專利名稱：電驅(qū)動雙蝸桿式飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛機(jī)前起落架機(jī)輪轉(zhuǎn)彎操縱系統(tǒng)，具體是一種通過電動機(jī)驅(qū)動的轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
對于前三點(diǎn)式起落架布局的飛機(jī)，操縱轉(zhuǎn)向主要有三種方式非對稱推力、差動剎車和操縱前輪轉(zhuǎn)向。其中操縱前輪轉(zhuǎn)向可使飛機(jī)轉(zhuǎn)彎更靈活，還避免了差動剎車使輪胎磨損和局部高溫，甚至在主起落架輪胎漏氣時仍然能操縱飛機(jī)。目前國外的大型民機(jī)和大多數(shù)軍用飛機(jī)都采用這種方式。飛機(jī)操縱前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)是現(xiàn)代飛機(jī)地面操縱的核心，具有十分顯著的特點(diǎn)和優(yōu) 勢。國外對飛機(jī)的操縱前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)研究較早，早在上世紀(jì)50年代，歐洲便開始在一些機(jī)型上采用機(jī)械液壓前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)；到70年代，歐洲的軍用飛機(jī)已經(jīng)全部采用了電傳液壓前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)。美國也較早掌握了操縱前輪轉(zhuǎn)彎技術(shù)，并在眾多型號上得到了廣泛的應(yīng)用。在國內(nèi)，新一代的各類機(jī)型也開始普遍采用了前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)。隨著現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)的不斷進(jìn)步，前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)已經(jīng)可以達(dá)到在飛機(jī)地面速度全范圍內(nèi)使用的要求，并為飛機(jī)的地面機(jī)動安全性和靈活性提供了保障。到20世紀(jì)80年代初，隨著技術(shù)的進(jìn)步，各界對飛機(jī)各子系統(tǒng)的性能不斷提出更高的要求，AEA / MEA (全電/多電技術(shù))開始引起航空界的重視，美國的許多公司也開始大規(guī)模開展以電能替換現(xiàn)有的液壓、氣動系統(tǒng)的可行性研究。多電飛機(jī)米用電力系統(tǒng)部分取代飛機(jī)上原有的液壓、氣壓和機(jī)械系統(tǒng)，盡可能多地將電力作為第二動力，具有結(jié)構(gòu)簡單、重量輕、可靠性高、性能價格比高等特點(diǎn)。由于目前飛機(jī)采用的混合式系統(tǒng)本身所存在的固有缺陷難以克服，由此類相關(guān)系統(tǒng)引發(fā)的飛機(jī)檢修占飛機(jī)檢修的50%以上，而全電系統(tǒng)自身具有高可靠性，高可維護(hù)性，低保障和使用費(fèi)用等諸多優(yōu)點(diǎn)，因此飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)必將向全電化這一方向發(fā)展。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的基于飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)彎操縱要求和起落架的實(shí)際工作情況，本發(fā)明提出了一種電驅(qū)動雙蝸桿式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)的實(shí)現(xiàn)方案，與傳統(tǒng)的電傳液壓前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)相t匕，具有高可靠性，高可維護(hù)性，低保障費(fèi)和使用費(fèi)用等諸多優(yōu)點(diǎn)。本發(fā)明的技術(shù)方案是
