襟翼致动机构和用于展开襟翼的方法与流程

[0001]
本公开的实施例总体上涉及飞机襟翼延伸系统领域，并且更具体地，涉及具有可旋转地接合到襟翼支架的双过中心曲轴(double over center crankshaft)的襟翼致动系统。


背景技术：

[0002]
飞机采用增加机翼的弧度(camber)的襟翼，以在起飞和着陆时提高空气动力学效率。已经开发出各种机械布置以将襟翼从缩回位置展开到延伸位置。由于受所需的空气动力学型线约束的结构元件内的封闭操作条件，用于襟翼展开的典型驱动机构的机械效率受到限制，并且可能需要相当大的复杂性。在现有的驱动机构中已经采用了应用旋转杠杆臂的致动器，但是其旋转范围受到限制。


技术实现要素：

[0003]
襟翼致动机构的示例性实施方式包括襟翼支架，该襟翼支架附接到襟翼并通过枢转耦接件耦接到翼下结构。曲轴构造成用于过中心旋转，该曲轴具有对准的内侧曲柄臂和外侧曲柄臂，内侧曲柄臂和外侧曲柄臂从设置在翼下结构中的轴向间隔开的内侧轴颈和外侧轴颈延伸，并且内侧曲柄臂和外侧曲柄臂构造为围绕内侧轴颈和外侧轴颈的旋转轴线旋转。曲柄销连接在内侧曲柄臂和外侧曲柄臂之间。致动杆具有可旋转地耦接到曲柄销的第一端和耦接到襟翼支架的第二端。曲轴的旋转使致动杆移位，从而导致襟翼支架和襟翼旋转。
[0004]
本文的实施方式提供了一种用于展开襟翼的方法。将驱动扭矩提供至曲轴。曲轴在第一方向上旋转以从与曲轴的旋转轴线对准的收起位置开始驱动致动杆。通过致动杆使襟翼支架旋转以使襟翼延伸。
附图说明
[0005]
已经讨论的特征、功能和优点可在各种实施方式中独立地实现，或者可以在其它实施方式中组合，其进一步的细节可参考下面的描述和附图看出。
[0006]
图1a是其中可采用本文公开的实施方式的飞机的示意图；
[0007]
图1b是图1a的飞机的机翼和襟翼的详细图示；
[0008]
图1c是图1b的机翼和襟翼的俯视图；
[0009]
图2是襟翼致动系统的示例性实施方式的示意图；
[0010]
图3是示例性实施方式的局部分解图，其中为清楚起见，移除了翼下结构的内侧肋；
[0011]
图4是曲轴的示意图，其中为清楚起见，使杆盖和剖分式球轴承分解；
[0012]
图5是示出了组装顺序的部分分解的后视图；
[0013]
图6a是处于收起位置的襟翼致动机构的侧视图，其中为清楚起见，移除了翼下结
center，偏心)旋转，并且包括与外侧轴颈36b轴向间隔开的内侧轴颈36a。内侧滚子轴承34a和外侧滚子轴承34b构造成分别可旋转地接收在内侧轴颈36a和外侧轴颈36b中。对准的内侧曲柄臂38a和外侧曲柄臂38b分别从内侧轴颈36a和外侧轴颈36b延伸，以围绕轴线28旋转。曲柄销40连接在内侧曲柄臂38a和外侧曲柄臂38b之间，以桥接介于间隔开的内侧曲柄臂38a和外侧曲柄臂38b与内侧轴颈36a和外侧轴颈36b之间的杆间隙37。致动杆26在第一端25处通过剖分式球轴承(split ball bearing)42可旋转地附接到曲柄销40，该致动杆具有构造为将剖分式球轴承42和致动杆固定到曲柄销40的杆盖44。杆间隙37允许致动杆26的前部45穿过内侧轴颈36a和外侧轴颈36b的轴线28，以使曲轴24过中心旋转。
[0023]
