CN102458985A - 增强润滑的斜置滚子离合器组件以及包括该组件的致动器 - Google Patents

Abstract

提供一种用于致动器中的滚子离合器组件(213)，包括滚子保持架和至少一个滚子(217)。润滑介质至少部分地围绕滚子保持架(221)和滚子(217)。滚子保持架包括至少一个配置成使润滑介质朝向其靠近滚子(217)的作用位置移动的刮片(227)。还提供一种用于控制飞行器操纵面的运动的飞行器致动器(10)，包括以可操作的方式连接到操纵面的滚珠丝杠(98)和滚珠螺母(92)。单向滚子离合器(126)以可操作的方式连接到滚珠螺母(92)并基本阻止滚珠螺母(92)响应于施加在滚珠丝杠(98)上的压缩力而沿第一方向转动。根据本发明的滚子离合器组件(126)位于滚珠螺母(92)与单向滚子离合器(126)之间。

Description

增强润滑的斜置滚子离合器组件以及包括该组件的致动器

相关申请的交叉引用

本申请是2006年7月17日由Don R.Cavalier和Aaron M.Klap申请的名称为“Flap Actuator”(“襟翼作动筒”)的美国序列号No.11/458,001的共同待审申请的部分连续申请(CIP)，在此通过参引的方式将其全文结合入本文中。

技术领域

本发明总体上涉及飞行器的操纵面致动，特别地涉及一种用于控制操纵面致动器的操作和运动的滚子离合器组件以及包括该组件的致动器。

背景技术

飞行器的可操纵性在很大程度上取决于位于机翼后缘上的铰接部或襟翼的运动。通过选择性地伸出和缩回所述襟翼，可以影响机翼的空气动力学流动状态以便于增加或减小由机翼产生的升力。例如，在飞行器起飞和着陆阶段，调整飞行器襟翼的位置以优化机翼的升力和阻力特性。可以意识到的是襟翼的可靠操作对飞行器而言是至关重要的。

发明内容

提供了一种用于致动器中的滚子离合器组件，其包括滚子保持架和至少一个滚子。润滑介质至少部分地围绕滚子保持架和滚子。滚子保持架包括至少一个刮片，刮片配置成使润滑介质朝向其靠近滚子的作用位置移动。还提供了一种用于控制飞行器操纵面的运动的飞行器致动器，其包括以可操作的方式连接到操纵面的滚珠丝杠和滚珠螺母。单向滚子离合器以可操作的方式连接到滚珠螺母并基本阻止滚珠螺母响应于施加在滚珠丝杠上的压缩力而沿第一方向转动。根据本发明的滚子离合器组件位于滚珠螺母与单向滚子离合器之间。

附图说明

这里提供的附图图示了本发明的一种优选结构，其中清楚地披露了上面的优点和特征以及从图示出的实施方式的如下描述中将容易理解的其它优点和特征。

在这些图中：

图1是安装在传统飞行器机翼上的根据本发明的襟翼致动器的等距视图；

图2是本发明的襟翼致动器的等距视图；

图3是沿着图2的线3-3的本发明的襟翼致动器的剖视图；

图4是沿着图3的线4-4的本发明的襟翼致动器的剖视图；

图5是沿着图2的线5-5的本发明的襟翼致动器的剖视图；

图6是襟翼致动器的放大剖视图，包括根据本发明的一个实施方式的滚子离合器组件；

图7是根据本发明的一个实施方式的滚子保持架的侧视图；

图8是图7的滚子保持架的剖视图。

具体实施方式

参照图1-2，根据本发明的襟翼致动器总体上由附图标记10表示。如传统的那样，飞行器包括从机身(未示出)横向伸出的机翼12。机翼12包括前端和后端14。襟翼18的后端14包括形成在其中以用于容纳襟翼18的襟翼容纳槽16。机翼12后端14上的襟翼容纳槽16分别由基本平行的第一侧部20和第二侧部22限定。对应侧部20和22的各自的后端20a和22a与机翼12的后缘14相交。相应第一侧部20和第二侧部22的各自的前端20b和22b与机翼12的框架构件24相交。框架构件24从飞行器的机身横向伸出并以可操作的方式连接到机身。

