CN203143002U - 一种联接机翼同步变掠-移动机构 - Google Patents
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Abstract
一种联接机翼同步变掠-移动机构，驱动电机安装在结构支架上，驱动电机的传动轴与主传动齿轮固连，主传动齿轮与位于下部的前翼驱动齿轮和位于上部的后翼驱动齿轮啮合；前翼驱动齿轮与前翼驱动螺杆固连，后翼驱动齿轮与后翼驱动螺杆固连；前翼驱动螺杆上套接前翼转轴-螺杆连接件，后翼驱动螺杆上套接后翼转轴-螺杆连接件；前翼转轴-螺杆连接件的左右两端套筒分别对准左右两侧的前翼转轴套筒，后翼转轴-螺杆连接件的左右两端套筒分别对准左右两侧的后翼转轴套筒。本实用新型通过一台驱动电机和齿轮传动机构、螺杆驱动机构以及相应的安装固定装置，可以同步实现前后机翼从巡航的0°后掠角～突防的±60°后掠角变化。
Description
技术领域
本专利为飞机机翼驱动装置设计技术领域，特别是涉及一种同步变掠-移动机构。
背景技术
变后掠机翼以可以使飞机同时获得良好的中低速和高速性能，F-14、Mig-23、狂风等战机均采用了变后掠机翼。但战斗机上采用变后掠机翼增加了结构重量，降低了维护性，因此在现代作战飞机上已较少使用。随着无人机（或巡航导弹、超视矩精确制导炸弹、巡飞弹）的发展，长时侦察和高速突防又重新成为重要的设计要求，变体无人机成为近些年的研究热点。小型无人机通过采用变掠机翼可以在保证优良巡航性能的同时获得较高的突防速度，但传统的变掠机翼采用单翼结构，机翼刚度较差，为保证刚度又增加了结构重量。联翼设计可以改善升阻特性、提高机翼刚度、降低结构重量、改善失速性能，非常适用于长时侦察和高速突防的无人机。但变掠机翼存在一个重要问题是，变掠前后的气动焦点变化大，对飞机的操控不利，需要配合相应的重心调节措施。
本专利主要针对一种前后翼可同时变掠并前后平移的小型联翼无人机，该无人机在通过前后翼变掠实现巡航-突防转化的同时，利用前后翼的水平移动调节气动焦点，维持飞机良好的操控性。
在各种以往和现有的变掠或移动驱动机构中，主要包括以下几种方式：
1、固定转轴-液压驱动方式，通过液压作动器驱动绕固定转轴的机翼，主要用于F-14这类重型战斗机。这种方式优点是驱动力大，运动稳定，缺点是为保证大的变掠范围需要大型长程液压作动筒，重量重，占用空间大，且转动需要固定转轴，无法对变掠前后的气动焦点进行调节，不利于配平和控制。
2、固定转轴-连杆驱动方式，通过电动作动器或小型液压作动器驱动一组连杆，连杆和弹翼均连接于一固定转轴，通过连杆的运动实现弹翼的折叠展开，主要用于巡航导弹、滑翔炸弹。这种方式是结构简单，通过连杆设计可以实现较小的作动器行程，重量轻，缺点是需要固定转轴，无法对变掠前后的气动焦点进行调节，不利于配平和控制。
3、螺杆驱动方式，通过电动机或螺旋作动器驱动螺杆旋转，继而驱动与螺杆配合的组件沿螺杆方向移动，主要用于运动部件的平移，如小型无人机的伸缩机翼，该方式的优点是行程可无限制，结构简单，在其基础上，配合相应的转轴或连杆，可以进一步实现机翼的变掠，但目前在飞机上尚无此类应用，缺点是有一定的振动和噪声。
4、其它驱动方式，如美国的“钻石背”小直径炸弹联接弹翼，该弹翼主要在阻力的作用下绕固定转轴自行展开，投放展开后无法自行收回；欧洲防务公司的ADB联翼巡飞弹，该机翼采用的是一种“人造肌肉”驱动装置，是一种可电子控制的弹性组件，可驱动外侧机翼沿内侧机翼伸缩改变展弦比。
在以上各种方式中，均无相应的应用于联翼的前后翼可同步变掠并平移的驱动机构。
发明内容
本发明的目的是：
本专利提出一种联接机翼同步变掠-移动机构设计，可以使联接的上下布置的前后翼同步实现变掠和大行程平移，使飞机在获得较好的低速巡航和高速突防性能的同时，协同调节气动焦点位置，保证变掠前后良好的操纵性。
本发明的技术方案是：
本专利的部件包括：
