民航客機用防顛簸裝置的製作方法
2023-11-30 15:07:06 2
專利名稱：民航客機用防顛簸裝置的製作方法
技術領域：
本發明屬於航空航天領域，涉及民航客機使用的一種裝置，具體來說是一種防止因大氣氣流變化而使機身顛簸的裝置。
背景技術：
目前的民航客機，由於沒有採用防顛簸措施，因此在飛行過程中如果遇到氣流急劇變化，會引起機身的顛簸，使乘員感覺不適甚至引起恐懼和發生意外，並給人們的旅途生活帶來了諸多不便。
發明內容
本發明的目的就是針對上述問題，提供一種能夠有效防止或減輕飛機在飛行過程中強烈顛簸的裝置，以提高客機飛行過程中的舒適性。
為了實現本發明的目的，本發明採用如下技術方案一種民航客機用防顛簸裝置，包括安裝在客機頭部的氣流傳感器用於檢測氣流的急劇變化狀態，還包括對稱地分別安裝在左右兩側機翼上方的可變截面副翼，可變截面副翼由固定翼和前端插在固定翼內的滑動翼組成，以及控制器，所述的控制器根據氣流傳感器的信號變化控制副翼的執行機構，當氣流使機身下降時，控制器通過執行機構控制滑動翼減少其插入固定翼的深度來增大副翼截面面積，當氣流使機身上升時控制器通過執行機構控制滑動翼增加其插入固定翼的深度來減少副翼的截面面積。
所述的氣流傳感器，包括一個可流過氣流的氣流管，氣流管軸線與飛機軸線平行，在氣流管前端為進氣口，氣流管內有一個與客機具有相同或相似飛行特性的飛行狀態模擬器，在氣流管位於飛行狀態模擬器的上方位置有與氣流管垂直的上感壓管，位於上感壓管內的一個上感壓彈性膜周邊固定在上感壓管內壁上，飛行狀態模擬器上方連接有一個上傳壓杆，上傳壓杆上端固定在所述的上感壓彈性膜中心，上感應管上方與外界大氣相通，上感壓彈性膜下部為一個上氣室，該氣室通過上氣孔與氣流管相通維持壓力平衡；在氣流管位於飛行狀態模擬器的下方位置有下感壓管，位於下感壓管內的一個下感壓彈性膜周邊固定下感壓管內壁上，飛行狀態模擬器下方連接有一個下傳壓杆，下傳壓杆下端固定在下感壓彈性膜中心，下感應管下方與外界大氣相通，下感壓彈性膜上部為一個下氣室，該氣室通過下氣孔與氣流管相通維持壓力平衡；飛行狀態模擬器內有伺服電機控制飛行狀態模擬器改變截面面積；在氣流管內安裝有攝像機拍攝飛行狀態模擬的狀態，並將其速度、方向和加速度數據傳輸給所述的控制器，控制器控制所述的飛行狀態模擬器內的伺服電機使飛行狀態模擬器在正常狀態下維持在氣流管中軸線上。
所述的執行機構可以為氣動執行機構，包括一個氣缸及氣缸進、排氣管路上的電磁換向閥，氣缸的缸筒和活塞杆這兩個部件中的一個部件固定，另一個部件與所述的滑動翼連接且其運動方向與滑動翼的滑動方向一致，所述的電磁閥與所述的控制器連接並由其控制用於使氣缸工作。
本發明通過增加可變截面副翼及氣流傳感器、控制器構成飛行狀態調整裝置，通過氣流傳感器測得引起飛機顛簸的氣流變化信號，由控制器控制副翼改變其截面積，調整飛機升力以克服或減輕由於氣流急劇變化引起的顛簸。
圖1為本發明的民航客機用防顛簸裝置布局圖。
圖2為圖1的俯視圖。
圖3為可變截面副翼局部剖視示意圖。
圖4為圖3的俯視圖。
圖5為氣動執行機構管路圖。
圖6為氣流傳感器結構示意圖。
具體實施例方式
下面結合附圖和具體實施例對本發明的民航客機用防顛簸裝置作進一步說明，以助於理解本發明的內容。
如圖1和圖2所示，民航客機用防顛簸裝置，包括安裝在客機頭部前端雷達罩4下方的氣流傳感器1及安裝在機身內的控制器(圖中省略)，如圖5所示，控制器可以採用一個計算機28，還包括分別對稱安裝在左右兩側機翼上方的一對可變截面副翼3，可變截面副翼3位於發動機上方，由控制器控制使其在飛行過程中根據飛行狀態改變截面面積，以調整飛機升力，抵消不穩定氣流引起的升力變化。電源線和信號線6位於機身內。