一種電驅(qū)動雙蝸桿式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)，其特征在于，包括
一固定在支柱外筒上的外殼，在外殼內(nèi)設(shè)置有第一電機(jī)、第一減速器、第一離合器以及第一蝸桿，所述的第一蝸桿一端與第一離合器的輸出端平鍵聯(lián)接，第一離合器的輸入端通過所述的第一減速器與第一電機(jī)輸出端連接；
一與上扭力梁鉸接的支柱外筒套筒，在所述的支柱外筒套筒上設(shè)置有一蝸輪，所述的蝸桿與該蝸輪形成傳動副；
一第一蒸發(fā)器，該第一蒸發(fā)器通過第一熱管端蓋和第二熱管端蓋固定于外殼內(nèi)部。
在所述的外殼內(nèi)還設(shè)置有第二電機(jī)、第二減速器、第二離合器以及第二蝸桿，所述的第二蝸桿一端與第二離合器的輸出端平鍵聯(lián)接，第二離合器的輸入端通過所述的第二減速器與第二電機(jī)輸出端連接，所述的第二蝸桿與所述的蝸輪形成傳動副。在所述的外殼上還設(shè)置有第二蒸發(fā)器。所述的 外殼包括第一外殼、第二外殼和第三外殼，所述的第二外殼和第三外殼通過螺栓固定在所述的第一外殼上，所述的第一蝸桿和第二蝸桿設(shè)置在第一外殼內(nèi)，所述的第一電機(jī)和第一減速器設(shè)置在所述的第二外殼內(nèi)，所述的第二電機(jī)和第二減速器設(shè)置在所述的第三外殼內(nèi)。在所述的第一蝸桿的兩端分別設(shè)置有第一圓柱滾子軸承和第一圓錐滾子軸承，其中第一圓柱滾子軸承通過第一蝸桿上的軸肩和第一孔用擋圈進(jìn)行軸向固定，第一圓錐滾子軸承通過第一螺母和第一蝸桿上的軸肩進(jìn)行軸向固定。在飛機(jī)的前起落架上，設(shè)計(jì)雙蝸桿式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)，通過電機(jī)提供驅(qū)動力；前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)第一外殼安裝在起落架支柱外筒套筒上，系統(tǒng)第一外殼與支柱外筒套筒固定；飛機(jī)轉(zhuǎn)彎過程中，系統(tǒng)外殼內(nèi)的電機(jī)依次通過減速器、離合器、蝸輪蝸桿機(jī)構(gòu)將驅(qū)動力矩傳遞給起落架支柱外筒，從而帶動整個套筒轉(zhuǎn)動，套筒與上、下扭力臂相連，套筒轉(zhuǎn)動帶動扭力臂轉(zhuǎn)動，進(jìn)而帶動支柱活塞桿和輪軸繞支柱外筒軸線轉(zhuǎn)動，從而實(shí)現(xiàn)操縱前輪轉(zhuǎn)彎的目的；為提高系統(tǒng)的可靠性，采用雙余度控制方式，任一單余度失效時該通道的離合器都將自動斷開，整個系統(tǒng)由另一余度保證其正常工作；當(dāng)飛機(jī)在地面機(jī)動過程中不需要轉(zhuǎn)彎控制時，系統(tǒng)兩個通道的離合器都斷開，使其處于自由轉(zhuǎn)動狀態(tài)。系統(tǒng)除了將蝸輪轉(zhuǎn)角反饋到主控制器外，還將兩蝸桿的輸出力矩也反饋到主控制器，將系統(tǒng)轉(zhuǎn)角輸入與渦輪轉(zhuǎn)角反饋之間的差值與兩蝸桿輸出力矩之間的差值經(jīng)過一定的處理后一并作為主控制器的輸出對電機(jī)進(jìn)行控制，以防止雙蝸桿式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)在實(shí)際的地面機(jī)動過程中出現(xiàn)兩蝸桿承載不同的現(xiàn)象發(fā)生。由于電驅(qū)動前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)沒有了傳統(tǒng)液壓式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)所有的液壓油作為冷源，本系統(tǒng)將環(huán)路熱管散熱方式應(yīng)用于飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)，并將飛機(jī)燃油箱體選為它的冷源。本發(fā)明的有益效果