一种联接机翼同步变掠-移动机构，其特征是，本机构包括：驱动电机1，主传动齿轮2，前翼驱动齿轮3、后翼驱动齿轮4、前翼承力梁5、后翼承力梁6、前翼转轴7、后翼转轴8、前翼转轴套筒9、后翼转轴套筒10、前翼转轴-螺杆连接件11、后翼转轴-螺杆连接件12、前翼驱动螺杆13、后翼驱动螺杆14、前翼滑动导轨15、后翼滑动导轨16、前后翼连接转轴17以及相应的结构支座，其中，
驱动电机1安装在结构支架上，驱动电机的传动轴与主传动齿轮2固连，主传动齿轮2与位于下部的前翼驱动齿轮3和位于上部的后翼驱动齿轮4啮合；前翼驱动齿轮3与前翼驱动螺杆13固连，后翼驱动齿轮4与后翼驱动螺杆14固连；前翼驱动螺杆13上套接前翼转轴-螺杆连接件11，后翼驱动螺杆14上套接后翼转轴-螺杆连接件12；前翼转轴-螺杆连接件11的左右两端套筒分别对准左右两侧的前翼转轴套筒9，后翼转轴-螺杆连接件12的左右两端套筒分别对准左右两侧的后翼转轴套筒10；前翼转轴7套接在前翼转轴-螺杆连接件11的套筒和前翼转轴套筒9内，并限定在前翼滑动导轨15之中，后翼转轴8安装在后翼转轴-螺杆连接件12的套筒和后翼转轴套筒10内，并限定在后翼滑动导轨16之中；前翼滑动导15轨和后翼滑动导轨16固连在机身上下部的结构上；前翼承力梁5固连在前翼转轴套筒9的外圈，后翼承力梁6固连在后翼转轴套筒10的外圈；前翼承力梁5和后翼承力梁6通过前后翼连接转轴17连接并进行联动。
本发明的优点是：
（1）该机构可以同时实现前后翼同步变掠并移动，克服了一般方式的单纯变掠或单纯移动的不足；
（2）通过齿轮传动和螺杆驱动方式，可以实现前后翼的大行程驱动，保证飞机在较大范围内的变掠操作，克服液压作动、舵机作动等其他驱动方式行程较小的缺点；
（3）前后翼在变掠的同时进行移动，机翼的气动焦点和重心位置变化很小，无论变后掠还是变前掠，气动阻力的作功都很小，整套机构需要克服的反作用力较小，减小了驱动电机的功率和机构的重量。
（4）驱动机构只需要一个驱动电机，利用齿轮传动方式就可同时驱动前后翼两套机构运动，无需每个机翼安装电机或液压等其它驱动装置，简化了***设备；
（5）驱动电机和传动齿轮集中安装在机身中部区域，同时前后翼的驱动螺杆和滑动导 轨集中在机体上下部，均不影响机身其它区域设备、油箱的布置和维护，空间利用率高，同时便于检修和维护；
附图说明
附图1为变掠机构轴视图；
附图2为变掠机构俯视图；
附图3为变掠机构前视图；
附图4为变掠机构侧视图；
附图5为变掠机构部分组件连接方式图；
附图6为联接机翼变掠-移动原理图；
附图7为实施例一的联接机翼无人机；
附图8为实施例二的联接机翼无人机。
其中，1为驱动电机，2为主传动齿轮，3为前翼驱动齿轮，4为后翼驱动齿轮，5为前翼承力梁，6为后翼承力梁，7为前翼转轴，8为后翼转轴，9为前翼转轴套筒，10为后翼转轴套筒，11为前翼转轴为螺杆连接件，12为后翼转轴为螺杆连接件，13为前翼驱动螺杆，14为后翼驱动螺杆，15为前翼滑动导轨，16为后翼滑动导轨，17为前后翼连接转轴。
具体实施方式
本专利的主要工作原理见附图2，基本流程如下：
驱动电机1启动—驱动主传动齿轮2转动—驱动前翼驱动齿轮3和后翼驱动齿轮4转动—驱动前翼驱动螺杆13和后翼驱动螺杆14转动—驱动前翼转轴-螺杆连接件11前移和后翼转轴-螺杆连接件12后移—驱动前翼转轴套筒9前移和后翼转轴套筒10后移—驱动前翼乘力梁绕前翼转轴7转动和后翼乘力梁绕后翼转轴8转动—前翼后掠同时后翼前掠，并协调移动。机翼由后掠状态变为平直状态时，驱动电机反向旋转，基本原理同上。
本专利的主要安装步骤如下：
生产装配机体，将前翼承力梁5与前翼转轴套筒9固连，后翼承力梁6与后翼转轴套筒10固连；
将前翼转轴7安装在前翼转轴套筒9内并对应安装在前翼滑动导轨15内，后翼转轴8安装在后翼转轴套筒10内并对应安装在后翼滑动导轨16内，前翼滑动导轨15和后翼滑动导轨16固连在机体结构上；
将前翼转轴-螺杆连接件11套接在前翼转轴7上，后翼转轴-螺杆连接件12套接在后翼转轴8上；
将前翼驱动螺杆13安装在前翼转轴-套筒连接件11的套筒内，后翼驱动螺杆14安装后翼转轴-套筒连接件在12的套筒内；
