一种用于飞机驾驶舱操纵系统的解脱装置的制作方法

1.本发明涉及但不限于飞机操纵系统技术领域，具体涉及一种用于飞机驾驶舱操纵系统的解脱装置。


背景技术：

2.在正常民用飞机特别是大型运输机通常均为双驾驶配置，驾驶舱操纵系统作为飞控系统重要的组成部分，通常都由两套相对独立的机械系统组成，左、右两侧驾驶舱操纵系统组成及构造几乎完全相同，其目的是确保某一侧驾驶舱操纵系统卡阻时，另一侧的系统作为备份能正常安全的操纵飞机。左、右两侧的驾驶舱操纵系统通常通过解脱装置连接，现有解脱装置有以下几类实现方式。
3.第一类是使用电磁驱动装置实现，电磁驱动装置易受电磁干扰的影响，需要对电磁兼容进行精心的设计，无形中增加了成本；第二类是弹簧拉杆的形式，该实现方式在其中一侧驾驶舱操纵系统卡阻后需要持续的对未卡阻一侧的驾驶舱操纵系统施加很大的操纵力，大大增加了飞行员的负担，降低了操纵品质。
4.第三类通过纯机械构造实现，在解脱瞬间，飞行员需要施加比正常最大操纵力更大的载荷来实现解脱，但解脱后的操纵力将约为未解脱时正常操纵力的一半。
5.显然上述三类解脱装置，难以兼具操纵的便捷性和较优的操作品质，以及对解脱装置体积、重量和成本提出较高各种要求。


技术实现要素：

6.本发明的目的是：本发明实施例提供一种用于飞机驾驶舱操纵系统的解脱装置，以解决用于连接两套驾驶舱操纵系统的现有解脱装置，难以兼具操纵的便捷性和较优的操作品质，以及对解脱装置体积、重量和成本提出较高要求的问题。
7.本发明的技术方案是：本发明实施例提供一种用于飞机驾驶舱操纵系统的解脱装置，包括：滚珠丝母座组件a、丝杠组件b、轴承套筒组件c，以及凸轮滑块10、止动片5和弹簧9；
8.其中，所述丝杠组件b包括：丝杠3、2根螺柱4和2个滚轮12；所述丝杠3的一端与滚珠丝母座组件a通过丝杠副连接装配，所述凸轮滑块10和轴承套筒组件c依次嵌套安装在丝杠3的另一端，通过轴承套筒组件c限制丝杠3与轴承套筒组件c中套筒8的轴向相对运动，使得丝杠3与套筒8具有相对转动运动；2根螺柱4以丝杠3轴向上的同一截面对称螺接在丝杠3的两侧，每个螺柱4的端部安装有1个滚轮12；
9.所述凸轮滑块10和套筒8的配合端面上均设置有弹簧安装孔，通过弹簧安装孔内设置的弹簧9向凸轮滑块10提供轴向推力；所述凸轮滑块10接近滚轮12一侧的端面设置有径向凹槽，用于将2个对称设置的滚轮12半嵌容纳在径向凹槽内并通过凸轮滑块10压缩弹簧9以提供限制力；所述止动片5的固定端通过螺钉轴向固定在套筒8外部，其自由端内壁面设置有凸台，凸轮滑块10的轴向相应位置设置有与凸台配合的槽孔。
10.可选地，如上所述的用于飞机驾驶舱操纵系统的解脱装置中，
11.所述解脱装置的一端与左驾驶位的驾驶舱操纵系统相连接，另一端与右驾驶位的驾驶舱操纵系统相连接；
12.所述解脱装置，用于在两个驾驶舱操纵系统均处于正常工作状态时，滚轮12被限制在凸轮滑块10的凹槽内，形成凸轮副的半嵌结构，当解脱装置承受到拉力或压力的载荷时，滚轮12受到旋转力矩的作用产生脱离凸轮滑块10上径向凹槽的趋势，从而对凸轮滑块10产生旋转力矩和轴向推力；当推力大于预设阈值时，滚轮12将完全从凸轮滑块10的径向凹槽中脱出。
