一种适用于短距离垂直起降飞机的离合器

摘要

本发明公开一种适用于短距离垂直起降飞机的离合器，包括主动单元和从动单元，主动单元包括主动壳体和主动齿，主动齿可滑动地设置于主动壳体内；从动单元包括相连的从动壳体和从动齿；主动壳体能够与从动壳体相抵接并带动从动壳体转动；主动齿能够伸入从动壳体内并与从动齿相配合带动从动壳体转动。本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器，主动壳体能够与从动壳体相抵，主动单元从而带动从动单元同步转动，实现低功率状态下动力传递；当飞机发动机输出功率增大时，主动壳体与从动壳体之间产生相对转动，当飞机发动机输出功率增大到一定程度后，主动齿伸入从动壳体中，主动齿与从动齿相配合带动从动壳体转动，进行大功率动力传递。

说明书

技术领域

本发明涉及动力传递设备及其周边配套设施技术领域，特别是涉及一种适用于短距离垂直起降飞机的离合器。

背景技术

离合器作为一种切断和传递动力的机构，在交通领域有着广泛应用。随着航空领域的不断发展，对飞机的探索越来越深入，随后发展出了短距离垂直起降飞机(简称短垂飞机)，该飞机通过升力风扇来实现垂直起降，因升力风扇只需在垂直起飞和降落的情况下为飞机提供向上的升力，故需要离合器来实现升力风扇和飞机发动机之间动力传输的分离和接合，但这种离合器需要满足在高转速、大功率的条件下进行工作，而现有离合器并不能满足作用在短垂起降飞机上的要求，且对此方面的研究也并不广泛。

因此，如何提供一种在高功率、大转速条件下工作的离合器，以实现升力风扇和飞机发动机之间动力的传输和切断，成为了本领域技术人员亟待解决的问题。

发明内容

本发明的目的是提供一种适用于短距离垂直起降飞机的离合器，以解决上述现有技术存在的问题，使离合器能够顺利实现升力风扇和飞机发动机之间动力的传输和切断，提高短距离垂直起降飞机的飞行可靠性。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：本发明提供一种适用于短距离垂直起降飞机的离合器，包括：

主动单元，所述主动单元包括主动壳体和主动齿，所述主动壳体能够与飞机发动机输出轴传动相连，所述主动齿可滑动地设置于所述主动壳体内，所述主动齿相对于所述主动壳体的往复滑动方向平行于所述主动壳体的转动轴线；

从动单元，所述从动单元包括相连的从动壳体和从动齿，所述从动齿设置于所述从动壳体内，所述从动壳体能够与飞机风扇的输入轴传动相连；

所述主动壳体能够与所述从动壳体相抵接并带动所述从动壳体转动；所述主动齿能够伸入所述从动壳体内并与所述从动齿相配合带动所述从动壳体转动。

优选地，所述主动单元还包括传力轴套，所述传力轴套设置于所述主动壳体远离所述从动单元的一侧，所述传力轴套可滑动地与所述主动壳体相连，所述传力轴套相对于所述主动壳体的滑动方向平行于所述主动壳体的轴线，所述主动齿的一端与所述传力轴套相连，所述主动齿的另一端可滑动地与所述主动壳体相连且能够由所述主动壳体内伸出。

优选地，所述传力轴套与所述主动壳体之间设置第一弹性件，所述第一弹性件的形变方向平行于所述主动壳体的转动轴线。

优选地，所述从动齿与所述从动壳体之间设置第二弹性件，所述第二弹性件的形变方向平行于所述主动壳体的转动轴线，所述第二弹性件处于自由状态时，所述从动齿靠近所述主动单元的端面不高于所述从动壳体靠近所述主动单元的端面。

