CN108715229B - 混合动力飞机动力装置集成安装系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种混合动力飞机动力装置集成安装系统，包括用于与增程器连接且用于对增程器提供支撑的增程器支撑装置、用于安装驱动电机且与增程器支撑装置连接的电机安装板和用于安装第一控制器的第一控制器安装板，第一控制器安装板与增程器支撑装置连接。本发明的混合动力飞机动力装置集成安装系统，可以使混合动力装置的增程器、驱动电机和控制器集成安装，可以提高混合动力装置整体结构的紧凑性，方便混合动力装置在混合动力飞机上的布置，结构稳定性好，拆装方便，便于维修操作。

Description

混合动力飞机动力装置集成安装系统

技术领域

本发明属于飞行器技术领域，具体的说，本发明涉及一种混合动力飞机动力装置集成安装系统。

背景技术

混合动力飞机作为一种新能源飞机，在降低环境污染的同时可以保持较高的续航能力，目前在通用飞机领域有着较好的发展前景。由于动力装置将传统的发动机改用一套混合动力装置代替，因此如何在有限的短舱空间内，实现将混动增程器、驱动电机及各大控制器简单方便的布局、安全安装，使其便于拆装、维护，成为混合动力飞机结构研制的一个重要技术。

发明内容

本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本发明提供一种混合动力飞机动力装置集成安装系统，目的是提高混合动力装置整体结构的紧凑性，方便布置。

为了实现上述目的，本发明采取的技术方案为：混合动力飞机动力装置集成安装系统，包括用于与增程器连接且用于对增程器提供支撑的增程器支撑装置、用于安装驱动电机且与增程器支撑装置连接的电机安装板和用于安装第一控制器的第一控制器安装板，第一控制器安装板与增程器支撑装置连接。

所述增程器支撑装置是与增程器的三个部位连接，增程器支撑装置包括与增程器的第一部位连接的第一辅助支撑部件、与增程器的第二部位连接的第二辅助支撑部件和与增程器的第三部位连接的主支撑部件，第一辅助支撑部件和第二辅助支撑部件与主支撑部件连接。

所述增程器支撑装置与增程器为可拆卸式连接。

所述主支撑部件包括第一主支架、第二主支架、第三主支架、第四主支架以及与第一主支架、第二主支架、第三主支架和第四主支架连接的主连接板，第一主支架、第二主支架、第三主支架和第四主支架与所述电机安装板连接。

所述第一主支架和所述第二主支架为相对布置，所述第三主支架和所述第四主支架为相对布置，第三主支架位于第一主支架的下方，第四主支架位于第二主支架的下方。

所述第一主支架包括与所述电机安装板连接的第一上支杆和与第一上支杆连接且朝向第一上支杆外侧伸出的第一下支杆，所述第二主支架包括与所述电机安装板连接的第二上支杆和与第二上支杆连接且朝向第二上支杆外侧伸出的第二下支杆，所述主连接板位于第一下支杆和第二下支杆之间且与第一下支杆和第二下支杆连接。

所述第三主支架包括与所述电机安装板连接的第三上支杆和与第三上支杆连接且朝向第三上支杆外侧伸出的第三下支杆，所述第四主支架包括与电机安装板连接的第四上支杆和与第四上支杆连接且朝向第四上支杆外侧伸出的第四下支杆，所述主连接板位于第三下支杆和第四下支杆之间且与第三下支杆和第四下支杆连接，第三下支杆位于所述第一下支杆的下方，第四下支杆位于所述第二下支杆的下方。

所述第一辅助支撑部件包括与所述第四主支架连接的支架安装板、与支架安装板连接的斜撑支架、与斜撑支架连接的第一连接板和用于与增程器的第一部位连接的第一转接板以及夹在第一连接板和第一转接板之间的减震垫，第一连接板位于所述第三主支架和所述第四主支架之间。

所述支架安装板通过卡箍与所述第四主支架连接，卡箍套设于第四主支架上且卡箍通过紧固件与支架安装板连接。

所述第一辅助支撑部件还包括与所述第一连接板和所述第二主支架连接的第一辅助支架，第一辅助支架位于所述斜撑支架的上方。

本发明的混合动力飞机动力装置集成安装系统，可以使混合动力装置的增程器、驱动电机和控制器集成安装，可以提高混合动力装置整体结构的紧凑性，方便混合动力装置在混合动力飞机上的布置，拆装方便，便于维修操作；而且本发明的混合动力飞机动力装置集成安装系统的结构稳定性好，整体性强，载荷传递路线清晰明确，可保证混合动力装置的安全可靠安装。

