0034]液压作动筒可以根据需求进行适合选择，例如可以根据开裂式方向舵舵面的铰链力矩，根据经验公式和相应的数学、物理公式可以计算出液压作动筒的最大输出力和最大工作行程，以及系统的最大流量。据此可以确定液压作动筒的参数，进而设计相应的液压作动筒。根据系统流量作为伺服舵机的输入要求，设计合适的舵机推动液压作动筒。
[0035]阻力方向舵机可以采用数字舵机，采用电气多余度、液压双余度结构设计，具备单系统故障回中功能，利用数字控制电路，大功率电子元件驱动控制伺服电机直接驱动单级液压分配阀控制各液压作动筒。具体地，阻力方向舵包括位于左侧机翼的左上阻力方向舵机31、左下阻力方向舵机32以及位于右侧机翼的右上阻力方向舵机33以及右下阻力方向舵机34。进一步，在左上阻力方向舵机31、左下阻力方向舵机32、右上阻力方向舵机33以及右下阻力方向舵机34内部均包括液压系统，分别通过液压系统驱动左上液压作动筒、左下液压作动筒、右上液压作动筒以及右下液压作动筒进行作动。
[0036]另外，上述左上阻力方向舵机31、左下阻力方向舵机32、右上阻力方向舵机33以及右下阻力方向舵机34可以同时共用第一液压系统61和第二液压系统62两套液压系统，并且两套液压系统能够分别控制左右各个舵机，当其中一套出故障时，通过其中一套就能完成控制，加强系统的稳定性。
[0037]伺服控制器采用基于659背板总线的三余度数字式飞行控制计算机，通过例如GJB289A总线从飞行器管理计算机I接收舵面控制指令以控制舵面偏转，同时监控伺服控制器及各个舵机与液压作动筒的工作状态。具体地，包括位于左侧机翼的左伺服控制器21和右侧机翼的右伺服控制器22。伺服控制器左伺服控制器21用于控制左上阻力方向舵机31和左下阻力方向舵机32。右伺服控制器22用于控制右上阻力方向舵机33和右下阻力方向舵机34。
[0038]飞行器管理计算机I用于控制左伺服控制器21和右伺服控制器22，飞行器管理计算机I是通过总线分别与左伺服控制器21和右伺服控制器22连接。
[0039]本实用新型的飞机开裂式方向舵伺服作动系统，对左上、左下、右上以及右下四个阻力方向舵单独采用舵机和液压作动筒进行控制，整体呈分布式布局结构，简单可靠，单个产品体积小，安装维护方便，降低了风险性和成本，满足开裂式阻力方向舵的作动需求。另夕卜，液压作动筒和开裂式方向舵之间采用机械连接完成，保证连接的稳定性。
[0040]以上所述，仅为本实用新型的【具体实施方式】，但本实用新型的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本实用新型揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。因此，本实用新型的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。
【主权项】
1.一种飞机开裂式方向舵伺服作动系统，其特征在于，包括: 左上作动筒组件(41)和左下作动筒组件(42)，分别与左上阻力方向舵(51)和左下阻力方向舵(52)的舵面连接； 右上作动筒组件(43)和右下作动筒组件(44)，分别与右上阻力方向舵(53)和右下阻力方向舵(54)的舵面连接； 左上阻力方向舵机(31)和左下阻力方向舵机(32)，分别用于控制所述左上作动筒组件(41)和所述左下作动筒组件(42); 右上阻力方向舵机(33)和右下阻力方向舵机(34)，分别用于控制所述右上作动筒组件(43)和所述右下作动筒组件(44); 左伺服控制器(21)，用于控制所述左上阻力方向舵机(31)和所述左下阻力方向舵机(32); 右伺服控制器(22)，用于控制所述右上阻力方向舵机(33)和所述右下阻力方向舵机(34); 飞行器管理计算机(I)，用于控制所述左伺服控制器(21)和所述右伺服控制器(22)。2.根据权利要求1所述的飞机开裂式方向舵伺服作动系统，其特征在于，所述左伺服控制器(21)和所述右伺服控制器(22)均采用三余度数字式飞行控制计算机，与所述飞行器管理计算机(I)通过总线连接。3.根据权利要求1所述的飞机开裂式方向舵伺服作动系统，其特征在于，所述左上阻力方向舵机(31)、左下阻力方向舵机(32)、右上阻力方向舵机(33)以及右下阻力方向舵机(34)均采用数字舵机。4.根据权利要求3所述的飞机开裂式方向舵伺服作动系统，其特征在于，所述左上阻力方向舵机(31)、左下阻力方向舵机(32)、右上阻力方向舵机(33)以及右下阻力方向舵机(34)内部均包括液压系统，分别通过所述液压系统驱动所述左上作动筒组件(41)、所述左下作动筒组件(42)、所述右上作动筒组件(43)以及所述右下作动筒组件(44)。5.根据权利要求1所述的飞机开裂式方向舵伺服作动系统，其特征在于，所述左上作动筒组件(41)和左下作动筒组件(42)分别包括左上、左下液压作动筒，分别通过所述左上、左下液压作动筒与所述左上阻力方向舵(51)和所述左下阻力方向舵(52)的舵面连接; 所述右上作动筒组件(43)和右下作动筒组件(44)分别包括右上、右下液压作动筒，分别通过所述右上、右下液压作动筒与所述右上阻力方向舵(53)和所述右下阻力方向舵(54)的舵面连接。6.根据权利要求5所述的飞机开裂式方向舵伺服作动系统，其特征在于，所述左上、左下、右上以及右下液压作动筒的活塞杆端均通过耳环与舵面连接。7.根据权利要求5所述的飞机开裂式方向舵伺服作动系统，其特征在于，所述左上、左下、右上以及右下液压作动筒内均设置有直线位移传感器，所述左上、左下液压作动筒的直线位移传感器均与所述左伺服控制器连接(21)，所述右上、右下液压作动筒的直线位移传感器均与所述右伺服控制器连接(22)。
【专利摘要】本实用新型涉及伺服舵机控制系统设计领域，更具体地涉及一种飞机开裂式方向舵伺服作动系统，以解决目前的伺服控制系统无法满足开裂式阻力方向舵作动需求的问题。飞机开裂式方向舵伺服作动系统包括飞行器管理计算机、伺服控制器、阻力方向舵机以及作动筒组件等，用于对左上、左下、右上以及右下四个阻力方向舵进行单独控制，整体系统呈分布式布局结构，简单可靠，单个产品体积小，安装维护方便，降低了风险性和成本，满足开裂式阻力方向舵的作动需求。
【IPC分类】B64C13/40
【公开号】CN204775999
【申请号】CN201520221506
【发明人】刘振宇, 孙环宇, 于慧, 孙永环, 徐文良
【申请人】中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
【公开日】2015年11月18日
【申请日】2015年4月13日