本發(fā)明涉及航空技術(shù)領(lǐng)域，特別是指一種基于異面斜置滾子軸承的機電襟翼作動器。

背景技術(shù)：

飛機的高升力系統(tǒng)(high-lift-system)又稱襟翼系統(tǒng)，也稱增升裝置，一般由前緣翼面、后緣翼面及其驅(qū)動裝置組成。它主要是通過縫翼向下前伸和襟翼后退偏轉(zhuǎn)改變機翼彎度和面積，以增加飛機起飛時的升力和著陸時的阻力，從而縮短飛機起飛和滑跑的距離。

襟翼作動器是機電型襟翼作動系統(tǒng)(高升力系統(tǒng))重要的一部分，在電子控制組件的控制和監(jiān)控下，輸出指令，控制電機兩個方向轉(zhuǎn)動，輸出力矩。電動機通過減速齒輪機構(gòu)將高速低轉(zhuǎn)矩轉(zhuǎn)化為低轉(zhuǎn)速高轉(zhuǎn)矩，減速齒輪箱再通過一對傘齒輪進行力矩傳輸?shù)霓D(zhuǎn)向，轉(zhuǎn)向后的斜齒輪通過花鍵聯(lián)接將驅(qū)動力矩傳遞給滾珠螺母，然后滾珠螺母旋轉(zhuǎn)利用滾珠帶動絲杠作直線運動，絲杠的一端連接飛機襟翼，推動襟翼展開或收回。

飛機在起飛或者降落的過程中會受到空氣氣動載荷。為防止氣動載荷通過滾珠絲杠反向驅(qū)動絲桿螺母，使用了一個防逆轉(zhuǎn)裝置(no-backassembly)，這種裝置的主要功能是：當(dāng)驅(qū)動裝置驅(qū)動滾珠絲杠旋轉(zhuǎn)時，防逆轉(zhuǎn)裝置能夠在氣動載荷轉(zhuǎn)矩分量促進滾珠絲杠驅(qū)動的方向上提供較大的阻力矩，而在氣動載荷轉(zhuǎn)矩分量阻礙滾珠絲杠驅(qū)動的方向上，防逆轉(zhuǎn)裝置則幾乎不提供阻力矩或只提供很小的阻力矩，這樣驅(qū)動裝置向兩個相反的方向上驅(qū)動滾珠絲杠所需要輸出的驅(qū)動力矩就能保證大致相同，保證了驅(qū)動電機的有效工作。

現(xiàn)有的機電襟翼作動器中的防逆轉(zhuǎn)裝置大多采用棘輪棘爪結(jié)構(gòu)或超越離合器結(jié)構(gòu)來限制滾珠絲杠受軸向力時在某個方向上的旋轉(zhuǎn)，并采用傳統(tǒng)的摩擦片來提供制動力。但是這樣的結(jié)構(gòu)往往比較復(fù)雜，給安裝和維護帶來了諸多不便，摩擦片的磨損也勢必會造成制動力的衰減，不能很好保證制動力始終一致，而且在使用過程中裝置容易發(fā)生故障，很難在一個較長的使用壽命中有效避免制動失效。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是提供一種基于異面斜置滾子軸承的機電襟翼作動器。

該作動器包括滾珠絲杠、絲杠螺母、右部殼體、左部殼體、右部端蓋、左部端蓋、角接觸球軸承、深溝球軸承、止推軸承、錐齒輪盤、調(diào)節(jié)墊片、彈簧、端蓋緊固件、殼體緊固件和異面斜置滾子軸承，其中，滾珠絲杠貫穿整個作動器，異面斜置滾子軸承包括一個軸承內(nèi)圈、一個軸承外圈、一個保持架和滾子；左部殼體內(nèi)部設(shè)有軸肩，異面斜置滾子軸承外圈設(shè)置在軸肩左邊，由左部端蓋壓緊固定；異面斜置滾子軸承內(nèi)圈套接在絲杠螺母左側(cè)末端，被右側(cè)的彈簧壓緊在軸承外圈中；絲杠螺母的中間位置有絲杠螺母軸肩，絲杠螺母軸肩左側(cè)與左部殼體內(nèi)部軸肩右側(cè)之間設(shè)置有止推軸承，絲杠螺母軸肩右側(cè)設(shè)置有錐齒輪盤；錐齒輪盤上設(shè)有兩個錐齒輪盤軸肩，兩個錐齒輪盤軸肩上分別設(shè)置深溝球軸承和角接觸球軸承，并由右部殼體和右部端蓋壓緊固定；左部端蓋與左部殼體、右部殼體與右部端蓋之間均由端蓋緊固件連接固定，左部殼體與右部殼體由殼體緊固件連接固定。

