一種油動多旋翼飛行器的制造方法
【專利摘要】在航空活塞引擎應用于多旋翼無人機的實踐中，引擎作為機體主要的振動源之一，且為其余振動源的能量源，由于在不同運行功率下，引擎具有不同的振動頻率，和機體采取剛性連接的引擎極易在引發(fā)其他振動源的共振，輕則影響飛行穩(wěn)定，重則破壞機體結(jié)構(gòu)。對于油動多旋翼無人機而言，必須隔斷引擎的振動，從而保證無人機結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定和可靠。本發(fā)明提供了一種油動多旋翼飛行器，能夠有效解決引擎的振動問題。經(jīng)減振改造后，通過懸置、柔性連接等手段減少了振動源引擎向機架結(jié)構(gòu)的振動傳遞，通過減振孔減小了振動向旋翼支臂的傳遞，大幅減小了機架振動的幅度，在引擎高轉(zhuǎn)速下振動頻率下降，整機振動情況得到有效緩解，能夠達到可靠作業(yè)的需求。
【專利說明】
一種油動多旋翼飛行器
技術(shù)領(lǐng)域
[0001]本發(fā)明屬于航空技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種油動多旋翼飛行器。
【背景技術(shù)】
[0002]小型航空活塞引擎在固定翼無人機中已經(jīng)得到了廣泛應用，近幾年，多旋翼無人機快速發(fā)展，采用小型航空活塞引擎的油動多旋翼無人機兼具載重大、續(xù)航時間長的優(yōu)勢，有望在農(nóng)業(yè)、物流、航拍航測等諸多領(lǐng)域得到應用。
[0003]多旋翼與固定翼相比，擁有數(shù)量眾多旋轉(zhuǎn)機構(gòu)，振動源和振動情況更復雜，對引擎振動更敏感。對于引擎減振的要求也因結(jié)構(gòu)不同而呈現(xiàn)出和固定翼不一樣的要求。在航空活塞引擎應用于多旋翼無人機的實踐中，引擎作為機體主要的振動源之一，且為其余振動源的能量源，由于在不同運行功率下，引擎具有不同的振動頻率，和機體采取剛性連接的引擎極易在引發(fā)其他振動源的共振，輕則影響飛行穩(wěn)定，重則破壞機體結(jié)構(gòu)。對于油動多旋翼無人機而言，必須隔斷引擎的振動，從而保證無人機結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定和可靠。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明的目的是提供一種油動多旋翼飛行器，能夠有效解決引擎的振動問題。
[0005]本發(fā)明的技術(shù)方案是:一種油動多旋翼飛行器，包括引擎、機架和引擎減振單元，所述機架包括機架中心板，所述機架中心板包括上機架中心板和下機架中心板，其特征在于:
所述弓I擎減振單元包括第一弓I擎減振模塊和第二弓I擎減振模塊；
所述第一引擎減振模塊，用于將引擎連接于機架下方；
所述第二引擎減振模塊，設置于所述引擎與所述第一引擎減振模塊之間，用于減小引擎振動向第一引擎減振模塊的傳導。
[0006]進一步地，所述第一引擎減振模塊設置在下機架中心板下方，用于將引擎懸置連接于機架，并利用引擎自身重力實現(xiàn)引擎和所述第一引擎減振模塊的柔性連接。
[0007]進一步地，該飛行器還包括齒輪傳動機構(gòu)和傳動減振單元，其中齒輪傳動機構(gòu)設置在上機架中心板和下機架中心板之間，所述傳動減振單元柔性連接于引擎的動力輸出機構(gòu)與齒輪傳動機構(gòu)之間，用于減小引擎振動向齒輪傳動機構(gòu)的傳導。
[0008]進一步地，所述引擎的輸出軸安裝有離合器，所述離合器的輸出軸上安裝有驅(qū)動同步帶輪，所述第一引擎減振模塊內(nèi)設置有從動同步帶輪，所述驅(qū)動同步帶輪通過所述傳動減振單元與從動同步帶輪連接。
