CN215285250U - 一种无人直升机旋翼变距铰结构 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及无人机旋翼传动结构技术领域，具体涉及一种无人直升机旋翼变距铰结构，包括支臂，支臂的内端连接至直升机的旋翼轴，支臂的外端连接至旋翼；支臂上从内端往外端方向依次设置内端轴承组件、轴套组件和外端轴承组件，支臂的内端设置有内端固定件，支臂的外端设置有外端抵紧件，内端轴承组件和外端轴承组件上套设有壳体，壳体随内端轴承组件和外端轴承组件转动且壳体与内端固定件连接固定。本实用新型利用轴承组件进行壳体的支撑，可通过更为精简的轴承组件结构分担壳体上的载荷，在承受同等离心力和升力的作用下，本实用新型提供的变距铰结构能够更加稳定可靠，寿命更高，保证了直升机的经济性和安全性。

Description

一种无人直升机旋翼变距铰结构

技术领域

本实用新型涉及无人机旋翼传动结构技术领域，具体涉及一种无人直升机旋翼变距铰结构。

背景技术

变距铰作为直升机旋翼控制不可缺少的部件，其主要作用在于通过变距铰的旋转带动端部的旋翼桨叶转动，进而桨叶迎角发生变化，满足飞行过程中所需的升力变化。不仅如此，变距铰还是传递旋翼桨叶离心力和升力的主要部件。

由于变距铰在工作过程中，需要转动且传递较大的离心力，因此传统的变距铰采用推力滚子轴承单独传递离心力，两端采用滚子轴承传递升力。如图3所示。

如图4所示，由于桨叶质量大，旋转产生的离心力较大，因此传递离心力用的推力滚子轴承尺寸和重量较大，导致整个变距铰尺寸变大。变距铰尺寸较大，一方面会造成桨毂的重量增加、飞行过程会产生更大的阻力，另一方面，大载荷单轴承传递，会造成轴承寿命较低，余度不足。上述两个方面都会增加飞行过程中的功率消耗，同时降低直升机的有效载重，最终导致直升机经济性和安全性降低。

因此，现有的直升机旋翼变距铰结构还存在一定的缺陷，需要对变距铰结构进行优化改进，提出更为合理的技术方案，解决现有技术中存在的技术问题。

实用新型内容

为了克服上述内容中提到的现有技术存在的缺陷，本实用新型一种无人直升机旋翼变距铰结构，在保持传递同样的离心力和升力的情况下，对变距铰结构进行优化，采用更为精简和轻质的变距铰结构，提高经济性和安全性。

为了实现上述目的，本实用新型具体采用的技术方案是：

一种无人直升机旋翼变距铰结构，包括支臂，支臂的内端连接至直升机的旋翼轴，支臂的外端连接至旋翼；支臂上从内端往外端方向依次设置内端轴承组件、轴套组件和外端轴承组件，支臂的内端设置有内端固定件，支臂的外端设置有外端抵紧件，内端轴承组件和外端轴承组件上套设有壳体，壳体随内端轴承组件和外端轴承组件转动且壳体与内端固定件连接固定。

上述公开的变距铰结构，通过支臂作为连接的主体，将支臂连接至直升机的旋翼轴，通过旋翼轴带动支臂沿圆周运动，支臂的另一端通过壳体连接设置直升机的旋翼，旋翼在支臂的带动下转动并提供升力；变距铰的壳体设置在支臂外，通过壳体的转动调整旋翼的倾斜角度，从而可实现升力的调节；支臂上设置的内端轴承组件、外端轴承组件用于对壳体进行支撑，使得壳体能够在旋翼的力作用下保持结构的稳定可靠。

进一步的，本实用新型中所采用的内端轴承组件用于在内端支撑壳体，可采用多种高强度的轴承件，此处进行优化并举出如下一种可行的选择：所述的内端轴承组件包括圆柱滚子轴承。在直升机飞行时，旋翼产生离心力与升力，升力和离心力施加于壳体，壳体将离心力作用于端部固定件，升力通过壳体作用于内端轴承组件，采用本实用新型中选择的圆柱滚子轴承，其能够承受更大的作用力，可在力的作用下保持壳体的转动顺畅度。

