一种发动机仰俯调节悬置结构、飞行器动力系统及飞行器的制作方法

本发明涉及飞行器装备，特别涉及一种发动机仰俯调节悬置结构、飞行器动力系统及飞行器。

背景技术：

1、目前，飞行器的发动机通常直接固定在金属支架的机架上，安装过程中在飞行器与机架之间使用橡胶块和紧固件，以尽可能地实现发动机在任何工况下都不产生任何方向的位移，并实现减振功能。

2、飞行器的发动机作为动力源在起动后主要有三种工作状态，分别为怠速、暖车和额定转速。

3、发动机通过起动电机拖动实现着车，完成发动机的起动，然后进入怠速阶段。此时，飞行器的发动机怠速阶段转速急速攀升。飞行器的发动机起动后刚刚进入怠速阶段即出现如此高的转速，发动机因此产生的振动将对整个飞行器动力传输总成、旋翼等产生诸如磨损等不利影响，同时产生无效功耗。

4、另外，在通常情况下，发动机起动相对困难，特别是高原、高寒等条件下，发动机因内部滑油粘度大，发动机的各运动部件（比如：曲轴、活塞等）受低温影响机械损失功增加，起动发动机本体已较为困难。而在发动机的起动过程中还需要同时维持动力传输总成空转，这将增加维持动力传输总成空转功耗，更加凸显发动机起动困难问题，严重影响飞行器在极端条件下展开以及机动时间。

5、如何解决发动机在起动阶段存在无效功耗以及振动对动力传输总成造成的磨损、发动机起动困难的问题，对优化飞行器的起飞特性和飞行特性，具有十分重要的意义。

技术实现思路

1、鉴于上述的分析，本发明旨在提供一种发动机仰俯调节悬置结构、飞行器动力系统及飞行器，以解决发动机起动阶段产生无效功耗以及振动对动力传输总成造成磨损、发动机起动困难的技术问题。

2、本发明采用以下技术方案以解决上述技术问题：

3、一种发动机仰俯调节悬置结构，用于将发动机可仰俯调节地连接在机架上并与动力传输总成进行可离/合连接；所述发动机仰俯调节悬置结构包括悬置总成和电控张紧总成；所述悬置总成包括前悬置组件、下悬置组件和后悬置组件；所述前悬置组件和所述下悬置组件分别连接在所述发动机的前端的上部和下部并与所述机架铰接；所述后悬置组件与所述发动机的后端固定连接并与所述机架活动连接；所述电控张紧总成的上端与所述动力传输总成固定连接，所述电控张紧总成的下端与所述前悬置组件的上端活动连接；所述电控张紧总成包括张紧动力单元和张紧导向单元；所述电控张紧总成能够通过所述前悬置组件带动所述发动机的前端产生仰/俯运动。

4、进一步的，所述前悬置组件包括依次连接的前悬置架单元、前悬置减振单元和前悬置悬挂单元；所述前悬置架单元的开放端与所述发动机的前端连接；所述前悬置悬挂单元的开放端与所述机架活动连接。

5、进一步的，所述前悬置减振单元包括减振块、减振支撑套管和减振中心轴；两个所述减振块对称连接在所述减振支撑套管上；所述减振中心轴贯穿连接所述减振块和所述减振支撑套管。

6、进一步的，所述前悬置悬挂单元包括悬置连杆次单元和悬挂球铰接头次单元；两个所述悬挂球铰接头次单元连接在所述悬置连杆次单元的两端，两个所述悬挂球铰接头次单元分别与所述前悬置减振单元和所述机架铰接。

7、进一步的，所述下悬置组件包括依次连接的下悬置架单元、下悬置架减振单元和下悬置悬挂单元；所述下悬置架单元的开放端连接所述发动机；所述下悬置架单元的中部连接所述下悬置架减振单元；所述下悬置悬挂单元的两端分别铰接所述下悬置架减振单元和所述机架。

8、进一步的，所述后悬置组件包括后悬置架单元、后悬置悬挂单元和后悬置减振单元；所述后悬置架单元包括后悬置核心支架；所述后悬置减振单元对称连接在所述后悬置核心支架的两侧；所述后悬置悬挂单元的开放端分别铰接所述机架。

9、进一步的，所述电控张紧总成包括张紧动力单元和张紧导向单元；所述张紧动力单元能够沿所述张紧导向单元的轴向做直线运动。

10、进一步的，所述张紧动力单元包括张紧电机和电机输出传动部；所述电机输出传动部与所述张紧电机的输出端连接；所述张紧导向单元包括张紧导向轴本体和张紧导向传动部；所述张紧导向传动部连接在所述张紧导向轴本体的下端；所述电机输出传动部和张紧导向传动部能够形成旋转副，使得所述张紧动力单元沿张紧导向轴本体的轴向做上、下运动。

11、一种飞行器动力系统，包括所述的发动机仰俯调节悬置结构，还包括所述发动机和动力传输总成；所述发动机仰俯调节悬置结构能够调整所述发动机的前端产生仰/俯，实现所述发动机与所述动力传输总成的离/合。

12、一种飞行器，包括所述的飞行器动力系统，还包括飞行器机身和机架；所述飞行器动力系统设置于所述机身内部，并与所述机架连接，所述飞行器动力系统能够为所述飞行器机身提供飞行动力。

