本發(fā)明涉及航天器動力機械領域，特別涉及一種傾轉旋翼飛機翼內傳動結構。

背景技術：

傾轉旋翼：一種飛機形式，飛機可以通過螺旋槳向上產(chǎn)生升力做類似直升機的旋翼飛行；也可以將螺旋槳傾轉至水平位置作固定翼飛行。

傾轉旋翼飛行器技術，最早興起于上世紀5、60年代的美國。目前比較成熟的傾轉旋翼飛機，大型的有美國的魚鷹，中型的鷹眼，小型的有以色列的黑豹等。上述項目均有效提高了在特定環(huán)境下的作戰(zhàn)效能。上述技術集中在可載人的運輸機領域，設計冗余大，可供發(fā)揮的設計空間寬裕；而對于大航程航時的中小型無人機，對重量和空間都更加敏感，現(xiàn)有技術過多的冗余設計造成了有效商載的浪費。

目前國內在無人機方面的研究處于井噴狀態(tài)，無人機不同于運輸機，技術著力點不同，國內的相關專利，油動的還沒有實現(xiàn)傾轉相關的，電動的雖然有控制方便等優(yōu)點，相關專利設計沒有直接的缺點，但在電池容量取得突破之前，所制作的飛機無法實現(xiàn)大載重，大航程，無法適應高要求的工作。

已有最接近本設計的電動傾轉旋翼專利（專利名稱：可傾轉四旋翼飛行器；專利公開號：103072688a）出現(xiàn)，但由于電動方案沒有動力傳輸，結構簡單很多；油動傾轉旋翼無人機在大載荷和大航程方面具有顛覆性意義，在這方面國內雖有不少概念機型展示，尚未發(fā)現(xiàn)實際制作成功的案例和類似針對具體技術問題的專利方案。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的就是克服現(xiàn)有技術的缺陷，提供了一種傾轉旋翼飛機翼內傳動結構，在保證機翼內傳動的情況下，有效簡化機翼結構，減輕機翼重量，提高傾轉翼飛行器的有效商載。

本發(fā)明主要解決三個實際工程問題：

1、發(fā)動機中置的減重提效傳動技術。主流的電動多旋翼無人機在電池儲能技術取得突破之前無法突破長航程航時和大載重等問題，采用多個油機分別驅動需要解決總重過大，轉動慣量引起的效率低下以及螺旋槳轉速匹配問題。油機驅動飛機采用本發(fā)明方案，可有效解決這類問題；

2、機翼變形與內部可靠傳動的問題。機翼在不同載荷下會發(fā)生彎扭變形，但方案設計需要在機翼內部傳動，由此需要解決因為機翼變形引起的傳動軸長度適應性問題，方向適應性問題以及動力傳輸?shù)男蕟栴}；

3、螺旋槳動力傳輸問題。由于螺旋槳的轉動動力需要從機翼內傳遞過去，螺旋槳傾轉時必然會產(chǎn)生牽連速度，如何處理這個牽連速度，如何有效將扭矩在“公轉”的機構中傳遞至螺旋槳，將在本發(fā)明中得到解決。

本發(fā)明一種傾轉旋翼飛機翼內傳動結構，所述傳動結構分兩支，對稱設置于機身兩側的機翼內部，每支所述傳動結構均包括主體承力傳動框架、傳動單元；

所述主體承力傳動框架包括碳纖維橫梁、固定框板、法蘭；所述碳纖維橫梁通過固定框板與機身固定連接，所述法蘭設置于所述主體承力傳動框架端部；

所述傳動單元包括依次連接的t型換向器、t型換向器輸出軸、聯(lián)軸器子單元、動力輸出軸；所述動力輸出軸和所述法蘭通過軸承配合并固定；

所述傳動單元固定于所述主體承力傳動框架中部；

在垂直于所述碳纖維橫梁軸線方向上，所述傳動結構與機翼協(xié)同作用；在所述碳纖維橫梁軸線方向上，所述傳動結構與機翼互不限制。

進一步的，所述聯(lián)軸器子單元為依次連接的第一聯(lián)軸器、中間傳動軸、第二聯(lián)軸器，所述第一聯(lián)軸器還與t型換向器輸出軸連接，所述第二聯(lián)軸器還與動力輸出軸連接。

