CN111114800B - 一种高空飞行器电推进系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种高空飞行器电推进系统，包括：驱动装置支架，支架包括有多根热管，每一根热管具有空腔，于空腔内设置有可蒸发吸热的液体，热管与驱动装置热传递连接。本发明公开了一种高空飞行器电推进系统，该高空飞行器电推进系统通过设置热管，在热管内设置空腔，在空腔内设置液体，热管与驱动装置热传递连接、用于吸收驱动装置运行所产生的热量，从而实现对驱动装置的散热。再通过套设于热管上的散热片对热管内的蒸汽进行散热冷却。同时采用将热管倾斜设置方式使液体在自身重力作用下回流至驱动装置的发热部位，或者通过在热管的空腔内设置填充物，利用填充物和液体之间产生的毛细现象将液体传递到热管的下端。

Description

一种高空飞行器电推进系统

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，特别涉及一种高空飞行器电推进系统。

背景技术

电动飞机、高空无人机、平流层飞艇、直升机电动尾桨等都是采用高效率电机带动螺旋桨为飞行器提供飞行动力的飞行装置。

图1为现有技术中电机与螺旋桨作为推进系统的飞艇动力结构简图。飞艇两侧均采用高效率电机驱动螺旋桨旋转，形成前进的拉力，飞艇的尾部采用同类电机驱动螺旋桨旋转，形成推力，带动飞艇前进或转向，实现飞行目的。

电机的驱动控制一般需要含有控制芯片和功率单元的驱动器，提供所需频率的电压和电流，在电机定子中形成旋转磁场，带动由永磁体构成的电机转子旋转工作。电机驱动器可以与电机为一体，也可以分离安装在支架端部和飞艇吊舱中，通过所需的动力线和信号线与电机相连接。

该电机装置在形成推力的同时也存在损耗，主要损耗有电机本体中的铜损、铁损和机械损耗等，以及驱动控制器中的功率器件的导通损失、开关损失和其他用电损耗。上述损耗的大小和效率可以用一下公式来表示：

电机效率＝电机输出功率/电机输入功率

电机损耗＝电机输入功率-电机输出功率＝电机输入功率(1-电机效率)

驱动器损耗＝驱动器输入功率-驱动器输出功率＝驱动器输入功率(1-驱动器效率)。

上述电机输出功率一般为电机转速和输出转矩的乘积，电机输入功率一般为电机输入端的电力输入，三相电机的端电压和相电流分别为U1，U2，U3以及I1、I2、I3时，三相电机的输入功率为U1×I1+U2×I2+U3×I3。

电机装置在工作中由于损耗引起电机和驱动器发热导致电机和驱动器温度上升。为了避免温度上升过高导致电机装置损坏，需要对于电机装置进行冷却。电机及其控制器的冷却方式有多种，普通工业产品的冷却方式为自然冷却。即电机定子将内部的热通过热传导的方式传递到带有散热筋的机壳上，机壳与周围的空气进行热交换。控制器的发热器件也安装在散热片上，散热片与周边的空气进行热交换。这种方式不需要额外的散热装置，结构简单，但散热能力较低，散热效率不高。

提高散热能力的方法和手段有很多，主要有强制风冷和水冷(液冷)等。强制风冷一般需要增加一个散热风扇，对发热器件或散热片进行强制热交换，一般能提高散热能力数倍到十数倍。

液冷方式的散热原理是在主要发热体上建立液体流动管路，通过水泵将热量通过流动的液体带到专用散热器上，专用散热器可以自然冷却，也可以强制风冷。强制风冷和液冷均需要额外增加冷却装置，如果应用在飞艇电机冷却中，势必要增加系统的复杂性，增加总体重量等。

无论风冷还是液冷方式，最终的热量都是通过与空气的热交换实现的。热交换又可以分为对流散热和辐射散热，以对流散热为主的空中散热能力主要与散热片的表面积和风速有关，散热面积越大，风速越快，则散热能力越强。

图2为图1中的电机、电机散热器和螺旋桨从前进方向的侧面观察时的结构简图。螺旋桨由于其气动特性，在旋转时产生与前进方向相反方向的风，风速在螺旋桨半径的1/2附近最大。图中用高风速区、中风速区和低风速区分别给出了风速大小的示意图。由于与螺旋桨动力匹配用电机的直径通常远远小于螺旋桨的直径，其散热器所处位置也距离高风速区较远，为了提高散热能力，需要将散热器外径增大至高风速区域，但势必带来需要增加散热器的尺寸和重量等问题，不利于飞行器的轻量化。

发明内容

本发明的目的在于提供一种高空飞行器电推进系统，用于克服上述的问题。

本发明是通过以下技术方案实现的：

一种高空飞行器电推进系统，其改进之处在于，包括：驱动装置；

支架，所述支架包括有多根热管，每一根所述热管具有空腔，于所述空腔内设置有可蒸发吸热的液体，所述热管与所述驱动装置热传递连接。

进一步地，在上述的一种高空飞行器电推进系统中，于所述热管上设置有散热片，所述散热片与所述热管热传递连接、用于加速所述热管的散热。

进一步地，在上述的一种高空飞行器电推进系统中，于所述支架的一端设置有安装面板，所述支架的另一端与所述驱动装置连接。

进一步地，在上述的一种高空飞行器电推进系统中，所述液体的体积为所述空腔的体积的1/3至1/2。

进一步地，在上述的一种高空飞行器电推进系统中，于所述空腔内还设有填充物，所述填充物产生毛细现象将所述液体传递至所述热管的下端。

进一步地，在上述的一种高空飞行器电推进系统中，每一根所述热管的两端均为单独密封。

进一步地，在上述的一种高空飞行器电推进系统中，于所述驱动装置上设置有螺旋桨；所述散热片为金属片。

进一步地，在上述的一种高空飞行器电推进系统中，所述热管对应于所述螺旋桨的旋转半径的中间段为主散热区，所述热管的中间段向所述热管的端部延伸为副散热区；多片所述散热片彼此之间分散设置，且所述散热片位于所述主散热区的分布密度大于所述散热片位于所述副散热区的分布密度。

