CN105691592A - 机电铰链线旋转致动器 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种机电铰链线旋转致动器。所述致动器包括驱动构件和设置在所述驱动构件内部并直接耦接到所述驱动构件的电机。所述电机具有转子，所述转子被配置成朝向所述电机的外部并直接耦接到所述驱动构件的输入端；和定子，所述定子被配置成朝向所述电机的内部并定位在所述转子内部。所述驱动构件、所述转子和所述定子彼此同心地布置。

Description

机电铰链线旋转致动器

技术领域

本发明大体上涉及致动器，并且更具体地说，涉及在飞行控制应用中与薄翼飞机一起使用的机电铰链线旋转致动器。

背景技术

许多系统需要致动器来操纵各种部件。旋转致动器使元件绕着轴旋转。在飞行控制应用中，已经有朝着更薄机翼发展的趋势，使得大小和空间在飞机的机翼与副翼(机翼控制表面)之间的接触点处受限制。

这一趋势已驱使对“铰链线”设计的旋转致动器的使用，其中致动器的旋转轴与副翼的旋转轴对齐并且致动器充当铰链(因此，称为“铰链线”)。这一趋势也产生了对具有更紧密横截面(其限制致动器电机的直径)和更高功率密度的这样一种致动器的需求。

进而，电机的转矩与电机直径和流过电机绕组的电流直接相关。然而，在电机直径有限并且电流的量被限制到飞机的功率总线上的可用量的情况下，这种转矩的量也受到限制。而且，因为电机的功率等于其速度乘以转矩量并且这一量受到限制，所以速度必须更高。但是，在有限的转矩量下使用更高速的电机驱使使用更高的齿轮比，这使得电机的惯性成为敏感的设计参数。

更具体而言，反射惯性在每当飞机的电机或齿轮组试图向后驱动时开始起作用，这是对副翼表面的要求。而且，在齿轮之前惯性的减少以驱动比的平方为因子影响反射惯性(例如，“10:1”的齿轮比产生比电机惯性大100倍的反射惯性，而“100:1”的齿轮比产生大10000倍的反射惯性)。惯性还影响飞机的响应性—即，更高水平的惯性导致更低的响应性。

设计用于飞行控制应用的典型机电铰链线旋转致动器被布置成使用有框架(即，被包封、容纳或安装)的并包括转子的常规电机。转子被设置在框架的内部并通过驱动轴或耦接器间接地连接到行星式齿轮箱或齿轮组的端部。以此方式，电机设置在齿轮组的外部并与齿轮组对齐，并且有用于电机和齿轮组的轴承。通过用于电机和齿轮组的精密加工外壳或电机的输出轴上连接到齿轮组的输入端的顺应性联轴器来实现这种对齐。这一布置具有与包装相关联的低效率，并且对这种致动器的典型要求不是优化的。更具体而言，对功率密度、性能和可靠性不是优化的。

因此，需要提供机电铰链线旋转致动器，所述机电铰链线旋转致动器的布置不具有与包装相关联的低效率，并且对于飞行控制应用中这样的致动器的典型要求来说是优化的。更具体而言，需要提供这样的致动器，所述致动器减少惯性并对于功率密度、性能和可靠性来说是优化的。

发明内容

根据本发明的非限制性示例性实施方案，提供一种机电旋转致动器。所述致动器包括驱动构件和设置在驱动构件内部并直接耦接到驱动构件的电机。电机具有转子，所述转子被配置成朝向电机的外部并直接耦接到驱动构件的输入端；和定子，所述定子被配置成朝向电机的内部并定位在转子内部。驱动构件、转子和定子彼此同心地布置。

致动器被配置成在薄翼飞机中采用。为此，致动器的布置不具有与包装相关联的低效率，并且对于飞行控制应用中这样的致动器的典型要求——功率密度、性能和可靠性来说是优化的。更具体而言，致动器的部件[即，驱动构件和电机(定子和转子)]的同心包封提供更高的功率密度。此外，致动器的负载路径是直接驱动件，使得不需要驱动轴，从而导致更低的惯性，并进而更高的性能。此外，致动器具有很少的部件(包括移除了一组轴承以及对顺应性联轴器或精密加工外壳没有要求)，这使所述致动器具有更高的可靠性和减少的成本。另外，可改变致动器的总轴向叠加长度以适应更高的输出负载，使致动器通用于不同的应用。此外，致动器在维持其相同横截面的同时可获得更高的力，使致动器通用于不同的应用。

