一种电动舵面锁机构的制作方法

本发明涉及但不限于航空操纵系统舵面锁技术领域，尤指一种电动舵面锁机构。

背景技术：

舵面锁机构用于飞机停在地面时防止风损坏舵面，目前的升降舵，方向舵，副翼舵面锁机构串联，舵面锁电动机构只操纵舵面锁上锁和解锁动作，舵面锁机构执行上锁和解锁命令，舵面上锁后由舵面锁机构发出上锁信号，舵面解锁后由舵面锁机构发出解锁信号。

但是，上述操纵舵面锁的方式存在着如下的缺点：第一，舵面锁机构和舵面锁电动机构通过双耳接头连接，只有舵面锁机构发出一个上锁或解锁信号输出，舵面锁电动机构没有信号输出，只要其中任意一个舵面锁机构或舵面锁电动机构故障没有解锁到位信号，飞机就不能起飞，具体是哪把舵面锁故障或舵面锁电动机构故障，无法识别，无法准确定位故障件，需要了逐一排查，给排故带来很大的麻烦和工作量，使用不方便；第二，由于舵面锁自身结构的限制，锁销内用于施加预紧力的弹簧长径比大，质量不易保证，稳定性经济性不好，另外，产品锁销由于结构限制动密封效果不良。

技术实现要素：

本发明的目的：本发明提供一种电动舵面锁机构，以解决现有舵面锁机构，由于各舵面的舵面锁机构串联，而引发的故障后难以准确定位故障件的问题，以及由于舵面锁自身结构，而导致的稳定性、经济性和密封性较差的问题。

本发明的技术方案：

本发明实施例提供一种电动舵面锁机构，其特征在于，包括：壳体29、电动机组件1、导动模组、梯形丝杆组件19，与梯形丝杆组件19配合使用的第一开关模组和第二开关模组，以及端盖7、第一支架8、第二支架18、梯形螺母6和齿轮轴5；

其中，所述壳体29内部设置有多个腔室，电动机组件1、导动模组和用于支撑导动模组的端盖7位于下部腔室，梯形丝杆组件19和设置于其一端上方的第二支架18，以及与第二支架18配合使用的第二开关模组位于上部腔室，设置于梯形丝杆组件19另一端下方的第一开关模组和用于支撑第一开关模组的第一支架8位于下部腔室中电动机组件1的对侧；

所述第一支架8通过螺钉固定在端盖7上，端盖7通过螺钉固定在壳体29上，且位于电动机组件1输出端的对侧，第一开关模组中的第一开关组件9和第二开关组件11安装在第一支架8的两端，梯形丝杆组件19轴向运动时，其后端设置的第一推销12按压第一开关组件9或第二开关组件11；

所述第二支架18固定在梯形丝杆组件19的前端，第二开关模组包括位于第二支架18两侧的第三开关组件22和第四开关组件26，梯形丝杆组件19轴向运动时，第二支架18上的第二推销23按压第三开关组件22或第四开关组件26；

所述梯形螺母6支撑在壳体29与端盖7上、且梯形螺母6套设在梯形丝杆组件19的外部，齿轮轴5支撑在壳体29与端盖7上，齿轮轴5与梯形螺母6上的齿轮啮合，所述电动机组件1的输出端与端盖7设置有导动模组；

所述电动舵面锁机构，用于通过电动机组件1驱动导动模组，并通过导动模组与齿轮轴5的啮合带动齿轮轴5转动，驱动梯形螺母6转动，从而驱动梯形丝杆组件19沿轴向运动，使得梯形丝杆组件19轴向移动时，带动第二支架18移动按压第三开关组件22并发出舵面锁上锁信号，或者，按压第四开关组件26并发出舵面锁解锁信号；梯形丝杆组件19继续在相同方向移动，按压第一压开关组件9或按压第二压开关组件11以切断电动机组件1的电路，电动机组件1停止工作，梯形丝杆组件19停止运动，同时，第一开关组件9发出电动舵面锁机构上锁到位信号，或者，第二压开关组件11发出电动舵面锁机构解锁锁到位信号。