[0009]進一步地，所述傳動減振單元為同步帶;所述從動同步帶輪與動力輸出齒輪連接，所述動力輸出齒輪與安裝在限位軸座上四個主齒輪之一嚙合;四個主齒輪相互嚙合。
[0010]進一步地，所述機架中心板與旋翼機臂的連接部設有機體減振單元，用于減小引擎振動向旋翼的傳導。
[0011]進一步地，所述機體減振單元為圓形減振孔，其能夠均勻孔邊界的應力分布，并且孔的直徑不超過所述連接部寬度的0.7倍。
[0012]進一步地，所述上/下機架中心板與每個旋翼機臂的連接處各設置兩個減振孔，并且連接部設置有管夾，用于連接旋翼機臂。
[0013]進一步地，所述機架中心板設有減重孔，用于減輕機身重量，所述減重孔的形狀包括圓形、三角形和/或多邊形。
[0014]進一步地，所述減重孔按照不同形狀交錯設置在機體中心板上。
[0015]采用本發(fā)明的技術(shù)方案，可以有效解決引擎的振動問題。其中，引擎的懸置安裝優(yōu)化了整機結(jié)構(gòu)，有利于減振;減振裝置可以濾掉引擎高頻振動；引擎與傳動系統(tǒng)之間的同步帶柔性連接，隔斷了振動源;機架中心板在其與旋翼機臂的連接部設有減振孔，減小了振動向機臂的傳播。
【附圖說明】
[0016]圖1為本發(fā)明整機結(jié)構(gòu)示意圖；
圖2為本發(fā)明的引擎與傳動機構(gòu)裝配結(jié)構(gòu)示意圖；
圖3為本發(fā)明的中心機架結(jié)構(gòu)示意圖。
【具體實施方式】
[0017]小型航空引擎以活塞引擎為主，活塞引擎是小型航空器的主要振動源之一，其振動主要原因為氣缸爆燃、動力輸出軸旋轉(zhuǎn)部件動平衡問題。其中，氣缸爆燃產(chǎn)生的不對稱振動是不可避免的，從引擎轉(zhuǎn)速可以推算氣缸爆燃的頻率，可以得到爆燃產(chǎn)生的振動是一類振幅較小，頻率在千赫茲數(shù)量級的振動源，該振動沿引擎與飛行器結(jié)構(gòu)的剛性連接傳遞到機體結(jié)構(gòu)，在一定頻率下，引發(fā)共振，對飛行器機體結(jié)構(gòu)造成不可逆的破壞。而旋轉(zhuǎn)部件的動平衡問題，可通過提高旋轉(zhuǎn)部件的加工精度及材料均勻度來改善。
[0018]針對引擎振動的特征，結(jié)合振動減緩的方法，我們采用改變結(jié)構(gòu)重心和阻尼減振兩種方式來實現(xiàn)針對引擎的減振。通過將引擎安裝位置及方式由機體結(jié)構(gòu)上方剛性連接改為機體結(jié)構(gòu)下方懸置阻尼連接，一方面通過重心調(diào)整，改變機體的振動模態(tài);一方面采用橡膠墊隔斷引擎與機架的剛性連接，利用橡膠墊彈性元件屬性，減緩振動幅度，削減振動傳播路徑。
[0019]針對傳動系統(tǒng)減振，通過在引擎輸出端和傳動系統(tǒng)輸入端之間采用皮帶連接，避免振動通過剛性連接的傳動機構(gòu)由引擎?zhèn)鬟f到傳動系統(tǒng)各部分。
[0020]針對機架到旋翼的振動傳導路徑，在懸臂梁和機架連接處設置圓形減振孔，降低懸臂梁-機架連接處剛度，減少懸臂梁-機架連接處傳力面積。
[0021]下面結(jié)合附圖1-3說明本發(fā)明的【具體實施方式】。
[0022]實施例一:
如附圖1-3所示，一種油動多旋翼無人機，其包括機架，帶有電啟動器3和排氣管2的引擎1、引擎減振單元。所述機架包括機架中心板，所述機架中心板包括上機架中心板和下機架中心板(如圖3所示)。所述引擎減振單元包括第一引擎減振模塊6和第二引擎減振模塊4。
[0023]第一引擎減振模塊6通常為安裝架、安裝框或安裝梁結(jié)構(gòu)，安裝架可以為圓形、三角形或多邊形結(jié)構(gòu)，安裝框采用閉合式結(jié)構(gòu)、安裝梁可采用凹形或凸形結(jié)構(gòu)。
