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其他振動源的共振，輕則影響飛行穩定，重則破壞機體結構。對于油動多旋翼無人機而言，必須隔斷引擎的振動，從而保證無人機結構的穩定和可靠。本發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構的振動傳遞，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，能夠達到可靠作業的需求。
【專利說明】
一種油動多旋翼飛行器
技術領域
[0001]本發明屬于航空技術領域，具體涉及一種油動多旋翼飛行器。
【背景技術】
[0002]小型航空活塞引擎在固定翼無人機中已經得到了廣泛應用，近幾年，多旋翼無人機快速發展，采用小型航空活塞引擎的油動多旋翼無人機兼具載重大、續航時間長的優勢，有望在農業、物流、航拍航測等諸多領域得到應用。
[0003]多旋翼與固定翼相比，擁有數量眾多旋轉機構，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構不同而呈現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其他振動源的共振，輕則影響飛行穩定，重則破壞機體結構。對于油動多旋翼無人機而言，必須隔斷引擎的振動，從而保證無人機結構的穩定和可靠。

【發明內容】

[0004]本發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]本發明的技術方案是: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和傳動減振單元，其中齒輪傳動機構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與齒輪傳動機構之間，用于減小引擎振動向齒輪傳動機構的傳導。
[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動同步帶輪，所述第一引擎減振模塊內設置有從動同步帶輪，所述驅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]采用本發明的技術方案，可以有效解決引擎的振動問題。其中，引擎的懸置安裝優化了整機結構，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為本發明整機結構示意圖；
圖2為本發明的引擎與傳動機構裝配結構示意圖；
圖3為本發明的中心機架結構示意圖。
【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、動力輸出軸旋轉部件動平衡問題。其中，氣缸爆燃產生的不對稱振動是不可避免的，從引擎轉速可以推算氣缸爆燃的頻率，可以得到爆燃產生的振動是一類振幅較小，頻率在千赫茲數量級的振動源，該振動沿引擎與飛行器結構的剛性連接傳遞到機體結構，在一定頻率下，引發共振，對飛行器機體結構造成不可逆的破壞。而旋轉部件的動平衡問題，可通過提高旋轉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，結合振動減緩的方法，我們采用改變結構重心和阻尼減振兩種方式來實現針對引擎的減振。通過將引擎安裝位置及方式由機體結構上方剛性連接改為機體結構下方懸置阻尼連接，一方面通過重心調整，改變機體的振動模態;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]針對傳動系統減振，通過在引擎輸出端和傳動系統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由引擎傳遞到傳動系統各部分。
[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]下面結合附圖1-3說明本發明的【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、安裝框或安裝梁結構，安裝架可以為圓形、三角形或多邊形結構，安裝框采用閉合式結構、安裝梁可采用凹形或凸形結構。
[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，懸置安裝方式的優點是利用引擎I自身的重力來實現引擎和引擎安裝架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振動向機架結構的傳導。
[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，其結構可以是如圖2所示的在中心軸周圍附加彈性材料構成。
[0028]實施例二:
在實施例一的基礎上，本實施例進一步針對傳動系統進行了減振設計。具體方案如下:引擎I輸出軸安裝了離合器5，離合器5輸出軸上安裝有驅動同步帶輪81，驅動同步帶輪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，該結構構成了多旋翼飛行器的一級傳動系統。
[0029]引擎I動力經由一級傳動系統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是傳動系統的主要支撐結構，其加工精密程度要求較高，保證主齒輪12嚙合狀況良好，上述結構構成了二級傳動系統。動力輸出齒輪10和主齒輪12的齒數比決定了傳動系統的減速比，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]在上述結構中進一步設置傳動減振單元7，實現引擎I動力輸出端與傳動系統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設置在驅動同步帶輪81和從動同步帶輪82之間，實現驅動同步帶輪81和從動同步帶輪82的柔性連接。
[0032]傳動減振單元7可采用同步帶結構來實現柔性連接。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、彈性齒輪等傳動結構來實現。
[0034]實施例三
在之前實施例的基礎上，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，這是機架結構上的減振關鍵設計。
[0035]機體減振單元可以設計為圓形減振孔結構。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]圓形減振孔結構還能夠均勻孔邊界上的應力分布。優選地，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構外，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、多邊形等結構。并且可以按照不同形狀交錯設置在機體中心板上。
[0040]經減振改造后，通過懸置、柔性連接等手段減少了振動源引擎I向機架結構的振動傳遞，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，能夠達到可靠作業的需求。
[0041]以上所述實施例僅僅是本發明的優選實施方式，并非對本發明的范圍進行限定，在不脫離本發明設計精神的前提下，本領域普通技術人員對本發明的技術方案做出的各種變形和改進，均應落入本發明的權利要求書確定的保護范圍內。
【主權項】
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和傳動減振單元； 其中齒輪傳動機構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與齒輪傳動機構之間，用于減小引擎振動向齒輪傳動機構的傳導。4.如權利要求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動同步帶輪； 所述第一引擎減振模塊內設置有從動同步帶輪； 所述驅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, 北京國知創投科技有限公司