升降舵上偏止动器及飞行装置

技术领域

本申请涉及航空技术领域，尤其涉及一种升降舵上偏止动器及飞行装置。

背景技术

升降舵设置于飞机的水平尾翼，用于控制飞机的俯仰动作。当升降舵向上偏转时，会受到向下的气动力，飞机产生抬头力矩而向上爬升；反之，当升降舵向下偏转时，会受到向上的气动力，飞机产生低头力矩而下降。

飞机在爬升过程中，若迎角过大会使尾翼上下表面的气流分离，导致飞机出现失速现象而失控。为了限制飞机在飞行中的最大迎角，避免飞机失速，目前主要通过失速告警、重量重心限制以及升降舵偏转限位等手段实现。其中，升降舵偏转限位是指于升降舵摇臂的上下两侧均设置止动器，当升降舵偏转时，两侧的止动器会限制升降舵摇臂的活动范围，以限制升降舵的最大偏转角度，从而避免飞机的迎角过大。

对于螺旋桨飞机，当发动机的运行功率较大时，螺旋桨产生的滑流会影响飞机的操纵特性，使飞机的最大迎角降低，更易于出现失速现象。因此，螺旋桨飞机中止动器的位置会基于在滑流影响下的最大迎角而设置，将升降舵可偏转的角度限制于较小的范围内，以保证在滑流影响下飞机也不易出现失速现象。

但也相应的导致在发动机运行功率较小或无螺旋桨动力飞行等无滑流影响的情况下，升降舵的可偏转范围也较小，飞机无法充分发挥飞行性能，操控性较差。

发明内容

本申请提供一种升降舵上偏止动器及飞行装置，能够基于飞行装置中发动机的运行功率，改变对升降舵向上偏转时的限制位置，以能够在发动机运行功率较大时，降低升降舵可向上偏转的最大角度，保证飞行装置在滑流影响下不易出现失速现象，并且在发动机运行功率较小时，提高升降舵可向上偏转的最大角度，使飞行装置能够在无滑溜影响下充分发挥飞行性能，提高飞行装置的可操控性。

一方面，本申请提供一种升降舵上偏止动器，包括：

安装座；

连接件，设置于所述安装座，并可沿第一方向滑动，其设有沿所述第一方向延伸的滑槽；

限位件，包括第一限位部和第二限位部，所述第一限位部沿所述第一方向的宽度为第一宽度，所述第二限位部沿所述第一方向的宽度为第二宽度，所述第一宽度和所述第二宽度均小于所述滑槽的开设长度，且所述第二宽度大于所述第一宽度；

