CN219821749U - 一种飞机起落架的作动筒 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种飞机起落架的作动筒，包括筒体，筒体的尾端设置有第一固定板，筒体的首端设置有端盖；筒体内设置有丝杠螺母机构；丝杠转动连接在第一固定板上，丝杠向外伸出第一固定板后连接有从动轮，第一固定板上朝向筒体一侧依次连接有减速箱和直流电机，直流电机的输出轴与减速箱的输入轴连接，减速箱的输出轴伸出第一固定板后连接有主动轮；主动轮与从动轮之间通过皮带连接；第一固定板上设置有固定罩，固定罩外连接有连接座；螺母朝向筒体首部的一端连接有活塞杆，活塞杆连接有关节轴承。本实用新型采用直流电机作为驱动力来源，能有效解决液压系统作为驱动力存在的反应慢、液压系统负荷大、接口处漏油的技术问题。

Description

一种飞机起落架的作动筒

技术领域

本实用新型涉及飞机起落架领域，具体涉及一种飞机起落架的作动筒。

背景技术

传统的飞机起落架收放系统通常使用液压作为主要能源驱动起落架动作。然而在长期实践过程中人们发现液压作为起落架驱动能源存在诸多缺陷，例如液压系统需要液压油作为驱动介质，而且液压能源的传递需要通过耐高压的金属管路，从而导致液压系统负荷大；液压能源传递过程中需要高压而且对管路密封要求高，长期使用会出现接口处油液渗漏的情况。

因此，如何解决或寻求替代液压作为驱动力的起落架，是本领域技术人员目前需要解决的技术问题。

发明内容

为解决以上技术问题，本实用新型的主要目的是提供一种飞机起落架的作动筒。

为了达到上述目的，本实用新型采用以下技术方案予以解决。

一种飞机起落架的作动筒，包括筒体，所述筒体的尾端设置有第一固定板，所述筒体的首端设置有端盖；所述筒体内设置有丝杠螺母机构，丝杠螺母机构包含丝杠和螺母；所述丝杠转动连接在所述第一固定板上，所述丝杠向外伸出所述第一固定板后连接有从动轮，所述第一固定板上朝向筒体一侧依次连接有减速箱和直流电机，所述直流电机的输出轴与所述减速箱的输入轴连接，所述减速箱的输出轴伸出所述第一固定板后连接有主动轮；所述主动轮与从动轮之间通过皮带连接；所述第一固定板上朝向筒体尾部的一侧设置有固定罩，所述固定罩外连接有连接座；所述螺母转动连接在所述丝杠上，所述螺母朝向筒体首部的一端连接有活塞杆，所述活塞杆朝向筒体首部的一端穿出所述端盖后连接有关节轴承。

进一步的，所述直流电机为同轴双输出轴电机；所述筒体中部固定连接有第二固定板，所述第二固定板上朝向筒体首部一侧固定连接有气动马达，所述第二固定板朝向筒体尾部的一侧连接有气动离合器，所述气动离合器用于将直流电机输出轴与气动马达输出轴接合或断离。

进一步的，所述活塞杆靠近筒体尾部的一端连接有锁止机构，所述锁止机构包含内筒和外筒；所述内筒套设于所述丝杠外且与所述螺母靠近筒体首部的一端固定连接，外筒套设于所述内筒外；内筒外套设有两个挡圈，两个挡圈之间设置有套设在内筒外的弹簧；外筒上设置有位于两个挡圈外侧的两圈通孔，每圈通孔内设置一个锁止球，每个挡圈的外侧边缘设斜倒角面，每个所述锁止球抵触在所述斜倒角面上；所述锁止机构还包含设置于筒体内壁靠近首端和尾端的两个环形槽。

更进一步的，所述筒体内部的首端和尾端分别设置有接近传感器，所述接近传感器与所述直流电机的启动开关电连接，和启动马达的电磁阀电连接。

更进一步的，所述接近传感器为接触开关或微动开关。

进一步的，两个所述挡圈相对的侧面，其中一个侧面固定连接电磁铁，另一个侧面固定连接衔铁，还包括控制电磁铁电路通断的开关。

本实用新型技术方案相对于现有技术而言，采用直流电机作为驱动力来源，能有效解决液压系统作为驱动力存在的反应慢、液压系统负荷大、接口处漏油的技术问题。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，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示出的结构获得其他的附图。

