CN113612349B - 一种航空发动机直驱式内转子起动发电机系统 - Google Patents

Abstract

一种航空发动机直驱式内转子起动发电机系统，应用于无人机油电混合动力领域，通过定子支架将起动发电机外定子组件安装固定到航空发动机上，使得起动发电机系统结构紧凑，轴向长度短，集成度高，功重比高；通过定子支架的支撑保证了起动发电机定子与发动机的同轴，起动发电机内转子组件直接安装在航空发动机轴上，使得起动发电机系统在近发动机侧不需要轴承支撑，在远发动机侧用一单轴承支撑，减小了轴承发热，提高了轴承可靠性；在起动发电机内转子组件转轴远离航空发动机端还设有一旋转变压器，可以精确检测转子位置，从而使起动发电机系统可采用可控整流的方式输出大功率直流电，发电效率高。

Description

一种航空发动机直驱式内转子起动发电机系统

技术领域

本发明属于中小型无人机起动发电机技术领域，具体涉及一种无人机用中小型航空发动机输出轴串联布置的单轴承支撑直驱式内转子起动发电机系统，尤其涉及一种全电推进的中小型无人机用活塞式航空发动机直驱式内转子起动发电机系统。

背景技术

在全电推进的中小型无人机中，采用小型航空发动机带动发电机发电组成全机直流电源的技术方案是一种重要的发展趋势。全电推进无人机平台对起动发电机系统提出了体积小、集成度高、功率大、功重比高的要求，同时全机结构布局要求起动发电机系统布置在机腹内部，传统的发动机外转子起动发电机、螺旋桨共轴布置的结构不再适应这类中小型无人机的发展要求。

在现有的外转子起动发电机的技术方案中，起动发电机的旋转部分全部裸露，对机舱内其他设备有很大的安全隐患。外转子电机通常为悬臂梁结构，外圆半径较大，轴向长度较短，转速较低，导致外转子电机功率通常较小，不能满足新的起动发电机系统的大功率要求。传统的外转子起动发电机工作在发电状态时，由于没有安装旋转变压器，不能精确检测转子位置。

如本申请人在2018年5月4日提出的一种小型航空发动机直驱式外转子起动发电机装置(申请号201810457731.7，公开号CN108616197A，已获授权)，其起动发电机装置9串联安装在航空发动机8的输出轴上，起动发电机装置9采用转子组件2在外的结构，即外转子悬臂梁结构。悬臂梁的结构限制了启动发电机轴向长度的增加，从而限制了功率的提高，不适用于全电推进的无人机对更高电功率的需求。此外，采用全电推进方案的无人机实现了发动机与螺旋桨的解耦，螺旋桨分布在机身不同位置，发动机及起动发电机通常要求安装在机腹中，而外转子结构起动发电机的旋转部件暴露在外，对机腹中其他设备造成了很大的安全隐患，不适用于全电推进无人机。同时原有的结构未安装旋转变压器，不能精确检测转子位置，只能采用不可控整流的方式将发电机交流电转换为飞机需要的直流电，整流效率低，不能适应新的起动发电机系统的大功率要求。

起动发电机装置或系统采用内转子结构能够提高轴向长度、提高转速，从而提高功率，而安装旋转变压器进行可控整流输出大功率直流电，成为起动发电机系统一种新的解决思路。现有的小型航空发动机接口大多是为直接驱动螺旋桨设计的，如何将内转子起动发电机安装到小型航空发动机上，如何设计配合结构使其定转子同轴、结构紧凑、保证系统高可靠性、高功重比，是当前需要解决的首要问题。其次如何合理安排发电机结构安装旋转变压器，准确检测起动发电机转子位置，从而进行可控整流，提高整流效率，输出大功率的直流电能是需要解决的重要问题。

发明内容

针对上述现有技术存在的问题，本发明的一个目的在于克服现有的小型航空发动机接口大多是为直接驱动螺旋桨设计，而不适应驱动内转子结构起动发电机的矛盾，合理安排起动发电机结构，增加设置了旋转变压器，从而提供一种体积小、集成度高、功率大、功重比高的航空发动机直驱式起动发电机系统，能够将内转子起动发电机安装到中小型航空发动机上，使其定转子同轴、结构紧凑、输出大功率直流电能，用于给全电推进无人机的电动螺旋桨提供电能；同时实现了发动机与螺旋桨解耦，方便全电推进无人机灵活布置发动机和电动螺旋桨的位置；并保证系统高可靠性，高功重比，从而满足无人机平台全电推进技术的要求。

