一种飞机舵面锁定方法及锁定装置与流程

本申请属于飞机设计技术，进一步是飞机操纵系统设计，具体是一种飞机舵面锁定方法及锁定装置。

背景技术：

飞机在地面停机状态时，刮风会导致舵面活动，造成舵面和传动机构损坏。因此飞机在地面停飞时，需要对飞机舵面进行相对位置的锁定。飞机操纵系统分为机械操纵、液压助力、控制增稳、电传操纵等形式。采用液压助力、控制增稳、电传操纵的飞机，在地面停机状态时，舵面的锁定大多依赖操纵系统液压作动器自身的阻尼来实现各舵面的锁定，地面出现突风时，舵面会在锁定位置附近做慢速摆动，并不能将舵面完全锁死。采用机械操纵的飞机，地面停放时舵面锁定会采用类似卡子的机械装置将飞机活动舵面与固定翼面连接，限制舵面的活动，此种方法需要工作人员到各个舵面处进行实施，费时费力。

技术实现要素：

本申请的目的在于根据飞机研发的需求和现有技术存在的问题，公开一种飞机舵面锁定方法及锁定装置。

一种飞机舵面的锁定方法，其特征在于包含以下内容：在飞机舵面的传动机构与飞机机体之间设置一个锁定装置，该锁定装置含有锁销和与锁销匹配的锁巢，所述的锁巢固定在飞机舵面的传动鼓轮上，所述的锁销限位在传动鼓轮附近的机体上，锁销的伸缩受摇臂和钢索的控制。

一种飞机舵面的锁定装置，其特征在于，该锁定装置含有锁销和与锁销匹配的锁巢，所述的锁巢固定在飞机舵面的传动鼓轮上，所述的锁销限位在导向孔内，导向孔设置在传动鼓轮附近的飞机机体上，导向孔的轴线与锁巢的轴线在一个平面内，锁销的前端可伸出导向孔，锁销的后端外侧与导向孔之间设有外弹簧，锁销沿导向孔的伸缩受摇臂和操纵钢索的控制。

本申请的飞机舵面锁定装置，通过设置在驾驶舱内的舵面锁定手柄带动钢索运动，钢索带动摇臂转动，摇臂通过转接件带动锁销产生伸缩位移，实现锁销与锁巢的配合，转接件能够提供位移补偿，使得锁销能够沿飞机机体结构上的导向孔做直线运动。锁巢位于飞机舵面的传动鼓轮上，当锁销插入锁巢时，锁销限制了传动鼓轮的运动，从而实现舵面的锁定。

本申请的有益效果在于：1)本专利采用机械式锁定装置，锁定牢固可靠，不会随突风摆动。2)本专利中锁销与锁巢为锥面配合，且锁销内安装内弹簧提供压紧力，使锁销与锁巢的锥面无间隙配合，实现飞机舵面的锁定，且不易产生松动。3)本专利中锁销壳体与机体结构之间安装有外弹簧，使得舵面锁定装置处于常开状态，保证舵面处于使用状态时不被意外锁定。4)本专利中摇臂与锁销通过转接件连接，转接件能够提供位移补偿，使得锁销能够沿机体结构上的孔做直线运动。

以下结合实施例附图对本申请作进一步详细描述。

附图说明

图1是飞机舵面锁定方法示意图。

图2是飞机舵面锁定装置示意图。

图3是锁销结构示意图。

图4是锁销壳体通过转接片与摇臂铰接示意图。

图5是摇臂结构示意图。

图6是锁巢结构示意图。

图7是锁片结构示意图。

图中编号说明：1.摇臂、2.固定轴、3.转接片、4.外弹簧、5.锁销、6.机体结构、7.锁巢、8.锁片、9.导向孔、10.转动鼓轮、11.第一支臂、12.第二支臂、13.第三支臂、14.销轴、15.叉耳、16.锁芯、17.壳体、18.螺栓、19.内弹簧、20.凸沿、21通过孔。

具体实施方式

参见附图，本申请提出的飞机舵面的锁定方法，在飞机舵面的传动机构与飞机机体之间设置一个锁定装置，该锁定装置含有锁销5和与锁销匹配的锁巢7，所述的锁巢7固定在飞机舵面的传动鼓轮10上，所述的锁销5限位在传动鼓轮附近的机体结构6上，锁销5的伸缩受摇臂1和钢索的控制，(钢索图中未示出)。锁定舵面时，通过驾驶舱内的舵面锁定手柄带动钢索运动，钢索带动摇臂转动，摇臂通过转接件带动锁销产生位移，实现锁销5与锁巢7的配合，当锁销5插入锁巢6时，锁销5限制了舵面传动鼓轮10的运动，从而实现舵面的锁定。

