一种λ形作动筒驱动机构制造技术

本申请属于飞机舵面的驱动机构及结构设计领域，特别涉及一种λ形作动筒驱动机构；λ形作动筒，λ形作动筒具有λ形外筒(4)与作动轴(3)，λ形外筒(4)具有支臂(41)，所述支臂(41)与舵面转动轴O铰接；作动轴(3)通过连杆(2)与铰接在舵面转动轴O的摇臂(1)铰接，λ形外筒(4)与飞机主承载结构连接；改变了传统舵面设计时的传力路线，不再需要主承载结构进行作动筒固定段支撑，放宽了飞机主承载结构布置限制，增加了飞机结构设计域。增加了飞机结构设计域。增加了飞机结构设计域。

【技术实现步骤摘要】
一种
λ
形作动筒驱动机构


[0001]本申请属于飞机舵面的驱动机构及结构设计领域，特别涉及一种λ形作动筒驱动机构。

技术介绍

[0002]飞机舵面广泛应用直筒式作动筒驱动舵面摇臂，使舵面绕转动轴线偏转。直筒式作动筒输出端与舵面摇臂驱动点铰接，固定端铰接或固支在飞机主承载结构上，传递舵面驱动的反作用力。作动筒固定端铰接机构简图如图3所示。图中作动轴y和外筒z组成传统的直筒式作动筒。作动轴y在外筒z内伸缩滑动运动时即可驱动摇臂x绕O点转动。作动筒固定端固支时在作动轴y与摇臂间应增加一个连杆以满足运动自由度要求。图中x摇臂；y作动轴；z外筒；O：舵面转动轴；A：摇臂驱动点；B固定端铰接点；E作动轴与外筒滑动副。
[0003]a)该机构整体占用空间大，为满足作动筒布置需要在作动筒支点处设置主承载结构，以平衡作动筒输出力，然而主承载结构布置受飞机构件布置限制较大，有时难以实现；
[0004]b)C点载荷Fc与作动筒输出驱动载荷F相当，其大小与舵面载荷相关，大舵面载荷高达几十万牛，对主承载结构要求较高；
[0005]c)运动过程中作动筒存在小角度摆动，进而带动作动筒上管路摆动，为规避与周边结构出现磕碰的风险，应预留足够的运动空间。

