散熱型發(fā)動(dòng)機(jī)的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本實(shí)用新型屬于無人機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種散熱型發(fā)動(dòng)機(jī)。
【背景技術(shù)】
[0002]無人駕駛飛機(jī)簡(jiǎn)稱“無人機(jī)”，是利用無線電遙控設(shè)備和自備的程序控制裝置操縱的不載人飛機(jī)。機(jī)上無駕駛艙，但安裝有自動(dòng)駕駛儀、程序控制裝置、信息采集裝置等設(shè)備。地面、艦艇上或母機(jī)遙控站人員通過雷達(dá)等設(shè)備，對(duì)其進(jìn)行跟蹤、定位、遙控、遙測(cè)和數(shù)字傳輸?？稍跓o線電遙控下像普通飛機(jī)一樣起飛或用助推火箭發(fā)射升空，也可由母機(jī)帶到空中投放飛行。
[0003]無人機(jī)至少包括機(jī)身、發(fā)動(dòng)機(jī)。其中，發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)置在無人機(jī)機(jī)身的內(nèi)部，以為無人機(jī)的旋翼旋轉(zhuǎn)提供動(dòng)力。
[0004]但是，請(qǐng)參閱圖2A-2B，現(xiàn)有技術(shù)中的發(fā)動(dòng)機(jī)，其缸體200頂部的散熱片200a，與缸體200的上表面200b相互垂直，而正是由于缸體200的上表面200b與散熱片200a相互垂直，使得需要在缸體200的上表面200b上開設(shè)安裝孔203時(shí)，必須切除部分散熱片200a，從而留出部分空間以設(shè)置安裝孔203ο而由于缸體200是完全依靠散熱片200a的表面積來實(shí)現(xiàn)散熱的，當(dāng)切除部分散熱片200a后，使得散熱片200a的整體散熱面積減少，散熱效率降低，當(dāng)缸體200溫度過高時(shí)，極易造成缸體200乃至發(fā)動(dòng)機(jī)的損壞。
【實(shí)用新型內(nèi)容】
[0005]本實(shí)用新型提供一種散熱型發(fā)動(dòng)機(jī)，解決了或部分解決了現(xiàn)有技術(shù)中當(dāng)需要開設(shè)安裝孔時(shí)，必須切除部分散熱片而造成的散熱片整體散熱面積減少，散熱效率降低的技術(shù)缺陷。
[0006]為解決上述技術(shù)問題，本實(shí)用新型提供了一種發(fā)動(dòng)機(jī)，所述發(fā)動(dòng)機(jī)包括:
[0007]上缸體，所述上缸體設(shè)置有第一散熱片；
[0008]下缸體，所述下缸體設(shè)置有第二散熱片，且所述下缸體與所述上缸體連接，以通過所述上缸體與所述下缸體的內(nèi)部空間形成一燃燒室；
[0009]其中，所述第一散熱片與所述第二散熱片相平行，使得所述燃燒室的熱量通過所述第一散熱片與所述第二散熱片散出。
[0010]可選的，
[0011]所述上缸體與所述下缸體之間的連接是可拆卸式連接，使得所述上缸體與所述下缸體之間可拆卸。
[0012]可選的，
[0013]所述上缸體的散熱片呈層狀結(jié)構(gòu)進(jìn)行分布，且位于所述上缸體的頂層散熱片上設(shè)置有至少一個(gè)安裝孔，以連接外界部件。
[0014]可選的，
[0015]所述可拆卸式連接是螺栓連接。
[0016]本實(shí)用新型所提供的散熱型發(fā)動(dòng)機(jī)，通過將上缸體上的第一散熱片設(shè)置成與下缸體的散熱片相平行，使得當(dāng)需要在上缸體的上表面上開設(shè)安裝孔時(shí)，并不需要切除部分第一散熱片，實(shí)現(xiàn)了在不減小上缸體散熱面積的情況下，合理地在上缸體的上表面上開設(shè)安裝孔，以滿足上缸體外接支撐件的需求，有效的防止了上缸體乃至發(fā)動(dòng)機(jī)因局部溫度過高而造成損壞的技術(shù)缺陷。
【附圖說明】
[0017]為了更清楚地說明本實(shí)用新型實(shí)施例或現(xiàn)有技術(shù)中的技術(shù)方案，下面將對(duì)實(shí)施例中所需要使用的附圖作簡(jiǎn)單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本實(shí)用新型的一些實(shí)施例，對(duì)于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動(dòng)的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。
