一种倾转旋翼机发动机舱倾角控制装置的制作方法

本发明涉及飞机机械结构技术领域，具体是指一种倾转旋翼机发动机舱倾角控制装置。

背景技术：

倾转旋翼机是一种融合了固定翼飞机和旋翼机的新型飞机，起飞或降落时，发动机舱与机翼平面垂直，为飞机提供向上的升力；巡航状态下，发动机舱转为水平姿态，为飞机提供前进的动力，而升力由固定机翼利用相对运动的气流产生。因此，倾转旋翼机需要一种机构来控制发动机舱的倾角变化。

目前的较大型倾转旋翼机的发动机舱一般悬挂于机翼一端，通过齿轮机构或蜗轮蜗杆机构实现发动机舱绕机翼旋转时的倾角控制。

其中，中国专利cn101962075a，公开了一种倾转机构，该机构通过舵机带动蜗轮蜗杆实现倾转轴的转动，再利用蜗轮蜗杆的自锁特性保证倾转后的状态稳定。但该机构受到蜗轮蜗杆自身机构的限制，舵机输出经过蜗轮蜗杆的旋转后，因为传动比增大，导致即时性较差，不利于在飞机起降过程中的灵活控制。且蜗轮蜗杆机构对加工精度要求高，使用中摩擦力大，易于磨损，不利于较大型倾转旋翼机长期使用。另外，中国专利cn201621438930.6公开了旋翼倾转机构，通过舵机驱动连杆，再进一步驱动与螺旋桨连接的支架，从而使得螺旋桨可以在舵机的驱动下完成倾转。但由于舵机输出功率有限，该机构仅适用于轻型或微型无人机使用，并且舵机的旋臂在大幅度的转动中容易与连杆产生卡死，且驱动机构没有采取过约束，机构的稳定性较差。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种具有输出动力大、可靠性高、机构运动稳定性强、零件易于加工、使用寿命长等特点，且适用于中大型倾转旋翼机、发动机舱悬挂于机翼端头、姿态变换时发动机舱整体旋转的倾转旋翼机发动机舱倾角控制装置。

本发明通过下述技术方案实现：一种倾转旋翼机发动机舱倾角控制装置，包括整体支架，所述整体支架上部设置有弧形滑槽，中部一侧铰接有动力输出杆，另一侧安装有连杆组件，下部固定安装有驱动装置；所述动力输出杆中上部卡接在整体支架上部的弧形滑槽内，自由端与发动机舱固定连接；所述连杆组件一端与动力输出杆中部铰接，另一端与驱动装置的驱动端连接；所述驱动装置驱动连杆组件带动动力输出杆在整体支架上部的弧形滑槽内滑动，从而使得发动机舱的倾角发生变化。

为了更好地实现本发明的方法，进一步地，所述连杆组件包括端部通过第二连接轴枢接的驱动杆杆和中央连杆，所述驱动杆杆中部安装在整体支架中部，自由端与驱动装置的驱动端连接；所述中央连杆的自由端与动力输出杆中部铰接。

为了更好地实现本发明的方法，进一步地，所述驱动装置为横向设置的液压作动器，所述液压作动器的作动杆与驱动杆杆通过交接滑块连接。

为了更好地实现本发明的方法，进一步地，所述铰接滑块由呈一体结构的固定块和连接块构成，所述固定块一侧设置有凹形滑槽，所述作动杆端部设置有与凹形滑槽匹配的凸块，作动杆端部的凸块卡接在固定块的凹形滑槽内；所述连接块相对凹形滑槽一侧设置有枢轴凸耳，连接块通过枢轴凸耳和第一连接轴与驱动杠杆枢接。

为了更好地实现本发明的方法，进一步地，所述整体支架包括中部的中心轴，所述中心轴一端设置有方向朝上的弧形滑槽，另一端设置有方向朝下的固定座，中心轴侧边一侧设置有铰接耳，另一侧设置有支撑杆；所述液压作动器一端固定安装在固定座内，所述铰接耳通过第二固定轴与动力输出杆一端铰接，所述支撑杆自由端通过第一固定轴与驱动杠杆中部连接，所述驱动杠杆能够以第一固定轴为轴心转动。