(I)電驅(qū)動前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)為子通道和設(shè)備提供可靠的動力，電力作動方式可靠、具有容錯能力；它更容易實(shí)現(xiàn)按需供電，從而使其與液壓系統(tǒng)相比用電量少、發(fā)熱少、部件磨損小，因此它的可靠性有所提高。(2)多電飛機(jī)技術(shù)實(shí)現(xiàn)了系統(tǒng)集成化和部件復(fù)用，使得電驅(qū)動式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)的零部件更少，相關(guān)費(fèi)用降低，并降低了維護(hù)和地面保障費(fèi)用。(3)由于電氣系統(tǒng)更容易實(shí)現(xiàn)診斷、監(jiān)控和進(jìn)行趨勢分析，電驅(qū)動轉(zhuǎn)彎控制系統(tǒng)中的微處理機(jī)具有很強(qiáng)的機(jī)內(nèi)自檢測能力，從而提高了設(shè)備檢測功能，降低了對其維護(hù)的要求。


附圖I裝有電驅(qū)動雙蝸桿式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)的起落架結(jié)構(gòu)示意圖。附圖2電驅(qū)動雙蝸桿式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)的俯視圖。附圖3是圖2的A-A剖面圖。附圖4電驅(qū)動雙蝸桿式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)的側(cè)視圖。附圖5是圖4的B-B剖面圖。
附圖6電驅(qū)動雙蝸桿式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)控制原理框圖。附圖7環(huán)路熱管散熱方案示意圖。圖中標(biāo)號名稱圖中I、第一外殼，2、支柱外筒套筒，3、起落架支柱外筒，4、上扭力臂，5、支柱活塞桿，6、下扭力臂，7、輪軸，8、第二外殼，9、第一電機(jī)，10、第一減速器，11、第一離合器，12、第一熱管端蓋，13、第一孔用擋圈，14、第一圓柱滾子軸承，15、第一蒸發(fā)器，16、第一蝸桿，17、蝸輪，18、第一圓錐滾子軸承，19、第二熱管端蓋，20、第一螺母，21、第一端蓋，22、第三熱管端蓋，23、第二蒸發(fā)器，24、第四熱管端蓋，25、第三外殼，26、第二電機(jī)，27、第二減速器，28、第二離合器，29、第二孔用擋圈，30、第二圓柱滾子軸承，31、第二蝸桿，32、第二圓錐滾子軸承，33、第二螺母，34、第二端蓋。
具體實(shí)施例方式電驅(qū)動雙蝸桿式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)的安裝結(jié)構(gòu)如附圖I至5所示。這里將說明該前輪 轉(zhuǎn)彎操縱系統(tǒng)的安裝方式、控制方式、散熱方式和實(shí)施方式。(I)安裝方式
在飛機(jī)的前起落架上，電驅(qū)動雙蝸桿式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)的第一外殼I通過螺釘固定在支柱外筒套筒2上。在電驅(qū)動雙蝸桿式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)的左端,第一電機(jī)9和第一減速器10位于第二外殼8內(nèi)部,第一離合器11通過螺釘固定在第二外殼8上,它與第一減速器10之間通過普通平鍵聯(lián)接，并通過第二外殼8將第一電機(jī)9和第一減速器10軸向固定。第一外殼I與第二外殼8之間通過螺栓固接，第一外殼I內(nèi)的第一蝸桿16 —端通過普通平鍵與第一離合器11聯(lián)接，另一端通過第一圓錐滾子軸承18和第一端蓋21進(jìn)行軸向固定。第一圓柱滾子軸承14和第一圓錐滾子軸承18分別安裝在第一蝸桿16的兩端，其中第一圓柱滾子軸承14通過第一蝸桿16上的軸肩和第一孔用擋圈13進(jìn)行軸向固定，第一圓錐滾子軸承18通過第一螺母20和第一蝸桿16上的軸肩進(jìn)行軸向固定。第一端蓋21通過螺栓與第一外殼I固接，并和第一圓錐滾子軸承18的外圈保持接觸。第一蒸發(fā)器15通過第一熱管端蓋12和第二熱管端蓋19固定于第一外殼內(nèi)部，并通過它們中間的小孔將所需的管路引出。