专利名称：硬式襟副翼-升降舵控制系统的制作方法
技术领域：
本实用新型属于一种飞机左右倾斜度及升降控制设备，具体涉及一种硬式 襟副翼一升降舵控制系统。
背景技术：
现有襟副翼一升降舵控制系统设置有操纵杆，该操纵杆上连接有升降控制 装置和襟副翼控制装置，其中升降控制装置包括操纵杆和两根升降钢索，操纵
杆通过升降钢索操纵飞机升降舵，控制飞机升降；襟副翼控制装置包括两根倾 斜度控制钢索，操纵杆通过倾斜度控制钢索操纵飞机的襟副翼，控制飞机的左 右倾斜度。但升降钢索和倾斜度控制钢索都是软性传动件，驾驶员在控制飞机 左右倾斜度及升降时，受到钢索的限制，钢索降低了操纵飞机的灵活性。
现有技术的缺陷是飞机倾斜度及升降控制受制于倾斜度控制钢索和升降 钢索，飞机操纵系统的灵活性差，动作延迟大，变型大，控制钢索能承受的力 矩的小，可靠性低。
实用新型内容
本实用新型的目的是提出一种硬式襟副翼一升降舵控制系统，能够提高飞 机操纵系统的灵活性和可靠性以及准确性。
为达到上述目的，本实用新型提供一种硬式襟副翼一升降舵控制系统，设 置有操纵杆，该操纵杆上连接有升降控制装置和襟副翼控制装置，其关键在于
4所述襟副翼控制装置包括有襟副翼传动杆，该襟副翼传动杆的前端与所述 操纵杆活动连接，该连接点靠近所述操纵杆的下端，所述襟副翼传动杆的中部 安装有轴套与机身连接，襟副翼传动杆的后端固装有后叉耳和襟副翼摇臂，所 述襟副翼摇臂的左、右两个横臂上分别活动安装有襟副翼推拉杆，所述后叉耳
与所述升降控制装置活动连接；
所述升降控制装置包括有升降传动杆，该升降传动杆的前端与所述操纵杆 的下端活动连接，升降传动杆的后端活动连接在升降舵摇臂的下端，该升降舵 摇臂的中部连接所述后叉耳，该升降舵摇臂的上端活动连接在升降舵推拉杆上。
所述襟副翼传动杆的前端铆固有前叉耳，该前叉耳经活销安装在所述操纵
杆上；
所述襟副翼传动杆的后端铆固所述后叉耳，所述襟副翼摇臂铆固该后叉耳 上，该后叉耳与所述升降舵摇臂活销连接。
操纵杆通过襟副翼传动杆、襟副翼摇臂和襟副翼推拉杆控制飞机的倾斜度； 操纵杆通过升降传动杆和升降舵摇臂控制飞机的升降。用刚性传动件实现对飞 机的操纵控制，提高了操纵系统的灵活性和可靠性。
所述操纵杆的下端开有一列安装调整孔，所述升降传动杆的前端铆固有螺 纹接头，该螺纹接头的内螺孔连接在第一关节轴承的螺纹端上，该第一关节轴 承的球头端安装在所述操纵杆下端的安装调整孔处；
操纵杆下端设置一列活销安装调整孔，使第一关节轴承的安装位置可调。 关节轴承既可以是实现升降传动杆与操纵杆的相对旋转，又能帮组升降传动杆 相对操纵杆作±10°的摆动，提高升降传动杆与操纵杆之间的灵活程度。
螺纹接头的调节，实现对升降传动杆的长度可调，使飞机总体结构的设计 更合理。
所述升降传动杆的后端铆固有升降杆叉耳，该升降杆叉耳与所述升降舵摇 臂经活销连接。所述升降舵摇臂与所述升降舵推拉杆经第二关节轴承连接。
所述襟副翼摇臂的左、右两个横臂上分别开有一排调整通孔，所述襟副翼 推拉杆的下端设置有第三关节轴承安装在所述左、右两个横臂的调整通孔处。 横臂上开调整通孔，使第三关节轴承的安装位可调。
所述襟副翼传动杆的中部安装有二个轴套与机身连接，所述轴套两侧的襟 副翼传动杆上固定有限位轴套，该限位轴套对所述轴套限位。
所述升降舵摇臂的上端开有一列与所述升降舵推拉杆连接的安装孔。