其中，所述限位件活动连接于所述安装座，可处于所述第一限位部穿设于所述滑槽内的第一位置，以及，所述第二限位部穿设于所述滑槽内的第二位置。

在一些实施方式中，所述限位件可相对于所述安装座沿第二方向滑动，所述第二方向与所述第一方向非平行设置，所述第一限位部和所述第二限位部沿所述第二方向依次设置。

在一些实施方式中，还包括驱动件，设置于所述安装座并与所述限位件连接，用于驱动所述限位件在所述第一位置与所述第二位置之间转换。

在一些实施方式中，所述驱动件包括：

固定杆，设置于所述安装座；

伸缩杆，与所述固定杆套设连接；

其中，所述限位件连接于所述伸缩杆。

在一些实施方式中，所述驱动件还包括直线电机，被配置为控制所述伸缩杆相对于所述固定杆滑动。

在一些实施方式中，还包括：

第一限位开关，设置于所述安装座，被配置为当所述限位件移动至所述第一位置时被触发；

第二限位开关，设置于所述安装座，被配置为当所述限位件移动至所述第二位置时被触发；

触发件，设置于所述伸缩杆，用于触发所述第一限位开关和所述第二限位开关；

其中，所述第一限位开关和所述第二限位开关均与所述直线电机通信连接，所述直线电机被配置为当所述第一限位开关或所述第二限位开关中任一者被触发时停止运行。

在一些实施方式中，所述安装座设有固定件，所述固定件的数量为两个并间隔设置；

其中，所述连接件可滑动地设置于两个所述固定件之间。

在一些实施方式中，所述安装座设有导向件，所述导向件上设有导向孔；

其中，所述限位件可滑动地穿设于所述导向孔内。

另一方面，本申请提供一种飞行装置，包括：

机体，设有发动机和驾驶杆；

尾翼，设置于所述机体；

升降舵，转动连接于所述尾翼，并与所述驾驶杆连接；

控制器，设置于所述机体，被配置为控制所述发动机的运行功率；

上述任意一种实施方式中所述的升降舵上偏止动器；其中，所述连接件与所述驾驶杆连接；所述限位件被配置为当所述运行功率处于预设阈值内时处于所述第一位置，以及，当所述运行功率超出所述预设阈值时处于所述第二位置。

在一些实施方式中，还包括升降舵下偏止动器，设置于所述尾翼；

其中，所述升降舵设有摇臂，所述升降舵下偏制动器位于所述摇臂一侧，用于限制所述摇臂可转动的角度。

本申请提供的升降舵上偏止动器，在使用时将连接件与飞行装置中的驾驶杆连接，当驾驶员通过驾驶杆控制升降舵偏转时，连接件随驾驶杆的运动而沿第一方向滑动，限位件穿设于滑槽内对连接件的滑动距离进行限制。

其中，当飞行装置的发动机的运行功率较低时，令限位件处于第一位置，使第一限位部穿设于滑槽内，第一限位部的第一宽度较小，连接件可滑动的距离较大，使升降舵可向上偏转的角度较大，可充分发挥飞行装置的飞行性能。当飞行装置的发动机的运行功率较高，导致螺旋桨对飞行装置出现失速的最大迎角造成滑流影响时，令限位件处于第二位置，使第二限位件穿设于滑槽内，第二限位件的第二宽度较大，减小连接件可滑动的距离，使升降舵可向上偏转的最大角度较小，避免在发动机功率较大时出现失速现象，提高飞行装置的安全性。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本申请的实施例，并与说明书一起用于解释本申请的原理。

图1为本申请实施例中升降舵上偏止动器的结构示意图；

图2为本申请实施例中升降舵上偏止动器的局部剖视图；

图3为本申请实施例中升降舵上偏止动器另一视角的局部剖视图；

图4为本申请实施例中飞行装置的局部剖视图。

附图标记说明：

100：升降舵上偏止动器；

110：安装座；111：底板；112：侧板；113：连接板；

120：连接件；121：滑槽；121a：限位端；121b：自由端；

130：限位件；131：第一限位部；132：第二限位部；

140：驱动件；141：固定杆；142：伸缩杆；143：直线电机；

150：第一限位开关；

160：第二限位开关；

170：触发件；

180：固定件；

190：导向件；191：导向孔；

200：尾翼；

300：升降舵；310：铰接轴；320：摇臂；

400：驾驶杆；

500：升降舵下偏止动器。

通过上述附图，已示出本申请明确的实施例，后文中将有更详细的描述。这些附图和文字描述并不是为了通过任何方式限制本申请构思的范围，而是通过参考特定实施例为本领域技术人员说明本申请的概念。

具体实施方式

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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

图1为本申请实施例中升降舵上偏止动器的结构示意图；图2为本申请实施例中升降舵上偏止动器的局部剖视图。

本申请实施例提供一种升降舵上偏止动器，如图1和图2所示，升降舵上偏止动器100包括：安装座110、连接件120和限位件130。

连接件120设置于安装座110，并可沿第一方向滑动，其设有沿第一方向延伸的滑槽121。限位件130包括第一限位部131和第二限位部132，第一限位部131沿第一方向的宽度为第一宽度，第二限位部132沿第一方向的宽度为第二宽度，第一宽度和第二宽度均小于滑槽121的开设长度，且第二宽度大于第一宽度。其中，限位件130活动连接于安装座110，可处于第一限位部131穿设于滑槽121内的第一位置，以及，第二限位部132穿设于滑槽121内的第二位置。