13.可选地，如上所述的用于飞机驾驶舱操纵系统的解脱装置中，
14.所述滚珠丝母座组件a包括法兰接头组件1和丝母2；所述法兰接头组件1与丝母2通过法兰盘上的孔由周向分布的多个螺栓连接成一个整体；丝母2与丝杠组件b中丝杠3的一端之间通过丝杠副结合，丝杠副用于将解脱装置的拉力或压力作用转化为丝杠3的旋转力矩。
15.可选地，如上所述的用于飞机驾驶舱操纵系统的解脱装置中，所述丝杠3的另一端设置有环形凸台；
16.所述轴承套筒组件c包括：拉杆组件6、2个推力轴承7和套筒8；2个推力轴承7安装在套筒8内，且位于丝杠3环形凸台的两侧，推力轴承7内孔与丝杆3外径紧密配合，通过两个推力轴承7的端面将丝杠3的环形凸台限制在套筒8内，以防止丝杠3的轴线运动；
17.所述拉杆组件6包括拉杆固定座和拉杆，拉杆的一端通过外螺纹与套筒8的端部螺接固定，并与位于套筒8内的拉杆固定座螺接固定。
18.可选地，如上所述的用于飞机驾驶舱操纵系统的解脱装置中，
19.所述止动片5的固定端通过两个螺钉沿轴向固定在套筒8外部，止动片5为弹簧钢片，安装时具有预应力，其自由端的内壁面设置有凸台，安装后预应力使得凸台紧紧的贴合在凸轮滑块10的外壁面，并对贴合位置的外壁面形成压力；
20.所述解脱装置，还用于当凸轮滑块10由于受到滚轮12的轴向推力移动到止动片5的凸台位置并使得止动片5的凸台嵌入凸轮滑块10的槽孔内时，止动片5的凸台将凸轮滑块10牢牢的固定在当前位置，使得滚轮12与凸轮滑块10完全脱开，从而使得凸轮滑块10不能再限制丝杠3的旋转运动。
21.可选地，如上所述的用于飞机驾驶舱操纵系统的解脱装置中，
22.所述套筒8接近凸轮滑块10的一侧端面上对称设置有2个导向条，凸轮滑块10与套筒8配合端面上对称设置有2个导向槽，套筒8和凸轮滑块10通过导向条与导向槽配合定位安装，使得凸轮滑块10只能沿解脱机构的轴向运动且不能旋转运动。
23.可选地，如上所述的用于飞机驾驶舱操纵系统的解脱装置中，还包括：螺钉11；
24.所述套筒8的导向条上开设有弹簧孔，凸轮滑块10的导向槽内开设有弹簧通孔，且凸轮滑块10与套筒8装配后，弹簧通孔与对应位置的弹簧孔形成同轴对接的组合孔，每个组合孔内设置有1个弹簧9，并通过螺钉11从凸轮滑块10的外部端面旋入其弹簧通孔内，限制对应弹簧9的初始长度。
25.可选地，如上所述的用于飞机驾驶舱操纵系统的解脱装置中，
26.所述凸轮滑块10的导向槽与套筒8的导向条的接触面之间设置为小间隙紧配合。
27.可选地，如上所述的用于飞机驾驶舱操纵系统的解脱装置中，
28.所述解脱装置中，凸轮滑块10的移动行程满足条件为：要求移动后使得滚轮12完全从凸轮滑块10的径向凹槽中脱离。
29.本发明的有益效果是：本发明实施例提供一种用于飞机驾驶舱操纵系统的解脱装置，一方面，采用滚珠丝母座组件a与丝杠组件b之间的丝杠副的连接装配形式，可以将作用在解脱装置上的很大的拉力或压力的载荷转化为较小的旋转力矩，大大降低了实施难度；另一方面，解脱后无须更换零件才能使解脱装置复位，复位时仅需将止动片5从凸轮滑块10的槽孔内挑出即可，解决了由于摩擦原因导致多次解脱后解脱力不稳定的问题；再一方面，本发明实施例提供的解脱装置的结构简单、便于设施、体积小、重量轻、成本低廉，且解脱装置的可靠性高以及可重复多次使用。