进一步的，本实用新型所采用的外端轴承组件用于在外端处支撑壳体，可采用多种高强度的轴承件，此处进行优化并举出如下一种可行的选择：所述的外端轴承组件至少包括四点接触轴承和角接触球轴承，四点接触轴承与内端轴承组件之间通过轴套组件抵紧，角接触球轴承与四点接触轴承同轴贴合设置。由于设置了轴套组件，旋翼旋转产生的离心力传递至端部固定件之后，由内端轴承组件通过轴套组件传递至外端轴承组件，采用本实用新型所公开的外端轴承组件方案时，能够将作用力均匀分配在多个轴承上，单个轴承受力减小，可靠性和寿命得到提高，外端轴承组件在承受力的作用时也可以保证壳体转动得更加顺畅。

进一步的，在本实用新型中，轴承的数量和类型可根据需要进行增加和改变，此处进行优化并举出如下可行的选择：所述的角接触球轴承数量至少为二。

进一步的，本实用新型所采用的轴套组件的结构可以多样化，结构并不唯一限定，此处进行优化并举出如下一种可行的选择：所述的轴套组件包括轴承内圈定位轴套和轴承外圈定位轴套，所述的轴承内圈定位轴套套设于支臂上，所述的轴承外圈定位轴套贴合于壳体的内壁面。采用如此方案时，轴承内端轴承组件与外圈轴承组件的内圈、外圈分别对应抵紧，可保持在支臂上的相对位置稳定。

进一步的，本实用新型中采用外端抵紧件对支臂上的部件进行抵紧，具体的，采用如下一种可行的方式：所述的外端抵紧件抵紧角接触球轴承的内圈。设置外端抵紧件时，能够加强内端轴承组件、外端轴承组件在支臂上的轴向稳定性，避免在旋翼的离心力作用下，使内端轴承组件、外端轴承组件等向支臂的外端移动。

进一步的，外端抵紧件可采用的结构并不唯一限定，此处进行优化并举出其中一种可行的选择：所述的外端抵紧件包括抵紧螺母。抵紧螺母与支臂的外端通过螺纹连接，并将支臂上的外端轴承组件抵紧。

进一步的，本实用新型中可采用多种结构件作为内端固定件，其结构并不唯一限定，此处进行优化并举出其中一种可行的选择：所述的内端固定件包括端盖，端盖上设置有用于连接壳体的连接紧固结构。

进一步的，此处举出其中一种可行的螺纹结构：所述的连接紧固结构包括螺纹结构。

进一步的，为了避免外部杂质进入壳体内部造成轴承的损坏，所述的内端固定件与支臂之间设置有密封结构。

再进一步，在实际进行变距操作时，通过变距摇臂实现，此处进行优化并举出其中一种可行的方案：所述的壳体上连接有变距摇臂。

与现有技术相比，本实用新型具有的有益效果是：

本实用新型通过对支臂上的轴承组件结构进行优化改进，利用轴承组件进行壳体的支撑，可通过更为精简的轴承组件结构分担壳体上的载荷，在承受同等离心力和升力的作用下，本实用新型提供的变距铰结构能够更加稳定可靠，寿命更高，保证了直升机的经济性和安全性。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅表示出了本实用新型的部分实施例，因此不应看作是对范围的限定，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它相关的附图。

图1为本实用新型公开的变距铰整体结构示意图。

图2为被实用新型公开的变距铰剖视结构示意图。

图3为现有技术中的变距铰整体结构示意图。

图4为现有技术中变距铰的剖视结构示意图。

上述附图中，各个标记所表示的含义为：1、支臂；2、壳体；3、连接螺栓；4、变距摇臂；5、端部固定件；6、轴承外圈定位轴套；7、四点接触轴承；8、角接触球轴承；9、圆柱滚子轴承；10、外端抵紧件；11、轴承内圈定位轴套。

