一种通用航空活塞发动机控制器壳体结构的制作方法

1.本实用新型涉及本发明涉及到发动机控制器壳体密封结构、散热结构、 pcb安装固定结构、pcb防护结构、透气结构以及轻量化结构等。其是涉及一种通用型航空活塞发动机控制器壳体结构。

背景技术：

2.目前，一般电控发动机标配有相应的发动机控制器(即ecu)，控制器主要由pcb电路板以及相应的壳体组成。发动机的使用可能会在各种不同环境下使用，这样对于发动机控制器来讲就必须满足相应环境下的使用，尤其对于航空用的发动机控制器，更要关注低温、高温、高海拔、高湿、雨天等不同环境的使用要求。按照航空用发动机控制器的使用环境要求，本发明设计了一种满足发动机控制器使用要求的壳体，以保护控制器的pcb电路板能够安全、可靠地工作。

技术实现要素：

3.本实用新型的目的是提供一种通用航空活塞发动机控制器壳体结构，解决：1)、一般的通用航空发动机控制器外壳密封可靠性较差，防水等级不足。 2)、一般的通用航空发动机控制器外壳体积大，重量重，不适合航空轻量化的设计原则。3)、一般的通用航空发动机控制器外壳没有专门的pcb电路板固定结构。4)、一般的通用航空发动机控制器外壳没有专门的透气结构的问题。
4.本实用新型解决其技术问题所采用的技术方案是：一种通用型航空活塞发动机控制器壳体结构，包括上壳体结构以及设在上壳体结构下部的下壳体结构，其特征在于：所述的上壳体结构包括上壳体、设在上壳体上表面的散热体结构以及连通上壳体的透气孔结构，所述的上壳体的上、下侧端设置上壳体底部固定螺栓延展台，所述的下壳体结构包括下壳体块以及设在下壳体块外周并与上壳体底部固定螺栓延展台对应设置的螺栓连接座，所述的上壳体与下壳体块连接之间为设置内密封结构。
5.所述的上壳体的内面四角位置设置内件安装孔组，在上壳体的外侧设置4 个外接固定孔组。
6.所述的散热体结构包括设在上壳体上表面一端的散热翅片组，散热翅片组中设置检测气孔。
7.所述的内密封结构包括设在上壳体内面的周向卡接台以及设在下壳体正面与内接凹圈槽槽型配合的内接凹圈槽。
8.所述的透气孔结构包括设在上壳体上部的透气塞体。
9.所述的上壳体结构、下壳体结构采用7075-t6航空铝材材料制成。
10.本实用新型的有益效果：由于采用在上壳体、下壳体1上设计有相互匹配的安装卡槽，即起到密封的作用，又能够实现上下壳体合体时的安装精度。上壳体1上设计有散热翅片，便于控制器在工作中及时散热。上壳体1上设计有专门的透气孔结构，用于安装防水透
气塞，实现控制器内部与大气相通，适时获取大气压力并实现防水功能。在保证总体结构强度的前提下，壳体主体部分采用1mm薄壁结构设计，实现总体轻量化。
11.以下将结合附图和实施例，对本实用新型进行较为详细的说明。
附图说明
12.图1为本实用新型的构造示意图。
13.图2为本实用新型的中上壳体结构的构造示意图。
14.图3为图2的侧视图。
15.图4为图2的底部立体图。
16.图5为本实用新型的中下壳体结构的构造示意图。
17.图6为本实用新型的上壳体结构与下壳体结构连接状态图。
18.图7为本实用新型的爆炸图。
19.图中：1.上壳体、2.上壳体底部固定螺栓延展台、3.下壳体、4.螺栓连接座、5.散热翅片组、6.内件安装孔组、7.外接固定孔组、8.内接凹圈槽、9. 周向卡接台、10.透气塞体、11.控制器线束出口、12.固定螺栓、13.检测气孔。
具体实施方式
20.申请文本中术语“上”、“下”、“内”、“外”“前端”、“后端”、“两端”、“一端”、“另一端”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
21.在本实用新型的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“设置有”、“连接”等，应做广义理解，例如“连接”，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义。
22.实施例1，如图1所示，一种基于通用航空发动机使用环境要求以及耐久可靠性要求而专门设计的一种控制器壳体。所述的上壳体结构、下壳体结构采用7075-t6航空铝材材料制成。通过加工中心加工成型，具体包括上壳体结构以及设在上壳体结构下部的下壳体结构，所述的上壳体结构包括上壳体 1、设在上壳体1上表面的散热体结构以及连通上壳体的透气孔结构，所述的上壳体1的上、下侧端设置上壳体底部固定螺栓延展台2，所述的下壳体结构包括下壳体3以及设在下壳体3外周并与上壳体底部固定螺栓延展台对应设置的螺栓连接座4，所述的上壳体与下连接块连接之间为设置内密封结构。所述的散热体结构包括设在上壳体1上表面一端的散热翅片组5。所述的透气孔结构包括设在上壳体上部设置的内透气塞体10。散热翅片组5中设置检测气孔13，检测气孔13是便于硬件电路上的压力传感器来测环境压力。
23.所述的上壳体1的内面四角位置设置内件安装孔组6，在上壳体的外侧设置4个外接固定孔组7。
24.所述的内密封结构包括设在上壳体1内面的周向卡接台8以及设在下壳体3正面与内接凹圈槽槽型配合的内接凹圈槽9。
25.上壳体1的侧端还设置控制器线束出口11。
26.上壳体1和下壳体3通过底部固定螺栓延展台2与螺栓连接座4配对四颗固定螺栓12连接在一起。上壳体1和下壳体2上设计有相互匹配的安装内接凹圈槽8和周向卡接台9，即起到密封的作用，又能够实现上下壳体合体时的安装精度。上壳体1上设计有散热翅片组5，便于控制器在工作中及时散热。上壳体1上设计有专门的透气塞体10，用于安装防水透气塞，实现控制器内部与大气相通，适时获取大气压力并实现防水功能。在保证总体结构强度的前提下，壳体主体部分采用1mm薄壁结构设计，实现总体轻量化。
27.以上的实施例仅仅是对本实用新型的优选实施方式进行描述，并非对本实用新型的范围进行限定，在不脱离本实用新型设计精神的前提下，本领域普通工程技术人员对本实用新型的技术方案做出的各种变形和改进，均应落入本实用新型的权利要求书确定的保护范围内。
28.本实用新型未涉及部分均与现有技术相同或可采用现有技术加以实现。

