CN115402506A - 一种大型无人机襟翼作动器及其安装结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种大型无人机襟翼作动器及其安装结构。该作动器包括作动器壳体，作动器壳体内设有旋转的滚珠丝杠、丝杠螺母、涡轮和蜗杆，滚珠丝杠与丝杠螺母之间形成丝杠副，丝杠螺母与涡轮固定连接，涡轮与蜗杆啮合，滚珠丝杠的前端设有关节轴承，作动器壳体设在万向环机构上。该安装结构包括上述的大型无人机襟翼作动器，还包括机翼骨架和襟翼骨架，襟翼骨架沿机翼骨架上的襟翼滑轨滑动，万向环机构安装在机翼骨架上，襟翼作动器通过关节轴承与襟翼骨架连接。本发明的有益效果：1.能够输出更大的作动力；2.作动行程长；3.结构简单可靠，质量轻；4.通过万向机构保证作动器传力路径直接；5.单传动链，传动可靠，作动精确；6.具有锁死功能。

Description

一种大型无人机襟翼作动器及其安装结构

技术领域

本发明属于飞行器襟翼技术领域，具体涉及一种大型无人机襟翼作动器及其安装结构。

背景技术

襟翼是设置在飞机机翼后缘，可以滑动，用于增加机翼面积、提高机翼升力和阻力的小机翼。襟翼的滑动是通过襟翼作动器实现的。传统的无人机襟翼作动器采用电机驱动，由于无人机供电功率和重量的限制，电动襟翼作动器存在作动力小、行程短，可靠性低，不便于维护等缺陷。同时，单块襟翼需要多个作动器同时驱动，内外襟翼之间也需要配合运动，因此要求多个作动器同步工作，否则襟翼容易卡死，电动作动器控制复杂，可靠性低，容易发生故障，造成飞行事故。电动作动器不具备锁死功能，断电后，襟翼位置不能固定，同样容易造成飞行事故。

发明内容

本发明的目的在于：本发明提供了一种大型无人机襟翼作动器及其安装结构，解决了传统的无人机襟翼作动器作动力小、行程短，可靠性低的问题。

本发明目的通过下述技术方案来实现：

一种大型无人机襟翼作动器，包括作动器壳体，作动器壳体内设有旋转的滚珠丝杠、丝杠螺母、涡轮和蜗杆，滚珠丝杠与丝杠螺母之间形成丝杠副，丝杠螺母与涡轮固定连接，涡轮与蜗杆啮合，滚珠丝杠的前端设有关节轴承，作动器壳体设在万向环机构上。

进一步的，所述的滚珠丝杠的前端为环状的作动器接头，关节轴承设在作动器接头上，滚珠丝杠的后端设有止动帽。

进一步的，所述的丝杠螺母的前端与第一转接环连接，丝杠螺母的后端与第二转接环连接，第一转接环和第二转接环均套设在滚珠丝杠上，涡轮与第一转接环连接。

进一步的，所述的第一转接环上设有第一限位衬套和第二限位衬套，第一限位衬套卡设涡轮的前端，第二限位衬套卡设涡轮的后端。

进一步的，所述的第一转接环与作动器壳体之间设有第一轴承，第二转接环与作动器壳体之间设有第二轴承，蜗杆的两端与作动器壳体之间均设有第三轴承和第四轴承。

进一步的，所述的作动器壳体的前端与端盖连接，第一轴承与端盖之间设有第三密封圈，作动器壳体与端盖之间设有第二密封圈，第二轴承与作动器壳体之间设有第一密封圈，作动器壳体的侧端与侧盖连接，作动器壳体与侧盖之间设有第四密封圈，侧盖与蜗杆之间设有油封。

进一步的，所述的万向环机构包括安装支座和万向环，万向环的左右两端均通过水平的第二旋转销轴与安装支座铰接，万向环的前后两端均通过竖向的第一旋转销轴与作动器壳体铰接。

进一步的，所述的作动器壳体通过防转销与第一旋转销轴连接，第一旋转销轴的一端卡设作动器壳体，第一旋转销轴的另一端通过卡簧卡设万向环。

进一步的，所述的第二旋转销轴的一端卡设万向环，第二旋转销轴的另一端通过限位螺母卡设安装支座。

进一步的，所述的第一旋转销轴、第二旋转销轴均与万向环之间设有耐磨衬套。

一种大型无人机襟翼作动器的安装结构，包括上述的大型无人机襟翼作动器，还包括机翼骨架和襟翼骨架，襟翼骨架沿机翼骨架上的襟翼滑轨滑动，万向环机构安装在机翼骨架上，襟翼作动器通过关节轴承与襟翼骨架连接。

