舱门驱动组件、起落架舱门组件及舱门驱动组件设计方法与流程

1.本发明涉及飞行器领域，尤其涉及一种舱门驱动组件、起落架舱门组件及舱门驱动组件设计方法。


背景技术：

2.飞行器的起落架舱门需要一套驱动组件驱动进行同步启闭，如图1示出了现有起落架舱门驱动组件的示意图，其包括舱门作动筒90、摇臂91，以及两拉杆92。其中，舱门作动筒90与摇臂91铰接，摇臂91绕第一点93可转动，两拉杆92分别于一端与摇臂91铰接，另一端连接舱门。
3.当作动筒90致动时，作动筒90内的活塞杆901可伸出或缩回于作动筒的缸筒，并带动摇臂91绕第一点93转动。当摇臂91绕第一点93转动时，可带动两拉杆92分别作动，从而带动舱门开启或闭合。
4.但发明人发现，现有舱门驱动组件还存在连接点太多，机构复杂的问题。


技术实现要素：

5.本发明的目的在于提供一种舱门驱动组件，能够实现以简单结构驱动舱门的启闭。
6.为实现前述目的的舱门驱动组件包括致动单元以及一对拉杆，致动单元包括可作线性位移的杆件，每个所述拉杆的一端与所述杆件的端部彼此可相对转动地连接，另一端用于与舱门连接。具有本构型的舱门驱动组件中，仅在两拉杆与杆件的端部之间具有两个连接点，驱动组件结构简单，易于实现以及装配。同时，相对现有舱门驱动组件中设置多个连接点的方式，根据本技术一些实施例中所记载的舱门驱动组件中的连接点个数少，相对现有方案其后期损坏概率更低，从而能降低维护成本。
7.在一个或多个实施例中，所述致动单元为作动筒，所述作动筒包括动力单元、缸筒以及活塞杆，所述活塞杆为所述杆件，所述杆件可由所述动力单元驱动，在所述缸筒内作线性位移，以伸出或缩回于所述缸筒。采用作动筒能够以简单结构实现具有可线性位移杆件的动力源部件。
8.在一个或多个实施例中，所述动力单元为液压供压单元。
9.在一个或多个实施例中，所述作动筒中具有抗弯矩部。通过设置抗弯矩部，可避免作动筒在作动过程中受弯矩影响而产生的变形。
10.在一个或多个实施例中，所述抗弯矩部为设置于所述缸筒上的加强肋。当缸筒具有变形的趋势时，该加强肋可增加缸筒的抗弯矩强度，防止变形。
11.在一个或多个实施例中，所述抗弯矩部为两个或多个连接耳，所述两个或多个连接耳彼此间隔开一段距离地设置于所述缸筒的一端，所述缸筒通过所述连接耳固定连接于飞行器中。通过两个或多个连接支点能提供更强的连接强度，相对现有作动筒通过单支耳结构的连接方式能够有更好的抗弯矩效果。
12.在一个或多个实施例中，所述拉杆与所述杆件的端部通过轴承连接。
13.本发明的另一目的在于提供一种起落架舱门组件，其包括一对舱门，以及如前所述的舱门驱动组件，所述一对舱门分别与所述一对拉杆的所述另一端连接，每个所述舱门具有连接孔，所述舱门通过所述连接孔可转动地与飞行器连接。其中，所述一对舱门沿第一轴线对称设置，所述杆件的线性位移方向为所述轴线方向。将杆件的线性位移方向配置为一对舱门之间的对称轴，以进一步保证当杆件作线性位移时，能带动一对舱门同步作动。
14.在一个或多个实施例中，所述拉杆与所述舱门通过限位轴承连接，所述限位轴承包括外环以及内环，所述外环连接于所述连接孔中，所述拉杆连接于所述内环内。其中，所述外环和/或所述内环中具有限位部，所述限位部限制所述内环相对所述外环的转动角度。通过将拉杆与舱门通过限位轴承连接，使得二者在连接状态下，彼此之间在有限的范围内可活动，以降低装配以及操作过程的难度。
15.本发明的又一目的在于提供一种舱门驱动组件设计方法，其包括如下步骤：
16.获取第一轴线，待驱动的一对舱门沿所述第一轴线对称设置；
17.设计作动筒，并令所述作动筒内的活塞杆沿所述第一轴线可伸缩；
18.设计一对拉杆，并令每个所述拉杆的一端与所述活塞杆的端部彼此可相对转动地连接，另一端与所述一对舱门分别连接；
19.根据舱门驱动组件所在空间大小的限制要求，将所述作动筒的长度设计为具有满足所述限制要求条件下的最大长度。
20.上述说明仅是本技术技术方案的概述，为了能够更清楚了解本技术的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本技术的上述和其它目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举本技术的具体实施方式。
附图说明
21.通过阅读对下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本技术的限制。而且在全部附图中，用相同的附图标号表示相同的部件。在附图中：
22.图1示出了现有起落架舱门驱动组件的示意图；
23.图2为根据本技术一些实施例的舱门驱动组件示意性结构简图；
24.图3为根据本技术一些实施例的舱门驱动组件开启状态示意图；
25.图4为根据本技术一些实施例的舱门驱动组件闭合状态示意图；