将前翼驱动螺杆13的内端与前翼驱动齿轮3固连，后翼驱动螺杆14内端与后翼驱动齿轮4固连；
将前翼驱动齿轮3和后翼驱动齿轮4与主传动齿轮2配合在一起；
将主传动齿轮2一端与驱动电机1固连，另一端安装在固定支座上；驱动电机1安装在机体结构上；
将前后翼通过装有前后翼连接转轴17连接；
在前后翼的运动区部分安装两侧开口的整流罩。
下面通过具体的实施例并结合附图对本发明作进一步详细的描述。
实施例一：
本专利的实施例一是一种长时侦察—高速突防的中型联翼无人机，该无人机的前翼在机体下部，后翼在机体上部，见附图3，主要参数如下：
起飞重量：250kg 机长：2.98m
前翼翼展：平直3.00m，后掠1.65m
后翼翼展：平直1.20m，后掠0.62m
前翼变掠角度：0°~60°后翼变掠角度：0°~-60°
飞行速度：巡航600km/h，突防1200km/h
发动机：小型涡扇发动机
本实施例的主要步骤如下：
第一步：确定机构参数。
根据机翼几何参数和变掠参数，确定前翼驱动行程450mm，后翼驱动行程450mm；根据飞机的气动力参数确定前翼变掠的驱动力>5kg，后翼变掠驱动力>1.5kg，由于两者反向运动，作用力有一部分互相抵消，在留有一定裕度的情况下可以选定驱动电机功率100w，转速200-600rpm（可通过变速齿轮调节转速）；根据变掠时间要求，确定主传动齿轮和前后翼驱动齿轮的传动比1：5，前后翼驱动螺杆螺距3mm，螺杆直径10mm；根据机翼承载要求，确定前翼转轴直径25mm，后翼转轴直径10mm。
第二步：生产装配机体。
参照附图3，生产加工该无人机的机身、前翼、后翼、尾翼、起落架、进气道、发动机等各部件，其中机翼、尾翼蒙皮主要采用复合材料，机身部件、机翼承力梁等主要采用铝合金材料，起落架主要采用合金钢，对各种部件进行装配，该过程主要由制造部门完成，在此不做进一步细述。
第三步：生产加工变掠机构组件。
该无人机的变掠机构组件主要采用采用轻质合金钢制作，以充分保证其结构刚度。参照附图1生产加工机构组件，主要包括：前翼驱动螺杆、后翼驱动螺杆、前翼驱动齿轮、后翼驱动齿轮、前翼转轴-螺杆连接件、后翼转轴-螺杆连接件、前翼转轴套筒、后翼转轴套筒、前翼滑动导轨、后翼滑动导轨，及相应的安装固定组件。整套组件的重量3.0kg（含电机）。
第四步：装配变掠机构组件。
按照技术方案中的安装步骤对变掠机构组件进行装配。包括：（1）生产装配机体；（2）安装前翼驱动组件；（3）安装后翼驱动组件；（4）安装驱动齿轮；（5）安装驱动电机；（6）安装前后翼连接转轴；（7）安装整流罩。
第五步：调试、运行变掠机构。
本实施例的动态工作原理和关键步骤如下：
（1）由平直状态变后掠状态
驱动电机1启动—驱动主传动齿轮2转动—驱动前翼驱动齿轮3和后翼驱动齿轮4转动—驱动前翼驱动螺杆13和后翼驱动螺杆14转动—驱动前翼转轴-螺杆连接件11前移和后翼转轴-螺杆连接件12后移—驱动前翼转轴套筒9前移和后翼转轴套筒10后移—驱动前翼乘力梁绕前翼转轴7转动和后翼乘力梁绕后翼转轴8转动—前翼后掠同时后翼前掠，并协调移动。
（2）由后掠状态变平直状态
驱动电机反向驱动，基本运动步骤类（1），但运动均为（1）的反向运动。
实施例二：
本专利的实施例二是一种长时侦察—高速突防的中型联翼无人机，该无人机的前翼在机体上部，后翼在机体下部，见附图4，主要参数如下：
起飞重量：250kg 机长：2.98m
前翼翼展：平直3.00m，后掠1.65m
后翼翼展：平直1.20m，后掠0.62m
前翼变掠角度：0°~60°后翼变掠角度：0°~-60°
飞行速度：巡航600km/h，突防1200km/h
发动机：小型涡扇发动机
本实施例的主要步骤如下：
第一步：确定机构参数。
根据机翼几何参数和变掠参数，确定前翼驱动行程450mm，后翼驱动行程450mm；根据飞机的气动力参数确定前翼变掠的驱动力>5.5kg，后翼变掠驱动力>2kg，选用驱动电机功率120w，转速200-600rpm（可通过变速齿轮调节转速）；根据变掠时间要求，确定主传动齿轮和前后翼驱动齿轮的传动比1：5，前后翼驱动螺杆螺距3mm，螺杆直径10mm；根据机翼承载要求，确定前翼转轴直径25mm，后翼转轴直径10mm。