附图说明
30.附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本技术的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。
31.图1为本发明实施例提供的一种用于飞机驾驶舱操纵系统的解脱装置的外形结构示意图；
32.图2为图1所示实施例提供的用于飞机驾驶舱操纵系统的解脱装置的结构示意图。
33.附图说明：
34.a-滚珠丝母座组件、b-丝杠组件、c-轴承套筒组件、1-法兰接头组件、2-丝母、3-丝杠、4-螺柱、5-止动片、6-拉杆组件、7-推力轴承、8-套筒、9-弹簧、10-凸轮滑块、11-螺钉、12-滚轮。
具体实施方式
35.为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。
36.上述背景技术中已经说明，对于具有两套驾驶舱操纵系统的飞机，目前通常使用三类解脱装置连接左、右两侧的驾驶舱操纵系统，以下对背景技术中提到的三类解脱装置进行说明：
37.第一类是使用电磁驱动装置实现，当飞行员察觉某一侧驾驶舱操纵系统卡阻或作用在解脱装置上的力超过预设值时，飞行员可通过拨动专用开关或力传感器向解脱装置的电磁驱动部分发送电信号，电磁驱动部分驱动锁销或锁勾动作，解脱装置解脱，实现左、右两侧驾驶舱操纵系统分离。该实现方式中提出了对电气元件及机械构造的要求，为确保在飞行过程中不会无意脱开，需要增加电气余度以提高可靠性，其体积及重量都会增加；电磁驱动装置易受电磁干扰的影响，需要对电磁兼容进行精心的设计，无形中增加了成本。
38.第二类是弹簧拉杆的形式，在机械助力操纵系统中尤为常见，如boeing737及庞巴迪的crj飞机。左、右驾驶舱操纵系统通过弹簧拉杆连接，当一侧驾驶舱操纵系统卡阻时，飞行员需要通过强力操纵未卡阻一侧的系统来操纵飞机，此时飞行员施加在操纵器件(驾驶盘/驾驶杆、脚蹬)上的力远大于未卡阻时正常最大操纵力，且在随后的整个飞行阶段飞行
员都要承受非常大的操纵负担。显而易见，该实现方式在其中一侧座舱操作系统卡阻后需要持续的对未卡阻一侧的驾驶舱操纵系统施加很大的操纵力，大大增加了飞行员的负担，降低了操纵品质。
39.第三类通过纯机械构造实现，通过强力操纵迫使解脱装置内的联接零件(剪切销、摩擦副等)分离，从而使左、右两侧驾驶舱操纵系统分离，在解脱瞬间，飞行员需要施加比正常最大操纵力更大的载荷来实现解脱，但解脱后的操纵力将约为未解脱时正常操纵力的一半。
40.综上所述，上述第三类纯机械构造的解脱装置组成简单、运行可靠、体积小及重量轻，各方面都较其他两种方式占有相对优势。第三类实现方式中，剪切销在剪断后，需要重新拆解解脱装置进行替换，且解脱销为一次性产品，不能定期进行测试，可能存在隐患故障；对于使用摩擦副的解脱装置，两个零件表面相互摩擦，在进行多次解脱表面出现磨损后解脱力将偏离预设值，不能持续稳定的工作。
