一种角度可调节、运动件可穿导线的航空驱动机构的制作方法

1.本发明涉及飞机照明灯具，特别地是，一种角度可调节、运动件可穿导线的航空驱动机构及方法。


背景技术：

2.在航空领域中，航空驱动机构是为了适应飞机飞行目的，驱动航空终端运动部件动作，进而调节航空终端运动部件位置。有的终端运动部件仍含有用电设施，因此需要将导线穿过运动零件，运动时导线不在零件内部拧紧缠绕。与此同时，航空驱动机构动力输出零件需要在顺时针转动的极限位置、逆时针转动的极限位置及其中间任意位置停留并锁定。由于空间体积及重量限制，航空驱动机构体积重量逐渐减小。与此同时，由于承载能力逐渐提高，要求航空驱动机构的承载能力逐渐提升。不同飞机运动部件一致性存在差异，安装后航空驱动机构顺时针的极限位置、逆时针极限位置存在差异，航空驱动机构动力输出零件的极限位置角度需要可以调节。由于空间体积小，所需要的带负载能力高，目前尚无此类航空驱动机构。


技术实现要素：

3.本发明的目的是解决现有技术中的技术问题，而提供一种新型的一种角度可调节、运动件可穿导线的航空驱动机构。
4.为了实现这一目的，本发明的技术方案如下：一种角度可调节、运动件可穿导线的航空驱动机构，包含有，机构壳体，其具有壳体内置空间，所述壳体内置空间内部布置有两级蜗杆蜗轮副、一级齿轮副及导电滑环，所述两级蜗杆蜗轮副具有由第一蜗杆与第一蜗轮构成的第一级蜗轮蜗杆副及由第二蜗杆与第二蜗轮构成的第二级蜗轮蜗杆副，所述一级齿轮副具有由主动齿轮及从动齿轮构成的齿轮副；所述导电滑环具有滑环本体、滑环转子导线及滑环定子导线，所述滑环转子导线用于对接用电端，所述滑环定子导线用于对接供电端；具有电机转轴的驱动电机；以及，空心输出轴；所述电机转轴与所述第一蜗杆相固定连接且两者具有共同的第一轴线，所述第一蜗轮与所述第二蜗杆相固定连接且两者具有共同的第二轴线，所述滑环本体、所述第二蜗轮、所述主动齿轮、所述空心输出轴相固定连接且四者具有共同的第三轴线，所述滑环转子导线通过所述第二蜗轮形成的蜗轮穿孔、所述主动齿轮形成的齿轮穿孔、所述空心输出轴穿出于外。
5.作为一种角度可调节、运动件可穿导线的航空驱动机构的优选方案，还包含有，所述壳体内置空间内部的角位移传感器，所述角位移传感器具有传感器输入轴，所述传感器输入轴与所述从动齿轮相固定连接且两者具有共同的第四轴线。
6.作为一种角度可调节、运动件可穿导线的航空驱动机构的优选方案，所述传感器
输入轴形成有“一”字形的凸部，所述从动齿轮形成有“一”字形的凹部，两者相插合以实现固定连接。
7.作为一种角度可调节、运动件可穿导线的航空驱动机构的优选方案，所述主动齿轮形成有向所述第二蜗轮方向延伸的齿轮凸部，所述第二蜗轮形成有与所述齿轮凸部对应的蜗轮凹部，所述齿轮凸部与所述蜗轮凹部相插合，以实现所述第二蜗轮与所述主动齿轮的固定连接。
8.作为一种角度可调节、运动件可穿导线的航空驱动机构的优选方案，所述驱动电机可选用可调速无刷直流电机。
9.作为一种角度可调节、运动件可穿导线的航空驱动机构的优选方案，所述第一蜗杆、所述第一蜗轮、所述第二蜗杆及所述第二蜗轮均选用小模数。
10.与现有技术相比，本发明的有益效果至少在于：结构紧凑合理，空间要求小，工作可靠，可以实现小空间体积下的航空驱动机构顺逆方向调节功能。通过二级蜗杆蜗轮副的自锁特性实现在较高承载、锁定终端运动部件位置要求。通过角位移传感器及相应驱动电路实现航空驱动机构输出轴运动角度可调节功能，从而实现航空驱动机构极限位置角度可调节要求，保障航空器可靠飞行。
附图说明
11.图1为本发明一实施例的结构示意图（分解状态）。
12.图2为本发明一实施例的结构示意图（组合状态，省略机构壳体）。
13.图3为本发明一实施例中从动齿轮的结构示意图。
14.图4为本发明一实施例中角位移传感器的结构示意图。
具体实施方式
15.下面通过具体的实施方式结合附图对本发明作进一步详细说明。在此需要说明的是，对于这些实施方式的说明用于帮助理解本发明，但不构成对本发明的限定。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
16.请参见图1至4，图中示出的是一种角度可调节、运动件可穿导线的航空驱动机构。