其中，安装座110可以是金属构件或塑料构件，在使用时，安装座110固定于飞行装置中，其具体结构可基于安装位置和安装方式而适应设置。可选地，安装座110包括底板111、侧板112和连接板113，底板111水平设置，侧板112竖直设置，侧板112的底端与底板111连接，连接板113倾斜连接于侧板112的顶端。其中，连接板113用于与飞行装置连接，连接件120和限位件130可设置于底板111和侧板112之间。

第一方向可以为垂直于侧板112的方向，即，连接件120可垂直于侧板112滑动。连接件120可以是于第一方向延伸设置的杆状结构，可选地，连接件120为截面形状为矩形的杆体，滑槽121沿第一方向设置于连接件120，其截面形状也可以是矩形的。当第一方向为垂直于侧板112的方向时，连接件120可设置于底板111，并于侧板112上设置与连接件120截面形状相同的通孔，以供连接件120可滑动地穿设于通孔内。

连接件120与底板111的连接方式可连接件120的结构而适应设置。在一些实施例中，当连接件120为截面形状为矩形的杆体时，安装座110上可设有固定件180，固定件180的数量为两个并间隔设置，连接件120可滑动地设置于两个固定件180之间，以限制连接件120的滑动方向。可选地，固定件180为固定于底板111的固定块。

限位件130可相对于安装座110移动，以能够在第一位置与第二位置之间转换，使第一限位部131或第二限位部132穿设于滑槽121内，对连接件120的滑动距离进行限位。在一些实施例中，限位件130可相对于安装座110沿第二方向滑动，第二方向与第一方向非平行设置，第一限位部131与第二限位部132沿第二方向依次设置。

可选地，第二方向可与第一方向相互垂直，例如，第二方向为侧板112的延伸方向。当限位件130由第一位置移动至第二位置的过程中，第一限位部131从滑槽121中移出，并使第二限位部132沿第二方向滑动至滑槽121内；反之，当限位件130由第二位置移动至第一位置的过程中，限位件130反向滑动，第二限位部132从滑槽121内移动，并是第一限位部131沿第二方向滑动至滑槽121内。

在一些实施例中，安装座110还可设有导向件190，导向件190上设有导向孔191，限位件130可滑动地穿设于导向孔191内，以对限位件130的滑动进行导向。可选地，导向孔191的形状可与第一限位部131的截面形状相同，第一限位部131穿设于导向孔191内。

其中，如图2中所示，第一限位部131于第一方向上的第一宽度L

L

在使用时，升降舵上偏止动器100安装于飞行装置中，飞行装置包括机体、机翼、发动机、尾翼以及升降舵，机翼和尾翼均连接于机体，发动机设置于机翼，且发动机上设有螺旋桨，升降舵转动连接与尾翼。机体设有驾驶舱，且驾驶舱内设有驾驶杆，驾驶杆与升降舵连接，以能够通过驾驶杆控制升降舵上下偏转。其中，安装座110固定于机体，连接件120连接于驾驶杆，在通过驾驶杆控制升降舵偏转使，驾驶杆带动连接件120沿第一方向滑动。

滑槽121的其中一端为限位端121a，当驾驶杆控制升降舵向上偏转时，滑槽121的限位端121a向靠近限位件130的方向移动，当限位端121a与限位件130接触时，连接件120无法继续滑动，从而无法通过驾驶杆继续控制升降舵向上偏转，进而实现对升降舵向上偏转的最大角度进行限制。

由于飞行装置在飞行过程中，发动机带动螺旋桨转动，当发动机的运行功率较大时，螺旋桨会对飞行装置出现失速的最大迎角产生滑流影响，导致飞机装置出现失速的迎角降低，更易于出现失速问题。