本发明的第一方面提出了一种航空发动机直驱式内转子起动发电机系统，该起动发电机系统串联安装在航空发动机的输出轴上，该起动发电机系统包括起动发电机外定子组件、起动发电机内转子组件、轴承、定子支架和旋转变压器；其中，起动发电机内转子组件包括转轴，转轴的近航空发动机的输出轴端为向内凹陷的杯状结构，所述杯状结构具有第一内圆配合面；所述航空发动机的输出轴上设有一外圆配合面，所述起动发电机内转子组件与所述航空发动机的输出轴通过所述第一内圆配合面和所述外圆配合面安装固定；所述定子支架上设有第二内圆配合面，航空发动机的输出轴外侧的壳体上设有一第二外圆配合面，该第二外圆配合面与航空发动机的输出轴同轴，所述起动发电机外定子组件通过所述定子支架安装固定到航空发动机上，定子支架与航空发动机壳体通过第二内圆配合面和第二外圆配合面安装固定，使得定子支架、所述起动发电机外定子组件与航空发动机的输出轴同轴；在远离航空发动机侧，起动发电机外定子组件和起动发电机内转子组件之间由所述轴承支撑，使得起动发电机外定子组件和起动发电机内转子组件在远离发动机侧同轴，并保证起动发电机外定子组件和起动发电机内转子组件支撑结构稳定可靠；在所述起动发电机内转子组件的转轴远离航空发动机端设有一旋转变压器的转子安装面，将旋转变压器的转子安装到所述安装面，在所述起动发电机外定子组件的后端板上设置与所述起动发电机外定子组件同轴的旋转变压器定子安装面，将旋转变压器定子安装到所述旋转变压器定子安装面，从而保证旋转变压器与起动发电机外定子组件、起动发电机内转子组件同轴。

进一步地，起动发电机内转子组件为表贴式内转子结构，其还包括磁钢和转子护套，所述转轴内部掏空，所述起动发电机转子组件的磁钢贴在所述转轴表面，转子护套压在磁钢外侧。

进一步地，所述起动发电机外定子组件包括定子铁芯、定子绕组、定子外壳、前端板和后端板；定子铁芯的外圆过盈配合安装到定子外壳内，通过前端板和后端板上的定位圆止口与定子外壳上的内止口定位，轴向由紧固部件锁紧。

进一步地，所述定子支架上设置有内安装面、外安装面、前固定孔和后固定孔，内安装面与航空发动机上的止口配合，外安装面与起动发电机外定子组件中的前端板上的止口配合；定子支架的前固定孔与航空发动机用紧固部件锁紧，后固定孔与所述起动发电机外定子组件中的前端板用紧固部件锁紧。

进一步地，所述起动发电机系统在起动时采用磁场定向矢量控制方法控制起动发电机带动航空发动机起动，在发电时采用可控整流的方式向外供电。

进一步地，所述紧固部件为螺钉。

进一步地，所述航空发动机为小型活塞式航空发动机。

本发明的第二方面提出了一种航空发动机直驱式内转子起动发电机系统的加工装配组装方法，该方法包括如下步骤：首先，对航空发动机进行加工，将其输出轴外圆车削为与起动发电机内转子组件匹配的安装圆止口，将其输出轴长度车削为发电机内转子组件匹配的长度，并在其输出轴端面上钻好固定螺纹孔；然后将航空发动机壳体上车削出与定子支架相匹配的安装圆止口和轴向长度；加工时要保证输出轴上的圆止口与发动机壳体上的圆止口的同心度、输出轴与发动机壳体的轴向长度在一定公差范围内，从而保证起动发电机系统的气隙均匀、轴向无窜动；定子支架的内止口与发动机壳体上的圆止口过盈配合，保证定子支架与发动机轴的同心度，并通过航空发动机上的螺纹孔将定子支架在轴向上固定好，保证定子支架的轴向位置。