在電驅(qū)動雙蝸桿式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)的右端，第二電機(jī)26和第二減速器27位于第三外殼25內(nèi)部，第二離合器28通過螺釘固定在第三外殼25上，它與第二減速器27之間通過普通平鍵聯(lián)接，并通過第三外殼25將第二電機(jī)26和第二減速器27軸向固定。第一外殼I與第三外殼25之間通過螺栓固接，第一外殼I內(nèi)的第二蝸桿31 —端通過普通平鍵與第二離合器28聯(lián)接，另一端通過第二圓錐滾子軸承32和第二端蓋34軸向固定。第二圓柱滾子軸承30和第二圓錐滾子軸承32分別安裝在第二蝸桿31的兩端，其中第二圓柱滾子軸承30通過第二蝸桿31上的軸肩和第二孔用擋圈29進(jìn)行軸向固定，第二圓錐滾子軸承32通過第二螺母33和第二蝸桿31上的軸肩進(jìn)行軸向固定。第二端蓋34通過螺栓與第一外殼I固接，并和第二圓錐滾子軸承26的外圈保持接觸。第二蒸發(fā)器23通過第三熱管端蓋22和第四熱管端蓋24固定于第一外殼內(nèi)部，并通過它們中間的小孔將所需的管路引出。蝸輪17外圈與第一蝸桿16和第二蝸桿31按輪齒配合進(jìn)行聯(lián)接，內(nèi)圈與支柱外套套筒3之間通過花鍵聯(lián)接，支柱外筒套筒2可繞支柱外筒3的軸線轉(zhuǎn)動，并通過上扭力臂4和下扭力臂6與輪軸7連接。(2)控制方式本系統(tǒng)的控制器采用雙余度熱備份設(shè)計(jì)，兩個通道之間通過交叉通道數(shù)據(jù)鏈發(fā)送和接收數(shù)據(jù)，實(shí)現(xiàn)雙通道間數(shù)據(jù)傳輸、資源共享，參見圖6。工作過程中一個通道對系統(tǒng)進(jìn)行控制，另一個通道起監(jiān)控和備份的作用，當(dāng)某一個通道出現(xiàn)故障時，由表決電路進(jìn)行通道切換，隔離故障通道。系統(tǒng)控制方案如圖I所示，控制器根據(jù)輸入的數(shù)字量，進(jìn)行邏輯判斷，確定系統(tǒng)的操縱模式為手輪還是腳蹬；然后采集模擬量信號，包括角度指令信號、反饋信號以及飛機(jī)地面速度，由于手操縱和腳蹬操縱的最大允許轉(zhuǎn)彎角度都與飛機(jī)地面速度之間具有一定的線性關(guān)系，因此最后需要進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，按照一定的控制率和控制算法實(shí)現(xiàn)前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)的轉(zhuǎn)彎隨動控制。從圖6中可以看出，為了防止雙蝸桿式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)在實(shí)際的地面機(jī)動過程中出現(xiàn)兩根蝸桿承載不同的現(xiàn)象發(fā)生，系統(tǒng)除了將蝸輪轉(zhuǎn)角反饋到主控制器外，還將兩蝸桿的輸出力矩也反饋到主控制器，將系統(tǒng)轉(zhuǎn)角輸入與渦輪轉(zhuǎn)角反饋之間的差值與兩蝸桿輸出力矩之間的差值經(jīng)過一定的處理后一并作為主控制器的輸出對電機(jī)進(jìn)行控制，以確保飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)彎過程的順利完成。假如在實(shí)際的前輪轉(zhuǎn)彎過程中蝸桿機(jī)構(gòu)I承受的載荷大于蝸桿機(jī) 構(gòu)2的，則兩條通道的反饋力矩差值為正，經(jīng)過放大處理后分別作為負(fù)信號和正信號加到電機(jī)控制器I和電機(jī)控制器2的輸入端，使蝸桿機(jī)構(gòu)I減速和蝸桿機(jī)構(gòu)2加速，從而減小蝸桿機(jī)構(gòu)I所承受的載荷，增加蝸桿機(jī)構(gòu)2所承受的載荷，經(jīng)反復(fù)迭代后最終實(shí)現(xiàn)兩蝸桿機(jī)構(gòu)所承受的載荷相等。同理可知，若蝸桿機(jī)構(gòu)I承受的載荷大于蝸桿機(jī)構(gòu)2時，系統(tǒng)也將通過一定的自動調(diào)整以實(shí)現(xiàn)兩蝸桿載荷的平衡。(3)散熱方式