如圖3和圖4所示，可變截面副翼由一個固定翼7和前端插在固定翼7內的滑動翼8組成，構成伸縮翼，固定翼7及滑動翼8的截面形狀根據現有飛機機翼截面進行設計，以獲得升力。控制滑動翼8插入固定翼7內的的深度可改變整個副翼的截面面積，獲得不同的升力。在飛機巡航飛行狀態下，同時參照圖5所示，作為控制器的計算機28會根據氣流傳感器所獲得的引起飛機顛簸的信號變化來控制副翼的執行機構，當氣流使機身下降時，控制器通過執行機構控制滑動翼8減少其插入固定翼7的深度來增大副翼的截面面積，當氣流使機身上升時控制器通過執行機構控制滑動翼8增加其插入固定翼7的深度來減少副翼的截面積。
可以理解的是，對於驅動副翼變截面的執行機構，可以為電動機構，例如通過在滑動翼8上設置齒條，通過電機輸出軸上的齒輪與齒條嚙合，利用控制電機正反轉及轉動圈數或角度實現副翼變截面。或者採用液壓缸，驅動滑動翼8滑動。根據民航客機的特點，以及引起飛機顛簸的氣流變化速度快的特點，本發明優選了反應比較迅速的氣動執行機構。
氣動執行機構結構如圖3和圖5所示，氣動執行機構5及副翼通過支撐架13用鉚栓固定在飛機發動機掛架2上。氣動執行機構由氣缸及電磁換向閥構成。對於缸杆相對於飛機固定的方式，採用固定翼7利用聯接銷9與氣缸的缸杆10鉸接，滑動翼8則通過其滑管12緊固在氣缸的缸筒11上。如圖5所示，電磁換向閥的電磁閥29由作為控制器的計算機28進行控制，實現氣缸氣路的換向。採用氣動執行機構的另一個優點在於，與電磁換向閥相連的高壓進氣管31內的高壓壓縮空氣可以來源於飛機的噴氣式發動機的壓氣機，減少了空氣壓縮機或採用液壓缸時的液壓站，簡化了結構且降低了成本，更加便於安裝布局。如圖5所示，氣缸的右聯接管32與氣缸缸筒11的前腔體相通，左聯接管33通過氣道與氣缸缸筒11的後腔體連通，與電磁換向閥相通的排氣管34用於排氣。在計算機28的控制下，通過電磁換向閥閥芯30向左和向右的移動，實現氣缸氣路的換向，使氣缸的缸筒11向前或向後移動，以使滑動翼8向前和向後作線性運動。
氣流傳感器可以用於測定引起飛機顛簸的氣流的流速或壓力變化情況，然而這種傳感器會增加控制難度。如圖6所示，本發明的氣流傳感器採用了一種特殊結構，包括一個可使氣流流過的氣流管14，氣流管14的軸心線與飛機軸心線平行，氣流管14前端為進氣口，在氣流管14內有一個與客機具有相同飛行特性的可變截面飛行狀態模擬器15，飛行狀態模擬器15可以採用與副翼相同的滑動變截面結構。飛行狀態模擬器15要通過風洞實驗使其保證與飛機的飛行特性基本相當。在氣流管14上位於飛行狀態模擬器15的上方位置有與氣流管垂直的上感壓管20，位於上感壓管20內的一個上感壓彈性膜19周邊固定在上感壓管20的內壁上，使上感壓管20被隔離為上、下兩部分，其上部與外界氣流相通，下部形成有一個上氣室，並通過上氣孔26與氣流管14相通保持壓力平衡，飛行狀態模擬器上方連接有一個上傳壓杆17，上傳壓杆17上端固定在上感壓彈性膜19中心；在氣流管14位於飛行狀態模擬器15的下方位置有下感壓管22，位於下感壓管內22的一個下感壓彈性膜21周邊固定在下感壓管22的內壁上，同樣將下感壓管22分隔為上下兩部分，其上部有下氣室通過下氣孔27與氣流管14保持壓力平衡，下部則與外界氣流相通，飛行狀態模擬器15下方連接有一個下傳壓杆18，下傳壓杆18下端固定在下感壓彈性膜21的中心；飛行狀態模擬器內有伺服電機16控制飛行狀態模擬器15改變截面面積；氣流管14上有導流孔25以將氣流導出，在氣流管14內安裝有攝像機23拍攝飛行狀態模擬器15位置變化情況，並將飛行狀態模擬器15變化的速度、方向和加速度數據傳輸給作為控制器的計算機28，由計算機28根據飛行狀態模擬器的變化情況調整副翼。計算機28與伺服電機16之間的連接線路24由上傳壓杆18內穿過。上感壓管和下感壓管內採用氣室結構，形成阻尼力以防止飛機在高速飛行時，氣流管內形成擾動的氣流和產生的負壓使得兩個感壓彈性膜向中部移動引起的振動。