内侧滚子轴承和外侧滚子轴承中的至少一者(在示例中为内侧滚子轴承34a)支撑在反作用环46中，该反作用环接收在相应的内侧肋或外侧肋(在示例中为内侧肋21a，如图5所示)中的配合孔口48中。反作用环和相关联的滚子轴承可位于内侧肋或外侧肋的任一者中，也可位于两者中。反作用环46是多面的、有键的或扇形的，以接合配合孔口48，以反作用于由内侧轴颈36a和内侧滚子轴承34a施加的扭矩。对于示出的示例，采用八边形界面。位于反作用环46的外表面52上的凸缘或多个延伸部50抵靠内侧肋21a的支撑表面54被接收。一个或多个延伸部50包括孔56，以接收延伸到支撑表面54中的紧固件58，以保持由内侧轴颈36a和内侧滚子轴承34a引起的轴向载荷。圆柱形凸缘60从反作用环46轴向向外延伸，以接合致动器22中的配合槽以进行安装。圆柱形凸缘60和配合槽被花键接合或键接合以反作用于致动器的扭转载荷。如图3所示，内侧轴颈36a具有内部花键62以与致动器22的输出轴64配合。
[0024]
内侧摩擦垫66a接合在内侧曲柄臂38a和反作用环46的内表面68之间，并且外侧摩擦垫66b接合在外侧曲柄臂38b和外侧肋21b的内侧表面70之间，以适应侧向载荷并防止曲轴24与内侧肋21a和外侧肋21b之间的不利的摩擦磨损。
[0025]
附图中示出的实施方式的构造允许从一侧组装曲轴24和支撑元件。参考图5，外侧滚子轴承34b插入到外侧肋21b的接收孔口72中。外侧摩擦垫66b、曲轴24、内侧摩擦垫66a、内侧滚子轴承和反作用环46构造成通过配合孔口48被依次接收。外侧摩擦垫66b被接收在外侧轴颈36b上，曲轴24然后插入穿过配合孔口48，其中外侧轴颈36b被接收在外侧滚子轴承34b中。配合孔口48具有的直径构造成接收具有延伸的内侧曲柄臂38a和外侧曲柄臂38b的曲轴24。内侧摩擦垫66a然后通过配合孔口48被接收在内侧轴颈36a上。内侧滚子轴承34a(在插入到反作用环46之前或之后)被接收在内侧轴颈36a上，并且反作用环46被接收在配合孔口48中。紧固件58穿过孔56插入，以将反作用环固定到内侧肋21a。致动杆26、剖分式球轴承42和杆盖44被固定到曲柄销40，并且致动器22被接收在圆柱形凸缘60上，其中输出轴64被接收在内侧轴颈36a的内部花键62中。曲轴24被滚子轴承34a、34b和摩擦垫66a、66b捕获，并且不需要任何固定螺母、垫圈、衬套或垫片。在替代实施方式中，内侧滚子轴承34a和外侧滚子轴承34b两者均被支撑在反作用环46中，其中反作用环接收在内侧肋21a和外侧肋21b两者的配合孔口中，并且可以从一侧或两侧进行组装。
[0026]
如图6a至图6d所示，襟翼14被由致动杆26驱动的襟翼支架30展开。襟翼支架30可通过接合在内侧肋21a和外侧肋21b中的轴32枢转地耦接到翼下结构20。图6a中示出处于收起位置的襟翼，其中，致动杆与旋转轴线基本上对准。曲轴24的旋转由旋转致动器22引起，该旋转在从收起位置到展开位置的延伸范围内。图6b中示出襟翼延伸到部分展开位置，其
中致动器和曲轴24在第一方向71上(对于示出的示例为逆时针方向)旋转。图6c中示出完全展开位置，其中曲轴旋转大约180
°
。通过致动杆26在介于曲轴24中的内侧曲柄臂38a和外侧曲柄臂38b以及内侧轴颈36a和外侧轴颈36b之间的杆间隙37中的游隙，可避免致动元件的任何碰撞。襟翼的缩回可通过使致动器22和曲轴24在反方向73上(对于示出的示例为顺时针)的旋转来完成。致动杆26的第二端27通过与位于轴32处的枢转耦接件相距预定距离74的枢轴销29耦接到襟翼支架30，如图6b所示，并且内侧曲柄臂38a和外侧曲柄臂38b具有不小于该预定距离的预定分数(fraction，部分)的臂长76，以相对于致动器输入扭矩向经由致动杆施加的线性力提供机械优势，以使襟翼旋转。该预定距离是基于襟翼14和机翼12中与翼下结构20相邻的可用的后缘凹部空间的预期富勒效应(fowler effect)而限定的，其总体机构设计得尽可能紧凑，以减少后缘凹部所需的容积、翼顶(wing loft)外部的整流罩突出部以及该机构的整体重量。在示例性实施方式中，预定分数不小于1/4，并且通常在1/4和1/3之间。曲轴24的过中心能力所允许的基本上完整的180