41.基于上述三类解脱装置各自存在的缺点，现有解脱装置难以兼具操纵的便捷性和较优的操作品质，以及对解脱装置的体积、重量和成本的各种要求。例如，上述第一类电磁驱动装置的操纵便捷、且操作品质较优，但是额外电气元件和电气余度都会增加体积和重量，并且设计成本高，上述第二类和第三类解脱装置，在解脱过程中都需要施加非常大的操纵力来实现解脱。
42.针对上述问题，本发明实施例提供一种用于飞机驾驶舱操纵系统的解脱装置，该解脱装置应用于具有两套驾驶舱操纵系统的飞机中，其作用是驾驶舱操纵系统正常工作时可以使两套驾驶舱操纵系统(包括横向、航向及纵向操纵)联动，当某一侧驾驶舱操纵系统卡阻时可脱开联动，继续使用未卡阻一侧的系统进行安全操纵。
43.本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。
44.图1为本发明实施例提供的一种用于飞机驾驶舱操纵系统的解脱装置的整体结构示意图，图2为图1所示实施例提供的用于飞机驾驶舱操纵系统的解脱装置的结构示意图。本发明实施例提供的用于飞机驾驶舱操纵系统的解脱装置的整体结构包括：滚珠丝母座组件a、丝杠组件b、轴承套筒组件c，以及凸轮滑块10、止动片5和弹簧9。
45.参照图1和图2所示解脱装置的整体结构，本发明实施例中的丝杠组件b包括：丝杠3、2根螺柱4和2个滚轮12；所述丝杠3的一端与滚珠丝母座组件a通过丝杠副连接装配，所述凸轮滑块10和轴承套筒组件c依次嵌套安装在丝杠3的另一端，通过轴承套筒组件c限制丝杠3与轴承套筒组件c中套筒8的轴向相对运动，使得丝杠3与套筒8具有相对转动运动；2根螺柱4以丝杠3轴向上的同一截面对称螺接在丝杠3的两侧，显然，安装后2根螺柱4与丝杠3通过螺纹连接成一个整体，每个螺柱4的端部还安装有1个滚轮12，2个滚轮12呈对称设置。
46.本发明实施例中的凸轮滑块10和套筒8的配合端面上均设置有弹簧安装孔，通过弹簧安装孔内设置的弹簧9向凸轮滑块10提供轴向推力；所述凸轮滑块10接近滚轮12一侧的端面设置有径向凹槽，用于将2个对称设置的滚轮12半嵌容纳在径向凹槽内并通过凸轮滑块10压缩弹簧9以提供限制力；所述止动片5的固定端通过螺钉轴向固定在套筒8外部，其自由端内壁面设置有凸台，凸轮滑块10的轴向相应位置设置有与凸台配合的槽孔。
47.本发明实施例提供的解脱装置的使用方式为：解脱装置的一端与左驾驶位的驾驶
舱操纵系统相连接，另一端与右驾驶位的驾驶舱操纵系统相连接；如图1和图2所示，解脱装置的两端可以设置有耳片结构，且通过耳片结构上的孔一一对应的与两套驾驶舱操纵系统连接。
48.该解脱装置，可以在两个驾驶舱操纵系统均处于正常工作状态时，滚轮12被限制在凸轮滑块10的凹槽内，形成凸轮副的半嵌结构，当解脱装置承受到拉力或压力的载荷时，滚轮12受到旋转力矩的作用产生脱离凸轮滑块10上径向凹槽的趋势，从而对凸轮滑块10产生旋转力矩和轴向推力；当推力大于预设阈值时，滚轮12将完全从凸轮滑块10的径向凹槽中脱出。
49.本发明实施例提供的用于飞机驾驶舱操纵系统的解脱装置的工作原理为：