优选地，所述主动齿能够伸入所述从动壳体内并与所述从动齿相嵌合。

优选地，所述主动齿与所述从动齿的数量均为多个，所述主动齿绕所述主动壳体的轴线周向均布，所述从动齿绕所述从动壳体的轴线周向均布。

优选地，所述主动齿和所述从动齿的牙型均为梯形。

优选地，所述主动壳体以及所述从动壳体二者相抵接的端面均设置有摩擦层，所述摩擦层由高摩擦系数材料制成。

优选地，主动单元还包括主动端盖，所述主动端盖设置于所述传力轴套远离所述主动壳体的一侧；所述传力轴套包括相连的滑动部和连接部，所述滑动部可滑动地与所述主动壳体相连，所述主动端盖穿过所述连接部并与所述主动壳体相连，所述连接部的直径较所述滑动部的直径小；所述主动端盖与所述主动壳体可拆卸连接；

所述从动单元还包括从动端盖，所述从动端盖设置于所述从动壳体远离所述主动单元的一侧，所述从动齿与所述从动端盖相连，所述从动端盖与所述从动壳体可拆卸连接。

优选地，所述主动壳体连接有第一拨叉，所述第一拨叉能够带动所述主动单元沿平行于所述主动壳体轴线的方向运动，所述传力轴套连接有第二拨叉，所述第二拨叉能够带动所述传力轴套相对于所述主动壳体运动。

本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器，包括主动单元和从动单元，其中，主动单元包括主动壳体和主动齿，主动壳体能够与飞机发动机输出轴传动相连，主动齿可滑动地设置于主动壳体内，主动齿相对于主动壳体的往复滑动方向平行于主动壳体的转动轴线；从动单元包括相连的从动壳体和从动齿，从动齿设置于从动壳体内，从动壳体能够与飞机风扇的输入轴传动相连；主动壳体能够与从动壳体相抵接并带动从动壳体转动；主动齿能够伸入从动壳体内并与从动齿相配合带动从动壳体转动。

本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器，包括主动单元和从动单元，主动壳体能够与从动壳体相抵，主动单元从而带动从动单元同步转动，主动壳体与从动壳体处于相对静止状态，实现低功率状态下动力传递；当飞机发动机输出功率增大时，主动壳体与从动壳体之间产生相对转动，当飞机发动机输出功率增大到一定程度后，主动齿伸入从动壳体中，主动齿与从动齿相配合带动从动壳体转动，进行大功率动力传递。当切断动力传输时，主动壳体与从动壳体分离，实现动力传输的切断。本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器，能够满足飞机垂直起飞和降落的要求。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器的剖切结构示意图；

图2为本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器的主动单元的拆分结构示意图；

图3为本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器的从动单元的拆分结构示意图；

图4为本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器的主动壳体的剖切结构示意图；

图5为本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器的主动端盖的结构示意图；

图6为本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器的传力轴套的结构示意图；

图7为本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器的从动壳体的端面结构示意图；

图8为本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器的从动壳体的另一端面结构示意图；

图9为本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器的从动齿和第二弹性件的结构示意图；

图10为本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器的主动齿的结构示意图；

图11为本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器的工作过程示意图；

其中，1为主动单元，101为主动壳体，102为主动齿，103为传力轴套，104为第一弹性件，105为主动端盖，106为第一拨叉，107为第二拨叉，2为从动单元，201为从动壳体，202为从动齿，203为第二弹性件，204为从动端盖。

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、完整地描述，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。

本发明的目的是提供一种适用于短距离垂直起降飞机的离合器，以解决上述现有技术存在的问题，使离合器能够顺利实现升力风扇和飞机发动机之间动力的传输和切断，提高短距离垂直起降飞机的飞行可靠性。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

请参考图1-11，其中，图1为本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器的剖切结构示意图，图2为本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器的主动单元的拆分结构示意图，图3为本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器的从动单元的拆分结构示意图，图4为本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器的主动壳体的剖切结构示意图，图5为本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器的主动端盖的结构示意图，图6为本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器的传力轴套的结构示意图，图7为本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器的从动壳体的端面结构示意图，图8为本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器的从动壳体的另一端面结构示意图，图9为本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器的从动齿和第二弹性件的结构示意图，图10为本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器的主动齿的结构示意图，图11为本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器的工作过程示意图。

