一种止动器及折叠翼梢止动结构的制作方法

1.本发明涉及飞机结构设计技术领域，尤其涉及一种止动器及折叠翼梢止动结构。


背景技术：

2.采用大展弦比机翼可以进一步提高民用飞机的气动效率，进而提高飞机的经济性、环保性。与此同时，机翼翼展过长对现有机场的适应性提出了新的挑战(4e类机场要求机翼翼展在65m以下)，折叠翼梢的使用是解决大展弦比民用飞机机场适应性的有效途径。折叠翼梢结构可实现绕铰链轴的转动，进而实现在飞行状态与地面停放状态之间的转变。在飞行状态下，折叠翼梢打开并锁定至机翼固定端，此时翼梢与机翼固定端处于同一平面；在地面状态下，折叠翼梢沿铰链轴折起，使飞机翼展降至65m以下，满足4e类机场要求。在民用飞机领域，为保证可折叠翼梢结构传力及连接的可靠性，折叠翼梢结构通常包括：翼梢本体、连接结构、铰链轴、动力装置、闩锁及止动器。
3.折叠翼梢止动结构通常用于限制折叠翼梢的运动范围。专利cn103786871b《铰接的倾斜式翼梢》及其同族专利中对铰链轴的布置、闩锁位置的布置及可折叠端与固定端的连接形式进行了描述。美国专利no.16052102《stop pads for aircraft folding wing tips》对折叠翼梢止动器结构的构造、功能及安装位置进行了介绍，其所介绍的止动器结构分别连接至机翼可折叠端与机翼固定端。机翼可折叠端部分由两层构成(表面耐磨层和置于耐磨层下的脆性层)，通过机械连接至可折叠端的“短翼梁”上，为可更换结构；机翼固定端止动板部分为永久件。已有的折叠翼梢专利技术方案止动器在机翼折起状态时会裸露于机场环境中，且为纯物理结构，可折叠翼梢到达展开位置后无法参与信号传递。
4.因此，有必要研究一种折叠翼梢止动结构及止动器技术方案来应对现有技术的不足，以解决或减轻上述一个或多个问题。