[0024]第一引擎減振模塊6固定于下機架中心板的下方，用于從引擎的上方連接引擎，使整個引擎I懸掛在機架下方，懸置安裝方式的優(yōu)點是利用引擎I自身的重力來實現(xiàn)引擎和引擎安裝架6的柔性連接。
[0025]第二引擎減振模塊4設置在引擎I和第一引擎減震模塊6之間，用于減緩引擎I振動向機架結(jié)構(gòu)的傳導。
[0026]第二引擎減振模塊4通常為彈性元件或阻尼元件，包括減振塊、阻尼材料、橡膠圈、
橡膠墊等。
[0027]第二引擎減振模塊4可以設置多個，其結(jié)構(gòu)可以是如圖2所示的在中心軸周圍附加彈性材料構(gòu)成。
[0028]實施例二:
在實施例一的基礎(chǔ)上，本實施例進一步針對傳動系統(tǒng)進行了減振設計。具體方案如下:引擎I輸出軸安裝了離合器5，離合器5輸出軸上安裝有驅(qū)動同步帶輪81，驅(qū)動同步帶輪81通過傳動減振單元7與安裝在帶輪安裝架9上的從動同步帶輪82連接，該結(jié)構(gòu)構(gòu)成了多旋翼飛行器的一級傳動系統(tǒng)。
[0029]引擎I動力經(jīng)由一級傳動系統(tǒng)傳遞到從動同步帶輪82，從動同步帶輪82與動力輸出齒輪10連接，動力輸出齒輪10與安裝在限位軸座11上的四個主齒輪12中的一個嚙合，四個主齒輪12相互嚙合，限位軸座11是傳動系統(tǒng)的主要支撐結(jié)構(gòu)，其加工精密程度要求較高，保證主齒輪12嚙合狀況良好，上述結(jié)構(gòu)構(gòu)成了二級傳動系統(tǒng)。動力輸出齒輪10和主齒輪12的齒數(shù)比決定了傳動系統(tǒng)的減速比，為保證傳動效果能滿足設計需求，減速比應在1.5-3.5之間。
[0030]在上述結(jié)構(gòu)中進一步設置傳動減振單元7，實現(xiàn)引擎I動力輸出端與傳動系統(tǒng)動力輸入端的柔性連接，起到減緩振動傳導的作用。
[0031]其中傳動減振單元7設置在驅(qū)動同步帶輪81和從動同步帶輪82之間，實現(xiàn)驅(qū)動同步帶輪81和從動同步帶輪82的柔性連接。
[0032]傳動減振單元7可采用同步帶結(jié)構(gòu)來實現(xiàn)柔性連接。同步帶可以采用彈性材料制成。
[0033]傳動減振單元7也可以采用彈性鏈條、彈性齒輪等傳動結(jié)構(gòu)來實現(xiàn)。
[0034]實施例三
在之前實施例的基礎(chǔ)上，本實施例進一步在機體上設置了機體減振單元，用于減小引擎振動向旋翼的傳導。具體方案如下:
如圖3所示，在機臂15和機架中心板14的連接部設置有機體減振單元13，這是機架結(jié)構(gòu)上的減振關(guān)鍵設計。
[0035]機體減振單元可以設計為圓形減振孔結(jié)構(gòu)。一方面起到減重的作用，一方面削減振動從機架中心板14向機臂15的傳導路徑，減緩機臂的振動。
[0036]圓形減振孔結(jié)構(gòu)還能夠均勻孔邊界上的應力分布。優(yōu)選地，圓形孔的直徑不超過機架中心板14末端寬度(也就是連接部)的0.7倍。
[0037]優(yōu)先地，在上下機架中心板14與機臂15連接處各設置兩個減振孔13，這樣，四個機臂15上下機架中心板14上共設置16個減振孔13。
[0038]機體減振單元13除了設置成圓形減振孔結(jié)構(gòu)外，還可以設置為肋條形狀、凸塊形狀、凹槽形狀等，其作用均是削減振動從機架中心板14向機臂15的傳導路徑。
[0039]除此之外，在機架中心板上，還可以進一步設置多個減重孔，起到減輕機身重量的作用。減重孔可以為圓形、三角形、長方形、多邊形等結(jié)構(gòu)。并且可以按照不同形狀交錯設置在機體中心板上。
