Die Erfindung betrifft einen Aktuator für Luftfahrtanwendungen, insbesondere für eine Rotorblattverstellung eines Hubschraubers, umfassend eine elektromechanische Antriebseinrichtung, welche über ein nachgeschaltetes Getriebe (7; 700) mit einem Abtrieb (80) verbunden ist, wobei die Antriebseinrichtung in unabhängig voneinander betreibbare Teilantriebe (3, 4, 5, 6) aufgeteilt ist, wobei zumindest zwei Teilantriebe (3, 4, 5, 6) räumlich voneinander getrennt sind, indem das Getriebe (7; 700) zwischen diesen Teilantrieben (3, 4, 5, 6) vorgesehen ist, dadurch gekennzeichnet, dass es sich bei dem Getriebe (7, 700) um zumindest zwei über zumindest ein erstes Kopplungselement (2) miteinander gekoppelte Spannungswellengetriebe (10, 20, 30, 40) handelt, wobei ein erstes Spannungswellengetriebe (10) innerhalb eines drehfesten ersten Gehäuses (13) angeordnet ist, und wobei ein zweites Spannungswellengetriebe (20) innerhalb eines drehbaren zweiten Gehäuses (23) angeordnet ist, wobei das zweite Gehäuse (23) mit dem Abtrieb 80 verbunden ist.
An actuator for aviation applications, in particular for adjusting rotor blades in a helicopter, may include an electromechanical drive assembly connected to an output drive via a downstream transmission, where the drive assembly is divided into sub-drives that can be operated independently, and where at least two sub-drives are spatially separated from one another in that the transmission is placed between these sub-drives. The transmission may include at least two harmonic gearings coupled to one another by at least one first coupling element, where a first harmonic gearing is located inside a non-rotating first housing, where a second harmonic gearing is located inside a rotating second housing, and where the second housing is connected to the output drive.
Aktuator für Luftfahrtanwendungen
2021-10-21
Patent
Electronic Resource
German