一种双梯度载荷机构

技术领域

本申请属于飞机结构设计技术领域，特别涉及一种双梯度载荷机构。

背景技术

载荷机构是驾驶员操纵装置中用来模拟操纵力的装置。在电传飞行控制系统中，由舵机控制作动筒承担了全部的操纵面铰链力矩，切断了操纵力的感觉与飞机飞行状态之间的对应联系，为此设计载荷机构提供操纵力模拟。为了有利于飞行员在小行程范围内精确控制飞机，在满行程位置杆力不至于过大导致操纵困难，需要一种双梯度载荷机构，在小行程范围内刚度大，在大行程范围内刚度小，以提高飞机的飞行品质。

发明内容

本申请的目的是提供了一种双梯度载荷机构，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

本申请的技术方案是：一种双梯度载荷机构，双梯度载荷机构包括：

相互固定的左壳体和右壳体，所述左壳体和右壳体之间形成有容腔；

与左壳体固定的耳环接头；

与芯杆组件连接的可调耳环接头，其中，所述芯杆组件包括安装于左壳体和右壳体内的芯杆，所述芯杆自所述右壳体插入且与所述右壳体能够相对移动，在所述芯杆上相对设置有的两个衬套组件，且两衬套组件被芯杆上设置的限位装置进行限位，每个衬套组件内设有第一弹簧，且两个衬套组件之间设有第二弹簧，所述第二弹簧的弹力大于所述第一弹簧的弹力。

进一步的，所述左壳体和右壳体之间设有锁紧螺母，通过锁紧螺母使左壳体和右壳体之间通过螺纹进行连接。

进一步的，所述耳环接头和左壳体通过锁紧螺钉均固定到连接衬套上实现固定。

进一步的，所述连接衬套的材料为铜合金。

进一步的，在右壳体上安装有用于支撑芯杆的支撑衬套，且所述支撑衬套与芯杆的接触环形面设有凹槽，所述凹槽用于安装防尘毡圈。

进一步的，所述支撑衬套的材料为铜合金。

进一步的，所述衬套组件包括间距设置的第一衬套和第二衬套，第一衬套和第二衬套之间设有第一弹簧。

进一步的，所述芯杆上的限位装置包括：与芯杆相配合的限位螺母，或是芯杆上设置的径向台阶。

本申请的双梯度载荷机构能够满足飞行员在小行程范围内精确操纵、在大行程范围内避免杆力过大导致操纵困难的需求，且性能稳定、可靠性高。

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

图1为本申请的双梯度载荷机构外形示意图。

图2为本申请的双梯度载荷机构分解示意图；

图3为本申请中的左壳体与耳环接头连接示意图；

图4为本申请中的毡圈安装示意图；

图5为本申请中的右壳体局部示意图；

图6本申请的芯杆组件分解示意图；

图7为本申请的芯杆组装后示意图；

图8为本申请的芯杆组件与壳体安装示意图；

图9为本申请的双梯度载荷机构剖视图。

图10为本申请的双梯度载荷机构的行程与输出载荷力对应关系示意图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

如图1至9所示，本申请提供了一种在小行程范围内刚度大、在大行程范围内刚度小的双梯度载荷机构。所述双梯度载荷机构包括：左壳体14、右壳体17、芯杆组件、可调耳环接头等。

相互固定的左壳体14和右壳体17，左壳体14和右壳体17之间形成有容腔。在本申请一实施例中，左壳体14与右壳体17通过锁紧螺母15实现螺纹连接，锁紧螺母15锁紧两侧的壳体，通过垫圈16的变形实现锁紧螺母15的防松。

耳环接头12与左壳体14固定。在本申请一实施例中，耳环接头12通过垫圈21和紧定螺钉20固定到连接衬套13上，之后通过垫圈21和紧定螺钉20又固定到左壳体14上，实现耳环接头12与左壳体14固定连接。其中，连接衬套13还用于对芯杆8滑动提供支撑。优选的，衬套13的材料采用铜合金制成。

可调耳环接头11通过键10和锁紧螺母9固定在芯杆组件的芯杆8一端。

芯杆组件包括芯杆8，芯杆8的左右两侧分别设置一个衬套组件，两衬套组件结构相同。为便于区分，左侧的衬套组件包括第一衬套23、第二衬套24和设置两衬套之间的第一弹簧22构成，右侧的衬套组件包括第一衬套1、第二衬套4和设置两衬套之间的第一弹簧3构成。优选的，在左侧的第一衬套23和第二衬套24之间还设置垫圈2，在右侧的第一衬套1和第二衬套4之间也设置垫圈2，垫圈2可以在保持小弹簧启动力不变的前提下调整两端衬套1之间的尺寸。左侧的衬套组件被安装于芯杆8上的防松垫圈7及螺母6进行限位，通过螺母6可以实现夹紧两端的衬套组件，保证较小弹力的第一弹簧的启动力，右侧的衬套组件被锁紧螺母9限位。两衬套组件之间设置第二弹簧5，第二弹簧5的弹力显著的大于衬套组件中的第一弹簧。

芯轴组件从右壳体17插入，在右壳体17的端部设置支撑衬套19。支撑衬套19通过垫圈21和紧定螺钉20固定在右壳体17上，用于实现对芯杆8的滑动提供支撑。优选的，支撑衬套19的材料采用铜合金支撑。进一步的，在支撑衬套19内侧的环形槽内固定毡圈18，通过毡圈18实现防尘。

当双梯度载荷机构被拉伸时，同芯杆8固定在一起的螺母6带动第一衬套23运动，压缩第一弹簧22，输出小行程对应梯度K1的载荷力，达到第二弹簧5的启动力时，第一衬套23和第二衬套24接触，继续拉伸时压缩第二弹簧5，输出大行程对应梯度K2的载荷力，在此过程中，第二弹簧3不参与工作；当载荷机构压缩时，芯杆8上的凸肩带动第一衬套1压缩第一弹簧3，输出小行程对应梯度K1的载荷力，达到第二弹簧5的启动力时，第一衬套1和第二衬套4接触，继续拉伸时压缩第二弹簧5，输出大行程对应梯度K2的载荷力，在此过程中，第一弹簧22不参与工作。

如图10所示，双梯度载荷机构外形和载荷机构力特性，在小行程范围内输出力刚度为K1，在大行程范围内输出力刚度为K2。

本申请所提供的双梯度载荷机构满足了飞行员在小行程范围内精确操纵，在大行程范围内避免杆力过大导致操纵困难的需求，且性能稳定、可靠性高，经寿命试验结果确认可与飞机总寿命同寿。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。