一種航空活塞二沖程發動機的電起動裝置

【授權公告號：CN216044131U；申請權利人：  中國特種飛行器研究所;發明設計人： 陳慧明; 羅建國; 龍飛; 鮑志明; 蘇小東; 萬歡; 徐松頂; 王鵬輝;】

摘要：

 

本實用新型實施例公開了一種航空活塞二沖程發動機的電起動裝置，包括：起動電機、小同步帶輪、同步帶、大同步帶輪、離合器軸套、超越離合器、螺栓；起動電機的轉動軸與小同步帶輪的轉動軸相連接，小同步帶輪與大同步帶輪之間通過同步帶相連接，超越離合器嵌套于大同步帶輪的中心通孔內，離合器軸套嵌套于超越離合器的離合器內圈中，并通過螺栓與發動機后端輸出軸固定連接。本實用新型實施例提供的技術方案，解決了傳統的發動機起動方式上所存在的安全性問題，以及起動方式不適用于特種飛行器的問題。 

 

主權項：

 

1.一種航空活塞二沖程發動機的電起動裝置，其特征在于，包括：起動電機(1)、小同步帶輪(2)、同步帶(3)、大同步帶輪(5)、離合器軸套(8)、超越離合器(9)、螺栓(10)；其中，所述起動電機(1)的轉動軸與小同步帶輪(2)的轉動軸同軸連接，所述小同步帶輪(2)與大同步帶輪(5)之間通過同步帶(3)相連接，且通過同步帶(3)連接的小同步帶輪(2)和大同步帶輪(5)位于同一平面內；所述超越離合器(9)嵌套于大同步帶輪(5)的中心通孔內，所述離合器軸套(8)嵌套于超越離合器(9)的離合器內圈中，并通過螺栓(10)與發動機后端輸出軸(11)固定連接；所述離合器軸套(8)為柱狀結構，柱狀結構中部設置有中部具有擋板的中心軸孔，位于擋板一側、且用于嵌入發動機后端輸出軸(11)的中心軸孔部分設置為錐形孔，通過螺栓(10)穿過擋板的中心通孔與發動機后端輸出軸(11)螺接，從而完成超越離合器(9)與所述輸出軸(11)的固定連接。 

 

要求：

 

1.一種航空活塞二沖程發動機的電起動裝置，其特征在于，包括：起動電機(1)、小同步帶輪(2)、同步帶(3)、大同步帶輪(5)、離合器軸套(8)、超越離合器(9)、螺栓(10)；

 

其中，所述起動電機(1)的轉動軸與小同步帶輪(2)的轉動軸同軸連接，所述小同步帶輪(2)與大同步帶輪(5)之間通過同步帶(3)相連接，且通過同步帶(3)連接的小同步帶輪(2)和大同步帶輪(5)位于同一平面內；所述超越離合器(9)嵌套于大同步帶輪(5)的中心通孔內，所述離合器軸套(8)嵌套于超越離合器(9)的離合器內圈中，并通過螺栓(10)與發動機后端輸出軸(11)固定連接；

 

所述離合器軸套(8)為柱狀結構，柱狀結構中部設置有中部具有擋板的中心軸孔，位于擋板一側、且用于嵌入發動機后端輸出軸(11)的中心軸孔部分設置為錐形孔，通過螺栓(10)穿過擋板的中心通孔與發動機后端輸出軸(11)螺接，從而完成超越離合器(9)與所述輸出軸(11)的固定連接。

 

2.根據權利要求1所述的航空活塞二沖程發動機的電起動裝置，其特征在于，

 

所述小同步帶輪(2)和所述大同步帶輪(5)的周圈分別設置有環形槽，所述同步帶(3)以環繞形式套設在小同步帶輪(2)和大同步帶輪(5)的環形槽內，用于通過小同步帶輪(2)的轉動帶動大同步帶輪(5)進行轉動；

 

其中，所述小同步帶輪(2)的轉動直徑小于大同步帶輪(5)的轉動直徑。

 

3.根據權利要求2所述的航空活塞二沖程發動機的電起動裝置，其特征在于，

 

所述起動電機(1)的轉動軸抵靠在所述小同步帶輪(2)用于套入同步帶(3)的一側，用于在小同步帶輪(2)轉動時限制位于所述小同步帶輪(2)的環形槽內的同步帶(3)的軸向位置。

 

4.根據權利要求2所述的航空活塞二沖程發動機的電起動裝置，其特征在于，還包括：大同步帶擋圈(4)；

 

所述大同步帶擋圈(4)為環裝結構，安裝在所述大同步帶輪(5)用于套入同步帶(3)的一側，用于在大同步帶輪(5)轉動時限制位于所述大同步帶輪(5)的環形槽內的同步帶(3)的軸向位置。

 

