专利名称：襟翼作动筒的制作方法
技术领域：
本发明一般涉及飞机，尤其涉及用于控制飞机机翼上襟翼的操作的襟 翼作动筒。
背景技术：
飞机的机动性在很大程度上取决于位于机翼后沿上的铰接段或者襟翼 的运动。通过有选择性地伸出和缩回襟翼，机翼的气动流条件可以受到影 响，以便增大或减小由机翼产生的升力。例如，在飞行的起飞和着陆阶段， 调节飞机襟翼的位置，以优化机翼的提升和阻碍特性。可以理解，襟翼的 可靠工作对飞机特别重要。
在大型飞机中，在每个机翼的后沿上设置了一系列襟翼。襟翼按常规 方式通过推杆、惰轮和曲柄的液压致动联接件来升高和降低。襟翼控制杆 设置在飞机座舱中，以机械地控制该系统。襟翼控制杆由常规的软钢索连 接到液压致动机构上。如已知的那样，这些液压致动机构用大型的集中式 泵来保持系统内的液压。液压管线将加压的液压液分配给相应的襟翼作动 筒。为了确保系统的可靠性，多根液压管线通到各个襟翼作动筒。
在实现它们的既定目的的同时，这些现有的液压系统具有一些固有的 问题。例如，在技师试图诊断和修理飞机时，非常希望飞机上的所有系统 都易于维护，以便飞机的起飞不会被推迟。但是，由于飞机液压系统内的 泵和管线的复杂性，因此诊断和/或修理液压系统常常较难且昂贵。此外， 所用的多路液压管线必须通到各个襟翼作动筒，以确保系统的冗余，这在 重量和金钱上都是成本高的。因此，非常希望提供一个冗余的襟翼作动筒 控制系统，它安装和维护简单，并且重量轻。
发明内容
因此，本发明的主要目的和特征是提供一种安装和维护简单的襟翼作 动筒。
本发明的另一目的和特征是提供一种采用冗余的载荷路径设计的襟翼 作动筒。
本发明的又一目的和特征是提供一种襟翼作动筒，该襟翼作动筒响应 由襟翼施加在其上的挤压载荷保持飞机襟翼的位置。
根据本发明，襟翼作动筒设置用于控制飞机机翼上襟翼的运动。襟翼 作动筒包括沿纵向轴线延伸的轴杆，该轴杆具有可操作地连接到襟翼上的 末端。该轴杆可以在第一缩回位置和第二伸出位置之间运动。 一止回组件 与该轴杆可操作地连接。止回组件可防止该轴杆响应襟翼产生的挤压力向 缩回^f立置运动。
止回组件包括用于支承该轴杆的壳体和用于使壳体与机翼互连的第一 万向接头。第二万向接头也使壳体与机翼互连。第一和第二销在壳体和第 一万向接头之间延伸，并且使第二万向接头与第一万向接头及壳体互连。 安装销延伸穿过第一万向接头，并且可操作地连接到机翼上。
襟翼作动筒还包括可以与轴杆接合并且可以绕纵向轴线旋转的滚珠螺 母。滚珠螺母沿第一方向旋转使轴杆向伸出位置移动，而滚珠螺母沿第二 方向旋转使轴杆向缩回位置移动。轴杆包括沿纵向轴线延伸的中空滚珠丝 杠和延伸穿过滚珠丝杠的内杆。还设置了具有可旋转驱动轴的电机。驱动 轴可以沿第一方向和相反的第二方向旋转。齿轮组件将驱动轴的旋转传递 给滚珠螺母。齿轮组件包括离合器。离合器根据作用在其上的预定的力使 驱动轴与滚珠螺母脱离接合。
根据本发明的另一方面，襟翼作动筒设置用于控制飞机机翼上襟翼的 运动。襟翼作动筒包括具有前端和后端的壳体。滚珠螺母可旋转地支承在 壳体内。滚珠丝杠沿纵向轴线延伸，并且具有可操作地连接到襟翼上的末 端。滚珠丝杠可以根据滚珠螺母的旋转在第一缩回位置和第二伸出位置之间运动。 一单向滚柱离合器可操作地连接到滚珠螺母上。滚柱离合器与壳 体接合，并防止滚珠螺母根据襟翼施加到滚珠丝杠上的挤压力沿第 一方向 旋转。
一万向接头组件与壳体相连，并且可以连接到机翼上。
万向接头组件包括用于使壳体与机翼互连的第一万向接头和用于使壳 体与机翼互连的第二万向接头。第一和第二销在壳体和第一万向接头之间 延伸。另外，第一和第二销使第二万向接头与第一万向接头及壳体互连。 万向接头组件还包括延伸穿过第一万向接头并且可操作地连接到机翼上的 安装销。