进一步的，所述的机翼骨架上设有机翼后缘开口，作动器壳体穿设在机翼后缘开口内。

进一步的，所述的关节轴承连接在滚珠丝杠前端的作动器接头与襟翼骨架的襟翼接头之间。

进一步的，还包括驱动装置，驱动装置通过传动轴与襟翼作动器的蜗杆连接，相邻两个襟翼作动器的蜗杆之间通过传动轴连接。

本发明实现的功能：

1.通过内部的涡轮蜗杆和滚珠丝杠，形成大的传动比，因此也能实现大的作动力。

2.通过设计滚珠丝杠的导程和蜗轮蜗杆的传动比，可以实现单位时间作动任意长度，可以布置在任意位置，同时可以实现单传动链传动，保证襟翼的作动精确，避免出现襟翼卡滞等情况。

3.通过设置丝杠的长度，可以满足襟翼远距离滑动。

4.通过作动器后部设置的万向环机构，能够保证作动器在推动襟翼滑动的过程中，作动器能够始终保证丝杠是只受拉力和压力，不会承受弯矩，确保作动器传力路径直接，提高寿命。

5.涡轮蜗杆具有锁死功能，在没有动力的情况下，能够锁死襟翼，保证飞行安全。

6.同时，由于是纯机械传动，因此可靠性更好，同样作动力的前提下，所设计的作动器更轻，维护性更好。

本发明的有益效果：1.能够输出更大的作动力；2.作动行程长；3.结构简单可靠，质量轻；4.通过万向机构保证作动器传力路径直接；5.单传动链，传动可靠，作动精确；6.具有锁死功能。

前述本发明主方案及其各进一步选择方案可以自由组合以形成多个方案，均为本发明可采用并要求保护的方案；且本发明，(各非冲突选择)选择之间以及和其他选择之间也可以自由组合。本领域技术人员在了解本发明方案后根据现有技术和公知常识可明了有多种组合，均为本发明所要保护的技术方案，在此不做穷举。

附图说明

图1是本发明襟翼作动器的外观结构示意图。

图2是本发明襟翼作动器的横向剖视示意图。

图3是本发明襟翼作动器的纵向剖视示意图。

图4是本发明襟翼作动器的局部外观示意图。

图5是本发明万向环机构的结构示意图。

图6是本发明万向环的结构示意图。

图7是本发明襟翼作动器安装结构的示意图。

图8是图6的局部放大图。

图中：1-机翼骨架，2-襟翼骨架，3-襟翼滑轨，4-襟翼作动器，5-万向环机构；101-机翼后缘开口，201-襟翼接头，401-作动器接头，402-关节轴承，403-作动器壳体，404-滚珠丝杠，405-止动帽，406-端盖，407-丝杠螺母，408-第一转接环，409-第二转接环，410-涡轮，411-蜗杆，412-第一限位衬套，413-第二限位衬套，414-第一轴承，415-第二轴承，416-第一密封圈，417-第二密封圈，418-第三密封圈，419-第三轴承，420-第四轴承，421-第四密封圈，422-油封，423-侧盖，424-花键，425-注油口，426-放油口，501-安装支座，502-万向环，503-第二旋转销轴，504-限位螺母，505-第一旋转销轴，506-卡簧，507-耐磨衬套，508-防转销。

具体实施方式

下列非限制性实施例用于说明本发明。

实施例1：

参考图1～图6所示，一种大型无人机襟翼作动器，包括作动器接头401、关节轴承402、作动器壳体403、滚珠丝杠404、止动帽405、端盖406、丝杠螺母407、第一转接环408、第二转接环409、涡轮410、蜗杆411、第一限位衬套412、第二限位衬套413、第一轴承414、第二轴承415、第一密封圈416、第二密封圈417、第三密封圈418、第三轴承419、第四轴承420、第四密封圈421、油封422、侧盖423、花键424、注油口425和防油口426。

作动器壳体403内设有旋转的滚珠丝杠404、丝杠螺母407、涡轮410和蜗杆411，滚珠丝杠404与丝杠螺母407之间形成丝杠副，丝杠螺母407与涡轮410固定连接，涡轮410与蜗杆411啮合。动作时，通过驱动装置带动蜗杆411运动，然后带动涡轮410旋转，从而同步带动丝杠螺母407旋转，进一步实现滚珠丝杠404的前后伸缩，最终带动襟翼骨架2前后滑移运动。

滚珠丝杠404的前端为环状的作动器接头401，关节轴承402设在作动器接头401上。由于襟翼沿襟翼滑轨3运动时，作动器接头401与襟翼一起运动，运动轨迹为空间曲线，为了保证作动器始终处于二力杆状态，滚珠丝杠404的前端设有关节轴承402。滚珠丝杠404的后端设有止动帽405，对滚珠丝杠404的位置进行限定。