其中，軸承內(nèi)圈與彈簧之間設(shè)置調(diào)節(jié)墊片調(diào)節(jié)彈簧壓力。

異面斜置滾子軸承保持架設(shè)置在異面斜置滾子軸承外圈和軸承內(nèi)圈之間，保持架上設(shè)置至少3個滾子。

異面斜置滾子軸承外圈相對于左部殼體靜止，所述異面斜置滾子軸承內(nèi)圈通過鍵與絲杠螺母相連，軸承內(nèi)圈與絲杠螺母相對滑動。

異面斜置滾子軸承滾子與軸承內(nèi)圈和軸承外圈之間有間隙。

滾珠絲杠為中空結(jié)構(gòu)。

異面斜置滾子軸承內(nèi)圈和軸承外圈的滾道面均為特殊曲面，以保證異面斜置的圓柱滾子與軸承內(nèi)圈和軸承外圈的滾道形成空間曲線接觸，通過以下參數(shù)方程可以求出內(nèi)外滾道的曲面方程：

式中，φ為參數(shù)，范圍是0～2π，表示滾道接觸點切線的偏心角；i、o分別對應(yīng)內(nèi)外圈滾道曲面；r為滾子軸線所在的單葉雙曲面頸圓半徑；σ為滾子軸線與滾道軸線夾角；r為滾子的半徑；xi(o)、yi(o)、zi(o)表示內(nèi)圈或外圈滾道曲面點在笛卡爾坐標(biāo)系o-xyz上的坐標(biāo)。

異面斜置滾子軸承工作時的阻力矩大小可以根據(jù)實際情況通過具體的參數(shù)設(shè)計來實現(xiàn)，同時依據(jù)參數(shù)也能求出相對應(yīng)的滾道曲面。

上述裝置應(yīng)用于飛機的高升力系統(tǒng)上。

本發(fā)明的上述技術(shù)方案的有益效果如下：

上述方案中，作動器結(jié)構(gòu)緊湊、阻力轉(zhuǎn)矩穩(wěn)定，振動噪音低、滾滑摩擦減少了元件的材料損耗，具有更長的壽命，此外還具有潤滑方便，易于冷卻散熱的特點。具體如下：

(1)結(jié)構(gòu)緊湊。采用了異面斜置滾子軸承代替了傳統(tǒng)的棘輪棘爪與摩擦片相結(jié)合或超越離合器與摩擦片相結(jié)合的結(jié)構(gòu)，在提供阻力轉(zhuǎn)矩的同時，也作為支撐軸承使用；

(2)阻力轉(zhuǎn)矩穩(wěn)定，振動噪音低。利用滾滑結(jié)合代替單純的片式摩擦，提高了阻力轉(zhuǎn)矩的平穩(wěn)性，且阻力轉(zhuǎn)矩幾乎不受轉(zhuǎn)速變化的影響，具有很好的恒力矩特性；

(3)滾滑摩擦減少了元件的材料損耗，使其具有更長的壽命，此外還具有潤滑方便，易于冷卻散熱等優(yōu)點。

附圖說明

圖1為本發(fā)明的基于異面斜置滾子軸承的機電襟翼作動器結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為本發(fā)明的立體剖視圖；

圖3為本發(fā)明異面斜置滾子軸承的坐標(biāo)系圖；

圖4為本發(fā)明典型應(yīng)用環(huán)境示意圖；

圖5為本發(fā)明驅(qū)動裝置驅(qū)動滾珠絲桿伸出示意圖；

圖6為本發(fā)明驅(qū)動裝置驅(qū)動滾珠絲桿收回示意圖。

其中：1-左部端蓋；2-左部殼體；3-右部殼體；4-右部端蓋；5-軸承外圈；6-滾子；7-保持架；8-軸承內(nèi)圈；9-調(diào)節(jié)墊片；10-彈簧；11-絲杠螺母；12-止推軸承；13-錐齒輪盤；14-深溝球軸承；15-角接觸球軸承；16-滾珠絲杠；17-殼體緊固件；18-端蓋緊固件；19-機電襟翼作動器；20-機翼；21-襟翼。

