本实用新型专利技术实施例公开了一种航空活塞二冲程发动机的电起动装置，包括：起动电机、小同步带轮、同步带、大同步带轮、离合器轴套、超越离合器、螺栓；起动电机的转动轴与小同步带轮的转动轴相连接，小同步带轮与大同步带轮之间通过同步带相连接，超越离合器嵌套于大同步带轮的中心通孔内，离合器轴套嵌套于超越离合器的离合器内圈中，并通过螺栓与发动机后端输出轴固定连接。本实用新型专利技术实施例提供的技术方案，解决了传统的发动机起动方式上所存在的安全性问题，以及起动方式不适用于特种飞行器的问题。问题。问题。
【技术实现步骤摘要】
一种航空活塞二冲程发动机的电起动装置
[0001]本申请涉及但不限于发动机
，尤指一种航空活塞二冲程发动机的电起动装置。
技术介绍
[0002]目前已公布的与航空发动机相关的专利技术大多数是针对提高发动机的热工效率、或者降低发动机油耗、或者增加发动机输出功率和扭矩等而进行的改进，如公开号为CN110273777A、CN211008862U、CN1603593A、CN1165241的专利申请。
[0003]发动机的起动系统及其装置作为航空发动机的重要组成部分，尚无相关的公开性报道。传统的活塞二冲程发动机的起动方式主要分包括以下两种：一是人为起动，人为使用手摇泵进行起动；二是电动机起动，以电动机作为动力源，当电动机轴上的驱动齿轮与发动机飞轮周缘上的环齿啮合时，动力就传到飞轮和曲轴，使之旋转。上述传统电动机起动方式所采用的起动系统存在结构复杂，体积较大，质量重，大大限制了传动比的大小等缺点。而传统的人为起动方式，对于人员的安全和设备本身的可操作性具有较高的挑战性；对于飞艇或浮空器等特种飞行器，若采用人为起动方式进行发动机的起动，在高空飞行过程中一旦出现发动机熄火，会由于因无法起动发动机运行而中断飞行任务或在直接降落过程中造成经济损失。
技术实现思路
[0004]本技术的目的：为了解决上述技术问题，本技术实施例提供了一种航空活塞二冲程发动机的电起动装置，以解决传统的发动机起动方式上所存在的安全性问题，以及起动方式不适用于特种飞行器的问题。
[0005]本技术的技术方案：本技术实施例提供一种航空活塞二冲程发动机的电起动装置，包括：起动电机1、小同步带轮2、同步带3、大同步带轮5、离合器轴套8、超越离合器9、螺栓10；
[0006]其中，所述起动电机1的转动轴与小同步带轮2的转动轴相连接，所述小同步带轮2与大同步带轮5之间通过同步带3相连接，所述超越离合器9嵌套于大同步带轮5的中心通孔内，所述离合器轴套8嵌套于超越离合器9的离合器内圈中，并通过螺栓10与发动机后端输出轴11固定连接。
[0007]可选地，如上所述的航空活塞二冲程发动机的电起动装置中，
[0008]所述小同步带轮2和所述大同步带轮5的周圈分别设置有环形槽，所述同步带3以环绕形式套设在小同步带轮2和大同步带轮5的环形槽内，用于通过小同步带轮2的转动带动大同步带轮5进行转动；
[0009]其中，所述小同步带轮2的转动直径小于大同步带轮5的转动直径。
[0010]可选地，如上所述的航空活塞二冲程发动机的电起动装置中，
[0011]所述起动电机1的转动轴抵靠在所述小同步带轮2用于套入同步带3的一侧，用于
在小同步带轮2转动时限制位于所述小同步带轮2的环形槽内的同步带3的轴向位置。
[0012]可选地，如上所述的航空活塞二冲程发动机的电起动装置中，还包括：大同步带挡圈4；
[0013]所述大同步带挡圈4为环装结构，安装在所述大同步带轮5用于套入同步带3的一侧，用于在大同步带轮5转动时限制位于所述大同步带轮5的环形槽内的同步带3的轴向位置。
[0014]可选地，如上所述的航空活塞二冲程发动机的电起动装置中，所述超越离合器9为一单向轴承，所述电起动装置还包括：平键6；
[0015]所述超越离合器9的内圈和外圈分别通过平键6与大同步带轮5连接或断开。
[0016]可选地，如上所述的航空活塞二冲程发动机的电起动装置中，其特征在于，还包括：轴套堵帽7；
[0017]所述轴套堵帽7安装在所述离合器轴套8和超越离合器9远离发动机后端输出轴11一侧的端部，用于限制离合器轴套8和超越离合器9的轴向位置。
[0018]可选地，如上所述的航空活塞二冲程发动机的电起动装置中，其特征在于，
[0019]所述离合器轴套8为柱状结构，柱状结构中部设置有中部具有挡板的中心轴孔，位于挡板一侧、且用于嵌入发动机后端输出轴11的中心轴孔部分设置为锥形孔，通过螺栓10穿过挡板的中心通孔与发动机后端输出轴11螺接，从而完成超越离合器9与所述输出轴11的固定连接。
