方向舵偏置增益變換器的制造方法
【專利摘要】一種用于飛機方向舵的偏置增益系統（10）包括一對從偏置致動器（12）接收致動力的接頭端（21）。舵桿接口位于所述接頭端之間。作為源自所述偏置致動器的所述致動力的函數，所述接口繞所述舵桿（11）旋轉。包括位于所述接頭端和所述舵桿之間的連桿和接頭的機構可在其中在所述接頭端和所述舵桿接口之間限定出第一力矩臂的收縮配置和其中的第二力矩臂具有大于所述第一力矩臂的尺寸的膨脹增益配置之間進行致動。致動器被連接至所述機構以根據源自所述偏置致動器的所述致動力而單獨地致動所述機構，從而在配置之間移動所述機構。本發明也提供了一種用于控制在飛機舵桿上的扭矩的飛機和方法。
【專利說明】方向舵偏置增益變換器
【技術領域】
[0001]本申請涉及用于飛機的方向舵系統，尤其是用于控制被傳輸至飛機方向舵的扭矩的增益系統。
[0002]發明背景
[0003]方向舵常用于飛機的尾部以控制飛機的偏航方向，例如與升降舵相結合而實現。方向舵由被安裝至飛機尾部的面板所組成。方向舵經由舵桿繞大致為垂直的軸線而樞轉，從而部分地突出于飛機的中心線。其結果是，方向舵位移所造成的拖曳力將會影響飛機的偏航方向。
[0004]在一些非常具體的情況下，可能會需要方向舵具有較大的偏離中心線的方向。例如，在起飛階段，可能發生飛機的發動機之一關閉的情況。在這樣的情況下，飛機不具備足夠的速度以產生足夠的方向舵拖曳力對抗余下的運轉發動機的單面推力。在這種情況下，可能需要增加方向舵的偏離中心線的方向以補償在飛機單面上的推力。然而，一旦飛機在空中飛行，考慮到飛機具有足夠高的速度以在方向舵的正常偏離中心線的方向上控制飛機，因此它可能無需保持與該偏離中心線方向相同的方向。
[0005]在其它情況下，可能需要增加方向舵的放氣限。在這些情況下，控制方向舵旋轉的致動力已達到其最大極限且無法增加方向舵的角度。可通過高逆風達到放氣限。
發明概要
[0006]因此，本公開的目的是提供一種能解決與現有技術相關的問題的方向舵偏置增益系統。
[0007]本公開的另一目的是提供一種方向舵偏置增益系統以修改用于施加在舵桿上的扭矩的力矩臂距離。
[0008]本公開的又一目的是提供一種用于修改用于施加在舵桿上的扭矩的力矩臂距離的方法。
[0009]因此，根據第一實施方案，提供了一種用于飛機方向舵的偏置增益系統，其包括:一對接頭端，每個所述接頭端均適于從各自的偏置致動器接收致動力；舵桿接口，其位于接頭端之間并適于被連接至舵桿以隨即作為源自偏置致動器的致動力的函數而繞舵桿的軸線旋轉；包括位于接頭端和舵桿之間的連桿和接頭以將致動力傳輸至舵桿的機構，該機構可在其中在接頭端和舵桿接口之間限定出第一力矩臂的收縮配置和其中在接頭端和舵桿接口之間限定出第二力矩臂且第二力矩臂具有大于第一力矩臂的尺寸的膨脹增益配置之間進行致動；以及至少一個致動器，其被連接至該機構以根據源自偏置致動器的致動力而單獨地致動該機構，從而在收縮配置和膨脹增益配置之間移動該機構。
[0010]進一步地根據第一實施方案，機構包括曲柄連桿，且舵桿接口位于曲柄連桿的第一端，從而使曲柄連桿適于繞舵桿的所述軸線與舵桿同時旋轉。
[0011]更進一步地根據第一實施方案，其中每一個剪刀連桿均在自由端被連接至接頭端之一的一對剪刀連桿通過至少一個旋轉接頭被可旋轉地連接至曲柄連桿的第二端，以通過至少一個致動器的致動而在機構的膨脹增益配置中遠離曲柄臂。