[0040]經(jīng)減振改造后，通過懸置、柔性連接等手段減少了振動源引擎I向機架結(jié)構(gòu)的振動傳遞，通過減振孔減小了振動向旋翼支臂的傳遞，大幅減小了機架振動的幅度，在引擎I高轉(zhuǎn)速下振動頻率下降，整機振動情況得到有效緩解，能夠達到可靠作業(yè)的需求。
[0041]以上所述實施例僅僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，并非對本發(fā)明的范圍進行限定，在不脫離本發(fā)明設計精神的前提下，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員對本發(fā)明的技術(shù)方案做出的各種變形和改進，均應落入本發(fā)明的權(quán)利要求書確定的保護范圍內(nèi)。
【主權(quán)項】
1.一種油動多旋翼飛行器，包括引擎、機架和引擎減振單元，所述機架包括機架中心板，所述機架中心板包括上機架中心板和下機架中心板，其特征在于: 所述弓I擎減振單元包括第一弓I擎減振模塊和第二弓I擎減振模塊； 所述第一引擎減振模塊，用于將引擎連接于機架下方； 所述第二引擎減振模塊，設置于所述引擎與所述第一引擎減振模塊之間，用于減小引擎振動向第一引擎減振模塊的傳導。2.如權(quán)利要求1所述的多旋翼飛行器，其特征在于: 所述第一引擎減振模塊設置在下機架中心板下方，用于將引擎懸置連接于機架，并利用引擎自身重力實現(xiàn)引擎和所述第一引擎減振模塊的柔性連接； 所述第二引擎減振模塊為彈性元件。3.如權(quán)利要求1所述的多旋翼飛行器，其特征在于: 該飛行器還包括齒輪傳動機構(gòu)和傳動減振單元； 其中齒輪傳動機構(gòu)設置在上機架中心板和下機架中心板之間； 所述傳動減振單元柔性連接于引擎的動力輸出機構(gòu)與齒輪傳動機構(gòu)之間，用于減小引擎振動向齒輪傳動機構(gòu)的傳導。4.如權(quán)利要求3所述的多旋翼飛行器，其特征在于: 所述引擎的輸出軸安裝有離合器，所述離合器的輸出軸上安裝有驅(qū)動同步帶輪； 所述第一引擎減振模塊內(nèi)設置有從動同步帶輪； 所述驅(qū)動同步帶輪通過所述傳動減振單元與從動同步帶輪連接。5.如權(quán)利要求4所述的多旋翼飛行器，其特征在于: 所述傳動減振單元為同步帶； 所述從動同步帶輪與動力輸出齒輪連接； 所述動力輸出齒輪與安裝在限位軸座上四個主齒輪之一嚙合;四個主齒輪相互嚙合。6.如權(quán)利要求1-5任一項所述的多旋翼飛行器，其特征在于: 所述機架中心板與旋翼機臂的連接部設有機體減振單元，用于減小引擎振動向旋翼的傳導。7.如權(quán)利要求6所述的多旋翼飛行器，其特征在于: 所述機體減振單元為圓形減振孔，其能夠均勻孔邊界的應力分布 所述圓形振動孔的直徑不超過所述連接部寬度的0.7倍。8.如權(quán)利要求7所述的多旋翼飛行器，其特征在于: 所述上/下機架中心板與每個旋翼機臂的連接處各設置兩個減振孔； 所述連接部設置有管夾，用于連接旋翼機臂。9.如權(quán)利要求1-5任一項所述的多旋翼飛行器，其特征在于: 所述機架中心板設有減重孔，用于減輕機身重量； 所述減重孔的形狀包括圓形、三角形和/或多邊形。10.如權(quán)利要求9所述的多旋翼飛行器，其特征在于:所述減重孔按照不同形狀交錯設置在機體中心板上。
【文檔編號】B64D27/26GK105882984SQ201610346598
【公開日】2016年8月24日
【申請日】2016年5月24日
【發(fā)明人】徐志雄, 劉寶旭, 趙恒
【申請人】北京浩恒征途航空科技有限公司, 北京國知創(chuàng)投科技有限公司