50.飞机左、右驾驶位的驾驶舱操纵系统一一对应的连接到解脱装置两端的耳片上，驾驶舱操纵系统正常工作时解脱装置可承受拉或压的最大工作载荷，此时，丝杠组件20通过滚珠丝母座组件10的拉力或压力作用产生顺时针或逆时针的旋转趋势，丝杠组件20的滚轮12被限制在凸轮滑块10的径向凹槽中而不能自由转动，凸轮滑块10对丝杠组件20中滚轮12的限制作用是通过凸轮滑块10与套筒8之间的压缩弹簧9的限制力实现的，此时滚珠丝母座组件10与丝杠组件20之间无相对运动，解脱装置作为一个刚体当做拉杆使用。
51.当驾驶舱操纵系统的某一侧卡阻后，作用在解脱装置的拉力或压力的载荷超过最大工作载荷时，丝杠组件20上的滚轮12将克服凸轮滑块10的限制力从而推动凸轮滑块10沿解脱装置轴向运动，从而使得丝杠组件20沿解脱装置轴线作旋转运动；当凸轮滑块10沿周向滑动到一定的位置后，止动片5上的凸台将落入凸轮滑块10在轴向相应位置的槽孔内，从而限制住凸轮滑块10的轴向位置，此时，丝杠组件20的滚轮12完全脱离凸轮滑块10的径向凹槽，不再受凸轮滑块10的限制而自由运动，在拉力或压力的作用下解脱装置呈现为滚珠丝杠副的自由运动，此时，左、右驾驶位的驾驶舱操纵系统变为独立的操纵系统，飞行员通过未卡阻一侧的驾驶舱操纵系统继续安全的操纵飞机。
52.本发明实施例提供的用于飞机驾驶舱操纵系统的解脱装置，一方面，采用滚珠丝母座组件a与丝杠组件b之间的丝杠副的连接装配形式，可以将作用在解脱装置上的很大的拉力或压力的载荷转化为较小的旋转力矩，大大降低了实施难度；另一方面，解脱后无须更换零件才能使解脱装置复位，复位时仅需将止动片5从凸轮滑块10的槽孔内挑出即可，解决了由于摩擦原因导致多次解脱后解脱力不稳定的问题；再一方面，本发明实施例提供的解脱装置的结构简单、便于设施、体积小、重量轻、成本低廉，且解脱装置的可靠性高以及可重复多次使用。
53.在本发明实施例的一种实现方式中，如图2所示解脱装置的具体结构，滚珠丝母座组件a包括法兰接头组件1和丝母2；所述法兰接头组件1与丝母2通过法兰盘上的孔由周向分布的多个螺栓连接成一个整体；丝母2与丝杠组件b中丝杠3的一端之间通过丝杠副结合，丝杠副用于将解脱装置的拉力或压力作用转化为丝杠3的旋转力矩。
54.在具体实施中，例如，法兰接头组件1与丝母2通过法兰盘上的孔由4个螺栓连接成一个整体。
55.本发明实施例中，利用滚珠丝杠副将施加在解脱装置轴向上的载荷转化为丝杠3上的旋转力矩，丝杠3上的旋转力矩通过凸轮机构原理转化成对凸轮滑块10的推力。
56.在本发明实施例的一种实现方式中，如图2所示解脱装置的具体结构，丝杠3的另
一端设置有环形凸台；即丝杠3与套筒8安装的一端设置有环形凸台。
57.该实现方式中，轴承套筒组件c包括：拉杆组件6、2个推力轴承7和套筒8；2个推力轴承7安装在套筒8内，且位于丝杠3环形凸台的两侧，推力轴承7内孔与丝杆3外径紧密配合，通过两个推力轴承7的端面将丝杠3的环形凸台限制在套筒8内，以防止丝杠3的轴线运动。
58.该实现方式中，拉杆组件6包括拉杆固定座和拉杆，拉杆的一端通过外螺纹与套筒8的端部螺接固定，并与位于套筒8内的拉杆固定座螺接固定，从而可以通过拉杆固定座的端面将推力轴承7紧紧顶住，
59.需要说明的是，本发明实施例中，安装于套筒8内的两个轴承必须使用推力轴承，且两个推力轴承7和套筒8与丝杠3之间没有轴向上的相对运动，只有径向转动的相对运动形式；另外，当作用在丝杠3上的旋转力矩超过预设阈值时，滚轮12可以克服凸轮滑块10上径向凹槽的限制作用，将凸轮滑块10推向套筒8一侧，从而使得滚轮12脱离凸轮滑块10的径向凹槽。