[0018]圖1為本實(shí)用新型實(shí)施例提供的測(cè)量系統(tǒng)的整體結(jié)構(gòu)示意圖；
[0019]圖2A為現(xiàn)有技術(shù)中缸體的部分結(jié)構(gòu)俯視圖；
[0020]圖2B為現(xiàn)有技術(shù)中缸體的部分結(jié)構(gòu)側(cè)視圖；
[0021]圖3為本實(shí)用新型實(shí)施例提供的發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)主視圖；
[0022]圖4A為本實(shí)用新型實(shí)施例提供的上缸體的結(jié)構(gòu)俯視圖；以及
[0023]圖4B為本實(shí)用新型實(shí)施例提供的上缸體的結(jié)構(gòu)側(cè)視圖。
【具體實(shí)施方式】
[0024]下面將結(jié)合本實(shí)用新型實(shí)施例中的附圖，對(duì)本實(shí)用新型實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實(shí)施例僅僅是本實(shí)用新型一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例?；诒緦?shí)用新型中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本實(shí)用新型保護(hù)的范圍。
[0025]本實(shí)用新型實(shí)施例提供的一種測(cè)量系統(tǒng)，應(yīng)用于無人機(jī)領(lǐng)域，以測(cè)量無人機(jī)內(nèi)部所安裝的中小型發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)。
[0026]請(qǐng)參閱圖1，該系統(tǒng)可以包括:至少一個(gè)支撐座，測(cè)量?jī)x102，傳動(dòng)軸103，顯示終端104。
[0027]其中，測(cè)量?jī)x102用于測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)101的性能參數(shù)，所述性能參數(shù)至少可以包括以下參數(shù):發(fā)動(dòng)機(jī)101的扭矩參數(shù)、發(fā)動(dòng)機(jī)101的轉(zhuǎn)速參數(shù)。作為優(yōu)選，該測(cè)量?jī)x102可以是Dynamometer Systemts公司生產(chǎn)的Dynomite號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)。該型號(hào)下的發(fā)動(dòng)機(jī)具備測(cè)量精度高的特點(diǎn)。
[0028]同時(shí)，傳動(dòng)軸103的一端依次穿過測(cè)量?jī)x102、支撐座，并與發(fā)動(dòng)機(jī)101轉(zhuǎn)動(dòng)連接，該轉(zhuǎn)動(dòng)連接使得發(fā)動(dòng)機(jī)101的轉(zhuǎn)軸在進(jìn)行轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，能夠依次帶動(dòng)傳動(dòng)軸103及測(cè)量?jī)x102進(jìn)行轉(zhuǎn)動(dòng)；且測(cè)量?jī)x102在轉(zhuǎn)動(dòng)過程中實(shí)時(shí)測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)101的扭矩參數(shù)、轉(zhuǎn)速參數(shù)，最終通過與之相連接的顯示終端104將性能參數(shù)進(jìn)行實(shí)時(shí)顯示。
