CN110641685A - 前轮转向操纵机构 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种前轮转向操纵机构，包括伺服直线舵机，该伺服直线舵机包括：机身，其尾部具有固定耳片；以及输出轴，其一端与机身连接，另一端具有连接耳片；舵机支座，包括一耳座和与该耳座相连的平板，其耳座具有一单耳通过螺栓与机身的固定耳片连接；舵机底板，通过螺栓与舵机支座的平板连接固定；有耳卡箍，其具有一耳片孔通过螺栓与输出轴前端的连接耳片连接；以及无耳卡箍，通过螺栓与有耳卡箍抱合连接。本发明提供的该前轮转向操纵机构，结构简单，装卸方便，通用性强，适用于绝大部分有人机带转向杆的前轮转向机构进行无人化改装的设计安装。

Description

前轮转向操纵机构
技术领域
本发明涉及有人机无人化改装技术领域，尤其涉及一种简易改装的前轮转向操纵机构。
背景技术
无人机的前轮转向操纵系统控制飞机地面及起降过程中的滑行机动，影响飞机偏航及侧风着陆性能，以及在受损坏道面、水湿道面上使用的能力。前轮转向操纵系统接收飞控计算机的指令完成地面自动机动控制的整个过程，需要快速响应、高可靠性及高灵敏度，对操纵机构的设计安装提出了很高的要求。
发明内容
(一)要解决的技术问题
本发明提供了一种简易改装的前轮转向操纵机构，以至少部分解决以上所提出的技术问题。
(二)技术方案
本发明提供了一种简易改装的前轮转向操纵机构，包括伺服直线舵机110，其包括：
机身111，其尾部具有固定耳片；以及
输出轴112，其一端与机身111连接，另一端具有连接耳片；
舵机支座120，包括一耳座和与该耳座相连的平板，该耳座具有一单耳通过螺栓与机身111的固定耳片连接；
舵机底板130，通过螺栓与舵机支座120的平板连接固定；
有耳卡箍140，具有一耳片孔通过螺栓与输出轴112的连接耳片连接；以及
无耳卡箍150，通过螺栓与有耳卡箍140抱合连接。
一些实施例中，机身111为两点式固定，其通过电气接口与一控制计算机连接通信；输出轴112为伸缩结构。
一些实施例中，舵机底板130为一带多孔凹槽加强筋的零件；舵机底板130通过形状贴合、挤压预紧和铆接的方式固定在飞机机身结构中。
一些实施例中，舵机支座120中耳座的单耳与有耳卡箍140的耳片孔内均嵌有向心关节轴承，螺栓穿过该向心关节轴承实现单耳与固定耳片的连接，及耳片孔与连接耳片的连接。
一些实施例中，有耳卡箍140和无耳卡箍150内贴有橡胶垫；有耳卡箍140和无耳卡箍150绕过一前轮转向杆200抱合连接。
一些实施例中，前轮转向操纵机构100通过有耳卡箍140和无耳卡箍150与前轮转向杆200相连，前轮转向杆200向下外伸与飞机起落架前轮角叉连接。
一些实施例中，整个转向操纵机构连接处于不加载状态。
(三)有益效果
从上述技术方案可以看出，本发明提供的该前轮转向操纵机构至少具有以下有益效果其中之一：
(1)该种简易改装的前轮转向操纵机构结构简单、重量轻、工作可靠；
(2)该种简易改装的前轮转向操纵机构中，舵机支座平板与卡箍均能实现可调性安装，此种方式装卸方便、通用性强，适用于绝大部分有人机带转向杆的前轮转向机构进行无人化改装的设计安装。
附图说明
图1为本发明实施例中前轮转向操纵机构等轴测视图；
图2a为本发明实施例中前轮转向操纵机构中伺服直线舵机正视图；
图2b为本发明实施例中前轮转向操纵机构中伺服直线舵机俯视图；
图3a为本发明实施例中前轮转向操纵机构中舵机支座正视图；
图3b为本发明实施例中前轮转向操纵机构中舵机支座俯视图；
图4a为本发明实施例中前轮转向操纵机构中舵机底板正视图；
图4b为本发明实施例中前轮转向操纵机构中舵机底板俯视图；
图5a为本发明实施例中前轮转向操纵机构中有耳卡箍正视图；
图5b为本发明实施例中前轮转向操纵机构中有耳卡箍俯视图；
图6a为本发明实施例中前轮转向操纵机构中无耳卡箍正视图；
图6b为本发明实施例中前轮转向操纵机构中无耳卡箍俯视图；
图7为本发明实施例中前轮转向操纵示意图。
图中：
100-前轮转向操纵机构 110-伺服直线舵机
111-机身 112-输出轴
120-舵机支座 130-舵机底板
140-有耳卡箍 150-无耳卡箍
200-前轮转向杆 300-桁条
400-蒙皮
