一種航空活塞二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)裝置

【授權(quán)公告號(hào)：CN216044131U；申請(qǐng)權(quán)利人：  中國(guó)特種飛行器研究所;發(fā)明設(shè)計(jì)人： 陳慧明; 羅建國(guó); 龍飛; 鮑志明; 蘇小東; 萬(wàn)歡; 徐松頂; 王鵬輝;】

摘要：

 

本實(shí)用新型實(shí)施例公開了一種航空活塞二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)裝置，包括：起動(dòng)電機(jī)、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(dòng)電機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)軸與小同步帶輪的轉(zhuǎn)動(dòng)軸相連接，小同步帶輪與大同步帶輪之間通過(guò)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(nèi)，離合器軸套嵌套于超越離合器的離合器內(nèi)圈中，并通過(guò)螺栓與發(fā)動(dòng)機(jī)后端輸出軸固定連接。本實(shí)用新型實(shí)施例提供的技術(shù)方案，解決了傳統(tǒng)的發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)方式上所存在的安全性問(wèn)題，以及起動(dòng)方式不適用于特種飛行器的問(wèn)題。 

 

主權(quán)項(xiàng)：

 

1.一種航空活塞二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)裝置，其特征在于，包括：起動(dòng)電機(jī)(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(dòng)電機(jī)(1)的轉(zhuǎn)動(dòng)軸與小同步帶輪(2)的轉(zhuǎn)動(dòng)軸同軸連接，所述小同步帶輪(2)與大同步帶輪(5)之間通過(guò)同步帶(3)相連接，且通過(guò)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(nèi)；所述超越離合器(9)嵌套于大同步帶輪(5)的中心通孔內(nèi)，所述離合器軸套(8)嵌套于超越離合器(9)的離合器內(nèi)圈中，并通過(guò)螺栓(10)與發(fā)動(dòng)機(jī)后端輸出軸(11)固定連接；所述離合器軸套(8)為柱狀結(jié)構(gòu)，柱狀結(jié)構(gòu)中部設(shè)置有中部具有擋板的中心軸孔，位于擋板一側(cè)、且用于嵌入發(fā)動(dòng)機(jī)后端輸出軸(11)的中心軸孔部分設(shè)置為錐形孔，通過(guò)螺栓(10)穿過(guò)擋板的中心通孔與發(fā)動(dòng)機(jī)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(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)裝置，其特征在于，包括：起動(dòng)電機(jī)(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(dòng)電機(jī)(1)的轉(zhuǎn)動(dòng)軸與小同步帶輪(2)的轉(zhuǎn)動(dòng)軸同軸連接，所述小同步帶輪(2)與大同步帶輪(5)之間通過(guò)同步帶(3)相連接，且通過(guò)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(nèi)；所述超越離合器(9)嵌套于大同步帶輪(5)的中心通孔內(nèi)，所述離合器軸套(8)嵌套于超越離合器(9)的離合器內(nèi)圈中，并通過(guò)螺栓(10)與發(fā)動(dòng)機(jī)后端輸出軸(11)固定連接；

 

所述離合器軸套(8)為柱狀結(jié)構(gòu)，柱狀結(jié)構(gòu)中部設(shè)置有中部具有擋板的中心軸孔，位于擋板一側(cè)、且用于嵌入發(fā)動(dòng)機(jī)后端輸出軸(11)的中心軸孔部分設(shè)置為錐形孔，通過(guò)螺栓(10)穿過(guò)擋板的中心通孔與發(fā)動(dòng)機(jī)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(jù)權(quán)利要求1所述的航空活塞二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)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(shè)置有環(huán)形槽，所述同步帶(3)以環(huán)繞形式套設(shè)在小同步帶輪(2)和大同步帶輪(5)的環(huán)形槽內(nèi)，用于通過(guò)小同步帶輪(2)的轉(zhuǎn)動(dòng)帶動(dòng)大同步帶輪(5)進(jìn)行轉(zhuǎn)動(dòng)；

 

其中，所述小同步帶輪(2)的轉(zhuǎn)動(dòng)直徑小于大同步帶輪(5)的轉(zhuǎn)動(dòng)直徑。

 

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的航空活塞二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)裝置，其特征在于，

 

所述起動(dòng)電機(jī)(1)的轉(zhuǎn)動(dòng)軸抵靠在所述小同步帶輪(2)用于套入同步帶(3)的一側(cè)，用于在小同步帶輪(2)轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)限制位于所述小同步帶輪(2)的環(huán)形槽內(nèi)的同步帶(3)的軸向位置。

 