可选地，如上所述的电动舵面锁机构中，所述导动模组包括：内齿轮2，第一导动器组件3和第二导动器组件4；

所述电动机组件1的输出端为太阳轮，其输出端一侧设置有内齿轮2，太阳轮与第一导动器组件3啮合，第一导动器组件3与内齿轮2啮合，第一导动器组件3上的太阳轮与第二导动器组件4啮合，第二导动器组件4与内齿轮2啮合，第二导动器组件4上的齿轮通过轴承支撑在端盖7上、且第二导动器组件4上的齿轮与齿轮轴5啮合。

可选地，如上所述的电动舵面锁机构中，还包括：用于密封第一开关模组的端盖16；

所述第一开关模组，包括：第一开关组件9、电缆组件10、第二开关组件11、第一锥销12、第一螺母13、第一制动垫圈14、滑块15；

所述第一开关组件9和第二开关组件11固定连接在第一支架8上，梯形丝杆组件19中丝杆后端的扁轴与滑块15的扁孔固定连接，并通过圆柱销紧固，滑块15下部的左右两端分别依次安装有第一锥销12、第一螺母13、第一制动垫圈14，滑块15后端设置有矩形凸块与第一支架8内的矩形槽内滑动联接，以限制梯形丝杆组件19在壳体29内转动，使得梯形丝杆组件19仅能在轴向移动；其中，第一开关组件9和第二开关组件11通过电缆组件10连接到电动机组件1的电路上。

可选地，如上所述的电动舵面锁机构中，还包括：用于密封第一开关模组的盖板17；

所述第二开关模组，包括：第三开关组件22、第二锥销23、第二螺母24、第二制动垫圈25、第四开关组件26；

所述梯形丝杆组件19中前端锁销上有密封圈20，通过丝杆衬套21支撑在壳体29上；梯形丝杆组件19中前端锁销上通过螺钉固定连接第二支架18，第二支架18左右两侧分别依次安装有第二锥销23、第二螺母24和第二制动垫圈25，第三开关组件22和第四开关组件26分别设置于所述第二支架18的两侧；壳体29内两侧分别安装的第一导轨27和第二导轨28形成矩形槽，第二支架18在矩形槽内滑动，且滑动范围限制在第三开关组件22和第四开关组件26之间，并通过两侧的第一导轨27和第二导轨28限制梯形丝杆组件19中前端锁销的摆动。

可选地，如上所述的电动舵面锁机构中，

所述梯形丝杆组件19包括：梯形丝杆19a、螺栓19b、第一衬套19c、第一弹簧19d、前端锁销19e、第二衬套19f、第一钢球19g、第二钢球19h、第二弹簧19i、第三衬套19j、第三钢球19k、第三弹簧19l、第四衬套19m、紧定螺钉19n；

其中，所述梯形丝杆19a通过螺栓19b、第一弹簧19d、第二衬套19f、第二弹簧19i、第三衬套19j、第三弹簧19l、第四衬套19m与前端锁销19e联接，并通过紧定螺钉19n紧固螺栓19b和前端锁销19e；第一衬套19c套设于螺栓19b接近梯形丝杆19a的一端，第一钢球19g设置于第二衬套19f与前端锁销19e之间，第二钢球19h设置于第二衬套19f与螺栓19b之间，第三钢球19k设置于第三衬套19j与螺栓19b之间。

可选地，如上所述的电动舵面锁机构中，

所述梯形丝杆19a向舵面方向移动时，压缩第一弹簧19d推动前端锁销19e向舵面方向移动，当前端锁销19e插入飞机舵面时，梯形丝杆19a继续向舵面方向移移动，压缩第二弹簧19i和第三弹簧19l给舵面施加预紧力；

