一种飞机操纵面吻合性公差控制方法

标题：一种飞机操纵面吻合性公差控制方法

摘要：一种飞机操纵面吻合性公差控制方法，根据飞机操纵面的剪刀差公差极限值G和操纵面的理论弦长L，计算飞机操纵面的实际弦线与理论弦线之间的夹角β；通过实际中立摇臂位置线与理论中立摇臂位置线的交点，在操纵面的悬挂点和对接点之间的理论中立摇臂位置线的两侧，做出夹角为β的两个方向的实际中立摇臂位置线；以操纵面的悬挂点C为圆心，做出的两个方向实际中立摇臂位置线的内切圆，该内切圆的半径r1即为操纵面的悬挂点公差值的极大值；以操纵面的对接点B为圆心，做出的两个方向实际中立摇臂位置线的内切圆，该内切圆的半径r2即为作动器后对接点公差值的极大值。

申请号：CN201910293317.1

申请日：2019/4/12

申请人：西安飞机工业(集团)有限责任公司

首项权利要求：1.一种飞机操纵面吻合性公差控制方法，含有分布在操纵面一侧的悬挂点C和与作动器连接的对接点B，已知悬挂点和对接点之间的理论中立摇臂距离值R，已知飞机操纵面的凸凹量公差和剪刀差公差极限值G，已知操纵面的理论弦长L，其特征在于，包括如下步骤：
1)根据飞机操纵面的剪刀差公差极限值G和操纵面的理论弦长L，计算飞机操纵面的实际弦线与理论弦线之间的夹角β，其计算公式为：

专利类型：发明申请