4.根據(jù)權(quán)利要求2所述的航空活塞二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)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(huán)裝結(jié)構(gòu)，安裝在所述大同步帶輪(5)用于套入同步帶(3)的一側(cè)，用于在大同步帶輪(5)轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)限制位于所述大同步帶輪(5)的環(huán)形槽內(nèi)的同步帶(3)的軸向位置。

 

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空活塞二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)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(dòng)裝置還包括：平鍵(6)；

 

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

 

6.根據(jù)權(quán)利要求1～5中任一項(xiàng)所述的航空活塞二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)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(yuǎn)離發(fā)動(dòng)機(jī)后端輸出軸(11)一側(cè)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(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)裝置

技術(shù)領(lǐng)域

 

本申請(qǐng)涉及但不限于發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，尤指一種航空活塞二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)裝置。

 

背景技術(shù)

 

目前已公布的與航空發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)的發(fā)明大多數(shù)是針對(duì)提高發(fā)動(dòng)機(jī)的熱工效率、或者降低發(fā)動(dòng)機(jī)油耗、或者增加發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功率和扭矩等而進(jìn)行的改進(jìn)，如公開號(hào)為CN110273777A、CN211008862U、CN1603593A、CN1165241的專利申請(qǐng)。

 

發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)系統(tǒng)及其裝置作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)的重要組成部分，尚無(wú)相關(guān)的公開性報(bào)道。傳統(tǒng)的活塞二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)方式主要分包括以下兩種：一是人為起動(dòng)，人為使用手搖泵進(jìn)行起動(dòng)；二是電動(dòng)機(jī)起動(dòng)，以電動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力源，當(dāng)電動(dòng)機(jī)軸上的驅(qū)動(dòng)齒輪與發(fā)動(dòng)機(jī)飛輪周緣上的環(huán)齒嚙合時(shí)，動(dòng)力就傳到飛輪和曲軸，使之旋轉(zhuǎn)。上述傳統(tǒng)電動(dòng)機(jī)起動(dòng)方式所采用的起動(dòng)系統(tǒng)存在結(jié)構(gòu)復(fù)雜，體積較大，質(zhì)量重，大大限制了傳動(dòng)比的大小等缺點(diǎn)。而傳統(tǒng)的人為起動(dòng)方式，對(duì)于人員的安全和設(shè)備本身的可操作性具有較高的挑戰(zhàn)性；對(duì)于飛艇或浮空器等特種飛行器，若采用人為起動(dòng)方式進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)，在高空飛行過(guò)程中一旦出現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)熄火，會(huì)由于因無(wú)法起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行而中斷飛行任務(wù)或在直接降落過(guò)程中造成經(jīng)濟(jì)損失。

 

實(shí)用新型內(nèi)容

 

本實(shí)用新型的目的：為了解決上述技術(shù)問(wèn)題，本實(shí)用新型實(shí)施例提供了一種航空活塞二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)裝置，以解決傳統(tǒng)的發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)方式上所存在的安全性問(wèn)題，以及起動(dòng)方式不適用于特種飛行器的問(wèn)題。

 

本實(shí)用新型的技術(shù)方案：本實(shí)用新型實(shí)施例提供一種航空活塞二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)裝置，包括：起動(dòng)電機(jī)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(dòng)電機(jī)1的轉(zhuǎn)動(dòng)軸與小同步帶輪2的轉(zhuǎn)動(dòng)軸相連接，所述小同步帶輪2與大同步帶輪5之間通過(guò)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(nèi)，所述離合器軸套8嵌套于超越離合器9的離合器內(nèi)圈中，并通過(guò)螺栓10與發(fā)動(dòng)機(jī)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(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)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(shè)置有環(huán)形槽，所述同步帶3以環(huán)繞形式套設(shè)在小同步帶輪2和大同步帶輪5的環(huán)形槽內(nèi)，用于通過(guò)小同步帶輪2的轉(zhuǎn)動(dòng)帶動(dòng)大同步帶輪5進(jìn)行轉(zhuǎn)動(dòng)；

 

其中，所述小同步帶輪2的轉(zhuǎn)動(dòng)直徑小于大同步帶輪5的轉(zhuǎn)動(dòng)直徑。

 

可選地，如上所述的航空活塞二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)裝置中，

 

所述起動(dòng)電機(jī)1的轉(zhuǎn)動(dòng)軸抵靠在所述小同步帶輪2用于套入同步帶3的一側(cè)，用于在小同步帶輪2轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)限制位于所述小同步帶輪2的環(huán)形槽內(nèi)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(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)裝置中，還包括：大同步帶擋圈4；