襟翼18包括枢转地连接到机翼12侧部20上的第一侧部26和枢转地连接到机翼12侧部22上的第二侧部28。如传统的那样，襟翼18可以绕靠近且平行于襟翼18前缘30的纵向轴线枢转，并且可以在伸出和缩回位置之间运动。襟翼致动器10在靠近襟翼的前缘30处将襟翼18与机翼12的框架构件24相互连接以便于控制襟翼18的运动。

襟翼致动器10包括以任何合适的方式(比如螺钉等)刚性连接到壳体124的无电刷直流电机32。电机32电耦联到控制器，以接收电功率并将电功率转换成机械功率。电机32包括可根据从所述控制器接收到的指令沿第一和第二方向旋转的驱动轴(未示出)。意图通过正齿轮组件36将电机32产生的机械功率传送给滚珠丝杠98，理由如下所述。需要指出的是，在附图中，襟翼致动器10如此地定向：使得电机32远离飞行器机身地伸出。可以意识到的是在不脱离本发明的范围的前提下可以将襟翼致动器10定向成朝向飞行器的机身伸出。

参照图4，正齿轮组件36包括安装在沿纵向轴线延伸的离合器轴44上的离合器齿轮40。离合器轴44包括由轴承罩46可旋转地支承的第一端44a和由轴承罩48支承的相对的第二端44b。离合器轴44还包括从与第一端44a相邻的位置处沿径向伸出的离合器盘50。第一组滚子轴承52被限制在离合器盘50和离合器齿轮40的第一侧部之间。第二组滚子轴承54被限制在离合器齿轮40的第二侧部和绕离合器轴44延伸的止推板56的第一侧部之间。贝氏(belleville)弹簧58被限制在止推板56的第二侧部和拧到离合器轴44上的调节螺母60之间。小齿轮62从离合器轴44上靠近它第二端44b的地方沿径向伸出。

在组装时，贝氏弹簧58用于分别压紧止推板56、第一和第二滚子轴承52和54，并将离合器齿轮40压到离合器盘50上，以便在正常工作位置下将离合器齿轮40的旋转(或者更精确地说，功率)传递到离合器轴44。在操作中，电机32的驱动轴的外表面与离合器齿轮40啮合，并沿用户要求的方向驱动离合器齿轮。如果离合器齿轮40上产生的扭矩低于一预定的阈值，那么离合器齿轮40的旋转就传递到离合器轴44。如果离合器齿轮40上的扭矩达到预定阈值(例如，如果襟翼致动器10的下游部件被锁定在适当的位置)，那么离合器齿轮40就在离合器轴44上滑动，使得离合器齿轮40的旋转不会传递到离合器轴44。通过调节螺母60改变贝氏弹簧58在止推板56上产生的弹簧力，可以调节扭矩阈值。

小齿轮62与正齿轮64啮合并驱动该正齿轮。正齿轮64的内径花键连接到锥齿轮轴66的外径上。锥齿轮轴66分别由第一和第二轴承罩70和72可旋转地支承。垫圈74和螺母76组合安装在锥齿轮轴66的第一端78上，以分别保持第一和第二轴承罩70和72以及位于其上的正齿轮64。锥齿轮轴66的第二端80包括从其伸出的增大的小锥齿轮82。小锥齿轮82与锥齿轮86的齿84啮合，以将小锥齿轮82的旋转传递到锥齿轮86。

参照图3，锥齿轮86具有带花键的内表面88，该内表面与滚珠螺母92的外表面90接合。沿滚珠螺母90的内径延伸的螺纹94与沿滚珠丝杠98的外表面延伸的螺纹96啮合，理由如下所述。滚珠丝杠98还包括中心通道98a，该中心通道98a适于接收穿过其中的内杆99。意图在滚珠丝杠98断裂的情况下通过内杆99保持滚珠丝杠98的完整性。内杆99、因而滚珠丝杠98沿纵向轴线延伸，并且内杆99包括位于其第一端102的增大的头部100。加强孔104延伸穿过滚珠丝杠98的头部100。如图1清楚所示，滚珠丝杠98的头部100在靠近机翼前缘30处通过孔104与机翼18互连。内杆99的第二端105包括固定在其上的密封件107和螺母109的组合，以将滚珠丝杠98保持在内杆99上，并防止不希望的材料进入中心通道98a。