附图说明

在说明书结论处的权利要求书中具体指出并明确要求保护被视为本发明的主题。通过以下结合附图进行的详细描述可清楚地了解本发明的上述及其他特征和优点，在附图中：

图1是根据本发明的具备机电铰链线旋转致动器的飞机机翼的非限制性示例性实施方案的端视图。

图2是根据本发明的机电铰链线旋转致动器的非限制性示例性实施方案的示意性俯视图。

图3是图2中示出的机电铰链线旋转致动器的实施方案的示意性侧面环境图。

图4是图2中示出的机电铰链线旋转致动器的实施方案的示意性侧面剖视图。

具体实施方式

现在参照图1，大体以10指示的飞机(未示出)的机翼的非限制性示例性实施方案。虽然机翼10在本文中被公开为实施在非旋翼式飞机(aircraft)(如飞机(airplane))中，但应了解，通常，机翼10可实施在任何合适类型的飞机中，尤其是非旋翼式或旋翼式飞机(如直升飞机)中。

如图1所示，机翼10为飞机的升力系统的两个大致上类似的机翼中的一个(相反，转子叶片为直升飞机的转子系统的多个大致上类似的转子叶片中的一个)。机翼10限定通过副翼部分(大体以14指示)延伸到顶端部分(未示出)的根部部分(未示出)，所述副翼部分充当飞行控制或输出控制表面(如机翼襟翼)。副翼部分14也进而限定运动或旋转轴16并包括翼梁，大体以18指示。机翼10还限定第一相对表面20和第二相对表面22、后缘24以及相对的前缘26并包括后翼梁，大体由28表示。

机翼10还包括控制系统(未示出)，所述控制系统具有机电铰链线旋转致动器(大体以30指示)和控制器(未示出)。致动器30限定旋转轴16。控制器可被安装在致动器30上或在其附近，并且可操作地连接到致动器30和控制系统(未示出)。

致动器30的固定附接支架或接地臂(大体以46指示)被安装到机翼后翼梁28并被配置成附接到机翼10的内部结构。致动器30的可旋转附接支架或输出臂(大体以48指示)被安装到副翼部分14的框架上或被安装到所述副翼部分内部内。所述安装具有高度灵活性，只要副翼部分14的旋转轴16与致动器30的旋转轴16对齐即可。致动器30允许机翼挠曲，并因此在遇到挠曲(如在湍流期间)时不会在机翼10上的附接点处施加过度的应力。

应了解，控制系统还可限定多个控制表面(未示出)，所述控制表面被布置在副翼部分14内并选择性地部署在第一表面20与第二表面22之间以影响机翼10的飞行动力学。每个表面限定第一表面部分和第二表面部分。致动器30被配置成将表面从第一或中立位置旋转到第二或展开位置，所述第一或中立位置使得表面被设置在机翼10内，所述第二或展开位置使得表面延伸出机翼10外部周边。这时，应了解，上述描述是为了完整起见并能够更好的理解致动器30的一个非限制性示例性应用而提供。

现在参照图2-4，示出致动器30的非限制性示例性实施方案。致动器30在本文中被公开为实施在用于飞行控制应用的控制系统中。然而，应了解，致动器30可实施在能够在多种环境中操作的任何合适的系统中，并且不应被认为是限制于非旋转或旋转飞机或者任何种类的飞机。

通常，致动器30包括：驱动构件(大体以36指示)、设置在驱动构件36内部并直接耦接到驱动构件36的电机(大体以38(指示图1))。电机38包括：大体以52指示的转子，其被配置成朝向电机38的外部并直接耦接到驱动构件36的输入端(未示出)；和大体以42指示的定子，其被配置成朝向电机38的内部并定位在转子52内部。驱动构件36、转子52和定子42彼此大体上同心地布置。

更具体而言，转子52和定子42彼此组合以构成电机38。致动器30限定纵轴，并且还包括被配置成连接到机翼后翼梁28的接地臂46。致动器30还包括从驱动构件36延伸的输出臂48。在飞行控制应用中，输出臂48可限定被配置成接收销钉(未示出)的孔50，所述销钉进而被配置成连接到飞机的输出控制表面(即，副翼翼梁18)。

如图3和图4所示，在示例性实施方案的型式中，驱动构件36采取包括波发生器40的谐波驱动件的形式。具体而言，谐波驱动件是具有谐波驱动件的齿轮系或组36的齿轮。然而，应了解齿轮传动装置可以是不同于谐波式的。例如，齿轮组36可为常规的(复合式、行星式、简单式等)。无论如何，齿轮组36充当减速装置。

利用致动器30的设计实现了部件数量的减少，并从而实现成本的减少。更具体而言，电机38放置在齿轮或齿轮组36内移除了已知致动器的驱动轴和一组轴承，并减少了致动器30的零件的惯性和数量。此外，致动器30中不需要已知致动器的联轴器和精密加工外壳，因为电机38的旋转轴由齿轮组36自身控制。

“可靠性”分析基本上使用系统的每个部件的“可靠性”因子来乘以系统部件的数量。因此，在相对于彼此具有相同可靠性的更少部件的情况下，所述系统更可靠。致动器30具有用于电机/齿轮组组合设计的最少部件，从而产生致动器30的更高可靠性。

