一种能源驱动转换方法
【专利摘要】一种能源驱动转换方法属于航空动力装置【技术领域】，其特征在于，由直流驱动电动机构、弓形支架、花键离合器、齿轮组件组成。其中，直流驱动电动机构通过弓形支架与齿轮系中的花键离合器和齿轮轴相连。通过直流驱动电动机构输出轴向直线往返运动，通过弓形支架带动花键离合器和齿轮组件做直线动作，实现花键离合器的脱开与连通和齿轮组件啮合齿轮的重构。其优点是：通过简单的直流电动机构直线驱动，实现传动链路的重构，达到转换能源驱动源的转换。
【专利说明】一种能源驱动转换方法
【技术领域】
[0001]本发明属于航空动力装置【技术领域】，涉及一种能源驱动的转换方法。
【背景技术】
[0002]飞机在进行地面液压系统检查、驱动机构时，需要对液压系统液压泵进行驱动，保证必要的液压源输出，以往主要采用由发动机带转液压泵工作和利用液压源驱动保障设备两种方法进行驱动，两种方法都存在一些缺点:
[0003]I)飞机发动机工作状态下，通过功率分出轴传动飞机附件传动机匣内的齿轮链带转液压泵，输出液压源；采用这种方式，当需要液压能源时，必须起动发动机进行工作，既损耗了发动机的寿命，又对保障人员、保障设备、开车场地提出了较高的要求；
[0004]2)采用液压源驱动保障设备进行液压源驱动；额外的保障设备需求量大，导致飞机回库或集中出动保障任务重，耗时长，维护保障性差。
【发明内容】
[0005]本发明的目的:本发明主要针对飞机上述两种常规液压能源驱动方式存在的对发动机寿命损耗大、保障要求高、保障任务重、保障性差的问题，提供一种液压系统驱动能源的转换方法。实现可以不起动发动机、不依靠额外保障能源，由飞机起动机带转液压泵工作，输出液压源。
[0006]本发明的技术方案是:一种能源驱动转换机构，其特征在于，一种能源驱动转换方法，其特征在于，包括直流驱动电动机构1、花键离合器2、齿轮组件4、弓形支架3、起动机5和飞机附件传动机匣6 ；
[0007]直流驱动电动机构，包括直流电动机7、齿轮减速器8、滚珠丝杠9、输出杆10 ;其中直流电动机7输出轴输出正向或反向转动带转齿轮减速器8，通过六个齿轮Z1、Z2、Z3、Z4、Z5、Z6变速后减速器输出轴输出正反向转动带转滚珠丝杠9，滚珠丝杠将转动转换为线性运动，推动输出杆10实现输出杆轴向运动。见说明书附图2。
[0008]花键离合器，由两根花键轴组成，包括轴向不可动的第一花键轴11和轴向可运动的第二花键轴12 ;第一花键轴11上设计了 7齿内花键套，第二花键轴12上设计了 7齿外花键；由第二花键轴12轴向运动实现外花键向内花键套内的嵌入和脱开实现离合功能。见说明书附图3。
[0009]齿轮组件，由锁紧第一螺母13、挡板14、齿轮轴15、衬套16、小齿轮17、锁紧衬套18、第一轴承19、顶紧螺钉20、第一垫圈21、第二轴承22、拉紧螺栓23、第二垫圈24、第二螺母25组成；其中第一轴承19通过拉紧螺栓23、第二螺母25、第二垫圈24安装在齿轮轴15上；第二轴承22通过拉紧螺栓23、第一螺母13、挡板14安装在齿轮轴15上；小齿轮17通过锁紧衬套18、衬套16、顶紧螺钉20、第一垫圈21安装在齿轮轴23上，其中小齿轮17与齿轮轴15采用花键配合。见说明书附图4。
[0010]弓形支架3:依据直流驱动电动机构外型及花键离合器、齿轮组件的位置尺寸设计，用于将直流驱动电动机构、花键离合器、齿轮组件连接起来。见说明书附图5。