本发明提供一种适用于短距离垂直起降飞机的离合器，包括主动单元1和从动单元2，其中，主动单元1包括主动壳体101和主动齿102，主动壳体101能够与飞机发动机输出轴传动相连，主动齿102可滑动地设置于主动壳体101内，主动齿102相对于主动壳体101的往复滑动方向平行于主动壳体101的转动轴线；从动单元2包括相连的从动壳体201和从动齿202，从动齿202设置于从动壳体201内，从动壳体201能够与飞机风扇的输入轴传动相连；主动壳体101能够与从动壳体201相抵接并带动从动壳体201转动；主动齿102能够伸入从动壳体201内并与从动齿202相配合带动从动壳体201转动。

本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器，包括主动单元1和从动单元2，主动壳体101能够与从动壳体201相抵，主动单元1从而带动从动单元2同步转动，主动壳体101与从动壳体201处于相对静止状态，实现低功率状态下动力传递；当飞机发动机输出功率增大时，主动壳体101与从动壳体201之间产生相对转动，当飞机发动机输出功率增大到一定程度后，主动齿102伸入从动壳体201中，主动齿102与从动齿202相配合带动从动壳体201转动，进行大功率动力传递。当切断动力传输时，主动壳体101与从动壳体201分离，实现动力传输的切断。本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器，能够满足飞机垂直起飞和降落的要求。

其中，主动单元1还包括传力轴套103，传力轴套103设置于主动壳体101远离从动单元2的一侧，传力轴套103可滑动地与主动壳体101相连，传力轴套103相对于主动壳体101的滑动方向平行于主动壳体101的轴线，主动齿102的一端与传力轴套103相连，主动齿102的另一端可滑动地与主动壳体101相连且能够由主动壳体101内伸出，当飞机发动机输出功率增大后，令传力轴套103带动主动齿102由主动壳体101内伸出，主动齿102与从动齿202相配合完成动力传递，使主动壳体101重新带动从动壳体201转动。

在本具体实施方式中，传力轴套103与主动壳体101之间设置第一弹性件104，第一弹性件104的形变方向平行于主动壳体101的转动轴线，第一弹性件104起到减震的作用，另外，还能够起到使主动齿102快速复位的作用。第一弹性件104可以选择弹簧，套装于主动齿102的外部，安装便捷。

相应地，从动齿202与从动壳体201之间设置第二弹性件203，第二弹性件203的形变方向平行于主动壳体101的转动轴线，第二弹性件203处于自由状态时，从动齿202靠近主动单元1的端面不高于从动壳体201靠近主动单元1的端面。同样可以选用弹簧作为第二弹性件203，在主动壳体101与从动壳体201相抵且产生相对转动时，利用传力轴套103带动主动齿102伸入从动壳体201中，由于主动壳体101与从动壳体201的相对转动，导致主动齿102进入从动壳体201时的位置并非与从动齿202相配合的位置，此时，从动齿202能够压缩第二弹性件203，从而为主动齿102伸入从动壳体201中留出空间，同时从动齿202为与主动齿102相配合做出准备。

具体地，主动齿102能够伸入从动壳体201内并与从动齿202相嵌合，从而顺利带动从动单元2随主动单元1转动。此处需要说明的是，主动齿102与从动齿202采用相嵌合的方式完成动力传递，在本发明的其他具体实施方式中，还可以采用主动齿102与从动齿202相连接的方式或二者相抵，完成动力传递，需注意，当主动齿102与从动齿202直接相抵以完成动力传递时，二者的抵接面设置需避免在转动过程中分离，通过合理设置抵接面的形状和位置，使得主动齿102和从动齿202实现类似“卡接”的抵接，从而顺利实现动力传递，带动从动壳体201转动。

更具体地，主动齿102与从动齿202的数量均为多个，主动齿102绕主动壳体101的轴线周向均布，从动齿202绕从动壳体201的轴线周向均布，主动齿102伸入从动壳体201内，且主动齿102伸入从动齿202之间实现嵌合，进而实现主动单元1和从动单元2同步转动。