电机38是电动的并且可采取具有转子52和定子42的无刷电机的形式。电机38还是无框架的并具有高性能类型(即，具有高的功率重量比或功率体积比或功率密度)。应了解，电机38可为具有定位在外部的转子52的任何合适类型的电机38。

定子42是固定的并包括多个线圈54。转子52的外部/外表面52充当谐波驱动件36的波发生器40。或者，波发生器52可被成型为外部/外表面。如图3所示，在转子52与定子42之间限定空气间隙56。

致动器30被配置成在薄翼飞机中采用。为此，致动器30的布置不具有与包装相关联的低效率，并且对于飞行控制应用中这样的致动器的典型要求—功率密度、性能和可靠性来说是优化的。更具体而言，致动器30的谐波驱动件36和电机38(定子42和转子52)的同心包装提供更高的功率密度。此外，致动器30的负载路径是直接驱动件，使得不需要驱动轴，从而导致更低的惯性并进而更高的性能。此外，致动器30具有很少的部件(包括移除一组轴承以及对顺应性联轴器或精密加工外壳无要求)，这使其具有更高的可靠性和减少的成本。另外，可改变致动器30的总叠加长度以适应更高的输出负载，使致动器30通用于不同的应用。此外，致动器30在维持其相同横截面的同时可获得更高的力，使致动器30通用于不同的应用。

虽然已经结合仅有限数量的实施方案描述了本发明，但应易于理解，本发明不限于此类所公开的实施方案。相反，可修改本发明来涵盖之前并未描述、但与本发明的精神和范围相应的任何数量的变化、更改、替换或等效布置。另外，虽然已经描述了本发明的各种非限制性实施方案，但应理解，本发明的方面可仅包括所描述的实施方案中的一些。因此，本发明不应被视为受前文描述的限制，而是视为仅受所附权利要求书的范围限制。

Claims (15)

1.一种机电铰链线旋转致动器，其包括：

驱动构件；以及

电机，所述电机被设置在所述驱动构件内部并直接耦接到所述驱动构件，并且包括：转子，所述转子被配置成朝向所述电机的外部并直接耦接到所述驱动构件的输入端；和定子，所述定子被配置成朝向所述电机的内部并定位在所述转子内部，所述驱动构件、所述转子和所述定子彼此同心地布置。

2.如权利要求1所述的机电铰链线旋转致动器，其中所述致动器还包括至少一个接地臂，所述接地臂被配置成连接到飞机机翼的翼梁。

3.如权利要求1所述的机电铰链线旋转致动器，其中所述致动器还包括输出臂，所述输出臂从所述驱动构件延伸，并被配置成接收用于将所述致动器连接到飞机的输出控制表面的销钉。

4.如权利要求1所述的机电铰链线旋转致动器，其中所述驱动构件是包括波发生器的谐波驱动件。

5.如权利要求4所述的机电铰链线旋转致动器，其中所述驱动构件是谐波齿轮和复合式、行星式以及简单式常规齿轮中的任何一种。

6.如权利要求1所述的机电铰链线旋转致动器，其中所述电机是无框架的并且具有高性能类型。

7.如权利要求4所述的机电铰链线旋转致动器，其中所述转子的外部表面充当所述谐波驱动件的所述波发生器，或者所述波发生器被成型为所述外部表面。

8.一种飞机机翼，其包括：

副翼部分，所述副翼部分限定旋转轴并包括副翼翼梁；

机翼翼梁；以及

控制系统，所述控制系统包括机电铰链线旋转致动器和控制器，所述控制器可操作地连接到所述致动器和布置在所述飞机内的控制系统；所述致动器包括：

驱动构件；以及

电机，所述电机设置在所述驱动构件内部并直接耦接到所述驱动构件，并包括：转子，其被配置成朝向所述电机的外部并直接耦接到所述驱动构件的输入端；和定子，其被配置成朝向所述电机的内部并定位在所述转子内部，所述驱动构件、所述转子和所述定子彼此同心地布置。

9.如权利要求8所述的机翼，其中所述致动器还包括至少一个接地臂，所述接地臂被配置成连接到所述机翼翼梁。

10.如权利要求9所述的机翼，其中所述致动器还包括输出臂，所述输出臂从所述驱动构件延伸，并被配置成接收用于将所述致动器连接到所述飞机的输出控制表面的销钉。

11.如权利要求8所述的机翼，其中所述驱动构件是包括波发生器的谐波驱动件。

12.如权利要求11所述的机翼，其中所述驱动构件是谐波齿轮和复合式、行星式以及简单式常规齿轮中的任何一种。

13.如权利要求8所述的机翼，其中所述电机是无框架的并且具有高性能类型。

14.如权利要求11所述的机翼，其中所述转子的外部表面充当所述谐波驱动件的所述波发生器，或者所述波发生器被成型为所述外部表面。

15.如权利要求10所述的机翼，其中所述飞机的所述输出控制表面的旋转轴与所述致动器的旋转轴对齐。