滚珠螺母沿第 一方向旋转使滚珠丝杠向伸出位置运动。滚珠螺母沿第 二方向旋转使滚珠丝杠向缩回位置运动。还设置具有可旋转驱动轴的电机。 该驱动轴可以沿第一方向和相对的第二方向旋转。齿轮组件将驱动轴的旋 转传递给滚珠螺母。齿轮组件包括根据作用在其上的预定的力使驱动轴与 滚珠螺母脱离接合的离合器。 一内杆延伸穿过滚珠丝杠。
根据本发明的又一方面，襟翼作动筒设置用于控制飞机机翼上襟翼的 动作。襟翼作动筒包括具有前端和后端的壳体。滚珠螺母可旋转地支承在 壳体内。电机具有可以沿第一方向和相反的第二方向旋转的可旋转驱动轴。 齿轮组件将驱动轴的旋转传递给滚珠螺母。滚珠丝杠沿纵向轴线延伸，并 且具有可操作地连接到襟翼的末端。滚珠丝杠可以在第一缩回位置和第二 伸出位置之间运动，其中第 一缩回位置对应于滚珠螺母沿第 一方向的旋转， 而第二伸出位置对应于滚珠螺母沿第二方向的旋转。 一个单向滚柱离合器 可操作地连接到滚珠螺母上。滚柱离合器与壳体接合，并防止滚珠螺母响 应襟翼施加到滚珠丝杠上的挤压力沿第一方向旋转。同中心的第一和第二 万向接头绕纵向轴线定位，并与壳体相邻。第一销延伸穿过第一和第二万 向接头，并且可操作地连接到壳体。
第二销也可以延伸穿过第一和第二万向接头，并且可操作地连接到壳 体，并且设置一用于使第一万向接头与机翼互连的安装装置。可设想第一 和第二万向接头具有总体为矩形的构型。
这里提供的附解说明了本发明的优选结构，上述优点和特点在其 中做了清楚公开，其他的优点和特点通过下面对图解实施方式的描述也易 于理解。
在附图中
图1是安装在常规飞机的机翼上的根据本发明的襟翼作动筒的等距视
图2是本发明的襟翼作动筒的等距视图； 图3是沿图2的线3-3得到的本发明的襟翼作动筒的剖视图； 图4是沿图3的线4-4得到的本发明的襟翼作动筒的剖视图；而 图5是沿图2的线5-5得到的本发明的襟翼作动筒的剖视图。
具体实施例方式
参照图1-2,根据本发明的襟翼作动筒总体上用附图标记10表示。如 常规的那样，飞机包括从机身(未示出)沿横向伸出的的机翼12。机翼12 包括前端和后端14。襟翼18的后端14包括形成于其中用于接纳襟翼18 的襟翼接纳槽16。机翼12的后端14中的襟翼接納槽16分别由总体上平 行的第一和第二侧部20和22限定。相应側部20和22的后端20a和22a 分别与机翼12的后沿14相交。相应的第 一和第二侧部20和22的前端20b 和22b分别与机翼12的框架元件24相交。框架元件24从飞机机身沿横向 伸出，并且可操作地连接于机身上。
襟翼18包括可枢转地连接到机翼12的侧部20的第一侧部26，以及 可枢转地连接到机翼12的侧部22上的第二侧部28。如同常规的那样，襟 翼18可以绕靠近且平行于襟翼18前沿30的纵向轴线枢转，并且可以在伸 出和缩回位置之间运动。襟翼作动筒10使襟翼18在靠近它前沿30的地方 与机翼12的框架元件24互连，以控制襟翼18的运动。
襟翼作动筒10包括以任何适当的方式例如螺钉等刚性连接到壳体124 上的无刷直流电机32。电机32电联接到控制器，以接收电功率并将电功
9说 包括可以根据来源于控制器的指令沿第一和第 二方向旋转的驱动轴(未示)。打算通过正齿轮组件36将电机32产生的 机械功率传送给滚珠丝杠98,理由如下所述。需要指出的是，在附图中， 襟翼作动筒10取向成使电机32从飞机的机身伸向远处。不难理解，襟翼 作动筒10也可以取向成使电机32伸向飞机的机身，而不会背离本发明的 范围。
参照图4，正齿轮组件36包括安装在沿纵向轴线延伸的离合器轴44 上的离合器齿轮40。离合器轴44包括由轴承罩46可旋转支承的第一端44a 和由轴承罩48支承的相对的第二端44b。离合器轴44还包括从与第一端 44a相邻的位置沿径向伸出的离合片50。第一组滚柱轴承52被限制在离合 片50和离合器齿轮40的第一侧部之间。第二组滚柱轴承54被限制在离合 器齿轮40的第二侧部和绕离合器轴44延伸的止推板56的第一侧部之间。 贝氏(belleville)弹簧58被限制在止推板56的第二侧部和柠到离合器轴 44上的调节螺母60之间。小齿轮62从离合器轴44上靠近它第二端44b 的地方沿径向伸出。