附图说明

本说明书包括以下附图，所示内容分别是：

图1是本发明混合动力飞机动力装置集成安装系统的结构示意图；

图2是本发明混合动力飞机动力装置集成安装系统与混合动力装置的装配示意图；

图3是图1中A向视图；

图4是图1中B向视图；

图5是本发明混合动力飞机动力装置集成安装系统的后部结构示意图；

图6是本发明混合动力飞机动力装置集成安装系统与混合动力装置装配后的轴测图；

图7是减震垫与转接板和连接板连接处的剖视图；

图中标记为：1、电机安装板；2、第一主支架；201、第一上支杆；202、第一下支杆；3、第二主支架；301、第二上支杆；302、第二下支杆；4、第三主支架；401、第三上支杆；402、第三下支杆；5、第四主支架；501、第四上支杆；502、第四下支杆；6、主连接板；7、第一辅助支撑部件；701、支架安装板；702、斜撑支架；703、第一连接板；704、第一辅助支架；705、卡箍；706、第一转接板；8、第二辅助支撑部件；801、第二连接板；802、第二转接板；803、第二辅助支架；804、第三辅助支架；805、第三连接板；806、第三转接板；9、第一控制器安装板；10、第二控制器安装板；11、增程器；12、驱动电机；13、第一控制器；14、第二控制器；15、减震垫；16、主转接板；17、第一后部支杆；18、第二后部支杆；19、第三后部支杆；20、第四后部支杆；21、第五后部支杆；22、中心连接杆。

具体实施方式

下面对照附图，通过对实施例的描述，对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明，目的是帮助本领域的技术人员对本发明的构思、技术方案有更完整、准确和深入的理解，并有助于其实施。

如图1至图7所示，本发明提供了一种混合动力飞机动力装置集成安装系统，包括用于与增程器连接且用于对增程器提供支撑的增程器支撑装置、用于安装驱动电机且与增程器支撑装置连接的电机安装板1和用于安装第一控制器的第一控制器安装板9，第一控制器安装板9与增程器支撑装置连接。

具体地说，混合动力飞机的混合动力装置主要是由增程器、驱动电机、第一控制器和第二控制器组成，增程器是由发动机和发电机组成，发动机与发电机连接且带动发电机进行发电，发动机和发电机连接成一体结构，动力电池用于储存电能且动力电池为驱动电机提供电能，驱动电机是用于为螺旋桨提供驱动力，驱动螺旋桨进行旋转，以产生拉力，为飞机提供前进的动能。本发明的混合动力飞机动力装置集成安装系统是用于对混合动力装置的增程器、驱动电机和第一控制器提供安装位置，以使混合动力装置的增程器、驱动电机和第一控制器集成一体，形成集成式安装，可以提高混合动力装置整体结构的紧凑性，进而方便混合动力装置在混合动力飞机上的空间有限的短舱中进行布置，结构稳定性好，拆装方便，混合动力装置的各个部件可独立拆装，操作简单，便于整个混合动力发动机舱的日常维护及故障维修。

如图1至图6所示，电机安装板1和第一控制器安装板9与增程器支撑装置连接，电机安装板1和第一控制器安装板9安装在增程器支撑装置上，增程器安装在增程器支撑装置上，第一控制器安装在第一控制器安装板9上，驱动电机安装在电机安装板1上。增程器支撑装置是与增程器的三个部位连接，增程器支撑装置包括与增程器的第一部位连接的第一辅助支撑部件7、与增程器的第二部位连接的第二辅助支撑部件8和与增程器的第三部位连接的主支撑部件，第一辅助支撑部件7和第二辅助支撑部件8与主支撑部件连接。增程器支撑装置与增程器为可拆卸式连接，方便拆装，而且增程器支撑装置与增程器的三个部件进行连接，确保了连接的可靠性以及对增程器支撑的稳定性。增程器支撑装置是与混合动力飞机的机体结构连接，而且增程器支撑装置与混合动力飞机的机体结构之间为可拆卸式连接，方便拆装。电机安装板1与增程器支撑装置的一端固定连接，第一控制器安装板9与增程器支撑装置的另一端固定连接，电机安装板1与第一控制器安装板9为相对布置，电机安装板1位于增程器支撑装置的前端，第一控制器安装板9位于增程器支撑装置的后端，增程器位于驱动电机和第一控制器之间。作为优选的，驱动电机与电机安装板1为可拆卸式连接，第一控制器与第一控制器安装板9也为可拆卸式连接，方便拆装，这样使得混合动力装置的各个部件可独立拆装，便于维护。