[0012]更進一步地根據第一實施方案，剪刀連桿在曲柄連桿的第二端繞公共軸線旋轉。
[0013]更進一步地根據第一實施方案，一對位于至少一個致動器和剪刀連桿之間的增益連桿將至少一個致動器的致動傳輸至剪刀連桿以將機構配置成收縮配置和膨脹增益配置。
[0014]更進一步地根據第一實施方案，增益連桿通過旋轉接頭被連接至至少一個致動器以及剪刀連桿。
[0015]更進一步地根據第一實施方案，增益連桿在其與至少一個致動器的接合處繞公共軸線旋轉。
[0016]更進一步地根據第一實施方案，至少一個致動器為被固定至曲柄連桿的線性致動器。
[0017]更進一步地根據第一實施方案，曲柄連桿具有一對向剪刀連桿中相應的一個延伸且還包括在由側臂之一所組成的每一組和剪刀連桿中相應的一個之間的滑動接頭的側臂。
[0018]更進一步地根據第一實施方案，舵桿接口包括孔，其具有適于可操作性地與舵桿接合以實現同時旋轉的接合外圍形式。
[0019]更進一步地根據第一實施方案，接頭端適于與各自的偏置致動器一起限定旋轉接頭。
[0020]更進一步地根據第一實施方案，相對于與飛機的行進方向一致的飛機方向而言，舵桿接口位于機構的前端。
[0021]根據第二實施方案，提供了一種飛機，其包括:結構元件；方向舵，其通過舵桿而被可旋轉地安裝至飛機結構元件，從而繞舵桿的軸線樞轉；至少一對偏置致動器，其被連接至飛機結構元件；以及偏置增益系統，其包括一對接頭端，每個所述接頭端均從偏置致動器中相應的一個接收致動力；舵桿接口，其位于接頭端之間并被連接至舵桿以隨即作為源自偏置致動器的致動力的函數而繞舵桿的軸線旋轉；包括位于接頭端和舵桿之間的連桿和接頭以將致動力傳輸至舵桿的機構，該機構可在其中在接頭端和舵桿接口之間限定出第一力矩臂的收縮配置和其中在接頭端和舵桿接口之間限定出第二力矩臂且第二力矩臂具有大于第一力矩臂的尺寸的膨脹增益配置之間進行致動；以及至少一個致動器，其被連接至該機構以根據源自偏置致動器的致動力而單獨地致動機構，從而在收縮配置和膨脹增益配置之間移動該機構。
[0022]進一步地根據第二實施方案，機構包括曲柄連桿，且舵桿接口位于曲柄連桿的第一端從而使曲柄連桿繞舵桿的所述軸線與舵桿同時旋轉。
[0023]更進一步地根據第二實施方案，其中每一個剪刀連桿均在自由端被連接至接頭端之一的一對剪刀連桿通過至少一個旋轉接頭被可旋轉地連接至曲柄連桿的第二端，以通過至少一個致動器的致動而在機構的膨脹增益配置中遠離曲柄臂。
[0024]更進一步地根據第二實施方案，剪刀連桿在曲柄連桿的第二端繞公共軸線旋轉。
[0025]更進一步地根據第二實施方案，一對位于至少一個致動器和剪刀連桿之間的增益連桿將至少一個致動器的致動傳輸至剪刀連桿以將機構配置成收縮配置和膨脹增益配置。
[0026]更進一步地根據第二實施方案，增益連桿通過旋轉接頭被連接到至少一個致動器以及剪刀連桿。
[0027]更進一步地根據第二實施方案，增益連桿在其與至少一個致動器的接合處繞公共軸線旋轉。
[0028]更進一步地根據第二實施方案，至少一個致動器為被固定至曲柄連桿的線性致動器。
[0029]更進一步地根據第二實施方案，曲柄連桿具有一對向剪刀連桿中相應的一個延伸且還包括在由側臂之一所組成的每一組和剪刀連桿中相應的一個之間的滑動接頭的側臂。
[0030]更進一步地根據第二實施方案，舵桿接口包括孔，其具有適于可操作性地與舵桿接合以實現同時旋轉的接合外圍形式。