°
冲程长度减小了致动器载荷的峰值706相对于冲程(由旋转角度确定)的大小，如图7所示，在图7中示出了常规载荷冲程曲线702和示例性实施方式的载荷冲程曲线704。
[0027]
曲轴24的构造允许360
°
的旋转。曲轴24相对于致动杆26的过中心能力允许曲柄臂38a、38b的长度比现有的襟翼展开系统中的短，在现有的襟翼展开系统中，由于杠杆臂不能在不影响致动杆的情况下过中心地缩回，因此驱动致动杆的杠杆臂的旋转在角度上受到限制。此外，允许曲轴24过中心旋转可消除对任何“超行程停止特征(overtravel stop feature)”的需求，该超行程停止特征防止在致动器于现有襟翼展开系统中过度驱动的情况下而可能发生的部件碰撞。此外，如果可获得机翼中的足够的内部间隙(如运动学扫掠区80所示)，则曲轴24从完全展开位置沿原始方向的继续旋转(如图6d所示)将导致襟翼14缩回。此外，取决于曲轴24的旋转轴线28、以及襟翼支架30中的枢轴销29和轴32的初始角度关系，延伸/缩回轮廓相对于曲轴24的顺时针和逆时针旋转可不同，如运动学扫掠区80所示。曲轴24从襟翼14的收起位置的逆时针旋转提供了襟翼14在从完全缩回位置开始的大致90
°
的第一旋转中的较大展开范围，而在从大致90
°
到180
°
的范围内减小了增量展开。曲轴24从缩回位置的顺时针旋转提供了襟翼的从0
°
到大致270
°
的减小的展开范围，而在从大致270
°
至180
°
的范围内增加了增量展开。此特征为襟翼在各种飞行剖面中的展开或缩回提供了操作灵活性。
[0028]
本文所述的实施方式提供了一种用于展开襟翼的方法800，如图8所示。通过旋转致动器22将驱动扭矩提供给曲轴24，步骤802。使曲轴24在第一方向上旋转，以从与曲轴24的旋转轴线28基本上对准的收起位置开始驱动致动杆26，步骤804。通过致动杆使襟翼支架30围绕轴32旋转，以使襟翼14延伸，步骤806。曲轴的旋转包括通过使曲轴24大致旋转180
°
而将致动杆驱动到展开位置，步骤808。然后，可使曲轴24在相反方向上旋转以使襟翼缩回，步骤810。替代地，使曲轴24在第一方向上从180
°
继续旋转至360
°
的步骤812也可实施为使襟翼14缩回。允许曲轴超过180
°
的过中心旋转消除了对任何“超行程停止特征”的需求，同时防止了部件的碰撞，步骤814。
[0029]
此外，本公开包括根据以下条款的实施例：
[0030]
条款1.一种襟翼致动机构(17)，包括：
[0031]
襟翼支架(30)，附接到襟翼(14)并通过枢转耦接件(32)耦接到翼下结构(20)；
[0032]
曲轴(24)，构造为用于过中心旋转，所述曲轴具有：对准的内侧曲柄臂和外侧曲柄臂(38a、38b)，从设置在所述翼下结构中的轴向间隔开的内侧轴颈和外侧轴颈(36a、36b)延伸，并且所述内侧曲柄臂和所述外侧曲柄臂构造成围绕所述内侧轴颈和所述外侧轴颈的旋转轴线(28)旋转；及曲柄销(40)，连接在所述内侧曲柄臂和所述外侧曲柄臂之间；以及