60.在本发明实施例的一种实现方式中，如图1和图2所示解脱装置的具体结构，止动片5的固定端通过两个螺钉沿轴向固定在套筒8外部，止动片5为弹簧钢片，安装时具有一定的预应力，其自由端即图中的左端的内壁面设置有凸台，安装后预应力使得凸台紧紧的贴合在凸轮滑块10的外壁面，并对贴合位置的外壁面形成压力。
61.采用该解脱装置，当凸轮滑块10由于受到滚轮12的轴向推力移动到止动片5的凸台位置并使得止动片5的凸台嵌入凸轮滑块10的槽孔内时，止动片5的凸台将凸轮滑块10牢牢的固定在当前位置，使得滚轮12与凸轮滑块10完全脱开，从而使得凸轮滑块10不能再限制丝杠3的旋转运动。
62.该实现方式中，止动片5具体采用弹簧钢片，安装后紧紧贴在套筒8的平面上，止动片5端部的凸起与凸轮滑块10之间存在一定的接触力，当凸起完全嵌入凸轮滑块10的槽孔内后，止动片5将凸轮滑块10固定在当前位置；丝杠3可自由转动后，丝母2沿着丝杠3自由运动，通过解脱装置连接的两个驾驶舱操纵系统此时为独立的操纵系统。
63.在本发明实施例的一种实现方式中，如图2所示解脱装置的具体结构，套筒8接近凸轮滑块10的一侧端面上对称设置有2个导向条，凸轮滑块10与套筒8配合端面上对称设置有2个导向槽，套筒8和凸轮滑块10通过导向条与导向槽配合定位安装，使得凸轮滑块10只能沿解脱机构的轴向运动且不能旋转运动。通过上述套筒8和凸轮滑块10的配合结构，限制了凸轮滑块10和套筒8仅具有轴向位移关系，不具有相对转动的运动关系。
64.进一步地，该实现方式中的解脱装置还可以包括：螺钉11。
65.在具体实现中，套筒8的导向条上开设有弹簧孔，凸轮滑块10的导向槽内开设有弹簧通孔，且凸轮滑块10与套筒8装配后，弹簧通孔与对应位置的弹簧孔形成同轴对接的组合孔，每个组合孔内设置有1个弹簧9，并通过螺钉11从凸轮滑块10的外部端面旋入其弹簧通孔内，限制对应弹簧9的初始长度。
66.该实现方式中，通过调节螺钉11旋入深度可对弹簧9的长度进行调节，从而实现解脱装置解脱力也即限制力大小的调整。
67.需要说明的是，该实现方式中，所述凸轮滑块10的导向槽与套筒8的导向条的接触面之间设置为小间隙紧配合；另外，本发明各实施例提供的解脱装置中，凸轮滑块10的移动
行程应满足的条件为：要求移动后使得滚轮12完全从凸轮滑块10的径向凹槽中脱离。
68.本发明实施例提供的用于飞机驾驶舱操纵系统的解脱装置，具体为驾驶舱具有左、右两套驾驶舱操纵系统的飞机提供联动或解脱的装置，驾驶舱操纵系统正常工作时使两套驾驶舱操纵系统(包括横向、航向及纵向操纵)联动，解脱装置作为一根拉杆使用，连接左、右两侧的驾驶舱操纵系统，传递运动及载荷；当某一侧驾驶舱操纵系统卡阻时，强力操纵未卡阻一侧的系统，当施加在操纵器件上的载荷超过预设值时，迫使解脱装置脱开，继续使用未卡阻一侧的系统对飞机进行安全操纵。
69.虽然本发明所揭露的实施方式如上，但内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。