专利名称：一种用于非同轴翼面的同步操纵机构的制作方法
技术领域：
本发明属于飞机气动弹性领域颤振模型风洞试验技术，适用于尾段颤振模型风洞试验的非同轴翼面的同步操纵设计技术。
背景技术：
对于非同轴同步运动的翼面，其安装位置为空间形式。该类型的舵面运动方式在以前的模型设计中从未遇到过，并且颤振模型由于诸多设计参数的限制，现有的操纵机构不能实现在同一驱动点进行非同轴翼面的同步驱动，使得颤振模型模拟升降舵操纵的连接十分复杂。如果采用两套操纵机构，则难以准确模拟左、右升降舵的操纵刚度和间隙。这就必须设计一种新的操纵机构，通过风洞试验来研究升降舵操纵刚度及其颤振问题。
发明内容
本发明的目的是设计了一种用于尾段颤振模型风洞试验的非同轴升降舵的同步操纵机构，该机构克服了现有操纵机构不能同时实现非同轴舵面同步运动的缺陷，在同一驱动点实现了左右升降舵的同步操纵。本发明的技术方案是一种用于非同轴翼面的同步操纵机构，由本体1、左拨叉2、 右拨叉3、关节轴承4 个)、销轴15 O个)、弹簧接头连接杆6、弹簧接头7、销轴观、套管 9 个)、销轴31(Κ2个)及销轴411组成，其中左拨叉2、右拨叉3分别通过关节轴承4和销轴15操纵机构本体1连接起来；套管9与两个拨叉通过销轴310来连接；弹簧接头连接杆6与操纵机构本体1是螺纹连接；弹簧接头7与弹簧接头连接杆6通过销轴8来连接 ’左升降舵12、右升降舵13分别与左拨叉2、右拨叉3连接；同步操纵机构本体1通过销轴411 悬挂在主结构14上，同时弹簧接头7与机体主结构14通过弹簧15连接。所述套管9为聚四氟乙烯套管。本发明的有益效果是实现了非同轴翼面的同步操纵，成功应用于非同轴同步运动翼面低速颤振模型风洞试验，满足颤振模型风洞试验变参要求，为风洞试验研究尾段颤振问题奠定了基础。
图1 非同轴翼面的同步操纵机构结构工作状态示意2非同轴翼面同步操纵机构分解示意图1-本体2-左拨叉3-右拨叉4-关节轴承0个)5-销轴 1 个)6-弹簧接头连接杆
7-弹簧接头
8-销轴2
9-套管O个)
10--销轴乂2个)
11--销轴4
12--左升降舵
13--右升降舵
14--机体主结构
15--弹簧
具体实施例方式下面通过具体实施例对本发明作进一步详细说明图1是本发明用于颤振模型同步操纵机构工作状态的示意图。一种用于非同轴翼面的同步操纵机构，由本体1、左拨叉2、右拨叉3、关节轴承4 个)、销轴15 O个)、弹簧接头连接杆6、弹簧接头7、销轴观、聚四氟乙烯套管9 个)、销轴31(Κ2个)及销轴411组成，其中左拨叉2、右拨叉3分别通过关节轴承4和销轴15操纵机构本体1连接起来；聚四氟乙烯套管9与两个拨叉通过销轴310来连接；弹簧接头连接杆 6与操纵机构本体1是螺纹连接；弹簧接头7与弹簧接头连接杆6通过销轴8来连接；左升降舵12、右升降舵13分别与左拨叉2、右拨叉3连接；同步操纵机构本体1通过销轴411悬挂在主结构14上，同时弹簧接头7与机体主结构14通过弹簧15连接。舵面运动时带动左、右拨叉，左、右拨叉通过四氟乙烯套管带动操纵机构本体运动；操纵机构本体的运动又带动弹簧接头连接杆的运动，进而驱动弹簧。实现了非同轴的左、右升降舵同步的运动，并且模拟了升降舵操纵刚度。
权利要求
1.一种非同轴翼面的同步操纵机构，由本体[1]、左拨叉[2]、右拨叉[3]、关节轴承[4] (2个)、销轴1 [5K2个)、弹簧接头连接杆[6]、弹簧接头[7]、销轴2 [8]、套管[9K2个)、 销轴3[10] 0个)及销轴4[11]组成，其中左拨叉[2]、右拨叉[3]分别通过关节轴承[4] 和销轴1[5]操纵机构本体[1]连接起来；套管[9]与两个拨叉通过销轴3 [10]来连接；弹簧接头连接杆[6]与操纵机构本体[1]是螺纹连接；弹簧接头[7]与弹簧接头连接杆[6] 通过销轴[8]来连接；左升降舵[12]、右升降舵[13]分别与左拨叉[2]、右拨叉[3]连接； 同步操纵机构本体[1]通过销轴4[11]悬挂在主结构[14]上，同时弹簧接头[7]与机体主结构[14]通过弹簧[15]连接。
2.根据权利要求1所述的非同轴翼面的同步操纵机构，其特征在于，所述套管[9]为聚四氟乙烯套管。
全文摘要
本发明涉及一种用于非同轴翼面的同步操纵机构。所述用于颤振模型非同轴升降舵的同步操纵连接机构，由本体[1]、左拨叉[2]、右拨叉[3]、关节轴承[4](2个)、轴销1[5](2个)、弹簧接头连接杆[6]、弹簧接头[7]、轴销2[8]、套管[9](2个)、轴销3[10](2个)及轴销4[11]组成。其中，左、右升降舵分别与左、右拨叉相连，整个同步操纵机构通过轴销4[11]悬挂在机体结构上，弹簧接头通过弹簧与主结构[14]相连，模拟升降舵操纵刚度，实现同步操纵左、右升降舵。因此，本发明可以在尾段颤振模型上模拟升降舵的操纵形式，实现了非同轴升降舵在同一驱动点的同步操纵。
文档编号G01M9/08GK102279089SQ201110113940
公开日2011年12月14日 申请日期2011年5月4日 优先权日2011年5月4日
发明者黄国宁 申请人:中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所