具体实施方式

下面结合附图及具体实施例对本实用新型做进一步阐释。

在此需要说明的是，对于这些实施例方式的说明用于帮助理解本实用新型，但并不构成对本实用新型的限定。本文公开的特定结构和功能细节仅用于描述本实用新型的示例实施例。然而，可用很多备选的形式来体现本实用新型，并且不应当理解为本实用新型限制在本文阐述的实施例中。

实施例

针对现有技术中，直升机的变距铰结构在大的离心力和升力作用下，需要克服极大的力才能实现旋翼的倾角调节，存在安全上和经济上的不足。因此，本实施例提供了改进的变距铰结构，具体如下：

如图1、图2所示，一种无人直升机旋翼变距铰结构，包括支臂1，支臂1的内端连接至直升机的旋翼轴，支臂1的外端连接至旋翼；支臂1上从内端往外端方向依次设置内端轴承组件、轴套组件和外端轴承组件，支臂1的内端设置有内端固定件，支臂1的外端设置有外端抵紧件10，内端轴承组件和外端轴承组件上套设有壳体2，壳体2随内端轴承组件和外端轴承组件转动且壳体2与内端固定件连接固定。

上述公开的变距铰结构，通过支臂1作为连接的主体，将支臂1连接至直升机的旋翼轴，通过旋翼轴带动支臂1沿圆周运动，支臂1的另一端由壳体2通过连接螺栓3连接设置直升机的旋翼，旋翼在支臂1的带动下转动并提供升力；变距铰的壳体2设置在支臂1外，通过壳体2的转动调整旋翼的倾斜角度，从而可实现升力的调节；支臂1上设置的内端轴承组件、外端轴承组件用于对壳体2进行支撑，使得壳体2能够在旋翼的力作用下保持结构的稳定可靠。

本实施例中所采用的内端轴承组件用于在内端支撑壳体2，可采用多种高强度的轴承件，此处进行优化并举出如下一种可行的选择：所述的内端轴承组件包括圆柱滚子轴承9。在直升机飞行时，旋翼产生离心力与升力，升力和离心力施加于壳体2，壳体2将离心力作用于端部固定件5，升力通过壳体2作用于内端轴承组件，采用本实施例中选择的圆柱滚子轴承9，其能够承受更大的作用力，可在力的作用下保持壳体2的转动顺畅度。

本实施例所采用的外端轴承组件用于在外端处支撑壳体2，可采用多种高强度的轴承件，此处进行优化并举出如下一种可行的选择：所述的外端轴承组件至少包括四点接触轴承7和角接触球轴承8，四点接触轴承7与内端轴承组件之间通过轴套组件抵紧，角接触球轴承8与四点接触轴承7同轴贴合设置。由于设置了轴套组件，旋翼旋转产生的离心力传递至端部固定件之后，由内端轴承组件的通过轴套组件传递至外端轴承组件，采用本实施例所公开的外端轴承组件方案时，能够将作用力均匀分配在多个轴承上，单个轴承受力减小，可靠性和寿命得到提高，外端轴承组件在承受力的作用时也可以保证壳体2转动得更加顺畅。

在本实施例中，轴承的数量和类型可根据需要进行增加和改变，此处进行优化并举出如下可行的选择：所述的角接触球轴承8数量至少为二。

本实施例所采用的轴套组件的结构可以多样化，结构并不唯一限定，此处进行优化并举出如下一种可行的选择：所述的轴套组件包括轴承内圈定位轴套11和轴承外圈定位轴套6，所述的轴承内圈定位轴套11套设于支臂1上，所述的轴承外圈定位轴套6贴合于壳体2的内壁面。采用如此方案时，轴承内端轴承组件与外圈轴承组件的内圈、外圈分别对应抵紧，可保持在支臂1上的相对位置稳定。

本实施例中采用外端抵紧件10对支臂1上的部件进行抵紧，具体的，采用如下一种可行的方式：所述的外端抵紧件10抵紧角接触球轴承8的内圈。设置外端抵紧件10时，能够加强内端轴承组件、外端轴承组件在支臂1上的轴向稳定性，避免在旋翼的离心力作用下，使内端轴承组件、外端轴承组件等向支臂1的外端移动。