如图1至图6所示，主支撑部件与增程器的第三部位为可拆卸式连接，主支撑部件起到承载作用，为主要的承载部件，电机安装板1、第一辅助支撑部件7和第二辅助支撑部件8与主支撑部件固定连接，形成一体结构。主支撑部件包括第一主支架2、第二主支架3、第三主支架4、第四主支架5以及与第一主支架2、第二主支架3、第三主支架4和第四主支架5连接的主连接板6，第一主支架2、第二主支架3、第三主支架4和第四主支架5与电机安装板1连接，第一辅助支撑部件7与第二主支架3和第四主支架5连接，第一辅助支撑部件7安装在第二主支架3和第四主支架5上，第一主支架2、第二主支架3、第三主支架4和第四主支架5为主要的承力及传力构件。第一主支架2和第二主支架3为相对布置，第三主支架4和第四主支架5为相对布置，第三主支架4位于第一主支架2的下方，第四主支架5位于第二主支架3的下方。第一主支架2与电机安装板1的第一部位固定连接，第二主支架3与电机安装板1的第二部位固定连接，第三主支架4与电机安装板1的第三部件固定连接，第四主支架5与电机安装板1的第四部件固定连接，电机安装板1的第一部位、第二部位、第三部位和第四部位呈矩形分布，电机安装板1的第一部位和第二部位处于与第一方向相平行的同一直线上，电机安装板1的第三部位和第四部位也处于与第一方向相平行的同一直线上，电机安装板1的第一部位和第三部位处于与第二方向相平行的同一直线上，电机安装板1的第二部位和第四部位也处于与第二方向相平行的同一直线上，第一方向和第二方向相垂直且第一方向和第二方向与驱动电机的输出轴的轴线均为相垂直，电机安装板1的第一部位、第二部位、第三部位和第四部位分布在驱动电机的输出轴的轴线的外侧四周，这样设置，结构稳定性更好，支撑可靠性高。第一主支架2、第二主支架3、第三主支架4和第四主支架5均为薄壁弯管成型，有效降低应力集中，主支撑部件结构强度高，可靠性好。

如图1至图6所示，第一主支架2包括与电机安装板1连接的第一上支杆201和与第一上支杆201连接且朝向第一上支杆201外侧伸出的第一下支杆202，第二主支架3包括与电机安装板1连接的第二上支杆301和与第二上支杆301连接且朝向第二上支杆301外侧伸出的第二下支杆302，主连接板6位于第一下支杆202和第二下支杆302之间且与第一下支杆202和第二下支杆302连接。主连接板6的长度方向与第二方向相平行，主连接板6的厚度方向与第一方向相平行，主连接板6位于电机安装板1和第二辅助支撑部件8之间。第一上支杆201和第一下支杆202均具有一定的长度，第一上支杆201的一端与电机安装板1的第一部位连接，第一上支杆201的另一端与混合动力飞机的机体连接，第一下支杆202的一端与第一上支杆201固定连接且第一下支杆202是在第一上支杆201的两端之间的部位处与第一上支杆201固定连接，第一下支杆202的另一端与主连接板6的上端固定连接。第二上支杆301和第二下支杆302均具有一定的长度，第二上支杆301的一端与电机安装板1的第二部位连接，第二上支杆301的另一端与混合动力飞机的机体连接，第二下支杆302的一端与第二上支杆301固定连接且第二下支杆302是在第二上支杆301的两端之间的部位处与第二上支杆301固定连接，第二下支杆302的另一端与主连接板6的上端连接，第一下支杆202和第二下支杆302分别位于主连接板6的一侧，主连接板6的位置靠近第一上支杆201，第一下支杆202的长度小于第二下支杆302的长度，便于与增程器的第三部位相适应。第一下支杆202和第二下支杆302为圆弧形杆状构件，第一下支杆202与第一上支杆201的连接点和第二下支杆302与第二上支杆301的连接点处于与第一方向相平行的同一直线上，第一上支杆201的长度方向与第一方向之间具有夹角且该夹角小于90度，第二上支杆301的长度方向与第一方向之间具有夹角且该夹角小于90度，第一上支杆201和第二上支杆301呈V形布置，第一上支杆201与电机安装板1相连接的端部和第二上支杆301与电机安装板1相连接的端部之间的垂直距离小于第一上支杆201与混合动力飞机的机体相连接的端部和第二上支杆301与混合动力飞机的机体相连接的端部之间的垂直距离。

作为优选的，第一上支杆201、第一下支杆202、第二上支杆301、第二下支杆302和主连接板6的材质为合金钢，第一上支杆201与第一下支杆202为焊接连接，第二上支杆301与第二下支杆302为焊接连接，第一下支杆202和第二下支杆302与主连接板6为焊接连接，整体结构强度高，支撑稳定性好。

