CN108591239A - 旋翼轴组件、主减速器及飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供旋翼轴组件、具有该旋翼轴组件的飞行器传动系统主减速器以及具有该飞行器传动系统主减速器的飞行器。该旋翼轴组件包括轴体，设于所属轴体的一端的行星架以及至少一形变补偿部，该形变补偿部形成于所述轴体且位于所述轴体的两端之间。本发明的旋翼组件降低了行星架在工作过程中受到的载荷，减小了行星架受到的影响，提高了行星架的稳定性，同时，所设置的形变补偿部可使行星架在工作过程中能够沿径向产生微小位移，使各个行星齿轮与太阳轮的接触状态趋向一致，提高了行星齿轮的均载性能。

Description

旋翼轴组件、主减速器及飞行器

技术领域

本发明涉及机械工程领域，尤其涉及旋翼轴组件、具有该旋翼轴组件的飞行器传动系统主减速器以及具有该飞行器传动系统主减速器的飞行器。

背景技术

直升机作为20世纪航空技术极具特色的创造之一，被广泛地应用于军事运输、巡逻、旅游、救护等多个领域，其三大关键动部件分别为直升机传动系统、旋翼系统和发动机。作为传动系统主减速器主要功率、载荷传递零件，旋翼轴组件的性能对传动系统具有重要的意义。

目前，国内在研和已经服役的主减速器行星架和旋翼轴之间仅设有定位销或花键等结构。此结构的主要缺点是行星架易受到旋翼载荷的影响，降低了行星架的可靠性，甚至影响到飞行安全。

需要说明的是，在上述背景技术部分发明的信息仅用于加强对本发明的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

发明内容

本发明的目的在于提供一种旋翼轴组件、具有该旋翼轴组件的飞行器传动系统主减速器以及具有该飞行器传动系统主减速器的飞行器，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的一个或者多个问题。

根据本发明的一个方面，提供一种旋翼轴组件，包括轴体、行星架以及至少一形变补偿部。所述行星架设于所述轴体的一端。所述形变补偿部形成于所述轴体且位于所述轴体的两端之间。

在本公开的一种示例性实施例中，所述行星架与所述轴体一体成型。

在本公开的一种示例性实施例中，所述旋翼轴组件还包括：

轴颈，设于所述轴体表面且用于安装球轴承。

在本公开的一种示例性实施例中，所述形变补偿部相对于所述轴体为缩颈式结构。

在本公开的一种示例性实施例中，所述缩颈式结构具有非均匀的圆形横截面。

在本公开的一种示例性实施例中，所述缩颈式结构的最小直径与所述轴颈直径的比例介于0.6和0.8之间。

在本公开的一种示例性实施例中，所述缩颈式结构的高度与所述缩颈式结构的最小直径的比例介于0.1和0.3之间。

在本公开的一种示例性实施例中，所述缩颈式结构相对于所述轴体的轴线为对称结构。

根据本发明的一个方面，提供一种飞行器传动系统主减速器，所述主减速器包括上述任一项所述的旋翼轴组件。

根据本发明的一个方面，提供一种飞行器，所述飞行器包括上述飞行器传动系统主减速器。

本发明相比现有技术的有益效果在于：本发明的轴体在其两端之间形成有形变补偿部，一方面，飞行器飞行过程中旋翼会对设于旋翼下部的部件施加载荷，由于所设置的形变补偿部通过产生较大形变释放能量，从而降低了行星架受到的载荷，减小了行星架受到的影响，提高了行星架的稳定性；另一方面，该形变补偿部可使行星架在工作过程中能够沿径向产生微小位移，使各个行星齿轮与太阳轮的接触状态趋向一致，提高了行星齿轮的均载性能。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本发明。

附图说明

通过参照附图来详细描述其示例性实施例，本公开的上述和其它特征及优点将变得更加明显。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。在附图中：

