航空用双传力路径副翼及舵面配平传动机构的制作方法

本实用新型涉及一种航空配平传动机构，特别是涉及一种航空用双传力路径副翼及舵面配平传动机构。

背景技术：

目前，针对通用飞机副翼和方向舵配平设计，一般采用单传力路径的电动或机械配平系统。根据飞控系统安全性评估的结果，当副翼、方向舵配平系统由于传力路径失效而导致配平舵面颤振时，将可能会导致舵面结构出现大的损伤，进而可能对飞机产生灾难性的影响。

而根据配平作动器的fmea分析结果显示，丧失作动器传力控制的故障率约为4.43e-6。针对通勤类飞机，适航条款23.1309条要求灾难性失效状态发生的概率应小于1.00e-9。因此，在通勤类飞机副翼、方向舵配平系统设计时，如果采用单传力路径的配平控制，将无法满足适航条款的要求。

技术实现要素：

针对上述现有技术的缺陷，本实用新型的目的是提供一种航空用双传力路径副翼及舵面配平传动机构，以降低配平控制系统传力路径故障的概率。

本实用新型的技术方案是这样的：一种航空用双传力路径副翼及舵面配平传动机构，包括作动器、控制杆和副翼舵面连接支架，所述作动器设有同步运动的第一传力杆和第二传力杆，所述第一传力杆和第二传力杆平行设置，所述控制杆设有两根，两根所述控制杆的末端分别与所述第一传力杆和第二传力杆的头端连接，所述副翼舵面连接支架包括副翼连接面，所述副翼连接面下方设有两个平行设置的连接槽口，两根所述控制杆的头端分别与两个所述连接槽口铰接。

进一步地，所述作动器包括壳体、驱动电机、电机板、齿轮组、螺纹杆和推力螺母，所述驱动电机、电机板、齿轮组、螺纹杆和推力螺母设置在壳体内，所述驱动电机和螺纹杆位于所述电机板的前侧，所述齿轮组位于所述电机板的背侧，所述螺纹杆设有平行的两根，所述螺纹杆由所述齿轮组驱动转动，每根所述螺纹杆设有推力螺母，所述推力螺母与所述螺纹杆构成丝杠螺母运动副，所述推力螺母设有外螺纹，所述第一传力杆和第二传力杆分别与两根所述螺纹杆上的推力螺母螺纹连接。

进一步地，所述电机板嵌设有球轴承，所述球轴承的两侧分别依次设置垫片和止推轴承，位于所述电机板前侧的止推轴承的前侧设有穿过所述止推轴承、垫片和球轴承的衬套，所述螺纹杆穿设在衬套内，所述螺纹杆的末端与所述齿轮组的齿轮连接。

进一步地，所述螺纹杆的末端通过自锁螺母与所述齿轮组的齿轮锁紧，所述齿轮将所述电机板后侧止推轴承限制于所述齿轮和所述电机板后侧的垫片之间。

进一步地，所述推力螺母设有方形端部，所述壳体设有与所述推力螺母的方形端部匹配的凹槽，所述凹槽沿所述螺纹杆的长度方向开设，所述推力螺母的方形端部嵌入所述凹槽，所述螺纹杆转动时所述推力螺母沿所述凹槽移动。

本实用新型所提供的技术方案的优点在于，作动器内部结构紧凑，采用双丝杠螺母运动副、双传力杆和双控制杆的冗余设计，可减少单个控制结构形成的单一传力路径故障带来的安全风险，即使在一侧的螺纹杆、推力螺母、传力杆及控制杆失去控制力时也能稳定副翼及舵面，可降低配平控制系统传力路径整体故障失效概率。

附图说明

图1为航空用双传力路径副翼及舵面配平传动机构结构示意图。

图2为作动器平面结构示意图。

图3为作动器内驱动电机、电机板、齿轮组结构示意图。

图4为齿轮组与电机板及螺纹杆连接结构示意图。

图5为作动器内电机板前侧结构示意图。

图6为作动器壳体结构示意图。

具体实施方式

下面结合实施例对本实用新型作进一步说明，但不作为对本实用新型的限定。

请结合图1至图6所示，本实用新型实施例涉及的航空用双传力路径副翼及舵面配平传动机构，包括作动器1、控制杆2和副翼舵面连接支架3，作动器1尾部固定连接在支架4上以稳固作动器，作动器1是航空用双传力路径副翼及舵面配平传动机构的动力源，其设置两根平行的第一传力杆4和第二传力杆5。第一传力杆5和第二传力杆6由不锈钢制成，通过一组密封件和密封板从作动器1壳体7中伸出，两者头端均连接一根控制杆2，控制杆2可采用不导电的复合材料制成，以防止闪电电流传导至作动器1和飞机内部。副翼舵面连接支架3包括副翼连接面3a，副翼连接面3a下方设有两个平行设置的连接槽口3b，控制杆2的头端的舵面连接界面为两个球面轴承，并与连接槽口3b铰接。