進一步的，所述聯(lián)軸器子單元為柔性聯(lián)軸器。

進一步的，所述第一聯(lián)軸器、第二聯(lián)軸器均為萬向聯(lián)軸器。

進一步的，所述主體承力傳動框架為由碳纖維橫梁、固定框板、法蘭共同構成的“目”字型結構。

進一步的，所述主體承力傳動框架的長度略長于機翼長度，留有間隙δ。

本發(fā)明還提供了一種傾轉翼無人機，包括上述的傳動結構。

本發(fā)明的有益效果為：機翼與框架相輔相成的結構特征，即機翼和框架通過碳纖橫梁接觸，在橫梁徑向上彼此有力相互作用，以滿足飛機起飛降落等受力所需；機翼和框架都固定在機身上，但在軸向上，彼此不做限制，且留有軸向竄動空間；獨立于機翼之外的框架和傳動技術方案，允許橫梁少量彈性變形，動力輸入軸和輸出軸固定；由法蘭和固定框板以及碳纖橫梁共同構成的“目”字形結構，將輸入軸和輸出軸的位置及形變控制在可接受的范圍之內；采用發(fā)動機中置的方案，在保證機翼內傳動的情況下，有效簡化機翼結構，減輕機翼重量，提高傾轉旋翼飛行器的有效商載。

附圖說明

圖1所示為本發(fā)明實施例一種傾轉旋翼飛機翼內傳動結構與機翼、螺旋槳總成位置關系示意圖。

圖2所示為機翼與主體承力傳動框架間隙位置示意圖。

圖3所示為本發(fā)明實施例一種傾轉旋翼飛機翼內傳動結構示意圖。

圖4所示為主體承力傳動框架結構示意圖。

圖中：1-機翼、2-螺旋槳總成、3-主體承力傳動框架、4-t型換向器、5-第一聯(lián)軸器、6-中間傳動軸、7-第二聯(lián)軸器、8-動力輸出軸、9-法蘭、10-固定框板、11-碳纖維橫梁。

具體實施方式

下文將結合具體附圖詳細描述本發(fā)明具體實施例。應當注意的是，下述實施例中描述的技術特征或者技術特征的組合不應當被認為是孤立的，它們可以被相互組合從而達到更好的技術效果。在下述實施例的附圖中，各附圖所出現(xiàn)的相同標號代表相同的特征或者部件，可應用于不同實施例中。

如圖1-4所示，本發(fā)明實施例一種傾轉旋翼飛機翼內傳動結構分兩支，對稱設置于機身兩側的機翼1內部，每支所述傳動結構均包括主體承力傳動框架3、傳動單元；

所述主體承力傳動框架3包括碳纖維橫梁11、固定框板10、法蘭9；所述碳纖維橫梁11通過固定框板10與機身固定連接（碳纖維橫梁11固定在固定框板10上，固定框板10與機身連接）；所述法蘭9設置于所述主體承力傳動框架3端部（本實施例中，法蘭9固定于碳纖維橫梁11端部）；優(yōu)選的，所述主體承力傳動框架3為由碳纖維橫梁11、固定框板10、法蘭9共同構成的“目”字型結構。

所述傳動單元包括依次連接的t型換向器4、t型換向器輸出軸、聯(lián)軸器子單元、動力輸出軸8；所述動力輸出軸8和所述法蘭9通過軸承配合并固定；所述動力輸出軸8用于把發(fā)動機的扭矩傳動到機翼1兩端螺旋槳的傳動軸末端，即安裝螺旋槳端的軸端頭；所述動力輸出軸8受法蘭9上的軸承約束，可以隨軸承8相對于法蘭9高速轉動，當機翼1、碳纖維橫梁11各自變形時，所述動力輸出軸8隨碳纖維橫梁11運動，和機翼1沒有關系，從而避免機翼1變形引起的尺寸變動。

所述傳動單元固定于所述主體承力傳動框架3中部；

在垂直于所述碳纖維橫梁11軸線方向上，所述傳動結構與機翼1協(xié)同作用；在所述碳纖維橫梁11軸線方向上，所述傳動結構與機翼1互不限制。具體實現(xiàn)方式之一為：所述碳纖維橫梁11與機翼1內的肋接觸，肋中間開孔，所述碳纖維橫梁11從孔內穿過，所述碳纖維橫梁11與機身之間徑向作用力相互作用，但在軸向允許竄動。