 

所述大同步帶擋圈4為環(huán)裝結(jié)構(gòu)，安裝在所述大同步帶輪5用于套入同步帶3的一側(cè)，用于在大同步帶輪5轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)限制位于所述大同步帶輪5的環(huán)形槽內(nèi)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(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)裝置中，所述超越離合器9為一單向軸承，所述電起動(dòng)裝置還包括：平鍵6；

 

所述超越離合器9的內(nèi)圈和外圈分別通過(guò)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(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)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(yuǎn)離發(fā)動(dòng)機(jī)后端輸出軸11一側(cè)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(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)裝置中，其特征在于，

 

所述離合器軸套8為柱狀結(jié)構(gòu)，柱狀結(jié)構(gòu)中部設(shè)置有中部具有擋板的中心軸孔，位于擋板一側(cè)、且用于嵌入發(fā)動(dòng)機(jī)后端輸出軸11的中心軸孔部分設(shè)置為錐形孔，通過(guò)螺栓10穿過(guò)擋板的中心通孔與發(fā)動(dòng)機(jī)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(shí)用新型的有益效果：本實(shí)用新型實(shí)施例提供的一種航空活塞二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)裝置，采用同步帶3聯(lián)動(dòng)小同步帶輪2與大同步帶輪5，通過(guò)起動(dòng)電機(jī)1帶動(dòng)小同步帶輪2，從而由于聯(lián)動(dòng)結(jié)構(gòu)帶動(dòng)大同步帶輪5，并且基于大同步帶輪5通過(guò)超越離合器9與后端轉(zhuǎn)動(dòng)軸的固連結(jié)構(gòu)，可以帶動(dòng)大同步帶輪5后端與超越離合器9連接結(jié)構(gòu)的轉(zhuǎn)動(dòng)。本實(shí)用新型實(shí)施例中，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)采用隨機(jī)電起動(dòng)設(shè)計(jì)，具體在發(fā)動(dòng)機(jī)后端輸出軸11位置加裝本實(shí)用新型實(shí)施例提供的電起動(dòng)裝置，通過(guò)起動(dòng)電機(jī)1的工作帶動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)工作。將本實(shí)用新型實(shí)施例提供的電起動(dòng)裝置加載在發(fā)動(dòng)機(jī)后端輸出軸11上，實(shí)現(xiàn)了無(wú)人為啟動(dòng)電動(dòng)機(jī)的安全性，可有效避免在高空發(fā)動(dòng)機(jī)熄火時(shí)造成的經(jīng)濟(jì)損失。另外，整個(gè)航空活塞二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)裝置的體積小，質(zhì)量輕，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，綜合考慮了飛行器在設(shè)計(jì)過(guò)程中載荷要求。進(jìn)一步地，起動(dòng)電機(jī)1與發(fā)動(dòng)機(jī)通過(guò)同步帶3進(jìn)行傳動(dòng)，皮帶傳動(dòng)張緊力小、傳動(dòng)比大，優(yōu)于一般的電機(jī)起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)齒輪傳動(dòng)系統(tǒng)。

 

附圖說(shuō)明

 

附圖用來(lái)提供對(duì)本實(shí)用新型技術(shù)方案的進(jìn)一步理解，并且構(gòu)成說(shuō)明書的一部分，與本申請(qǐng)的實(shí)施例一起用于解釋本實(shí)用新型的技術(shù)方案，并不構(gòu)成對(duì)本實(shí)用新型技術(shù)方案的限制。

 

圖1為本實(shí)用新型實(shí)施例提供的一種航空活塞二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)裝置的結(jié)構(gòu)示意圖。

 

具體實(shí)施方式

 

為使本實(shí)用新型的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚明白，下文中將結(jié)合附圖對(duì)本實(shí)用新型的實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)說(shuō)明。需要說(shuō)明的是，在不沖突的情況下，本申請(qǐng)中的實(shí)施例及實(shí)施例中的特征可以相互任意組合。

 

針對(duì)傳統(tǒng)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)方式所存在的缺點(diǎn)，一方面，對(duì)于人為起動(dòng)方式，對(duì)于人員的安全和設(shè)備本身的可操作性具有較高的挑戰(zhàn)性，以及特種飛行器若在高空飛行過(guò)程中出現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)熄火，會(huì)由于因無(wú)法起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行而中斷飛行任務(wù)或在直接降落過(guò)程中造成經(jīng)濟(jì)損失；另一方面，對(duì)于電動(dòng)機(jī)起動(dòng)方式，起動(dòng)系統(tǒng)存在結(jié)構(gòu)復(fù)雜，體積較大，質(zhì)量重，大大限制了傳動(dòng)比的大小等缺點(diǎn)。