26.图5为根据本技术一些实施例限位轴承的示意图。
具体实施方式
27.下面将结合附图对本技术技术方案的实施例进行详细的描述。以下实施例仅用于更加清楚地说明本技术的技术方案，因此只作为示例，而不能以此来限制本技术的保护范围。
28.除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本技术的技术领域的技术人员通常理解的含义相同；本文中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本技术；本技术的说明书和权利要求书及上述附图说明中的术语“包括”和“具有”以及它们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含。
29.对于如图1中所示的舱门驱动组件中，舱门作动筒90与摇臂91之间存在一个连接点，摇臂91具有与飞行器连接的连接点(第一点93)，两拉杆92分别与摇臂91具有两个连接点，一共4个连接点。由于连接点数量多，在使用时间长的情况下，连接点损坏的概率高，而受到一个连接点的损坏影响，容易导致其余连接点也被连带地损坏，从而导致如图1所示的舱门驱动组件不仅部件多、结构复杂，同时后期损坏概率高，维护成本也会提升。
30.一方面，根据本技术的一些实施例，提供了一种舱门驱动组件。请参见图2至图4，图2为根据本技术一些实施例的舱门驱动组件示意性结构简图，图3为根据本技术一些实施例的舱门驱动组件开启状态示意图，图4为根据本技术一些实施例的舱门驱动组件闭合状态示意图。舱门驱动组件包括致动单元1以及一对拉杆2。致动单元1包括可作线性位移的杆件10，每个拉杆2的一端与杆件10的端部101彼此可相对转动地连接，另一端用于与舱门3连接。
31.在本文中提及“实施例”意味着，结合实施例描述的特定特征、结构或特性可以包含在本技术的至少一个实施例中。在说明书中的各个位置出现该短语并不一定均是指相同的实施例，也不是与其它实施例互斥的独立的或备选的实施例。本领域技术人员显式地和隐式地理解的是，本文所描述的实施例可以与其它实施例相结合。
32.致动单元1为本舱门驱动组件的动力源，舱门驱动组件中的各机构部件通过致动单元1的作动而同步地联动。致动单元1作动时，杆件10可作线性位移，并传递推拉力至拉杆2，每个拉杆2的两端分别与杆件10以及舱门3连接，使得当杆件10作线性位移时，作动力通过两拉杆2分别传递至两舱门3，以实现两舱门3彼此开启或闭合。
33.具体地，每个舱门3具有连接孔30，舱门3于连接孔30处可转动地连接于飞行器中的如壳体等部件上。当杆件10作线性位移，自图3所示位置运动至图4所示位置时，两拉杆2分别以杆件10的端部101为中心转动，彼此之间的夹角x逐渐增大地变化，从而拉动两舱门3分别以连接孔30处为转动中心，彼此相互靠近地转动，从而自图3中所示的开启位置运动至图4的闭合位置。当杆件10作线性位移，自图4所示位置运动至图3所示位置时，两拉杆2分别以杆件10的端部101为中心转动，彼此之间的夹角x逐渐减小地变化，从而拉动两舱门3分别以连接孔30处为转动中心，彼此相互远离地转动，从而自图4中所示的闭合位置运动至图3的开启位置。
34.需要说明的是，本技术中所记载的一对拉杆2与舱门3以及杆件10的端部101分别为直接连接，即被连接的两者之间不增设其他如连杆、摇臂等连接耳件。
35.具有本构型的舱门驱动组件中，仅在两拉杆2与杆件10的端部101之间具有两个连接点，驱动组件结构简单，易于实现以及装配。同时，相对现有舱门驱动组件中设置多个连接点的方式，根据本技术一些实施例中所记载的舱门驱动组件中的连接点个数少，相对现有方案其后期损坏概率更低，从而能降低维护成本。
36.根据本技术的一些实施例，致动单元1为作动筒，作动筒包括动力单元、缸筒11以及活塞杆，活塞杆为杆件10，杆件10可由动力单元驱动，在缸筒11内作线性位移，以伸出或缩回于缸筒11。
37.采用作动筒能够以简单结构实现具有可线性位移杆件10的动力源部件，可选地，在其他一些与图中所示不同的实施例中，致动单元1也可以是具有其他合适构型的机构，只
需要满足具有可线性位移的杆件10即可。
38.根据本技术的一些实施例，致动单元1中的动力单元为液压供压单元，亦即如前所述的作动筒为液压作动筒。活塞杆(杆件10)将缸筒11内部可分隔为两个腔室，液压供压单元可以通过两个或多个管路分别与两个腔室连通，通过向两个腔室内部通入液体，以实现驱动活塞杆(杆件10)伸出或缩回缸筒11。可选地，在管路中可设置有电磁阀、调压阀等部件，以实现对伸出或缩回压力/位置的调节。
39.可选地，在其他一些合适的实施例中，致动单元1也可以是气缸。
40.根据本技术的一些实施例，作动筒(致动单元1)中具有抗弯矩部。