17.所述航空驱动机构由驱动电机1、机构壳体2、两级蜗杆蜗轮副3、一级齿轮副4、空心输出轴5、导电滑环6等组成。
18.所述驱动电机1具有电机转轴。所述电机转轴能够正转或反转。本实施例中，所述驱动电机1可选用可调速无刷直流电机。
19.所述机构壳体2位于所述驱动电机1右侧。所述机构壳体2内部由隔板分隔成壳体左室与壳体右室。所述两级蜗杆蜗轮副3及所述一级齿轮副4均位于所述壳体左室。
20.所述两级蜗杆蜗轮副3具有第一蜗杆31、第一蜗轮32、第二蜗杆33及第二蜗轮34。所述第一蜗杆31与所述第一蜗轮32构成第一级蜗轮蜗杆副。所述第二蜗杆33与所述第二蜗轮34构成第二级蜗轮蜗杆副。所述电机转轴向右延伸至所述壳体左室内部与所述第一蜗杆31相固定连接且两者具有共同的第一轴线。所述电机转轴用于带动所述第一蜗杆31转动。本实施例中，所述第一轴线沿水平方向左右延伸。所述第一蜗轮32与所述第二蜗杆33相固
定连接且两者具有共同的第二轴线。本实施例中，所述第二轴线沿垂直方向上下延伸。
21.较佳地，所述第一蜗杆31及所述第二蜗杆33的端部配置有定位轴承8。
22.较佳地，所述第一蜗杆31、所述第一蜗轮32、所述第二蜗杆33及所述第二蜗轮34均选用小模数。
23.所述一级齿轮副4具有主动齿轮41及从动齿轮42。所述主动齿轮41与所述从动齿轮42处于同一平面且两者相啮合。
24.所述空心输出轴5位于所述机构壳体2右侧。所述空心输出轴5内部贯通。较佳地，所述空心输出轴5端部配置有定位轴承8。所述第二蜗轮34、所述主动齿轮41、所述空心输出轴5相固定连接且两者具有共同的第三轴线。其中，所述主动齿轮41形成有向所述第二蜗轮34方向延伸的齿轮凸部，所述第二蜗轮34形成有与所述齿轮凸部对应的蜗轮凹部，藉由所述齿轮凸部与所述蜗轮凹部相插合，使得所述第二蜗轮34与所述主动齿轮41的固定连接。所述本实施例中，所述第三轴线沿水平方向左右延伸。所述主动齿轮41形成有齿轮穿孔。所述第二蜗轮34形成有蜗轮穿孔。
25.所述导电滑环6具有滑环本体61、滑环转子导线62及滑环定子导线63。所述滑环本体61位于所述壳体左室且在所述第二蜗轮34右侧。所述滑环本体61与所述第二蜗轮34通过螺钉相固定连接。所述滑环转子导线62向左延伸，经过所述蜗轮穿孔、所述齿轮穿孔、所述空心输出轴5穿出于外。所述滑环转子导线62用于对接用电端。所述滑环定子导线63向右延伸，利用线夹定位于所述隔板。所述滑环定子导线63用于对接供电端。
26.较佳地，还包含有，角位移传感器7。所述角位移传感器7位于所述壳体右室。所述角位移传感器7具有传感器输入轴。所述传感器输入轴向左穿过所述隔板与所述从动齿轮42相固定连接且两者具有共同的第四轴线。进一步地，所述传感器输入轴形成有“一”字形的凸部，所述从动齿轮42形成有“一”字形的凹部，两者相插合以实现固定连接。本实施例中，所述第四轴线沿水平方向左右延伸。所述角位移传感器7与控制器连接。利用所述角位移传感器7及所述控制器，能够对所述空心输出轴5的转动角度进行控制，从而实现航空驱动机构动力输出零件的极限位置角度调节。
27.工作过程：所述驱动电机1工作，所述电机转轴带动所述第一蜗杆31、所述第一蜗轮32、所述第二蜗杆33、所述第二蜗轮34、所述主动齿轮41、所述第二蜗轮34、所述主动齿轮51、所述空心输出轴5、所述导电滑环6同步旋转。同时，所述主动齿轮41带动与其啮合的所述从动齿轮42转动，所述从动齿轮42与所述角位移传感器7的所述传感器输入轴相同步。所述空心输出轴5的转动过程中，所述从动齿轮42带动所述角位移传感器7的所述输出轴同步转动。通过所述控制器采集所述角位移传感器7输出的高精度信号，实现控制所述空心输出轴5的转动角度，保障航空器可靠飞行。另，所述滑环转子导线62穿过所述空心输出轴5并且随所述空心输出轴5同步旋转，所述滑环定子导线63可通过线夹固定在隔板，即实现导线穿过运动零件，运动时导线不在零件内部拧紧缠绕要求。
28.而以上仅表达了本发明的实施方式，其描述较为具体和详细，但且不能因此而理解为对发明专利范围的锁定。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。因此，本发明专利的保护范围应以所附权利要求为准。

