控制使其在飞行过程中根据飞行状态改变截面面积，以调整飞机升力，抵消不稳定气流引起的升力变化。电源线和信号线6位于机身内。
如图3和图4所示，可变截面副翼由一个固定翼7和前端插在固定翼7内的滑动翼8组成，构成伸缩翼，固定翼7及滑动翼8的截面形状根据现有飞机机翼截面进行设计，以获得升力。控制滑动翼8插入固定翼7内的的深度可改变整个副翼的截面面积，获得不同的升力。在飞机巡航飞行状态下，同时参照图5所示，作为控制器的计算机28会根据气流传感器所获得的引起飞机颠簸的信号变化来控制副翼的执行机构，当气流使机身下降时，控制器通过执行机构控制滑动翼8减少其插入固定翼7的深度来增大副翼的截面面积，当气流使机身上升时控制器通过执行机构控制滑动翼8增加其插入固定翼7的深度来减少副翼的截面积。
可以理解的是，对于驱动副翼变截面的执行机构，可以为电动机构，例如通过在滑动翼8上设置齿条，通过电机输出轴上的齿轮与齿条啮合，利用控制电机正反转及转动圈数或角度实现副翼变截面。或者采用液压缸，驱动滑动翼8滑动。根据民航客机的特点，以及引起飞机颠簸的气流变化速度快的特点，本发明优选了反应比较迅速的气动执行机构。
气动执行机构结构如图3和图5所示，气动执行机构5及副翼通过支撑架13用铆栓固定在飞机发动机挂架2上。气动执行机构由气缸及电磁换向阀构成。对于缸杆相对于飞机固定的方式，采用固定翼7利用联接销9与气缸的缸杆10铰接，滑动翼8则通过其滑管12紧固在气缸的缸筒11上。如图5所示，电磁换向阀的电磁阀29由作为控制器的计算机28进行控制，实现气缸气路的换向。采用气动执行机构的另一个优点在于，与电磁换向阀相连的高压进气管31内的高压压缩空气可以来源于飞机的喷气式发动机的压气机，减少了空气压缩机或采用液压缸时的液压站，简化了结构且降低了成本，更加便于安装布局。如图5所示，气缸的右联接管32与气缸缸筒11的前腔体相通，左联接管33通过气道与气缸缸筒11的后腔体连通，与电磁换向阀相通的排气管34用于排气。在计算机28的控制下，通过电磁换向阀阀芯30向左和向右的移动，实现气缸气路的换向，使气缸的缸筒11向前或向后移动，以使滑动翼8向前和向后作线性运动。
气流传感器可以用于测定引起飞机颠簸的气流的流速或压力变化情况，然而这种传感器会增加控制难度。如图6所示，本发明的气流传感器采用了一种特殊结构，包括一个可使气流流过的气流管14，气流管14的轴心线与飞机轴心线平行，气流管14前端为进气口，在气流管14内有一个与客机具有相同飞行特性的可变截面飞行状态模拟器15，飞行状态模拟器15可以采用与副翼相同的滑动变截面结构。飞行状态模拟器15要通过风洞实验使其保证与飞机的飞行特性基本相当。在气流管14上位于飞行状态模拟器15的上方位置有与气流管垂直的上感压管20，位于上感压管20内的一个上感压弹性膜19周边固定在上感压管20的内壁上，使上感压管20被隔离为上、下两部分，其上部与外界气流相通，下部形成有一个上气室，并通过上气孔26与气流管14相通保持压力平衡，飞行状态模拟器上方连接有一个上传压杆17，上传压杆17上端固定在上感压弹性膜19中心；在气流管14位于飞行状态模拟器15的下方位置有下感压管22，位于下感压管内22的一个下感压弹性膜21周边固定在下感压管22的内壁上，同样将下感压管22分隔为上下两部分，其上部有下气室通过下气孔27与气流管14保持压力平衡，下部则与外界气流相通，飞行状态模拟器15下方连接有一个下传压杆18，下传压杆18下端固定在下感压弹性膜21的中心；飞行状态模拟器内有伺服电机16控制飞行状态模拟器15改变截面面积；气流管14上有导流孔25以将气流导出，在气流管14内安装有摄像机23拍摄飞行状态模拟器15位置变化情况，并将飞行状态模拟器15变化的速度、方向和加速度数据传输给作为控制器的计算机28，由计算机28根据飞行状态模拟器的变化情况调整副翼。计算机28与伺服电机16之间的连接线路24由上传压杆18内穿过。上感压管和下感压管内采用气室结构，形成阻尼力以防止飞机在高速飞行时，气流管内形成扰动的气流和产生的负压使得两个感压弹性膜向中部移动引起的振动。