5.根據權利要求1所述的航空活塞二沖程發動機的電起動裝置，其特征在于，所述超越離合器(9)為一單向軸承，所述電起動裝置還包括：平鍵(6)；

 

所述超越離合器(9)的內圈和外圈分別通過平鍵(6)與大同步帶輪(5)連接或斷開。

 

6.根據權利要求1～5中任一項所述的航空活塞二沖程發動機的電起動裝置，其特征在于，還包括：軸套堵帽(7)；

 

所述軸套堵帽(7)安裝在所述離合器軸套(8)和超越離合器(9)遠離發動機后端輸出軸(11)一側的端部，用于限制離合器軸套(8)和超越離合器(9)的軸向位置。

 

一種航空活塞二沖程發動機的電起動裝置

技術領域

 

本申請涉及但不限于發動機技術領域，尤指一種航空活塞二沖程發動機的電起動裝置。

 

背景技術

 

目前已公布的與航空發動機相關的發明大多數是針對提高發動機的熱工效率、或者降低發動機油耗、或者增加發動機輸出功率和扭矩等而進行的改進，如公開號為CN110273777A、CN211008862U、CN1603593A、CN1165241的專利申請。

 

發動機的起動系統及其裝置作為航空發動機的重要組成部分，尚無相關的公開性報道。傳統的活塞二沖程發動機的起動方式主要分包括以下兩種：一是人為起動，人為使用手搖泵進行起動；二是電動機起動，以電動機作為動力源，當電動機軸上的驅動齒輪與發動機飛輪周緣上的環齒嚙合時，動力就傳到飛輪和曲軸，使之旋轉。上述傳統電動機起動方式所采用的起動系統存在結構復雜，體積較大，質量重，大大限制了傳動比的大小等缺點。而傳統的人為起動方式，對于人員的安全和設備本身的可操作性具有較高的挑戰性；對于飛艇或浮空器等特種飛行器，若采用人為起動方式進行發動機的起動，在高空飛行過程中一旦出現發動機熄火，會由于因無法起動發動機運行而中斷飛行任務或在直接降落過程中造成經濟損失。

 

實用新型內容

 

本實用新型的目的：為了解決上述技術問題，本實用新型實施例提供了一種航空活塞二沖程發動機的電起動裝置，以解決傳統的發動機起動方式上所存在的安全性問題，以及起動方式不適用于特種飛行器的問題。

 

本實用新型的技術方案：本實用新型實施例提供一種航空活塞二沖程發動機的電起動裝置，包括：起動電機1、小同步帶輪2、同步帶3、大同步帶輪5、離合器軸套8、超越離合器9、螺栓10；

 

其中，所述起動電機1的轉動軸與小同步帶輪2的轉動軸相連接，所述小同步帶輪2與大同步帶輪5之間通過同步帶3相連接，所述超越離合器9嵌套于大同步帶輪5的中心通孔內，所述離合器軸套8嵌套于超越離合器9的離合器內圈中，并通過螺栓10與發動機后端輸出軸11固定連接。

 

可選地，如上所述的航空活塞二沖程發動機的電起動裝置中，

 

所述小同步帶輪2和所述大同步帶輪5的周圈分別設置有環形槽，所述同步帶3以環繞形式套設在小同步帶輪2和大同步帶輪5的環形槽內，用于通過小同步帶輪2的轉動帶動大同步帶輪5進行轉動；

 

其中，所述小同步帶輪2的轉動直徑小于大同步帶輪5的轉動直徑。

 

可選地，如上所述的航空活塞二沖程發動機的電起動裝置中，

 

所述起動電機1的轉動軸抵靠在所述小同步帶輪2用于套入同步帶3的一側，用于在小同步帶輪2轉動時限制位于所述小同步帶輪2的環形槽內的同步帶3的軸向位置。

 

可選地，如上所述的航空活塞二沖程發動機的電起動裝置中，還包括：大同步帶擋圈4；

 

所述大同步帶擋圈4為環裝結構，安裝在所述大同步帶輪5用于套入同步帶3的一側，用于在大同步帶輪5轉動時限制位于所述大同步帶輪5的環形槽內的同步帶3的軸向位置。

 

可選地，如上所述的航空活塞二沖程發動機的電起動裝置中，所述超越離合器9為一單向軸承，所述電起動裝置還包括：平鍵6；

 

所述超越離合器9的內圈和外圈分別通過平鍵6與大同步帶輪5連接或斷開。

 

可選地，如上所述的航空活塞二沖程發動機的電起動裝置中，其特征在于，還包括：軸套堵帽7；

 

所述軸套堵帽7安裝在所述離合器軸套8和超越離合器9遠離發動機后端輸出軸11一側的端部，用于限制離合器軸套8和超越離合器9的軸向位置。

 