 

進(jìn)一步地，常見的飛行器本身所加載的設(shè)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(duì)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(tǒng)的發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)方式無(wú)疑對(duì)應(yīng)用于特種飛行器上不是最優(yōu)的選擇。

 

針對(duì)上述傳統(tǒng)航空發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)方式中所存在的安全性問(wèn)題和設(shè)計(jì)上的不足問(wèn)題，為了提高發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)的安全性和優(yōu)化發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)方式，本實(shí)用新型實(shí)施例提供了一種航空活塞二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)裝置。

 

本實(shí)用新型提供以下幾個(gè)具體的實(shí)施例可以相互結(jié)合，對(duì)于相同或相似的概念或過(guò)程可能在某些實(shí)施例不再贅述。

 

圖1為本實(shí)用新型實(shí)施例提供的一種航空活塞二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)裝置的結(jié)構(gòu)示意圖。本實(shí)用新型實(shí)施例提供的航空活塞二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)裝置可以包括：起動(dòng)電機(jī)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(shí)施例提供的電起動(dòng)裝置的結(jié)構(gòu)中，起動(dòng)電機(jī)1的轉(zhuǎn)動(dòng)軸與小同步帶輪2的轉(zhuǎn)動(dòng)軸相連接，小同步帶輪2與大同步帶輪5之間通過(guò)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(nèi)，離合器軸套8嵌套于超越離合器9的離合器內(nèi)圈中，并通過(guò)螺栓10與發(fā)動(dòng)機(jī)后端輸出軸11固定連接。

 

本實(shí)用新型實(shí)施例在具體實(shí)現(xiàn)中，小同步帶輪2和大同步帶輪5的周圈分別設(shè)置有環(huán)形槽，同步帶3以環(huán)繞形式套設(shè)在小同步帶輪2和大同步帶輪5的環(huán)形槽內(nèi)，用于通過(guò)小同步帶輪2的轉(zhuǎn)動(dòng)帶動(dòng)大同步帶輪5進(jìn)行轉(zhuǎn)動(dòng)。

 

另外，需要說(shuō)明的是，本實(shí)用新型實(shí)施例中小同步帶輪2的轉(zhuǎn)動(dòng)直徑小于大同步帶輪5的轉(zhuǎn)動(dòng)直徑，以通過(guò)小輪的轉(zhuǎn)動(dòng)帶動(dòng)大輪的轉(zhuǎn)動(dòng)。

 

本實(shí)用新型實(shí)施例中，通過(guò)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(nèi)，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(cè)進(jìn)行安裝套設(shè)，具體可以從小同步帶輪2與起動(dòng)電機(jī)1的轉(zhuǎn)動(dòng)軸連接的一側(cè)進(jìn)行套設(shè)，如圖1所示。

 

基于上述同步帶3的安裝套設(shè)方式，在本實(shí)用新型實(shí)施例中，由于從小同步帶輪2與起動(dòng)電機(jī)1的轉(zhuǎn)動(dòng)軸連接的一側(cè)進(jìn)行套入同步帶3，這樣，套入同步帶3后，又由于起動(dòng)電機(jī)1的轉(zhuǎn)動(dòng)軸抵靠在小同步帶輪2用于套入同步帶3的一側(cè)，在小同步帶輪2轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)限制位于小同步帶輪2的環(huán)形槽內(nèi)的同步帶3的軸向位置。

 

進(jìn)一步地，本實(shí)用新型實(shí)施例提供的電起動(dòng)裝置，還包括：大同步帶擋圈4，且該大同步帶擋圈4為環(huán)裝結(jié)構(gòu)，其安裝在大同步帶輪5用于套入同步帶3的一側(cè)，這樣，在大同步帶輪5轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)限制位于大同步帶輪5的環(huán)形槽內(nèi)的同步帶3的軸向位置。

 

在具體實(shí)現(xiàn)中，本實(shí)用新型實(shí)施例中的超越離合器9設(shè)置為一單向軸承，電起動(dòng)裝置還包括：平鍵6。

 

超越離合器9的內(nèi)圈和外圈分別通過(guò)平鍵6與大同步帶輪5連接或斷開，采用該結(jié)構(gòu)便于安裝和拆除超越離合器9。

 