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图，对本发明作进一步的详细说明。
本发明提供了一种简易改装的前轮转向操纵机构，优选地，针对有人机无人化改装，具体包括伺服直线舵机、舵机支座、舵机底板、有耳卡箍以及无耳卡箍。伺服直线舵机尾端与舵机支座连接，舵机支座固定在舵机底板上，舵机底板固定在飞机蒙皮与桁条之间。舵机前端输出轴与有耳卡箍单耳片连接，有耳卡箍与无耳卡箍组成完整卡箍，内贴橡胶垫，绕过飞机前轮转向杆抱合固定，并用长螺栓贯穿卡箍(有耳卡箍以及无耳卡箍)和前轮转向杆防止相对滑动。本发明的前轮转向操纵机构结构简单、装卸方便且通用性强，适用于绝大部分有人机带转向杆的前轮转向机构进行无人化改装的设计安装。
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图，对本发明进一步详细说明。
本发明某些实施例在后方将参照所附附图做更全面性地描述，其中一些但并非全部的实施例将被示出。实际上，本发明的各种实施例可以许多不同形式实现，而不应被解释为限于此处所阐述的实施例；相对地，提供这些实施例使得本发明满足适用的法律要求。
在本发明的一个示例性实施例中，提供了一种针对有人机无人化改装的前轮转向操纵机构。
图1为本发明实施例中简易改装的前轮转向操纵机构等轴测视图。如图1所示，本发明的简易改装的前轮转向操纵机构包括伺服直线舵机110，其包括
机身111，其尾部有固定耳片；以及
输出轴112，其一端与机身111连接，另一端具有连接耳片；
舵机支座120，包括一耳座和与该耳座相连的平板，该耳座具有一单耳通过螺栓与机身111的固定耳片连接；
舵机底板130，通过螺栓与舵机支座120的平板连接固定，一些实施例中，通过铆钉与飞机蒙皮400和桁条300固定；
有耳卡箍140，具有一耳片孔通过螺栓与输出轴112的连接耳片连接；以及
无耳卡箍150，其通过螺栓与有耳卡箍140抱合连接。
以下分别对本实施例简易改装的前轮转向操纵机构的各个组成部分进行详细描述。
图2a，2b为简易改装的前轮转向操纵机构中伺服直线舵机正视图和俯视图。如图2a，2b所示，伺服直线舵机110包括：
机身111，其为前后两点式固定，其通过电气接口连接至飞行控制计算机实现通信；以及
输出轴112，其为伸缩结构，可以伸长或收缩。
图3a，3b为简易改装的前轮转向操纵机构中舵机支座的正视图和俯视图。如图3a，3b所示，舵机支座120包括耳座和平板，其中：
耳座的单耳通过螺栓与机身111的固定耳片连接，其平板通过螺栓固定于舵机底板130上；
舵机支座120通过调整在舵机底板130上的安装位置来满足转向角度设计要求，且能避免与其余设备干涉；
舵机支座120中耳座的单耳与有耳卡箍140的耳片孔内均嵌有向心关节轴承，螺栓穿过该向心关节轴承实现单耳与固定耳片的连接，及耳片孔与连接耳片的连接，保证伺服直线舵机110与有耳卡箍140能绕连接点转动。
图4a，4b为简易改装的前轮转向操纵机构中舵机底板正视图和俯视图。如图4a，4b所示，舵机底板130为一带多孔凹槽加强筋的零件，其底面开有铆钉孔，侧面按需开孔或安装时配打孔，底面上设计有若干条横纵加强筋减小底板结构受力变形，加强筋上开有螺栓孔，其通过螺栓将舵机支座120固定；舵机底板130通过形状贴合、挤压预紧和铆接的方式固定在飞机机身结构中，本实施例中，整个舵机底板130通过铆钉固定贴合于飞机蒙皮400与纵向桁条300之间。
图5a，5b为简易改装的前轮转向操纵机构中有耳卡箍正视图和俯视图。如图5a，5b所示，有耳卡箍140有一耳片孔，通过螺栓与伺服直线舵机110的输出轴112前端的连接耳片连接；有耳卡箍140边沿凸台开有螺栓孔，通过螺栓与无耳卡箍150抱合连接；有耳卡箍140中间开有螺栓孔，用于长螺栓贯穿。
图6a，6b为简易改装的前轮转向操纵机构中无耳卡箍正视图和俯视图。如图6a，6b所示，无耳卡箍150边沿和中间开有螺栓孔，用途同有耳卡箍140的开孔。
有耳卡箍140和无耳卡箍150抱合成一个完整的卡箍，其内贴有橡胶垫，绕过飞机前轮转向杆200抱合连接，抱合位置沿前轮转向杆200上下可调，待调整试动作满足前轮转向角度要求后，用长螺栓贯穿卡箍(包括有耳卡箍140和无耳卡箍150)和转向杆固定防止相对运动。
