一种飞机襟翼多角度调节装置及使用方法与流程

本发明公开了一种飞机襟翼角度调节装置及使用方法，属于飞机疲劳强度试验设计领域。

背景技术：

飞机襟翼在飞机起飞、飞行和降落过程中起着重要的作用，起飞时襟翼增大升力，降落时增大阻力，襟翼是缩短起飞和着陆时飞机滑跑距离的专门装置。飞机全机疲劳强度试验在飞机定寿的过程中具有不可替代的作用，其中，襟翼疲劳试验是全机疲劳试验必不可少的一部分。

飞机正常起飞和降落阶段，襟翼通过电动、机械混合式操纵系统控制收放。飞机襟翼运动轨迹复杂，襟翼是先进后退，当襟翼前缘靠近机翼后缘时再向下偏转，其运动轨迹在平移和旋转运动的基础上同时向外侧偏摆。全机疲劳试验中仅考核机体结构，襟翼无法依靠原操纵系统运动到起飞、飞行和降落所需的加载状态，且襟翼运行轨迹复杂，难以简单模拟实现。

目前应用的襟翼调节转动固定装置的样式多为设计专门的驱动装置，从而实现襟翼角度的调节及固定，驱动装置中零件多，体积大、质量重，装配复杂，因此需要一种简单装置，一方面可以保证机翼和襟翼之间的正常连接，即保证试验过程中襟翼和机翼之间的载荷传递路线不发生改变，且能承受住所传递的试验载荷；另一方面需要保证襟翼在全机试验中沿真实的运动轨迹调整，模拟出实际使用中襟翼起飞、飞行和降落几种姿态，达到试验所需的加载状态。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种能够快速实现襟翼角度调节的机械装置及使用方法，能准确快速实现襟翼状态调节，调高试验效率。

一种飞机襟翼角度调节装置，固定在飞机机翼大梁和飞机襟翼的接头上，其特征在于，所述的调节装置含有一个襟翼角度调节接头、角度调节管，长度调节管、襟翼支撑管，所述的襟翼角度调节接头为哑铃状的连接轴，连接轴的两端为对称的台阶轴，该台阶轴与飞机机翼大梁的接头匹配，所述的角度调节管的一端固定连接在襟翼角度调节接头的中部，角度调节管与襟翼角度调节接头轴线之间的夹角与机翼大梁平面和襟翼作动筒轴线的夹角相等，所述的襟翼支撑管的端头设有支撑耳片，该支撑耳片与飞机襟翼的接头匹配，在角度调节管与襟翼支撑管之间通过螺纹连接有长度调节管，所述的角度调节管，长度调节管和襟翼支撑管同轴。

所述的长度调节管是一个组合结构，可以是一节两端有调节螺纹的长度调节管，也可以是多节螺纹连接的长度调节管。

飞机襟翼角度调节装置的使用方法，在飞机机翼大梁与飞机襟翼之间有多个相互对应的大梁接头和襟翼接头，其特征在于，在每一个对应的大梁接头和襟翼接头之间，选择长度合适的飞机襟翼角度调节装置，将调节装置的襟翼角度调节接头间隙连接在飞机机翼大梁的大梁接头上，使调节装置和飞机机翼大梁可以相对转动，将调节装置另一端的襟翼支撑耳片与襟翼接头铰接。

本发明的有益效果是：1)襟翼角度调节装置体积小、质量轻，安装方便。较以往的襟翼角度调节，省去驱动装置，用简单的机械连接实现襟翼操纵系统的功能，模拟出襟翼复杂的运动轨迹，实现试验过程中襟翼状态的调节；2)角度调节装置设置有多个结构及连接形式相同的长度调节管，互换性强；3)在襟翼装置上布置测试应变片，实现试验过程中载荷的变化和分配的实时监控，为试验的顺利进行提供保障；4)各零件之间通过螺纹连接，满足襟翼载荷传递路线不改变，操作方便，易控制，调节部位多，精度高。5)通过增减调节装置的长度调节管数量实现大范围长度调节，长度小范围的调节可通过螺纹连接中螺纹圈数的配合连接来实现。

以下结合实施例附图对本申请做进一步详细描述。

附图说明

图1是飞机襟翼角度调节装置结构示意图。

图2是襟翼角度调节接头和角度调节管连接关系示意图。

图3是襟翼支撑管结构示意图。

图4是飞机襟翼角度调节装置使用方法示意图。

图5是用角度调节装置支撑襟翼的不同角度状态示意图。

图中编号说明：1襟翼角度调节接头、2角度调节管，3长度调节管、4襟翼支撑管、5支撑耳片、6通孔、7弧形面、8应变片、9机翼大梁、10大梁接头、11内襟翼、12外襟翼、13襟翼接头、14襟翼轨迹。

具体实施方式

参见附图，本申请的飞机襟翼角度调节装置，含有一个襟翼角度调节接头1、角度调节管2，长度调节管3、襟翼支撑管4，所述的襟翼角度调节接头1为哑铃状的连接轴，连接轴中心有等截面通孔，连接轴的两端为对称的台阶轴，该台阶轴内侧有高于端部的薄凸台，台阶轴两端与机翼大梁接头10匹配，襟翼角度调节接头有贯通两端台阶轴的轴心孔，襟翼角度调节接头1中部有一锥形孔，与襟翼角度调节接头轴心孔贯通，角度调节管2外径等于或略小于襟翼角度调节接头中部尺寸，一端为弧形凹槽形状，角度调节管2通过焊接固定于襟翼角度调节接头1锥形孔处，焊接角度由飞机机翼大梁9平面和襟翼作动筒轴线的夹角确定，另一端有外螺纹，角度调节管2靠螺纹端有四个均布的小通孔6，角度调节管2通过外螺纹和长度调节管3相连，长度调节管3为两端有螺纹的管状件，一端为内螺纹，和角度调节管2外螺纹匹配，另一端为外螺纹，长度调节管3通过外螺纹与襟翼支撑管4相连，襟翼支撑管4由一个管状零件和两个支撑耳片5装配而成，管状零件一端为内螺纹，和长度调节管3的外螺纹相匹配，另一端为光杆圆柱，光杆圆柱端和支撑耳片底部内侧弧形面7贴合，支撑耳片底部为圆弧形支撑板，支撑板上部外翻并垂直于圆弧部分，圆弧形支撑板外侧有两个加强立筋，垂直于圆弧形支撑板侧面，支撑耳片顶部为单耳片结构，支撑耳片与管状零件贴合相连后两个单耳片孔同轴，组成一个双耳结构，该双耳与飞机襟翼的接头匹配。

