电涵垂升共转翼飞机的发动机飞行攻角电动调节机构的制作方法

1.本发明涉及飞机发动机领域，具体涉及一种电涵垂升共转翼飞机的发动机飞行攻角电动调节机构。


背景技术：

2.发动机飞行攻角是指发动机推力方向与飞机主升力面之间的夹角。当发动机飞行攻角固定，推力方向为水平时，此时所对应的巡航速度则为最佳巡航速度(该状态下能耗最低)。在总重确定情况下任何一个发动机飞行攻角都会对应一个最佳巡航速度，发动机飞行攻角越小对应的最佳巡航速度越高。因此，假如飞机的发动机飞行攻角能调节，则其最佳巡航速度范围会更广、飞行能耗会更低。这也是现在很多大型飞机花大成本也要实现发动机飞行攻角能调节功能的原因。
3.电涵垂升共转翼飞机是一种以普通家庭为主要目标市场的新型小飞机，需要专门研发“发动机飞行攻角电动调节机构”以满足电涵垂升共转翼飞机的特定需求。


技术实现要素：

4.针对背景技术中提到的技术问题，本发明提供一种电涵垂升共转翼飞机的发动机飞行攻角电动调节机构，不仅能获得更广的最佳巡航速度范围，而且飞行综合能耗更低，更节能。
5.本发明的技术方案是这样实现的：
6.一种电涵垂升共转翼飞机的发动机飞行攻角电动调节机构，包括用于与发动机连接的动套筒、相连接的共转梁和定套筒，动套筒和定套筒同轴线布置且相互转动套接；动套筒侧壁上设有与其轴向呈一定夹角的第一滑道，定套筒侧壁上设有与其轴向相平行的第二滑道；第一滑道和第二滑道之间穿设有滑杆，滑杆联动有电动伸缩机构。
7.进一步的，所述动套筒上设有至少两条第一滑道，所述定套筒上设有至少两条第二滑道，滑杆的每一端穿过第一滑道和第二滑道。
8.进一步的，所述定套筒的侧壁上连接有定位螺栓，动套筒的侧壁上设有定位滑孔，定位滑孔的长度方向与动套筒的轴线相平行，定位螺栓与定位滑孔滑动配合。
9.进一步的，所述动套筒侧壁上设有第一检修孔，定套筒侧壁上设有第二检修孔；第一检修孔和第二检修孔相邻布置。
10.进一步的，所述电动伸缩机构包括相互螺纹配合的外螺伸缩杆件和内螺转筒，还包括电动伸缩机构外壳和第二电机；滑杆连接在外螺伸缩杆件上；内螺转筒与电动伸缩机构外壳转动连接，第二电机的输出端通过传动机构与内螺转筒联动。
11.进一步的，所述传动机构包括依次啮合的主动齿轮、双齿轮传动杆件和外齿；主动齿轮连接在第二电机的输出端，双齿轮传动杆件转动连接在电动伸缩机构外壳上，外齿呈环形设置在内螺转筒的外壁上。
12.进一步的，所述双齿轮传动杆件包括依次连接的第二齿轮、传动杆和第三齿轮；所
述主动齿轮与第二齿轮啮合，第三齿轮与所述内螺转筒的外齿啮合。
13.有益效果
14.本发明的电涵垂升共转翼飞机的发动机飞行攻角电动调节机构的优点为：
15.1、共转梁用于安装电涵垂升共转翼飞机的副翼。通过电动伸缩机构带动滑杆沿第二滑道和第一滑道移动，即可让动套筒相对定套筒旋转一定角度，从而改变发动机推力与副翼的夹角，进而调节发动机飞行攻角，让飞机不仅能获得更广的最佳巡航速度范围，而且飞行综合能耗更低，更节能。
16.2、动套筒上设有至少两条第一滑道，定套筒上设有至少两条第二滑道，滑杆的每一端穿过对应的第一滑道和第二滑道。滑杆移动时，由于动套筒的受力点为至少两个，使其旋转更稳定。外螺伸缩杆件在第二滑道的限位作用下，不会发生转动。
17.3、定套筒和动套筒之间的旋转，通过定位滑孔和定位螺栓的配合进行限位，避免旋转超出预设的行程。
18.4、动套筒的第一检修孔和定套筒的第二检修孔相邻布置，方便人员从外侧伸手进套筒内侧进行检修。
19.5、电动伸缩机构中，第二电机依次通过主动齿轮、双齿轮传动杆件、内螺转筒的外齿、内螺转筒的内螺纹的减速增矩，来使外螺伸缩杆件拥有较大的推力驱使滑杆移动，从而促使发动机相对共转梁旋转。由于传力的逐级放大作用，同时滑杆与第一滑道、第二滑道之间形成的卡位效应，因此整个机构不会由于发动机扭矩推动而产生转动。
附图说明
20.为了更清楚地说明本发明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发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
21.图1为发动机飞行攻角电动调节机构的俯视图；
22.图2为发动机飞行攻角电动调节机构的主视图；
23.图3为图1的a-a向视图；
24.图4为图2的b-b向视图；
25.图5为图4的c-c向视图；
26.图6为图4的d-d向视图；
27.图7为共转梁和定套筒的剖视图；