在组装时，贝氏弹簧58用于分别挤压止推板56、第一和第二滚柱轴 承52和54，并将离合器齿轮40挤到离合片50上，以便在正常工作位置 下，将离合器齿轮40的旋转(或者更精确地说，功率)传递到离合器轴 44。在操作中，电机32的驱动轴的外表面与离合器齿轮40啮合，并沿用 户要求的方向驱动离合器齿轮。如果离合器齿轮40上产生的扭矩低于预定 阈值，那么离合器齿轮40的旋转就传递到离合器轴44。如果离合器齿轮 40上的扭矩达到预定阈值(例如，如果襟翼作动筒10的下游部件被锁定 在适当的位置)，那么离合器齿轮40就在离合器轴44上滑动，使得离合 器齿轮40的旋转不会传递到离合器轴44。用调节螺母60改变贝氏弹簧58 在止推板56上产生的弹簧力，可以调节扭矩阈值。
小齿轮62与正齿轮64啮合并驱动该正齿轮。正齿轮64的内径利用键 连接到锥齿轮轴66的外径上。锥齿轮轴66分别由第一和第二轴承軍70 和72可旋转地支承。垫圏74和螺母76组合安装在锥齿轮轴66的第一端
1078上，以分别保持第 一和第二轴承罩70和72以及位于它上面的正齿轮64。 锥齿轮轴66的第二端80包括从那里伸出的增大的小锥齿轮82。小锥齿轮 82与锥齿轮86的齿84啮合，以将小锥齿轮82的旋转传递到锥齿轮86。
参照图3,锥齿轮86具有开有花键的内表面88，该内表面与滚珠螺母 92的外表面卯接合。沿滚珠螺母90的内径延伸的螺紋94与沿滚珠丝杠 98的外表面延伸的螺紋96啮合，理由如下所述。滚珠丝杠98还包括适合 穿过它安放内杆99的中心通道98a。万一滚珠丝杠98发生断裂，希望用 内杆99来保持滚珠丝杠98的完整性。内杆99以及滚珠丝杠98都沿纵向 轴线延伸，并且内杆99包括位于其第一端102的膨大端头100。加固孔104 延伸穿过滚珠丝杠98的端头100。如图1清楚所示，滚珠丝杠98的端头 100在靠近机翼18前沿的地方通过孔104与机翼18互连。内杆99的第二 端105包括固定在它上面的密封件107和螺母109组合，以将滚珠丝杠98 固定在内杆99上，并防止不希望的材料进入中心通道98a。
为了防止滚珠丝杠98在作用在襟翼18表面上的压缩载荷的压力下沿 轴向(在图3中从右向左)运动，由此防止在飞机的工作过程中襟翼18 运动，设有止回组件106。止回组件106包括后止推板108，并定位成靠着 从滚珠螺母92沿径向伸出的肩部110。斜辊112位于后止推板108和前止 推板114之间。前止推板114总体上为管状，并包括围绕滚珠螺母92的外 周面的内径和从该前止推板的第一端沿径向伸出的板状元件116。止推垫 圏118和止推轴承120位于壳体124的支承表面122和止推板114的板状 元件116之间。单向滚柱离合器126位于止推板114的外表面128和壳体 124的内表面130之间。
滚柱离合器126只允许止推板114沿一个方向，例如，沿顺时针方向 旋转。因而，在滚珠丝杠受压缩载荷的情况下，止推板108与斜辊112接 合，并将斜辊推靠在止推轴承120上。由于滚珠螺母凸缘110、止推板108、 斜辊112和止推板114之间产生摩擦，因此滚柱离合器126防止滚珠丝杠 98沿顺时针方向进一步旋转。