其工作原理为由于气流传感器1安装在飞机的最前端，所以当飞机遇到不稳定气流时，它可提前作出反应。参照图5所示，由于飞行状态模拟器15与飞机具有基本相同或相似的飞行特性，当飞机以预定的航速在正常的高度上飞行时，如果没有不稳定气流，飞行状态模拟器15应该静止在气流管14的中轴线上。当飞机的飞行参数人为改变时，飞行状态模拟器15所处的位置(高度)就会偏离气流管14的中轴线，在这种情况下，安装在气流管14内的摄像机23会将飞行状态模拟器15的偏离情况传送给控制计算机28，控制计算机28可根据偏离情况，通过线路24控制安装在飞行状态模拟器15内的微型伺服电机16，来调整飞行状态模拟器的面积，从而使其始终位于气流管14的中轴线上。
如果飞机的对向水平气流急剧增强或遇到强烈的上升气流时，飞行状态模拟器15就会在水平气流增强的作用下或在下感压弹性膜21的推动下向上移动。此时摄像机23会将其向上移动的速度和高度以及加速度等信息传输给控制计算机28，后者会根据这些信息来操控电磁换向阀29，以使阀芯30按预定的程序向右移动，从而使高压进气管31与右联接管32联通，高压进气管31内的高压压缩空气来源于飞机的喷气式发动机的压气机。高压进气管31与右联接管32联通后，高压压缩空气就会通过缸杆10的下气道36而进入缸筒11的前部，即活塞35的左侧腔室内，从而使缸筒11在高压压缩空气的作用下向左移动；与此同时，阀芯30的向右移动使左联接管33与排气管34联通，两者联通后，缸筒11内，位于活塞35右侧腔室内的空气会经过缸杆10的上气道37和左联接管33，并通过阀芯30由排气管34排出。如图3和图4所示，由于副翼的滑动翼8紧固在缸筒11上，所以当缸筒11向左移动时，滑动翼8会随之向左移动，从而缩小了副翼的整个截面面积，其结果是降低了飞机的升力，抵消了对向气流增加或上升起流所产生的升力，进而有效控制了飞机的颠簸。
而当飞机的对向气流急剧减弱或遇到强烈的下降气流时，飞行状态模拟器15就会在对向气流减弱的作用下或在上感压弹性膜19的压力下向下移动。此时摄像机23会将其向下移动的速度和高度以及加速度等信息，传输给控制计算机28，后者会根据这些信息来操控电磁阀29，以使阀芯30按预定和程序向左移动，从而使高压进气管31与左联接管33联通，联通后，高压进气管31内的高压压缩空气就会通过缸杆10的上气道37而进入缸筒11的后部，即活塞35的右侧，从而使缸筒11在高压压缩空气的作用下向右移动，与此同时，阀芯30的向左移动使右联接管32与排气管34联通，两者联通后，缸筒11内，位于活塞35左侧的空气会经缸杆10的下气道36和右联接管32，并通过阀芯30由排气管34排出。如图3和图4所示，由于副翼的滑动翼8紧固在缸筒11上，所以当缸筒11向右移动时，滑动翼8会随之向右移动，从而增大了副翼的面积，其结果是加大了飞机的升力，抵消了对向水平气流减弱或下降气流引起的升力下降，进而有效控制了飞机的颠簸。
权利要求