28.图8为卡箍的示意图；
29.图9为地面停泊、共转0度、发动机攻角0度时动力方向与升力面的关系图；
30.图10为空中最佳巡航、共转0度、发动机攻角3.5度时动力方向与升力面的关系图；
31.图11为空中最佳巡航、共转0度、发动机攻角7度时动力方向与升力面的关系图。
具体实施方式
32.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于
本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
33.参见图1至图11，一种电涵垂升共转翼飞机的发动机飞行攻角电动调节机构，包括用于与发动机5连接的动套筒41、相连接的共转梁42和定套筒43，动套筒41和定套筒43同轴线布置且相互转动套接。动套筒41侧壁上设有与其轴向呈一定夹角的第一滑道411，定套筒43侧壁上设有与其轴向相平行的第二滑道431。第一滑道411和第二滑道431之间穿设有滑杆446，滑杆446联动有电动伸缩机构。
34.动套筒41上设有两条第一滑道411，定套筒43上设有两条第二滑道431，滑杆446的两端均穿过对应的第一滑道411和第二滑道431。
35.定套筒43的侧壁上连接有定位螺栓432，动套筒41的侧壁上设有定位滑孔412，定位滑孔412的长度方向与动套筒41的轴线相平行，定位螺栓432与定位滑孔412滑动配合。优选的，定位螺栓432和定位滑孔412为四组且对称布置在定位滑孔412的两侧。
36.动套筒41侧壁上设有第一检修孔413，定套筒43侧壁上设有第二检修孔433。第一检修孔413和第二检修孔433相邻布置。
37.电动伸缩机构包括相互螺纹配合的外螺伸缩杆件444和内螺转筒445，还包括电动伸缩机构外壳442和第二电机441。滑杆446连接在外螺伸缩杆件444上。内螺转筒445与电动伸缩机构外壳442转动连接，第二电机441的输出端通过传动机构与内螺转筒445联动。
38.滑杆446中部横向穿过外螺伸缩杆件444的一端，外螺伸缩杆件444的侧壁上穿设有销杆4461，销杆461同时横向穿过滑杆446中部。销杆4461上位于外螺伸缩杆件444外的一端外壁上卡接有卡箍4462，卡箍4462的中部包括横穿外螺伸缩杆件444的插杆4463，可提高连接稳定性。
39.传动机构包括依次啮合的主动齿轮4411、双齿轮传动杆件443和外齿4451。主动齿轮4411连接在第二电机441的输出端，双齿轮传动杆件443转动连接在电动伸缩机构外壳442上，外齿4451呈环形设置在内螺转筒445的外壁上。共转梁42上设有检修盖421，第二电机441和电动伸缩机构外壳442均固定安装在共转梁42的内腔中，打开检修盖421即可进行检修。
40.双齿轮传动杆件443包括依次连接的第二齿轮4431、传动杆4432和第三齿轮4433。主动齿轮4411与第二齿轮4431啮合，第三齿轮4433与内螺转筒445的外齿4451啮合。
41.其中，第二电机441驱动主动齿轮4411咬合双齿轮传动杆件443(减速约2倍)，双齿轮传动杆件443咬合内螺转筒445(减速约4倍)，内螺转筒445螺驱外螺伸缩杆件444(减速约20倍)，外螺伸缩杆件444联结滑杆446推动动套筒41联结发动机5转动(减速约4倍)。
42.本实施例中，根据电涵垂升共转翼飞机的动力性能当飞行攻角为7度时，最佳巡航速度约为90km/h，是一个理想的最低平飞速度。因此发动机飞行攻角的可调节角度范围设定为0-7度，对应的最佳巡航速度范围90-500km/h(理论上发动机飞行攻角为0度时，最佳巡航速度为无限大，但电涵垂升共转翼飞机的最大设定飞行速度为500km/h)。
43.由以上控制过程可见尽管发动机在高速时(如500km/h)，其转动所需力矩比较大(约300n.m)，但经过层层减速后(约2*4*20*4＝640倍)所需配置的电机也是非常小的(约0.5n.m)。如采用转速100转/秒的直流电机，最大行程(0度推到7度)所需时间约35秒。可见飞行攻角电动调节机构控制的时间和力度都是合适的，同时实现了将整个机构融合到动力
翼梁上，额外增加的重量极为微小。
44.发动机飞行攻角电动调节机构对飞行姿态调节机理如下：
45.共转为0度时，所有机翼及机腹构成一个统一的升力面：此种状态下的飞机升阻比是最大的(此时电涵垂升共转翼飞机的升阻比约12)，因此电涵垂升共转翼飞机所有固定翼飞行时其共转均为0度。这与“垂直起降膜翼飞机”相比在经济性能和操控简化方面得到进一步提升，这也是设置发动机飞行攻角电动调节机构显而易见的好处。
