本发明专利技术公开了一种飞机发动机自适应支撑机构、装置及系统。其中，支撑机构包括主体部和支撑组件。支撑组件包括至少两个首尾转动连接的支撑件以及多个转动连接于支撑件连接端的驱动件。通过驱动件带动支撑件转动实现调整支撑机构的支撑角度的调整，以为飞机发动机提供竖直和水平方向的支撑力，避免支撑装置移动过程中飞机发动机产生晃动；同时，该支撑机构能够根据飞机发动机的类型改变形状，通过调节驱动件使支撑件增加与飞机发动机接触点，以适应不同类型的飞机发动机支撑需求。与现有技术相比，本申请提供的飞机发动机自适应支撑机构既能降低备件成本，又便于操作，具有较好的经济价值和使用价值。
【技术实现步骤摘要】
一种飞机发动机自适应支撑机构、装置及系统
本专利技术属于发动机支撑
，尤其是一种飞机发动机自适应支撑机构、装置及系统。
技术介绍
飞机发动机是一种高度复杂和精密的热力机械。作为飞机的心脏，飞机发动机不仅是飞机飞行的动力，也是促进航空事业发展的重要推动力，人类航空史上的每一次重要变革都与航空发动机的技术进步密不可分。常见的飞机发动机包括涡轮喷气/涡轮风扇发动机、涡轮轴/涡轮螺旋桨发动机、冲压式发动机和活塞式发动机等多种类型。为了对飞机发动机进行维修以及结构教学，通常需要设置支撑装置对飞机发动机进行支撑，以适应维修和教学过程中的位置移动。但是，这种支撑装置在支撑飞机发动机的过程中，飞机发动机处于不稳定的状态，会产生晃动。例如，在当支撑装置经过倾斜路面时，飞机发动机容易倾斜滑动移位。现有技术中，通常采用在支撑装置上设置具有一定自锁功能的支撑载体对飞机发动机进行支撑。但是，这种支撑装置适用性不强，需要根据发动机的类型调换不同类型的支撑载体。例如涡轮风扇发动机的结构较大，其外形一般为环形结构；而活塞式发动机的结构较小，其底部通常为平面结构。因此，现有的支撑装置难以适用不同类型的飞机发动机，需要备用和更换支撑载体，成本较高且操作繁琐。
技术实现思路
本专利技术提供了一种飞机发动机自适应支撑机构、装置及系统，通过调整支撑机构的支撑角度对飞机发动机提供竖直和水平方向的支撑力，避免支撑装置移动过程中飞机发动机产生晃动；同时，能够根据飞机发动机的类型改变形状，适应不同类型飞机发动机的支撑需求。<br>第一方面，本申请提供一种飞机发动机自适应支撑机构，该支撑机构通常应用于支撑装置以对飞机发动机进行支撑。飞机发动机自适应支撑机构包括主体部、支撑组件。主体部上设有连接部。支撑组件包括多个支撑件和驱动件。这些支撑件首尾转动连接，位于首端的支撑件的自由端与连接部转动连接。驱动件的两端分别与支撑件以及主体部转动连接。其中，一个驱动件与位于末端支撑件的自由端转动连接，其他的驱动件与支撑件的连接端转动连接。驱动件具有沿自身长度方向延伸或缩短的自由度，随着驱动件的延伸或缩短，支撑件以增加与飞机发动机接触点的形式调整支撑角度提供竖直方向和/或水平方向的支撑力。本申请提供的飞机发动机自适应支撑机构，通过驱动件带动支撑件转动调整支撑角度，实现对飞机发动机的支撑。其中竖直方向的支撑力实现对飞机发动机的主要支撑作用，水平方向的支撑力实现对飞机发动机的限位，防止飞机发动机滑动移位。并且，由于各支撑件转动连接，因此，通过调节驱动件使支撑件增加与飞机发动机接触点，以适应不同类型的飞机发动机支撑需求，而不需要更换支撑机构。因此本申请提供的飞机发动机自适应支撑机构既能降低备件成本，又便于操作，具有较好的经济价值和使用价值。为了降低远离连接部的驱动件的运动行程，主体部设计为L形结构，驱动件与主体部的连接处沿主体部的内侧面分布。远离连接部的支撑件在支撑时向上转动，而L形结构的主体部能够减小远离连接部的支撑件与主体部之间的距离，从而减小驱动件的运动行程，便于实现驱动件的小型化。在一种可能的实现方式中，为了使支撑件与飞机发动机的外壳更好的贴合，支撑件可以根据需要设计为平面型或弧形结构，通过增加支撑件与飞机发动机的外壳接触面，可以减小飞机发动机外壳受到的局部压力，避免飞机发动外壳变形。第二方面，本申请还提供一种飞机发动机自适应支撑装置，该飞机发动机自适应支撑装置包括支撑载体以及多个上述任一种飞机发动机自适应支撑机构，其中，飞机发动机自适应支撑机构设于支撑载体上。该支撑载体包括移动主体、水平机构以及竖直机构。移动主体用于调整飞机发动机自适应支撑装置的位置。水平机构包括设于移动主体上的第一水平机构以及设于第一水平机构上的第二水平机构，所述第一水平机构与第二水平机构的移动方向水平垂直。竖直机构设于第二水平机构上，所述竖直机构成对设置，所述飞机发动机自适应支撑机构的数量与竖直机构的数量相等，并设于竖直机构的顶部，每对所述竖直机构上的两个飞机发动机自适应支撑机构镜像相对以形成用于支撑飞机发动机的支撑空间。在一种可能的实现方式中，移动主体还包括设于移动主体底部的转动机构，该转动机构用于带动移动主体转动，使移动主体实现360°转动。第三方面，本申请还提供一种飞机发动机自适应支撑系统，该飞机发动机自适应支撑系统包括控制模块以及上述任一种飞机发动机自适应支撑装置，所述控制模块控制飞机发动机自适应支撑装置支撑飞机发动机。