CN118361323A - 一种飞行中超速时发动机的调节方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞行中超速时发动机的调节方法，属于飞行控制技术领域；解决了飞行过程出现超速而导致的传动系统磨损、旋翼系统磨损、控制稳定性差甚至坠机的技术问题。本发明的调节方法包括如下步骤：S1：实时监测发动机转速，判断是否出现超速异常；如出现超速异常，则运行步骤S2；S2：降低发动机的进气门开度；S3：判断发动机转速是否可以正常下降；S4：如果发动机转速不能正常下降，则控制飞行器的发动机的前端的Z轴坐标变化，调整发动机与动力传输总成之间的打滑率。本发明的调节方法能提高飞行器的安全性，提高安全迫降以及完成特殊任务的可能性。

Description

一种飞行中超速时发动机的调节方法

技术领域

本发明涉及飞行控制技术领域，特别涉及一种飞行中超速时发动机的调节方法。

背景技术

目前，飞行器的飞行安全性通常需要通过改造发动机本身的结构及燃烧特性加以优化。飞行控制技术发展到今天，改造发动机的成本越来越昂贵、所能采取的技术手段及性能优化效果也愈发有限。

飞行器在飞行过程中，会出现发动机转速超速的突发事件。当发动机转速超速时，转速急剧攀升，产生如下不良后果：(1)发动机本体运动部件磨损；(2)传动系统磨损；(3)旋翼系统磨损；(4)飞行器控制稳定性差，从而导致坠机。飞行器一旦发生坠毁，大概率会发生火灾。

为了增加飞行器安全性，所以需要当发动机出现上述故障时能够对发动机进行调节控制。

发明内容

鉴于上述的分析，本发明旨在提供一种飞行中超速时发动机的调节方法，以解决飞行过程出现超速而导致的传动系统磨损、旋翼系统磨损、控制稳定性差甚至坠机的技术问题。

本发明采用以下技术方案以解决上述技术问题：

一种飞行中超速时发动机的调节方法，包括如下步骤：

S1：实时监测发动机转速，判断是否出现超速异常；如出现超速异常，则运行步骤S2；

S2：降低发动机的进气门开度；

S3：判断发动机转速是否可以正常下降；

S4：如果发动机转速不能正常下降，则控制飞行器的发动机的前端的Z轴坐标变化，调整发动机与动力传输总成之间的打滑率。

进一步地，步骤S1具体为：气门位置传感器实时监测气门位置并向飞控中心反馈，发动机转速传感器向飞控中心实时反馈发动机转速，如果在气门位置不变的同时发动机转速超过飞控中心内设的发动机额定输出转速5％，则飞控中心判定为出现超速异常。

进一步地，步骤S2具体为：

S21：飞控中心发送指令，控制进气门调节动力源驱动进气门阀片，以降低进气门开度；

S22：气门位置传感器检测进气门阀片的位置信息，并反馈到飞控中心。

进一步地，步骤S21中的降低进气门开度的方法为：控制进气门开度匀速下降。

进一步地，步骤S3中，判断发动机转速是否可以正常下降具体包括：进气门开度降低10％-15％之后，判断发动机转速是否降低到发动机额定输出转速±5％范围之内，若是，则判定为发动机转速可以正常下降。

进一步地，步骤S3中还包括：判断本次飞行任务是否为特殊任务。

进一步地，步骤S3中的判断本次飞行任务是否为特殊任务具体为：飞控中心根据起飞时录入的信息判断此次飞行任务是否为特殊任务。

进一步地，还包括步骤S5：若本次飞行任务为普通任务，则控制飞行器执行迫降程序。

进一步地，若本次飞行任务为普通任务，且发动机转速不能正常下降，则在运行步骤S4之前，控制舵机总距减小。

进一步地，控制舵机总距减小具体包括：

S31：飞控中心输出指令控制舵机电磁阀吸合；

S32：舵机电磁阀控制舵机的输出端向总距减小方向移动。

S33：旋翼总距调整位置传感器实时监测并向飞控中心发送舵机的输出端的轴向位置信息；

S34：飞控中心判断舵机的输出端是否到达目标位置；

S35：到达目标位置后，飞控中心控制舵机电磁阀断开。

进一步地，步骤S5还包括：若本次飞行任务为特殊任务，则控制飞行器继续完成飞行任务。

进一步地，步骤S4中的控制飞行器的发动机的前端的Z轴坐标具体为：

S41：实时监测发动机转速、减速器转速并反馈至飞控中心；

S42：根据步骤S41中的监测结果，控制发动机的前端上抬或下压；

S43：循环运行步骤S41-S42至飞行结束。

进一步地，步骤S42中，通过发动机升降位置传感器检测发动机前端的Z轴坐标，并发送至飞控中心。

与现有技术相比，本发明至少可实现如下有益效果之一：

1、本发明的调节方法中，首先尝试通过降低进气门开度来降低发动机转速，在发动机还能正常工作的情况下尽可能快速地降低减速器转速，可快速地调节飞行器的飞行状态。

2、本发明的发动机调节方法能够实现对飞行器在飞行阶段的超速状况下进行动力系统中各组成部分连接结构的调整，以便为飞控中心采取进一步调整控制创造冗余时间，从而优化了飞行器的飞行特性和飞行安全性。

