专利名称：轴承组件的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于将致动器安装至飞机机翼的轴承组件以及一种包括本发明的轴承组件和致动器的致动器系统组件。
背景技术：
飞机需要产生用于起飞、着陆以及巡航的变化的升力水平。机翼的前缘操纵面和后缘操纵面的结合被用来控制机翼的升力系数。前缘操纵面被称为缝翼，并且后缘操纵面被称为襟翼。在正常飞行期间缝翼和襟翼被分别收回抵靠机翼的前缘和后缘。然而，在起飞和着陆期间，缝翼和襟翼被从机翼展开从而改变穿过翼面和翼面下方的气流。通过改变缝翼和襟翼被从机翼展开的程度，能够控制由机翼提供的升力。其它后缘操纵面包括副翼和扰流器。利用液压致动器来移动操纵面，所述液压致动器安装在机翼结构内并且通过位于该致动器两端的球面轴承组件在每一端处被联接至机翼和操纵面。由于对更薄、更有效的翼型的需求增加，因此变得愈加难以将所有必需的系统、结构以及致动装置装配在机翼外模线内，并且可以用于控制各种操纵面的展开的致动器的尺寸被严格地限制。具体地，传统液压缸的长度是个问题，尤其是位于致动器的每一端处的球面轴承分别将致动器的长度增加了 50至200mm，由于机翼结构内的紧密的空间约束，因此该长度的增加常常是无法接受的。为了解决上面提到的问题，已知采用耳轴安装的缸体，因为这些耳轴安装的缸体的长度较短。然而，因为这些致动器仅依赖位于液压缸的运动端的一个球面轴承，致动器的固定端被安装成绕一个轴线运动，因此这些致动器遭受对缸套和密封件的高磨损，而导致由于超静定加载而引起的过早破坏，该超静定加载由机翼的弯曲公差和制造公差引起。因此，定期的检查和维护是避免潜在的故障所必需的。因此，希望提供一种组件，致动器通过位于两端的球面轴承被安装在该组件中，但是该组件不具有传统轴承组件所遭受的附加长度。因此本发明的实施方式试图提供一种大体上克服或减轻传统轴承组件所具有的已知问题的致动器，并且提供一种能够经受住由机翼弯曲引起的超静定负荷的减小长度的致动器。
发明内容
根据发明，提供一种轴承组件，该轴承组件用于将一对间隔开的平行的致动器安装在飞机的机翼和操纵面之间，以使得所述致动器一致地控制所述操纵面从所述机翼展开，所述轴承组件包括用于附接至所述飞机的固定构件和可附接至所述致动器的可动构件，其中，所述固定构件和所述可动构件通过部分球面轴承联接，并且构造成使得所述部分球面轴承被定位在所述致动器之间的空间中。每个所述致动器均可以包括液压缸和被可滑动地接纳在所述缸中的活塞。所述轴承组件优选地包括第一可动支撑构件，所述第一可动支撑构件可附接至所述液压缸以便以间隔开的平行关系将每个所述致动器联接在一起，所述第一可动支撑构件包括横跨所述缸之间的所述空间延伸的轴，第一部分球面轴承可安装至所述轴。在优选实施方式中，第一固定支撑构件包括延伸到所述缸之间的所述空间内的臂，所述臂具有开口，所述开口形成轴承座以接纳安装在所述第一可动支撑构件的所述轴上的所述第一部分球面轴承，从而所述固定支撑构件和所述可动支撑构件可相对于彼此绕所述第一部分球面轴承旋转。所述第一固定支撑构件的所述臂可以由两个可分离的部分形成，所述两个可分离的部分结合以形成所述轴承座并且包围所述第一部分球面轴承。在一个实施方式中，所述第一固定支撑构件具有位于远离所述轴承座的一端的凸缘，所述凸缘具有使所述臂能够被固定至所述飞机的装置。优选地，所述第一可动支撑构件包括位于所述轴的每一端的轴环，以将每个所述致动器的所述缸均接纳在相应的所述轴环中。加强板可以被联接至每个所述轴环并且在每个所述轴环之间延伸。在优选实施方式中，第二可动支撑构件可附接至每个所述活塞的从它们各自的所述缸伸出的自由端，使得所述活塞一致地滑进和滑出它们各自的所述缸。