进一步地，起动发电机外定子组件的加工步骤包括：起动发电机外定子组件由硅钢片叠压成定子铁芯，在槽内嵌入定子绕组；对定子外壳进行加热使其膨胀，然后，将定子铁芯压入定子外壳中，保证其过盈配合，以传递扭矩和抵抗振动；起动发电机的外定子组件通过定子支架固定到航空发动机壳体上，定子支架的支撑结构保证了起动发电机系统前侧定、转子组件的同心度，其中靠近发动机为前侧；通过定子支架上的安装面和固定孔，确定了起动发电机外定子组件与发动机壳体在轴向上的相对位置；定子支架上的固定螺钉在起动发电机外定子组件与发动机壳体之间传递扭矩；定子铁芯与定子绕组布置在外侧，定子绕组发热经定子铁芯、定子外壳传递到外侧，具有很好的热传导路径；起动发电机外定子组件安装到定子支架上，起动发电机外定子组件上的圆止口与定子支架上的外圆止口过盈配合，保证起动发电机外定子组件与发动机转轴的同心度；使用螺钉在轴向上固定好定子组件和定子支架，保证传递扭矩时不滑动。

进一步地，所述起动发电机内转子组件的加工步骤包括：首先将磁钢涂胶粘在转轴上，然后再把转子护套加热后压在外侧，保证适当过盈，使之不晃动；通过在转子护套表面车削出若干凹槽，打断转子护套上的电涡流通路，减小转子护套上的电涡流损耗；所述起动发电机内转子组件为表贴式内转子结构，表贴式内转子结构中磁钢采用表贴式以便于磁路布置在转轴外侧，将转轴内部掏空，从而将转轴直接安装固定在航空发动机输出轴上，通过定位圆止口过盈配合可以保证两者的同心度，通过轴向端面保证轴向位置，用螺钉锁紧；内转子结构将转动部分全部封闭在起动发电机内部；而表贴式内转子结构中采用内转子结构以方便安装旋转变压器，精确测量转子位置。

与现有技术相比，本发明能够达到如下的有益效果：

1、内转子结构的起动发电机中，旋转部分全部包裹在发电机内部，结构安全可靠。内转子起动发电机运行转速高，输出电功率大。

2、定子支架的结构将起动发电机外定子组件与发动机壳体连接固定到一起，连接结构简单可靠，充分利用了发动机输出轴周围的空间，降低了起动发电机的轴向长度。

3、定子支架的结构保证了起动发电机外定子组件与发动机输出轴同轴，在近发动机侧不需要轴承支撑，从而形成了只有远离发动机一侧的单轴承支撑结构，减小了机械摩擦，降低了系统磨损发热，提高了系统可靠性。

4、旋转变压器的安装结构简单可靠，可以精确检测转子位置，从而使起动发电机系统可以采用可控整流的方式输出大功率直流电，发电效率高，发热较小。

附图说明

图1为本发明提出的一种航空发动机直驱式内转子起动发电机系统的组成机构沿轴线所在的竖直平面的剖视图。

图2为本发明中内转子起动发电机系统的定子支架外形立体示意图。

图3为本发明中内转子起动发电机系统的定子支架安装在航空发动机输出轴上的示意图。

图4为本发明中内转子起动发电机系统的外定子组件结构示意图。

图5为本发明中内转子起动发电机系统的内转子组件结构示意图。

图6为本发明中内转子起动发电机系统在小型航空发动机上的安装示意图。

附图标记说明：

起动发电机外定子组件1，起动发电机内转子组件2，轴承3，定子支架4，旋转变压器5，定子铁芯6，定子绕组7，定子外壳8，前端板9，后端板10，磁钢11，转轴12，转子护套13，航空发动机14，起动发电机15。

具体实施方式

以下将参考附图详细说明本发明的各种示例性实施例、特征和方面。附图中相同的附图标记表示功能相同或相似的元件。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。

在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。

另外，为了更好的说明本发明，在下文的具体实施方式中给出了众多的具体细节。本领域技术人员应当理解，没有某些具体细节，本发明同样可以实施。在一些实例中，对于本领域技术人员熟知的方法、手段、元件和电路未作详细描述，以便于凸显本发明的主旨。

在本申请的描述中，除非另有说明，“/”表示或的意思，例如，A/B可以表示A或B；本文中的“和/或”仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，A和/或B，可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况。并且，在本申请的描述中，除非另有说明，“多个”是指两个或多于两个。另外，为了便于清楚描述本申请实施例的技术方案，本申请实施例中所述的“第一”和“第二”等是用于区别不同的对象，或者用于区别对同一对象的不同处理，而不是用于描述对象的特定顺序。