外端抵紧件10可采用的结构并不唯一限定，此处进行优化并举出其中一种可行的选择：所述的外端抵紧件10包括抵紧螺母。抵紧螺母与支臂1的外端通过螺纹连接，并将支臂1上的外端轴承组件抵紧。

本实施例中可采用多种结构件作为内端固定件，其结构并不唯一限定，此处进行优化并举出其中一种可行的选择：所述的内端固定件包括端盖，端盖上设置有用于连接壳体2的连接紧固结构。

此处举出其中一种可行的螺纹结构：所述的连接紧固结构包括螺纹结构。

本实施例中，为了避免外部杂质进入壳体内部造成轴承的损坏，所述的内端固定件与支臂之间设置有密封结构。

优选的，端盖上设置有中心孔，端盖外圈有螺纹，端盖与壳体2通过螺纹连接；支臂1穿过中心孔，在端盖与支臂1之间还设置有油封。

在实际进行变距操作时，通过变距摇臂4实现，此处进行优化并举出其中一种可行的方案：所述的壳体2上连接有变距摇臂4。

以上即为本实施例列举的实施方式，但本实施例不局限于上述可选的实施方式，本领域技术人员可根据上述方式相互任意组合得到其他多种实施方式，任何人在本实施例的启示下都可得出其他各种形式的实施方式。上述具体实施方式不应理解成对本实施例的保护范围的限制，本实施例的保护范围应当以权利要求书中界定的为准，并且说明书可以用于解释权利要求书。

Claims (10)

1.一种无人直升机旋翼变距铰结构，包括支臂(1)，支臂(1)的内端连接至直升机的旋翼轴，支臂(1)的外端连接至旋翼；其特征在于：支臂(1)上从内端往外端方向依次设置内端轴承组件、轴套组件和外端轴承组件，支臂(1)的内端设置有内端固定件，支臂(1)的外端设置有外端抵紧件(10)，内端轴承组件和外端轴承组件上套设有壳体(2)，壳体(2)随内端轴承组件和外端轴承组件转动且壳体(2)与内端固定件连接固定。

2.根据权利要求1所述的无人直升机旋翼变距铰结构，其特征在于：所述的外端轴承组件至少包括四点接触轴承(7)和角接触球轴承(8)，四点接触轴承(7)与内端轴承组件之间通过轴套组件抵紧，角接触球轴承(8)与四点接触轴承(7)同轴贴合设置。

3.根据权利要求2所述的无人直升机旋翼变距铰结构，其特征在于：所述的角接触球轴承(8)数量至少为二。

4.根据权利要求1、2或3所述的无人直升机旋翼变距铰结构，其特征在于：所述的轴套组件包括轴承内圈定位轴套(11)和轴承外圈定位轴套(6)，所述的轴承内圈定位轴套(11)套设于支臂(1)上，所述的轴承外圈定位轴套(6)贴合于壳体(2)的内壁面。

5.根据权利要求2或3所述的无人直升机旋翼变距铰结构，其特征在于：所述的外端抵紧件(10)抵紧角接触球轴承(8)的内圈。

6.根据权利要求5所述的无人直升机旋翼变距铰结构，其特征在于：所述的外端抵紧件(10)包括抵紧螺母。

7.根据权利要求1所述的无人直升机旋翼变距铰结构，其特征在于：所述的内端固定件包括端盖，端盖上设置有用于连接壳体(2)的连接紧固结构。

8.根据权利要求7所述的无人直升机旋翼变距铰结构，其特征在于：所述的连接紧固结构包括螺纹结构。

9.根据权利要求1、7或8所述的无人直升机旋翼变距铰结构，其特征在于：所述的内端固定件与支臂之间设置有密封结构。

10.根据权利要求1所述的无人直升机旋翼变距铰结构，其特征在于：所述的壳体(2)上连接有变距摇臂(4)。

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