一种无人直升飞机用活塞发动机结构的制作方法

本发明涉及一种无人直升飞机用活塞发动机结构，属于无人机技术领域。

背景技术：

航空动力历来是航空技术的难点和关键技术之一，随着无人机技术的发展，对小型无人机发动机提出了更高的要求，这就为小型航空活塞式发动机技术的发展提供了方向和目标。近几年，世界各国投入大量的人力物力，在小型航空活塞发动机强化和新技术的应用等方面进行了深入的研究，以此来适应和推动无人机技术的发展。

我国无人机发展开始于50年代，从事无人机研究和设计的主要是北航，西工大和南航三所航空院校。随着无人机的需求的扩大和国家投入的加大，许多研究所加入到了无人机研究的行列，为了满足未来无人机向体积更大、质量更重、飞的更高、飞行时间更长的方向发展，国内多个单位到正在研制功率范围为60～130马力的二冲程或四冲程活塞发动机，其中西北工业大学从2003年已经开始研制功率为80马力的二冲程发动机，现己进入样机试验阶段。

无人直升机具有定点悬停、垂直起降和低空低速性好等一系列特点，可以执行侦查定位、战损评估、通讯中继、资源勘探、电力巡检、交通监控、森林防火和航拍等任务，在军、民用领域有着广泛的应用前景，成为目前国内外的研究热点。无人直升机的操控面是旋翼系统，而旋翼系统的动力源来自于发动机，所以发动机控制是直升机控制的基础，只有稳定可靠的发动机转速控制，才能保证直升机的稳定飞行。

传统的发动机研究方法是通过发动机试车台的开车试验来进行的，给定不同的初始条件如风门和转速等得到发动机的功率和扭矩，从而建立发动机的模型。而当前中小型无人直升机普遍使用的是活塞式航空发动机，其转速不是简单的由发动机的输出功率决定的，而是由发动机输出功率和旋翼的需用功率的匹配关系决定的，因而针对无人直升机的发动机，要在传统研究方法的基础上结合旋翼系统的特性来对其进行。

技术实现要素：

本发明的目的在于针对现有技术的缺陷和不足，提供一种结构简单，设计合理、使用方便的无人直升飞机用活塞发动机结构。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：它包含进气口、排气口、气缸、旋转活塞、工作腔、机体、主轴、小齿轮、大齿圈、偏心轴头；所述机体上设有进气口、排气口；所述进气口、排气口的内端与工作腔相互配合；所述工作腔内设有气缸；所述气缸与主轴相互配合；所述小齿轮与主轴套接；所述大齿圈与偏心轴头相互配合；所述小齿轮、大齿圈相互配合；所述旋转活塞与偏心轴头相互配合。

作为优选，所述旋转活塞为等边三角形，且三边均为外凸弧形边，边之间设有密封连接件。

作为优选，所述偏心轴头的一端与主轴固定卡接。

作为优选，所述排气口为倒锥形，内小外大，可以适应无人机的空中作业。

作为优选，本发明所述的无人直升飞机用活塞发动机内部设有输出功率模块、旋翼负载模块和动力转换模块；所述输出功率模块与旋转活塞相互对应；所述旋翼负载模块与大齿圈相互对应；所述动力转换模块与气缸相互对应；其中所述输出功率模块中包含功率修正模块；所述功率修正模块与大气压强监测模块和大气温度监测模块相互配合。

作为优选，所述输出功率模块为一个惯性环节，根据不同风门量和转速值对应不同的发动机功率，实时地插值得到发动机的功率，并由功率修正模块进行修正，得到发动机的扭矩；由旋翼负载模块对旋翼系统进行分析，从而得到旋翼的反扭矩；根据动力转换模块的动力学特性得到发动机输出转速。