46.在飞机一定速度巡航时，调节发动机攻角使发动机推力方向为水平时，飞机(攻角仰首)水平飞行，即升力完全由统一的升力面提供，发动机动力仅需对抗飞机水平阻力：从而实现在确定速度范围(90-500km/h)内的飞行均为最佳巡航速度。
47.需要说明的是，当一个元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者间接在该另一个元件上。当一个元件被称为是“连接于”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或间接连接至该另一个元件上。
48.需要理解的是，术语“长度”、“宽度”、“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。
49.以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种电涵垂升共转翼飞机的发动机飞行攻角电动调节机构，其特征在于，包括用于与发动机(5)连接的动套筒(41)、相连接的共转梁(42)和定套筒(43)，动套筒(41)和定套筒(43)同轴线布置且相互转动套接；动套筒(41)侧壁上设有与其轴向呈一定夹角的第一滑道(411)，定套筒(43)侧壁上设有与其轴向相平行的第二滑道(431)；第一滑道(411)和第二滑道(431)之间穿设有滑杆(446)，滑杆(446)联动有电动伸缩机构。2.根据权利要求1所述的一种电涵垂升共转翼飞机的发动机飞行攻角电动调节机构，其特征在于，所述动套筒(41)上设有至少两条第一滑道(411)，所述定套筒(43)上设有至少两条第二滑道(431)，滑杆(446)的每一端穿过第一滑道(411)和第二滑道(431)。3.根据权利要求1或2所述的一种电涵垂升共转翼飞机的发动机飞行攻角电动调节机构，其特征在于，所述定套筒(43)的侧壁上连接有定位螺栓(432)，动套筒(41)的侧壁上设有定位滑孔(412)，定位滑孔(412)的长度方向与动套筒(41)的轴线相平行，定位螺栓(432)与定位滑孔(412)滑动配合。4.根据权利要求1所述的一种电涵垂升共转翼飞机的发动机飞行攻角电动调节机构，其特征在于，所述动套筒(41)侧壁上设有第一检修孔(413)，定套筒(43)侧壁上设有第二检修孔(433)；第一检修孔(413)和第二检修孔(433)相邻布置。5.根据权利要求1所述的一种电涵垂升共转翼飞机的发动机飞行攻角电动调节机构，其特征在于，所述电动伸缩机构包括相互螺纹配合的外螺伸缩杆件(444)和内螺转筒(445)，还包括电动伸缩机构外壳(442)和第二电机(441)；滑杆(446)连接在外螺伸缩杆件(444)上；内螺转筒(445)与电动伸缩机构外壳(442)转动连接，第二电机(441)的输出端通过传动机构与内螺转筒(445)联动。6.根据权利要求1所述的一种电涵垂升共转翼飞机的发动机飞行攻角电动调节机构，其特征在于，所述传动机构包括依次啮合的主动齿轮(4411)、双齿轮传动杆件(443)和外齿(4451)；主动齿轮(4411)连接在第二电机(441)的输出端，双齿轮传动杆件(443)转动连接在电动伸缩机构外壳(442)上，外齿(4451)呈环形设置在内螺转筒(445)的外壁上。7.根据权利要求6所述的一种电涵垂升共转翼飞机的发动机飞行攻角电动调节机构，其特征在于，所述双齿轮传动杆件(443)包括依次连接的第二齿轮(4431)、传动杆(4432)和第三齿轮(4433)；所述主动齿轮(4411)与第二齿轮(4431)啮合，第三齿轮(4433)与所述内螺转筒(445)的外齿(4451)啮合。

技术总结
本发明提出了一种电涵垂升共转翼飞机的发动机飞行攻角电动调节机构，包括用于与发动机连接的动套筒、相连接的共转梁和定套筒，动套筒和定套筒同轴线布置且相互转动套接；动套筒侧壁上设有与其轴向呈一定夹角的第一滑道，定套筒侧壁上设有与其轴向相平行的第二滑道；第一滑道和第二滑道之间穿设有滑杆，滑杆联动有电动伸缩机构。本发明提供的电涵垂升共转翼飞机的发动机飞行攻角电动调节机构，不仅能获得更广的最佳巡航速度范围，而且飞行综合能耗更低，更节能。更节能。更节能。


技术研发人员：曾昭达 王浩 单肖文 景晓辉
受保护的技术使用者：广东信稳能控技术研究有限公司
技术研发日：2023.04.19
技术公布日：2023/6/3