图1为以定位销连接的轴体和行星架的沿轴体轴向的剖面示意图；

图2为以花键连接的轴体和行星架的沿轴体轴向的剖面示意图；

图3为本发明实施方式的旋翼轴组件沿轴向的剖面示意图；

图4为图3中形变补偿部的放大示意图。

图中：1、轴体；2、轴颈；3、形变补偿部；4、行星架；5、花键；6、定位销；7、螺栓；8、自锁螺母。

具体实施方式

现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施例使得本公开将全面和完整，并将示例实施例的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本公开的实施方式的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本公开的技术方案而没有所述特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、材料、装置等。在其它情况下，不详细示出或描述公知技术方案以避免模糊本公开的各方面。图中相同的附图标记表示相同或类似的结构，因而将省略它们的详细描述。

用语“一个”、“一”、“该”、“所述”和“至少一个”用以表示存在一个或多个要素/组成部分/等；用语“包括”、“具有”以及“设有”用以表示开放式的包括在内的意思并且是指除了列出的要素/组成部分/等之外还可存在另外的要素/组成部分/等。

作为飞行器传动系统的重要构件，轴体和行星架一般采用两种方式进行连接，参照图1所示，轴体1和行星架4分体设计后使用定位销6进行定位，使用螺栓7和自锁螺母8进行锁紧连接，发动机功率传输到行星架4上后再通过定位销6传输到轴体1；参照图2所示，轴体1和行星架4分体设计后通过花键5进行连接，发动机功率传输到行星架4上后再通过花键5传输到轴体1。此结构的主要缺点是行星架4易受到旋翼载荷的影响，降低了行星架4的可靠性，同时结构复杂、零件数量多，成本高，易造成连接部位定位销6或花键5的微动磨损、断裂损坏等故障，影响主减速器寿命，甚至影响直升机飞行安全。

本示例实施方式提供一种旋翼轴组件，参照图3所示，主要包括轴体1、行星架4以及至少一形变补偿部3，其中，行星架4设于所述轴体1的一端，形变补偿部3形成于所述轴体1且位于所述轴体1的两端之间。

本发明的轴体1在其两端之间形成有形变补偿部3，一方面，飞行器飞行过程中旋翼会对设于旋翼下部的部件施加载荷，由于所设置的形变补偿部3通过产生较大形变释放能量，从而降低了行星架4受到的载荷，减弱了行星架4受到的影响，提高了行星架4的稳定性；另一方面，该形变补偿部3可使行星架4在工作过程中能够沿径向产生微小位移，使各个行星齿轮与太阳轮的接触状态趋向一致，提高了行星齿轮的均载性能。

在本示例实施方式中，轴体1为功率传递构件，可以将飞行器发动机的功率传递给飞行器的旋翼以带动飞行器，具体表现为：轴体1的一端与行星架4连接以接收发动机的功率，另一端通过桨毂与旋翼连接以将所述轴体1接收的功率传递给旋翼。作为功率传输构件，轴体1受到的载荷情况复杂，容易使轴体1受到损伤，降低轴体1的使用时间，因此可以采取疲劳寿命较长的材料制备轴体1，所述疲劳寿命较长的材料选自铸钢和40Cr钢，但本示例性实施方式中的材料不限于此。此外，轴体1的外形呈圆柱形，对于圆柱的尺寸本示例实施方式在此不做特殊限定。

在此基础上，轴体1表面可以设有轴颈2，该轴颈2用于安装球轴承。参照图3所示，在直立的轴体1上，轴颈2邻接形变补偿部3且位于形变补偿部3的上端。形变补偿部3易通过形变释放能量，因而相对于轴体1该形变补偿部3的刚度较小，影响了轴体1的稳定性，通过在轴颈2处安装球轴承，其中，球轴承的内圈与轴体1接触以承受轴体1的载荷，球轴承的外圈与飞行器的机架固定连接以提高轴体1的稳定性，同时球轴承还降低了轴体1旋转过程中的摩擦系数。