图1为本实用新型的一种飞机起落架的作动筒实施例的剖面示意图；

图2为一种飞机起落架的作动筒中丝杠螺母机构及锁止机构的示意图；

图3为电动起落架收放控制系统组成示意图；

在以上图中：1、筒体；101、环形槽；2、第一固定板；3、端盖；4、丝杠螺母机构；401、丝杠；402、螺母；5、从动轮；6、减速箱；7、直流电机；8、主动轮；9、固定罩；10、连接座；11、关节轴承；12、第二固定板；13、气动马达；14、气动离合器；15、内筒；16、外筒；17、挡圈；18、活塞杆；19、弹簧；20、通孔；21、锁止球；22、接近传感器。

具体实施方式

为了使本实用新型的上述目的、特征和优点能够更为明显易懂，下面结合附图对本实用新型的具体实施方式做详细的说明。

在以下描述中阐述了具体细节以便于充分理解本实用新型。但是本实用新型能够以多种不同于在此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本实用新型内涵的情况下做类似推广。因此本实用新型不受下面公开的具体实施方式的限制。

传统的飞机起落架收放系统通常使用液压作为主要能源驱动起落架动作。然而在长期实践过程中人们发现液压作为起落架驱动能源存在诸多缺陷，例如液压系统需要液压油作为驱动介质，而且液压能源的传递需要通过耐高压的金属管路，从而导致液压系统负荷大；液压能源传递过程中需要高压而且对管路密封要求高，长期使用会出现接口处油液渗漏的情况。本实用新型提出一种采用直流电机作为驱动力的作动筒，驱动飞机起落架收放能够有效的解决液压系统存在的问题。

实施例一，请参考图1，一种飞机起落架的作动筒，包括筒体1，所述筒体1的尾端设置有第一固定板2，筒体1的首端设置有端盖3；筒体1内设置有丝杠螺母机构4，丝杠螺母机构4包含丝杠401和螺母402；所述丝杠401转动连接在所述第一固定板2上，所述丝杠401向外伸出所述第一固定板2后连接有从动轮5，所述第一固定板2上朝向筒体1一侧依次连接有减速箱6和直流电机7，所述直流电机7的输出轴与所述减速箱6的输入轴连接，所述减速箱6的输出轴伸出所述第一固定板2后连接有主动轮8；所述主动轮8与从动轮5之间通过皮带连接；

第一固定板2上朝向筒体1尾部的一侧设置有固定罩9，所述固定罩9外连接有连接座10；螺母402转动连接在所述丝杠401上，螺母402朝向筒体1首部的一端连接有活塞杆18，所述活塞杆18朝向筒体1首部的一端穿出所述端盖3后连接有关节轴承11。

本实施例中采用直流电机7作为驱动力驱动飞机起落架收放，避免了传统技术中采用液压缸作为驱动力存在压力大、漏油的技术问题，并且电力驱动反应迅速灵敏。

实施例二，参考图1，优选的，直流电机7为同轴双输出轴电机；筒体1中部固定连接有第二固定板12，所述第二固定板12上朝向筒体1首部一侧固定连接有气动马达13，所述第二固定板12朝向筒体1尾部的一侧连接有气动离合器14，所述气动离合器14用于将直流电机7输出轴与气动马达13输出轴接合或断离。

在本实施例中，气动马达13作为应急驱动源，通常情况下，气动离合器14不工作，直流电机7作为作动筒的驱动力；当直流电机7发生故障时，气动离合器14将直流电机7输出轴和气动马达13输出轴接合，气动马达13作为作动筒的驱动力。

实施例三，进一步的，参考图2，所述活塞杆18靠近筒体1尾部的一端连接有锁止机构，所述锁止机构包含内筒15和外筒16；所述内筒15套设于所述丝杠401外且与所述螺母402靠近筒体1首部的一端固定连接，外筒16套设于所述内筒15外；内筒15外套设有两个挡圈17，两个挡圈17之间设置有套设在内筒15外的弹簧19；