为了防止滚珠丝杠98在作用于襟翼18表面上的压缩载荷的压力下沿轴向(在图3中从右向左)运动、由此防止襟翼18在飞机工作过程中运动，设有止回组件106。止回组件106包括后止推板108，并定位成抵靠从滚珠螺母92沿径向伸出的肩部110。斜辊112位于后止推板108和前止推板114之间。前止推板114大体呈管状，并包括一围绕滚珠螺母92外周面的内径和一从该前止推板的第一端沿径向伸出的板状元件116。止推垫圈118和止推轴承120位于壳体124的支承表面122和止推板114的板状元件116之间。单向滚子离合器126位于止推板114的外表面128和壳体124的内表面130之间。

滚子离合器126仅允许推力板114沿一个方向转动，例如沿顺时针方向转动。因而，在滚珠丝杠受压缩载荷的情况下，止推板108与斜辊112接合，并迫压斜辊抵靠止推轴承120。由于滚珠螺母凸缘110、止推板108、斜辊112和止推板114之间产生摩擦，因此滚子离合器126防止滚珠丝杠98沿顺时针方向进一步旋转。

图5中，壳体124分别通过主万向接头134和次万向接头136互连到机翼12的框架构件24上。如图3清楚所示，壳体124包括通过多个贯穿螺栓129(图2)连接到它上面的主部125和次部127。壳体124包括从壳体124的主部125的前端125a分别伸出的、隔开的主万向接头上部安装片138和140。主万向接头上部安装片138和140通常分别为U形，分别包括相应的通孔142和144。隔开的主万向接头下部安装片146和148分别从壳体124的主部125的前端125a伸出。主万向接头下部安装片146和184通常为U形，并且分别包括相应的通孔150和152。分别穿过主万向接头上部安装片138和140的孔142和144与分别穿过相应的主万向接头下部安装片146和148的孔150和152沿轴向对齐，理由如下所述。

壳体124还包括从壳体124的次部127的前端127a分别伸出的、隔开的次万向接头上部安装片154和156。次万向接头上部安装片154和156通常为U形，并且分别包括相应的通孔158和160。隔开的次万向接头下部安装片162和164分别从壳体124的次部127的前端127a伸出。次万向接头下部安装片162和164通常为U形，并且分别包括相应的通孔166和168。分别穿过次万向接头上部安装片154和156的孔158和160与分别穿过次万向接头下部安装片162和164的孔166和168沿轴向相互对齐，并且与孔142、144、150和152对齐。

回到图5，主万向接头134具有大体为四方形的构型，并且由分别具有通孔176和178的上壁170和下壁172限定。主万向接头134还由分别具有相应通孔(未示出)的第一侧壁177和第二侧壁179限定，理由如下。

次万向接头136也具有类似四方形的构型，并分别包括上壁180、下壁182。次万向接头136的上、下壁180和182分别包括相应的通孔184和186。另外，次万向接头136还由分别具有相应通孔(未示出)的第一和第二侧壁188和190限定。

为了将壳体124安装到机翼12上，位于上方的万向接头134被定位成使得主万向接头134的上壁170接纳在主万向接头上部安装片138和140之间，并且使得主万向接头134的下壁172接纳在主万向接头下部安装片146和148之间。另外，穿过主万向接头134上壁170的孔176与分别穿过主万向接头上部安装片138和140的孔142和144轴向对齐，并且，穿过主万向接头134下壁172的孔178与分别穿过主万向接头安装片146和148的孔150和152轴向对齐。

次万向接头136定位成使得次万向接头136的上壁180接纳在次万向接头上部安装片154和156之间，并使得次万向接头136的下壁182接纳在次万向接头下部安装片146和148之间。穿过次万向接头136上壁180的孔184与分别穿过次万向接头上部安装片154和156的孔158和160轴向对齐，而穿过次万向接头136下壁182的孔186与分别穿过次万向接头下部安装片162和164的孔166和168轴向对齐。