其中，第一钢球19g在前端锁销19e内侧滚动以保证第二衬套19f运动灵活无卡滞，并且，第二钢球19h和第三钢球19k在螺栓19b外侧滚动以保证第二衬套19f和第三衬套19j运动灵活无卡滞。

可选地，如上所述的电动舵面锁机构中，

所述电动舵面锁机构，具体用于通过电动机组件1驱动第一导动器组件3和第二导动器组件4逆时针旋转时，通过第二导动器组件4带动齿轮轴5转动，驱动梯形螺母6转动，从而驱动梯形丝杆组件19沿轴向运动，使得梯形丝杆组件19的前端锁销19e向舵面方向移动，前端锁销19e带动第二支架18同时移动；当前端锁销19e移动到舵面内时，第二支架18上接近舵面一侧的第二锥销23按压第三开关组件22后，第三开关组件22发出舵面锁上锁信号，梯形丝杆19a继续向舵面方向移动给舵面施加预紧力，当达到规定的预紧力时，梯形丝杆组件19上的滑块15上接近舵面一侧的第一锥销12按第一压开关组件9时，第一开关组件9切断电动机组件1的电路，电动机组件1停止工作，梯形丝杆组件19停止运动，同时，第一开关组件9发出电动舵面锁机构上锁到位信号。

可选地，如上所述的电动舵面锁机构中，

所述电动舵面锁机构，具体用于通过电动机组件1驱动第一导动器组件3和第二导动器组件4顺时针旋转时，通过第二导动器组件4带动齿轮轴5转动，驱动梯形螺母6转动，从而驱动梯形丝杆组件19沿轴向运动，使得梯形丝杆组件19的前端锁销19e向远离舵面的方向移动，前端锁销19e带动第二支架18同时移动；当前端锁销19e移动到电动舵面锁机构内部时，第二支架18上远离舵面一侧的第二锥销23按压第四开关组件26后，第四开关组件26发出舵面锁解锁信号，梯形丝杆19a继续向远离舵面的方向移动，当梯形丝杆组件19上的滑块15上远离舵面一侧的第一锥销12按压第二开关组件11时，第二开关组件11切断电动机组件1的电路，电动机组件1停止工作，梯形丝杆组件19停止运动，同时，第二开关组件11发出电动舵面锁机构解锁锁到位信号。

本发明的优点：

本发明实施例提供一种电动舵面锁机构，为一种双信号输出的电动舵面锁机构，通过将舵面锁电动机构和舵面锁机构集成为一体，大大简化了结构、缩小了体积、减轻了重量，并且可以在故障时能够通过电动机构的信号和锁机构的信号判断定位是那个电动舵面锁机构故障，缩短了排故时间。另外，本发明实施例改善了产品锁销的密封性能，解决了锁销的密封问题和采用两个串联弹簧解决了弹簧加工困难问题，并且提高了产品的质量和经济性，满足了航空操纵系统舵面舵的要求。

附图说明：

附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。

图1为本发明实施例提供的一种电动舵面锁机构的结构示意图；

图2为图1所示实施例提供的电动舵面锁机构的另一视角的结构示意图；

图3为本发明实施例提供的电动舵面锁机构中梯形丝杆组件的结构示意图；

图4为本发明实施例提供的电动舵面锁机构中前端锁销的密封结构示意图。

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，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。

本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。

针对背景技术中的现有舵面锁机构，由于各舵面的舵面锁机构串联，而引发的故障后难以准确定位故障件的问题，以及由于舵面锁自身结构，而导致的稳定性经济性和密封性较差的问题。本发明实施例提供一种双信号输出的电动舵面锁机构，该舵面锁机构可以将舵面锁机构和舵面锁电动机构集成为一体，并改善了产品锁销的密封性能，提高了产品的质量和经济性，满足新型飞机舵面锁的要求。