3、本发明的动力系统调整控制方法只通过结构件间位置关系的调整即对发动机的起动性能和飞行安全性进行优化，步骤简捷，适用性广泛。

4、本发明的调节方法中，根据飞行任务的性质做出不同的操作，从而可以保证特殊任务的完成度，同时也能最大可能的保护飞行器本身。

本发明中上述各技术方案之间还可以相互组合，以实现更多的优选组合方案。本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分优点可从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过说明书以及附图中所特别指出的内容中来实现和获得。

附图说明

为了进一步清晰地了解本发明的技术手段，结合以下附图与具体实施方式对本发明进行详细说明。

附图仅用于示出具体技术手段的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。

附图说明：

图1为本发明的飞行器动力系统整体结构示意图；

图2为本发明的发动机仰俯调节悬置结构与机架安装状态示意图；

图3为本发明的旋翼总距调整总成结构示意图；

图4为本发明的发动机仰俯调节悬置结构与发动机安装状态示意图；

图5为本发明的悬置部件整体结构示意图；

图6为本发明的前悬置架单元部分结构示意图；

图7为图6中A-A向剖视图；

图8为本发明的电控张紧总成整体结构示意图；

图9为本发明的电控张紧总成部分结构示意图；

图10为机架连接结构示意图；

图11为本发明的飞行中超速时发动机的调节方法的流程图；

图12为本发明的动力系统调整控制方法的控制过程框图。

附图标记：

1.发动机；11.发动机本体；111.进气门阀片；112.进气门调节动力源；12.缸体；2.发动机悬置总成；21.张紧部件；211.张紧动力单元；2111.张紧电机；2112.张紧电磁阀；2113.电机安装壳体；2114.张紧轴套；2115.电机输出传动部；212.张紧导向单元；2121.张紧导向轴本体；2122.张紧导向传动部；213.张紧前悬置安装架单元；2131.张紧前悬置安装耳；2132.张紧前悬置安装孔；214.张紧动力传输安装单元；2141.张紧动力传输安装架；2142.张紧动力传输安装部；22.悬置部件；221.前悬置组件；2211.前悬置架单元；2212.前悬置减振单元；22121.减振块；22122.减振垫；22123.减振支撑套管；22124.减振中心轴；2213.前悬置悬挂单元；22131.悬置连杆次单元；22132.悬挂球铰接头次单元；2214.前悬置发动机安装部；2215.前悬置张紧安装架；222.下悬置组件；2221.下悬置架单元；2222.下悬置减振单元；2223.下悬置悬挂单元；2224.下悬置发动机安装部；223.后悬置组件；2231.后悬置架单元；2232.后悬置悬挂单元；2233.后悬置减振单元；2234.后悬置发动机安装部；3.动力传输总成；31.减速器组件；311.减速器输入轴；312.减速器输出部；32.皮带传动组件；321.皮带；322.皮带轮；4.旋翼总距调整总成；41.舵机单元；42.总距调整架单元；421.总距调整盘；4211.总距调整支臂；422.总距调整球轴承；423.总距调整拉杆；424.总距调整铰链；51.发动机转速传感器；52.气门位置传感器；53.发动机仰俯升降位置传感器；54.减速器输入转速传感器；55.旋翼总距调整位置传感器；100.机架；101.机架第一连接部；102.机架第二连接部；103.机架第三连接部；200.旋翼；201.桨叶；202.浆毂；203.浆毂中心轴。

具体实施方式

下面结合附图来具体描述本发明的优选实施例；其中，附图构成本发明的一部分；并与本发明的实施例一起用于阐释本发明的原理，而并非用于限定本发明的范围。

需要注意的是；除非另有说明；本申请使用的技术术语或者科学术语应当为本发明所属领域技术人员所理解的通常意义。

定义：

(1)Z方向(上、下)：飞行器静置地面时，地面向上为+Z(上)方向；

(2)X方向(前、后)：从发动机1输出轴的输出方向为+X(前)方向；

(3)Y方向(左、右)：面向+X方向，右手方为+Y(右)方向；

(4)内、外(远、近)的设定：相对靠近发动机1/浆毂中心轴203中心的位置为内(近)。

下面结合图1-图12，更具体地描述本发明的技术方案。

实施例1

参见图11-图12，本发明的实施例1涉及一种飞行中超速时发动机的调节方法，包括如下步骤：

S1：实时监测发动机转速，判断是否出现超速异常；如出现超速异常，则运行步骤S2；

S2：降低发动机的进气门开度；

S3：判断发动机转速是否可以正常下降；

S4：如果发动机转速不能正常下降，则控制飞行器的发动机的前端的Z轴坐标，调整发动机与动力传输总成之间的打滑率。

飞行器在飞行过程中，需要实时监测发动机转速。在发动机输出端设置有发动机转速传感器51，可实时监测并向飞控中心传输发动机1的实时输出转速。步骤S1中，飞控中心通过预先设置的判断标准，根据发动机1的实时输出转速来判断是否出现超速异常情况。如果未出现异常，则正常执行飞行任务。如果出现超速异常，则需要对飞行器进行调节。如果未出现超速异常，则继续执行飞行任务，并持续监测发动机转速。