如图1至图6所示，第三主支架4包括与电机安装板1连接的第三上支杆401和与第三上支杆401连接且朝向第三上支杆401外侧伸出的第三下支杆402，第四主支架5包括与电机安装板1连接的第四上支杆501和与第四上支杆501连接且朝向第四上支杆501外侧伸出的第四下支杆502，主连接板6位于第三下支杆402和第四下支杆502之间且与第三下支杆402和第四下支杆502连接，第三下支杆402位于第一下支杆202的下方，第四下支杆502位于第二下支杆302的下方，第三上支杆401也位于第一上支杆201和第一下支杆202的下方，第四上支杆501也位于第二上支杆301和第二下支杆302的下方。主连接板6位于第三上支杆401和第四上支杆501之间，第三上支杆401和第三下支杆402均具有一定的长度，第三上支杆401的一端与电机安装板1的第三部位连接，第三上支杆401的另一端与混合动力飞机的机体连接，第三下支杆402的一端与第三上支杆401固定连接且第三下支杆402是在第三上支杆401的两端之间的部位处与第三上支杆401固定连接，第三下支杆402的另一端与主连接板6的下端固定连接。第四上支杆501和第四下支杆502均具有一定的长度，第四上支杆501的一端与电机安装板1的第四部位连接，第四上支杆501的另一端与混合动力飞机的机体连接，第四下支杆502的一端与第四上支杆501固定连接且第四下支杆502是在第四上支杆501的两端之间的部位处与第四上支杆501固定连接，第四下支杆502的另一端与主连接板6的上端固定连接，第三下支杆402和第四下支杆502分别位于主连接板6的一侧，主连接板6的位置靠近第三上支杆401，第三下支杆402的长度小于第四下支杆502的长度，便于与增程器的第三部位相适应。第三下支杆402和第四下支杆502为圆弧形杆状结构，第三下支杆402与第三上支杆401的连接点和第四下支杆502与第四上支杆501的连接点处于与第一方向相平行的同一直线上，第三上支杆401的长度方向与第三方向之间具有夹角且该夹角小于90度，第四上支杆501的长度方向与第三方向之间具有夹角且该夹角小于90度，第三上支杆401和第四上支杆501呈V形布置，第三上支杆401与电机安装板1相连接的端部和第四上支杆501与电机安装板1相连接的端部之间的垂直距离小于第三上支杆401与混合动力飞机的机体相连接的端部和第四上支杆501与混合动力飞机的机体相连接的端部之间的垂直距离，而且第一上支杆201与混合动力飞机的机体相连接的端部和第二上支杆301与混合动力飞机的机体相连接的端部之间的垂直距离大于第三上支杆401与混合动力飞机的机体相连接的端部和第四上支杆501与混合动力飞机的机体相连接的端部之间的垂直距离，第一上支杆201与混合动力飞机的机体相连接的端部和第二上支杆301与混合动力飞机的机体相连接的端部处于同一高度，第三上支杆401与混合动力飞机的机体相连接的端部和第四上支杆501与混合动力飞机的机体相连接的端部也处于同一高度，第三上支杆401与混合动力飞机的机体相连接的端部的高度小于第一上支杆201与混合动力飞机的机体相连接的端部的高度，电机安装板1的第一部位的高度大于电机安装板1的第三部位的高度，电机安装板1的第三部位的高度大于第一上支杆201与混合动力飞机的机体相连接的端部的高度，第一上支杆201、第二上支杆301、第三上支杆401和第四上支杆501均为倾斜延伸设置。

作为优选的，第三上支杆401、第三下支杆402、第四上支杆501和第四下支杆502的材质为合金钢，第三上支杆401与第三下支杆402为焊接连接，第四上支杆501与第四下支杆502为焊接连接，第三下支杆402和第四下支杆502与主连接板6为焊接连接，整体结构强度高，支撑稳定性好。

主要由上述结构的第一主支架2、第二主支架3、第三主支架4和第四主支架5组成的主支撑部件为框架式结构，内部空间大，便于进行增程器的拆装和维护，结构强度高，使用寿命长，加工方便。

如图1至图6所示，主支撑部件还包括用于与增程器的第三部位连接的主转接板16和设置于主连接板6上的减震垫，主转接板16位于主连接板6的一侧且主转接板16与主连接板6相平行，减震垫具有弹性性能，减震垫可产生一定的弹性变形量，以起到减震作用，减震垫与主转接板16固定连接且减震垫夹在主连接板6和主转接板16之间，进而可以起到减振效果，衰减增程器引起的振动，实现了与增程器的柔性连接，提高可靠性。减震垫具有多种形式，如采用橡胶材质制成的橡胶块。

作为优选的，如图7所示，减震垫是通过螺栓与主转接板16固定连接，主连接板6具有让减震垫塞入的安装孔，减震垫与主连接板6固定连接。主转接板16是通过螺栓与增程器进行连接，以方便拆装，主转接板16具有让螺栓穿过的通孔。

如图1至图7所示，第一辅助支撑部件7包括与第四主支架5连接的支架安装板701、与支架安装板701连接的斜撑支架702和与斜撑支架702连接的第一连接板703，第一连接板703位于第三主支架4和第四主支架5之间。支架安装板701安装在第四上支杆501上，斜撑支架702的一端与支架安装板701固定连接，斜撑支架702的另一端与支架安装板701固定连接，支架安装板701和斜撑支架702位于增程器的下方，第一连接板703的高度大于第四上支杆501与混合动力飞机的机体相连接的端部的高度。第一辅助支撑部件7还包括用于与增程器的第一部位连接的第一转接板706和设置于第一连接板703上的减震垫，第一转接板706位于第一连接板703的一侧且第一转接板706与第一连接板703相平行，第一连接板703与主连接板6相平行。减震垫具有弹性性能，减震垫可产生一定的弹性变形量，以起到减震作用，减震垫与第一转接板706固定连接且减震垫夹在第一连接板703和第一转接板706之间，进而可以起到减振效果，衰减增程器引起的振动，实现了与增程器的柔性连接，提高可靠性。减震垫具有多种形式，如采用橡胶材质制成的橡胶块。