該環(huán)路熱管系統(tǒng)主要包括蒸發(fā)器、冷凝器、儲液器、蒸汽管線和液體管線，如圖7所示，為環(huán)路熱管散熱方案示意圖。其整個循環(huán)工作過程為液體在蒸發(fā)器(附圖中的第一蒸發(fā)器15和第二蒸發(fā)器23)中的毛細(xì)芯外表面蒸發(fā)，吸收蒸發(fā)器外由電驅(qū)動雙蝸桿式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)產(chǎn)生的熱量，隨后液體蒸發(fā)，產(chǎn)生的蒸汽由蒸汽管線流向冷凝器，在冷凝器中釋放熱量并將熱量傳遞給飛機(jī)燃油箱體。如此循環(huán)工作，從而將電驅(qū)動雙蝸桿式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)的熱量散發(fā)出去。(4)實(shí)施方式
(a)、在正常的轉(zhuǎn)彎工作狀態(tài)下兩個電機(jī)的輸出轉(zhuǎn)速時相反的。在飛機(jī)地面機(jī)動過程中，當(dāng)飛機(jī)需要向右轉(zhuǎn)彎時，附圖3中的第一電機(jī)9的輸出軸順時針旋轉(zhuǎn)時，旋轉(zhuǎn)力矩經(jīng)過第一減速器10進(jìn)行放大后依次傳遞到第一離合器11和第一蝸桿16上，并通過第一蝸桿16在蝸輪17上產(chǎn)生一個順時針方向的力矩。同時，附圖5中的第二電機(jī)26的輸出軸逆時針旋轉(zhuǎn)，旋轉(zhuǎn)力矩經(jīng)過第二減速器27進(jìn)行放大后依次傳遞到第二離合器27和第二蝸桿31上，并通過第二蝸桿31在蝸輪17上產(chǎn)生一個順時針方向的力矩。由兩個蝸桿產(chǎn)生的總力矩將帶動蝸輪17沿順時針方向轉(zhuǎn)動，由于支柱外筒套筒2與蝸輪17之間通過花鍵聯(lián)接，因此它也將沿順時針方向轉(zhuǎn)動。而支柱外筒套筒2又與上扭力臂4鉸接，因此支柱外筒套筒2的轉(zhuǎn)動將通過上扭力臂4和下扭力臂6帶動與下扭力臂6鉸接的輪軸7 —起轉(zhuǎn)動，從而實(shí)現(xiàn)飛機(jī)前輪向右偏轉(zhuǎn)。(b)、當(dāng)飛機(jī)需要向左轉(zhuǎn)彎時，第一電機(jī)9的輸出軸逆時針旋轉(zhuǎn)時，旋轉(zhuǎn)力矩經(jīng)過第一減速器10進(jìn)行放大后依次傳遞到第一離合器11和第一蝸桿16上，并通過第一蝸桿16在蝸輪17上產(chǎn)生一個逆時針方向的力矩。同時，第二電機(jī)26的輸出軸順時針旋轉(zhuǎn)，旋轉(zhuǎn)力矩經(jīng)過第二減速器27進(jìn)行放大后依次傳遞到第二離合器28和第二蝸桿31上，并通過第二蝸桿31在蝸輪17上產(chǎn)生一個逆時針方向的力矩。由兩個蝸桿產(chǎn)生的總力矩將帶動蝸輪17沿逆時針方向轉(zhuǎn)動，從而帶動支柱外筒套筒2沿逆時針方向轉(zhuǎn)動，并通過上扭力臂4和下扭力臂6帶動輪軸7 —起轉(zhuǎn)動,從而實(shí)現(xiàn)飛機(jī)前輪向左偏轉(zhuǎn)。(C)當(dāng)?shù)谝浑姍C(jī)9因出現(xiàn)故障而無法輸出旋轉(zhuǎn)力矩時，第一離合器11自動斷開，使得整個轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)在第二電機(jī)26的驅(qū)動下繼續(xù)完成前輪轉(zhuǎn)彎。當(dāng)?shù)诙姍C(jī)26因出現(xiàn)故障而無法輸出旋轉(zhuǎn)力矩時，第二離合器28自動斷開，使得整個轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)在第一電機(jī)9的驅(qū)動下 繼續(xù)完成前輪轉(zhuǎn)彎。當(dāng)系統(tǒng)處于自由轉(zhuǎn)動狀態(tài)下時，第一離合器11和第二離合器28都斷開，使機(jī)輪能夠自由旋轉(zhuǎn)。
權(quán)利要求