以下结合附图1-6对本发明的具体实施方式进行进一步的说明。

如图1-6所示，本发明的实施例1提出了一种小型活塞式航空发动机直驱式内转子起动发电机系统，起动发电机系统包括起动发电机外定子组件1、起动发电机内转子组件2、轴承3、定子支架4和旋转变压器5；该起动发电机系统串联安装在航空发动机14的输出轴上，起动发电机外定子组件1包括定子铁芯6、定子绕组7、定子外壳8、前端板9和后端板10；定子铁芯6的外圆过盈配合安装到定子外壳8内，通过前端板9和后端板10上的定位圆止口与定子外壳8上的内止口定位，轴向由螺钉锁紧；起动发电机内转子组件2为表贴式内转子结构，包括转轴12、磁钢11和转子护套13，转轴12的内部掏空，发电机转子组件的磁钢11贴在转轴12表面，转子护套13压在磁钢11外侧；转轴12的近航空发动机14的输出轴端为向内凹陷的杯状结构，所述杯状结构具有第一内圆配合面；航空发动机14的输出轴上设有一外圆配合面，起动发电机内转子组件2与航空发动机的输出轴通过所述第一内圆配合面和所述外圆配合面安装固定；定子支架4上设有第二内圆配合面，航空发动机14的输出轴外侧的壳体上设有一第二外圆配合面，该第二外圆配合面与航空发动机14的输出轴同轴，起动发电机外定子组件1通过定子支架4安装固定到航空发动机14上，定子支架4与航空发动机壳体通过第二内圆配合面和第二外圆配合面安装固定，使得定子支架4、起动发电机外定子组件1与航空发动机14的输出轴同轴；在远离航空发动机14侧，起动发电机外定子组件1和起动发电机内转子组件2之间由轴承3支撑，使得起动发电机外定子组件1和起动发电机内转子组件1在远离航空发动机侧同轴，并保证发电机外定子组件1和发电机内转子组件2支撑结构稳定可靠；在起动发电机内转子组件的转轴远离航空发动机14端设有一旋转变压器5的转子安装面，将旋转变压器5的转子安装到旋转变压器转子安装面，在起动发电机外定子组件的后端板10上设置与发电机外定子组件2同轴的旋转变压器定子安装面，将旋转变压器定子安装到旋转变压器定子安装面，从而保证旋转变压器5与起动发电机外定子组件1、起动发电机内转子组件2同轴。

如图2、图3所示，起动发电机的定子支架4上有内圆止口和外圆止口两个圆止口，内圆止口与发动机壳体配合，外圆止口与起动发电机外定子组件1配合，通过两个圆止口的同心保证了航空发动机14与起动发电机外定子组件1之间的同轴，从而保证了起动发电机系统15在近发动机14侧的同轴，从而使气隙均匀，加工时需要严格保证两个圆止口的同心度。

本发明的实施例2还提供了一种小型航空发动机直驱式起动发电机系统的加工装配组装方法，首先对发动机14进行加工，将其输出轴外圆车削为与起动发电机转子组件2匹配的安装圆止口，将其输出轴长度车削为发电机转子组件2匹配的长度，并在其输出轴端面上钻好固定螺纹孔；然后将发动机外壳上车削出与定子支架4匹配的安装圆止口和轴向长度；加工时要保证输出轴上的圆止口与发动机外壳上的圆止口的同心度、输出轴与发动机外壳的轴向长度在一定公差范围内，从而保证起动发电机14的气隙均匀、轴向无窜动。定子支架4的内止口与发动机外壳上的圆止口过盈配合，保证定子支架4与发动机轴的同心度，并通过发动机14上的螺纹孔将定子支架4在轴向上固定好，保证定子支架4的轴向位置。

如图4所示，起动发电机定子组件1的加工过程包括：起动发电机定子组件1由硅钢片叠压成定子铁芯6，在槽内嵌入定子绕组7；对定子外壳8进行加热使其膨胀，然后将定子铁芯6压入定子外壳8中，保证其过盈配合，以传递扭矩和抵抗振动；起动发电机的定子组件1通过定子支架4固定到发动机壳体上，定子支架4的支撑结构保证了起动发电机15前侧定、转子同心度，其中靠近发动机14为前侧；通过定子支架4上的安装面和固定孔，确定了起动发电机定子组件1与发动机壳体在轴向上的相对位置；定子支架4上的固定螺钉在起动发电机定子组件1与发动机壳体之间传递扭矩。定子铁芯6与定子绕组7布置在外侧，定子绕组7发热经定子铁芯6、定子外壳8传递到外侧，具有很好的热传导路径；起动发电机定子组件1安装到定子支架4上，定子组件1上的圆止口与定子支架4上的外圆止口过盈配合，保证定子组件1与发动机转轴的同心度；使用螺钉在轴向上固定好定子组件和定子支架，保证传递扭矩时不滑动。