[0031]更進一步地根據第二實施方案，接頭端與各自的偏置致動器一起限定旋轉接頭。
[0032]更進一步地根據第二實施方案，相對于與飛機的行進方向一致的飛機方向而言，舵桿接口位于機構的前端。
[0033]根據第三實施方案，提供了一種用于控制在飛機舵桿上的扭矩的方法，其包括:接收在機構相對端上的致動力以使位于機構的相對端之間的舵桿旋轉；以及獨立于致動力而修改機構的配置以改變在機構的相對端和舵桿之間的力矩臂距離。
[0034]進一步地根據第三實施方案，接收致動力包括接收在相反方向上的兩個致動力。
[0035]更進一步地根據第三實施方案，修改機構的配置包括使用單致動度修改機構的配置。
[0036]更進一步地根據第三實施方案，修改配置包括通過使一對剪刀連桿遠離彼此以及遠離曲柄連桿而膨脹機構，從而增加在機構的各自相對端和舵桿之間的力矩臂距離。
[0037]更進一步地根據第三實施方案，修改配置包括通過使一對剪刀連桿向曲柄連桿移動而收縮機構，從而減少在機構的各自相對端和舵桿之間的力矩臂距離。
[0038]更進一步地根據第三實施方案，膨脹該機構是在飛機飛行的起飛階段中進行的。
[0039]附圖簡述
[0040]為了更好地理解本發明及其其它方面和進一步的特性，將參照下列與附圖一起使用的描述，其中:
[0041]圖1為以本公開的偏置增益系統為特色的飛機的示意性等距視圖；
[0042]圖2為相對于其它飛機系統而言的根據本公開的一個實施方案的偏置增益系統的透視圖；
[0043]圖3為具有偏置致動器的如圖2所示的偏置增益系統的俯視平面圖；
[0044]圖4為處于收縮配置中的如圖2所示的偏置增益系統的俯視平面圖；
[0045]圖5為處于膨脹增益配置中的如圖2所示的偏置增益系統的俯視平面圖；以及
[0046]圖6為用于增加在飛機舵桿上的扭矩的方法的流程圖。
【具體實施方式】
[0047]參照附圖，特別是圖1，一種飛機被示于I處且通常被描述成示出一些組件以在本公開中起參考作用。飛機I具有機身2，其具有駕駛艙所在的前端和支撐尾部組件的后端，且機艙通常位于駕駛艙和尾部組件之間。與飛機I的行進方向一致地限定出前端和后端。尾部組件包括具有方向舵的垂直穩定器3以及具有升降舵的水平穩定器4。尾部組件具有安裝在機身上的尾部，但其它配置也可用于飛機1，如十字形、T形的尾部等。機翼5從機身側面突出。飛機I具有通過機翼5 (示出一個)支撐的發動機6，然而發動機6也可被安裝至機身2或飛機上的任何其它合適的位置。所示的飛機I為噴氣發動機飛機，但也可以是螺旋槳飛機。
[0048]參照附圖，特別是圖1和2，根據本公開的一種方向舵偏置增益系統通常被示于10處。偏置增益系統10可位于機身2 (圖1)中且用于通過經接口被連接至舵桿而致動尾部組件的方向舵的旋轉。偏置增益系統10是相對于各飛機組件，如舵桿11而示出的。舵桿11繞其縱軸旋轉以調整飛機方向舵的方向。盡管未示出，但是方向舵被連接至舵桿11以與舵桿11同時旋轉。舵桿11的縱軸通常是相對于飛機而垂直的。
[0049]偏置致動器12被連接至偏置增益系統10以致動舵桿11繞其縱軸的旋轉。為了進行說明，也示出了其它飛機系統，但當偏置增益系統10在飛機上時其并不一定要存在。例如，圖2示出了以電纜13和滑輪14為特色的一種電纜控制系統。為了簡單起見，圖2中所示意性示出的滑輪14不具有任何支撐。電纜將致動扇形體15的旋轉。扇形體15與舵桿