作动器1包括壳体7、驱动电机8、电机板9、齿轮组10、螺纹杆11和推力螺母12。驱动电机8、电机板9、齿轮组10、螺纹杆11和推力螺母12设置在壳体7内。驱动电机8和螺纹杆11位于电机板9的前侧，齿轮组10位于电机板9的背侧。螺纹杆11设有平行的两根，螺纹杆11由齿轮组10驱动转动。每根螺纹杆11设有推力螺母12，推力螺母12与螺纹杆11构成丝杠螺母运动副。推力螺母12设有外螺纹，第一传力杆5和第二传力杆6分别与两根螺纹杆11上的推力螺母12螺纹连接。推力螺母12设有方形端部12a，壳体7设有与推力螺母12的方形端部12a匹配的凹槽7a。凹槽7a沿螺纹杆11的长度方向开设，推力螺母12的方形端部12a嵌入凹槽。驱动电机8转动时，通过齿轮组10分别驱动两根螺纹杆11转动，进而使推力螺母12沿凹槽7a移动，第一传力杆5和第二传力杆6也就带动控制杆2向前或向后移动，最终通过副翼舵面连接支架3使副翼或舵面发生转动。

齿轮组10由5个齿轮组成，这些齿轮将扭矩从驱动电机8传递到螺纹杆11。齿轮能够起到降低电机转速并传递到螺纹杆11的作用。齿轮材料为钢，并集成有齿轮轴。齿轮轴与压入电机板9和齿轮板的滚珠轴承相连。两个大的齿轮13通过齿轮键连接将扭矩传递给螺纹杆11。齿轮组10与螺纹杆11的具体连接结构是这样的，电机板9嵌设有球轴承14，球轴承14的两侧分别依次设置垫片15和止推轴承16，位于电机板9前侧的止推轴承16的前侧设有穿过止推轴承16、垫片15和球轴承14的衬套17。螺纹杆11由钢棒制成，螺纹杆11穿设在衬套17内，通过螺纹将衬套17限定在位置上，衬套17将止推轴承16限制在衬套17与垫片15之间。螺纹杆11的末端通过自锁螺母18与齿轮组10的齿轮13锁紧，齿轮13将电机板9后侧止推轴承16限制于齿轮13和电机板9后侧的垫片15之间。自锁螺母18的二次锁紧是通过螺母和卡簧之间的硬垫片19实现的。这些零件为螺纹杆11提供了精确的定位和支承面。衬套保证了螺纹杆11的低摩擦旋转。

技术特征：

1.一种航空用双传力路径副翼及舵面配平传动机构，其特征在于，包括作动器、控制杆和副翼舵面连接支架，所述作动器设有同步运动的第一传力杆和第二传力杆，所述第一传力杆和第二传力杆平行设置，所述控制杆设有两根，两根所述控制杆的末端分别与所述第一传力杆和第二传力杆的头端连接，所述副翼舵面连接支架包括副翼连接面，所述副翼连接面下方设有两个平行设置的连接槽口，两根所述控制杆的头端分别与两个所述连接槽口铰接。

2.根据权利要求1所述的航空用双传力路径副翼及舵面配平传动机构，其特征在于，所述作动器包括壳体、驱动电机、电机板、齿轮组、螺纹杆和推力螺母，所述驱动电机、电机板、齿轮组、螺纹杆和推力螺母设置在壳体内，所述驱动电机和螺纹杆位于所述电机板的前侧，所述齿轮组位于所述电机板的背侧，所述螺纹杆设有平行的两根，所述螺纹杆由所述齿轮组驱动转动，每根所述螺纹杆设有推力螺母，所述推力螺母与所述螺纹杆构成丝杠螺母运动副，所述推力螺母设有外螺纹，所述第一传力杆和第二传力杆分别与两根所述螺纹杆上的推力螺母螺纹连接。

3.根据权利要求2所述的航空用双传力路径副翼及舵面配平传动机构，其特征在于，所述电机板嵌设有球轴承，所述球轴承的两侧分别依次设置垫片和止推轴承，位于所述电机板前侧的止推轴承的前侧设有穿过所述止推轴承、垫片和球轴承的衬套，所述螺纹杆穿设在衬套内，所述螺纹杆的末端与所述齿轮组的齿轮连接。

4.根据权利要求2所述的航空用双传力路径副翼及舵面配平传动机构，其特征在于，所述螺纹杆的末端通过自锁螺母与所述齿轮组的齿轮锁紧，所述齿轮将所述电机板后侧止推轴承限制于所述齿轮和所述电机板后侧的垫片之间。

5.根据权利要求2所述的航空用双传力路径副翼及舵面配平传动机构，其特征在于，所述推力螺母设有方形端部，所述壳体设有与所述推力螺母的方形端部匹配的凹槽，所述凹槽沿所述螺纹杆的长度方向开设，所述推力螺母的方形端部嵌入所述凹槽，所述螺纹杆转动时所述推力螺母沿所述凹槽移动。

技术总结
本实用新型公开了一种航空用双传力路径副翼及舵面配平传动机构，包括作动器、控制杆和副翼舵面连接支架，所述作动器设有同步运动的第一传力杆和第二传力杆，所述第一传力杆和第二传力杆平行设置，所述控制杆设有两根，两根所述控制杆的末端分别与所述第一传力杆和第二传力杆的头端连接，所述副翼舵面连接支架包括副翼连接面，所述副翼连接面下方设有两个平行设置的连接槽口，两根所述控制杆的头端分别与两个所述连接槽口铰接。本实用新型采用冗余设计可降低配平控制系统传力路径故障的概率。

技术研发人员：聂雷;狄鹏飞;王莹莹;董元杰
受保护的技术使用者：道尼尔海翼无锡有限公司
技术研发日：2019.08.13
技术公布日：2020.05.01