如图5所示，起动发电机转子组件的加工过程包括：起动发电机转子组件2中，首先将磁钢11涂胶粘在转子轴12上，然后再把转子护套13加热后压在外侧，保证适当过盈，使之不晃动；通过在转子护套13表面车削出若干凹槽，打断转子护套13上的电涡流通路，减小转子护套13上的电涡流损耗。所述起动发电机的转子组件2为表贴式内转子结构，表贴式内转子结构中磁钢11采用表贴式以便于磁路布置在转子轴12外侧，可以将转子轴12内部掏空，从而将起动发电机转子轴12直接安装固定在发动机输出轴上，通过定位圆止口过盈配合可以保证两者的同心度，通过轴向端面保证轴向位置，用螺钉锁紧；内转子结构将转动部分全部封闭在起动发电机15内部，结构安全可靠；而表贴式内转子结构中采用内转子结构以方便安装旋转变压器5，精确测量转子位置。

如图1所示，所述定子支架4保证了起动发电机后侧的定、转子同心，起动发电机内转子组件2安装在发动机轴上使其不需要支撑，因此起动发电机定、转子组件之间为单轴承支撑结构；后侧安装有一个轴承3，保证后侧定转子同心，使得起动发电机15气隙均匀，抗振性能好；单轴承3支撑结构轴向长度短，结构紧凑；轴承室预留有波簧和垫片的安装位置，用来保证轴承3在轴向方向上的预紧。起动发电机15上安装了旋转变压器5，可以精确检测起动发电机内转子组件2的位置，在发动机14起动时采用磁场定向矢量控制的方法控制起动发电机15带动发动机14起动；在发电时可以采用可控整流的方式为无人机平台供电，使得发动机14可以长时工作在高效率区间，节约燃油，提高发电效率，增加无人机的续航时间。

如图6所示，为起动发电机15安装于发动机14上的整体结构，起动发电机15与发动机14自身扭矩回路闭合不需要额外的固定结构；起动发电机15轴向长度短，结构紧凑，空间利用率高。

本发明的说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。本发明的上述实施例是对方案的说明而不能用于限制本发明，与本发明有保护范围相当的含义和范围内的任何改变，都应认为是包括在本发明保护的范围内。

Claims (7)

1.一种航空发动机直驱式内转子起动发电机系统，其特征在于，该起动发电机系统串联安装在航空发动机(14)的输出轴上，该起动发电机系统包括起动发电机外定子组件(1)、起动发电机内转子组件(2)、轴承(3)、定子支架(4)和旋转变压器(5)；其中，起动发电机内转子组件(2)包括转轴(12)，所述转轴(12)的近航空发动机的输出轴端为向内凹陷的杯状结构，所述杯状结构具有第一内圆配合面；所述航空发动机(14)的输出轴上设有一外圆配合面，所述起动发电机内转子组件(2)与所述航空发动机(14)的输出轴通过所述第一内圆配合面和所述外圆配合面安装固定；所述定子支架(4)上设有第二内圆配合面，航空发动机(14)的输出轴外侧的壳体上设有一第二外圆配合面，该第二外圆配合面与航空发动机(14)的输出轴同轴，所述起动发电机外定子组件(1)通过所述定子支架(4)安装固定到航空发动机(14)上，定子支架(4)与航空发动机(14)壳体通过第二内圆配合面和第二外圆配合面安装固定，使得定子支架(4)、所述起动发电机外定子组件(1)与航空发动机(14)的输出轴同轴；

在远离航空发动机(14)侧，起动发电机外定子组件(1)和起动发电机内转子组件(2)之间由所述轴承(3)支撑，使得起动发电机外定子组件(1)和起动发电机内转子组件(2)在远离航空发动机(14)侧同轴；

在所述起动发电机内转子组件(2)的转轴(12)远离航空发动机(14)端设有一旋转变压器的转子安装面，以安装所述旋转变压器(5)的转子，在所述起动发电机外定子组件(1)的后端板(10)上设置与所述起动发电机外定子组件(1)同轴的旋转变压器定子安装面，以安装所述旋转变压器(5)的定子；

所述起动发电机内转子组件(2)为表贴式内转子结构，其还包括磁钢(11)和转子护套(13)，所述转轴(12)内部掏空，所述磁钢(11)贴在所述转轴(12)表面，所述转子护套(13)压在所述磁钢(11)外侧；