步骤S2中，降低发动机的进气门开度可以调节进入到发动机中的燃气量。若发动机未出现损坏或者仅仅微小局部损坏，则随着进气门开度的降低，发动机的转速也会相应地下降。否则，发动机转速不能正常下降。

步骤S3中，通过继续监测发动机1的实时输出转速，通过飞控中心的预定判断标准来判断发动机转速是否正常下降。如果发动机转速可以正常下降，则无论发动机是否损坏，都可以快速调节主减速器的速度，进而实现对飞行器飞行状态的控制。如果发动机转速不能正常下降，则需要运行步骤S4。

步骤S4中，通过控制飞行器的发动机的前端的Z轴坐标，来调整发动机与动力传输总成之间的打滑率。在发动机出现超速异常且发动机转速无法正常下降时，通过控制飞行器的发动机的前端的Z轴坐标增大，即上抬发动机的前端，可以增大发动机与动力传输总成之间的打滑率，从而降低传递到动力传输总成中的减速器输入轴的速度，进而实现对飞行器的控制。

具体操作为：飞控中心发出控制指令，当张紧电磁阀2112接收到飞控中心的指令，起动张紧电机2111后，张紧电机2111带动电机输出传动部2115的圆柱直齿轮旋转，电机输出传动部2115相对张紧导向传动部2122沿张紧导向轴本体2121轴向向上移动。张紧动力单元211向上的移动带动前悬置组件221的前悬置张紧安装架22113端产生相应的向上的位移。

在下悬置组件22和后悬置组件223的配合下，前悬置组件221的上位移带动发动机1的前端产生相对于机架100的上仰的动作，从而使得发动机1的前端也就是输出端带动皮带传动组件32的皮带轮322上仰，进而皮带轮322与皮带321之间的打滑率上升。

通过本发明的飞行中超速时发动机的调节方法，首先尝试通过降低进气门开度来降低发动机转速，在发动机还能正常工作的情况下尽可能快速地降低减速器转速，可快速地调节飞行器的飞行状态。还能够实现对飞行器在飞行阶段的失速状况下进行动力系统中各组成部分连接结构的调整，以便为总控采取进一步调整控制创造冗余时间，从而优化了飞行器的飞行特性和飞行安全性。本发明的动力系统调整控制方法只通过结构件间位置关系的调整即对发动机的起动性能和飞行安全性进行优化，步骤简捷，适用性广泛。

更进一步地，步骤S1具体为：气门位置传感器52实时监测气门位置并向飞控中心反馈，发动机转速传感器51向飞控中心实时反馈发动机转速，如果在气门位置不变的同时发动机转速超过飞控中心内设的发动机额定输出转速5％，则飞控中心判定为出现超速异常。

步骤S2具体为：

S21：飞控中心发送指令，控制进气门调节动力源112驱动进气门阀片111，以降低进气门开度；

S22：气门位置传感器52检测进气门阀片111的位置信息，并反馈到飞控中心。

步骤S21中的降低进气门开度的方法为：控制进气门开度匀速下降。匀速下降可以是在5-10秒之内，使进气门开度降低5％-10％，或者5％-15％。

步骤S3中，判断发动机转速是否可以正常下降具体包括：进气门开度降低10％-15％之后，判断发动机转速是否降低到发动机额定输出转速±5％范围之内，若是，则判定为发动机转速可以正常下降。若否，则判定为发动机转速不能正常下降。

步骤S3中还包括：判断本次飞行任务是否为特殊任务。

飞行器每次执行飞行任务之前，都需要将本次飞行的相关信息录入到系统中，其中包括本次飞行任务属于普通任务还是特殊任务。因此步骤S3中可根据录入到系统中的信息来判断本次飞行任务的性质，具体为：飞控中心根据起飞时录入的信息判断此次飞行任务是否为特殊任务。

若为普通任务，则需要尽量保存飞行器，提高维持到降落的可能性，尽可能地降低损毁程度，便于后期查明事故原因。若为特殊任务，则需要尽可能地完成飞行任务。

进一步地，若本次飞行任务为普通任务，且发动机转速不能正常下降，则在运行步骤S4之前，需要控制舵机总距减小。也就是控制舵机的输出端的高度降低。

其中，控制舵机总距减小具体包括：

S31：飞控中心输出指令控制舵机电磁阀吸合；

S32：舵机电磁阀控制舵机的输出端向总距减小的方向移动。

S33：旋翼总距调整位置传感器实时监测并向飞控中心发送舵机的输出端的轴向位置信息；

S34：飞控中心判断舵机的输出端是否到达目标位置；

S35：到达目标位置后，飞控中心控制舵机电磁阀断开。

通过减小舵机总距，可实现对旋翼升角的调整，从而调整所述飞行器的旋翼200的升力矢量，使得飞行器的升力减小。

无论本次飞行任务是特殊任务还是普通任务，一旦发动机转速不能正常下降，就需要运行步骤S4：控制飞行器的发动机的前端的Z轴坐标，调整发动机与动力传输总成之间的打滑率。