图1为本发明实施例提供的一种电动舵面锁机构的结构示意图，图2为图1所示实施例提供的电动舵面锁机构的另一视角的结构示意图，图1具体为电动舵面锁机构的剖视图，图2具体为电动舵面锁机构的俯视图。参考图1和图2，本发明实施例提供的电动舵面锁机构，可以包括：电动机组件1、内齿轮2、第一导动器组件3、第二导动器组件4、齿轮轴5、梯形螺母6、端盖7、第一支架8、第一开关组件9、电缆组件10、第二开关组件11、第一锥销12、第一螺母13、第一制动垫圈14、滑块15、端盖16、盖板17、第二支架18、梯形丝杆组件19、密封圈20、丝杆衬套21、第三开关组件22、第二锥销23、第二螺母24、第二制动垫圈25、第四开关组件26、第一导轨27、第二导轨28、壳体29。

本发明实施例中电动机组件1的输出端为太阳轮(即与电动机组件1固定的齿轮)，其输出端一侧设置有内齿轮2，太阳轮与第一导动器组件3啮合，第一导动器组件3与内齿轮2啮合，第一导动器组件3上的太阳轮与第二导动器组件4啮合，第二导动器组件4与内齿轮2啮合，第二导动器组件4上的齿轮通过轴承支撑在端盖7上、且第二导动器组件4上的齿轮与齿轮轴5啮合。

本发明实施例的齿轮轴5支撑在壳体29与端盖7上，齿轮轴5与梯形螺母6上的齿轮啮合，梯形螺母6支撑在壳体29与端盖7上、且梯形螺母6套设在梯形丝杆组件19的外部；第一开关组件9和第二开关组件11固定连接在第一支架8上，第一支架8通过螺钉固定在端盖7上，端盖7通过螺钉固定在壳体29上。

一方面，梯形丝杆组件19中丝杆后端的扁轴与滑块15的扁孔固定连接，并通过圆柱销紧固，滑块15下部的左右两端分别依次安装有第一锥销12、第一螺母13、第一制动垫圈14，滑块15后端设置有矩形凸块与第一支架8矩形槽内滑动联接，以限制梯形丝杆组件19在壳体29内转动，使得梯形丝杆组件19仅能在轴向移动；另外，第一开关组件9和第二开关组件11通过电缆组件10连接到电动机组件1的电路上。

另一方面，梯形丝杆组件19中前端锁销上有密封圈20，通过丝杆衬套21支撑在壳体29上；梯形丝杆组件19中前端锁销上通过螺钉固定连接第二支架18，第二支架18左右两侧分别依次安装有第二锥销23、第二螺母24、第二制动垫圈25；第二支架18在壳体29内两侧第一导轨27、第二导轨28形成的矩形槽内滑动，且滑动范围限制在第三开关组件22和第四开关组件26之间；两侧的第一导轨27和第二导轨28限制梯形丝杆组件19中前端锁销的摆动。端盖16、盖板17通过螺钉安装在壳体29上对其内的开关组件等进行密封。

如图3所示，为本发明实施例提供的电动舵面锁机构中梯形丝杆组件的结构示意图。本发明实施例的梯形丝杆组件19可以包括：梯形丝杆19a、螺栓19b、第一衬套19c、第一弹簧19d、前端锁销19e、第二衬套19f、第一钢球19g、第二钢球19h、第二弹簧19i、第三衬套19j、第三钢球19k、第三弹簧19l、第四衬套19m、紧定螺钉19n。

该梯形丝杆组件19中，梯形丝杆19a通过螺栓19b、第一弹簧19d、第二衬套19f、第二弹簧19i、第三衬套19j、第三弹簧19l、第四衬套19m与前端锁销19e联接，并通过紧定螺钉19n紧固螺栓19b和前端锁销19e；第一衬套19c套设于螺栓19b接近梯形丝杆19a的一端，第一钢球19g设置于第二衬套19f与前端锁销19e之间，第二钢球19h设置于第二衬套19f与螺栓19b之间，第三钢球19k设置于第三衬套19j与螺栓19b之间。