图5中，壳体124分别通过主要和次要的万向接头134和136互连到机翼12的框架元件24上。如图3清楚所示，壳体124包括通过多个贯穿 螺栓129 (图2 )连接到它上面的主要部分125和次要部分127。壳体124 包括从壳体124的主要部分125的前端125a分别伸出的、隔开的主万向接 头上部安装片138和140。主万向接头上部安装片138和140通常分别为U 形，分别包括相应的通孔142和144。隔开的主万向接头下部安装片146 和148分别从壳体124的主要部分125的前端125a伸出。主万向接头下部 安装片146和184通常为U形，并且分别包括相应的通孔150和152。分 别穿过主万向接头上部安装片138和140的孔142和144与分别穿过相应 的主万向接头下部安装片146和148的孔150和152沿轴向对齐，理由如 下所述。
壳体124还包括从壳体124的次要部分127的前端127a分别伸出的、 隔开的次万向接头上部安装片154和156。次万向接头上部安装片154和 156通常为U形，并且分别包括相应的通孔158和160。隔开的次万向接 头下部安装片162和164分别从壳体124的次要部分127的前端127a伸出。 次万向接头下部安装片162和164通常为U形，并且分别包括相应的通孔 166和168。分别穿过次万向接头上部安装片154和156的孔158和160 和分别穿过次万向接头下部安装片162和164的孔166和168沿轴向相互 对齐，并且与孔142、 144、 150和152对齐。
回过来看图5,主万向接头134具有总体为四方形的构型，并且分别 由具有通孔176和178的上、下壁170和172限定。主万向接头134还被 分别具有相应通孔(未示出)的第一和第二侧壁177和179限定，理由如 下。
次万向接头136也具有类似四方形的构型，并分别包括上、下壁180 和182。次万向接头136的上、下壁180和182分别包括相应的通孔184 和186。另外，次万向接头136还被分别具有相应通孔(未示出)的第一 和第二側壁188和190限定。
为了将壳体124安装到机翼12上，位于上方的万向接头134被定位成 使主万向接头134的顶壁170接纳在主万向接头上部安装片138和140之间，并且使主万向接头134的底壁172接纳在主万向接头下部安装片146 和148之间。另外，穿过主万向接头134的顶壁170的孔176与分别穿过 主万向接头上部安装片138和140的孔142和144沿轴向对齐，并且穿过 主万向接头134的底壁172的孔178与分别穿过主万向接头安装片146和 148的孔150和152沿轴向对齐。
次万向接头136定位成使次万向接头136的顶壁180接纳在次万向接 头上部安装片154和156之间，并使次万向接头136的底壁182接纳在次 万向接头下部安装片146和148之间。穿过次万向接头136的顶壁180的 孔184与分别穿过次万向接头上部安装片154和156的孔158和160沿轴 向对齐，而穿过次万向接头136的底壁182的孔186与分别穿过次万向接 头下部安装片162和164的孔166和168沿轴向对齐。
一旦主、次万向接头134和136分别按上述的那样定位，上部销190 就插入主万向接头上部安装片138中的孔142、穿过主万向接头134的顶 壁170的孔176、穿过主万向接头上部安装片140的孔144、穿过次万向接 头上部安装片154的孔158、穿过次万向接头136的顶壁180的孔184、和 穿过次万向接头上部安装片156的孔160。另外，销192插入主万向接头 下部安装片146中的孔150、穿过主万向接头134的底壁172的孔178、穿 过主万向接头下部安装片148的孔152、穿过次万向接头下部安装片162 的孔166、穿过次万向接头136的底壁182的孔186、和穿过次万向接头下 部安装片164的孔168。之后，主万向接头134定位在从机翼12的框架元 件24向后方伸出的安装支架194内。带有安装销的球面轴承坐靠在主万向 接头134的侧壁177中的孔内以及次万向接头136的侧壁188中的孔内， 以将襟翼作动筒10刚性连接到安装支架194。与之相似，带有安装销的球 面轴承坐靠在主万向接头134的侧壁179中的孔内以及次万向接头136的 侧壁l卯中的孔内，以将襟翼作动筒10刚性连接到支架194上。