其中，控制模块包括：用于控制移动主体调整飞机发动机自适应支撑装置的位置的第一模块、用于控制水平机构和竖直机构调整飞机发动机自适应支撑机构位置的第二模块以及用于根据飞机发动机的类型控制驱动件调整支撑件的支撑角度对飞机发动机支撑第三模块。附图说明图1是本专利技术的飞机发动机自适应支撑机构的结构示意图。图2是本专利技术的两个支撑机构的支撑件构成凹字形的示意图。图3是本专利技术的两个支撑机构的支撑件构成V字形的示意图。图4是本专利技术的两个支撑机构的支撑件构成多边形结构的示意图。图5是本专利技术的支撑件的结构示意图。图6是本专利技术的飞机发动机自适应支撑装置的正视图。图7是本专利技术的飞机发动机自适应支撑装置的侧视图。图8是本专利技术的第二水平机构的俯视图。图9是本专利技术的具有转动机构的飞机发动机自适应支撑装置的示意图。图10是本专利技术的水平机构、竖直机构、支撑臂以及支撑部的结构示意图。图1至图9中的各标注为：飞机发动机自适应支撑机构1、主体部11、支撑组件12、支撑件121、弹性软垫1211、驱动件122、飞机发动机自适应支撑装置2、支撑载体21、移动主体211、转动机构2111、转动电机21111、转盘21112、支脚2112、水平机构212、第一水平机构2121、第一气缸21211、第一活动板21212、第二水平机构2122、固定座21221、转动轴21222、滑动座21223、导向杆21224、驱动电机21225、竖直机构213、机械臂214、支撑部215。具体实施方式下面将结合附图和实施例，对本专利技术技术方案进行清楚、完整的描述。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有付出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。经研究发现，现有技术中，当支撑装置经过倾斜路面时，支撑装置上的飞机发动机容易倾斜滑动移位。为了避免这种情况，需要在支撑装置上设置具有一定自锁功能的支撑载体对飞机发动机进行支撑。但是，这种支撑装置适用性不强，需要根据发动机的类型调换不同类型的支撑载体。例如涡轮风扇发动机的结构较大，其外形一般为环形结构；而活塞式发动机的结构较小，其底部通常为平面结构。因此，现有的支撑装置难以适用不同类型的飞机发动机，需要备用和更换支撑载体，成本较高且操作繁琐。。为了解决现有技术中存在的问题，如图1所示，本专利技术提供一种飞机发动机自适应支撑机构1。该支撑机构通常应用于支撑装置以对飞机发动机进行支撑。具体的，飞机发动机自本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种飞机发动机自适应支撑机构，其特征在于，包括：/n主体部，其上设有连接部；/n支撑组件，包括至少两个首尾转动连接的支撑件以及多个转动连接于支撑件连接端的驱动件；位于首端的支撑件的自由端与连接部转动连接，位于末端支撑件的自由端还转动连接有一个驱动件；所述驱动件的远离支撑件的端部与主体部转动连接；/n所述驱动件具有沿自身长度方向延伸或缩短的自由度，随着驱动件的延伸或缩短，所述支撑件以增加与飞机发动机接触点的形式调整支撑角度提供竖直方向和/或水平方向的支撑力。/n
【技术特征摘要】
1.一种飞机发动机自适应支撑机构，其特征在于，包括：
主体部，其上设有连接部；
支撑组件，包括至少两个首尾转动连接的支撑件以及多个转动连接于支撑件连接端的驱动件；位于首端的支撑件的自由端与连接部转动连接，位于末端支撑件的自由端还转动连接有一个驱动件；所述驱动件的远离支撑件的端部与主体部转动连接；
所述驱动件具有沿自身长度方向延伸或缩短的自由度，随着驱动件的延伸或缩短，所述支撑件以增加与飞机发动机接触点的形式调整支撑角度提供竖直方向和/或水平方向的支撑力。
2.根据权利要求1所述的飞机发动机自适应支撑机构，其特征在于，所述主体部为L形结构，所述驱动件与主体部的连接处沿主体部的内侧面分布。
3.根据权利要求1所述的飞机发动机自适应支撑机构，其特征在于，所述支撑件与水平方向的夹角为0-90°。
4.根据权利要求1所述的飞机发动机自适应支撑机构，其特征在于，所述支撑件远离驱动件的侧面覆有弹性软垫。
5.根据权利要求1所述的飞机发动机自适应支撑机构，其特征在于，所述支撑件为平面型或弧形结构。
6.一种飞机发动机自适应支撑装置，其特征在于，包括支撑载体以及多个如权利要求1-5任意一项所述的飞机发动机自适应支撑机构，所述飞机发动机自适应支撑机构设于支撑载体上。
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【专利技术属性】
技术研发人员：王哲，马思含，王平，黄孝川，
申请(专利权)人：珠海迪沃航空工程有限公司，
类型：发明
国别省市：广东;44
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