一种飞行器舵机安装结构及装配方法与流程

本发明涉及一种飞行器舵机安装结构，属于飞行器舵机安装领域。

背景技术：

飞行器的舵面用于保证飞行器的稳定与平衡，以及实施对飞行器的操纵，舵面一般由舵机驱动，因此，舵机工作的可靠性、稳定性直接关系到飞行任务的成败。

部分舵机安装结构存在如下不足：组成比较复杂；相关零件的加工及装配难度较大；产品可靠性不足，在某些工况下容易发生卡死、连接失效等问题；密封性差，飞行器外部空气可直接窜入内部；舵面晃动量大，飞行器操纵精度低。

技术实现要素：

本发明解决的技术问题是：提出一种飞行器舵机安装结构，可同时满足组成简洁、加工及装配难度低、可靠性高、密封性好、晃动量小等要求。

本发明解决技术的方案是：一种飞行器舵机安装结构，包括舵机支架、轴承、联轴销钉；舵机与舵机支架一端连接，舵机支架另一端与飞行器局部壳体连接；舵面的舵轴依次穿过所述的飞行器局部壳体上的开孔、轴承后套接在舵机输出轴上，舵轴及舵机输出轴之间通过联轴销钉进行定位连接；

所述的舵机支架为具有两个安装端面的支架结构，其中一个安装端面上设置通孔，另一安装端面外侧设置环形凸台，设置环形凸台的安装端面用于与飞行器局部壳体连接，所述环形凸台的内壁用于安装轴承，其中轴承外圈与环形凸台内壁采用过渡配合，轴承内圈与舵面舵轴之间采用间隙配合，所述间隙为0.01～0.03mm；所述通孔用于与舵机输出轴后端凸台进行配合限位，舵面的舵轴部分与舵机输出轴在两个安装端面之间的空间内完成安装；所述轴承径向游隙范围选用4组或5组；所述联轴销钉与舵面舵轴开孔之间以及与舵机输出轴开孔之间均采用过渡配合。

优选的，所述环形凸台与飞行器局部壳体之间预留有0.2～0.5mm缝隙。

优选的，所述的环形凸台端部设计有轴承固定沟槽，轴承安装到位后，通过整圈施压或局部冲点的方式使沟槽发生塑性变形，对轴承外圈进行固定。

优选的，舵机支架与飞行器局部壳体之间布置有密封圈。

优选的，所述的轴承选用带金属密封盖的深沟球轴承。

优选的，舵机与舵机支架之间有定位销，舵机支架与飞行器局部壳体之间设计有定位销。

优选的，所述舵面舵轴与飞行器局部壳体上开孔之间的间隙为0.5～1mm。

优选的，舵面舵轴与舵机输出轴之间轴向间隙配合，间隙范围为0.01-0.03mm；

优选的，舵面端部与飞行器局部结构之间有2～5mm缝隙。

一种所述飞行器舵机安装结构的装配方法，步骤如下：

将轴承安装到舵机支架环形凸台内，整圈施压或局部冲点使轴承固定沟槽产生变形，对轴承外圈进行固定；

将舵机与舵机支架进行定位、连接；

将舵机支架与飞行器局部壳体进行定位、连接；

将舵面舵轴依次穿过飞行器局部壳体开孔及轴承后，套接在舵机输出轴上；将联轴器销钉穿过舵面舵轴开孔及舵机输出轴开孔；安装螺母对联轴器销钉进行防松。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

针对这一情况，对一种飞行器舵机安装结构进行了设计研制，可同时满足组成简洁、加工及装配难度低、可靠性高、密封性好、晃动量小等要求。

该舵机安装结构轴承径向游隙范围选用4组或5组，降低了零件加工精度及产品装配难度，避免了产品卡死风险。

该舵机安装结构适用工况广，在常温及不超过350℃高温工况下，均可稳定、可靠工作。

该舵机安装结构连接紧凑，指令跟随性好，操纵精度高，舵面晃动量小，安装到位后，舵面绕轴线晃动量不大于0.3°，垂直于轴线晃动量不大于1mm。

该舵机安装结构刚度大，颤振临界速度大于飞行器最大可能飞行速度，并有较大余量。

附图说明

图1为本发明飞行器舵机安装结构示意图。

图2为本发明舵机支架结构示意图。

图中：1舵面、2飞行器局部壳体、3舵机支架、4舵机、5联轴销钉、6密封圈、7轴承。

具体实施方式

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、完整地表述，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做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。

请参阅图1，本发明提供一种技术方案：一种飞行器舵机安装结构，包括舵面1、飞行器局部壳体2、舵机支架3、舵机4、联轴销钉5、密封圈6、轴承7，所述轴承及密封圈安装于舵机支架环形凸台上，舵机通过螺钉及定位销钉与舵机支架一端进行连接，舵机支架通过螺钉及定位销钉与飞行器局部壳体连接，舵面的舵轴部分依次穿过飞行器局部壳体开孔、轴承后，套接在舵机输出轴上，舵轴及舵机输出轴之间通过联轴销钉进行定位连接。

装配流程：将轴承安装到舵机支架环形凸台内，整圈施压或局部冲点使轴承固定沟槽产生变形，对轴承外圈进行固定；将舵机与舵机支架进行定位、连接；将舵机支架与飞行器局部壳体进行定位、连接；将舵面舵轴依次穿过飞行器局部壳体开孔及后，套接在舵机输出轴上；将联轴器销钉穿过舵面舵轴开孔及舵机输出轴开孔；安装螺母对联轴器销钉进行防松。