作为优选，所述旋翼负载模块和动力转换模块相互配合；所述旋翼负载模块和动力转换模块均与输出功率模块连接，且输出功率模块相互制约控制输出功率模块。

本发明采用旋转活塞式发动机形式，内部可以产生较大的冲击力，相对一般的发动机内部增压效果佳，尤其是偏心轴头与大齿圈的配合，主轴与偏心轴头同时活动，且内部输出功率模块与旋转活塞相匹配，旋翼负载模块和动力转换模块相互配合，且相互制约输出功率模块的运作，可降低油耗，提高稳定性能，内部电控系统是本领域技术人员应该掌握的技术，这里不再赘述。

采用上述结构后，本发明有益效果为：本发明所述的一种无人直升飞机用活塞发动机结构，具有较大的功率、较低的耗油率、优良的高空性能和较高的可靠性；发动机的动力性、经济性、尤其是工作稳定性得到改善，满足航空高可靠性的要求，增加飞机的续航能力，发动机工作方式和操控方式灵活性强。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明的结构示意图；

图2是本发明中旋转活塞的示意图；

图3是图2的侧视图；

图4是本发明的内部模块图；

附图标记说明：

进气口1、排气口2、气缸3、旋转活塞4、工作腔5、机体6、主轴7、小齿轮8、大齿圈9、偏心轴头10、输出功率模块001、旋翼负载模块002、动力转换模块003、功率修正模块004、大气压强监测模块005、大气温度监测模块006。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步的说明。

参看如图1--图4所示，本具体实施方式包含进气口1、排气口2、气缸3、旋转活塞4、工作腔5、机体6、主轴7、小齿轮8、大齿圈9、偏心轴头10；所述机体6上设有进气口1、排气口2；所述进气口1、排气口2的内端与工作腔5相互配合；所述工作腔5内设有气缸3；所述气缸3与主轴7相互配合；所述小齿轮8与主轴7套接；所述大齿圈9与偏心轴头10相互配合；所述小齿轮8、大齿圈9相互配合；所述旋转活塞4与偏心轴头10相互配合；所述旋转活塞4为等边三角形，且三边均为外凸弧形边，边之间设有密封连接件；所述偏心轴头10的一端与主轴7固定卡接；所述排气口2为倒锥形，内小外大，可以适应无人机的空中作业。

本发明所述的无人直升飞机用活塞发动机内部设有输出功率模块001、旋翼负载模块002和动力转换模块003；所述输出功率模块001与旋转活塞4相互对应；所述旋翼负载模块002与大齿圈9相互对应；所述动力转换模块003与气缸3相互对应；其中所述输出功率模块001中包含功率修正模块004；所述功率修正模块004与大气压强监测模块005和大气温度监测模块006相互配合；所述输出功率模块001为一个惯性环节，根据不同风门量和转速值对应不同的发动机功率，实时地插值得到发动机的功率，并由功率修正模块004进行修正，得到发动机的扭矩；由旋翼负载模块002对旋翼系统进行分析，从而得到旋翼的反扭矩；根据动力转换模块003的动力学特性得到发动机输出转速；所述旋翼负载模块002和动力转换模块003相互配合；所述旋翼负载模块002和动力转换模块003均与输出功率模块001连接，且输出功率模块001相互制约控制输出功率模块001。

本具体实施方式采用旋转活塞式发动机形式，内部可以产生较大的冲击力，相对一般的发动机内部增压效果佳，尤其是偏心轴头与大齿圈的配合，主轴与偏心轴头同时活动，且内部输出功率模块与旋转活塞相匹配，旋翼负载模块和动力转换模块相互配合，且相互制约输出功率模块的运作，可降低油耗，提高稳定性能，内部电控系统是本领域技术人员应该掌握的技术，这里不再赘述。

本具体实施方式所述的一种无人直升飞机用活塞发动机结构，具有较大的功率、较低的耗油率、优良的高空性能和较高的可靠性；发动机的动力性、经济性、尤其是工作稳定性得到改善，满足航空高可靠性的要求，增加飞机的续航能力，发动机工作方式和操控方式灵活性强。

以上所述，仅用以说明本发明的技术方案而非限制，本领域普通技术人员对本发明的技术方案所做的其它修改或者等同替换，只要不脱离本发明技术方案的精神和范围，均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。