其工作原理為由於氣流傳感器1安裝在飛機的最前端，所以當飛機遇到不穩定氣流時，它可提前作出反應。參照圖5所示，由於飛行狀態模擬器15與飛機具有基本相同或相似的飛行特性，當飛機以預定的航速在正常的高度上飛行時，如果沒有不穩定氣流，飛行狀態模擬器15應該靜止在氣流管14的中軸線上。當飛機的飛行參數人為改變時，飛行狀態模擬器15所處的位置(高度)就會偏離氣流管14的中軸線，在這種情況下，安裝在氣流管14內的攝像機23會將飛行狀態模擬器15的偏離情況傳送給控制計算機28，控制計算機28可根據偏離情況，通過線路24控制安裝在飛行狀態模擬器15內的微型伺服電機16，來調整飛行狀態模擬器的面積，從而使其始終位於氣流管14的中軸線上。
如果飛機的對向水平氣流急劇增強或遇到強烈的上升氣流時，飛行狀態模擬器15就會在水平氣流增強的作用下或在下感壓彈性膜21的推動下向上移動。此時攝像機23會將其向上移動的速度和高度以及加速度等信息傳輸給控制計算機28，後者會根據這些信息來操控電磁換向閥29，以使閥芯30按預定的程序向右移動，從而使高壓進氣管31與右聯接管32聯通，高壓進氣管31內的高壓壓縮空氣來源於飛機的噴氣式發動機的壓氣機。高壓進氣管31與右聯接管32聯通後，高壓壓縮空氣就會通過缸杆10的下氣道36而進入缸筒11的前部，即活塞35的左側腔室內，從而使缸筒11在高壓壓縮空氣的作用下向左移動；與此同時，閥芯30的向右移動使左聯接管33與排氣管34聯通，兩者聯通後，缸筒11內，位於活塞35右側腔室內的空氣會經過缸杆10的上氣道37和左聯接管33，並通過閥芯30由排氣管34排出。如圖3和圖4所示，由於副翼的滑動翼8緊固在缸筒11上，所以當缸筒11向左移動時，滑動翼8會隨之向左移動，從而縮小了副翼的整個截面面積，其結果是降低了飛機的升力，抵消了對向氣流增加或上升起流所產生的升力，進而有效控制了飛機的顛簸。
而當飛機的對向氣流急劇減弱或遇到強烈的下降氣流時，飛行狀態模擬器15就會在對向氣流減弱的作用下或在上感壓彈性膜19的壓力下向下移動。此時攝像機23會將其向下移動的速度和高度以及加速度等信息，傳輸給控制計算機28，後者會根據這些信息來操控電磁閥29，以使閥芯30按預定和程序向左移動，從而使高壓進氣管31與左聯接管33聯通，聯通後，高壓進氣管31內的高壓壓縮空氣就會通過缸杆10的上氣道37而進入缸筒11的後部，即活塞35的右側，從而使缸筒11在高壓壓縮空氣的作用下向右移動，與此同時，閥芯30的向左移動使右聯接管32與排氣管34聯通，兩者聯通後，缸筒11內，位於活塞35左側的空氣會經缸杆10的下氣道36和右聯接管32，並通過閥芯30由排氣管34排出。如圖3和圖4所示，由於副翼的滑動翼8緊固在缸筒11上，所以當缸筒11向右移動時，滑動翼8會隨之向右移動，從而增大了副翼的面積，其結果是加大了飛機的升力，抵消了對向水平氣流減弱或下降氣流引起的升力下降，進而有效控制了飛機的顛簸。
權利要求