一旦主万向接头134和次万向接头136分别如上所述地定位，上部销190就插入主万向接头上部安装片138中的孔142、穿过主万向接头134上壁170的孔176、穿过主万向接头上部安装片140的孔144、穿过次万向接头上部安装片154的孔158、穿过次万向接头136上壁180的孔184、和穿过次万向接头上部安装片156的孔160。另外，销192插入主万向接头下部安装片146中的孔150、穿过主万向接头134下壁172的孔178、穿过主万向接头下部安装片148的孔152、穿过次万向接头下部安装片162的孔166、穿过次万向接头136下壁182的孔186、和穿过次万向接头下部安装片164的孔168。之后，主万向接头134定位在从机翼12的框架构件24向后方伸出的安装支架194内。结合有安装销的球面轴承安置在主万向接头134侧壁177中的孔内以及次万向接头136侧壁188中的孔内，以将襟翼致动器10刚性连接到安装支架194上。与之相似，结合有安装销的球面轴承安置在主万向接头134侧壁179中的孔内以及次万向接头136侧壁190中的孔内，以将襟翼致动器10刚性连接到支架194上。

在操作中，控制器根据飞行员的操纵致动电机32，以使得驱动轴沿用户要求的方向旋转。正齿轮组件36将驱动轴的旋转传递给锥齿轮86，锥齿轮又使滚珠螺母92绕内杆99的纵向轴线旋转。滚珠螺母92的旋转传递给滚珠丝杠98，滚珠丝杠又沿内杆99的纵向轴线线性运动。举例来说，滚珠螺母92沿顺时针方向的旋转使滚珠丝杠98沿第一直线方向移动，而滚珠螺母92沿逆时针方向的旋转使滚珠丝杠98沿相反的第二直线方向移动。由此，滚珠丝杠98可以从伸出位置移动到缩回位置，从而允许对襟翼10的位置进行调节。

在飞行器操作期间，襟翼18可以在内杆99的第一端102和滚珠丝杠98上施加压缩力(在图3中从右到左)。该压缩力通过如此前描述的止回组件106传递到壳体124。此后，压缩载荷通过销190和192分别传递到主万向节134和次万向节136，并分别通过主万向节134和次万向节136的球面轴承传递到机翼18。可以意识到的是襟翼致动器10的布置提供了由襟翼18上的载荷产生的任何压缩力的冗余载荷分配。例如，如果内杆99失效，则载荷可以仅通过滚珠丝杠98传递，反之亦然。类似地，如果壳体124的主部125失效，则载荷可以仅通过壳体124的次部127传递，反之亦然；或者，如果主万向节134失效，则载荷可以仅通过次万向节136传递，反之亦然。

参照图6-8，示出了本发明的另一个实施方式。滚子离合器组件212定位在从滚珠螺母92径向伸出的肩部110与板状元件116之间，并且至少部分地由润滑介质(未示出)围绕，比如由油脂围绕。滚子离合器组件212包括滚子保持架213和多个基本呈圆柱形的滚子215。滚子215容纳在径向斜置的孔217中，导致滚子215的截面基本呈椭圆形，如图6所示。滚子保持架213包括内毂219和径向向外伸出的腹板221，所述腹板221的宽度小于毂219的宽度。这种结构提供了一环形的空间，以分别在腹板221与肩部110之间、以及腹板221与板状元件116之间的空间223，225中容纳润滑介质。

具体参照图7和8，滚子保持架213还包括至少一个刮片227，所述刮片227的功能是重新分配(在图示出的实施方式中径向向内地重新分配)至少部分地由于滚子215的斜置取向而导致的径向向外并远离滚子215地移动的润滑介质。在一个实施方式中，刮片227靠近滚子保持架213的远端229定位。在图示的结构中，刮片227和远端229的宽度均大于腹板221的宽度。远端229的宽度形成一唇缘，其功能是在动态操作条件下(例如保持架213转动)容纳润滑介质。如图7中所示，可以以预定角度(例如120°)间隔设置多个刮片227(例如三个)，以便于更均匀地重新分配润滑介质。