[0033]
致动杆(26)，具有可旋转地耦接到所述曲柄销的第一端(25)和耦接到所述襟翼支架的第二端(27)，其中，所述曲轴的旋转使所述致动杆移位，以导致所述襟翼支架和所述襟翼的旋转。
[0034]
条款2.根据条款1所述的机构，其中，所述曲轴的旋转导致所述致动杆的向前运动和向后运动，以使所述襟翼支架和所述襟翼在收起位置和展开位置之间旋转。
[0035]
条款3.根据条款1至2中任一项所述的机构，其中，所述内侧轴颈和所述外侧轴颈间隔开，使得在所述曲轴旋转期间，所述致动杆的前部可穿过所述旋转轴线并位于所述内侧轴颈和所述外侧轴颈之间。
[0036]
条款4.根据条款1至3中任一项所述的机构，其中，所述致动杆的所述第二端在距所述枢转耦接件的预定距离(74)处耦接到所述襟翼支架，并且所述内侧曲柄臂和所述外侧曲柄臂具有不小于所述预定距离的1/4的臂长(76)。
[0037]
条款5.根据条款1至4中任一项所述的机构，其中，施加以用于使所述曲轴旋转的驱动扭矩通过所述致动杆转换成施加到所述襟翼支架的线性力，以使所述襟翼在收起位置和展开位置之间旋转。
[0038]
条款6.根据条款5所述的机构，其中，所述内侧轴颈和所述外侧轴颈中的一者具有内部花键(62)，并且旋转致动器(22)提供驱动扭矩，所述旋转致动器具有构造为接合所述内部花键的输出轴(64)。
[0039]
条款7.根据条款6所述的机构，其中，所述致动杆的所述第二端(27)在距所述枢转耦接件的预定距离(74)处耦接到所述襟翼支架，并且所述内侧曲柄臂和所述外侧曲柄臂具有不小于所述预定距离的预定分数的臂长(76)，以在致动器力和致动杆施加的线性力之间产生机械优势，以使所述襟翼旋转。
[0040]
条款8.根据条款1至7中任一项所述的机构，其中，所述致动杆通过剖分式轴承(42)耦接到所述曲柄销，并且所述致动杆包括杆盖(44)，所述杆盖构造成将所述剖分式轴承和所述致动杆固定到所述曲柄销。
[0041]
条款9.根据条款1至8中任一项所述的机构，进一步包括构造成接收所述内侧轴颈和所述外侧轴颈的内侧滚子轴承和外侧滚子轴承(34a、34b)，所述内侧滚子轴承设置在所述内侧肋和所述外侧肋中。
[0042]
条款10.根据条款1至9中任一项所述的机构，进一步包括至少一个反作用环，所述至少一个反作用环接收在所述内侧肋和所述外侧肋中的一者的配合孔口中，并且所述内侧滚子轴承和所述外侧滚子轴承中的一者接收在所述至少一个反作用环(46)中。
[0043]
条款11.根据条款1至10中任一项所述的机构，进一步包括接合在所述内侧曲柄臂和所述至少一个反作用环的内表面(68)之间的内侧摩擦垫(66a)，并包括接合在所述外侧曲柄臂和所述外侧肋的内侧表面(70)之间的外侧摩擦垫(66b)。
[0044]
条款12.根据条款10所述的机构，其中，所述至少一个反作用环是多面的、有键的或扇形的，以接合所述配合孔口，从而反作用于扭矩。
[0045]
条款13.根据条款12所述的机构，其中，所述至少一个反作用环是八边形的。
[0046]
条款14.根据条款11所述的机构，其中，所述配合孔口的直径构造成接收具有所述内侧曲柄臂和所述外侧曲柄臂的所述曲轴。
[0047]
条款15.根据条款14所述的机构，其中，所述外侧滚子轴承插入在所述外侧肋中的接收孔口(72)中，并且所述外侧摩擦垫、所述曲轴、所述内侧摩擦垫、所述内侧滚子轴承和所述至少一个反作用环被构造为穿过所述配合孔口被依次接收。
[0048]