技术实现要素：

5.有鉴于此，本发明提供了一种止动器及折叠翼梢止动结构，能够在折叠翼梢打开至相应位置实现冲击载荷的缓冲以及二次止动，还能够根据止动情况给出电信号指导锁定动作的进行。
6.一方面，本发明提供一种止动器，其特征在于，所述止动器包括本体结构和止动口盖，止动时所述止动口盖盖接在所述本体结构上实现止动；
7.所述本体结构包括弹力部和非弹力部，所述弹力部用于缓冲止动时由所述止动口盖传递来的冲击载荷，所述非弹力部用于实现最终的止动定位。
8.如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述非弹力部是由硬质材料制成的壳体，所述壳体整体为一端开口的内空结构。
9.如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述弹力部设置于所述壳体的内空位置。
10.如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述止动口
盖包括接触层和止动层；止动时，所述接触层与所述弹力部实现接触和压缩，所述止动层在所述弹力部被压缩后与所述壳体止动连接。
11.如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述弹力部为层状结构，从上到下依次包括外表防磨层、中间弹性层和底部压电层；所述底部压电层通过信号线与外部控制系统连接。
12.如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述壳体包括套设在一起的外壳体和内壳体，所述内壳体的端面低于所述外壳的端面；所述止动口盖的止动层与所述内壳体的端面接触连接实现止动定位。
13.如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述止动口盖还包括设于所述止动层外侧用于固定所述止动口盖的安装层，所述安装层与所述外壳体的端面盖接。
14.另一方面，本发明提供一种折叠翼梢止动结构，所述止动结构包括可折叠翼梢、机翼固定端以及用于铰接所述可折叠翼梢和所述机翼固定端的铰链轴，其特征在于，所述机翼固定端上设有如权利要求1
‑
6任一所述止动器的本体结构或止动口盖，所述可折叠翼梢上设有如权利要求1
‑
6任一所述止动器的止动口盖或本体结构，所述可折叠翼梢沿所述铰链轴转动时使得所述止动口盖盖接在所述本体结构上，实现止动。
15.如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述铰链轴的外周套设有口盖，所述口盖上设有滑动槽，所述滑动槽内设有能够沿所述滑动槽滑动的销结构；所述止动口盖和所述本体结构分别固定设置在所述销结构上和所述滑动槽的一端；所述销结构与所述可折叠翼梢或所述机翼固定端固定连接，所述口盖与所述机翼固定端或所述可折叠翼梢固定连接。
16.如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述止动结构还包括闩锁结构，在所述可折叠翼梢和所述机翼固定端实现止动后对两者进行锁定。
17.如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述滑动槽沿所述铰链轴的环向设置。
18.如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述可折叠翼梢和所述机翼固定端啮合连接，即可折叠翼梢和机翼固定端盒式结构实现的啮合，铰链轴穿过两者的盒式结构实现铰接。
19.与现有技术相比，上述技术方案中的一个技术方案具有如下优点或有益效果：所涉及的止动器布置于铰链轴上，并通过口盖保护；在折叠翼梢打开至相应位置时，固定于折叠端及固定端的止动器触碰实现止动；
20.上述技术方案中的另一个技术方案具有如下优点或有益效果：止动时由压电层根据压缩程度给出电信号指示翼梢到位，进而实现锁定，对折叠翼梢结构具有一定的保护作用；
21.上述技术方案中的另一个技术方案具有如下优点或有益效果：本发明所涉及的止动器经过封装，在缓解冲击载荷实现第一次止动后，可以进行“二次止动”；
22.上述技术方案中的另一个技术方案具有如下优点或有益效果：在翼梢绕铰链轴到达展开位置时，止动器接触，弹性层实现冲击能量的吸收，压电层给出翼梢到位信号，并通过飞行控制系统传递至闩锁装置。
23.当然，实施本发明的任一产品并不一定需要同时达到以上所述的所有技术效果。
附图说明
24.为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
25.图1是本发明一个实施例提供的折叠翼梢结构布置示意图；
26.图2是本发明一个实施例提供的止动器布置图；
27.图3是本发明一个实施例提供的止动器口盖布置图；
28.图4是本发明一个实施例提供的止动器封装图；
29.图5是本发明一个实施例提供的止动器“三层式”设计图(即图4所示止动器的剖视图)。
具体实施方式
30.为了更好的理解本发明的技术方案，下面结合附图对本发明实施例进行详细描述。
31.应当明确，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
32.在本发明实施例中使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本发明。在本发明实施例和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义。
33.针对现有技术的不足，本发明提供一种折叠翼梢止动结构及止动器本体，用于限制折叠翼梢的运动范围，同时在折叠翼梢由折叠位置运动至展开位置时，止动器用于吸收折叠翼梢与机翼固定端的接触冲击载荷。此外，经过封装的止动器可以实现对折叠翼梢的“二次止动”。
34.本发明的折叠翼梢止动结构为“键销”式结构，包括与机翼固定端盒式结构墙连接的口盖、导轨、布置于铰链轴的销，布置于导轨端部及销的止动器，各组件之间通过机械连接形成装配关系。铰链轴穿过机翼固定端及折叠翼梢盒式结构墙，布置于铰链轴的销可以沿着所述导轨运动，导轨位于口盖内部。口盖可通过螺栓连接固定于机翼固定端盒式结构的墙，可实现拆卸。口盖与机翼固定端盒式结构的墙内部导轨可以限制铰链轴的旋转运动范围，并通过连接于铰链轴的销防止铰链轴沿轴向的线性运动。