[0020]本技术的有益效果：本技术实施例提供的一种航空活塞二冲程发动机的电起动装置，采用同步带3联动小同步带轮2与大同步带轮5，通过起动电机1带动小同步带轮2，从而由于联动结构带动大同步带轮5，并且基于大同步带轮5通过超越离合器9与后端转动轴的固连结构，可以带动大同步带轮5后端与超越离合器9连接结构的转动。本技术实施例中，对发动机采用随机电起动设计，具体在发动机后端输出轴11位置加装本技术实施例提供的电起动装置，通过起动电机1的工作带动发动机工作。将本技术实施例提供的电起动装置加载在发动机后端输出轴11上，实现了无人为启动电动机的安全性，可有效避免在高空发动机熄火时造成的经济损失。另外，整个航空活塞二冲程发动机的电起动装置的体积小，质量轻，结构简单，综合考虑了飞行器在设计过程中载荷要求。进一步地，起动电机1与发动机通过同步带3进行传动，皮带传动张紧力小、传动比大，优于一般的电机起动发动机齿轮传动系统。
附图说明
[0021]附图用来提供对本技术技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本技术的技术方案，并不构成对本技术技术方案的限制。
[0022]图1为本技术实施例提供的一种航空活塞二冲程发动机的电起动装置的结构示意图。
具体实施方式
[0023]为使本技术的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本
技术的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。
[0024]针对传统的航空发动机起动方式所存在的缺点，一方面，对于人为起动方式，对于人员的安全和设备本身的可操作性具有较高的挑战性，以及特种飞行器若在高空飞行过程中出现发动机熄火，会由于因无法起动发动机运行而中断飞行任务或在直接降落过程中造成经济损失；另一方面，对于电动机起动方式，起动系统存在结构复杂，体积较大，质量重，大大限制了传动比的大小等缺点。
[0025]进一步地，常见的飞行器本身所加载的设备空间有限，且飞行器重量越大，所付出的成本也就越高，因此对所加载荷的重量等方面的要求比较苛刻。显然，采用上述传统的发动机起动方式无疑对应用于特种飞行器上不是最优的选择。
[0026]针对上述传统航空发动机起动方式中所存在的安全性问题和设计上的不足问题，为了提高发动机起动的安全性和优化发动机的起动方式，本技术实施例提供了一种航空活塞二冲程发动机的电起动装置。
[0027]本技术提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。
[0028]图1为本技术实施例提供的一种航空活塞二冲程发动机的电起动装置的结构示意图。本技术实施例提供的航空活塞二冲程发动机的电起动装置可以包括：起动电机1本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种航空活塞二冲程发动机的电起动装置，其特征在于，包括：起动电机(1)、小同步带轮(2)、同步带(3)、大同步带轮(5)、离合器轴套(8)、超越离合器(9)、螺栓(10)；其中，所述起动电机(1)的转动轴与小同步带轮(2)的转动轴同轴连接，所述小同步带轮(2)与大同步带轮(5)之间通过同步带(3)相连接，且通过同步带(3)连接的小同步带轮(2)和大同步带轮(5)位于同一平面内；所述超越离合器(9)嵌套于大同步带轮(5)的中心通孔内，所述离合器轴套(8)嵌套于超越离合器(9)的离合器内圈中，并通过螺栓(10)与发动机后端输出轴(11)固定连接；所述离合器轴套(8)为柱状结构，柱状结构中部设置有中部具有挡板的中心轴孔，位于挡板一侧、且用于嵌入发动机后端输出轴(11)的中心轴孔部分设置为锥形孔，通过螺栓(10)穿过挡板的中心通孔与发动机后端输出轴(11)螺接，从而完成超越离合器(9)与所述输出轴(11)的固定连接。2.根据权利要求1所述的航空活塞二冲程发动机的电起动装置，其特征在于，所述小同步带轮(2)和所述大同步带轮(5)的周圈分别设置有环形槽，所述同步带(3)以环绕形式套设在小同步带轮(2)和大同步带轮(5)的环形槽内，用于通过小同步带轮(2)的转动带动大同步带轮(5)进...
【专利技术属性】
技术研发人员：陈慧明，罗建国，龙飞，鲍志明，苏小东，万欢，徐松顶，王鹏辉，
申请(专利权)人：中国特种飞行器研究所，
类型：新型
国别省市：
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