在操作期间，单向滚子离合器126以可操作的方式连接到滚珠螺母92，以在存在压缩(辅助)载荷并且命令致动器沿缩回方向运动时触发滚子离合器组件212。滚子离合器组件212接合壳体并基本阻止滚珠螺母92沿第一方向转动，与由襟翼18作用在滚珠丝杠上的压缩(辅助)力的大小成比例。当滚子保持架213转动时，刮片227的至少一个表面231接触润滑介质并通过其犁沟效应(“plowing effect”)使润滑介质径向向内地朝向其靠近滚子215的作用位置移动。滚子215的斜置取向与润滑介质的组合导致与压缩(辅助)载荷成比例的可预期的制动扭矩。该成比例的制动功能防止致动器10被向后驱动并在缩回期间失控。

虽然滚子离合器组件212尤其适用于致动器10中，但是其用途并不旨在局限于此。滚子离合器组件212还可应用在包括或需要例如滚子离合器、扭矩限制器的其它致动器机构中或者传递推力载荷的其它转动装置中。

下面的权利要求特别指出了并明确要求保护被认为是发明的主题，实现本发明的各种方式被认为落入这些权利要求的范围内。

Claims (12)

1.一种用于致动器中的滚子离合器组件，包括：

滚子保持架；

至少一个滚子；

润滑介质，其至少部分地围绕所述滚子保持架和所述滚子；

其中所述滚子保持架包括至少一个刮片，所述刮片配置成使所述润滑介质朝向其靠近所述滚子的作用位置移动。

2.根据权利要求1所述的滚子离合器组件，其中所述滚子保持架包括用于容纳径向斜置的滚子的孔。

3.根据权利要求1所述的滚子离合器组件，其中所述滚子保持架包括内毂和径向延伸的腹板，所述腹板的宽度小于所述毂的宽度。

4.根据权利要求3所述的滚子离合器组件，其中所述刮片靠近所述滚子保持架的远端定位，所述刮片和所述远端的宽度大于所述腹板的宽度。

5.根据权利要求1所述的滚子离合器组件，其中所述滚子保持架包括多个以预定角度间隔布置的刮片。

6.根据权利要求1所述的滚子离合器组件，其中所述刮片配置成通过犁沟效应使围绕滚子组件的润滑介质径向向内地朝向滚子移动。

7.一种用于控制飞行器操纵面的运动的飞行器致动器，包括：

具有前端和后端的壳体；

滚珠螺母，其以可转动的方式支撑在所述壳体内；

滚珠丝杠，其沿纵向轴线延伸并且具有以可操作的方式连接到操纵面的末端，并能够响应于所述滚珠螺母的转动在第一缩回位置与第二伸出位置之间运动；

单向滚子离合器，其以可操作方式连接到所述滚珠螺母，并接合所述壳体并基本阻止所述滚珠螺母响应于操纵面施加在所述滚珠丝杠上的压缩力沿第一方向转动；以及

滚子组件，其定位在所述滚珠螺母与所述单向滚子离合器之间并至少部分地由润滑介质围绕，并包括滚子保持架和至少一个滚子，所述滚子保持架包括至少一个刮片，所述刮片配置成使所述润滑介质朝向其靠近所述滚子的作用位置移动。

8.根据权利要求7所述的致动器，其中所述滚子保持架包括用于容纳径向斜置的滚子的孔。

9.根据权利要求7所述的致动器，其中所述滚子保持架包括内毂和径向延伸的腹板，所述腹板的宽度小于所述毂的宽度。

10.根据权利要求9所述的致动器，其中所述刮片靠近所述滚子保持架的远端定位，所述刮片和所述远端的宽度大于所述腹板的宽度。

11.根据权利要求7所述的致动器，其中所述滚子保持架包括多个以预定角度间隔布置的刮片。

12.根据权利要求7所述的致动器，其中所述刮片配置成通过犁沟效应使围绕滚子组件的润滑介质径向向内地朝向滚子移动。

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