在本示例实施方式中，行星架4是行星齿轮传动的主要构件之一，其常见结构形式可以包括双侧板整体式结构，双侧板分开式结构以及单侧板式结构，但本实施方式中行星架4的结构不以此为限。以具有双侧板整体式结构的行星架4为例，行星架4可以包括两块平行设置的侧板、均布于两块侧板之间并连接两块侧板的撑柱以及设于两块侧板之间并能够安装行星轮的行星轮轴，其中，行星轮轴的径向与两块侧板平面平行。此外，撑柱的数量可以与行星轮轴的数量相同，行星轮轴的数量至少为两个，例如两个、四个，但不以此为限，还可以是更多。此外，本示例实施方式对行星架4的尺寸和材料不作详细描述。

在本示例实施方式中，行星架4设于轴体1的一端，例如，行星架4设于直立设置的轴体1的下端，且轴体1的下端用于接收发动机传递的功率。以具有双侧板整体式结构的行星架4为例，直立轴体1的下端与行星架4的侧板固定连接且轴体1的径向与侧板平面平行。更具体的为：直立轴体1的一下端与行星架4的上侧板固定连接，或者直立轴体1的下端穿出行星架4的上侧板与行星架4的下侧板固定连接，其连接方式可以为花键5连接或定位销连接。此外，参照图3所示，轴体1的一端可以与行星架4的上侧板一体成型(下侧板未示出)，其中，该一体成型方式为：在加工轴体1锻件毛坯时，在轴体1的一端预留与行星架4尺寸一致的毛坯，通过后续的切削加工形成行星架4。该一体成型方式省去了传统的定位销6、花键5等连接环节，结构简单，减少零件数量，且发动机功率通过行星架4后直接到达轴体1，功率传递路线简化，不需经过定位销、花键5等中间连接件，可靠性得到极大的提升。

在本示例实施方式中，形变补偿部3能够通过产生较大形变释放能量，例如，当形变补偿部3的横截面面积小于轴体1横截面面积时，相对于轴体1，形变补偿部3能够产生更大形变。其中，所述形变补偿部3可以为缩颈式结构，该缩颈式结构的横截面可以为对称结构，例如圆形，但本示例实施方式不以此为限。以具有圆形横截面的缩颈式结构为例，该缩颈式结构可以具有均匀横截面或非均匀横截面。当该缩颈式结构具有非均匀横截面时，参照图4所示，缩颈式结构的直径从两端至其中间部位渐变变小，缩颈式结构的最小直径D₁与轴颈2直径D₂的比例介于0.6和0.8之间，例如可以为0.6、0.62、0.65、0.66、0.7、0.71、0.74、0.77以及0.8，该比例下，缩颈式结构的挠度大，当受到同样大小的弯曲应力时，缩颈式结构相对于轴体1轴线产生的线位移大于轴体1相对于轴体1轴线产生的线位移，从而实现了缩颈式结构的形变补偿功能，且该比例还保证了轴体1的刚度，使轴体1可以顺利将接收的发动机功率传递给旋翼以带动飞行器。此外，参照图4所示，缩颈式结构的过度圆角e的弧度为缩颈式结构高度b一半。此外，参照图4所示，缩颈式结构的高度b与缩颈式结构的最小直径D₁的比例介于0.1和0.3之间，例如可以为0.1、0.11、0.14、0.16、0.17、0.2、0.24、0.27以及0.3，飞行器在旋翼带动下进行升空操作时，旋翼对轴体1会施加一定的张应力，进而会对下部的行星架4施加向上的拉力，该比例设置的缩颈式结构具有张应变补偿性能，降低了行星架4受到的向上的拉力，提高了行星架4的稳定性。

在本示例实施方式中，形变补偿部3设于轴体1的两端之间，其目的在于将形变补偿部3设于行星架4与旋翼之间，用于减弱旋翼载荷对行星架4的影响，以使行星架4可以稳定工作。以形变补偿部3为缩颈式结构为例，参照图3所示，该缩颈式结构位于轴体1与行星架4的转接处。在轴体1与行星架4的转接处设置缩颈式结构，能够实现缩颈式结构减弱旋翼载荷对行星架4影响的功能，而且该转接处的缩颈式结构邻接行星架4，使行星架4在工作过程中更容易沿径向产生微小位移，更快速地使各个行星齿轮与太阳轮的接触状态趋向一致，极大地提高了行星齿轮的均载性能，提高了行星齿轮的寿命，延长了具备该旋翼轴组件的飞行系统主减速器的翻修间隔期，及大地提高了旋翼轴组件的经济价值。