作为优选的，如图7所示，减震垫是通过螺栓与第一转接板706固定连接，第一连接板703具有让减震垫塞入的安装孔，减震垫与第一连接板703固定连接。第一转接板706是通过螺栓与增程器进行连接，以方便拆装，第一转接板706具有让螺栓穿过的通孔。

如图1至图6所示，第一辅助支撑部件7还包括与第一连接板703和第二主支架3连接的第一辅助支架704，第一辅助支架704位于斜撑支架702的上方。第一辅助支架704的设置，提高了第一辅助支撑部件7与主支撑部件的连接强度，提高了对增程器支撑的稳定性和可靠性。第一辅助支架704的一端与第一连接板703连接且两者之间为可拆卸式连接，第一辅助支架704的另一端与第二上支杆301的端部固定连接且第二上支杆301的该端部是第二上支杆301的与混合动力飞机的机体相连接的一端，第一辅助支架704的长度大于斜撑支架702的长度。第一辅助支架704和斜撑支架702为具有一定长度的杆状构件，第一辅助支架704、斜撑支架702、第一连接板703和第一转接板706的材质为合金钢，第一辅助支架704与第二上支杆301为焊接连接，斜撑支架702与第一连接板703和第一转接板706为焊接连接。第一辅助支撑部件7整体结构强度高，支撑稳定性好。

如图1至图6所示，支架安装板701通过卡箍705与第四主支架5连接，卡箍705套设于第四主支架5上且卡箍705通过紧固件与支架安装板701连接。作为优选的，卡箍705设置多个且所有卡箍705为沿第四上支杆501的长度方向依次布置，卡箍705为C型结构，卡箍705套在第四上支杆501上，支架安装板701位于第四上支杆501的一侧，卡箍705是通过两个由螺栓和螺母构成的紧固件与支架安装板701连接，卡箍705的两端和支架安装板701上设有让螺栓穿过的通孔，卡箍705与支架安装板701相配合夹紧第四上支杆501，实现与第四上支杆501的固定连接。

在本实施例中，如图3和图6所示，卡箍705设置两个。卡箍705与支架安装板701之间形成可拆卸式连接，进而使得第一辅助支撑部件7与第四主支架5之间形成可拆卸式连接。这样在与增程器进行装配时，第一辅助支撑部件7在第四主支架5上的位置可调节，从而补偿装配公差，以方便装配，有助于提高装配效率。

如图1至图7所示，第二辅助支撑部件8包括与主支撑部件连接的第二辅助支架803、与第二辅助支架803连接的第二连接板801、用于与增程器的第二部位连接的第二转接板802和设置于第二连接板801上的减震垫，第二转接板802位于第二连接板801的一侧且第二转接板802与第二连接板801相平行，第二连接板801与主连接板6相平行，主连接板6位于电机安装板1和第二连接板801之间。第二辅助支架803的一端与主支撑部件固定连接，第二辅助支架803的另一端与第二连接板801固定连接，第二辅助支撑部件的高度大于第一连接板703的高度，第二辅助支架803与主支撑部件的连接点位于第二连接板801的下方。设置于第二连接板801上的减震垫具有弹性性能，减震垫可产生一定的弹性变形量，以起到减震作用，减震垫与第二转接板802固定连接且减震垫夹在第二连接板801和第二转接板802之间，进而可以起到减振效果，衰减增程器引起的振动，实现了与增程器的柔性连接，提高可靠性。减震垫具有多种形式，如采用橡胶材质制成的橡胶块。

作为优选的，如图7所示，减震垫是通过螺栓与第二转接板802固定连接，第二连接板801具有让减震垫塞入的安装孔，减震垫与第二连接板801固定连接。第二转接板802是通过螺栓与增程器进行连接，以方便拆装，第二转接板802具有让螺栓穿过的通孔。