[0029]具體而言，現(xiàn)有技術(shù)中對(duì)于無人機(jī)(航空)領(lǐng)域內(nèi)的中小型活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)而言，沒有專門設(shè)計(jì)測(cè)量其性能參數(shù)的裝置，特別對(duì)于中小型活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)的扭矩、轉(zhuǎn)速等性能參數(shù)而言，實(shí)施獲知其真實(shí)數(shù)值信息，并根據(jù)所獲得各性能的數(shù)值信息對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行校正、檢修，以保證無人機(jī)在空中的安全飛行至關(guān)重要。
[0030]但是，本實(shí)用新型實(shí)施例所提供的測(cè)量系統(tǒng)，通過設(shè)置至少一個(gè)支撐座對(duì)傳動(dòng)軸103進(jìn)行支撐，且通過傳動(dòng)軸103將測(cè)量?jī)x102、發(fā)動(dòng)機(jī)101轉(zhuǎn)動(dòng)連接，使得通過發(fā)動(dòng)機(jī)101轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動(dòng)，帶動(dòng)傳動(dòng)軸103進(jìn)行轉(zhuǎn)動(dòng)，進(jìn)而通過傳動(dòng)軸103的轉(zhuǎn)動(dòng)帶動(dòng)測(cè)量?jī)x102內(nèi)部的測(cè)量部件進(jìn)行轉(zhuǎn)動(dòng)，據(jù)此來實(shí)時(shí)獲知發(fā)動(dòng)機(jī)101的扭矩參數(shù)、轉(zhuǎn)速參數(shù)，并通過顯示終端對(duì)其進(jìn)行顯示。解決了現(xiàn)有技術(shù)中對(duì)于無人機(jī)(航空)領(lǐng)域內(nèi)的中小型活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)而言，因沒有專門設(shè)計(jì)測(cè)量其性能參數(shù)的裝置而使得無人機(jī)在空中飛行作業(yè)過程中極易出現(xiàn)安全事故的缺陷。
[0031]需要說明的是，為防止發(fā)動(dòng)機(jī)101帶動(dòng)傳動(dòng)軸103轉(zhuǎn)動(dòng)過程中，傳動(dòng)軸103出現(xiàn)振動(dòng)而影響測(cè)量準(zhǔn)確度，本實(shí)用新型實(shí)施例還增設(shè)有減震器，使得傳動(dòng)軸103依次穿過測(cè)量?jī)x102、減震器、支撐座，并與發(fā)動(dòng)機(jī)101轉(zhuǎn)動(dòng)連接，實(shí)現(xiàn)通過減震器對(duì)傳動(dòng)軸103在轉(zhuǎn)動(dòng)過程中進(jìn)行減震。
[0032]作為優(yōu)選，本實(shí)用新型實(shí)施例中支撐座的數(shù)量是四個(gè)，具體包括:第一支撐座105a，第二支撐座105b，第三支撐座105c，第四支撐座105d。其中，第一支撐座105a與第四支撐座105d設(shè)置在傳動(dòng)軸103的兩端端部部位處，測(cè)量?jī)x102設(shè)置在第一支撐座105a與第二支撐座105b之間，第三支撐座105c設(shè)置在第二支撐座105b與第四支撐座105d之間。
[0033]以此，通過增設(shè)四個(gè)支撐座(第一支撐座105a，第二支撐座105b，第三支撐座105c，第四支撐座105d)來對(duì)傳動(dòng)軸103進(jìn)行支撐，且四個(gè)支撐座在傳動(dòng)軸103上合理分布，如設(shè)置測(cè)量?jī)x102分布兩個(gè)支撐座(第一支撐座105a與第二支撐座105b)，發(fā)動(dòng)機(jī)101與傳動(dòng)軸103連接部位處設(shè)置一個(gè)支撐座(第四支撐座105d)，實(shí)現(xiàn)整個(gè)散熱型發(fā)動(dòng)機(jī)承載重量均勻，避免傳動(dòng)軸103轉(zhuǎn)動(dòng)過程中因局部應(yīng)力集中而對(duì)器件本身造成損壞。
[0034]相同的，本實(shí)用新型實(shí)施例中減震器的數(shù)量也可以是兩個(gè)，具體包括:第一減震器106a，第二減震器106b。其中，第一減震器106a設(shè)置在第二支撐座105b與第三支撐座105c之間，第二減震器106b設(shè)置在第四支撐座105d與發(fā)動(dòng)機(jī)101之間。減