1.一種電驅(qū)動雙蝸桿式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)，其特征在于，包括 一固定在支柱外筒(3)上的外殼,在外殼內(nèi)設(shè)置有第一電機(jī)(9)、第一減速器(10)、第一離合器(11)以及第一蝸桿(16),所述的第一蝸桿(16) —端與第一離合器(11)的輸出端平鍵聯(lián)接，第一離合器(11)的輸入端通過所述的第一減速器(10)與第一電機(jī)(9)輸出端連接； 一與上扭力梁(4)鉸接的支柱外筒套筒(2)，在所述的支柱外筒套筒(2)上設(shè)置有一蝸輪(17)，所述的蝸桿(16)與該蝸輪(17)形成傳動副； 一第一蒸發(fā)器(15),該第一蒸發(fā)器(15)通過第一熱管端蓋(12)和第二熱管端蓋(19)固定于外殼內(nèi)部。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的一種電驅(qū)動雙蝸桿式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)，其特征在于 在所述的外殼內(nèi)還設(shè)置有第二電機(jī)(26)、第二減速器(27)、第二離合器(28)以及第二蝸桿(31)，所述的第二蝸桿(31)—端與第二離合器(28)的輸出端平鍵聯(lián)接，第二離合器(28)的輸入端通過所述的第二減速器(27)與第二電機(jī)(26)輸出端連接，所述的第二蝸桿(31)與所述的蝸輪(17)形成傳動副。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種電驅(qū)動雙蝸桿式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)，其特征在于在所述的外殼上還設(shè)置有第二蒸發(fā)器(23 )。
4.根據(jù)權(quán)利要求1、2或3所述的一種電驅(qū)動雙蝸桿式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)，其特征在于所述的外殼包括第一外殼(I)、第二外殼(8)和第三外殼(25),所述的第二外殼(8)和第三外殼(25)通過螺栓固定在所述的第一外殼(I)上，所述的第一蝸桿(16)和第二蝸桿(31)設(shè)置在第一外殼(I)內(nèi)，所述的第一電機(jī)(9)和第一減速器(10)設(shè)置在所述的第二外殼(8)內(nèi)，所述的第二電機(jī)(26)和第二減速器(27)設(shè)置在所述的第三外殼(25)內(nèi)。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的一種電驅(qū)動雙蝸桿式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)，其特征在于 在所述的第一蝸桿(16)的兩端分別設(shè)置有第一圓柱滾子軸承(14)和第一圓錐滾子軸承(18)，其中第一圓柱滾子軸承(14)通過第一蝸桿(16)上的軸肩和第一孔用擋圈(13)進(jìn)行軸向固定，第一圓錐滾子軸承(18)通過第一螺母(20)和第一蝸桿(16)上的軸肩進(jìn)行軸向固定。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種電驅(qū)動雙蝸桿式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)，其特征在于，包括一固定在支柱外筒上的外殼，在外殼內(nèi)設(shè)置有第一電機(jī)、第一減速器、第一離合器以及第一蝸桿，所述的第一蝸桿一端與第一離合器的輸出端平鍵聯(lián)接，第一離合器的輸入端通過所述的第一減速器與第一電機(jī)輸出端連接；一與上扭力梁鉸接的支柱外筒套筒，在所述的支柱外筒套筒上設(shè)置有一蝸輪，所述的蝸桿與該蝸輪形成傳動副；一第一蒸發(fā)器，該第一蒸發(fā)器通過第一熱管端蓋和第二熱管端蓋固定于外殼內(nèi)部。與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明多電飛機(jī)技術(shù)實(shí)現(xiàn)了系統(tǒng)集成化和部件復(fù)用，使得電驅(qū)動式前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)的零部件更少，相關(guān)費(fèi)用降低，并降低了維護(hù)和地面保障費(fèi)用。
文檔編號B64C25/50GK102923300SQ20121042736
公開日2013年2月13日 申請日期2012年10月31日 優(yōu)先權(quán)日2012年10月31日
發(fā)明者聶宏, 聶青, 張明, 王梓霖, 李闖 申請人:南京航空航天大學(xué)