如图1至图7所示，第二辅助支撑部件8还包括与第二连接板801连接的第三辅助支架804，第三辅助支架804位于第二辅助支架803的上方。第三辅助支架804的设置，提高了第二辅助支撑部件8的结构强度，提高了对增程器支撑的稳定性和可靠性。第三辅助支架804的一端与第二连接板801固定连接，第三辅助支架804的另一端与第一控制器安装板9固定连接，第三辅助支架804的长度大于第二辅助支架803的长度，第三辅助支架804朝向第二辅助支架803的后方倾斜延伸，第三辅助支架804和第二辅助支架803的长度方向与第一方向相垂直，第三辅助支架804的长度方向和第二辅助支架803的长度方向之间具有夹角且该夹角为锐角。第二辅助支架803和第三辅助支架804为具有一定长度的杆状构件，第二辅助支架803、第三辅助支架804、第二连接板801和第二转接板802的材质为合金钢，第二辅助支架803的上端和第三辅助支架804的上端与第二连接板801为焊接连接，第二辅助支架803的下端与主支撑部件为焊接连接。第二辅助支撑部件8整体结构强度高，对增程器的支撑稳定性好。

如图1至图7所示，第二辅助支撑部件8还包括与主支撑部件连接的第三连接板805、用于与增程器的第二部位连接的第三转接板806和设置于第三连接板805上的减震垫，第三转接板806位于第三连接板805的一侧且第三转接板806与第三连接板805相平行，第三连接板805与主连接板6相平行，第三连接板805位于第二连接板801的下方且第三连接板805和第二连接板801处于与第二方向相平行的同一直线上，第三转接板806和第二转接板802也处于与第二方向相平行的同一直线上。第三连接板805的一端与主支撑部件固定连接，减震垫设置于第三连接板805的另一端，第三连接板805位于第二辅助支架803的下方。设置于第三连接板805上的减震垫具有弹性性能，减震垫可产生一定的弹性变形量，以起到减震作用，减震垫与第三转接板806固定连接且减震垫夹在第三连接板805和第三转接板806之间，进而可以起到减振效果，衰减增程器引起的振动，实现了与增程器的柔性连接，提高了可靠性。减震垫具有多种形式，如采用橡胶材质制成的橡胶块。

作为优选的，如图7所示，减震垫是通过螺栓与第三转接板806固定连接，第三连接板805具有让减震垫塞入的安装孔，减震垫与第三连接板805固定连接。第三转接板806是通过螺栓与增程器进行连接，以方便拆装，第三转接板806具有让螺栓穿过的通孔。第三连接板805的材质为合金钢，第三连接板805与主支撑部件为焊接连接。

如图1至图6所示，主支撑部件还包括后端加强结构，后端加强结构与第二辅助支撑部件8、第一控制器安装板9、第一主支架2、第三主支架4和第四主支架5连接，后端加强结构与电机安装板1为相对布置，主连接板6位于后端加强结构和电机安装板1之间，后端加强结构位于增程器的后侧，主连接板6位于增程器的前侧，第一上支杆201、第三上支杆401和第四上支杆501的一端与电机安装板1固定连接，第一上支杆201、第三上支杆401和第四上支杆501的另一端与后端加强结构固定连接。后端加强结构用于与混合动力飞机的机体进行连接且后端加强结构与混合动力飞机的机体之间为可拆卸式连接，后端加强结构的设置，进一步提高了主支撑部件的整体结构强度以及与混合动力飞机机体的连接可靠性。作为优选的，后端加强结构包括中心连接杆22、第一后部支杆17、第二后部支杆18、第三后部支杆19、第四后部支杆20和第五后部支杆21，第一后部支杆17的一端与第一上支杆201的端部固定连接且第一上支杆201的该端部是第一上支杆201的与混合动力飞机的机体相连接的一端，第一后部支杆17的另一端与一个第一控制器安装板9固定连接，该第一控制器安装板9并通过螺栓与混合动力飞机的机体进行连接，第一后部支杆17用于对一个第一控制器安装板9提供支撑作用，第一后部支杆17朝向第一上支杆201的上方延伸，第一后部支杆17的长度方向与第二方向相平行。第二后部支杆18的一端与第一上支杆201的端部固定连接且第一上支杆201的该端部是第一上支杆201的与混合动力飞机的机体相连接的一端，第二后部支杆18的另一端与中心连接杆22固定连接，第二后部支杆18的长度方向与第一方相平行，第二后部支杆18位于第三辅助支架804的下方。第五后部支杆21的一端与中心连接杆22固定连接，第五后部支杆21的另一端与另一个第一控制器安装板9固定连接，第三辅助支架804也与该第一控制器安装板9固定连接，第五后部支杆21和第三辅助支架804相配合用于对一个第一控制器安装板9提供支撑作用，第五后部支杆21位于第三辅助支架804的下方，第五后部支杆21的长度小于第二辅助支架803的长度，第五后部支杆21朝向中心连接杆22的上方延伸，第二辅助支架803也朝向中心连接杆22的上方延伸，第二辅助支架803的下端与中心连接杆22固定连接，第二辅助支架803的长度方向与第五后部支杆21的长度方向之间具有夹角且该夹角为锐角。第三后部支杆19的一端与第三上支杆401的端部固定连接且第三上支杆401的该端部是第三上支杆401的与混合动力飞机的机体相连接的一端，第三后部支杆19的另一端与中心连接杆22固定连接，第三后部支杆19位于第二后部支杆18的下方，第二后部支杆18的长度方向与第三后部支杆19的长度方向之间具有夹角且该夹角为锐角，第三后部支杆19的长度方向与中心连接杆22的长度方向相垂直。