外筒16上设置有位于两个挡圈17外侧的两圈径向的通孔20，每圈通孔20内设置一个锁止球21，每个挡圈17的外侧边缘设斜倒角面，每个所述锁止球21抵触在所述斜倒角面上；所述锁止机构还包含设置于筒体1内壁靠近首端和尾端的两个环形槽101。

本实施例中，为了可靠锁定起落架展开时的位置，在丝杠螺母机构4设置锁止机构。

作动筒的活塞杆伸长后需要锁止时锁止机构的上锁原理，当螺母402移动至靠近筒体1尾端的环形槽101时，靠近尾部的挡环推动锁止球21进入靠近尾部的环形槽101，锁止球21在挡圈17边缘斜倒角面的作用下越挤越紧实现上锁。

作动筒的活塞杆收缩时锁止机构的解锁原理，此时活塞杆18伸长到最长已锁止，当作动筒的活塞杆18收缩时，即螺母402向筒体1尾端运动，螺母402带动靠近筒体1首部的挡圈17向尾部运动，锁止球21从环形槽101内脱出实现解锁。

实施例四，进一步的，所述筒体1内部的首端和尾端分别设置有接近传感器22，所述接近传感器22与所述直流电机7的启动开关电连接，和启动马达的电磁阀电连接。接近传感器22为接触开关或微动开关。本实施例中，当螺母402移动至前极限位置或后极限位置时，需要及时将直流电机7的电源切断或者将启动马达的电磁阀控制到关闭状态，以防止能源浪费。

实施例五，进一步的，两个所述挡圈(17)相对的侧面，其中一个侧面固定连接电磁铁，另一个侧面固定连接衔铁，还包括控制电磁铁电路通断的开关。本实施例中，具体采用电磁铁控制锁止机构锁止或解锁。当电磁铁不通电，两个挡圈17在弹簧的弹力下远离，推动锁止球21卡入环形槽101内锁止。当需要解锁时，控制电磁铁通电，电磁铁吸引衔铁，两个挡圈17相互靠近，锁止球21退出环形槽101实现解锁。电磁铁通电开关通常设置在驾驶舱内。

本发明飞机起落架的作动筒在多电起落架收放系统结构中，直流电机和备份的气动机构连接在一起，通过气动离合器实现机械连接或断开。直流电机是整个电动收放系统的主要驱动源，备份气动机构则作为应急驱动源。电动收放系统作动筒两端均布置两个接近传感器用于检测作动筒内部滚珠丝杠的运动位置，当运动至两端时接近传感器向控制系统发出到位信号，从而控制直流电机停止运动。

起落架收放系统主要实现对起落架收放运动状态的伺服控制，在进行位置控制的同时需要兼顾收放速度。伺服控制系统包括反馈与执行器、伺服控制模块、功率驱动模块三部分。伺服控制模块是系统的重点设计单元，主要承担数据采集，数据通信和管理，实时控制等任务；伺服驱动模块根据接收到的模拟控制量实现电机的启动、停止与换向，功率驱动考虑电机的电气参数，选择合适的功率器件，具有延时软启动保护、飞车保护等功能。

伺服控制系统采用成熟可靠的数字位置环、数字速度环结构，控制电机的运动，并具有限位保护电路，以防止转台飞车失控。伺服控制系统的主要功能是：依托采样时钟信号对编码器进行采样，并将取得电机的运动位置数据发送回平台。同时，依据上位机提供的位置引导数据，完成位置闭环控制，从而实现对目标的运动状态控制。在正常工作期间，能够向上位机发送伺服控制系统的工作状态。

示例性的，如图3所示，控制系统主要由电机、编码器、电机数据采集板、运动控制卡、电机驱动器、伺服电源、工控机等部分组成。其中5V/TTL是开关量信号，表示电源工作状态和限位锁紧状态。

伺服控制系统基本的工作流程如下：

a)由电机数据采集板在同步时序信号作用下采集编码器信息和限位信息；

b)通过板间通讯接口以1000Hz频率将电机运动角度信息、限位信息和电机状态信息发送到运动控制卡；

c)运动控制卡利用角度信息和时序信息解算出电机在某一时刻的位置、速度、加速度，并通过RS-422串口与上位机通信，得到当前时刻的控制给定信息；

d)上述信息再通过位置PID环、速度PID环等算法运算得出对线性功放板的输出(模拟量)，此输出量经功放板放大(电压放大倍数5～8倍)后，驱动电机输出力矩，使电机转动驱动起落架收放，从而实现闭环控制；