具體實施方式

為使本發(fā)明要解決的技術(shù)問題、技術(shù)方案和優(yōu)點更加清楚，下面將結(jié)合附圖及具體實施例進行詳細描述。

本發(fā)明提供一種基于異面斜置滾子軸承的機電襟翼作動器。

如圖1、圖2所示，滾珠絲杠16貫穿整個作動器，異面斜置滾子軸承包括一個軸承內(nèi)圈8、一個軸承外圈5、一個保持架7和滾子6；左部殼體2內(nèi)部設(shè)有軸肩，異面斜置滾子軸承外圈5設(shè)置在軸肩左邊，由左部端蓋1壓緊固定；異面斜置滾子軸承內(nèi)圈8套接在絲杠螺母11左側(cè)末端，被右側(cè)的彈簧10壓緊在軸承外圈5中；絲杠螺母11的中間位置有絲杠螺母軸肩，絲杠螺母軸肩左側(cè)與左部殼體2內(nèi)部軸肩右側(cè)之間設(shè)置有止推軸承12，絲杠螺母軸肩右側(cè)設(shè)置有錐齒輪盤13；錐齒輪盤13上設(shè)有兩個錐齒輪盤軸肩，兩個錐齒輪盤軸肩上分別設(shè)置深溝球軸承14和角接觸球軸承15，并由右部殼體3和右部端蓋4壓緊固定；左部端蓋1與左部殼體2、右部殼體3與右部端蓋4之間均由端蓋緊固件18連接固定，左部殼體2與右部殼體3由殼體緊固件17連接固定，緊固件均為螺栓。

軸承內(nèi)圈8與彈簧10之間設(shè)置調(diào)節(jié)墊片9調(diào)節(jié)彈簧壓力。

異面斜置滾子軸承保持架7設(shè)置在異面斜置滾子軸承外圈5和軸承內(nèi)圈8之間，保持架7上設(shè)置至少3個滾子6。

異面斜置滾子軸承外圈5相對于左部殼體2靜止，所述異面斜置滾子軸承內(nèi)圈8通過鍵與絲杠螺母11相連，軸承內(nèi)圈8與絲杠螺母11相對滑動。

異面斜置滾子軸承滾子6與軸承內(nèi)圈8和軸承外圈5之間有間隙。

滾珠絲杠16為中空結(jié)構(gòu)。

本發(fā)明中所使用的異面斜置滾子軸承由軸承內(nèi)圈、軸承外圈、與滾道圈軸線呈異面布置的圓柱滾子及保持架構(gòu)成，工作時主要依靠滾子和軸承內(nèi)圈的滾道面接觸所產(chǎn)生的相對滾動和滑動摩擦提供阻力轉(zhuǎn)矩。

由于滾子與滾道圈軸線呈空間異面布置，滾子軸線所在的曲面為標(biāo)準(zhǔn)單葉雙曲面，軸承內(nèi)外圈的滾道面均為特殊曲面，以保證圓柱滾子與軸承內(nèi)圈的滾道形成空間曲線接觸。在笛卡爾坐標(biāo)系下內(nèi)外滾道曲面參數(shù)方程為：

式中，φ為參數(shù)，范圍是0～2π，表示滾道接觸點切線的偏心角；i、o分別對應(yīng)內(nèi)外圈滾道曲面；r為滾子軸線所在的單葉雙曲面頸圓半徑；σ為滾子軸線與滾道軸線夾角；r為滾子的半徑；xi(o)、yi(o)、zi(o)表示內(nèi)圈或外圈滾道曲面點在笛卡爾坐標(biāo)系o-xyz上的坐標(biāo)。

異面斜置滾子軸承工作時的阻力矩大小可以根據(jù)實際情況通過具體的參數(shù)設(shè)計來實現(xiàn)，同時依據(jù)參數(shù)也能求出相對應(yīng)的滾道曲面。