为了更好地实现本发明的方法，进一步地，所述整体支架的弧形滑槽内设置有凹槽，凹槽内嵌装有相对设置的外滑轨和内滑轨，所述外滑轨和内滑轨在弧形滑槽开口端部设置有限位螺钉，所述动力输出杆在整体支架上部弧形滑槽内的外滑轨和内滑轨之间滑动。

为了更好地实现本发明的方法，进一步地，所述动力输出杆包括杆体，所述杆体一端设置有凸耳，另一端设置有内六角套筒，杆体一侧的中前部固定设置有滑块，相对于杆体另一侧设置有凸轴，所述凸轴与凸耳之间的杆体两侧还设置有限位凸块；杆体一端通过第二固定轴将凸耳与整体支架的铰接耳铰接，杆体另一端的内六角套筒与发动机舱固定连接，杆体上的滑块卡接在整体支架上部弧形滑槽内的外滑轨和内滑轨之间，杆体中部的凸轴与中央连杆一端连接。

为了更好地实现本发明的方法，进一步地，所述液压作动器一端通过若干连接螺栓固定在整体支架的固定座内，液压作动器的另一端通过紧固卡箍配合紧固螺栓固定在机翼端面。

为了更好地实现本发明的方法，进一步地，所述液压作动器的驱动端还设置有垫圈。

本技术方案的工作原理为，通过整体支架和紧固卡箍，将整套装置固定与机翼端面，并通过动力输出杆将转动力矩输出到发动机舱。为了增大输出功率，同时减少空间占用和节省重量，本发明采用液压作动器作为动力来源。通过铰接滑块将作动杆与驱动杠杆连接，在液压作动器驱动作动杆做直线运动时，铰接滑块在作动杆底端滑移，并将力矩传递给驱动杠杆。驱动杠杆通过中央连杆将力矩再次传递给动力输出杆。动力输出杆通过端头的内六角套筒与发动机舱固联，并带动发动机舱一起绕整体支架上的固定轴做旋转运动，从而实现发动机舱倾角的控制。作动杆从液压作动器中伸长时，发动机舱的转动为正行程，即由垂直姿态逐步变为水平姿态，作动杆伸长的最大行程对应发动机舱完全变为与机翼水平的姿态；作动杆从液压作动器中缩回时，发动机舱的转动为负行程，即由水平姿态逐步变为垂直姿态，作动杆完全缩回并压紧垫圈时，对应发动机舱完全变为与机翼垂直的姿态。动力输出杆的转动过程受到内滑轨和外滑轨的约束。内滑轨和外滑轨通过螺钉固定在整体支架上，并通过螺钉相互连接。内滑轨和外滑轨通过动力输出杆中段的凸块对动力输出杆起限位作用，限定动力输出杆的转动幅度在90°以内，同时起到过约束，增强动力输出杆的转动稳定性的作用。

本发明与现有技术相比，具有以下优点及有益效果：

（1）本发明克服现有倾转旋翼机姿态控制机构的动力输出有限、机构稳定性差、姿态控制即时性差、零件易磨损、零件加工精度要求高等问题，提供一种倾转旋翼机发动机舱倾角控制装置，具有输出动力大、可靠性高、机构运动稳定性强、零件易于加工、使用寿命长等特点；

（2）本发明可以实现发动机舱倾角的稳定、精确、可靠的控制，液压作动器仅需驱动作动杆做较小行程的直线运动，便能驱动发动机舱完成90°范围内的姿态变化，控制过程中因动力传递造成的功率损失较小，传动即时性强，传动过程的误差累计较小；

（3）本发明适用于中大型倾转旋翼机、发动机舱悬挂于机翼端头、姿态变换时发动机舱整体旋转的发动机舱姿态控制，适宜广泛推广应用。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其他特征、目的和优点将会变得更为明显：