本实用新型的显著效果是操纵杆通过襟副翼传动杆、襟副翼摇臂和襟副 翼推拉杆控制飞机的倾斜度；操纵杆通过升降传动杆和升降舵摇臂控制飞机的 升降。用刚性传动件实现对飞机的操纵控制，使飞机操纵系统的结构更紧凑， 提高了操纵系统的灵活性和可靠性。
图1是本实用新型的结构示意图2是升降舵摇臂的安装结构示意图。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本实用新型作进一步详细说明。 如图l、 2所示 一种硬式襟副翼一升降舵控制系统，设置有操纵杆，该操 纵杆1上连接有升降控制装置和襟副翼控制装置，其中
所述襟副翼控制装置包括有襟副翼传动杆2，该襟副翼传动杆2的前端与所
述操纵杆1活动连接，该连接点靠近所述操纵杆1的下端，所述襟副翼传动杆2 的中部安装有轴套3与机身连接，襟副翼传动杆2的后端固装有后叉耳4和襟 副翼摇臂5，所述襟副翼摇臂5的左、右两个横臂上分别活动安装有襟副翼推拉 杆6，所述后叉耳4与所述升降控制装置活动连接；所述升降控制装置包括有升降传动杆7，该升降传动杆7的前端与所述操纵
杆1的下端活动连接，升降传动杆7的后端活动连接在升降舵摇臂8的下端， 该升降舵摇臂8的中部连接所述后叉耳4，该升降舵摇臂8的上端活动连接在升 降舵推拉杆9上。
所述襟副翼传动杆2的前端铆固有前叉耳10，该前叉耳10经活销安装在所 述操纵杆l上；
所述襟副翼传动杆2的后端铆固所述后叉耳4，所述襟副翼摇臂5铆固该后 叉耳4上，该后叉耳4与所述升降舵摇臂8活销连接。
所述操纵杆1的下端开有一列安装调整孔a，所述升降传动杆7的前端铆固 有螺纹接头11，该螺纹接头11的内螺孔连接在第一关节轴承12的螺纹端上， 该第一关节轴承12的球头端安装在所述操纵杆1下端的安装调整孔a处；
所述升降传动杆7的后端铆固有升降杆叉耳13，该升降杆叉耳13与所述升 降舵摇臂8经活销连接。
所述升降舵摇臂8与所述升降舵推拉杆9经第二关节轴承15连接。该处也 是由关节轴承和螺纹接头2个零件组成，与第一关节轴承12的安装方式和技术 效果一致。
如图2所示所述襟副翼摇臂5的左、右两个横臂上分别开有一排调整通 孔b，所述襟副翼推拉杆6的下端设置有第三关节轴承16安装在所述左、右两 个横臂的调整通孔b处。该处也是由关节轴承和螺纹接头2个零件组成，与第 一关节轴承12的安装方式和技术效果一致。
如图1所示所述襟副翼传动杆2的中部安装有二个轴套3与机身连接， 所述轴套3两侧的襟副翼传动杆2上固定有限位轴套14，该限位轴套14对所述 轴套3限位。所述升降舵摇臂8的上端开有一列与所述升降舵推拉杆9连接的安装孔C。 其工作原理如下襟副翼传动杆2与升降传动杆7相互平行，且襟副翼传
动杆2受到限位轴套14和轴套3的限制，只能随操纵杆1的左右摆动而转动， 当襟副翼传动杆2转动时，固定在襟副翼传动杆2上的襟副翼摇臂5发生偏转， 拉动左、右两个横臂上的襟副翼推拉杆6作伸縮运动，襟副翼推拉杆6带动飞 机的襟翼和副翼工作，实现飞机倾斜度的控制。
当驾驶员控制操纵杆1前后摆动时，升降传动杆7随之作前后运动，升降 传动杆7带动升降舵摇臂8作前后摆动，升降舵摇臂8经升降舵推拉杆9拉动 飞机的升降舵作，实现飞机的升降控制。