第二步：生产装配机体。
参照附图6，生产加工该无人机的机身、前翼、后翼、尾翼、起落架、进气道、发动机等各部件，其中机翼、尾翼蒙皮主要采用复合材料，机身部件、机翼承力梁等主要采用铝合金材料，起落架主要采用合金钢，对各种部件进行装配，该过程主要由制造部门完成，在此不做进一步细述。
第三步：生产加工变掠机构组件。
该无人机的变掠机构组件主要采用采用轻质合金钢制作，以充分保证其结构刚度。参照附图1生产加工机构组件，主要包括：前翼驱动螺杆、后翼驱动螺杆、前翼驱动齿轮、后翼驱动齿轮、前翼转轴-螺杆连接件、后翼转轴-螺杆连接件、前翼转轴套筒、后翼转轴套筒、前翼滑动导轨、后翼滑动导轨，及相应的安装固定组件。整套组件的重量3.2kg（含电机）。
第四步：装配变掠机构组件。
按照技术方案中的安装步骤对变掠机构组件进行装配包括：（1）生产装配机体；（2）安装前翼驱动组件；（3）安装后翼驱动组件；（4）安装驱动齿轮；（5）安装驱动电机；（6）安装前后翼连接转轴；（7）安装整流罩。
第五步：调试、运行变掠机构。
本实施例的动态工作原理和关键步骤如下：
（1）由平直状态变后掠状态
驱动电机1启动—驱动主传动齿轮2转动—驱动前翼驱动齿轮3和后翼驱动齿轮4转动—驱动前翼驱动螺杆13和后翼驱动螺杆14转动—驱动前翼转轴-螺杆连接件11前移和后翼转轴-螺杆连接件12后移—驱动前翼转轴套筒9前移和后翼转轴套筒10后移—驱动前翼乘力梁绕前翼转轴7转动和后翼乘力梁绕后翼转轴8转动—前翼后掠同时后翼前掠，并协调移动。
（2）由后掠状态变平直状态
驱动电机反向驱动，基本运动步骤类（1），但运动均为（1）的反向运动。
Claims (1)
1.一种联接机翼同步变掠-移动机构，其特征是，本机构包括：驱动电机（1），主传动齿轮（2），前翼驱动齿轮（3）、后翼驱动齿轮（4）、前翼承力梁（5）、后翼承力梁（6）、前翼转轴（7）、后翼转轴（8）、前翼转轴套筒（9）、后翼转轴套筒（10）、前翼转轴-螺杆连接件（11）、后翼转轴-螺杆连接件（12）、前翼驱动螺杆（13）、后翼驱动螺杆（14）、前翼滑动导轨（15）、后翼滑动导轨（16）、前后翼连接转轴（17）以及相应的结构支座，其中，
驱动电机（1）安装在结构支架上，驱动电机的传动轴与主传动齿轮（2）固连，主传动齿轮（2）与位于下部的前翼驱动齿轮（3）和位于上部的后翼驱动齿轮（4）啮合；前翼驱动齿轮（3）与前翼驱动螺杆（13）固连，后翼驱动齿轮（4）与后翼驱动螺杆（14）固连；前翼驱动螺杆（13）上套接前翼转轴-螺杆连接件（11），后翼驱动螺杆（14）上套接后翼转轴-螺杆连接件（12）；前翼转轴-螺杆连接件（11）的左右两端套筒分别对准左右两侧的前翼转轴套筒（9），后翼转轴-螺杆连接件（12）的左右两端套筒分别对准左右两侧的后翼转轴套筒（10）；前翼转轴（7）套接在前翼转轴-螺杆连接件（11）的套筒和前翼转轴套筒（9）内，并限定在前翼滑动导轨（15）之中，后翼转轴（8）安装在后翼转轴-螺杆连接件（12）的套筒和后翼转轴套筒（10）内，并限定在后翼滑动导轨（16）之中；前翼滑动导（15）轨和后翼滑动导轨（16）固连在机身上下部的结构上；前翼承力梁（5）固连在前翼转轴套筒（9）的外圈，后翼承力梁（6）固连在后翼转轴套筒（10）的外圈；前翼承力梁（5）和后翼承力梁（6）通过前后翼连接转轴（17）连接并进行联动。
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| CN 201220583747 CN203143002U (zh) | 2012-11-07 | 2012-11-07 | 一种联接机翼同步变掠-移动机构 |
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2012
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