[0011]一种能源驱动转换方法:弓形支架3中部通过螺母连接直流驱动电动机构I输出杆，弓形支架3左侧臂通过螺母连接花键离合器2轴向可运动花键轴，弓形支架3右侧臂通过螺母连接齿轮组件4的齿轮轴；花键离合器2上的轴向不可动花键轴上的齿轮与飞机附件传动机匣6内连接发动机功率分出轴的传动链通过齿轮啮合；齿轮组件4与飞机附件传动机匣6内连接液压泵功率分出轴的传动链通过齿轮啮合。
[0012]直流驱动电动机构I输出杆处于原始位置，花键离合器2处于嵌入状态，飞机附件传动机匣6内连接发动机功率分出轴的传动链通过花键离合器2与飞机附件传动机匣6内液压泵功率分出轴的传动链连接；齿轮组件4处于原始位置，齿轮组件4上的齿轮轴连接飞机附件传动机匣6内液压泵功率分出轴传动链。该状态下发动机转动功率通过飞机附件传动机匣6内的传动链带转液压泵工作，输出液压能。见说明书附图6
[0013]直流驱动电动机构I输出杆伸出运动，带动弓形支架3同向运动，花键离合器2可运动花键轴随弓形支架同步运动，直到花键离合器2完全脱开，此时飞机附件传动机匣6内连接发动机功率分出轴的传动链与飞机附件传动机匣6内液压泵功率分出轴的传动链连接断开；弓形支架带动齿轮组件4随弓形支架同步运动，齿轮组件4上的小齿轮连接飞机附件传动机匣6内液压泵功率分出轴传动链。在该状态下，起动机5通过飞机附件传动机匣内部的传动链带动液压泵工作，输出液压能。见说明书附图6
[0014]本发明的优点是:
[0015]实现可以不起动发动机，不依靠额外保障能源，由飞机起动机带转液压泵工作，输出液压源；减少对发动机的损耗、减小对地面保障设备需求。
【专利附图】
【附图说明】
[0016]附图1是本发明的一种能源驱动转换机构示意图
[0017]附图2是本发明中采用的直流驱动电动机构示意图
[0018]附图3是本发明中的花键离合器的示意图
[0019]附图4是本发明中的齿轮组件的示意图
[0020]附图5是本发明中的弓形支架的示意图
[0021]附图6是本发明一种能源驱动转换方法的示意图
【具体实施方式】
[0022]下面通过具体的实施例并结合附图对本发明作进一步详细的描述。
[0023]本例是某飞机，液压能源驱动系统，见图1。由直流驱动电动机构1、弓形支架3、花键离合器2、齿轮组件4链入飞机附件传动机匣的传动链中实现能源驱动系统投入工作或完成工作后恢复飞机附件传动机匣链路状态，该系统的设计思路如下:
[0024]I)将飞机附件传动机匣内与发动机功率分出轴连接传动链通过花键离合器与飞机传动机匣内与液压泵功率分处轴传动链连接；通过直流驱动电动机构通过弓形件带动花键离合器轴向移动，实现花键的啮合和分离轴向行程27_i_可实现花键的完全分离与完全啮入，从而实现发动机与液压泵在传动链上的物理断开及物理连接；
[0025]2)在飞机附件传动机匣内连接液压泵功率分出轴传动链内链入齿轮组件，通过直流驱动电动机构通过弓形件带动齿轮组件做同步运动与花键离合器运动也同步；实现齿轮组件的齿轮轴与小齿轮分别与飞机附件传动机匣内连接液压泵功率分出轴的传动链连接轴向行程27_imm可实现小齿轮和齿轮轴分别链入飞机附件传动机匣内连接液压泵功率分出轴的传动链；直流驱动电动机构伸出状态时，齿轮组件小齿轮链入传动链；直流驱动电动机构原始状态时，齿轮轴链入传动链；
[0026] 3)当电动机构做直线运动行程29+1_伸出时，同步实现花键脱开和齿轮组件的小齿轮链入飞机附件传动机匣内液压泵的传动链；此时由起动机带转液压泵工作，输出液压源。
【权利要求】