图1为本发明的前视轴测立体结构示意图；

图2为本发明的后视轴测立体结构示意图；

图3为本发明中整体支架的前视轴测立体结构示意图；

图4为本发明中整体支架的后视轴测立体结构示意图；

图5为本发明中动力输出杆的立体结构示意图；

图6为本发明中动力输出杆的俯视平面结构示意图；

图7为本发明中动力输出杆的正视平面结构示意图；

图8为本发明中铰接滑块的正视平面结构示意图；

图9为本发明中铰接滑块的俯视平面结构示意图；

图10为本发明中铰接滑块的左视平面结构示意图；

图11为本发明在机翼端面的练级关系示意图；

图12为本发明控制发动机舱与机翼呈垂直姿态时的立体结构示意图；

图13是本发明控制发动机舱与机翼呈垂直姿态时的外部效果示意图；

图14是本发明控制发动机舱与机翼呈水平姿态时的立体结构示意图；

图15是本发明控制发动机舱与机翼呈水平姿态时的外部效果示意图。

其中：1—紧固卡箍，2—紧固螺栓，3—液压作动器，4—连接螺栓，5—垫圈，6—作动杆，7—铰接滑块，71—固定块，72—连接块，73—凹形滑槽，74—枢轴凸耳，8—第一连接轴，9—第一固定轴，10—驱动杠杆，11—整体支架，111—中心轴，112—弧形滑槽，113—固定座，114—铰接耳，115—支撑杆，12—第二连接轴，13—中央连杆，14—动力输出杆，141—杆体，142—凸耳，143—内六角套筒，144—滑块，145—凸轴，146—限位凸块，15—外滑轨，16—内滑轨，17—第二固定轴，18—限位螺钉。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；也可以是直接相连，也可以是通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例1：

本实施例的主要结构，如图1，图2所示，包括整体支架11，所述整体支架11上部设置有弧形滑槽112，中部一侧铰接有动力输出杆14，另一侧安装有连杆组件，下部固定安装有驱动装置；所述动力输出杆14中上部卡接在整体支架11上部的弧形滑槽112内，自由端与发动机舱固定连接；所述连杆组件一端与动力输出杆14中部铰接，另一端与驱动装置的驱动端连接。

具体实施方式为，驱动装置驱动连杆组件带动动力输出杆14在整体支架11上部的弧形滑槽112内滑动，从而使得发动机舱的倾角发生变化，如图12，图13，图14，图15所示，整个控制过程中因动力传递造成的功率损失较小，传动即时性强，传动过程的误差累计较小。

实施例2：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步限定了连杆组件的结构，如图1，图2所示，所述连杆组件包括端部通过第二连接轴12枢接的驱动杆杆10和中央连杆13，所述驱动杆杆10中部安装在整体支架11中部，自由端与驱动装置的驱动端连接；所述中央连杆13的自由端与动力输出杆14中部铰接。驱动杠杆10通过中央连杆13将力矩再次传递给动力输出杆14。动力输出杆14通过端头的内六角套筒与发动机舱固联，并带动发动机舱一起绕整体支架上的固定轴做旋转运动，从而实现发动机舱倾角的控制。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。

实施例3：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步限定了驱动装置的具体结构，如图1，图2所示，所述驱动装置为横向设置的液压作动器3，所述液压作动器3的作动杆6与驱动杆杆10通过交接滑块7连接。发动机舱转动过程，如图12，图13，图14，图15所示，为了增大输出功率，同时减少空间占用和节省重量，本发明采用液压作动器作为动力来源。作动杆6从液压作动器3中伸长时，发动机舱的转动为正行程，即由垂直姿态逐步变为水平姿态，作动杆6伸长的最大行程对应发动机舱完全变为与机翼水平的姿态；作动杆6从液压作动器中缩回时，发动机舱的转动为负行程，即由水平姿态逐步变为垂直姿态，作动杆6完全缩回，对应发动机舱完全变为与机翼垂直的姿态。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。