所述第二可动支撑构件可以具有在所述活塞之间延伸的中部和延伸通过所述中部以将第二部分球面轴承接纳并安装在所述活塞之间的孔。所述中部优选地具有位于其中的洞，以接纳并安装横向地延伸通过所述孔的销， 所述第二部分球面轴承可安装在所述销上。在优选实施方式中，第二固定支撑构件包括构造成延伸到所述第二可动支撑构件的所述中部的所述孔内的臂，所述臂具有开口，所述开口形成轴承座以接纳安装在所述第二可动支撑构件中的所述孔中的所述第二部分球面轴承，从而所述第二固定支撑构件和所述第二可动支撑构件相对于彼此绕所述第二部分球面轴承旋转。所述第二固定支撑构件的所述臂可以由两个可分离的部分形成，所述两个可分离的部分结合以形成所述轴承座并且包围所述第二部分球面轴承。优选地，所述第二固定支撑构件具有位于远离所述轴承座的一端的凸缘，所述凸缘具有使所述臂能够被附接至所述飞机的装置。在优选实施方式中，所述轴承组件包括将单个流体源以流体方式连接至两个所述缸的歧管。优选地，可在所述一对缸的每一端安装单独的歧管。 每个所述缸的所述端部均可以由板封闭，并且所述歧管可附接至位于所述一对缸的一端的板从而在所述板间延伸，所述板每个均具有贯穿其的通道以将所述歧管以流体方式连接至所述缸。根据本发明的另一方面，提供了一种包括本发明的所述轴承组件的致动器系统， 所述致动器系统包括一对间隔开的平行的缸，每个所述缸均具有被可滑动地接纳在该缸中的活塞，第一可动支撑构件被安装至所述缸并且具有第一部分球面轴承，所述第一部分球面轴承安装于在所述缸之间延伸的轴上，第一固定支撑构件被联接至所述第一部分球面轴承，从而所述第一固定支撑构件和所述第一可动支撑构件可相对于彼此绕所述第一部分球面轴承旋转。在优选实施方式中，所述第二可动支撑构件被安装至每个所述活塞的自由端，并
5且第二部分球面轴承被安装在所述第二可动支撑构件的所述中部中的所述孔中，所述第二固定支撑构件延伸到所述孔内并且被联接至所述第二部分球面轴承，从而所述第二固定支撑构件和所述第二可动支撑构件可相对于彼此绕所述第二部分球面轴承旋转。在一个实施方式中，在每个所述缸中设置弹簧元件，以在所述活塞上无液压作用时将所述活塞偏压到中立位置。在一个实施方式中，所述第一固定支撑构件可安装至飞机机翼并且所述第二固定支撑构件可安装至操纵面。在另一个实施方式中，所述第一固定支撑构件可安装至操纵面，并且所述第二固定支撑构件可安装至飞机机翼。根据发明的另一方面，提供了一种飞机机翼和联接至所述机翼用于在起飞和/或着陆期间展开的操纵面，并且根据本发明的所述致动器系统在所述操纵面和所述机翼之间延伸并且联接至所述操纵面和所述机翼，以控制所述操纵面从所述机翼展开。
现在将仅通过实施例并且参照附图描述本发明的实施方式，其中图1是根据本发明的包括本发明的轴承组件的致动器系统组件的前视立体图，示出了液压缸的活塞处于收回状态；图2是图1的致动器系统的后视立体图；图3是图1所示的致动器系统的前视立体图，但是示出了液压缸的活塞处于它们的延伸状态，以及图4是图1至3所示的致动器系统的分解立体图。
具体实施例方式现在参看附图，图1和图2示出了包括根据本发明的优选实施方式的轴承组件的致动器系统组件1。该致动器系统组件1包括一对间隔开的液压缸3，该对液压缸3的纵轴线(图4中的A-A)互相平行地布置。每个缸3均包括缸壳4 (见图4)，活塞5被可滑动地接纳在缸壳4中，以当活塞5响应于其一侧的液压变化而滑进和滑出缸壳4时朝向和远离机翼(未示出)驱动操纵面(未示出)。每个活塞5均具有轴6，轴6延伸通过封闭每个缸壳4的端部的板7。参看轴承组件，其包括第一可动支撑构件8，该第一可动支撑构件8具有一对通过轴10互相间隔开的轴环9，轴10仅在图4中可见并且位于轴环9之间。轴环9的大小适于靠近一端接纳并安装液压缸壳体4，并且轴环的纵轴线(图4中A-A)互相平行。