其中，发动机的前端的Z轴坐标能反映出发动机前端在高度方向上所处的位置。

步骤S4中的控制飞行器的发动机的前端的Z轴坐标具体为：

S41：实时监测发动机转速、减速器转速并反馈至飞控中心；

S42：根据步骤S41中的监测结果，控制发动机的前端上抬或下压；

S43：循环运行步骤S41-S42至飞行结束。

进一步地，步骤S42中，通过发动机升降位置传感器检测发动机前端的Z轴坐标，并发送至飞控中心。

其中，发动机前端的Z轴坐标依据如下规则控制：实时通过减速器输入转速传感器54检测减速器转速，并实时发送飞控中心；根据传动比的范围来控制抬起或下压的位置，使传动比在1:3-1:3.6范围内，误差±0.1％，如果传动比小于这个范围，则控制发动机前端下压，如果传动比大于这个范围，则控制发动机前端上抬，使得减速器转速逐渐减低到减速器转速阈值的±5％以内，不能一下直接降低到减速器转速阈值的95％之下。此外，控制发动机输出端抬起的速率不得超过一个预设的限定值，例如0.3mm/s。

在这个过程中，飞控中心实时采集发动机升降位置传感器53的数据，保障发动机的前端动态上扬提升打滑率过程中，不能超过飞控中心内预选设置的位置上限，避免发动机输出皮带轮322与皮带321完全脱离，飞行器无动力，迫降失败，发生坠机。

飞控中心实时采集发动机转速、减速器转速，因为发动机超速时极大可能伴随着发动机转速波动，所以发动机的前端的Z轴坐标要实时调整，以达到实时动态调整打滑率，最终为了保障减速器转速在设定安全值内。以达到最终目的，能够为后续对飞行器排查故障提供帮助或者帮助飞行器安全完成特殊飞行任务。

本发明的实施例1的调节方法还包括步骤S5：若本次飞行任务为普通任务，则控制飞行器执行迫降程序；若本次飞行任务为特殊任务，则控制飞行器继续完成飞行任务。

实施例2

实施例2公开了一种飞行器，用于实现实施例1的飞行器发动机飞行中超速的调节方法，如图1和图2所示，飞行器的动力系统包括发动机1、发动机悬置总成2、动力传输总成3、旋翼总距调整总成4和动力传感总成。

发动机悬置总成2包括张紧电机2111和悬置减振单元；旋翼总距调整总成4包括多个舵机；动力传感总成包括位置传感器和转速传感器。发动机悬置总成2能够将发动机1可位置调整地连接在飞行器的机架100和动力传输总成3之间，以实现发动机1与动力传输总成3之间的离/合；旋翼总距调整总成4能够将飞行器的旋翼200可位置调整地连接在动力传输总成3的输出端，以调整所述飞行器的旋翼200的升力矢量。

如图1所示，动力传感总成包括多个位置传感器和多个转速传感器。

具体的，本实施例2的位置传感器包括气门位置传感器52、发动机仰俯升降位置传感器53和旋翼总距调整位置传感器55；本实施例2的转速传感器包括发动机转速传感器51和减速器输入转速传感器54。

进一步具体的，发动机转速传感器51和气门位置传感器52连接在发动机1上；发动机仰俯升降位置传感器53连接在发动机悬置总成2上，减速器输入转速传感器54连接在动力传输总成3上，多个所述旋翼总距调整位置传感器55分别连接在旋翼总距调整总成4上。

如图1和图2所示，本实施例2的发动机1具体选用汽油机，包括发动机本体11和缸体12；缸体12连接在发动机本体11的后端。发动机本体11的前端起动齿盘处设置有发动机转速传感器51；发动机转速传感器51用于实时监测并向飞控中心传输发动机1的实时输出转速。

发动机本体11的进气道处设置有进气门阀片111和进气门调节动力源112；进气门调节动力源112能够带动进气门阀片111在进气道的一个横截面内以径向轴为旋转轴进行旋转，以开/合进气道，或改变进气道的开合角度，从而调整进气量的大小。进气门阀片111处设置有气门位置传感器52。气门位置传感器52能够监测并向飞控中心传输进气门阀片111的开度信息。

本实施例2的进气门调节动力源112优选为伺服电机；气门调节动力源112的前端设置有进气门电磁阀。

如图2所示，本实施例2的动力传输总成3的包括减速器组件31和皮带传动组件32。

其中，减速器组件31包括减速器输入轴311和减速器输出部312。减速器输出部312处连接旋翼200的浆毂中心轴203。

其中，优选的，皮带传动组件32采用带有楔形槽结构内圈的皮带321和带有齿部的皮带轮322。皮带轮322连接在发动机1的输出端处。皮带轮322在下与皮带321形成第一皮带传动副，皮带轮322在上与减速器输入轴311形成第二从皮带传动副。

发动机1的输出端带动皮带轮322旋转，皮带轮322通过其齿部与皮带321的楔形槽啮合，将发动机1的动力传输至减速器组件31。

减速器输入轴311处设置有减速器输入转速传感器54；减速器输入转速传感器54用于采集向浆毂中心轴203传输的转速，以监测皮带传动组件32的动力传输是否正常。

如图1和图3所示，本实施例2的旋翼总距调整总成4包括舵机单元41和总距调整架单元42。舵机单元41包括多个舵机，多个舵机圆周均布在总距调整架单元42的下部的外周。

舵机的输出端向上设置并铰接总距调整架单元42的下部。舵机的输出端能够产生轴向位移，多个顶推/下拉所铰接的铰接总距调整架单元42。舵机的下端固定连接到动力传输总成3上。

