飞机高升力系统用内外襟翼交联装置的制作方法

本发明可能涉及飞机高升力系统、舵面操纵部件、作动部件等技术领域，特别涉及飞机高升力系统用内外襟翼交联装置。

背景技术：

已公开的专利文献中披露了一种内外襟翼交联装置，该专利文献授权公告号为cn107161325b，作为本技术方案的最接近现有技术。如图1所示，所述装置包括活塞杆组件1-1、活塞筒组件1-2、弧形楔形件1-3和凹圈1-4。活塞杆组件1-1设置于活塞筒组件1-2内，且相对于活塞筒组件1-2径向固定、轴向可动。弧形楔形件1-3固定于活塞筒组件1-2的外侧上，弧形楔形件1-3包括第一楔形挤压面。凹圈1-4固定在活塞杆组件1-1的外侧上，凹圈1-4包括第二楔形挤压面。当第一楔形挤压面与第二楔形挤压面接触时，产生轴向力实现正向缓冲。该内外襟翼交联装置只能吸收伸出时产生的冲击载荷。

技术实现要素：

本发明解决的技术问题：提出一种交联装置解决现有技术只能吸收伸出时产生的冲击载荷的技术问题，同时对接近开关进行双余度设计，提高装置可靠性。

本发明的技术方案：一种交联装置，所述装置用于飞机高升力系统，连接内外襟翼，所述装置包括壳体、支撑杆、波纹管、左支撑块和右支撑块；

所述波纹管、左支撑块和右支撑块套装在支撑杆上，可沿支撑杆发生轴向相对运动；

波纹管两端分别通过左支撑块、右支撑块止靠在壳体内；

在支撑杆上，左支撑块的外侧和右支撑块的外侧都设置有限位结构；

支撑杆轴向移动时，带动限位结构压缩波纹管。本技术方案实现了双向缓冲功能。

优选地，所述的装置还包括传感器，所述支撑杆上设置有可随支撑杆轴向移动的感应面，感应面上设置有凹陷/凸起结构，所述传感器通过探测与感应面的间距给出不同反馈信号。本技术方案实现了对行程的监控，为故障反馈提供了基础。

优选地，所述传感器为多个。本技术方案实现了多余度设计，提高了系统的可靠性。

优选地，所述支撑杆上套装有感应套筒，所述感应套筒的外圆周面为感应面，所述外圆周面上设置有环形槽。本技术方案具体公开了行程检测的技术手段，结构简单、使用便捷、可靠性高。

优选地，所述两限位结构内端面间的距离大于波纹管自由状态下左支撑块外端面至右支撑块外端面间的距离；该距离差范围内，波纹管保持自由状态，支撑杆可轴向自由运动。也就是说在该范围内，支撑杆沿轴向运动不会压缩波纹管，有一个空行程设计。

优选地，在波纹管保持自由状态支撑杆可轴向自由运动范围内，感应面与传感器间的距离不变。本技术方案公开了该空行程设计更多的技术手段，实现了故障反馈与空行程设计的兼容。

优选地，所述一侧限位结构为支撑杆外圆周面上的凸台。

优选地，所述支撑杆的一端通过螺纹固定连接有固定杆。

本发明的有益效果：与现有技术相比，本技术方案通过结构设计，利用波纹管压缩缓冲实现了吸收伸出和收回两个方向的冲击载荷，并向控制计算机反馈故障信号；同时通过巧妙的结构设计，内外襟翼交联装置还具有了伸出和收回的空行程以适应内外襟翼之间伸出和收回时的行程差；另外，通过传感器和感应面的巧妙设计，实现了多余度备份，提高了装置的可靠性。

附图说明

图1为现有技术中内外襟翼交联装置结构示意图；

图2为本发明所述装置的立体图；

图3为a-a剖视图；

图4为波纹管示意图；

图5为支撑杆结构示意图。

其中：1、固定杆；2、支撑杆；3、左壳体；4、螺钉；5、主壳体；6、左支撑块；7、波纹管；8、右支撑块；9、限位套筒；10、感应套筒；11、接近开关；12、螺母；13、过渡板；14、襟缝翼控制计算机；15、凸台。

具体实施方式

本发明专利提出一种内外襟翼交联装置的技术方案。其基本组成如图2和图3所示，该内外襟翼交联装置包括固定杆1、支撑杆2、左壳体3、螺钉4、主壳体5、左支撑块6、波纹管7、右支撑块8、限位套筒9、感应套筒10、接近开关11、螺母12和过渡板13。

固定杆1与支撑杆2通过螺纹连接，左壳体3和主壳体5通过周向均布的螺钉4固联，波纹管7的左端面由左支撑块6支撑，波纹管7的右端面由右支撑块8支撑，左支撑块6和右支撑块8嵌套在主壳体5内，限位套筒9和感应套筒10通过螺母12固定在支撑杆2上。在支撑杆的一端设置有凸台15，凸台15与限位套筒9的端面可分别止靠在作支撑块6、右支撑块8的端面上。两个接近开关11通过过渡板13上下对置固定在主壳体上，接近开关11的探测面朝向感应套筒10外圆周面，且两个面之间不接触。当接近开关11通过感应探测头至感应接近开关11的探测面和套筒10外圆周面之间距离变化且超出一定范围时，接近开关11向襟缝翼控制计算机14反馈信号。