可選地，本實(shí)用新型實(shí)施例提供的電起動(dòng)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(yuǎn)離發(fā)動(dòng)機(jī)后端輸出軸11一側(cè)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(shí)用新型實(shí)施例在實(shí)際應(yīng)用中，離合器軸套8為柱狀結(jié)構(gòu)，柱狀結(jié)構(gòu)中部設(shè)置有中部具有擋板的中心軸孔，位于擋板一側(cè)、且用于嵌入發(fā)動(dòng)機(jī)后端輸出軸11的中心軸孔部分設(shè)置為錐形孔，通過(guò)螺栓10穿過(guò)擋板的中心通孔與發(fā)動(dòng)機(jī)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(duì)本實(shí)用新型實(shí)施例提供的航空活塞二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)裝置的工作原理進(jìn)行簡(jiǎn)要說(shuō)明：

 

地面移動(dòng)電源接通起動(dòng)電機(jī)1，起動(dòng)電機(jī)1作為主動(dòng)件驅(qū)動(dòng)小同步帶輪2帶動(dòng)與發(fā)動(dòng)機(jī)后端輸出軸11相連的大同步帶輪5轉(zhuǎn)動(dòng)，大同步帶輪5與發(fā)動(dòng)機(jī)后端輸出軸11通過(guò)超越離合器9連接傳動(dòng)。當(dāng)起動(dòng)電機(jī)1低速運(yùn)行時(shí)，超越離合器9處于結(jié)合狀態(tài)，此時(shí)為起動(dòng)電機(jī)1帶動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)11轉(zhuǎn)動(dòng)，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)11起動(dòng)成功后，轉(zhuǎn)速達(dá)到某一極限時(shí)，起動(dòng)電機(jī)1和發(fā)動(dòng)機(jī)1脫開，起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)1完成工作。

 

本實(shí)用新型實(shí)施例提供的航空活塞二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)裝置，采用同步帶3聯(lián)動(dòng)小同步帶輪2與大同步帶輪5，通過(guò)起動(dòng)電機(jī)1帶動(dòng)小同步帶輪2，從而由于聯(lián)動(dòng)結(jié)構(gòu)帶動(dòng)大同步帶輪5，并且基于大同步帶輪5通過(guò)超越離合器9與后端轉(zhuǎn)動(dòng)軸的固連結(jié)構(gòu)，可以帶動(dòng)大同步帶輪5后端與超越離合器9連接結(jié)構(gòu)的轉(zhuǎn)動(dòng)。本實(shí)用新型實(shí)施例中，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)采用隨機(jī)電起動(dòng)設(shè)計(jì)，具體在發(fā)動(dòng)機(jī)后端輸出軸11位置加裝本實(shí)用新型實(shí)施例提供的電起動(dòng)裝置，通過(guò)起動(dòng)電機(jī)1的工作帶動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)工作。將本實(shí)用新型實(shí)施例提供的電起動(dòng)裝置加載在發(fā)動(dòng)機(jī)后端輸出軸11上，實(shí)現(xiàn)了無(wú)人為啟動(dòng)電動(dòng)機(jī)的安全性，可有效避免在高空發(fā)動(dòng)機(jī)熄火時(shí)造成的經(jīng)濟(jì)損失。另外，整個(gè)航空活塞二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)裝置的體積小，質(zhì)量輕，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，綜合考慮了飛行器在設(shè)計(jì)過(guò)程中載荷要求。

 

進(jìn)一步地，本實(shí)用新型實(shí)施例提供的航空活塞二沖程發(fā)動(dòng)機(jī)的電起動(dòng)裝置，還具有以下具體實(shí)現(xiàn)方式和有益效果：

 

起動(dòng)電機(jī)1與發(fā)動(dòng)機(jī)通過(guò)同步帶3進(jìn)行傳動(dòng)，皮帶傳動(dòng)張緊力小、傳動(dòng)比大，優(yōu)于一般的電機(jī)起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)齒輪傳動(dòng)系統(tǒng)，現(xiàn)有電機(jī)起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)齒輪傳動(dòng)系統(tǒng)采用齒輪嚙合結(jié)構(gòu)。

 

實(shí)際應(yīng)用中，本實(shí)用新型實(shí)施例中的起動(dòng)電機(jī)1型號(hào)可以選用KY-C10635/58KV 88.8V型號(hào)的起動(dòng)電機(jī)，由起動(dòng)電機(jī)通過(guò)附件齒輪箱帶動(dòng)轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動(dòng)，最終實(shí)現(xiàn)起動(dòng)功能。

 

本實(shí)用新型實(shí)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(zhì)量較輕的碳纖維板加工而成。超級(jí)離合器9可以采用NSK進(jìn)口的CSK35PP單向軸承，含內(nèi)外雙鍵槽。

 

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