总距调整架单元42包括总距调整盘421、总距调整球轴承422、总距调整拉杆423和总距调整铰链424。

总距调整盘421包括总距调整盘中心壳和总距调整支臂4211；多个总距调整支臂4211圆周均布在总距调整盘中心壳的外周。

总距调整支臂4211的数量与舵机的数量匹配，舵机的上端铰接在对应的总距调整支臂4211的远端。

总距调整盘421的中心孔铰接总距调整球轴承422的外圈，浆毂中心轴203连接在总距调整球轴承422的内圈上，浆毂中心轴203能够相对于总距调整盘421转动。

总距调整铰链424包括总距调整铰接轴、上铰支臂和下铰支臂，上铰支臂和下铰支臂通过总距调整铰接轴铰接。上铰支臂的上端铰接浆毂中央壳体的外周侧，优选铰接在浆毂中央壳体的外周侧下端；下铰支臂下端铰接在总距调整盘中心壳的外周侧，优选为铰接在总距调整盘中心壳的外周侧的上端。当多个舵机输出相同/不同的轴向位移量，在多个总距调整铰链424共同作用下，总距调整盘421能够相对于浆毂202做轴向位移/轴向位移加倾斜转动/倾斜转动的移动。

总距调整拉杆423下端铰接在总距调整盘中心壳的外周侧,多个总距调整拉杆423与总距调整铰链424相间设置；总距调整拉杆423的上端端铰接桨叶201的近端机构。当总距调整盘421相对于浆毂202做轴向位移或倾斜转动时，总距调整拉杆423能够带动桨叶201做垂直平面内的旋转。

优选的，本实施例2有两个桨叶201，对应设置有2个总距调整拉杆423和总距调整铰链424。总距调整盘421的轴向位移/轴向位移加倾斜转动或倾斜转动的移动，能够带动两个桨叶201产生相同/不同的向上收拢/向下收拢以及和/或不同高度的轴向位移，产生升力下降/提升/飞行器转向，从而调整所述飞行器的旋翼200的升力矢量。

优选的，本实施例2包括3个舵机(第一舵机、第二舵机和第三舵机)；每个舵机的前端设置有舵机电磁阀(包括第一舵机电磁阀、第二舵机电磁阀和第三舵机电磁阀)每个舵机的输出端处设置有各自的旋翼总距调整位置传感器55，用以监测并向飞控中心传输舵机的输出端的轴向位置信息。

如图1、图2和图4所示，发动机悬置总成2包括张紧部件21和悬置部件22。悬置部件22包括前悬置组件221、下悬置组件22和后悬置组件223，分别用于从发动机1的前端、下端和后端稳定连接发动机1，并分别铰接在机架100的侧端的不同位置。其中，前悬置组件221的上部铰接张紧部件21的下端。

张紧部件21能够向上收缩/向下延伸，从而通过悬置部件22对发动机1实施提拉/下推，带动发动机1前端产生上仰/下俯，以实现发动机1与动力传输总成3之间产生离/合或相对位置调整的动态连接。

其中，前悬置组件221的上端铰接张紧部件21的下端，前悬置组件221的后端连接在发动机1的前端上方位置，前悬置组件221的左侧端活动连接机架100的机架第一连接部101。

其中，下悬置组件22的后端连接在发动机1的前端下方位置，下悬置组件22的左侧端活动连接机架100的机架第二连接部102。

其中，后悬置组件223的上端可弹性调整地连接在机架100的后部横梁处，后悬置组件23的两侧端分别活动连接在机架100的机架第三连接部103处，后悬置组件223的前端和后端分别连接发动机1。

如图4和图5所示,本实施例2的前悬置组件221包括依次连接的前悬置架单元2211、前悬置减振单元2212、前悬置悬挂单元2213、前悬置发动机安装部2214和前悬置张紧安装架2215。

具体的，前悬置架单元2211、前悬置减振单元2212和前悬置悬挂单元2213依次连接，前悬置发动机安装部2214和前悬置张紧安装架2215连接在前悬置架单元2211上。

其中，前悬置架单元2211设置有匹配连接前悬置减振单元2212的悬置减振安装架；具体的，悬置减振安装架包括悬置减振安装轴套和对称焊接在悬置减振安装轴套两端的悬置减振安装托套。悬置减振安装托套为喇叭口结构。

其中，前悬置减振单元2212的轴线沿Z轴方向设置并连接在前悬置架单元2211的左侧；前悬置悬挂单元2213的右侧端铰接前悬置减振单元2212的下端，前悬置悬挂单元2213的左侧端铰接机架100的机架第一连接部101。

其中，前悬置张紧安装架2215安装在前悬置架单元2211的正上方。

优选的，前悬置张紧安装架2215位于前悬置架单元2211上平行于XZ平面的中分面上。前悬置张紧安装架2215的前端设置有前悬置张紧安装部，用于铰接张紧部件21的下端；前悬置张紧安装部具体为双过孔结构。

进一步优选的，前悬置张紧安装架2215位于发动机1的输出轴所在的XZ平面上。前悬置张紧安装架2215横跨发动机1的输出轴并通过前悬置发动机安装部2214连接在发动机1的前端。