13、与现有技术相比，本发明至少可实现如下有益效果之一：

14、1、本发明的发动机仰俯调节悬置结构中，前悬置组件和下悬置组件分别连接在发动机的前端的上部和下部并与机架铰接，后悬置组件与发动机的后端固定连接并与机架活动连接；该结构和安装设置能充分确保起动阶段电控张紧总成带动前悬置组件产生上/下运动，从而带动发动机的前端产生仰/俯运动。

15、2、本发明的发动机仰俯调节悬置结构使得发动机与动力传输总成实现动态离合，优化了发动机的起动特性。

16、3、本发明的发动机仰俯调节悬置结构实现发动机的仰俯功能同时，能够降低发动机振动对飞行器的影响，有利于优化飞行器的飞行特性。

17、4、本发明的发动机仰俯调节悬置结构的结构简单，安装方便，适用性广泛。

18、本发明中上述各技术方案之间还可以相互组合，以实现更多的优选组合方案。本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分优点可从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过说明书以及附图中所特别指出的内容中来实现和获得。

技术特征：

1.一种发动机仰俯调节悬置结构，用于将发动机（1）可仰俯调节地连接在机架（5）上并与动力传输总成（4）进行可离/合连接，其特征在于，所述发动机仰俯调节悬置结构包括悬置总成（2）和电控张紧总成（3）；

2.根据权利要求1所述的发动机仰俯调节悬置结构，其特征在于，所述前悬置组件（21）包括依次连接的前悬置架单元（211）、前悬置减振单元（212）和前悬置悬挂单元（213）；所述前悬置架单元（211）的开放端与所述发动机（1）的前端连接；所述前悬置悬挂单元（213）的开放端与所述机架（5）活动连接。

3.根据权利要求2所述的发动机仰俯调节悬置结构，其特征在于，所述前悬置减振单元（212）包括减振块（2121）、减振支撑套管（2123）和减振中心轴（2124）；两个所述减振块（2121）对称连接在所述减振支撑套管（2123）上；所述减振中心轴（2124）贯穿连接所述减振块（2121）和所述减振支撑套管（2123）。

4.根据权利要求3所述的发动机仰俯调节悬置结构，其特征在于，所述前悬置悬挂单元（213）包括悬置连杆次单元（2131）和悬挂球铰接头次单元（2132）；两个所述悬挂球铰接头次单元（2132）连接在所述悬置连杆次单元（2131）的两端，两个所述悬挂球铰接头次单元（2132）分别与所述前悬置减振单元（212）和所述机架（5）铰接。

5.根据权利要求1所述的发动机仰俯调节悬置结构，其特征在于，所述下悬置组件（22）包括依次连接的下悬置架单元（221）、下悬置架减振单元和下悬置悬挂单元（222）；所述下悬置架单元（221）的开放端连接所述发动机（1）；所述下悬置架单元（221）的中部连接所述下悬置架减振单元；所述下悬置悬挂单元（222）的两端分别铰接所述下悬置架减振单元和所述机架（5）。

6.根据权利要求1所述的发动机仰俯调节悬置结构，其特征在于，所述后悬置组件（23）包括后悬置架单元（231）、后悬置悬挂单元（232）和后悬置减振单元（233）；所述后悬置架单元（231）包括后悬置核心支架；所述后悬置减振单元（233）对称连接在所述后悬置核心支架的两侧；所述后悬置悬挂单元（232）的开放端分别铰接所述机架（5）。

7.根据权利要求1所述的发动机仰俯调节悬置结构，其特征在于，所述电控张紧总成（3）包括张紧动力单元（31）和张紧导向单元（32）；所述张紧动力单元（31）能够沿所述张紧导向单元（32）的轴向做直线运动。

8.根据权利要求7所述的发动机仰俯调节悬置结构，其特征在于，所述张紧动力单元（31）包括张紧电机（311）和电机输出传动部（315）；所述电机输出传动部（315）与所述张紧电机（311）的输出端连接；

9.一种飞行器动力系统，其特征在于，包括权利要求1-8中任一项所述的发动机仰俯调节悬置结构，还包括所述发动机（1）和动力传输总成（4）；所述发动机仰俯调节悬置结构能够调整所述发动机（1）的前端产生仰/俯，实现所述发动机（1）与所述动力传输总成（4）的离/合。

10.一种飞行器，其特征在于，包括权利要求9所述的飞行器动力系统，还包括飞行器机身和机架（5）；所述飞行器动力系统设置于所述机身内部，并与所述机架（5）连接，所述飞行器动力系统能够为所述飞行器机身提供飞行动力。

技术总结本发明公开了一种发动机仰俯调节悬置结构、飞行器动力系统及飞行器，属于飞行器装备技术领域；解决了飞行器发动机与动力传输总成结合时间过长，飞行器起动困难的问题。本发明的结构包括悬置总成和电控张紧总成；悬置总成包括前悬置组件、后悬置组件和下悬置组件；前悬置组件和下悬置组件分别连接在发动机的前端并铰接机架；后悬置组件连接发动机的后端并活动连接机架；电控张紧总成的上端与动力传输总成固定连接，电控张紧总成的下端与前悬置组件的上端活动连接；张紧动力单元能够通过前悬置组件带动发动机的前端产生仰/俯运动。本发明的发动机仰俯调节悬置结构能优化发动机的起动特性、优化飞行器的飞行特性。技术研发人员：张学虎受保护的技术使用者：北京中航智科技有限公司技术研发日：技术公布日：2024/5/12