在操作中，控制器根据飞行员的操纵启动电机32，以使驱动轴沿用户 要求的方向旋转。正齿轮组件36将驱动轴的旋转传递给锥齿轮86，锥齿 轮又使滚珠螺母92绕内杆99的纵向轴线旋转。滚珠螺母92的旋转传递给滚珠丝杠98，滚珠丝杠又沿内杆99的纵向轴线线性运动。举例来说，滚 珠螺母92沿顺时针方向的旋转使滚珠丝杠98沿第一直线方向移动，而滚 珠螺母92沿逆时针方向的旋转使滚珠丝杠98沿相反的第二直线方向移动。 按照这种方式，滚珠丝杠98可以从伸出位置移动到缩回位置，从而允许对 襟翼10的位置进行调节。
在飞机操作期间，通过襟翼18在内杆99的第一端102上和滚珠丝杠 98上提供挤压力(在图3中从右向左)。如上所述，该挤压力通过止回组 件106传递到壳体124。之后，压缩载荷通过销l卯和192分别传递到主、 次万向接头134和136，并分别通过主、次万向接头的球面轴承传递到机 翼18。不难理解，襟翼作动筒10的配置提供了对由作用在襟翼18上的载 荷产生的任何挤压力的冗余载荷分配。例如，如果内杆99损坏，载荷就可 以由滚珠丝杠98单独传递，反之亦然。类似地，如果壳体124的主要部分 125损坏，那么载荷就可以由壳体124的次要部分127单独传递，反之亦 然；或者如果主万向接头134损坏，那么载荷就可以由次万向接头136单 独传递，反之亦然。
下面的权利要求特别指出了并明确要求保护被认为是发明的主题，实 现本发明的各种方式被认为落入这些权利要求的范围内。
权利要求
1. 一种用于控制飞机机翼上襟翼的运动的襟翼作动筒，包括沿一纵向轴线延伸并具有可操作地连接到襟翼的末端的轴杆，该轴杆可以在第一缩回位置和第二伸出位置之间运动；以及可操作地连接到轴杆的止回组件，该止回组件防止轴杆响应襟翼产生的挤压力向缩回位置运动。
2. 如权利要求l所述的襟翼作动筒，其特征在于，止回组件包括用于支承轴杆的壳体；用于使壳体与机翼互连的第一万向接头；以及用于使壳体与机翼互连的第二万向接头。
3 如权利要求2所述的襟翼作动筒，其特征在于，壳体和第 一万向接头之间延伸的第 一销和第二销。
4. 如权利要求3所述的襟翼作动筒，其特征在于，第一销和第二销使第二万向接头与第一万向接头及壳体互连。
5. 如权利要求l所述的襟翼作动筒，其特征在于，止回组件包括延伸穿过第一万向接头并且可操作地连接到机翼的安装销。
6. 如权利要求l所述的襟翼作动筒，其特征在于，该襟翼作动筒还di3百，巧〃| A^FW^rp^'o卩 ^u〃1 "^j/7、h ，pv/^7 hv ^p^/i、啤，,穴，，滚珠螺母沿第一方向旋转使轴杆向伸出位置移动；并且滚珠螺母沿第二方向旋转使轴杆向缩回位置移动。
7. 如权利要求6所述的襟翼作动筒，其特征在于，该襟翼作动筒还包括具有可旋转的驱动轴的电机，该驱动轴可以沿第一方向和相反的第二方向旋转；以及用于将驱动轴的旋转传递到滚珠螺母的齿轮组件。
8. 如权利要求7所述的襟翼作动筒，其特征在于，齿轮组件包括离合器，该离合器响应作用在其上的预定的力使驱动轴与滚珠螺母脱离接合。
9. 如权利要求7所述的襟翼作动筒，其特征在于，所述轴杆包括沿纵向轴线延伸的中空的滚珠丝杠和延伸穿过该滚珠丝杠的内杆。
10. —种用于控制飞机机翼上襟翼的运动的襟翼作动筒，包括具有前端和后端的壳体；可旋转地支承在该壳体中的滚珠螺母；沿纵向轴线延伸并具有可操作地连接到襟翼的末端的滚珠丝杠，该滚珠丝杠可以响应滚珠螺母的旋转在第一缩回位置和第二伸出位置之间运动；可操作地连接到滚珠螺母的单向滚柱离合器，该滚柱离合器与壳体接合，并防止滚珠螺母响应襟翼施加在滚珠丝杠上的挤压力沿第一方向旋转；以及连接到壳体上并且可连接到机翼上的万向接头组件。