另外，运动控制卡还将收到的限位信息输出到功放，可以在限位时关闭电机输出，进行安全保护。

此外，运动控制卡利用由电机数据采集板采集到的电机运动信息和电机电压、电流等电机状态信息，定时循环判断电机工作状态，周期性进行BIT检测，并将BIT检测信息存储在运动控制卡内部RAM中，通过RS-422串口发送至上位机。

虽然，本说明书中已经用一般性说明及具体实施方案对本实用新型作了详尽的描述，但在本实用新型基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员是显而易见的。因此，在不偏离本实用新型的基础上所做的这些修改或改进，均属于本实用新型要求保护的范围。

Claims (6)

1.一种飞机起落架的作动筒，其特征在于，包括筒体(1)，所述筒体(1)的尾端设置有第一固定板(2)，所述筒体(1)的首端设置有端盖(3)；

所述筒体(1)内设置有丝杠(401)螺母(402)机构(4)，丝杠(401)螺母(402)机构(4)包含丝杠(401)和螺母(402)；所述丝杠(401)转动连接在所述第一固定板(2)上，所述丝杠(401)向外伸出所述第一固定板(2)后连接有从动轮(5)，所述第一固定板(2)上朝向筒体(1)一侧依次连接有减速箱(6)和直流电机(7)，所述直流电机(7)的输出轴与所述减速箱(6)的输入轴连接，所述减速箱(6)的输出轴伸出所述第一固定板(2)后连接有主动轮(8)；所述主动轮(8)与从动轮(5)之间通过皮带连接；

所述第一固定板(2)上朝向筒体(1)尾部的一侧设置有固定罩(9)，所述固定罩(9)外连接有连接座(10)；

所述螺母(402)转动连接在所述丝杠(401)上，所述螺母(402)朝向筒体(1)首部的一端连接有活塞杆(18)，所述活塞杆(18)朝向筒体(1)首部的一端穿出所述端盖(3)后连接有关节轴承(11)。

2.根据权利要求1所述的飞机起落架的作动筒，其特征在于，所述直流电机(7)为同轴双输出轴电机；所述筒体(1)中部固定连接有第二固定板(12)，所述第二固定板(12)上朝向筒体(1)首部一侧固定连接有气动马达(13)，所述第二固定板(12)朝向筒体(1)尾部的一侧连接有气动离合器(14)，所述气动离合器(14)用于将直流电机(7)输出轴与气动马达(13)输出轴接合或断离。

3.根据权利要求2所述的飞机起落架的作动筒，其特征在于，所述活塞杆(18)靠近筒体(1)尾部的一端连接有锁止机构，所述锁止机构包含内筒(15)和外筒(16)；

所述内筒(15)套设于所述丝杠(401)外且与所述螺母(402)靠近筒体(1)首部的一端固定连接，外筒(16)套设于所述内筒(15)外；

内筒(15)外套设有两个挡圈(17)，两个挡圈(17)之间设置有套设在内筒(15)外的弹簧(19)；

外筒(16)上设置有位于两个挡圈(17)外侧的两圈径向的通孔(20)，每圈通孔(20)内设置一个锁止球(21)，每个挡圈(17)的外侧边缘设斜倒角面，每个所述锁止球(21)抵触在所述斜倒角面上；所述锁止机构还包含设置于筒体(1)内壁靠近首端和尾端的两个环形槽(101)。

4.根据权利要求3所述的飞机起落架的作动筒，其特征在于，所述筒体(1)内部的首端和尾端分别设置有接近传感器(22)，所述接近传感器(22)与所述直流电机(7)的启动开关电连接，和启动马达的电磁阀电连接。

5.根据权利要求4所述的飞机起落架的作动筒，其特征在于，所述接近传感器(22)为接触开关或微动开关。

6.根据权利要求3所述的飞机起落架的作动筒，其特征在于，两个所述挡圈(17)相对的侧面，其中一个侧面固定连接电磁铁，另一个侧面固定连接衔铁，还包括控制电磁铁电路通断的开关。