条款16.一种用于飞行器的操作襟翼系统，所述系统包括：
[0049]
机翼(12)，具有翼下襟翼支撑元件，所述翼下襟翼支撑元件包括翼下结构(20)，所述翼下结构包括形成具有槽(23)的u形夹的内侧肋(21a)和外侧肋(21b)；
[0050]
襟翼支架(30)，附接到襟翼(14)并可通过在内侧肋和外侧肋之间延伸的轴(32)旋转地耦接到所述翼下结构；
[0051]
曲轴(24)，构造为用于过中心旋转，所述曲轴具有：对准的内侧曲柄臂和外侧曲柄臂(38a、38b)，从轴向间隔开的内侧轴颈和外侧轴颈(36a、36b)延伸，所述内侧曲柄臂和所述外侧曲柄臂构造成围绕旋转轴线(28)旋转，所述内侧轴颈具有内部花键(62)；及曲柄销(40)，连接在所述内侧曲柄臂和所述外侧曲柄臂之间；
[0052]
内侧滚子轴承和外侧滚子轴承(34a、34b)，构造成接收所述内侧轴颈和所述外侧轴颈，所述外侧滚子轴承设置在所述内侧肋中的接收孔口(72)中；
[0053]
反作用环(46)，接收在所述内侧肋的配合孔口(48)中，所述内侧滚子轴承接收在所述反作用环中，所述反作用环是多面的、有键的或扇形的，以接合所述配合孔口，从而反作用于扭矩，所述反作用环具有有键的或有花键的圆柱形凸缘(60)；
[0054]
内侧摩擦垫(66a)，接合在所述内侧曲柄臂与所述反作用环的内表面(68)之间，以及外侧摩擦垫(66b)，接合在所述外侧曲柄臂与所述外侧肋的内侧表面(70)之间；
[0055]
旋转致动器(22)，接收在有花键的所述圆柱形凸缘上，并具有构造成与内部花键接合的输出轴(64)；以及
[0056]
致动杆(26)，延伸穿过槽，并且所述致动杆具有通过剖分式球轴承(42)可旋转地连接到曲柄销的第一端(25)，该剖分式球轴承通过杆盖(44)固定，所述致动杆还具有耦接到襟翼支架的第二端(27)，其中，所述曲轴的旋转使所述致动杆从与所述旋转轴线对准的收起位置在延伸范围内通过使所述曲轴旋转大致180
°
而移位到展开位置，从而导致所述襟翼支架和所述襟翼旋转。
[0057]
条款17.一种用于展开襟翼的方法，所述方法包括：
[0058]
向曲轴提供驱动扭矩；
[0059]
使所述曲轴在第一方向上旋转，以从与所述曲轴的旋转轴线对准的收起位置开始驱动致动杆；以及
[0060]
通过致动杆使襟翼支架旋转，以使襟翼延伸。
[0061]
条款18.根据条款17所述的方法，其中，使所述曲轴旋转的步骤包括通过将所述曲轴旋转大约180
°
而将所述致动杆驱动到展开位置。
[0062]
条款19.根据条款17所述的方法，进一步包括使所述曲轴在相反方向上旋转，以缩回所述襟翼。
[0063]
条款20.根据条款18所述的方法，进一步包括使所述曲轴在所述第一方向上从
180
°
继续旋转至360
°
，以缩回所述襟翼。
[0064]
现在已经按照专利法规的要求详细描述了各种实施方式，本领域技术人员将认识到对本文公开的具体实施方式的修改和替代。这样的修改落入所附权利要求的范围和意图内。在说明书和权利要求中，术语“包含”、“并入”、“合并”或“并有”，“包括”、“包括”或“包括”，“具有”、“具有”或“具有”，以及“包含”、“包含”或“包含”旨在是开放性表述，并且可以存在附加元件或等效元件。在说明书和权利要求中使用的术语“基本上”意指所述特征、参数或值不需要精确地实现，而是能出现不妨碍该特征旨在提供的效果的量的偏差或变化，包括例如公差、测量误差、测量精度限制和本领域技术人员已知的其它因素。