11一體制成，從而將通過電纜13上的張力使舵桿11繞其縱軸旋轉且從而使方向舵旋轉。電纜控制系統可以是用于致動舵桿11的旋轉的主要系統或后備系統。
[0050]圖2中還示出了一種阻尼器伺服16。阻尼器伺服16經電纜17和扇形體18被連接至舵桿11，借此可將任何致動從阻尼器伺服16傳輸至方向舵。
[0051]同時參照圖2-4，示出了偏置增益系統10的平面圖。在圖3中，偏置增益系統10被連接至一對偏置致動器12。偏置致動器12可以是具有輸出活塞(例如:具有突出于缸的殼體的軸或臂的活塞)的氣動缸。輸出活塞的位移將使偏置增益系統10繞舵桿11的縱軸進行樞轉運動，其縱軸垂直于圖2-4所示的平面。偏置致動器12通過旋轉接頭被固定至飛機A的結構。
[0052]偏置增益系統10具有舵桿接口 20。舵桿接口 20可以是花鍵或齒形開口，通過其可將舵桿旋入。在偏置增益系統10中可使用舵桿接口 20的任何適當的配置。例如，可使用其它接合外圍形式以作為花鍵或齒形配置的替代物。
[0053]偏置增益系統10還具有一對接頭端21。接頭端21經接口被連接至致動器12的活塞。典型地，在接頭端21和偏置致動器12的輸出活塞之間形成旋轉接頭。例如，可使用U形夾的配置。
[0054]舵桿接口 20和接頭端21通過偏置增益系統10的機構30進行相互連接。機構30由可在圖4所示的收縮配置和圖5所示的膨脹增益配置之間致動的連桿和接頭所組成。下文描述了機構30的一種可能的配置，但其它配置也是可能的。
[0055]在所示的實施方案中，機構30具有曲柄連桿31。曲柄連桿31被描述成具有前端和后端，其與圖2所示的飛機前端和后端一致且進一步地與本公開的一個實施方案保持一致。然而，曲柄連桿31可具有任何合適的方向，但為了簡化描述，下文參照了根據所示實施方案的曲柄連桿31的前端和后端。曲柄連桿31具有用于舵桿接口 20的位于前端的支撐。一對臂32與前端相鄰近，這使曲柄連桿31具有T形。一對剪刀連桿33被設置在曲柄連桿31的任一側并經旋轉接頭34被連接至曲柄連桿31的后端。相應地，剪刀連桿33可相對于曲柄連桿31旋轉，更具體地，是繞旋轉接頭34的軸線旋轉，該軸線垂直于圖2-4所示的平面。
[0056]在臂32和剪刀連桿33之間形成滑動接頭35。當剪刀連桿33從收縮配置移至膨脹增益配置時，其按弓狀路徑運動，借此通過滑動接頭35限定該運動。偏置增益系統10的接頭端21位于剪刀連桿33的前端，借此經剪刀連桿33將偏置致動器12的力傳輸至機構
30。因此，滑動接頭35具有某個水平的結構完整性，從而有助于將源自致動器12的力轉移至曲柄臂32。因此，滑動接頭35能夠維持給定水平的壓力。
[0057]設置增益連桿36以將致動運動傳輸至剪刀連桿33，從而膨脹或收縮偏置增益系統10。增益連桿36具有在側端的旋轉接頭37，通過其可將增益連桿36連接至剪刀連桿33。在一個實施方案中，在兩個增益連桿36的端部設置單個旋轉接頭38，借此增益連桿36可繞公共軸線旋轉。旋轉接頭38的該公共軸線通常與圖2-4所示的平面垂直。
[0058]旋轉接頭38被固定至致動器40的輸出活塞。致動器40沿曲柄連桿31延伸從而與其一體制成。因此，致動器40的殼體相對于曲柄連桿31是固定的,而輸出活塞則可通過電致動器沿曲柄連桿31的縱軸移動。在可替代的實施方案中，輸出活塞可通過活塞和氣動或液壓致動沿曲柄連桿31的縱軸移動。