在本具体实施方式中，主动齿102和从动齿202的牙型均为梯形，提高传动效率，在实际应用中，主动齿102和从动齿202的形状和数量可以根据具体工况进行设置。

还需要强调的是，主动壳体101以及从动壳体201二者相抵接的端面均设置有摩擦层，摩擦层由高摩擦系数材料制成，设置摩擦层，增大主动壳体101与从动壳体201的抵接端面之间的摩擦系数，使得主动壳体101能够顺利带动从动壳体201同步转动。

进一步地，主动单元1还包括主动端盖105，主动端盖105设置于传力轴套103远离主动壳体101的一侧；传力轴套103包括相连的滑动部和连接部，滑动部可滑动地与主动壳体101相连，主动端盖105穿过连接部并与主动壳体101相连，连接部的直径较滑动部的直径小；主动端盖105与主动壳体101可拆卸连接；传力轴套103的滑动部可滑动地与主动壳体101相连，且主动齿102远离从动单元2的一端与传力轴套103相连，利用传力轴套103相对于主动壳体101滑动，即可实现带动主动齿102相对于主动壳体101往复滑动的目的，主动端盖105穿过传力轴套103的连接部与主动壳体101相连，限制了传力轴套103的滑动部的极限位置，提高了主动单元1的结构结构稳定性和可靠性。

相应地，从动单元2还包括从动端盖204，从动端盖204设置于从动壳体201远离主动单元1的一侧，从动齿202与从动端盖204相连，在本具体实施方式中，从动齿202利用第二弹性件203与从动端盖204相连，从动端盖204与从动壳体201可拆卸连接，方便拆装。还需要说明的是，从动壳体201靠近主动单元1的一侧设置有凹槽，凹槽底部设置有与从动齿202相适配的梯形槽，从动齿202能够由梯形槽中伸出进入凹槽中，主动壳体101靠近从动单元2的一侧设置有与主动齿102相适配的梯形槽，主动齿102能够由梯形槽中伸出并进入从动壳体201的凹槽中，并顺利与从动齿202相嵌合，实现动力传递，梯形槽起到了为主动齿102和从动齿202往复滑动导向的作用，提高离合器的工作可靠性。在本发明的其他具体实施方式中，主动端盖105与主动壳体101以及从动端盖204与从动壳体201均利用螺栓连接，连接紧固，拆装方便。

更进一步地，主动壳体101连接有第一拨叉106，第一拨叉106能够带动主动单元1沿平行于主动壳体101轴线的方向运动，主动壳体101的侧壁上开设径向插槽，第一拨叉106与主动壳体101插接相连，从而带动主动壳体101沿轴向往复运，同样地，传力轴套103连接有第二拨叉107，第二拨叉107能够带动传力轴套103相对于主动壳体101运动，传力轴套103的侧壁开设有径向插槽，第二拨叉107与传力轴套103插接相连，从而带动传力轴套103沿轴向往复运，在本发明的其他具体实施方式中，主动壳体101和传力轴套103还可以利用其它机构进行驱动。

利用本发明的适用于短距离垂直起降飞机的离合器，当飞机处于起飞状态时，第一拨叉106带动主动单元1与从动单元2相抵，使得带有摩擦层的两个端面接触，以实现在低功率状态下力的传递，随后在第二拨叉107的带动下，主动齿102伸出，进入从动壳体201的凹槽内，凹槽内的从动齿202受到挤压后退回，当输入的功率变大到一定程度后，主动单元1与从动单元2产生相对转动，主动齿102和从动齿202的端面错开一定角度不再接触时，从动齿202在第二弹性件203的作用下恢复原来位置，主动齿102因从动齿202位置的恢复，被卡在两从动齿202之间，以实现嵌合的效果，随后可进行大功率力的传递。当切断动力传输时，先通过第二拨叉107将主动齿102退回原位置，再通过第一拨叉106将两摩擦层分离，以实现动力传输的切断。在飞机需要垂直降落时，离合器的工作过程同起飞时的工作过程。

本发明中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。