第四后部支杆20的一端与第四上支杆501的端部固定连接且第四上支杆501的该端部是第四上支杆501的与混合动力飞机的机体相连接的一端，第四后部支杆20的另一端与中心连接杆22固定连接，第四后部支杆20的长度方向与第三后部支杆19的长度方向之间具有夹角且该夹角为钝角，第四后部支杆20的长度方向与中心连接杆22的长度方向相垂直，中心连接杆22与第一上支杆201的与混合动力飞机的机体相连接的端部处于同一高度，第三后部支杆19和第四后部支杆20朝向中心连接杆22的下方倾斜延伸。

中心连接杆22、第一后部支杆17、第二后部支杆18、第三后部支杆19、第四后部支杆20和第五后部支杆21为具有一定长度的杆状构件，中心连接杆22、第一后部支杆17、第二后部支杆18、第三后部支杆19、第四后部支杆20和第五后部支杆21的材质为合金钢，中心连接杆22与第二辅助支架803、第二后部支杆18、第三后部支杆19、第四后部支杆20和第五后部支杆21为焊接连接，第一后部支杆17和第二后部支杆18与第一上支杆201为焊接连接，第三后部支杆19与第三上支杆401为焊接连接，第四后部支杆20与第四上支杆501为焊接连接。

作为优选的，主支撑部件是通过螺栓与混合动力飞机的机体进行连接，也即第一上支杆201、第二上支杆301、第三上支杆401、第四上支杆501和中心连接杆22通过螺栓与混合动力飞机的机体形成可拆卸式连接，这种连接方式拆装方便，相应的，第一上支杆201、第二上支杆301、第三上支杆401、第四上支杆501和中心连接杆22具有让螺栓穿过的通孔。

作为优选的，第二主支架3与主连接板6、混合动力飞机的机体和电机安装板1之间为可拆卸式连接，第二主支架3可单独拆卸下来，第二下支杆302的端部是通过螺栓与主连接板6进行连接，第二上支杆301的端部是通过螺栓与电机安装板1连接，第二下支杆302与主连接板6之间形成可拆卸式连接，第二上支杆301与电机安装板1之间形成可拆卸式，第二下支杆302的端部具有让螺栓穿过的通孔。第一辅助支架704的端部是通过螺栓与第一连接板703进行连接，第一辅助支架704具有让螺栓穿过的通孔，第一辅助支架704与第一连接板703之间形成可拆卸式连接，第一辅助支撑部件7与第四主支架5之间也形成可拆卸式连接。这种连接方式拆装方便，在将第二主支架3和第一辅助支撑部件7拆卸后，主支撑部件的一侧呈敞开状态，操作空间大，便于进行增程器的安装和拆卸。

如图1至图6所示，第一控制器安装板9设置相平行的两个，第一控制器安装板9的长度方向与中心连接杆22的长度方向相平行，两个第一控制器安装板9相配合，对第一控制器提供支撑作用，第一控制器通过螺栓安装在两个第一控制器安装板9上，采用螺栓的连接方式，方便第一控制器的拆装。

如图1、图2和图6所示，第二控制器是通过螺栓安装在第二控制器安装板10上，第二控制器安装板10是直接安装在混合动力飞机的机体上，采用螺栓的连接方式，方便第二控制器的拆装。第二控制器安装板10的长度方向与第一控制器安装板9的长度方向相平行，第二控制器安装板10和第一控制器安装板9处于与第一方向相平行的同一直线上，第二控制器安装板10和第一控制器安装板9处于同一高度，第二控制器安装板10设置多个，所有第二控制器安装板10相配合，对第二控制器提供支撑作用。

采用上述结构的混合动力飞机动力装置集成安装系统进行混合动力装置装配的过程，包括如下的步骤：

S1、将增程器支撑装置安装在混合动力飞机的机体上，将增程器安装在增程器支撑装置上；

S2、将电机安装板1安装在增程器支撑装置上，将驱动电机安装在电机安装板1上；

S3、将第一控制器安装板9安装在混合动力飞机的机体上，将第一控制器安装在第一控制器安装板9上；

S4、将第二控制器安装板10安装在混合动力飞机的机体上，将第二控制器安装在第二控制器安装板10上。

在上述步骤S1中，首先通过螺栓将主支撑部件的主转接板16与增程器的第三部位进行连接，然后通过螺栓将第二转接板802和第三连接板805与增程器的第二部位进行连接，然后通过螺栓将第一连接板703与增程器的第一部位进行连接，然后将第一辅助支撑部件7的支架安装板701通过卡箍705和螺栓与第四主支架5进行连接，然后通过螺栓将第二主支架3与电机安装板1进行连接，通过螺栓将第一辅助支架704与第一连接板703进行连接，完成增程器的安装。