凸台15的内侧端面至限位套筒9内侧端面的距离为a。波纹管7自由状态下，左支撑块6的左侧(外侧)端面至右支撑块8右侧(外侧)端面距离为b。本实施例中，a大于b，差值约36mm。该距离差范围内，波纹管保持自由状态，支撑杆可轴向自由运动。并且，在上述支撑杆自由运动范围内，感应套筒10的外圆周面直径不发生变化。

所述装置在不同工作状态下的作动过程如下：

伸出和收回空行程状态：由于高升力系统内外侧襟翼采用集中驱动方式，因此高升力系统襟翼在伸出或收回时内外襟翼同步运动，此时内外襟翼之间连接的内外襟翼交联装置随着内外襟翼同步运动，且不给内外襟翼翼面提供辅助约束。此时由于限位套筒9的左端面和右支撑块8的右端面之间有间隙，固定杆1可以自由伸出，直至限位套筒9的左端面和右支撑块8的右端面接触，整个伸出过程感应套筒10外圆面和接近开关11感应面之间的距离无变化，此时接近开关11不向襟缝翼控制计算机14反馈故障信号；由于凸台15右端面和左支撑块6的左端面之间有间隙，左侧固定杆1可以自由收回，直至凸台15右端面和左支撑块6的左端面接触，整个收回过程感应套筒10外圆面和接近开关11感应面之间的距离无变化，此时接近开关11不向襟缝翼控制计算机14反馈故障信号。

伸出和收回的缓冲状态：高升力系统驱动襟翼在伸出或收回时，如果出现驱动襟翼的某一个作动器发生脱开故障时，翼面将产生较大程度的倾斜(襟翼倾斜故障)，从而妨碍飞行安全。此时在内外襟翼之间布置的内外襟翼交联装置可以起到降低故障翼面过度倾斜和给故障翼面提供辅助约束的作动。此时内外襟翼交联装置限位套筒9的左端面和右支撑块8的右端面接触后，伸出载荷通过限位套筒9和右支撑块8传递给波纹管7，此时波纹管7压缩起到缓冲作用，整个缓冲过程感应套筒10外圆面和接近开关11感应面之间的距离增大，此时接近开关11向控制计算机14反馈故障信号；当需要一种内外襟翼交联装置实现收回缓冲功能时，凸台15右端面和左支撑块6的左端面接触后，收回载荷通过支撑杆2和左支撑块6传递给波纹管7，此时波纹管7压缩起到缓冲作用，整个缓冲过程感应套筒10外圆面和接近开关11感应面之间的距离增大，接近开关11向襟缝翼控制计算机14反馈故障信号。

技术特征：

1.一种交联装置，所述装置用于飞机高升力系统，连接内外襟翼，其特征在于，所述装置包括壳体、支撑杆(2)、波纹管(7)、左支撑块(6)和右支撑块(8)；

所述波纹管(7)、左支撑块(6)和右支撑块(8)套装在支撑杆(2)上，可沿支撑杆(2)发生轴向相对运动；

波纹管(7)两端分别通过左支撑块(6)、右支撑块(8)止靠在壳体内；

在支撑杆(2)上，左支撑块(6)的外侧和右支撑块(8)的外侧都设置有限位结构；

支撑杆(2)轴向移动时，带动限位结构压缩波纹管(7)。

2.根据权利要求1所述的一种交联装置，其特征在于，所述的装置还包括传感器，所述支撑杆(2)上设置有可随支撑杆轴向移动的感应面，感应面上设置有凹陷/凸起结构，所述传感器通过探测与感应面的间距给出不同反馈信号。

3.根据权利要求2所述的一种交联装置，其特征在于，所述传感器为多个。

4.根据权利要求2所述的一种交联装置，其特征在于，所述支撑杆(2)上套装有感应套筒(10)，所述感应套筒(10)的外圆周面为感应面，所述外圆周面上设置有环形槽。

5.根据权利要求1-4任一所述的一种交联装置，其特征在于，所述两限位结构内端面间的距离大于波纹管(7)自由状态下左支撑块(6)外端面至右支撑块(8)外端面间的距离；该距离差范围内，波纹管(7)保持自由状态，支撑杆(2)可轴向自由运动。

6.根据权利要求5所述的一种交联装置，其特征在于，在波纹管(7)保持自由状态支撑杆(2)可轴向自由运动范围内，感应面与传感器间的距离不变。

7.根据权利要求1-4任一所述的一种交联装置，其特征在于，所述一侧限位结构为支撑杆(2)外圆周面上的凸台。

8.根据权利要求1-4任一所述的一种交联装置，其特征在于，所述支撑杆(2)的一端通过螺纹固定连接有固定杆(1)。

技术总结
本发明可能涉及飞机高升力系统、舵面操纵部件、作动部件等技术领域，特别涉及飞机高升力系统用内外襟翼交联装置。所述装置用于飞机高升力系统，连接内外襟翼，波纹管(7)、左支撑块(6)和右支撑块(8)套装在支撑杆(2)上，可沿支撑杆(2)发生轴向相对运动；波纹管(7)两端分别通过左支撑块(6)、右支撑块(8)止靠在壳体内；在支撑杆(2)上，左支撑块(6)的外侧和右支撑块(8)的外侧都设置有限位结构；支撑杆(2)轴向移动时，带动限位结构压缩波纹管(7)。解决现有技术只能吸收伸出时产生的冲击载荷的技术问题，同时对接近开关进行双余度设计，提高装置可靠性。

技术研发人员：康宁;孙芳芳;王婷婷
受保护的技术使用者：庆安集团有限公司
技术研发日：2021.06.25
技术公布日：2021.08.24