权利要求1、一种硬式襟副翼-升降舵控制系统，设置有操纵杆(1)，该操纵杆(1)上连接有升降控制装置和襟副翼控制装置，其特征在于所述襟副翼控制装置包括有襟副翼传动杆(2)，该襟副翼传动杆(2)的前端与所述操纵杆(1)活动连接，该连接点靠近所述操纵杆(1)的下端，所述襟副翼传动杆(2)的中部安装有轴套(3)与机身连接，襟副翼传动杆(2)的后端固装有后叉耳(4)和襟副翼摇臂(5)，所述襟副翼摇臂(5)的左、右两个横臂上分别活动安装有襟副翼推拉杆(6)，所述后叉耳(4)与所述升降控制装置活动连接；所述升降控制装置包括有升降传动杆(7)，该升降传动杆(7)的前端与所述操纵杆(1)的下端活动连接，升降传动杆(7)的后端活动连接在升降舵摇臂(8)的下端，该升降舵摇臂(8)的中部连接所述后叉耳(4)，该升降舵摇臂(8)的上端活动连接在升降舵推拉杆(9)上。
2、 根据权利要求1所述硬式襟副翼一升降舵控制系统，其特征在于所述 襟副翼传动杆(2)的前端铆固有前叉耳(10)，该前叉耳(10)经活销安装在 所述操纵杆(1)上；所述襟副翼传动杆(2)的后端铆固所述后叉耳(4)，所述襟副翼摇臂(5) 铆固该后叉耳(4)上，该后叉耳(4)与所述升降舵摇臂(8)活销连接。
3、 根据权利要求1所述硬式襟副翼一升降舵控制系统，其特征在于所述 操纵杆(1)的下端开有一列安装调整孔(a)，所述升降传动杆(7)的前端铆 固有螺纹接头(11)，该螺纹接头(11)的内螺孔连接在第一关节轴承(12)的 螺纹端上，该第一关节轴承(12)的球头端安装在所述操纵杆(1)下端的安装 调整孔(a)处；所述升降传动杆(7)的后端铆固有升降杆叉耳(13)，该升降杆叉耳(13) 与所述升降舵摇臂(8)经活销连接。
4、 根据权利要求1所述硬式襟副翼一升降舵控制系统，其特征在于所述升降舵摇臂(8)与所述升降舵推拉杆(9)经第二关节轴承(15)连接。
5、 根据权利要求1所述硬式襟副翼一升降舵控制系统，其特征在于所述襟副翼摇臂(5)的左、右两个横臂上分别开有一排调整通孔(b)，所述襟副翼 推拉杆(6)的下端设置有第三关节轴承(16)安装在所述左、右两个横臂的调 整通孔(b)处。
6、 根据权利要求l所述硬式襟副翼一升降舵控制系统，其特征在于所述 襟副翼传动杆(2)的中部安装有二个轴套(3)与机身连接，所述轴套(3)两 侧的襟副翼传动杆(2)上固定有限位轴套(14)，该限位轴套(14)对所述轴 套(3)限位。
7、 根据权利要求1所述硬式襟副翼一升降舵控制系统，其特征在于所述 升降舵摇臂(8)的上端开有一列与所述升降舵推拉杆(9)连接的安装孔(c)。
专利摘要本实用新型公开了一种硬式襟副翼-升降舵控制系统，设置有操纵杆，该操纵杆上连接有升降控制装置和襟副翼控制装置，其特征在于所述襟副翼控制装置包括有襟副翼传动杆，该襟副翼传动杆的前端与操纵杆连接，中部安装有轴套与机身连接，后端固装有后叉耳与升降控制装置连接，固装有襟副翼摇臂与襟副翼拉杆连接；升降控制装置包括有升降传动杆，该升降传动杆的前端与所述操纵杆连接，后端连接升降舵摇臂的下端，该升降舵摇臂的上端连接升降舵拉杆。本实用新型的显著效果是用刚性传动件实现对飞机的操纵控制，使飞机操纵系统的结构更紧凑，提高了操纵系统的灵活性和可靠性。
文档编号B64C13/30GK201371944SQ200920126008
公开日2009年12月30日 申请日期2009年1月4日 优先权日2009年1月4日
发明者聪 彭 申请人:聪 彭