1.一種民航客機用防顛簸裝置，其特徵在於包括安裝在客機頭部的氣流傳感器用於檢測氣流的急劇變化狀態，還包括對稱地分別安裝在左右兩側機翼上方的可變截面副翼，可變截面副翼由固定翼和前端插在固定翼內的滑動翼組成，以及控制器，所述的控制器根據氣流傳感器的信號變化控制副翼的執行機構，當氣流使機身下降時，控制器通過執行機構控制滑動翼減少其插入固定翼的深度來增大副翼截面面積，當氣流使機身上升時控制器通過執行機構控制滑動翼增加其插入固定翼的深度來減少副翼的截面面積。
2.如權利要求1所述的民航客機用防顛簸裝置，其特徵在於所述的氣流傳感器，包括一個可流過氣流的氣流管，氣流管軸線與飛機軸線平行，在氣流管前端為進氣口，氣流管內有一個與客機具有相同或相似飛行特性的飛行狀態模擬器，在氣流管位於飛行狀態模擬器的上方位置有與氣流管垂直的上感壓管，位於上感壓管內的一個上感壓彈性膜周邊固定在上感壓管內壁上，飛行狀態模擬器上方連接有一個上傳壓杆，上傳壓杆上端固定在所述的上感壓彈性膜中心，上感應管上方與外界大氣相通，上感壓彈性膜下部為一個上氣室，該氣室通過上氣孔與氣流管相通維持壓力平衡；在氣流管位於飛行狀態模擬器的下方位置有下感壓管，位於下感壓管內的一個下感壓彈性膜周邊固定在下感壓管內壁上，飛行狀態模擬器下方連接有一個下傳壓杆，下傳壓杆下端固定在下感壓彈性膜中心，下感應管下方與外界大氣相通，下感壓彈性膜上部為一個下氣室，該氣室通過下氣孔與氣流管相通維持壓力平衡；飛行狀態模擬器內有伺服電機控制飛行狀態模擬器改變截面面積；在氣流管內安裝有攝像機拍攝飛行狀態模擬的狀態，並將其速度、方向和加速度數據傳輸給所述的控制器，控制器控制所述的飛行狀態模擬器內的伺服電機使飛行狀態模擬器在正常狀態下維持在氣流管中軸線上。
3.如權利要求2所述的民航客機用防顛簸裝置，其特徵在於所述的控制器與所述的伺服電機之間的連接線路由所述的上傳壓杆內穿過。
4.如權利要求1至3中之一所述的民航客機用防顛簸裝置，其特徵在於所述的執行機構為氣動執行機構。
5.如權利要求4所述的民航客機用防顛簸裝置，其特徵在於所述的氣動執行機構包括一個氣缸及氣缸進、排氣管路上的電磁換向閥，氣缸的缸筒和活塞杆這兩個部件中有一個部件固定，另一個部件與所述的滑動翼連接且其運動方向與滑動翼的滑動方向一致，所述的電磁閥與所述的控制器連接並由其控制用於使氣缸工作。
6.如權利要求5所述的民航客機用防顛簸裝置，其特徵在於所述的固定翼與所述的氣缸的缸杆鉸接，所述的滑動翼與氣缸的缸筒鉸接。
7.如權利要求6所述的民航客機用防顛簸裝置，其特徵在於所述的滑動翼通過滑管緊固在氣缸的缸筒上。
8.如權利要求6所述的民航客機用防顛簸裝置，其特徵在於所述的氣缸的缸杆內有上氣道和下氣道分別與氣缸活塞兩側的腔室相通。
9.如權利要求5所述的民航客機用防顛簸裝置，其特徵在於所述的氣缸的氣源來源於飛機的噴氣式發動機的壓氣機。
10.如權利要求4所述的民航客機用防顛簸裝置，其特徵在於所述的氣動執行機構及副翼通過支撐架用鉚栓固定在飛機發動機的掛架上。
全文摘要
本發明公開了一種民航客機用防顛簸裝置，其特徵在於包括安裝在客機頭部的氣流傳感器用於檢測氣流的急劇變化狀態，還包括對稱地分別安裝在左右兩側機翼上方的可變截面副翼，可變截面副翼由固定翼和前端插在固定翼內的滑動翼組成，以及控制器，所述的控制器根據氣流傳感器的信號變化控制副翼的執行機構，當氣流使機身下降時，控制器通過執行機構控制滑動翼減少其插入固定翼的深度來增大副翼截面面積，當氣流使機身上升時控制器通過執行機構控制滑動翼增加其插入固定翼的深度來減少副翼的截面面積。這種民航客機用防顛簸裝置能夠克服或減輕由於氣流急劇變化引起的顛簸。
文檔編號B64C3/00GK1843846SQ20061008066
公開日2006年10月11日 申請日期2006年5月25日 優先權日2006年5月25日
發明者史樺, 饒偉達 申請人:史顏