可選地，如上所述的航空活塞二沖程發動機的電起動裝置中，其特征在于，

 

所述離合器軸套8為柱狀結構，柱狀結構中部設置有中部具有擋板的中心軸孔，位于擋板一側、且用于嵌入發動機后端輸出軸11的中心軸孔部分設置為錐形孔，通過螺栓10穿過擋板的中心通孔與發動機后端輸出軸11螺接，從而完成超越離合器9與所述輸出軸11的固定連接。

 

本實用新型的有益效果：本實用新型實施例提供的一種航空活塞二沖程發動機的電起動裝置，采用同步帶3聯動小同步帶輪2與大同步帶輪5，通過起動電機1帶動小同步帶輪2，從而由于聯動結構帶動大同步帶輪5，并且基于大同步帶輪5通過超越離合器9與后端轉動軸的固連結構，可以帶動大同步帶輪5后端與超越離合器9連接結構的轉動。本實用新型實施例中，對發動機采用隨機電起動設計，具體在發動機后端輸出軸11位置加裝本實用新型實施例提供的電起動裝置，通過起動電機1的工作帶動發動機工作。將本實用新型實施例提供的電起動裝置加載在發動機后端輸出軸11上，實現了無人為啟動電動機的安全性，可有效避免在高空發動機熄火時造成的經濟損失。另外，整個航空活塞二沖程發動機的電起動裝置的體積小，質量輕，結構簡單，綜合考慮了飛行器在設計過程中載荷要求。進一步地，起動電機1與發動機通過同步帶3進行傳動，皮帶傳動張緊力小、傳動比大，優于一般的電機起動發動機齒輪傳動系統。

 

附圖說明

 

附圖用來提供對本實用新型技術方案的進一步理解，并且構成說明書的一部分，與本申請的實施例一起用于解釋本實用新型的技術方案，并不構成對本實用新型技術方案的限制。

 

圖1為本實用新型實施例提供的一種航空活塞二沖程發動機的電起動裝置的結構示意圖。

 

具體實施方式

 

為使本實用新型的目的、技術方案和優點更加清楚明白，下文中將結合附圖對本實用新型的實施例進行詳細說明。需要說明的是，在不沖突的情況下，本申請中的實施例及實施例中的特征可以相互任意組合。

 

針對傳統的航空發動機起動方式所存在的缺點，一方面，對于人為起動方式，對于人員的安全和設備本身的可操作性具有較高的挑戰性，以及特種飛行器若在高空飛行過程中出現發動機熄火，會由于因無法起動發動機運行而中斷飛行任務或在直接降落過程中造成經濟損失；另一方面，對于電動機起動方式，起動系統存在結構復雜，體積較大，質量重，大大限制了傳動比的大小等缺點。

 

進一步地，常見的飛行器本身所加載的設備空間有限，且飛行器重量越大，所付出的成本也就越高，因此對所加載荷的重量等方面的要求比較苛刻。顯然，采用上述傳統的發動機起動方式無疑對應用于特種飛行器上不是最優的選擇。

 

針對上述傳統航空發動機起動方式中所存在的安全性問題和設計上的不足問題，為了提高發動機起動的安全性和優化發動機的起動方式，本實用新型實施例提供了一種航空活塞二沖程發動機的電起動裝置。

 

本實用新型提供以下幾個具體的實施例可以相互結合，對于相同或相似的概念或過程可能在某些實施例不再贅述。

 

圖1為本實用新型實施例提供的一種航空活塞二沖程發動機的電起動裝置的結構示意圖。本實用新型實施例提供的航空活塞二沖程發動機的電起動裝置可以包括：起動電機1、小同步帶輪2、同步帶3、大同步帶輪5、離合器軸套8、超越離合器9、螺栓10。

 

如圖1所示實施例提供的電起動裝置的結構中，起動電機1的轉動軸與小同步帶輪2的轉動軸相連接，小同步帶輪2與大同步帶輪5之間通過同步帶3相連接，超越離合器9嵌套于大同步帶輪5的中心通孔內，離合器軸套8嵌套于超越離合器9的離合器內圈中，并通過螺栓10與發動機后端輸出軸11固定連接。

 

本實用新型實施例在具體實現中，小同步帶輪2和大同步帶輪5的周圈分別設置有環形槽，同步帶3以環繞形式套設在小同步帶輪2和大同步帶輪5的環形槽內，用于通過小同步帶輪2的轉動帶動大同步帶輪5進行轉動。

 

另外，需要說明的是，本實用新型實施例中小同步帶輪2的轉動直徑小于大同步帶輪5的轉動直徑，以通過小輪的轉動帶動大輪的轉動。

 

