一種飛機(jī)操縱系統(tǒng)中的平衡裝置的制造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本實(shí)用新型是關(guān)于在大中型運(yùn)輸類飛機(jī)機(jī)械操縱系統(tǒng)中配平系統(tǒng)不平衡力的裝置，具體地說，是關(guān)于飛機(jī)機(jī)械操縱系統(tǒng)自身不平衡力通過加裝這種配重裝置得到解決的實(shí)用新型裝置。
【背景技術(shù)】
[0002]在設(shè)計(jì)飛機(jī)機(jī)械操縱系統(tǒng)時(shí)，由于系統(tǒng)內(nèi)部零部件自身重量存在，必然會(huì)或多或少產(chǎn)生系統(tǒng)不平衡力。傳統(tǒng)的中型、大型運(yùn)輸飛機(jī)機(jī)械操縱系統(tǒng)內(nèi)部不平衡力的解決措施，通常采用增加或減輕飛機(jī)舵面內(nèi)部配重塊的方法實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)內(nèi)部自身靜態(tài)平衡，這種配平措施改變了飛機(jī)舵面質(zhì)量及轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，使舵面動(dòng)態(tài)、靜態(tài)特性也發(fā)生改變，飛機(jī)飛行中可能發(fā)生舵面顫振等不良特性，即影響舵面鉸鏈連接強(qiáng)度，又給飛行員帶來差的操縱品質(zhì)感受，甚至影響到飛機(jī)的安全性。
【發(fā)明內(nèi)容】
[0003](—)發(fā)明目的:本實(shí)用新型的目的是提出一種在大中型運(yùn)輸機(jī)機(jī)械式操縱系統(tǒng)中運(yùn)用的原理簡單、安全性好的操縱系統(tǒng)配重裝置。
[0004](二)技術(shù)方案:為了解決上述技術(shù)問題，本實(shí)用新型是通過以下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的:在駕駛桿下部搖臂加裝配重鉛塊來平衡升降舵操縱系統(tǒng)內(nèi)部靜不平衡力。
[0005]—種飛機(jī)操縱系統(tǒng)中的平衡裝置，按照原駕駛桿下部升降舵大搖臂I外形走向設(shè)計(jì)鉛塊7、鋼護(hù)殼6，鉛塊7填充到升降舵大搖臂I凹槽內(nèi)，在鉛塊7外部加裝鋼護(hù)殼6，最后用緊固件5將鉛塊7、鋼護(hù)殼6固定在升降舵大搖臂I上。
[0006](三)有益效果
[0007]與現(xiàn)有在飛機(jī)舵面內(nèi)部增裝配重裝置技術(shù)相比，本實(shí)用新型的有益效果(優(yōu)點(diǎn))是:
[0008](I)改善了駕駛員的操作舒適性；加裝本實(shí)用新型裝置后，駕駛員不用老保持頂桿姿勢，胳膊酸痛感消失，提高了駕駛舒適性。
[0009](2)綜合性能好；本實(shí)用新型裝置配重效果直接，構(gòu)成簡單，占用空間小，對(duì)系統(tǒng)不需作專門的力矩平衡改進(jìn)復(fù)雜工作。
[0010](3)安全性好；加裝本實(shí)用新型裝置避免了成熟飛機(jī)舵面配重的更改，不會(huì)導(dǎo)致舵面穩(wěn)定性下降的現(xiàn)象，保證了飛行安全。
【附圖說明】
[0011]本實(shí)用新型包括3個(gè)附圖，這些附圖的【附圖說明】如下:圖1是本實(shí)用新型在飛機(jī)上的原理、安裝位置示意圖；圖2是本實(shí)用新型配重裝置4示意圖，圖3是本實(shí)用新型配重裝置4結(jié)構(gòu)組成分解示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0012]下面結(jié)合附圖對(duì)本實(shí)用新型作詳細(xì)說明。如圖1、圖2、圖3所示:
[0013]這種平衡裝置隱藏在駕駛艙地板面2的下方，按照原駕駛桿下部升降舵大搖臂I外形走向設(shè)計(jì)鉛塊7、鋼護(hù)殼6，鉛塊7正好填充到升降舵大搖臂I凹槽內(nèi)(靠鉛的大密度實(shí)現(xiàn)同體積下的最大重力效果)。由于鉛硬度較低易變形，為防止飛機(jī)過載沖擊及外部碰撞對(duì)鉛塊7的損壞，在鉛塊7外部加裝厚度較薄(3mm)的鋼護(hù)殼6 (較薄的鋼護(hù)殼6即避免了過多占用空間，又起到保護(hù)鉛塊7的作用)，最后用三組緊固件(螺栓、墊圈、自鎖螺母)5將鉛塊7、鋼護(hù)殼6固定在升降舵大搖臂I上。
[0014]經(jīng)準(zhǔn)確計(jì)算、設(shè)計(jì)裝配的這套裝置憑借自重以轉(zhuǎn)動(dòng)中心A產(chǎn)生使駕駛桿推桿效果，與原系統(tǒng)不平衡力矩產(chǎn)生的拉桿效果正好相反，實(shí)現(xiàn)升降舵操縱系統(tǒng)內(nèi)部靜平衡。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種飛機(jī)操縱系統(tǒng)中的平衡裝置，其特征是，按照原駕駛桿下部升降舵大搖臂(I)外形走向設(shè)計(jì)鉛塊(7)、鋼護(hù)殼(6)，鉛塊(7)填充到升降舵大搖臂(I)凹槽內(nèi)，在鉛塊(7)外部加裝鋼護(hù)殼(6)，最后用緊固件(5)將鉛塊(7)、鋼護(hù)殼(6)固定在升降舵大搖臂(I)上。
【專利摘要】本實(shí)用新型是關(guān)于在大中型運(yùn)輸類飛機(jī)機(jī)械操縱系統(tǒng)中配平系統(tǒng)不平衡力的裝置，具體地說，是關(guān)于飛機(jī)機(jī)械操縱系統(tǒng)自身不平衡力通過加裝這種配重裝置得到解決的實(shí)用新型裝置。一種飛機(jī)操縱系統(tǒng)中的平衡裝置，其特征是，按照原駕駛桿下部升降舵大搖臂(1)外形走向設(shè)計(jì)鉛塊(7)、鋼護(hù)殼(6)，鉛塊(7)填充到升降舵大搖臂(1)凹槽內(nèi)，在鉛塊(7)外部加裝鋼護(hù)殼(6)，最后用緊固件(5)將鉛塊(7)、鋼護(hù)殼(6)固定在升降舵大搖臂(1)上。
【IPC分類】B64C13/00
【公開號(hào)】CN204822058
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201520271674
【發(fā)明人】石強(qiáng)軍, 朱永崗, 何松青, 何志國, 宋娟妮, 陳豐華, 呂明, 駱李平, 李曉茹, 車意彬, 徐鴻洋, 楊曦, 袁志敏, 史振良, 柯松
【申請(qǐng)人】陜西飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限公司
【公開日】2015年12月2日
【申請(qǐng)日】2015年4月29日