35.本发明的折叠翼梢止动器包括耐磨层、弹性层及压电层，通过高模硬质金属材料封装。耐磨层布置于止动器表面，可采用与封装结构相似的高模硬质金属材料。弹性层布置于耐磨层与压电层之间，用于吸收折叠翼梢绕铰链轴运动至展开位置时与机翼固定端碰撞产生的冲击载荷。压电层布置于最底层，在接收到弹性层传递的压力后，通过自身产生电信号，将电信号传递给飞行控制系统。压电层传递给飞行控制系统的信号经过飞行控制系统解析后可输出信号至闩锁控制器，进而实现闩锁的打开与关闭。止动器结构通过高模硬质金属材料封装后，在止动器口盖上设计“阶梯”，进而实现止动器的二次止动。
36.在本发明以下实施例的描述中，需要理解的是本实施例不涉及铰链轴的布置及位置或方向，采用“键销”式铰链轴并布置止动器仅是一种可能的布置方式，但止动器本体的安装不限于布置在铰链轴上。具体内容如下：
37.1)如图1所示，民用飞机折叠翼梢结构，包括连接于机身的机翼固定端1、铰接于机翼固定端的可折叠翼梢2、用于铰接机翼固定端1及可折叠翼梢2的铰链轴3、用于实现可折叠翼梢2在折叠位置及展开位置运动的作动器7、用于在展开位置锁定折叠翼梢的闩锁机构5、用于限制折叠翼梢运动范围的止动器9。闩锁机构5通过部件6固定在可折叠翼梢或机翼固定端上。
38.2)连接于机身的机翼固定端部分通常包括机翼前梁11、机翼后梁12、翼肋13、端肋加强梁14等；其中铰接于机翼固定端1的可折叠翼梢部分通常包括翼梢前梁21、翼梢后梁22、翼梢肋23、端肋加强梁24等。
39.3)机翼固定端1的盒式结构15与可折叠翼梢2的盒式结构25通过铰链轴3连接在一起，其中盒式结构包括沿弦向分布的墙8。通过作动器7实现翼梢沿铰链轴3的转动，使折叠后的翼展小于65m(如图1中的标号4)。
40.4)如图2所示，铰链轴3穿过机翼固定端1及可折叠翼梢2的墙8。在机翼固定端的墙上布置口盖82，通过机械安装孔86接将口盖82连接于墙8，采用“键销”式结构，将止动器9(如图4所示)布置于口盖82内部，其中销结构81位于铰链轴3上(如图3所示)。
41.5)口盖82与墙8的机械连接可采用螺栓连接。口盖82内部沿铰链轴环向90
°
开槽85，形成“导轨”，使铰链轴3上的销81可在槽内沿铰链轴作环向运动。其中，止动器9分别布置于槽85的一端和销81的端部。
42.6)如图4和图5所示，止动器9做嵌套式设计，分为两个部分，包括本体结构92和止动口盖91，本体结构92设置在槽85的一个端部，止动口盖91设置在销81的一个端部上，随销81的环形运动而移动，止动时销81移动到本体结构92处，本体结构92和止动口盖91实现盖接。对于本体结构92，在外部设计保护层，采用硬质金属材料，整体为上部开口的内空壳结构；壳结构包括内壳和外壳两层，内壳和外壳可以是一体的也可以分体的，内壳的上端面922低于外壳上端面923。壳结构内部采用三层结构填满，从上到下依次包括外表防磨层93、中间弹性层94及底部压电层95，在本体结构92底部开孔921，信号线通过孔921与底部压电层95连接，在底部压电层受冲击后，电信号通过信号线传递给飞行控制系统。需要注意的是，内部三层结构和内壳端面的高度限定上需要满足：内部三层结构在压缩时总高度低于内壳的上端面的高度。
43.7)止动口盖91同样采用硬质金属材料制成，从外到内分为三层，第一层为安装层913，安装于图2所示的销81的端部处，第二层为二次止动层912，第三层为直接接触层911。止动口盖的三层结构可以是一体成型的，也可以是分体结构但依次固定连接在一起的。
44.当可折叠翼梢2到达展开位置后，直接接触层911与防磨层93实现接触，然后压缩中间弹性层94产生变形，同时减缓机构冲击载荷，直至二次止动层912与内壳的上端面922接触，实现二次止动。
45.9)止动器9中外表防磨层93用于防止飞机服役过程中可折叠翼梢折叠或展开止动时的磨损；中间弹性层94用于缓冲折叠翼梢运动带来的冲击载荷；底部压电层95将可折叠翼梢2的压力信号转为电信号，提供给闩锁机构5，进而实现翼梢锁定。
46.10)止动器结构不限于布置在“键销”式结构上，也可以是其他可移动结构。
47.折叠翼梢作为民用飞机的新型结构形式，目前尚未成熟的型号应用经验，因此本专利提案处于概念方案设计阶段，且具备较强的可实施性。
48.以上对本技术实施例所提供的一种止动器及折叠翼梢止动结构的技术方案，进行了详细介绍。以上实施例的说明只是用于帮助理解本技术的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本技术的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本技术的限制。
49.如在说明书及权利要求书当中使用了某些词汇来指称特定组件。本领域技术人员应可理解，硬件制造商可能会用不同名词来称呼同一个组件。本说明书及权利要求书并不以名称的差异来作为区分组件的方式，而是以组件在功能上的差异来作为区分的准则。如在通篇说明书及权利要求书当中所提及的“包含”、“包括”为一开放式用语，故应解释成“包含/包括但不限定于”。“大致”是指在可接收的误差范围内，本领域技术人员能够在一定误差范围内解决所述技术问题，基本达到所述技术效果。说明书后续描述为实施本技术的较佳实施方式，然所述描述乃以说明本技术的一般原则为目的，并非用以限定本技术的范围。本技术的保护范围当视所附权利要求书所界定者为准。
50.还需要说明的是，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的商品或者系统不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种商品或者系统所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的商品或者系统中还存在另外的相同要素。
51.应当理解，本文中使用的术语“和/或”仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，a和/或b，可以表示：单独存在a，同时存在a和b，单独存在b这三种情况。另外，本文中字符“/”，一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。
52.上述说明示出并描述了本技术的若干优选实施例，但如前所述，应当理解本技术并非局限于本文所披露的形式，不应看作是对其他实施例的排除，而可用于各种其他组合、修改和环境，并能够在本文所述申请构想范围内，通过上述教导或相关领域的技术或知识进行改动。而本领域人员所进行的改动和变化不脱离本技术的精神和范围，则都应在本技术所附权利要求书的保护范围内。