[0059]因此，致動器40的輸出活塞從圖4所示位置至圖5所示位置的移動將使旋轉接頭38到達最后面的位置。其結果是，增益連桿36將在其側端沿側向向外移動，從而使剪刀連桿33移至膨脹增益配置。因此，通過將剪刀連桿移至膨脹增益配置而增加了如圖3和圖4中M所示的力矩臂。如本領域已知的，力矩臂為位于施力點，即連接端21，和舵桿11的旋轉中心之間的直線距離。因此，明顯地，所示的力矩臂已增加，從而使在圖5中的尺寸大于圖4中的尺寸。相應地，對于偏置致動器12的同樣的致動來說，圖5所示的膨脹增益配置中的扭矩較大，這是因為力矩臂比圖4所示的收縮配置的力矩臂的尺寸大。
[0060]應注意，偏置致動器12可在相反方向上進行操作。更具體地，盡管偏置致動器12之一具有輸出活塞移動的后部，但其它偏置致動器12通常具有輸出活塞移動的前部。
[0061]現在，已參照一個可能的實施方案描述了本公開的偏置增益系統10，將參照圖6描述一種控制舵桿上的扭矩的方法。根據圖6所不的方法50,第一步52包括接收在機構，如機構30的相對端上的致動力。其結果是，將使舵桿旋轉。
[0062]根據54，修改機構30的配置。修改配置以單獨地根據旋轉舵桿11的在機構30的相對端上的致動力而改變在機構的相對端和舵桿之間的力矩臂距離。作為一種可能，機構30從圖4的收縮配置膨脹至圖5的膨脹增益配置。作為膨脹的結果，在機構30相對端和舵桿11之間的力矩臂距離M均將增加。
[0063]作為另一種可能，機構30從圖5的膨脹增益配置收縮至圖4的收縮配置。作為收縮的結果，在機構30相對端和舵桿11之間的力矩臂距離M均將減少。
[0064]因此，在接收到進一步的致動力后，力矩臂距離將增加或減少，從而使用于相同致動力的被施加在舵桿上的扭矩增加或減少。例如，可在飛機飛行的起飛階段將機構30膨脹至膨脹增益配置，例如當飛機不具有足夠的速度以使足夠的方向舵的拖曳力對抗不均勻的推力，如余下的運轉發動機的單面推力時。在這種情況下，當達到足夠的速度時，機構30返回至收縮配置。可在飛機飛行的任何適當的時刻修改機構30配置。
[0065]雖然已參照以特定順序進行的特定步驟描述和示出了本文所述的方法和系統，但應理解的是這些步驟可以進行組合、細分或重新排序以在不脫離本發明的教義的前提下形成等效方法。相應地，步驟的順序和分組并不用于限制本發明。
[0066]應注意，機構30的中心線(即通過舵桿接口 20的旋轉中心和旋轉接頭34的中心)為用于機構30的對稱軸。因此，盡管并非方向舵偏置增益系統的要求，但機構30的對稱性可便于控制被施加至方向舵偏置增益系統10的力。此外，機構30可按一定尺寸制作，從而使剪刀連桿33相對于曲柄連桿31進行同時且對稱的移動。對稱性導致位于曲柄連桿31任一側上的力矩臂距離M相等，無論其是在收縮配置(圖4)還是在膨脹增益配置(圖5)中。其它布置也是可能的。
[0067]對于本領域的技術人員來說，上述本發明的實施方案的修改和改進可以是顯而易見的。前面的描述是說明性的而非限制性的。因此，本發明的范圍僅受所附權利要求的范圍限制。
【權利要求】