轴10的纵轴线(图4中B-B)与每个缸壳4的纵轴线A-A交叉并且垂直于纵轴线A-A延伸。轴环 9和轴10都被刚性地连接在一起和/或一体地形成，从而它们之间不存在相对运动。因此缸4被轴环9保持在固定的相对位置。为了进一步加强并维持缸4的相对位置，在轴环9 之间延伸有两个板12，并且这两个板12在每一端处由螺钉13直接连接至轴环9。第一部分球面轴承元件14具有内圈部1 和外圈部14b。内圈部1 被接纳在轴 10上，并且外圈部14b被安置在形成于第一固定支撑构件18的臂17中的孔15中，该第一固定支撑构件18具有带孔20的凸缘19，凸缘19用于利用通过所述孔20插入的螺栓将第一固定支撑构件18附接至飞机的机翼的结构部分。因此，第一可动支撑构件8和第一固定支撑构件18被联接成使它们能相对于彼此绕第一部分球面轴承14旋转。应当注意，第一固定支撑构件18可以由两部分18a、18b形成，这两部分18a、18b 互相附接并且共同形成包围第一部分球面轴承14的孔15。两个部分18a、18b可以利用螺栓21a联接，螺栓21a定位在臂17的空心销钉21中，用于在两个部分18a、18b之间实现精确的对准。螺栓通过销钉21进入到螺纹臂17中以纯粹地提供夹紧力。应当理解，第一球面轴承14定位在缸4之间，因此不会增加组件1的总长。可以使组件1的仅一端设有本发明的球面轴承组件，该球面轴承组件不会将组件的总长增加至与传统组件相同的程度。然而，在优选实施方式中，系统的两端都装备有本发明的轴承组件，其中，在缸4之间安装并定位部分球面轴承，从而使组件的总长最大程度地减小。在这种情况下，轴承组件还包括第二可动支撑构件25，该第二可动支撑构件25利用例如螺栓沈附接至两个活塞6的端部。因此活塞5被约束得使它们一致地滑进和滑出它们各自的缸4。第二可动支撑构件25具有中部27，该中部27在活塞轴6之间朝向缸4向内延伸。 大体上为矩形的孔28沿与缸3的纵轴线A-A相同的方向延伸通过中部27。洞28也与纵轴线A-A成直角地横向延伸通过中部27，而与孔28交叉。第二固定支撑构件四具有带孔31的臂30，在孔31中接纳具有内轴承座圈3 和外轴承座圈32b的第二部分球面轴承32。臂30可以由两部分30a、30b形成，该两部分30a、 30b 一起结合以形成孔31并且包围第二部分球面轴承32。臂30的两部分可以利用螺栓33 连接在一起。螺栓33定位在部分30b的中空销钉33a中，用于使两部分30a、30b精确地对准。螺栓33通过销钉33a进入到螺纹部30b以纯粹地提供夹紧力。在将外轴承座圈32b安置在孔31中的情况下而将第二部分球面轴承32定位在臂 30中时，臂30被插入通过第二可动支撑构件25的中部27中的矩形孔观，使得第二部分球面轴承32被定位在中部的孔观中并且与洞观对准。然后，具有中空阴螺纹轴34的销3 被插入通过洞观和第二部分球面轴承32，并且被具有阳螺纹轴35a的塞子35保持就位。 轴34中的阴螺纹与轴35上的阳螺纹啮合。两个部件一起充当一个部件但是希望单独发生故障，因此充当故障防护销装置。内圈32a因此被安装在轴34上，并且第二部分球面轴承 32被安装在活塞轴6的端部之间的中部27的孔观内的适当位置。因此，第二可动支撑构件25和第二固定支撑构件四现在通过第二部分球面轴承32连接，从而它们能相对于彼此绕第二部分球面轴承32旋转。应当理解，臂30在矩形孔观中相对松地配合，从而存在足够的间隙，以能使第二可动支撑构件25和第二固定支撑构件四之间相对旋转通过有限的角运动范围。第二固定支撑构件四具有凸缘34，该凸缘34位于臂30的远离接纳第二部分球面轴承32的孔观的自由端处，以能利用延伸穿过凸缘34中的孔35的螺栓将第二固定支撑构件四附接至飞机的操纵面。缸3被构造成使得它们一致地操作并且使得与每个缸壳4相关联的活塞5精确地移动相同的量。两个缸4的刚性关联确保了消除或减少任何的不对称。然而，也可以设想能够利用前平衡歧管和后平衡歧管来确保缸4不会互相对抗并且维持压力平衡。平衡的歧管的使用也可以提供更快的致动器响应时间。