所述的长度调节管3是一个组合结构，可以是一节两端有调节螺纹的长度调节管，也可以是多节螺纹连接的长度调节管，模拟襟翼运动时，长度调节管的数量随着襟翼角度变化而增减，通过转动襟翼角度调节接头和增减长度调节管数量实现试验过程中襟翼姿态的变换。

本申请的飞机襟翼角度调节装置使用方法，包含以下内容，1)在飞机机翼大梁10与飞机襟翼之间有多个相互对应的大梁接头10和襟翼接头13，飞机襟翼包括内襟翼11和外襟翼12，在每一个对应的大梁接头10和襟翼接头13之间，选择长度合适的飞机襟翼角度调节装置，每一个角度调节装置含有一个襟翼角度调节接头1、角度调节管2，长度调节管3、襟翼支撑管4。选择好合适长度的角度调节装置后，将调节装置的襟翼角度调节接头1间隙连接在飞机机翼大梁10接头上，使调节装置和飞机机翼大梁接头间可以相对转动，将调节装置另一端的襟翼支撑耳片5与襟翼接头13铰接；亦可将襟翼支撑装置中部分零件，即襟翼角度调节接头和角度调节管2先行焊接，再将襟翼角度调节接头与机翼接头连接，并转动至所需角度，将襟翼支撑管4、支撑耳片5与襟翼接头13连接后，最后再将长度调节管3的两端通过螺纹分别与角度调节管2和襟翼支撑管4连接；转动调节装置的长度调节管，通过长度调节管两端的螺纹调节整个调节装置的长度，并使调节装置两端的襟翼角度调节接头、襟翼支撑耳片与大梁接头和襟翼接头发生相对转动，实现飞机襟翼角度调节；通过增减调节装置的长度调节管数量实现大范围长度调节，长度小范围的调节可通过螺纹连接中螺纹圈数的配合连接来实现。在每一个调节装置的角度调节管2外侧粘贴测试应变片8，测试应变片8引线从襟翼角度调节接头内孔的一端引入，从角度调节管上的通孔6引出，连接应变片后从相邻的通孔6引入，如此交错排列测试所需各方向应变片，引线从襟翼角度接头内孔的另一端引出，与机翼引线合并，角度调节孔螺纹端小通孔数量可根据需要增减。

本发明襟翼角度调节装置主要用机械装置连接实现襟翼操纵系统的功能，图5所示的0°，10°，20°，30°，35°处为调节装置中支撑耳片中心孔圆心的运动轨迹14，调节装置保证襟翼和机翼的连接。襟翼角度一定，装置中长度调节管数量和长度由大梁接头和内外襟翼接头之间的长度确定。疲劳强度试验考核襟翼的疲劳性能时，需要分别用该固定及传载装置将内外襟翼固定在20°、0°和35°，即飞机离场，平飞和进场时襟翼所在位置，由运动轨迹计算出襟翼连接接头在空间的位置坐标点，计算出机翼大梁和襟翼接头之间距离，根据需要确定长度调节件的数量，飞机襟翼角度由调节装置与机翼大梁的夹角测定。

襟翼角度调节接头1和机翼大梁接头10间隙配合，使调节装置和机翼大梁可以相对转动，并约束调节装置沿展向及垂向运动，襟翼角度调节接头两端内侧的薄凸台和机翼接头内侧面贴合，用于约束角度调节装置沿飞机的航向运动；襟翼角度调节接头1中部锥形孔和角度调节管2弧形凹槽端焊接，角度调节管螺纹端小通孔6用于测试线通过；角度调节管2与长度调节管3用螺纹相连，各螺纹连接处用螺母加强连接，长度调节管3不止一个，长度调节管之间用螺纹连接，增强互换性；通过调节角度调节管2、长度调节管3和襟翼支撑管4之间的螺纹连接圈数进行小范围内长度微调。

如图4的一个应用实例所示，每侧机翼需要五个襟翼角度调节装置，在飞机机翼大梁9与飞机内襟翼12之间有两个对应的大梁接头10和内襟翼接头13，在飞机机翼大梁9与飞机外襟翼11之间有三个相互对应的大梁接头10和外襟翼接头13，同一加载状态每个调节装置的连接形式基本一致，以襟翼接头和机翼大梁接头之间的直线距离确定长度调节件的数量，机翼内外襟翼在同一状态，即内外襟翼绕大梁接头的孔轴线转动同一角度时，内外襟翼接头在空间的位置点各不相关，由调节装置中的长度调节管的安装数量匹配襟翼位置点的转换。

利用本发明的角度调节装置，可根据试验的需求，对襟翼运动进行机械调节，实现襟翼角度的调节，通过螺纹配合圈数提高空间位置点变化的精度，减小误差，有效提高试验结果的可靠性。以上所述，仅为发明的最优具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

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