因此，当发动机的运行功率较小时，令限位件130处于第一位置，此时第一限位部131穿设于滑槽121内，第一限位部131的第一宽度较小，限位端121a距离第一限位部131的间距较大，可使升降舵300向上偏转的最大角度较大，以能够充分发挥飞行装置的飞行性能。当发动机运行功率较大而出现滑流影响时，令限位件130处于第二位置，此时第二限位部132穿设于滑槽121内，限位端121a距离第二限位部132的间距变小，从而降低升降舵300向上偏转的最大角度，以提高飞行装置的安全性。

另外，需要说明的是，连接件120可滑动的范围应包括驾驶杆400在控制升降舵300向下偏转时的移动，避免限位件130的设置影响升降舵300向下偏转的动作。在实际应用中，滑槽121的另一端可为自由端121b，当升降舵300处于未偏转位置时，限位件130应处于限位端121a与自由端121b之间的位置，通过驾驶杆400控制升降舵300向下偏转时，滑槽121的自由端121b向限位件130的方向移动，此时，自由端121b应与第二限位部132之间具有足够的距离，以保证升降舵300具有充分向下偏转的活动范围。当然，也可以利用限位件130与自由端121b的配合，对升降舵300向下偏转的最大角度进行限制，本实施例中对此不再赘述。

在一些实施例中，升降舵上偏止动器100还包括驱动件140，设置于安装座110并与限位件130连接，用于驱动限位件130在第一位置与第二位置之间转换。以能够在飞行装置的发动机功率较大时，通过驱动件140带动限位件130滑动至第二位置，使第二限位部132穿设于滑槽121内；当飞行装置的发动机功率降低时，通过驱动件140带动限位件130复位至第一位置，使第一限位部131穿设于滑槽121内。

图3为本申请实施例中升降舵上偏止动器100另一视角的局部剖视图。

在一些实施例中，驱动件140可包括固定杆141和伸缩杆142，固定杆141设置于安装座110，伸缩杆142与固定杆141套设连接。其中，限位件130连接于伸缩杆142。

可选地，如图3所示，固定杆141为圆形杆，并设有圆形的空腔，伸缩杆142套设于空腔内，以能够相对于固定杆141滑动。固定杆141与伸缩杆142均沿第二方向设置，限位件130连接于伸缩杆142伸出空腔的一端，以通过伸缩杆142的移动驱动限位件130滑动。

在一些实施例中，驱动件140还可包括直线电机143，被配置为控制伸缩杆142相对于固定杆141滑动。

直线电机143可连接于固定杆141一侧，直线电机143与伸缩杆142之间可通过传动机构连接，例如丝杠传动机构，以通过直线电机143的转动驱动伸缩杆142滑动。

其中，直线电机143的运行可以是手动控制，例如，在飞行装置的驾驶室内设置控制开关，并与直线电机143连接，由驾驶人员判断发动机的运行功率，并通过控制开关启动直线电机143的运行。直线电机143的运行也可以是自动控制的，例如，直线电机143与飞行装置中用于控制发动机运行功率的控制器连接，当驾驶人员通过控制器改变发动机的运行功率时，控制器同时向直线电机143发出控制信号，直线电机143运行并驱使限位件130移动。

在一些实施例中，升降舵上偏止动器100还包括：第一限位开关150、第二限位开关160和触发件170。第一限位开关150设置于安装座110，被配置为当限位件130移动至第一位置时被触发。第二限位开关160设置于安装座110，被配置为当限位件130移动至第二位置时被触发。限位件130设置于伸缩杆142，用于触发第一限位开关150和第二限位开关160。

其中，第一限位开关150和第二限位开关160均与直线电机143通信连接，直线电机143被配置为当第一限位开关150或第二限位开关160中任一者被触发时停止运行。

可选地，第一限位开关150和第二限位开关160均为行程开关。第一限位开关150和第二限位开关160与直线电机143之间可通过线缆连接传输控制信号，也可通过无线通讯与直线电机143连接传输控制信号，本实施例中对此不做过多限制。