参照附图，在缸壳4的每一端附接歧管36。每个歧管36均具有贯穿其的流体流动管道，以将两个缸壳4连接到附接至每个歧管36的单个的流体供给管37。这确保了相同量的流体被确切地抽入每个缸壳4并从每个缸壳4抽出。可以利用线速度位移传感器(LVDT) 监控活塞5的运动。假如使用两个线速度位移传感器，则能通过比较仪获得每个活塞位置的反馈。比较仪可以被构造成，在缸3之间发生任何不对称时启动截止阀。另选地，线速度位移传感器可以通知关联的伺服阀装置，使得可以连续地进行校正。在一个未示出的改进的实施方式中，可以在每个缸壳4中定位弹簧以在活塞5上无液压作用时将活塞5偏压到中立位置。应当理解，因为现在至少一个球面轴承元件14、32被设置在一对缸3之间，而不是从组件的一端突出。因此致动器系统1的总长被减小，从而提供更大的设计灵活性。虽然由于采用了处于并排关系的两个缸3而增大了致动器1的宽度，但是沿横跨机翼方向的空间很少被关注，因此这被认为是可接受的折衷办法，并且两个缸3更容易被容纳在机翼内。上面对可动支撑构件和固定支撑构件进行了说明。可动支撑构件是那些联接至缸 3并且和缸3 —起移动的构件，而固定支撑构件是那些联接至飞机结构或操纵面的构件。应当理解，仅通过实施例给出了前述描述，并且可以在不脱离所附的权利要求的范围的情况下对本发明的支撑组件进行修改。
权利要求
1.一种轴承组件，所述轴承组件用于将一对间隔开的平行的致动器安装在飞机的机翼和操纵面之间，以使得所述致动器一致地控制所述操纵面从所述机翼展开，所述轴承组件包括用于附接至所述飞机的固定构件和可附接至所述致动器的可动构件，其中，所述固定构件和所述可动构件通过部分球面轴承联接，并且构造成使得所述部分球面轴承被定位在所述致动器之间的空间中。
2.根据权利要求1所述的轴承组件，其中，每个所述致动器均包括液压缸和被可滑动地接纳在所述缸中的活塞。
3.根据权利要求2所述的轴承组件，该轴承组件包括第一可动支撑构件，所述第一可动支撑构件可附接至所述液压缸以便以间隔开的平行关系将每个所述致动器联接在一起， 所述第一可动支撑构件包括横跨所述缸之间的空间延伸的轴，第一部分球面轴承可被安装至所述轴。
4.根据权利要求3所述的轴承组件，其中，第一固定支撑构件包括延伸到所述缸之间的所述空间内的臂，所述臂具有开口，所述开口形成轴承座以接纳安装在所述第一可动支撑构件的所述轴上的所述第一部分球面轴承，从而所述固定支撑构件和所述可动支撑构件可相对于彼此绕所述第一部分球面轴承旋转。
5.根据权利要求4所述的轴承组件，其中，所述第一固定支撑构件的所述臂由两个可分离的部分形成，所述两个可分离的部分结合以形成所述轴承座并且包围所述第一部分球面轴承。
6.根据权利要求5所述的轴承组件，其中，所述第一固定支撑构件具有位于远离所述轴承座的一端的凸缘，所述凸缘具有使所述臂能够被固定至所述飞机的装置。
7.根据权利要求3至6中的任一项所述的轴承组件，其中，所述第一可动支撑构件包括位于所述轴的每一端的轴环，以将每个所述致动器的所述缸均接纳在相应的所述轴环中。
8.根据权利要求7所述的轴承组件，其中，加强板被联接至每个所述轴环并且在每个所述轴环之间延伸。
9.根据权利要求3至8中的任一项所述的轴承组件，其中，第二可动支撑构件可附接至每个所述活塞的从它们各自的所述缸伸出的自由端，使得所述活塞一致地滑进和滑出它们各自的所述缸。
10.根据权利要求9所述的轴承组件，其中，所述第二可动支撑构件具有在所述活塞之间延伸的中部和延伸通过所述中部以将第二部分球面轴承接纳和安装在所述活塞之间的孔。