前悬置张紧安装架2215的结构和安装位置能够使得前悬置组件221稳定连接在发动机1上，高效地向发动机1传递张紧部件21的提拉和下推的作用力。

其中，前悬置发动机安装部2214包括前悬置发动机上安装部和前悬置发动机下安装部。前悬置发动机上安装部和前悬置发动机下安装部分别包括对称设置于平面为发动机1的输出轴所在的XZ平面的两个套管。

优选的，本实施例2中，前悬置发动机上安装部的两个套管的轴线沿Y轴方向设置，前悬置发动机下安装部的两个套管的轴线沿X轴方向设置。前悬置发动机安装部的这种两个方向、对称设置的安装结构能够使得张紧部件21的提拉和下推的作用力均匀分散于发动机1的前端，避免发动机1的前端在上仰/下俯过程中整体发生偏斜，确保实现发动机1的平稳上仰/下俯以及与动力传输总成3之间的平稳离/合。

如图6和图7所示，本实施例的前悬置减振单元2212包括减振块22121、减振垫22122、减振支撑套管22123和减振中心轴22124。

减振块22121设置成锥面连接的阶梯柱结构。减振块22121在中心设置有轴向的阶梯轴孔；其中直径较大的阶梯轴孔孔的深度不超过减振块22121的锥面部分轴线段的一半。一对减振块22121以直径较小端相对、对称套接在减振支撑套管22123的两端，减振支撑套管22123能够轴向定位两个减振块22121。

减振中心轴22124贯穿减振垫22122、减振块22121和减振支撑套管22123，两端通过紧固件锁紧，共同构成一个前悬置减振单元2212。前悬置减振单元2212通过减振中心轴22124和两端的紧固件连接悬置减振安装架并最终连接在前悬置主支架22111上。

如图6所示，前悬置悬挂单元2213包括悬置连杆次单元22131和悬挂球铰接头次单元22132。两个悬挂球铰接头次单元22132连接在悬置连杆次单元22131的两端，位于右边的悬挂球铰接头次单元22132铰接前悬置减振单元2212的下端，位于左边的悬挂球铰接头次单元22132铰接机架100的机架第一连接部101。

具体的，悬置连杆次单元22131包括悬置连杆本体和悬置连杆封堵。悬置连杆本体为套管结构，以减轻重量，悬置连杆本体的两端内口处设置有内螺纹。

具体的，悬挂球铰接头次单元22132包括悬挂球铰接头连接部、悬挂接头支撑板和悬挂球头轴承。悬挂球铰接头连接部设置在悬挂接头支撑板的一端，悬挂球头轴承压合连接在悬挂接头支撑板上的中心孔内。

优选的，悬挂球铰接头次单元22132可以直接选购相应规格的标准件，具体为杆端关节轴承。

如图4和图5所示，下悬置组件222包括下悬置架单元2221、下悬置架减振单元2222、下悬置悬挂单元2223和下悬置发动机安装部2224。下悬置架单元2221、下悬置架减振单元2222和下悬置悬挂单元2223依次连接，下悬置发动机安装部2224连接在下悬置架单元222后部(-X方向)的开放端。

具体的，本实施例2中，下悬置主支架22211为对称结构，对称平面的轴线位于下悬置架单元2221的主体结构的中分面上。下悬置主支架22211包括对称成V字形的两根支管。安装状态下，下悬置主支架22211呈水平状态，V字形的下悬置主支架22211的开放端向后并在端头连接下悬置发动机安装部2224。下悬置发动机安装部2224匹配发动机1上该处的连接结构设计，具体为轴线平行于Y轴的套管结构。

具体的，本实施例2中，在下悬置主支架22211的V字形的顶部沿Y轴方向居中连接有下悬置减振支架，下悬置架减振单元2222连接在下悬置减振支架内；下悬置悬挂单元2223右侧端铰接下悬置架减振单元2222的下端，左侧端铰接在机架第二连接部102上的铰接结构上。

具体的，本实施例2中的下悬置架减振单元2222和下悬置悬挂单元2223分别借用前悬置减振单元2212和前悬置悬挂单元2213。

如图4和图5所示，后悬置组件223包括后悬置架单元2231、后悬置悬挂单元2232、后悬置减振单元2233和后悬置发动机安装部2234。

具体的，后悬置架单元2231的主体结构呈左、右对称设置。成对的后悬置减振单元2233左、右对称地连接在后悬置架单元2231的主体结构的两侧端；每个后悬置减振单元2233的开放端分别铰接一个后悬置悬挂单元2232；后悬置悬挂单元2232的开放端铰接机架100，具体铰接在机架100的两侧部的机架第三连接部103的铰接结构上。后悬置架单元2231的主体结构的左、右两侧还对称设置有两个悬置减振安装架。

具体的，后悬置发动机安装部2234包括多个匹配发动机本体11的安装结构的后悬置发动机本体安装部和匹配缸体12的安装结构的后悬置缸体安装部，后悬置发动机本体安装部安装在后悬置架单元2231的前部的各个开放端，后悬置缸体安装部安装在后悬置架单元2231的后部的各个开放端。