1.一種用于飛機方向舵的偏置增益系統，其包括: 一對接頭端，每個所述接頭端均適于從各自的偏置致動器接收致動力； 舵桿接口，其位于所述接頭端之間并適于被連接至舵桿以隨即作為源自所述偏置致動器的所述致動力的函數而繞所述舵桿的軸線旋轉； 包括位于所述接頭端和所述舵桿之間的連桿和接頭以將所述致動力傳輸至所述舵桿的機構，所述機構可在其中在所述接頭端和所述舵桿接口之間限定出第一力矩臂的收縮配置和其中在所述接頭端和所述舵桿接口之間限定出第二力矩臂且所述第二力矩臂具有大于所述第一力矩臂的尺寸的膨脹增益配置之間進行致動；以及 至少一個致動器，其被連接至所述機構以根據源自所述偏置致動器的所述致動力而單獨地致動所述機構，從而在所述收縮配置和所述膨脹增益配置之間移動所述機構。
2.根據權利要求1所述的偏置增益系統，其中所述機構包括曲柄連桿，且所述舵桿接口位于所述曲柄連桿的第一端，從而使所述曲柄連桿適于繞所述舵桿的所述軸線與所述舵桿同時旋轉。
3.根據權利要求2所述的偏置增益系統，其還包括一對剪刀連桿，每一個剪刀連桿均在自由端被連接至所述接頭端之一，所述剪刀連桿通過至少一個旋轉接頭被可旋轉地連接至所述曲柄連桿的第二端，以通過所述至少一個致動器的致動而在所述機構的所述膨脹增益配置中遠離所述曲柄臂。
4.根據權利要求3所述的偏置增益系統，其中所述剪刀連桿在所述曲柄連桿的所述第二端繞公共軸線旋轉。
5.根據權利要求4所述的偏置增益系統，其還包括一對位于所述至少一個致動器和所述剪刀連桿之間的增益連桿，所述增益連桿將所述至少一個致動器的致動傳輸至所述剪刀連桿以將所述機構配置成所述收縮配置和所述膨脹增益配置。
6.根據權利要求5所述的偏置增益系統，其中所述增益連桿通過旋轉接頭被連接至所述至少一個致動器以及所述剪刀連桿。
7.根據權利要求6所述的偏置增益系統，其中所述增益連桿在其與所述至少一個致動器的接合處繞公共軸線旋轉。
8.根據權利要求2至7中任一項所述的偏置增益系統，其中所述至少一個致動器為被固定至所述曲柄連桿的線性致動器。
9.根據權利要求3至7中任一項所述的偏置增益系統，其中所述曲柄連桿具有一對向所述剪刀連桿中相應的一個延伸且還包括在由所述側臂之一所組成的每一組和所述剪刀連桿中相應的一個之間的滑動接頭的側臂。
10.根據權利要求1至9中任一項所述的偏置增益系統，其中所述舵桿接口包括孔，其具有適于可操作性地與所述舵桿接合以實現同時旋轉的接合外圍形式。
11.根據權利要求1至10中任一項所述的偏置增益系統，其中所述接頭端適于與所述各自的偏置致動器一起限定旋轉接頭。
12.根據權利要求1至11中任一項所述的偏置增益系統，其中相對于與所述飛機的行進方向一致地所限定的飛機方向而言，所述舵桿接口位于所述機構的前端。
13.—種飛機,其包括: 結構元件；方向舵，其通過舵桿而被可旋轉地安裝至所述飛機結構元件，從而繞所述舵桿的軸線樞轉； 至少一對偏置致動器，其被連接至所述飛機結構元件；以及 偏置增益系統，其包括: 一對接頭端，每個所述接頭端均從所述偏置致動器中相應的一個接收致動力； 舵桿接口，其位于所述接頭端之間并被連接至所述舵桿以隨即作為源自所述偏置致動器的所述致動力的函數而繞所述舵桿的所述軸線旋轉； 包括位于所述接頭端和所述舵桿之間的連桿和接頭以將所述致動力傳輸至所述舵桿的機構，所述機構可在其中在所述接頭端和所述舵桿接口之間限定出第一力矩臂的收縮配置和其中在所述接頭端和所述舵桿接口之間限定出第二力矩臂且所述第二力矩臂具有大于所述第一力矩臂的尺寸的膨脹增益配置之間進行致動；以及 至少一個致動器，其被連接至所述機構以根據源自所述偏置致動器的所述致動力而單獨地致動所述機構，從而在所述收縮配置和所述膨脹增益配置之間移動所述機構。