技术特征：

1.一种通用航空活塞发动机控制器壳体结构，包括上壳体结构以及设在上壳体结构下部的下壳体结构，其特征在于：所述的上壳体结构包括上壳体、设在上壳体上表面的散热体结构以及连通上壳体的透气孔结构，所述的上壳体的上、下侧端设置上壳体底部固定螺栓延展台，所述的下壳体结构包括下壳体块以及设在下壳体块外周并与上壳体底部固定螺栓延展台对应设置的螺栓连接座，所述的上壳体与下壳体块连接之间为设置内密封结构。2.如权利要求1所述的通用航空活塞发动机控制器壳体结构，其特征在于：所述的上壳体的内面四角位置设置内件安装孔组，在上壳体的外侧设置4个外接固定孔组。3.如权利要求1所述的通用航空活塞发动机控制器壳体结构，其特征在于：所述的散热体结构包括设在上壳体上表面一端的散热翅片组，散热翅片组中设置检测气孔。4.如权利要求1所述的通用航空活塞发动机控制器壳体结构，其特征在于：所述的内密封结构包括设在上壳体内面的周向卡接台以及设在下壳体正面与内接凹圈槽槽型配合的内接凹圈槽。5.如权利要求1所述的通用航空活塞发动机控制器壳体结构，其特征在于：所述的透气孔结构包括设在上壳体上部设置的内透气塞体。6.如权利要求1所述的通用航空活塞发动机控制器壳体结构，其特征在于：所述的上壳体结构、下壳体结构采用7075-t6航空铝材材料制成。

技术总结

本实用新型是一种通用航空活塞发动机控制器壳体结构，包括上壳体结构以及下壳体结构，上壳体结构包括上壳体、设在上壳体上表面的散热体结构以及连通上壳体的透气孔结构，所述的下壳体结构包括下壳体块以及设在下壳体块外周并与上壳体底部固定螺栓延展台对应设置的螺栓连接座，上壳体与下壳体块连接之间为设置内密封结构。上壳体、下壳体上设计有相互匹配的安装卡槽，即起到密封的作用，又能够实现上下壳体合体时的安装精度。上壳体1上设计有散热翅片，便于控制器在工作中及时散热。专门的透气孔结构，用于安装防水透气塞，实现控制器内部与大气相通，适时获取大气压力并实现防水功能。防水功能。防水功能。