如图5所示，后悬置减振单元2233包括共轴连接的两组后悬置减振器。

优选的，本实施例2的每个后悬置减振器为借用件，其结构与前悬置减振单元2212相同；只是，在后悬置减振器中将两个前悬置减振单元2212的减振中心轴22124替换为一根共用的后悬置减振支柱22331；后悬置减振支柱22331贯通连接2个串联的后悬置减振器；两个后悬置减振器的相对端之间设置有后悬置减振套管。

优选的，后悬置减振套管的两端直接抵触在两个后悬置减振器的相对端的减振块(借用减振块22121)外端面上。

如图4和图5所示所示，优选的，每组后悬置减振单元2233的共轴连接的后悬置减振器中，在下安装的后悬置减振器连接在后悬置核心支架上连接的后悬置减振安装支架(借用悬置减振安装架)内；安装在上的后悬置减振器的支架(同样为借用悬置减振安装架)固定连接在了机架100的一个Y轴向设置的上横梁处。

如此设计，能够实现后悬置架单元2231的主体结构与机架100的减振连接，同时能降低发动机1通过机架100向飞行器其他部位的振动传递，还有利于提高后悬置架单元2231连接发动机1的可靠性。

本实施例2的后悬置架单元2231通过后悬置核心支架间接连接机架100、后悬置发动机前安装架连接发动机本体11以及后悬置发动机后安装架连接缸体12，使得发动机1的整体结构因在后端连接后悬置架单元2231而得到了优化，降低了由于发动机1头部需要上仰/下俯运动而进行的各种铰接连接可能对正常工作状态下发动机1的位置稳定性造成的影响。

如图4所示，本实施例中，后悬置减振单元2233竖直连接在机架100后部中上的位置，两组后悬置减振单元2233左、右对称地设置在后悬置架单元2231的两侧；每个在上的后悬置减振单元2233连接在机架100上的后悬置减震器的安装支架上，每个在下的后悬置减振单元2233连接在后悬置核心支架上所设置的后悬置减振安装支架上。

如图5所示，本实施例的后悬置组件223包括对称设置的两组后悬置悬挂单元2232。每组的后悬置悬挂单元2232的结构和连接关系与前悬置悬挂单元2213一致。

具体的，后悬置悬挂单元2232的内端垂直铰接后悬置减振单元2233的下端；后悬置悬挂单元2232的外端铰接在机架第三连接部103处的铰接结构上。

如图8和图9所示，本实施例2中，张紧部件21包括张紧动力单元211、张紧导向单元212、张紧前悬置安装架单元213和张紧动力传输安装单元214。

张紧动力传输安装单元214下端连接张紧导向单元212，张紧动力传输安装单元214上端连接动力传输总成3的减速器组件31。

张紧动力单元211的下端连接张紧前悬置安装架单元213的上端，张紧动力单元211的上端活动连接张紧导向单元212的下部。张紧动力单元211能够在张紧导向单元212的导向作用下，沿张紧导向单元212的轴向做上/下位移。

张紧前悬置安装架单元213的下端铰接在前悬置组件221的前悬置张紧安装架22113处。

具体的，本实施例2的张紧动力单元211包括张紧电机2111、张紧电磁阀2112、电机安装壳体2113、张紧轴套2114和电机输出传动部2115。

张紧电磁阀2112连接张紧电机2111；张紧电机2111的输出轴连接电机输出传动部2115；张紧电机2111连同电机输出传动部2115安装在电机安装壳体2113内部。

本实施例的电机输出传动部2115具体连接在张紧电机2111输出轴处的圆柱直齿轮。

电机安装壳体2113的下部连接张紧前悬置安装架单元213，电机安装壳体2113的上部设置有电机安装壳轴孔。电机安装壳轴孔的轴线与张紧电机2111输出轴的轴线错位设置。

具体的，张紧前悬置安装架单元213包括张紧前悬置安装耳2131；张紧前悬置安装耳2131上设置有张紧前悬置安装孔2132；张紧前悬置安装孔2132与前悬置张紧安装架22113上的前悬置张紧安装部的双过孔结构匹配；张紧前悬置安装架单元213与前悬置张紧安装架22113铰接。

张紧轴套2114包括张紧轴套座和张紧轴套筒；张紧轴套座和张紧轴套筒可以一体成型。

以张紧轴套座的底部为安装面、以张紧轴套筒的轴心对准电机安装壳轴孔，张紧轴套2114连接在电机安装壳体2113的上部。

在张紧轴套2114的上端安装有发动机仰俯升降位置传感器53，发动机仰俯升降位置传感器53能够采集张紧动力单元211的实时位移数据并传输给飞控中心，以监测张紧部件21带动发动机1的前端相对机架100上仰/下俯的位移量。

具体的，张紧导向单元212包括张紧导向轴本体2121和张紧导向传动部2122；张紧导向轴本体2121上端连接张紧动力传输安装单元214，张紧导向轴本体2121下端连接张紧导向传动部2122。

张紧导向轴本体2121能够穿插在张紧轴套2114的张紧轴套筒内，张紧导向轴本体2121的下端能够穿过电机安装壳体2113的电机安装壳轴孔，进入电机安装壳体2113。

本实施例2的张紧导向传动部2122具体为圆柱型的螺纹齿；张紧导向传动部2122与电机输出传动部2115的圆柱直齿轮能够啮合。

当张紧电磁阀2112接收到飞控中心的指令，起动张紧电机2111后，张紧电机2111带动电机输出传动部2115的圆柱直齿轮旋转，电机输出传动部2115与张紧导向传动部2122形成旋转副。