11. 如权利要求10所述的襟翼作动筒，其特征在于，万向接头组件包括用于使壳体与机翼互连的第一万向接头；以及用于使壳体与机翼互连的第二万向接头。
12. 如权利要求11所述的襟翼作动筒，其特征在于，万向接头组件包括在壳体和第一万向接头之间延伸的第一销和第二销。
13. 如权利要求12所述的襟翼作动筒，其特征在于，第一销和第二销使第二万向接头与第一万向接头及壳体互连。
14. 如权利要求11所述的襟翼作动筒，其特征在于，万向接头组件包括延伸穿过第一万向接头并且可操作地连接到机翼上的安装销。
15. 如权利要求10所述的襟翼作动筒，其特征在于滚珠螺母沿第一方向旋转使滚珠丝杠向伸出位置移动；并且滚珠螺母沿第二方向旋转使滚珠丝杠向缩回位置移动。
16. 如权利要求10所述的襟翼作动筒，其特征在于，该襟翼作动筒还包括具有可旋转的驱动轴的电机，该驱动轴可以沿第一方向和相反的第二方向旋转；以及用于将驱动轴的旋转传递到滚珠螺母的齿轮组件。
17. 如权利要求16所述的襟翼作动筒，其特征在于，齿轮组件包括离合器，离合器响应作用在其上的预定的力使驱动轴与滚珠螺母脱离接合。
18. 如权利要求10所述的襟翼作动筒，其特征在于，该襟翼作动筒还包括延伸穿过滚珠丝杠的内杆。
19. 一种用于控制飞机机翼上襟翼的运动的襟翼作动筒，包括具有前端和后端的壳体；可旋转地支承在该壳体中的滚珠螺母；具有可旋转的驱动轴的电机，该驱动轴可以沿第一方向和相反的第二方向旋转；以及用于将驱动轴的旋转传递给滚珠螺母的齿轮组件；沿纵向轴线延伸并具有可操作地连接到襟翼的末端的滚珠丝杠，该滚珠丝杠可以在响应滚珠螺母沿第一方向旋转的第一缩回位置和响应滚珠螺母沿第二方向旋转的第二伸出位置之间运动；可操作地连接到滚珠螺母的单向滚柱离合器，该滚柱离合器与壳体接合，并防止滚珠螺母响应襟翼施加在滚珠丝杠上的挤压力沿第一方向旋转；在壳体附近绕纵向轴线定位的同中心的第一和第二万向接头；以及延伸穿过第 一和第二万向接头并且可操作地连接到壳体的第 一销。
20. 如权利要求19所述的襟翼作动筒，其特征在于，该襟翼作动筒还包括延伸穿过第 一和第二万向接头并且可操作地连接到壳体的第二销。
21. 如权利要求20所述的襟翼作动筒，其特征在于，该襟翼作动筒还包括使第一万向接头与机翼互连的安装装置。
22. 如权利要求19所述的襟翼作动筒，其特征在于，第一和第二万向接头具有总体为矩形的构型。
23. 如权利要求19的襟翼作动筒，其特征在于壳体包括主要部分和次要部分；第一销将第一万向接头可操作地连接到壳体的主要部分上；以及第一销将第二万向接头可操作地连接到壳体的次要部分上。
全文摘要
本发明提供了用于控制飞机机翼(12)上襟翼(18)的运动的襟翼作动筒(10)。襟翼作动筒(10)包括具有前端和后端的壳体(124)。滚珠螺母(92)可旋转地支承在壳体(124)内。电机(32)具有可以沿第一方向和相反的第二方向旋转的可旋转驱动轴。齿轮组件将驱动轴的旋转传递给滚珠螺母(92)。滚珠丝杠(98)沿纵向轴线延伸，并且具有可操作地连接到襟翼(18)的末端。滚珠丝杠(98)可以在响应滚珠螺母(92)沿第一方向旋转的第一缩回位置和响应滚珠螺母(92)沿第二方向旋转的第二伸出位置之间运动。单向滚柱离合器(126)可操作地连接到滚珠螺母(92)。滚柱离合器(126)与壳体(124)接合，并且防止滚珠螺母(92)响应襟翼(118)施加在滚珠丝杠(98)上的挤压力沿第一方向旋转。同中心的第一和第二万向接头(134和136)邻近壳体(124)定位成绕纵向轴线。万向接头(134和136)使壳体(124)与机翼(12)互连。
文档编号F16H25/20GK101490441SQ200780027285
公开日2009年7月22日 申请日期2007年7月17日 优先权日2006年7月17日
发明者A·M·克拉普, D·R·卡瓦利耶 申请人:伊顿公司