本實用新型實施例中，通過該同步帶3連接的小同步帶輪2和大同步帶輪5位于同一平面內，安裝同步帶3的方式可以為：同步帶3從小同步帶輪2和大同步帶輪5的同一側進行安裝套設，具體可以從小同步帶輪2與起動電機1的轉動軸連接的一側進行套設，如圖1所示。

 

基于上述同步帶3的安裝套設方式，在本實用新型實施例中，由于從小同步帶輪2與起動電機1的轉動軸連接的一側進行套入同步帶3，這樣，套入同步帶3后，又由于起動電機1的轉動軸抵靠在小同步帶輪2用于套入同步帶3的一側，在小同步帶輪2轉動時限制位于小同步帶輪2的環形槽內的同步帶3的軸向位置。

 

進一步地，本實用新型實施例提供的電起動裝置，還包括：大同步帶擋圈4，且該大同步帶擋圈4為環裝結構，其安裝在大同步帶輪5用于套入同步帶3的一側，這樣，在大同步帶輪5轉動時限制位于大同步帶輪5的環形槽內的同步帶3的軸向位置。

 

在具體實現中，本實用新型實施例中的超越離合器9設置為一單向軸承，電起動裝置還包括：平鍵6。

 

超越離合器9的內圈和外圈分別通過平鍵6與大同步帶輪5連接或斷開，采用該結構便于安裝和拆除超越離合器9。

 

可選地，本實用新型實施例提供的電起動裝置中，還可以包括：軸套堵帽7。

 

該軸套堵帽7安裝在離合器軸套8和超越離合器9遠離發動機后端輸出軸11一側的端部，用于限制離合器軸套8和超越離合器9的軸向位置。

 

本實用新型實施例在實際應用中，離合器軸套8為柱狀結構，柱狀結構中部設置有中部具有擋板的中心軸孔，位于擋板一側、且用于嵌入發動機后端輸出軸11的中心軸孔部分設置為錐形孔，通過螺栓10穿過擋板的中心通孔與發動機后端輸出軸11螺接，從而完成超越離合器9與輸出軸11的固定連接。

 

對本實用新型實施例提供的航空活塞二沖程發動機的電起動裝置的工作原理進行簡要說明：

 

地面移動電源接通起動電機1，起動電機1作為主動件驅動小同步帶輪2帶動與發動機后端輸出軸11相連的大同步帶輪5轉動，大同步帶輪5與發動機后端輸出軸11通過超越離合器9連接傳動。當起動電機1低速運行時，超越離合器9處于結合狀態，此時為起動電機1帶動發動機11轉動，當發動機11起動成功后，轉速達到某一極限時，起動電機1和發動機1脫開，起動發動機1完成工作。

 

本實用新型實施例提供的航空活塞二沖程發動機的電起動裝置，采用同步帶3聯動小同步帶輪2與大同步帶輪5，通過起動電機1帶動小同步帶輪2，從而由于聯動結構帶動大同步帶輪5，并且基于大同步帶輪5通過超越離合器9與后端轉動軸的固連結構，可以帶動大同步帶輪5后端與超越離合器9連接結構的轉動。本實用新型實施例中，對發動機采用隨機電起動設計，具體在發動機后端輸出軸11位置加裝本實用新型實施例提供的電起動裝置，通過起動電機1的工作帶動發動機工作。將本實用新型實施例提供的電起動裝置加載在發動機后端輸出軸11上，實現了無人為啟動電動機的安全性，可有效避免在高空發動機熄火時造成的經濟損失。另外，整個航空活塞二沖程發動機的電起動裝置的體積小，質量輕，結構簡單，綜合考慮了飛行器在設計過程中載荷要求。

 

進一步地，本實用新型實施例提供的航空活塞二沖程發動機的電起動裝置，還具有以下具體實現方式和有益效果：

 

起動電機1與發動機通過同步帶3進行傳動，皮帶傳動張緊力小、傳動比大，優于一般的電機起動發動機齒輪傳動系統，現有電機起動發動機齒輪傳動系統采用齒輪嚙合結構。

 

實際應用中，本實用新型實施例中的起動電機1型號可以選用KY-C10635/58KV 88.8V型號的起動電機，由起動電機通過附件齒輪箱帶動轉子轉動，最終實現起動功能。

 

本實用新型實施例中的小同步帶輪2、大同步帶擋圈4和大同步帶輪5采用質量較輕的碳纖維板加工而成。超級離合器9可以采用NSK進口的CSK35PP單向軸承，含內外雙鍵槽。

 

雖然本實用新型所揭露的實施方式如上，但所述的內容僅為便于理解本實用新型而采用的實施方式，并非用以限定本實用新型。任何本實用新型所屬領域內的技術人員，在不脫離本實用新型所揭露的精神和范圍的前提下，可以在實施的形式及細節上進行任何的修改與變化，但本實用新型的專利保護范圍，仍須以所附的權利要求書所界定的范圍為準。