41.在作动筒作动、推拉舱门3的过程中，也会受到舱门对作动筒的反作用力而在作动筒上施加弯矩，通过设置抗弯矩部，可避免作动筒在作动过程中受弯矩影响而产生的变形。
42.进一步地，根据本技术的一些实施例，抗弯矩部为设置于缸筒11上的加强肋。
43.虽然图中未示出，本领域技术人员可以理解的是，加强肋可以是沿缸筒11的筒壁设置，沿缸筒11的轴向延伸的筋条或筋肋，当缸筒11具有变形的趋势时，该加强肋可增加缸筒11的抗弯矩强度，防止变形。
44.进一步地，根据本技术的一些实施例，抗弯矩部为两个或多个连接耳110，两个或多个连接耳110彼此间隔开一段距离地设置于缸筒11的一端，缸筒11通过连接耳110固定连接于飞行器中。
45.两个或多个连接耳110提供两个或多个缸筒11与飞行器相连接的支点，当缸筒11受到弯矩具有变形的趋势时，通过两个或多个连接支点能提供更强的连接强度，相对现有作动筒通过单支耳结构的连接方式能够有更好的抗弯矩效果。
46.在本技术实施例的描述中，“多个”的含义是两个以上，除非另有明确具体的限定。
47.进一步地，根据本技术的一些实施例，作动筒(致动单元1)还通过连杆12与飞行器相连接，连杆12倾斜地支撑于作动筒(致动单元1)与飞行器之间，用于防止作动筒(致动单元1)沿垂直于纸面的前后方向晃动。
48.根据本技术的一些实施例，拉杆2与杆件10的端部101通过轴承连接，以保证具有更好的连接质量。可选地，在另一些实施例中，拉杆2与杆件10的端部101也可以通过枢轴等其他合适的方式铰接。
49.另一方面，根据本技术的一些实施例，还提供了一种落架舱门组件，其包括一对舱门3，以及如前一个或多个实施例中所记载的舱门驱动组件，一对舱门3分别与一对拉杆2的另一端连接，每个舱门3具有连接孔30，舱门3通过连接孔30可转动地与飞行器连接。其中，一对舱门3沿第一轴线a对称设置，杆件10的线性位移方向为轴线方向a。
50.将杆件10的线性位移方向配置为一对舱门3之间的对称轴，以进一步保证当杆件10作线性位移时，能带动一对舱门3同步作动。
51.根据本技术的一些实施例，拉杆2与舱门3通过限位轴承6连接，请参见图5，图5为根据本技术一些实施例限位轴承的示意图。限位轴承6包括外环60以及内环61，外环60连接于连接孔30中，拉杆2连接于内环61内。其中，外环60和/或内环61中具有限位部62，限位部62限制内环相对外环的转动角度。
52.在本技术实施例的描述中，术语“和/或”仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如a和/或b，可以表示：单独存在a，同时存在a和b，单独存在b这三
种情况。在根据图中所示实施例中，限位部62同时设置于外环60以及内环61中。可以理解的是，限位部62可以只设置于外环60或内环61中。在一个具体的实施例中，限位部62为突出于外环60内周和/或内环61外周设置的凸部。
53.外环60与连接孔30之间可以通过如过盈配合或紧固件连接，同样地，拉杆2与内环61之间可以通过如过盈配合或紧固件连接。
54.通过将拉杆2与舱门3通过限位轴承6连接，使得二者在连接状态下，彼此之间在有限的范围内可活动，以降低装配以及操作过程的难度。
55.另一方面，根据本技术的一些实施例，还提供了一种舱门驱动组件设计方法，包括如下步骤：
56.获取第一轴线，待驱动的一对舱门沿第一轴线对称设置；
57.设计作动筒，并令作动筒内的活塞杆沿第一轴线可伸缩；
58.设计一对拉杆，并令每个拉杆的一端与活塞杆的端部彼此可相对转动地连接，另一端与一对舱门分别连接；
59.根据舱门驱动组件所在空间大小的限制要求，将作动筒的长度设计为具有满足限制要求条件下的最大长度。
60.通过前述设计得到的舱门驱动组件能够以简单结构实现对两舱门的同步驱动，同时舱门驱动组件中的连接点个数少，相对现有方案其后期损坏概率更低，从而能降低维护成本。
61.此外，通过将作动筒的长度设计为具有满足限制要求条件下的最大长度，使得作动筒在空间允许的情况下具有尽量长的长度，以通过该相对较长的长度减小在作动过程中弯矩对于作动筒自身的影响。
62.最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本技术的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本技术进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本技术各实施例技术方案的范围，其均应涵盖在本技术的权利要求和说明书的范围当中。尤其是，只要不存在结构冲突，各个实施例中所提到的各项技术特征均可以任意方式组合起来。本技术并不局限于文中公开的特定实施例，而是包括落入权利要求的范围内的所有技术方案。