丝杠螺母407的前端与第一转接环408连接，丝杠螺母407的后端与第二转接环409连接，第一转接环408和第二转接环409均套设在滚珠丝杠404上。滚珠丝杠404两端与第一转接环408、第二转接环409小间隙配合，保证杂物不会进入作动器内部。同时，第一转接环408、第二转接环409均与丝杠螺母407通过螺栓固定在一起，第一转接环408与涡轮410固定连接，实现同步旋转运动。

第一转接环408上设有第一限位衬套412和第二限位衬套413，第一限位衬套412卡设涡轮410的前端，第二限位衬套413卡设涡轮410的后端，第一限位衬套412和第二限位衬套413确保涡轮410在第一转接环408上的轴向位置。

第一转接环408与作动器壳体403之间设有第一轴承414，第二转接环409与作动器壳体403之间设有第二轴承415，第一轴承414和第二轴承415均为滚针推力轴承，用于传递滚珠丝杠所承受的拉压载荷。

作动器壳体403的前端通过螺栓与端盖406连接，端盖406将衬套、转接环等部件等卡设在内部。为了保证蜗轮蜗杆的润滑，第一轴承414与端盖406之间设有第三密封圈418，作动器壳体403与端盖406之间设有第二密封圈417，第二轴承415与作动器壳体403之间设有第一密封圈416，能够保证作动器壳体403内部存储润滑所需滑油。

襟翼作动器两侧结构相同，作动器壳体403的两侧端通过螺栓与侧盖423连接，侧盖423将轴承等部件卡设在内部。蜗杆411的两端与作动器壳体之间均设有第三轴承419和第四轴承420，用于支撑蜗杆同时传递蜗杆承受的载荷。作动器壳体403与侧盖423之间设有第四密封圈421，侧盖423与蜗杆之间设有油封422，目的是为了将滚珠丝杠润滑所需的润滑脂固定在作动器壳体403内部。

蜗杆411两端加工为花键424，用于连接外部的驱动，同时驱动后续作动器。作动器壳体403上开设有润滑油的注油口425和放油口426，用于作动器内部润滑油的补充和排放，便于定期更换滑油，提高操纵维护性。

作动器壳体403的后端设在万向环机构5上，万向环机构5包括安装支座501和万向环502，万向环502设计为六边形，目的是提高刚度的同时，保证空间尺寸较小。万向环上开有四处旋转孔，四处旋转孔分别对应安装座501和作动器壳体403上的开孔。

万向环502的左右两端均通过水平的第二旋转销轴503与安装支座501铰接，实现安装支座501与万向环502之间相对水平轴线铰接旋转。万向环502的前后两端均通过竖向的第一旋转销轴505与作动器壳体403铰接，实现万向环502与作动器壳体403之间相对竖向轴线铰接旋转。即通过万向环502的过渡，实现作动器壳体403在机翼骨架1上的万向运动。

万向环机构5设置有两个安装支座501，安装支座501上有螺栓孔，通过螺栓与机翼后梁连接，且保证作动器壳体和后部的滚珠丝杠通过后梁上的开口。第二旋转销轴503的一端卡设万向环502，第二旋转销轴503的另一端通过限位螺母504卡设安装支座501，限位螺母504避免第二旋转销轴503脱出。

作动器壳体403通过防转销508与第一旋转销轴505连接，为了保护作动器壳体403不会在旋转过程中磨损，作动器壳体403和第一旋转销轴505上开设有通孔，并通过防转销508将作动器壳体403和第一旋转销轴505连接，当万向环绕第一旋转销轴505转动时，防转销508能够避免作动器壳体403与第一旋转销轴505之间相对转动，避免磨损。

第一旋转销轴505的一端卡设作动器壳体403，第一旋转销轴505的另一端通过卡簧506卡设万向环502，通过卡簧避免第一旋转销轴505脱出。第一旋转销轴505、第二旋转销轴503均与万向环502之间设有耐磨衬套507，提高旋转的耐磨性。

实施例2：

参考图7和图8所示，一种大型无人机襟翼作动器的安装结构，包括实施例1所述的大型无人机襟翼作动器，还包括机翼骨架1和襟翼骨架2，襟翼骨架2沿机翼骨架1上的襟翼滑轨3滑动，襟翼位于在机翼后方，起飞和降落阶段，襟翼需要沿襟翼滑轨3前后运动，保证飞机的飞行姿态。

襟翼作动器4的后端通过万向环机构5安装在机翼骨架1上，襟翼作动器4的前端通过关节轴承402与襟翼骨架2连接。机翼骨架1上设有机翼后缘开口101，作动器壳体403穿设在机翼后缘开口101内，开口大小能够保证作动器在运动过程中不与机翼后缘干涉。