技术特征：
1.一种角度可调节、运动件可穿导线的航空驱动机构，其特征在于，包含有，机构壳体，其具有壳体内置空间，所述壳体内置空间内部布置有两级蜗杆蜗轮副、一级齿轮副及导电滑环，所述两级蜗杆蜗轮副具有由第一蜗杆与第一蜗轮构成的第一级蜗轮蜗杆副及由第二蜗杆与第二蜗轮构成的第二级蜗轮蜗杆副，所述一级齿轮副具有由主动齿轮及从动齿轮构成的齿轮副；所述导电滑环具有滑环本体、滑环转子导线及滑环定子导线，所述滑环转子导线用于对接用电端，所述滑环定子导线用于对接供电端；具有电机转轴的驱动电机；以及，空心输出轴；所述电机转轴与所述第一蜗杆相固定连接且两者具有共同的第一轴线，所述第一蜗轮与所述第二蜗杆相固定连接且两者具有共同的第二轴线，所述滑环本体、所述第二蜗轮、所述主动齿轮、所述空心输出轴相固定连接且四者具有共同的第三轴线，所述滑环转子导线通过所述第二蜗轮形成的蜗轮穿孔、所述主动齿轮形成的齿轮穿孔、所述空心输出轴穿出于外。2.根据权利要求1所述的一种角度可调节、运动件可穿导线的航空驱动机构，其特征在于，还包含有，所述壳体内置空间内部的角位移传感器，所述角位移传感器具有传感器输入轴，所述传感器输入轴与所述从动齿轮相固定连接且两者具有共同的第四轴线。3.根据权利要求2所述的一种角度可调节、运动件可穿导线的航空驱动机构，其特征在于，所述传感器输入轴形成有“一”字形的凸部，所述从动齿轮形成有“一”字形的凹部，两者相插合以实现固定连接。4.根据权利要求1所述的一种角度可调节、运动件可穿导线的航空驱动机构，其特征在于，所述主动齿轮形成有向所述第二蜗轮方向延伸的齿轮凸部，所述第二蜗轮形成有与所述齿轮凸部对应的蜗轮凹部，所述齿轮凸部与所述蜗轮凹部相插合，以实现所述第二蜗轮与所述主动齿轮的固定连接。5.根据权利要求1所述的一种角度可调节、运动件可穿导线的航空驱动机构，其特征在于，所述驱动电机可选用可调速无刷直流电机。6.根据权利要求1所述的一种角度可调节、运动件可穿导线的航空驱动机构，其特征在于，所述第一蜗杆、所述第一蜗轮、所述第二蜗杆及所述第二蜗轮均选用小模数。

技术总结
本发明公开一种角度可调节、运动件可穿导线的航空驱动机构，包含有，机构壳体，其具有壳体内置空间，所述壳体内置空间内部布置有两级蜗杆蜗轮副、一级齿轮副及导电滑环，所述两级蜗杆蜗轮副具有由第一蜗杆与第一蜗轮构成的第一级蜗轮蜗杆副及由第二蜗杆与第二蜗轮构成的第二级蜗轮蜗杆副，所述一级齿轮副具有由主动齿轮及从动齿轮构成的齿轮副；所述导电滑环具有滑环本体、滑环转子导线及滑环定子导线，所述滑环转子导线用于对接用电端，所述滑环定子导线用于对接供电端；具有电机转轴的驱动电机；以及，空心输出轴。本发明的有益效果在于：结构紧凑合理，空间要求小，工作可靠。工作可靠。工作可靠。


技术研发人员：宫伟 栾兰 闫云雪 刘天奇
受保护的技术使用者：上海航空电器有限公司
技术研发日：2022.02.21
技术公布日：2023/8/31