上述梯形丝杆组件19的运动原理为：当梯形丝杆19a向舵面方向移动时(如图3中向左移动)，压缩第一弹簧19d推动前端锁销19e向舵面方向移动，当前端锁销19e到位指前端锁销19e插入飞机舵面时，梯形丝杆19a继续向舵面方向移移动，压缩第二弹簧19i和第三弹簧19l给舵面施加预紧力。上述移动过程中，第一钢球19g在前端锁销19e内侧滚动以保证第二衬套19f运动灵活无卡滞，另外，第二钢球19h和第三钢球19k在螺栓19b外侧滚动以保证第二衬套19f和第三衬套19j运动灵活无卡滞。

实际应用中，如图4所示，为本发明实施例提供的电动舵面锁机构中前端锁销的密封结构示意图。本发明实施例的前端锁销19e上密封圈20设置为工型密封圈20a和o型密封圈20b的组合。

本发明实施例提供的电动舵面锁机构的工作原理为：

一方面，电动机组件1驱动第一导动器组件3和第二导动器组件4逆时针旋转，通过第二导动器组件4带动齿轮轴5转动，齿轮轴5驱动梯形螺母6转动，梯形螺母6驱动梯形丝杆组件19沿轴向运动，梯形丝杆组件19的前端锁销19e向舵面方向移动，前端锁销19e的移动过程中，与前端锁销19e连接的第二支架18同时移动。当梯形丝杆组件19的前端锁销19e轴向移动到舵面内时，第二支架18上接近舵面一侧的第二锥销23按压第三开关组件22后，第三开关组件22发出舵面锁上锁信号，此时梯形丝杆组件19中的梯形丝杆19a继续向舵面方向移动给舵面施加预紧力，当达到规定的预紧力时，梯形丝杆组件19上的滑块15上接近舵面一侧的第一锥销12按第一压开关组件9时，第一开关组件9切断电动机组件1的电路，电动机组件1停止工作，梯形丝杆组件19停止运动，同时，第一开关组件9发出电动舵面锁机构上锁到位信号。当舵面锁控制盒采集到上述两个信号后，电动舵面锁机构上锁信号有效。

另一方面，电动机组件1驱动第一导动器组件3和第二导动器组件4顺时针旋转，通过第二导动器组件4带动齿轮轴5转动，齿轮轴5驱动梯形螺母6转动，梯形螺母6驱动梯形丝杆组件19沿轴向运动，梯形丝杆组件19向远离舵面的方向移动，梯形丝杆组件19的前端锁销19e上的第二支架18同时移动。当梯形丝杆组件19直线移动到电动舵面锁机构内部时，第二支架18上远离舵面一侧的第二锥销23按压第四开关组件26后，第四开关组件26发出舵面锁解锁信号，此时，梯形丝杆组件19中的梯形丝杆19a继续向远离舵面的方向移动，当梯形丝杆组件19上的滑块15上远离舵面一侧的第一锥销12按压第二开关组件11时，第二开关组件11切断电动机组件1的电路，电动机组件1停止工作，梯形丝杆组件19停止运动，同时，第二开关组件11发出电动舵面锁机构解锁锁到位信号。当系统采集到上述两个信号后，电动舵面锁机构解锁信号有效。

本发明实施例提供的电动舵面锁机构，为一种双信号输出的电动舵面锁机构，通过将舵面锁电动机构和舵面锁机构集成为一体，大大简化了结构、缩小了体积、减轻了重量，并且可以在故障时能够通过电动机构的信号和锁机构的信号判断定位是那个电动舵面锁机构故障，缩短了排故时间。另外，本发明实施例改善了产品锁销的密封性能，解决了锁销的密封问题和采用两个串联弹簧解决了弹簧加工困难问题，并且提高了产品的质量和经济性，满足了航空操纵系统舵面舵的要求。

虽然本发明所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。