14.根據權利要求13所述的飛機，其中所述機構包括曲柄連桿，且所述舵桿接口位于所述曲柄連桿的第一端，從而使所述曲柄連桿繞所述舵桿的所述軸線與所述舵桿同時旋轉。
15.根據權利要求14所述的偏置增益，其還包括一對剪刀連桿，每一個剪刀連桿均在自由端被連接至所述接頭端之一，所述剪刀連桿通過至少一個旋轉接頭被可旋轉地連接至所述曲柄連桿的第二端以通過所述至少一個致動器的致動而在所述機構的所述膨脹增益配置中遠離所述曲柄臂 。
16.根據權利要求15所述的飛機，其中所述剪刀連桿在所述曲柄連桿的所述第二端繞公共軸線旋轉。
17.根據權利要求16所述的飛機，其還包括一對位于所述至少一個致動器和所述剪刀連桿之間的增益連桿，所述增益連桿將所述至少一個致動器的致動傳輸至所述剪刀連桿以將所述機構配置成所述收縮配置和所述膨脹增益配置。
18.根據權利要求17所述的飛機，其中所述增益連桿通過旋轉接頭被連接至所述至少一個致動器以及所述剪刀連桿。
19.根據權利要求18所述的飛機，其中所述增益連桿在其與所述至少一個致動器的接合處繞公共軸線旋轉。
20.根據權利要求14至19中任一項所述的飛機，其中所述至少一個致動器為被固定至所述曲柄連桿的線性致動器。
21.根據權利要求15至19中任一項所述的飛機，其中所述曲柄連桿具有一對向所述剪刀連桿中相應的一個延伸且還包括在由所述側臂之一所組成的每一組和所述剪刀連桿中相應的一個之間的滑動接頭的側臂。
22.根據權利要求13至21中任一項所述的飛機，其中所述舵桿接口包括孔，其具有適于可操作性地與所述舵桿接合以實現同時旋轉的接合外圍形式。
23.根據權利要求13至22中任一項所述的飛機，其中所述接頭端與所述各自的偏置致動器一起限定旋轉接頭。
24.根據權利要求13至23中任一項所述的飛機，其中相對于與所述飛機的行進方向一致地所限定的所述飛機方向而言，所述舵桿接口位于所述機構的前端。
25.一種用于控制在飛機舵桿上的扭矩的方法，其包括: 接收在機構相對端上的致動力以使位于所述機構的所述相對端之間的舵桿旋轉；以及獨立于所述致動力而修改所述機構的配置以改變在所述機構的所述相對端和所述舵桿之間的力矩臂距離。
26.根據權利要求25所述的方法，其中接收致動力包括接收在相反方向上的兩個致動力。
27.根據權利要求25和26中任一項所述的方法，其中修改所述機構的所述配置包括使用單致動度修改所述機構的所述配置。
28.根據權利要求25至27中任一項所述的方法，其中修改所述配置包括通過使一對剪刀連桿遠離彼此以及遠離曲柄連桿而膨脹所述機構，從而增加在所述機構的所述各自相對端和所述舵桿之間的力矩臂距離。
29.根據權利要求25至27中任一項所述的方法，其中修改所述配置包括通過使一對剪刀連桿向所述曲柄連桿移動而收縮所述機構，從而減少在所述機構的所述各自相對端和所述舵桿之間的力矩臂距離。
30.根據權利要求28所述的方法，其中膨脹所述機構是在所述飛機飛行的起飛階段中進行的。
【文檔編號】B64C13/24GK103702902SQ201180072544
【公開日】2014年4月2日 申請日期:2011年7月26日 優先權日:2011年7月26日
【發明者】哈里斯·巴特勒, 米哈利斯·韋萊塔斯 申請人:里爾噴射機公司