如圖3所示：異面斜置滾子軸承的主要幾何參數(shù)包括：(1)滾子軸線所在單葉雙曲面頸圓半徑r；(2)滾子與滾道軸線夾角σ；(3)滾子中心到頸圓橫截面(z＝0)的坐標(biāo)zc；(4)滾子長度b、半徑r和個數(shù)n；(5)xi(o)、yi(o)、zi(o)表示內(nèi)圈或外圈滾道曲面點在笛卡爾坐標(biāo)系o-xyz上的坐標(biāo)。

本發(fā)明的典型應(yīng)用環(huán)境如圖4所示。機電襟翼作動器19連接滾柱絲杠16，滾珠絲杠16的一端與襟翼21相連，襟翼21另一側(cè)為機翼20。通過驅(qū)動電機的驅(qū)動，控制絲杠螺母雙向旋轉(zhuǎn)，使?jié)L珠絲杠16伸出或收回，最終控制襟翼21收回或者展開，以達到增加飛機起飛時的升力和著陸時的阻力，從而縮短飛機起飛和滑跑的距離的目的。

滾珠絲杠絲桿主要受空氣氣動載荷，這個載荷會產(chǎn)生一個軸向力分量與一個載荷力矩分量tload。在絲杠螺母驅(qū)動滾珠絲杠收回或者伸出時，此載荷力矩分量tload會輔助或者阻礙滾珠絲杠的運動。無論氣動載荷產(chǎn)生的載荷力矩tload是輔助還是阻礙滾珠絲杠的轉(zhuǎn)動，為了保證驅(qū)動單元，即驅(qū)動電機有效工作，其向兩個方向驅(qū)動滾珠絲杠的驅(qū)動力矩tmin應(yīng)該大致相等。

當(dāng)滾珠絲杠帶動襟翼如圖5向左作直線運動(伸出)時，作用在絲桿上的氣動載荷將會產(chǎn)生兩個作用，一個是將使絲杠向左做微小的軸向移動，另一方面將會驅(qū)動絲桿螺母做旋轉(zhuǎn)運動，產(chǎn)生一個載荷扭矩tload，同時向左的軸向移動將會激發(fā)防逆轉(zhuǎn)組件工作，產(chǎn)生一個摩擦阻力矩tbrake。此時驅(qū)動滾珠絲杠所需的最小扭矩tmin等于tload加上由軸承施加的制動力，即：

tmin＝tload+tbrake(小)

由于此時驅(qū)動力矩tmin與載荷力矩tload反向，為了保持力矩平衡，防逆轉(zhuǎn)組件提供較小的阻力矩tbrake(小)即可。

如圖6，氣動載荷不變，因此tload也不改變。此時滾珠絲杠帶動襟翼如圖5向右作直線運動(收回)，由于驅(qū)動力矩tmin與載荷力矩tload同向，如果要驅(qū)動絲桿動作，電機只需提供很小甚至不需要提供驅(qū)動扭矩，但是這會造成電機操作困難，而且電機有被反向驅(qū)動的危險，這時候異面斜置滾子軸承發(fā)揮作用，產(chǎn)生摩擦阻力矩，抵消由氣動載荷產(chǎn)生的扭力矩。力矩平衡關(guān)系式如下所示：

tmin＝-tload+tbrake(大)

由于此時驅(qū)動力矩tmin與載荷力矩tload同向，為了保持力矩平衡，防逆轉(zhuǎn)組件提供較大的阻力矩tbrake(大)。

為了使往兩個方向驅(qū)動滾珠絲杠所需的驅(qū)動力大致相等，即關(guān)系式中的tmin相等，必須滿足：

tload+tbrake(小)＝-tload+tbrake(大)

由上述等式可以得出，

tbrake(大)-tbrake(小)＝2tload

由上式可知，當(dāng)防逆轉(zhuǎn)機構(gòu)提供的大阻力矩與小阻力矩之差大概為氣載扭矩的兩倍時，驅(qū)動滾珠絲杠轉(zhuǎn)動所需要的扭矩tmin大致相等。這樣就可以保證驅(qū)動電機的正常運轉(zhuǎn)，達到與現(xiàn)有機構(gòu)相同的效果。

以上所述是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，應(yīng)當(dāng)指出，對于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明所述原理的前提下，還可以做出若干改進和潤飾，這些改進和潤飾也應(yīng)視為本發(fā)明的保護范圍。