1.一种能源驱动转换方法，其特征在于，包括直流驱动电动机构(I)、花键离合器(2)、齿轮组件(4)、弓形支架(3)、起动机(5)、飞机附件传动机匣(6);直流驱动电动机构(1)，包括直流电动机(7)、齿轮减速器(8)、滚珠丝杠(9)、输出杆(10);花键离合器，由两根花键轴组成，包括轴向不可动的第一花键轴(11)和轴向可运动的第二花键轴(12);弓形支架(3)中部通过螺母连接直流驱动电动机构(I)输出杆，弓形支架(3)左侧臂通过螺母连接花键离合器(2)轴向可运动花键轴，右侧臂通过螺母连接齿轮组件(4)的齿轮轴；花键离合器(2)上的轴向不可动花键轴上的齿轮与飞机附件传动机匣(6)内连接发动机功率分出轴的传动链通过齿轮啮合；齿轮组件(4)与飞机附件传动机匣(6)内连接液压泵功率分出轴的传动链通过齿轮啮合； 直流驱动电动机构(I)输出杆处于原始位置，花键离合器(2)处于嵌入状态，飞机附件传动机匣(6)内连接发动机功率分出轴的传动链通过花键离合器(2)与飞机附件传动机匣 (6)内液压泵功率分出轴的传动链连接；齿轮组件(4)处于原始位置，齿轮组件(4)上的齿轮轴连接飞机附件传动机匣(6)内液压泵功率分出轴传动链；该状态下发动机转动功率通过飞机附件传动机匣(6)内的传动链带转液压泵工作，输出折叠机构用的液压能； 直流驱动电动机构(I)输出杆伸出运动，带动弓形支架(3)同向运动，花键离合器(2)可运动花键轴随弓形支架同步运动，直到花键离合器(2)完全脱开，此时飞机附件传动机匣(6)内连接发动机功率分出轴的传动链与飞机附件传动机匣(6)内液压泵功率分出轴的传动链连接断开；弓形支架带动齿轮组件(4)随弓形支架同步运动，齿轮组件(4)上的小齿轮连接飞机附件传动机匣(6)内液压泵功率分出轴传动链；在该状态下，起动机(5)通过飞机附件传动机匣内部的传动链带动液压泵工作，输出液压能。
2.根据权利要求1所述的能源驱动转换方法，其特征在于，所述直流电动机(7)输出轴输出正向或反向转动带转齿轮减速器(8)，通过六个齿轮(Z1、Z2、Z3、Z4、Z5、Z6)变速后减速器输出轴输出正反向转动带转滚珠丝杠(9)，滚珠丝杠将转动转换为线性运动，推动输出杆(10)实现输出杆轴向运动。
3.根据权利要求1所述的能源驱动转换方法，其特征在于，所述第一花键轴(11)上设计了 7齿内花键套，第二花键轴(12)上设计了 7齿外花键；由第二花键轴(12)轴向运动实现外花键向内花键套内的嵌入和脱开实现离合功能。
4.根据权利要求1所述的能源驱动转换方法，其特征在于，所述齿轮组件，包括锁紧第一螺母(13)、挡板(14)、齿轮轴(15)、衬套(16)、小齿轮(17)、锁紧衬套(18)、第一轴承(19)、顶紧螺钉(20)、第一垫圈(21)、第二轴承(22)、拉紧螺栓(23)、第二垫圈(24)、和第二螺母(25);其中第一轴承(19)通过拉紧螺栓(23)、第二螺母(25)、第二垫圈(24)安装在齿轮轴(15)上；第二轴承(22)通过拉紧螺栓(23)、第一螺母(13)、挡板(14)安装在齿轮轴(15)上；小齿轮(17)通过锁紧衬套(18)、衬套(16)、顶紧螺钉(20)、第一垫圈(21)安装在齿轮轴(23)上，其中小齿轮(17)与齿轮轴(15)采用花键配合。
【文档编号】H02K7/116GK103982615SQ201410198656
【公开日】2014年8月13日 申请日期:2014年5月12日 优先权日:2014年5月12日
【发明者】刘冬, 连永久, 李堃, 杨子仲 申请人:中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所