图7为本公开实施例中简易改装的前轮转向操纵示意图。如图7所示，前轮转向操纵机构100通过有耳卡箍140和无耳卡箍150与前轮转向杆200相连，前轮转向杆200向下外伸出机身蒙皮400与飞机起落架前轮角叉连接。作动时，舵机输出轴112伸长或收缩，带动卡箍及前轮转向杆200自转运动，驱动起落架前轮完成转向。
举例来说：
(1)伺服直线舵机110接收飞行控制计算机给舵控器的转向指令，指令右转，输出轴112伸长，推动卡箍140、150及前轮转向杆200顺时针旋转(从上往下看)，驱动起落架前轮完成右转；
(2)伺服直线舵机110接收飞行控制计算机给舵控器的转向指令，指令左转，输出轴112收缩，拉动卡箍140、150及前轮转向杆200逆时针旋转(从上往下看)，驱动起落架前轮完成左转。
需要特别说明的是：
舵机支座120单耳与有耳卡箍140单耳内均嵌有向心关节轴承，螺栓穿过该向心关节轴承与伺服直线舵机110双耳片进行连接，保证伺服直线舵机110与有耳卡箍140能绕连接点转动；
有耳卡箍140与无耳卡箍150的卡箍抱合位置沿前轮转向杆200上下可调，舵机支座120在舵机底板130上的安装位置可调。当通过调整试动作调整到卡箍单耳、舵机、支座单耳连接处于同一轴线且满足前轮转向角度要求后，再用长螺栓贯穿卡箍和转向杆固定防止相对运动；
整个机构连接处于不加载状态。
至此，本公开的一个实施例一种简易改装的前轮转向操纵机构介绍完毕。
至此，已经结合附图对本公开实施例进行了详细描述。依据以上描述，本领域技术人员应当对本发明简易改装的前轮转向操纵机构有了清楚的认识。
需要说明的是，在附图或说明书正文中，未绘示或描述的实现方式，均为所属技术领域中普通技术人员所知的形式，并未进行详细说明。此外，上述对各元件和方法的定义并不仅限于实施例中提到的各种具体结构、形状或方式，本领域普通技术人员可对其进行简单地更改或替换。
综上所述，本公开提供了一种简易改装的前轮转向操纵机构，包括伺服直线舵机、舵机支座、舵机底板、有耳卡箍以及无耳卡箍。伺服直线舵机尾端与舵机支座连接，支座固定在舵机底板上，舵机底板固定在飞机蒙皮与桁条之间。舵机前端输出轴与有耳卡箍耳片连接。两卡箍内贴橡胶垫，绕过飞机前轮转向杆抱合固定，并用长螺栓贯穿卡箍和转向杆防止相对滑动。本发明的前轮转向操纵机构结构简单、装卸方便、通用性强，适用于绝大部分有人机带转向杆的前轮转向机构进行无人化改装的设计安装。
还需要说明的是，实施例中提到的方向用语，例如“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”等，仅是参考附图的方向，并非用来限制本公开的保护范围。贯穿附图，相同的元素由相同或相近的附图标记来表示。在可能导致对本公开的理解造成混淆时，将省略常规结构或构造。
并且图中各部件的形状和尺寸不反映真实大小和比例，而仅示意本公开实施例的内容。另外，在权利要求中，不应将位于括号之间的任何参考符号构造成对权利要求的限制。
再者，单词“包含”不排除存在未列在权利要求中的元件或步骤。位于元件之前的单词“一”或“一个”不排除存在多个这样的元件。
类似地，应当理解，为了精简本公开并帮助理解各个公开方面中的一个或多个，在上面对本公开的示例性实施例的描述中，本公开的各个特征有时被一起分组到单个实施例、图、或者对其的描述中。然而，并不应将该公开的方法解释成反映如下意图：即所要求保护的本公开要求比在每个权利要求中所明确记载的特征更多的特征。更确切地说，如下面的权利要求书所反映的那样，公开方面在于少于前面公开的单个实施例的所有特征。因此，遵循具体实施方式的权利要求书由此明确地并入该具体实施方式，其中每个权利要求本身都作为本公开的单独实施例。
以上所述的具体实施例，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种前轮转向操纵机构，其特征在于，包括伺服直线舵机(110)，所述伺服直线舵机(110)包括：
机身(111)，其尾部具有固定耳片；以及
输出轴(112)，其一端与所述机身(111)连接，另一端具有连接耳片；
舵机支座(120)，包括一耳座和与所述耳座相连的平板，所述耳座具有一单耳通过螺栓与所述机身(111)的固定耳片连接；