11.根据权利要求10所述的轴承组件，该轴承组件包括位于所述中部中的洞，以接纳并安装横向地延伸通过所述孔的销，所述第二部分球面轴承可安装在所述销上。
12.根据权利要求10或11所述的轴承组件，其中，第二固定支撑构件包括构造成延伸到所述第二可动支撑构件的所述中部的所述孔内的臂，所述臂具有开口，所述开口形成轴承座以接纳安装在所述第二可动支撑构件中的所述孔中的所述第二部分球面轴承，从而所述第二固定支撑构件和所述第二可动支撑构件相对于彼此绕所述第二部分球面轴承旋转。
13.根据权利要求12所述的轴承组件，其中，所述第二固定支撑构件的所述臂由两个可分离的部分形成，所述两个可分离的部分结合以形成所述轴承座并且包围所述第二部分球面轴承。
14.根据权利要求12或13所述的轴承组件，其中，所述第二固定支撑构件具有位于远离所述轴承座的一端的凸缘，所述凸缘具有使所述臂能够被附接至所述飞机的装置。
15.根据权利要求2至14中的任一项所述的轴承组件，该轴承组件包括歧管，以将单个流体源以流体方式连接至两个所述缸。
16.根据权利要求15所述的轴承组件，其中，可在所述一对缸的每一端安装单独的歧管。
17.根据权利要求15或16所述的轴承组件，其中，每个所述缸的所述端部均由板封闭， 并且所述歧管可附接至位于所述一对缸的一端的所述板从而在所述板之间延伸，所述板每个均具有贯穿其的通道以将所述歧管以流体方式连接至所述缸。
18.—种包括权利要求10至17中的任一项所述的轴承组件的致动器系统，所述致动器系统包括一对间隔开的平行的缸，每个所述缸均具有被可滑动地接纳在该缸中的活塞，第一可动支撑构件被安装至所述缸并且具有第一部分球面轴承，所述第一部分球面轴承安装于在所述缸之间延伸的轴上，第一固定支撑构件被联接至所述第一部分球面轴承，从而所述第一固定支撑构件和所述第一可动支撑构件可相对于彼此绕所述第一部分球面轴承旋转。
19.根据权利要求18所述的致动器系统，其中，第二可动支撑构件被安装至每个所述活塞的自由端，并且第二部分球面轴承被安装在所述第二可动支撑构件的所述中部的所述孔中，所述第二固定支撑构件延伸到所述孔内并且被联接至所述第二部分球面轴承，从而所述第二固定支撑构件和所述第二可动支撑构件可相对于彼此绕所述第二部分球面轴承旋转。
20.根据权利要求18或19所述的致动器系统，该致动器系统包括位于每个所述缸中的弹簧元件，以在所述活塞上无液压作用时将所述活塞偏压到中立位置。
21.根据权利要求18至20中的任一项所述的致动器系统，其中，所述第一固定支撑构件可安装至飞机机翼并且所述第二固定支撑构件可安装至操纵面。
22.根据权利要求18至20中的任一项所述的致动器系统，其中，所述第一固定支撑构件可安装至操纵面并且所述第二固定支撑构件可安装至飞机机翼。
23.一种飞机机翼和联接至所述机翼用于在起飞和/或着陆期间展开的操纵面，并且根据权利要求18至22中的任一项所述的致动器系统在所述操纵面和所述机翼之间延伸并且联接至所述操纵面和所述机翼以控制所述操纵面从所述机翼展开。
全文摘要
公开了一种轴承组件，所述轴承组件用于将一对间隔开的平行的致动器(3)安装在飞机的机翼和操纵面之间，以使得所述致动器一致地控制所述操纵面从所述机翼展开。所述轴承组件包括用于附接至所述飞机的固定构件(18)和可附接至所述致动器的可动构件(8)。所述固定构件和所述可动构件通过部分球面轴承联接(14)联接，并且构造成使得所述部分球面轴承被定位在所述致动器(3)之间的空间中。
文档编号B64C13/42GK102271999SQ201080004204
公开日2011年12月7日 申请日期2010年1月14日 优先权日2009年1月20日
发明者西蒙·帕克 申请人:空中客车操作有限公司