结合图1和图3所示，触发件170设置于伸缩杆142一侧，并随伸缩杆142移动，以触发第一限位开关150或第二限位开关160。当直线电机143运行带动限位件130由第一位置向第二位置方向移动时，触发件170向第二限位开关160处移动，当触发件170拨动第二限位开关160的触头时，第二限位开关160被触发，并向直线电机143发出控制信号，使直线电机143停止运行，此时限位件130处于第二位置。反之，直线电机143运行而带动限位件130由第二位置向第一位置移动时，触发件170通过触发第一限位开关150使直线电机143停止运行，此时限位件130处于第一位置。

本申请实施例还提供一种飞行装置，其包括机体、尾翼、升降舵、发动机、控制器以及上述实施例中的升降舵上偏止动器。

其中，机体设有驾驶杆，可选地，机体设有驾驶舱，驾驶杆设置于驾驶舱内。

尾翼设置于机体，升降舵可转动地连接于尾翼，并与驾驶杆连接。可选地，升降舵与驾驶杆之间通过机械传动组件连接，以通过驾驶杆控制升降舵相对于尾翼转动。

发动机设置于机体。可选地，飞行装置还包括机翼和螺旋桨，机翼设置于机体，发动机设置于机翼，螺旋桨连接于发动机，以通过发动机带动螺旋桨转动，对机体产生拉力。

控制器设置于机体，用于控制发动机的运行功率。可选地，控制器为油门组件，可设置于机体的驾驶舱内，驾驶员可通过油门组件控制发动机的运行功率。

升降舵上偏止动器100设置于机体。其中，连接件120与驾驶杆连接，可选地，连接件120通过传动杆与驾驶杆连接。限位件130被配置为当发动机的运行功率处于预设阈值内时处于第一位置，以及，当运行功率超出预设阈值内时，处于第二位置。

其中，当发动机的运行功率处于预设阈值内时，螺旋桨的转速较小，对飞行装置出现失速时的迎角无滑流影响。当发动机的运行功率超出预设阈值时，螺旋桨转速增加，对飞行装置出现失速时的迎角产生滑流影响，导致飞行装置出现失速时的迎角变小，更易于出现失速问题。

因此，当发动机的运行功率处于预设阈值内时，限位件130处于第一位置，第一限位部131穿设于滑槽121内对连接件120的活动范围进行限制，使升降舵可向上偏转的最大角度较大。当发动机的运行功率超出预设阈值时，限位件130处于第二位置，第二限位部132穿设于滑槽121内，以降低连接件120的活动范围，使升降舵可向上偏转的最大角度减小，以提高飞行装置的安全性。

可选地，升降舵上偏止动器100中的直线电机143与控制器连接，当驾驶员通过控制器控制发动机的运行功率超出预设阈值时，控制器同时向直线电机143发出控制信号，使直线电机143运动，并通过伸缩杆142带动限位件130移动，使第二限位部132移动至滑槽121中。当驾驶员通过控制器控制控制发动机的运行功率降低至预设阈值内后，控制器同时令直线电机143反转，控制伸缩杆142带动限位件130反向移动，使第一限位部131移动至滑槽121中。

图4为本申请实施例中飞行装置的局部剖视图。

在一些实施例中，飞行装置还可包括升降舵下偏止动器500，设置于尾翼200。其中，升降舵300设有摇臂320，升降舵下偏止动器500设置于摇臂320一侧，用于限制摇臂320可转动的角度。

如图4所示，升降舵300可通过铰接轴310转动连接于尾翼200，铰接轴310设置于升降舵300与摇臂320之间。可选地，升降舵下偏止动器500可以为固定于尾翼200内的止动块，其可设置于摇臂320的上侧，当升降舵300向下转动时，摇臂320向上摆动，当摇臂320与升降舵下偏止动器500接触时，升降舵300无法继续向下偏转，从而实现限制升降舵300向下偏转最大角度的目的。

以上对本申请实施例进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本申请的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明仅用于帮助理解本申请的方法及其核心思想。同时，本领域技术人员依据本申请的思想，基于本申请的具体实施方式及应用范围上做出的改变或变形之处，都属于本申请保护的范围。综上所述，本说明书内容不应理解为对本申请的限制。