舵机底板(130)，通过螺栓与所述舵机支座(120)的平板连接固定；
有耳卡箍(140)，具有一耳片孔通过螺栓与所述输出轴(112)的连接耳片连接；以及
无耳卡箍(150)，通过螺栓与所述有耳卡箍(140)抱合连接。
2.根据权利要求1所述的前轮转向操纵机构，其特征在于，所述机身(111)为两点式固定，所述机身(111)通过电气接口与一控制计算机连接通信。
3.根据权利要求1所述的前轮转向操纵机构，其特征在于，所述输出轴(112)为伸缩结构。
4.根据权利要求1所述的前轮转向操纵机构，其特征在于：
所述舵机底板(130)为一带多孔凹槽加强筋的零件；
所述舵机底板(130)通过形状贴合、挤压预紧和铆接的方式固定在飞机机身结构中。
5.根据权利要求1所述的前轮转向操纵机构，其特征在于，所述舵机支座(120)中所述耳座的单耳与所述有耳卡箍(140)的耳片孔内均嵌有向心关节轴承，螺栓穿过所述向心关节轴承实现所述单耳与所述固定耳片的连接，及所述耳片孔与所述连接耳片的连接。
6.根据权利要求1所述的前轮转向操纵机构，其特征在于，所述有耳卡箍(140)和所述无耳卡箍(150)内贴有橡胶垫。
7.根据权利要求1所述的前轮转向操纵机构，其特征在于，所述有耳卡箍(140)与所述无耳卡箍(150)绕过一前轮转向杆(200)抱合连接。
8.根据权利要求1所述的前轮转向操纵机构，其特征在于，一前轮转向操纵机构(100)通过所述有耳卡箍(140)和所述无耳卡箍(150)与所述前轮转向杆(200)相连，所述前轮转向杆(200)向下外伸与飞机起落架前轮角叉连接。
9.根据权利要求1所述的前轮转向操纵机构，其特征在于，所述转向操纵机构连接处于不加载状态。
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Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS62279197A (ja) * 1986-05-28 1987-12-04 三菱重工業株式会社 航空機の人力式操向装置
CN106769013A (zh) * 2016-12-27 2017-05-31 湖北三江航天红峰控制有限公司 一种电作动器的加载惯量测试装置
CN107985567A (zh) * 2017-12-27 2018-05-04 中国科学院工程热物理研究所 一种基于有人机无人化改装的前轮转向操纵机构
CN208233351U (zh) * 2017-12-27 2018-12-14 中国科学院工程热物理研究所 一种基于有人机无人化改装的前轮转向操纵机构
CN208233348U (zh) * 2018-05-02 2018-12-14 西安翔安测控设备有限责任公司 一种无人机飞行操纵系统
CN110466747A (zh) * 2019-09-18 2019-11-19 朗星无人机系统有限公司 一种大型货运无人机前轮转向操纵机构

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS62279197A (ja) * 1986-05-28 1987-12-04 三菱重工業株式会社 航空機の人力式操向装置
CN106769013A (zh) * 2016-12-27 2017-05-31 湖北三江航天红峰控制有限公司 一种电作动器的加载惯量测试装置
CN107985567A (zh) * 2017-12-27 2018-05-04 中国科学院工程热物理研究所 一种基于有人机无人化改装的前轮转向操纵机构
CN208233351U (zh) * 2017-12-27 2018-12-14 中国科学院工程热物理研究所 一种基于有人机无人化改装的前轮转向操纵机构
CN208233348U (zh) * 2018-05-02 2018-12-14 西安翔安测控设备有限责任公司 一种无人机飞行操纵系统
CN110466747A (zh) * 2019-09-18 2019-11-19 朗星无人机系统有限公司 一种大型货运无人机前轮转向操纵机构

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