如图2所示，锁定装置含有锁销5和与锁销5匹配的锁巢7，所述的锁巢7固定在飞机舵面的传动鼓轮10上，所述的锁销5限位在导向孔9内，导向孔9设置在传动鼓轮附近的飞机的机体结构6上，导向孔9的轴线与锁巢7的轴线在一个平面内，以保证锁销5可以插进锁巢7内。锁销沿导向孔的伸缩受摇臂和操纵钢索的控制。在锁销壳体17与机体结构6之间安装有外弹簧4，该外弹簧4使得舵面锁定装置处于常开状态，当用力扳动驾驶舱内的舵面锁定手柄时，操纵力克服外弹簧4的弹力，锁销的前端伸出导向孔，锁销的前端插入锁巢，使得舵面锁定装置上锁。

如图3所示，锁销5由壳体17、锁芯16、内弹簧19、螺栓18和螺母组成，所述的壳体17上部为开口的空腔，壳体17的下端有叉耳15，空腔与叉耳之间有台阶孔，壳体的外侧设有凸沿20，锁销的外弹簧4卡接在导向孔9与壳体凸沿20之间，所述的锁芯16的纵向截面图是“h”型的空腔圆柱体，空腔中间的分隔板上设置螺栓18通过孔，锁芯16和内弹簧19设置在空腔内，螺栓18的前端套接在锁芯16的螺栓通过孔内，螺栓18的后端通过螺母与壳体17的台阶孔固定，内弹簧19围绕螺栓杆位于壳体17与锁芯16之间。当锁销5在摇臂1的带动下伸出导向孔9压接在传动鼓轮的表面，由于传动鼓轮转动，锁芯16在传动鼓轮外表面的锁片8上滑动，此时内弹簧19处于压缩状态，当锁销5运动到锁定位置后，内弹簧19将锁芯16压入锁巢7内，并使锁芯16的锥面与锁巢7的锥面紧密贴合，实现将传动鼓轮10的锁紧。

如图所示，摇臂1通过固定轴2铰接在飞机机体结构6上，摇臂1包含有三个支臂，其中第三支臂13通过转接件与锁销壳体的连接叉耳15铰接，第一支臂11连接锁住钢索，第二支臂12连接锁开钢索，锁住钢索与锁开钢索形成操纵回路，受舵面锁定手柄的控制，锁住钢索与锁开钢索及舵面锁定手柄图中未示出，舵面锁定手柄设置在飞机的驾驶舱内。

如图2、图6、图7所示，锁巢7为杯形，杯形的内侧设置有与锁芯匹配的锥面，杯形的下部设置有带螺纹的连杆，在飞机舵面的传动鼓轮10上设有与锁巢匹配的凹槽，锁巢的连杆穿过凹槽下部的通孔，将锁巢连接在传动鼓轮上，另有一个锁片8贴合在锁巢7和传动鼓轮10的表面，锁片8与传动鼓轮外形一致，锁片8中部设置有与锁巢7、锁芯16匹配的通过孔21。实施中，锁片为2mm厚的不锈钢制成，在保护传动鼓轮10的同时，可以防止锁巢17的自锁螺母失效时，锁巢17从传动鼓轮中脱落，也为锁销5和传动鼓轮的相对运动提供光滑的轨道。

如图4所示，实施中转接件由两个相同的转接片3组成，所述的两个转接片3分别位于摇臂1和锁销5尾部的两侧，转接片3的一端与摇臂的第三支臂13铰接，转接片3的另一端与锁销尾部的叉耳15铰接。

当驾驶舱内的舵面锁定手柄由打开状态放到锁定状态时，钢索使得摇臂1绕固定轴2顺时针转动，摇臂1通过转接片3带动锁销5克服外弹簧4的弹力运动，转接片3给锁销5提供位置补偿，使得锁销5能够沿机体结构6上的导向孔9做直线运动，直到锁销5的锁芯16压紧在锁片8上，此时内弹簧19处于压缩状态。传动鼓轮10转动时，锁芯16在锁片8上滑动，当经过锁巢7时，锁芯16被内弹簧19压入锁巢7，在内弹簧19的作用力下，锁芯16的锥面与锁巢7的锥面紧密贴合，限制传动鼓轮10转动，从而将舵面锁定。

当驾驶舱内的舵面锁定手柄由锁定状态放到打开状态时，作用在摇臂1上的力消失，锁销5在弹簧4的作用下远离传动鼓轮10，锁芯16从锁巢7中脱出，舵面锁定装置处于打开状态，舵面解除锁定。