所述起动发电机外定子组件(1)包括定子铁芯(6)、定子绕组(7)、定子外壳(8)、前端板(9)和后端板(10)；定子铁芯(6)的外圆过盈配合安装到定子外壳(8)内，通过前端板(9)和后端板(10)上的定位圆止口与定子外壳(8)上的内止口定位，轴向由紧固部件锁紧；

所述定子支架(4)上设置有内安装面、外安装面、前固定孔和后固定孔，内安装面与航空发动机(14)上的止口配合，外安装面与起动发电机外定子组件(1)中的前端板(9)上的止口配合；定子支架(4)的前固定孔与航空发动机(14)用紧固部件锁紧，后固定孔与所述起动发电机外定子组件(1)中的前端板(9)用紧固部件锁紧。

2.如权利要求1所述的一种航空发动机直驱式内转子起动发电机系统，其特征在于，所述起动发电机系统在起动时采用磁场定向矢量控制方法控制起动发电机系统带动航空发动机(14)起动，在发电时采用可控整流的方式向外供电。

3.如权利要求1所述的一种航空发动机直驱式内转子起动发电机系统，其特征在于，所述紧固部件为螺钉。

4.如权利要求1所述的一种航空发动机直驱式内转子起动发电机系统，其特征在于，所述航空发动机(14)为小型活塞式航空发动机。

5.一种如权利要求1-4中任一项所述的一种航空发动机直驱式内转子起动发电机系统的加工装配组装方法，其特征在于，该方法包括如下步骤：首先，对航空发动机进行加工，将其输出轴外圆车削为与起动发电机内转子组件相匹配的安装圆止口；将其输出轴长度车削为发电机内转子组件匹配的长度，并在其输出轴端面上钻好固定螺纹孔；然后将航空发动机壳体上车削出与定子支架相匹配的安装圆止口和轴向长度；加工时保证输出轴上的圆止口与发动机壳体上的圆止口的同心度、输出轴与航空发动机壳体的轴向长度在一定公差范围内，从而保证起动发电机系统的气隙均匀、轴向无窜动；定子支架的内止口与航空发动机壳体上的圆止口过盈配合，保证定子支架与发动机轴的同心度，并通过航空发动机上的螺纹孔将定子支架在轴向上固定好，保证定子支架的轴向位置。

6.一种如权利要求5所述的加工装配组装方法，其特征在于，其中，起动发电机外定子组件的加工步骤包括：起动发电机外定子组件由硅钢片叠压成定子铁芯，在槽内嵌入定子绕组；对定子外壳进行加热使其膨胀，然后，将定子铁芯压入定子外壳中，保证其过盈配合，以传递扭矩和抵抗振动；起动发电机的外定子组件通过定子支架固定到航空发动机壳体上，定子支架的支撑结构保证了起动发电机系统前侧定、转子组件的同心度，其中靠近发动机为前侧；通过定子支架上的安装面和固定孔，确定了起动发电机外定子组件与发动机壳体在轴向上的相对位置；定子支架上的固定螺钉在起动发电机外定子组件与发动机壳体之间传递扭矩；定子铁芯与定子绕组布置在外侧，定子绕组发热经定子铁芯、定子外壳传递到外侧；起动发电机外定子组件安装到定子支架上，起动发电机外定子组件上的圆止口与定子支架上的外圆止口过盈配合，保证起动发电机外定子组件与发动机转轴的同心度；使用螺钉在轴向上固定好定子组件和定子支架，保证传递扭矩时不滑动。

7.一种如权利要求5或6所述的加工装配组装方法，其特征在于，其中，所述起动发电机内转子组件的加工步骤包括：首先将磁钢涂胶粘在转轴上，然后再把转子护套加热后压在外侧，保证过盈，使之不晃动；通过在转子护套表面车削出若干凹槽，打断转子护套上的电涡流通路，减小转子护套上的电涡流损耗；所述起动发电机内转子组件为表贴式内转子结构，表贴式内转子结构中磁钢采用表贴式以便于磁路布置在转轴外侧，将转轴内部掏空，从而将转轴直接安装固定在航空发动机输出轴上，通过定位圆止口过盈配合保证两者的同心度，通过轴向端面保证轴向位置，用螺钉锁紧；内转子结构将转动部分全部封闭在起动发电机内部；而表贴式内转子结构中采用内转子结构以方便安装所述旋转变压器。

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