实施例4：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步限定了交接滑块7的结构，如图8，图9，图10所示，所述铰接滑块7由呈一体结构的固定块71和连接块72构成，所述固定块71一侧设置有凹形滑槽73，所述作动杆6端部设置有与凹形滑槽73匹配的凸块，作动杆6端部的凸块卡接在固定块71的凹形滑槽73内；所述连接块72相对凹形滑槽一侧设置有枢轴凸耳74，连接块72通过枢轴凸耳74和第一连接轴8与驱动杠杆10枢接。通过铰接滑块将作动杆与驱动杠杆连接，在液压作动器驱动作动杆做直线运动时，铰接滑块在作动杆底端滑移，并将力矩传递给驱动杠杆。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。

实施例5：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步限定了整体支架11的结构，如图1，图2，图3，图4所示，所述整体支架11包括中部的中心轴111，所述中心轴111一端设置有方向朝上的弧形滑槽112，另一端设置有方向朝下的固定座113，中心轴111侧边一侧设置有铰接耳114，另一侧设置有支撑杆115；所述液压作动器6一端固定安装在固定座113内，所述铰接耳114通过第二固定轴17与动力输出杆14一端铰接，所述支撑杆115自由端通过第一固定轴9与驱动杠杆10中部连接，所述驱动杠杆10能够以第一固定轴9为轴心转动。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。

实施例6：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步限定了整体支架11的结构，如图1，图2，图3，图4所示，所述整体支架11的弧形滑槽112内设置有凹槽，凹槽内嵌装有相对设置的外滑轨15和内滑轨16，所述外滑轨15和内滑轨16在弧形滑槽112开口端部设置有限位螺钉18，所述动力输出杆14在整体支架11上部弧形滑槽112内的外滑轨15和内滑轨16之间滑动。动力输出杆的转动过程受到内滑轨和外滑轨的约束。内滑轨和外滑轨通过螺钉固定在整体支架上，并通过螺钉相互连接。内滑轨和外滑轨通过动力输出杆中段的凸块对动力输出杆起限位作用，限定动力输出杆的转动幅度在90°以内，同时起到过约束，增强动力输出杆的转动稳定性的作用。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。

实施例7：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步限定了动力输出杆14的结构，如图5，图6，图7所示，所述动力输出杆14包括杆体141，所述杆体141一端设置有凸耳142，另一端设置有内六角套筒143，杆体141一侧的中前部固定设置有滑块144，相对于杆体141另一侧设置有凸轴145，所述凸轴145与凸耳142之间的杆体141两侧还设置有限位凸块146；杆体141一端通过第二固定轴17将凸耳142与整体支架11的铰接耳114铰接，杆体141另一端的内六角套筒143与发动机舱固定连接，杆体141上的滑块144卡接在整体支架11上部弧形滑槽112内的外滑轨15和内滑轨16之间，杆体141中部的凸轴145与中央连杆13一端连接。动力输出杆的转动过程受到内滑轨和外滑轨的约束。内滑轨和外滑轨通过螺钉固定在整体支架上，并通过螺钉相互连接。内滑轨和外滑轨通过动力输出杆中段的凸块对动力输出杆起限位作用，限定动力输出杆的转动幅度在90°以内，同时起到过约束，增强动力输出杆的转动稳定性的作用。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。

实施例8：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步限定了驱动装置固定位置和方式，如图1，图2，图11所示，所述液压作动器3一端通过若干连接螺栓4固定在整体支架11的固定座113内，液压作动器3的另一端通过紧固卡箍1配合紧固螺栓2固定在机翼端面。通过整体支架和紧固卡箍，将整套装置固定与机翼端面，并通过动力输出杆将转动力矩输出到发动机舱。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。

实施例9：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步限定了驱动装置的结构，如图1，图2所示，所述液压作动器3的驱动端还设置有垫圈5。作动杆6完全缩回并压紧垫圈5时，对应发动机舱完全变为与机翼垂直的姿态，垫圈5还能对作动杆6起到保护作用。本实施例的其他部分与上述实施例相同，不再赘述。

可以理解的是，根据本发明一个实施例的控制装置结构，例如液压作动器3和限位螺钉18等部件的工作原理和工作过程都是现有技术，且为本领域的技术人员所熟知，这里就不再进行详细描述。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明的原理和宗旨下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。

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