在张紧导向单元212位置相对固定的前提下，电机输出传动部2115能够相对张紧导向传动部2122产生沿张紧导向轴本体2121轴向的位移，具体到本实施例2，为上/下的位移；张紧动力单元211产生上/下位移,从而带动前悬置组件221的前悬置张紧安装架22113端产生相应的上/下位移。

在下悬置组件22和后悬置组件223的配合下，前悬置组件221的上/下位移将带动发动机1的前端产生相对于机架100的上仰/下俯的动作，从而使得发动机1的输出端能够带动皮带传动组件32的皮带轮322上仰脱离皮带321/下俯与皮带321形成旋转副，从而断开/起动发动机1向动力传输总成3的动力传输。

具体的，张紧动力传输安装单元214包括张紧动力传输安装架2141和张紧动力传输安装部2142。张紧动力传输安装单元214用于将张紧部件21的上端与动力传输总成3稳定连接。

本实施例2的张紧动力传输安装架2141为与减速器组件31及其周边设备匹配的安装框架结构，张紧动力传输安装架2141上设置有张紧动力传输安装部2142。张紧动力传输安装部2142具体为轴孔结构，张紧动力传输安装部2142能够套接并固定在减速器组件31的减速器输入轴411上，从而将张紧部件21的上端与减速器组件31固定连接，确保张紧导向单元212相对减速器组件31固定不动。

本实施例2的发动机仰俯调节悬置结构通过分散的结构实现了发动机安全、可靠的动态连接。具体为：前悬置组件221和下悬置组件22在发动机1的前端的上、下两个位置分别固定连接发动机1并铰接机架100；本实施例2的后悬置组件223在发动机1的后端固定连接发动机1并铰接和减振连接机架100。该结构和动态连接方式能充分确保起动阶段张紧部件21带动下的发动机1前端的自如上仰/下俯，以及发动机1正常运转状态下发动机1与机架100的稳定连接和与动力传输总成3的可靠动力传输。

本实施例2的发动机仰俯调节悬置结构还能够通过各个悬置组件上的减振结构，有效降低飞行过程中发动机1的振动对飞行器机身的影响，能有效优化飞行器的飞行特性。

以上，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此。任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭示的技术范围可轻易想到的变化或替换都应涵盖在本发明的保护范围之内。同时，凡搭载了本装置的设备或使用了本发明的方法，以扩大应用领域并产生复合的技术效果，都属于本发明所保护的范围。

Claims (10)

1.一种飞行中超速时发动机的调节方法，其特征在于，包括如下步骤：

S1：实时监测发动机转速，判断是否出现超速异常；如出现超速异常，则运行步骤S2；

S2：降低发动机的进气门开度；

S3：判断发动机转速是否可以正常下降；

S4：如果发动机转速不能正常下降，则控制飞行器的发动机的前端的Z轴坐标变化，调整发动机与动力传输总成之间的打滑率。

2.根据权利要求1所述的一种飞行中超速时发动机的调节方法，其特征在于，步骤S1具体为：气门位置传感器实时监测气门位置并向飞控中心反馈，发动机转速传感器向飞控中心实时反馈发动机转速，如果在气门位置不变的同时发动机转速超过飞控中心内设的发动机额定输出转速5％，则飞控中心判定为出现超速异常。

3.根据权利要求1所述的一种飞行中超速时发动机的调节方法，其特征在于，步骤S2具体为：

S21：飞控中心发送指令，控制进气门调节动力源驱动进气门阀片，以降低进气门开度；

S22：气门位置传感器检测进气门阀片的位置信息，并反馈到飞控中心。

4.根据权利要求3所述的一种飞行中超速时发动机的调节方法，其特征在于，步骤S21中的降低进气门开度的方法为：控制进气门开度匀速下降。

5.根据权利要求1所述的一种飞行中超速时发动机的调节方法，其特征在于，步骤S3中，判断发动机转速是否可以正常下降具体包括：进气门开度降低10％-15％之后，判断发动机转速是否降低到发动机额定输出转速±5％范围之内，若是，则判定为发动机转速可以正常下降。

6.根据权利要求1所述的一种飞行中超速时发动机的调节方法，其特征在于，步骤S3中还包括：判断本次飞行任务是否为特殊任务。

7.根据权利要求6所述的一种飞行中超速时发动机的调节方法，其特征在于，步骤S3中的判断本次飞行任务是否为特殊任务具体为：飞控中心根据起飞时录入的信息判断此次飞行任务是否为特殊任务。

8.根据权利要求7所述的一种飞行中超速时发动机的调节方法，其特征在于，还包括步骤S5：若本次飞行任务为普通任务，则控制飞行器执行迫降程序。

9.根据权利要求8所述的一种飞行中超速时发动机的调节方法，其特征在于，若本次飞行任务为普通任务，且发动机转速不能正常下降，则在运行步骤S4之前，控制舵机总距减小。

10.根据权利要求8所述的一种飞行中超速时发动机的调节方法，其特征在于，步骤S5还包括：若本次飞行任务为特殊任务，则控制飞行器继续完成飞行任务。