在上述步骤S1中，在进行增程器的安装之前，第一辅助支架704与第一连接板703处于分离状态，第一辅助支撑部件7与第四主支架5也处于分离状态，第一辅助支架704与第二主支架3为一体结构，主支撑部件的一侧呈敞开状态，这样便于将增程器放入主支撑部件的内部。

在上述步骤S2中，通过螺栓将第一主支架2、第一主支架3、第三主支架4和第四主支架5与电机安装板1进行连接，然后通过螺栓将驱动电机安装在电机安装板1上，完成驱动电机的安装。

在上述步骤S3中，通过螺栓将第一控制器安装板9与混合动力飞机的机体进行连接，然后通过螺栓将第一控制器安装在第一控制器安装板9上，完成第一控制器的安装。

在上述步骤S4中，通过螺栓将第二控制器安装板10与混合动力飞机的机体进行连接，然后通过螺栓将第二控制器安装在第二控制器安装板10上，完成第二控制器的安装。

以上结合附图对本发明进行了示例性描述。显然，本发明具体实现并不受上述方式的限制。只要是采用了本发明的方法构思和技术方案进行的各种非实质性的改进；或未经改进，将本发明的上述构思和技术方案直接应用于其它场合的，均在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.混合动力飞机动力装置集成安装系统，其特征在于：包括用于与增程器连接且用于对增程器提供支撑的增程器支撑装置、用于安装驱动电机且与增程器支撑装置连接的电机安装板和用于安装第一控制器的第一控制器安装板，第一控制器安装板与增程器支撑装置连接；

驱动电机是用于为螺旋桨提供驱动力，驱动螺旋桨进行旋转，以产生拉力，为飞机提供前进的动能；

所述增程器支撑装置是与增程器的三个部位进行连接，增程器支撑装置包括与增程器的第一部位连接的第一辅助支撑部件、与增程器的第二部位连接的第二辅助支撑部件和与增程器的第三部位连接的主支撑部件，第一辅助支撑部件和第二辅助支撑部件与主支撑部件连接；

所述主支撑部件包括第一主支架、第二主支架、第三主支架、第四主支架以及与第一主支架、第二主支架、第三主支架和第四主支架连接的主连接板，第一主支架、第二主支架、第三主支架和第四主支架与所述电机安装板进行连接；

所述第一主支架包括需与所述电机安装板进行连接的第一上支杆和与第一上支杆连接且朝向第一上支杆外侧伸出的第一下支杆，所述第二主支架包括与所述电机安装板连接的第二上支杆和与第二上支杆连接且朝向第二上支杆外侧伸出的第二下支杆，所述主连接板位于第一下支杆和第二下支杆之间且与第一下支杆和第二下支杆连接。

2.根据权利要求1所述的混合动力飞机动力装置集成安装系统，其特征在于：所述增程器支撑装置与增程器的三个部位之间为可拆卸式连接。

3.根据权利要求1所述的混合动力飞机动力装置集成安装系统，其特征在于：所述第一主支架和所述第二主支架为相对布置，所述第三主支架和所述第四主支架为相对布置，第三主支架位于第一主支架的下方，第四主支架位于第二主支架的下方。

4.根据权利要求3所述的混合动力飞机动力装置集成安装系统，其特征在于：所述第三主支架包括需与所述电机安装板进行连接的第三上支杆和与第三上支杆连接且朝向第三上支杆外侧伸出的第三下支杆，所述第四主支架包括需与电机安装板进行连接的第四上支杆和与第四上支杆连接且朝向第四上支杆外侧伸出的第四下支杆，所述主连接板位于第三下支杆和第四下支杆之间且与第三下支杆和第四下支杆连接，第三下支杆位于所述第一下支杆的下方，第四下支杆位于所述第二下支杆的下方。

5.根据权利要求1至4任一所述的混合动力飞机动力装置集成安装系统，其特征在于：所述第一辅助支撑部件包括与所述第四主支架连接的支架安装板、与支架安装板连接的斜撑支架、与斜撑支架连接的第一连接板和用于与增程器的第一部位连接的第一转接板以及夹在第一连接板和第一转接板之间的减震垫，第一连接板位于所述第三主支架和所述第四主支架之间。

6.根据权利要求5所述的混合动力飞机动力装置集成安装系统，其特征在于：所述支架安装板通过卡箍与所述第四主支架进行连接，卡箍套设于第四主支架上且卡箍通过紧固件与支架安装板进行连接。

7.根据权利要求5所述的混合动力飞机动力装置集成安装系统，其特征在于：所述第一辅助支撑部件还包括与所述第一连接板和所述第二主支架连接的第一辅助支架，第一辅助支架位于所述斜撑支架的上方，通过螺栓将第一辅助支架与第一连接板进行连接。