優(yōu)選的，所述聯(lián)軸器子單元為依次連接的第一聯(lián)軸器5、中間傳動軸6、第二聯(lián)軸器7，所述第一聯(lián)軸器5還與t型換向器4輸出軸連接，所述第二聯(lián)軸器7還與動力輸出軸8連接；所述第一聯(lián)軸器5、第二聯(lián)軸器7均為萬向聯(lián)軸器。

所述聯(lián)軸器子單元也可以為柔性聯(lián)軸器。

所述主體承力傳動框架3的長度略長于機翼1長度，中間留有間隙δ。

實際應用中，如圖1所示，螺旋槳總成2安裝在機翼1的兩端，使用薄壁復合材料構造機翼1結構及蒙皮。為確保承力及傳動，通過碳纖管搭建主體承力傳動框架3結構（下稱“框架”），實現(xiàn)螺旋槳的安裝固定，并在框架內實現(xiàn)傳動。傾轉旋翼飛機地面靜止時，螺旋槳等結構的重量使得框架受力向下?lián)蠌?，帶動機翼1相應變形；起飛時，螺旋槳提供升力，框架受力向上彎曲，帶動機翼1相應變形；飛行過程中，受機翼1升力、氣流影響以及螺旋槳振動等影響，機翼1在交變應力作用下變形，帶動框架相應變形。

機翼1彎曲變形帶動框架3彎曲，并在兩端形成軸向竄動。結合撓度變形計算，設計框架結構的長度略長于機翼，單邊留有間隙δ,確保在最不利的情況下框架結構的變形不受機翼變形的影響，如圖2所示。

如圖3所示，為確保傳動平穩(wěn)順暢，本發(fā)明實施例采用以下結構：動力通過部件t型換向器4傳入，分別向t型換向器4的兩端輸出轉速相同，轉向相反的旋轉動力；t型換向器4兩支的輸出軸與t型換向器4固定；動力經(jīng)過第一聯(lián)軸器5（萬向聯(lián)軸器）、中間傳動軸6和第二聯(lián)軸器7（萬向聯(lián)軸器）三個零件，傳遞到動力輸出軸8，動力輸出軸8和框架端頭的法蘭9通過軸承配合并固定。

作為優(yōu)選，框架的結構如圖4所示，主體承力結構由法蘭9和固定框板10以及碳纖橫梁11共同構成，成放倒的“目”字型結構，構型對稱且穩(wěn)定；由于動力傳遞的輸入軸和輸出軸均與“目”字形結構固定，機翼1和框架碳纖橫梁11變形引起的彎曲，軸向竄動都可以通過第一聯(lián)軸器5（萬向聯(lián)軸器）、中間傳動軸6和第二聯(lián)軸器7（萬向聯(lián)軸器）三個零件吸收。從而保證機架結構可靠，傳動準確。

本發(fā)明還提供了一種傾轉翼無人機，包括上述的傳動結構。

本發(fā)明的有益效果為：機翼與框架相輔相成的結構特征，即機翼和框架通過碳纖橫梁接觸，在橫梁徑向上彼此有力相互作用，以滿足飛機起飛降落等受力所需；機翼和框架都固定在機身上，但在軸向上，彼此不做限制，且留有軸向竄動空間；獨立于機翼之外的框架和傳動技術方案，允許橫梁少量彈性變形，動力輸入軸和輸出軸固定；由法蘭和固定框板以及碳纖橫梁共同構成的“目”字形結構，將輸入軸和輸出軸的位置及形變控制在可接受的范圍之內；采用發(fā)動機中置的方案，在保證機翼內傳動的情況下，有效簡化機翼結構，減輕機翼重量，提高傾轉旋翼飛行器的有效商載。

本文雖然已經(jīng)給出了本發(fā)明的幾個實施例，但是本領域的技術人員應當理解，在不脫離本發(fā)明精神的情況下，可以對本文的實施例進行改變。上述實施例只是示例性的，不應以本文的實施例作為本發(fā)明權利范圍的限定。