如图2所示，舵机支架为具有两个安装端面的支架结构，其中一个安装端面上设置通孔，另一安装端面外侧设置环形凸台，设置环形凸台的安装端面用于与飞行器局部壳体连接，所述环形凸台的内壁用于安装轴承；所述通孔用于与舵机输出轴后端凸台进行配合限位，舵面的舵轴部分与舵机输出轴在两个安装端面之间的空间内完成安装。

舵机支架环形凸台与飞行器局部壳体之间预留有0.2mm缝隙，避免过定位；舵机支架与飞行器局部壳体之间布置有密封圈；轴承选用带金属密封盖的深沟球轴承；轴承径向游隙范围选用5组；舵机与舵机支架设计有定位销，舵机支架与飞行器局部壳体之间设计有定位销；舵机支架环形凸台端部设计有轴承固定沟槽，轴承安装到位后，通过整圈施压或局部冲点的方式使沟槽发生塑性变形，对轴承外圈进行固定；舵面端部与飞行器局部结构之间设计有3mm缝隙；舵面舵轴与飞行器局部壳体设计有0.5mm缝隙；轴承外圈与舵机支架开孔之间采用过渡配合，轴承内圈与舵面舵轴之间采用间隙配合，间隙范围0.01～0.03mm；舵面舵轴与舵机输出轴之间轴向间隙配合，间隙范围0.01～0.03mm；联轴销钉与舵面舵轴开孔之间采用过渡配合，联轴销钉与舵机输出轴开孔之间采用过渡配合，为保证舵面舵轴开孔与舵机输出轴开孔规格的一致性，采用配铰工艺协同加工。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及等同物限定。

技术特征：

1.一种飞行器舵机安装结构，其特征在于：包括舵机支架、轴承、联轴销钉；舵机与舵机支架一端连接，舵机支架另一端与飞行器局部壳体连接；舵面的舵轴依次穿过所述的飞行器局部壳体上的开孔、轴承后套接在舵机输出轴上，舵轴及舵机输出轴之间通过联轴销钉进行定位连接；

所述的舵机支架为具有两个安装端面的支架结构，其中一个安装端面上设置通孔，另一安装端面外侧设置环形凸台，设置环形凸台的安装端面用于与飞行器局部壳体连接，所述环形凸台的内壁用于安装轴承，其中轴承外圈与环形凸台内壁采用过渡配合，轴承内圈与舵面舵轴之间采用间隙配合，所述间隙为0.01～0.03mm；所述通孔用于与舵机输出轴后端凸台进行配合限位，舵面的舵轴部分与舵机输出轴在两个安装端面之间的空间内完成安装；所述轴承径向游隙范围选用4组或5组；所述联轴销钉与舵面舵轴开孔之间以及与舵机输出轴开孔之间均采用过渡配合。

2.根据权利要求1所述的安装结构，其特征在于：所述环形凸台与飞行器局部壳体之间预留有0.2～0.5mm缝隙。

3.根据权利要求1所述的安装结构，其特征在于：所述的环形凸台端部设计有轴承固定沟槽，轴承安装到位后，通过整圈施压或局部冲点的方式使沟槽发生塑性变形，对轴承外圈进行固定。

4.根据权利要求1所述的安装结构，其特征在于：舵机支架与飞行器局部壳体之间布置有密封圈。

5.根据权利要求1所述的安装结构，其特征在于：所述的轴承选用带金属密封盖的深沟球轴承。

6.根据权利要求1所述的安装结构，其特征在于：舵机与舵机支架之间有定位销，舵机支架与飞行器局部壳体之间设计有定位销。

7.根据权利要求1所述的安装结构，其特征在于：所述舵面舵轴与飞行器局部壳体上开孔之间的间隙为0.5～1mm。

8.根据权利要求1所述的安装结构，其特征在于：舵面舵轴与舵机输出轴之间轴向间隙配合，间隙范围为0.01～0.03mm；

9.根据权利要求1所述的安装结构，其特征在于：舵面端部与飞行器局部结构之间有2～5mm缝隙。

10.一种权利要求1-9之一所述飞行器舵机安装结构的装配方法，其特征在于步骤如下：

将轴承安装到舵机支架环形凸台内，整圈施压或局部冲点使轴承固定沟槽产生变形，对轴承外圈进行固定；

将舵机与舵机支架进行定位、连接；

将舵机支架与飞行器局部壳体进行定位、连接；

将舵面舵轴依次穿过飞行器局部壳体开孔及轴承后，套接在舵机输出轴上；将联轴器销钉穿过舵面舵轴开孔及舵机输出轴开孔；安装螺母对联轴器销钉进行防松。

技术总结
本发明涉及一种飞行器舵机安装结构及其装配方法，结构包括舵机支架、轴承、联轴销钉；舵机与舵机支架一端连接，舵机支架另一端与飞行器局部壳体连接；舵面的舵轴依次穿过所述的飞行器局部壳体上的开孔、轴承后套接在舵机输出轴上，舵轴及舵机输出轴之间通过联轴销钉进行定位连接；所述的舵机支架为具有两个安装端面的支架结构，其中一个安装端面上设置通孔，另一安装端面外侧设置环形凸台，设置环形凸台的安装端面用于与飞行器局部壳体连接，所述环形凸台的内壁用于安装轴承；所述通孔用于与舵机输出轴后端凸台进行配合限位，舵面的舵轴部分与舵机输出轴在两个安装端面之间的空间内完成安装。

技术研发人员：高阳;陈占军;周月荣;关发明;潘宏椂;罗小云
受保护的技术使用者：中国航天空气动力技术研究院
技术研发日：2020.03.13
技术公布日：2020.06.05