1.一种民航客机用防颠簸装置，其特征在于包括安装在客机头部的气流传感器用于检测气流的急剧变化状态，还包括对称地分别安装在左右两侧机翼上方的可变截面副翼，可变截面副翼由固定翼和前端插在固定翼内的滑动翼组成，以及控制器，所述的控制器根据气流传感器的信号变化控制副翼的执行机构，当气流使机身下降时，控制器通过执行机构控制滑动翼减少其插入固定翼的深度来增大副翼截面面积，当气流使机身上升时控制器通过执行机构控制滑动翼增加其插入固定翼的深度来减少副翼的截面面积。
2.如权利要求1所述的民航客机用防颠簸装置，其特征在于所述的气流传感器，包括一个可流过气流的气流管，气流管轴线与飞机轴线平行，在气流管前端为进气口，气流管内有一个与客机具有相同或相似飞行特性的飞行状态模拟器，在气流管位于飞行状态模拟器的上方位置有与气流管垂直的上感压管，位于上感压管内的一个上感压弹性膜周边固定在上感压管内壁上，飞行状态模拟器上方连接有一个上传压杆，上传压杆上端固定在所述的上感压弹性膜中心，上感应管上方与外界大气相通，上感压弹性膜下部为一个上气室，该气室通过上气孔与气流管相通维持压力平衡；在气流管位于飞行状态模拟器的下方位置有下感压管，位于下感压管内的一个下感压弹性膜周边固定在下感压管内壁上，飞行状态模拟器下方连接有一个下传压杆，下传压杆下端固定在下感压弹性膜中心，下感应管下方与外界大气相通，下感压弹性膜上部为一个下气室，该气室通过下气孔与气流管相通维持压力平衡；飞行状态模拟器内有伺服电机控制飞行状态模拟器改变截面面积；在气流管内安装有摄像机拍摄飞行状态模拟的状态，并将其速度、方向和加速度数据传输给所述的控制器，控制器控制所述的飞行状态模拟器内的伺服电机使飞行状态模拟器在正常状态下维持在气流管中轴线上。
3.如权利要求2所述的民航客机用防颠簸装置，其特征在于所述的控制器与所述的伺服电机之间的连接线路由所述的上传压杆内穿过。
4.如权利要求1至3中之一所述的民航客机用防颠簸装置，其特征在于所述的执行机构为气动执行机构。
5.如权利要求4所述的民航客机用防颠簸装置，其特征在于所述的气动执行机构包括一个气缸及气缸进、排气管路上的电磁换向阀，气缸的缸筒和活塞杆这两个部件中有一个部件固定，另一个部件与所述的滑动翼连接且其运动方向与滑动翼的滑动方向一致，所述的电磁阀与所述的控制器连接并由其控制用于使气缸工作。
6.如权利要求5所述的民航客机用防颠簸装置，其特征在于所述的固定翼与所述的气缸的缸杆铰接，所述的滑动翼与气缸的缸筒铰接。
7.如权利要求6所述的民航客机用防颠簸装置，其特征在于所述的滑动翼通过滑管紧固在气缸的缸筒上。
8.如权利要求6所述的民航客机用防颠簸装置，其特征在于所述的气缸的缸杆内有上气道和下气道分别与气缸活塞两侧的腔室相通。
9.如权利要求5所述的民航客机用防颠簸装置，其特征在于所述的气缸的气源来源于飞机的喷气式发动机的压气机。
10.如权利要求4所述的民航客机用防颠簸装置，其特征在于所述的气动执行机构及副翼通过支撑架用铆栓固定在飞机发动机的挂架上。
全文摘要
本发明公开了一种民航客机用防颠簸装置，其特征在于包括安装在客机头部的气流传感器用于检测气流的急剧变化状态，还包括对称地分别安装在左右两侧机翼上方的可变截面副翼，可变截面副翼由固定翼和前端插在固定翼内的滑动翼组成，以及控制器，所述的控制器根据气流传感器的信号变化控制副翼的执行机构，当气流使机身下降时，控制器通过执行机构控制滑动翼减少其插入固定翼的深度来增大副翼截面面积，当气流使机身上升时控制器通过执行机构控制滑动翼增加其插入固定翼的深度来减少副翼的截面面积。这种民航客机用防颠簸装置能够克服或减轻由于气流急剧变化引起的颠簸。
文档编号B64C3/00GK1843846SQ20061008066
公开日2006年10月11日 申请日期2006年5月25日 优先权日2006年5月25日
发明者史桦, 饶伟达 申请人:史颜