关节轴承402连接在滚珠丝杠404前端的作动器接头401与襟翼骨架2的襟翼接头201之间，保证作动器接头401与襟翼一起运动，运动轨迹为空间曲线。

还包括驱动装置，驱动装置通过传动轴与襟翼作动器4的蜗杆411连接，相邻两个襟翼作动器4的蜗杆411之间通过传动轴连接。

驱动装置驱动传动轴转动，传动轴通过花键与襟翼作动器的蜗杆连接，驱动蜗杆转动，蜗杆转动带动涡轮转动，涡轮转动带动丝杠螺母转动，丝杠螺母驱动丝杆前后移动。蜗杆另一侧花键驱动后续传动轴，传动轴再驱动下一个襟翼作动器。两个襟翼作动器实现了联动，最终推动襟翼沿滑轨运动。同时，由于涡轮不能驱动蜗杆转动，因此实现了自锁功能。

前述本发明基本例及其各进一步选择例可以自由组合以形成多个实施例，均为本发明可采用并要求保护的实施例。本发明方案中，各选择例，与其他任何基本例和选择例都可以进行任意组合。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种大型无人机襟翼作动器，包括作动器壳体(403)，其特征在于：所述的作动器壳体(403)内设有旋转的滚珠丝杠(404)、丝杠螺母(407)、涡轮(410)和蜗杆(411)，滚珠丝杠(404)与丝杠螺母(407)之间形成丝杠副，丝杠螺母(407)与涡轮(410)固定连接，涡轮(410)与蜗杆(411)啮合，滚珠丝杠(404)的前端设有关节轴承(402)，作动器壳体(403)设在万向环机构(5)上。

2.根据权利要求1所述的大型无人机襟翼作动器，其特征在于：所述的滚珠丝杠(404)的前端为环状的作动器接头(401)，关节轴承(402)设在作动器接头(401)上，滚珠丝杠(404)的后端设有止动帽(405)。

3.根据权利要求1所述的大型无人机襟翼作动器，其特征在于：所述的丝杠螺母(407)的前端与第一转接环(408)连接，丝杠螺母(407)的后端与第二转接环(409)连接，第一转接环(408)和第二转接环(409)均套设在滚珠丝杠(404)上，涡轮(410)与第一转接环(408)连接。

4.根据权利要求3所述的大型无人机襟翼作动器，其特征在于：所述的第一转接环(408)上设有第一限位衬套(412)和第二限位衬套(413)，第一限位衬套(412)卡设涡轮(410)的前端，第二限位衬套(413)卡设涡轮(410)的后端。

5.根据权利要求3或4所述的大型无人机襟翼作动器，其特征在于：所述的第一转接环(408)与作动器壳体(403)之间设有第一轴承(414)，第二转接环(409)与作动器壳体(403)之间设有第二轴承(415)，蜗杆(411)的两端与作动器壳体之间均设有第三轴承(419)和第四轴承(420)。

6.根据权利要求5所述的大型无人机襟翼作动器，其特征在于：所述的作动器壳体(403)的前端与端盖(406)连接，第一轴承(414)与端盖(406)之间设有第三密封圈(418)，作动器壳体(403)与端盖(406)之间设有第二密封圈(417)，第二轴承(415)与作动器壳体(403)之间设有第一密封圈(416)，作动器壳体(403)的侧端与侧盖(423)连接，作动器壳体(403)与侧盖(423)之间设有第四密封圈(421)，侧盖(423)与蜗杆(411)之间设有油封(422)。

7.根据权利要求1所述的大型无人机襟翼作动器，其特征在于：所述的万向环机构(5)包括安装支座(501)和万向环(502)，万向环(502)的左右两端均通过水平的第二旋转销轴(503)与安装支座(501)铰接，万向环(502)的前后两端均通过竖向的第一旋转销轴(505)与作动器壳体(403)铰接。

8.根据权利要求7所述的大型无人机襟翼作动器，其特征在于：所述的作动器壳体(403)通过防转销(508)与第一旋转销轴(505)连接，第一旋转销轴(505)的一端卡设作动器壳体(403)，第一旋转销轴(505)的另一端通过卡簧(506)卡设万向环(502)；所述的第二旋转销轴(503)的一端卡设万向环(502)，第二旋转销轴(503)的另一端通过限位螺母(504)卡设安装支座(501)。

9.一种大型无人机襟翼作动器的安装结构，包括权利要求1～8任一所述的大型无人机襟翼作动器，还包括机翼骨架(1)和襟翼骨架(2)，襟翼骨架(2)沿机翼骨架(1)上的襟翼滑轨(3)滑动，其特征在于：所述的万向环机构(5)安装在机翼骨架(1)上，襟翼作动器(4)通过关节轴承(402)与襟翼骨架(2)连接。

10.根据权利要求9所述的大型无人机襟翼作动器的安装结构，其特征在于：还包括驱动装置，驱动装置通过传动轴与襟翼作动器(4)的蜗杆(411)连接，相邻两个襟翼作动器(4)的蜗杆(411)之间通过传动轴连接。

Images