在本示例实施方式中，形变补偿部3的数量至少为一个，例如，形变补偿部3的数量为一个，两个或者三个，但不以此为限。以形变补偿部3为缩颈式结构为例，参照图3所示，该缩颈式结构的数量为一个。随着缩颈式结构数量的增多，轴体1可以通过形变释放的能量越大，旋翼载荷对行星架4的影响越小，能够极大地提升行星架4的稳定性，但过多数量的行星架4也降低了轴体1的刚度，影响了轴体1向旋翼传递飞行器发动机功率的效果，且降低了轴体1对旋翼的支撑性能，不利于旋翼的正常工作。

在本示例实施方式中，参照图3所示，缩颈式结构相对于轴体1的轴线为对称结构，以使轴体1重心与缩颈式结构重心的连接线竖直向下，增强了缩颈式结构对轴体1以及旋翼的支撑性能，提高了轴体1和旋翼的稳定性，使飞行器更加安全可靠，同时，该对称结构使形变补偿部3，飞行器飞行过程中轴体1在水平方向上会受到任意角度的弯曲应力，该条件下的缩颈式结构在面对上述任意角度的弯曲应力时具有相同的形变补偿性能，避免了缩颈式结构上应力集中现象的发生，从而延长了缩颈式结构的使用寿命。

本示例实施方式还提供一种飞行器传动系统主减速器，该飞行器传动系统主减速器包括上述任一实施方式所述的旋翼轴组件。同时，还可以包括安装于行星架4内的行星轮以及与行星轮相互作用的太阳轮，当然，还可以包括其它部件，在此不再详述。本示例实施方式的飞行器传动系统主减速器采用的旋翼轴组件与上述实施方式中的旋翼轴组件相同，因此，具有相同的有益效果，在此不再赘述。

本示例实施方式还提供一种飞行器，该飞行器包括上述实施方式所述的飞行器传动系统主减速器，同时还包括旋翼、发动机以及机架，该飞行器可以是直升机，但本实施方式的飞行器不限于此。

本领域技术人员在考虑说明书及实践后，将容易想到本发明的其它实施方案。本申请旨在涵盖本发明的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本发明的一般性原理并包括本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本发明的真正范围和精神由所附的权利要求指出。

Claims (10)

1.一种旋翼轴组件，其特征在于，包括：

轴体；

行星架，设于所述轴体的一端；

至少一形变补偿部，形成于所述轴体且位于所述轴体的两端之间。

2.根据权利要求1所述的旋翼轴组件，其特征在于，所述行星架与所述轴体一体成型。

3.根据权利要求1所述的旋翼轴组件，其特征在于，还包括：

轴颈，设于所述轴体表面且用于安装球轴承。

4.根据权利要求3所述的旋翼轴组件，其特征在于，所述形变补偿部相对于所述轴体为缩颈式结构。

5.根据权利要求4所述的旋翼轴组件，其特征在于，所述缩颈式结构具有非均匀的圆形横截面。

6.根据权利要求5所述的旋翼轴组件，其特征在于，所述缩颈式结构的最小直径与所述轴颈直径的比例介于0.6和0.8之间。

7.根据权利要求5所述的旋翼轴组件，其特征在于，所述缩颈式结构的高度与所述缩颈式结构的最小直径的比例介于0.1和0.3之间。

8.根据权利要求4所述的旋翼轴组件，其特征在于，所述缩颈式结构相对于所述轴体的轴线为对称结构。

9.一种飞行器传动系统主减速器，其特征在于，所述飞行器传动系统主减速器包括权利要求1-8任一项所述的旋翼轴组件。

10.一种飞行器，其特征在于，所述飞行器包括权利要求9所述的飞行器传动系统主减速器。