技术实现思路

[0006]为减小作动筒安装布置对主承载结构的限制，采用λ形驱动机构，改变作动筒传载路线，使主要载荷传回舵面主承载支撑结构，作动筒支撑点载荷可大幅度降低，且可消除作动筒小角度摆动，本申请的λ形作动筒驱动机构，具体包括：
[0007]λ形作动筒，λ形作动筒具有λ形外筒与作动轴，λ形外筒具有支臂，所述支臂与舵面转动轴O铰接；作动轴通过连杆与铰接在舵面转动轴O的摇臂铰接，λ形外筒与飞机主承载结构连接。
[0008]优选的是，λ形外筒通过拉杆与飞机主承载结构铰接，飞机主承载结构的作用是为λ形外筒提供力的支点。
[0009]优选的是，λ形外筒具有两个并列的圆柱筒，每个所述圆柱筒均有一个作动轴，并列的圆柱筒不仅能够提供更加稳定的动力源，而且能够提供提供额外的保险措施，当圆柱筒形作动筒损坏还能具有另一个圆柱筒进行正常工作，此外，并列设置的圆柱筒具有并列方向的加固作用，也就是说λ形作动筒不会沿并列方向晃动。
[0010]优选的是，所述支臂的轴线与作动轴的轴线之间的夹角为30
°
～70
°
，根据实际工作环境，30
°
～70
°
的夹角使机构有更大的传动角，传动角是指压力角的余角，通常用来描述机械机构的传动性能，传动角越大，机构的机械性能越好。
[0011]优选的是，作动轴与连杆的总长度为摇臂长度的0.5～2.5倍。
[0012]优选的是，所述支臂整体为三棱柱状，其一个侧面与λ形外筒固定连接，所述侧面
的对角具有铰接耳片。
[0013]优选的是，所述支臂具有镂空，镂空能够不减少结构强度的情况下大幅度降低结构重量。
[0014]优选的是，所述铰接耳片具有多个，多个耳片沿耳片中心孔轴向等距分布，多耳片能够提高结构稳定性。
[0015]优选的是，λ形外筒的远离作动轴的一端具有拉杆铰接耳片。
[0016]优选的是，λ形外筒与支臂通过3D打印一体成型。
[0017]本申请的优点包括：
[0018]a)改变了传统舵面设计时的传力路线，不再需要主承载结构进行作动筒固定段支撑，放宽了飞机主承载结构布置限制，增加了飞机结构设计域。
[0019]b)λ形作动筒外筒能够进一步充分发挥材料承载能力，通过优化减轻结构重量，借助3D打印、精密制造等技术可方便的完成λ形驱动作动筒生产制造；
[0020]c)λ形作动筒将传统的承载结构与驱动结构进行了融合，同时具备承载和驱动两项功能，打破了传统的多零件、两系统的结构设计的思想，二者融合设计，增加设计域。
附图说明
[0021]图1是本申请一优选实施方式λ形作动筒驱动机构简图；
[0022]图2是本申请一优选实施方式λ形作动筒支臂零件图；
[0023]图3是传统作动筒驱动机构简图。
[0024]其中，1
‑
摇臂；2
‑
连杆；3
‑
作动轴；4
‑
λ形外筒；5
‑
拉杆；x
‑
摇臂；y
‑
作动轴；z
‑
外筒；O
‑
舵面转动轴；A
‑
摇臂驱动点；B
‑
铰接点；C
‑
作动筒铰支点；D
‑
拉杆铰支点；E
‑
作动轴与外筒滑动副。
具体实施方式
[0025]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方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
[0026]如图1所示，为减小作动筒安装布置对主承载结构的限制，采用λ形驱动机构，改变作动筒传载路线，使主要载荷传回舵面主承载支撑结构即摇臂所在主承载结构，作动筒支撑点载荷可大幅度降低，且可消除作动筒小角度摆动。本申请的λ形作动筒驱动机构，具体结构为：
[0027]λ形作动筒，λ形作动筒具有λ形外筒4与作动轴3，λ形外筒4具有支臂41，所述支臂41与舵面转动轴O铰接；作动轴3通过连杆2与铰接在舵面转动轴O的摇臂1铰接，λ形外筒4与飞机主承载结构连接，其中λ形外筒4、拉杆5，与机体支撑结构构成稳定的三角形，作动筒无运动。
[0028]进一步的，λ形外筒4通过拉杆5与飞机主承载结构铰接，飞机主承载结构的作用是为λ形外筒4提供力的支点。
[0029]进一步的，λ形外筒4具有两个并列的圆柱筒，每个所述圆柱筒均有一个作动轴3，并列的圆柱筒不仅能够提供更加稳定的动力源，而且能够提供提供额外的保险措施，当圆柱筒形作动筒损坏还能具有另一个圆柱筒进行正常工作，此外，并列设置的圆柱筒具有并列方向的加固作用，也就是说λ形作动筒不会沿并列方向晃动。
[0030]进一步的，所述支臂41的轴线与作动轴3的轴线之间的夹角为60度，根据实际工作环境，60度的夹角使机构有更大的传动角，传动角是指压力角的余角，通常用来描述机械机构的传动性能，传动角越大，机构的机械性能越好。
[0031]进一步的，作动轴3与连杆2的总长度为摇臂1长度的1.2倍。
[0032]进一步的，所述支臂41整体为三棱柱状，其一个侧面本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种λ形作动筒驱动机构，其特征在于，包括：λ形作动筒，λ形作动筒具有λ形外筒(4)与作动轴(3)，λ形外筒(4)具有支臂(41)，所述支臂(41)与舵面转动轴O铰接；作动轴(3)通过连杆(2)与铰接在舵面转动轴O的摇臂(1)铰接，λ形外筒(4)与飞机主承载结构连接。2.如权利要求1所述的λ形作动筒驱动机构，其特征在于，λ形外筒(4)通过拉杆(5)与飞机主承载结构铰接。3.如权利要求1所述的λ形作动筒驱动机构，其特征在于，λ形外筒(4)具有两个并列的圆柱筒，每个所述圆柱筒均有一个作动轴(3)。4.如权利要求1所述的λ形作动筒驱动机构，其特征在于，所述支臂(41)的轴线与作动轴(3)的轴线之间的夹角为30
°
～70
°
。5.如权利...

【专利技术属性】
技术研发人员：孙智孝，王进，刘涛，钟小丹，宋扬，李志国，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：