进一步地，在上述的一种高空飞行器电推进系统中，每一根所述热管从上端至下端方向呈向下倾斜设置，与水平面之间的夹角为5°-90°之间。

进一步地，在上述的一种高空飞行器电推进系统中，所述填充物为烧结型金属填充物或泡沫铜金属物。

分析可知，本发明公开了一种高空飞行器电推进系统，该高空飞行器电推进系统通过设置热管，在热管内设置空腔，在空腔内设置液体，热管与驱动装置热传递连接、用于吸收驱动装置运行所产生的热量，从而实现对驱动装置的散热。在热管内设置有液体，由液体吸收热管的热量蒸发，液体以蒸发方式带走热量(由驱动装置产生的热量)，从而实现驱动装置的冷却，再通过套设于热管上的散热片对热管内的蒸汽进行散热冷却。同时采用将热管倾斜设置方式使液体在自身重力作用下回流至驱动装置的发热部位，或者通过在热管的空腔内设置填充物，利用填充物和液体之间产生的毛细现象将液体传递到热管的下端，即驱动装置的发热部位，如此保持热管内的液体实现循环蒸发-冷凝的循环散热作用。本发明还通过设置多个热管，多个热管通过水平方向并别排布方式和竖直方向多层分布方式尽量增大散热面积，实现对驱动装置的散热。通过控制驱动装置进而控制螺旋桨转速来形成拉力或推力，为高空飞行器提供动力。

附图说明

构成本申请的一部分的说明书附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。其中：

图1为电机与螺旋桨作为推进系统的飞艇动力结构简图；

图2为图1中的电机、电机散热器和螺旋桨从前进方向的侧面观察时的结构简图；

图3为本发明提供的一种高空飞行器电推进系统从前进方向观察时的结构示意图；

图4为本发明中的散热片结构示意图。

附图标记说明：

1、电机；2、螺旋桨；3、第一热管；4、第二热管；5、安装面板；6、散热片；7、第三热管；8、第四热管。

具体实施方式

下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。各个示例通过本发明的解释的方式提供而非限制本发明。实际上，本领域的技术人员将清楚，在不脱离本发明的范围或精神的情况下，可在本发明中进行修改和变型。例如，示为或描述为一个实施例的一部分的特征可用于另一个实施例，以产生又一个实施例。因此，所期望的是，本发明包含归入所附权利要求及其等同物的范围内的此类修改和变型。

在本发明的描述中，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”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发明而不是要求本发明必须以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。本发明中使用的术语“相连”、“连接”、“设置”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接；可以是直接相连，也可以通过中间部件间接相连，对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语的具体含义。

如图3和图4所示，其中，图3为本发明提供的一种高空飞行器电推进系统从前进方向观察时的结构示意图；图4为本发明中的散热片结构示意图。

进一步地，本发明提供一种高空飞行器电推进系统，电推进系统包括驱动装置和支架。其中，驱动装置用于为高空飞行器提供驱动力。支架包括有多根热管，每一根热管均具有空腔，于空腔内设置有可蒸发吸热的液体，热管与驱动装置热传递连接。即热管可以吸收驱动装置产生的热量。

更进一步地，上述的支架的一端与驱动装置固定连接，另一端与安装面板5固定连接。驱动装置优选为电机1，支架包括多根热管，多根热管在水平方向上并列排布为一层，在竖直方向上形成为一层或多层，于热管外侧还设有散热片6设于支架上，用于为支架散热。

散热片6设有多片，每一片散热片6上均设有多个通孔，每一个通孔均用于穿过一根热管，每一根热管的上端均与安装面板5固定连接，每一根热管的下端均与绕电机1的定子固定连接，每一根热管内均设有空腔，空腔内均设有液体。

具体地，如图3和图4所示，上述的热管包括有4个，分别是第一热管3、第二热管4、第三热管7和第四热管8，于每一片散热片6上均设有四个通孔，第一热管3、第二热管4、第三热管7和第四热管8分别穿过散热片6上的四个通孔设置。其中，第一热管3和第二热管4位于同一水平面，第三热管7和第四热管8位于同一水平面。

具体地，每一根热管的空腔内储存的液体体积为空腔体积的1/3至1/2，即每根热管一端(下端)固定在电机定子上，另一端(上端)固定在安装面板5上，安装面板5与高空飞行器连接，用于将驱动装置安装于高空飞行器上。支架设于驱动装置和安装面板5之间，用于为驱动装置提供支撑和散热。每一根热管为空心结构，其内部充有一定容积的液体，该液体通常在重力作用下位于热管的下端。热管的下端与电机1的发热体，即电机定子的外部壳体密切结合，当电机定子发热温度超过热管内液体的沸点后，热管内液体汽化为蒸汽状态，并把热量传递到热管内部空腔没有液体的上方空间，热管内部的蒸汽刚好与套设于热管外部的散热片6形成热交换，用于急速热管内部的蒸汽液化，液化后的蒸汽重新形成液体并在自身重力作用下重新流回热管的下端。为热管的下一散热循环做准备。

进一步地，于驱动装置上设置有螺旋桨2，上述的多片散热片6彼此之间分散设置，热管对应于螺旋桨2的旋转半径的中间段为主散热区，热管的中间段向热管的端部延伸为副散热区；多片散热片6彼此之间分散设置，且散热片6位于主散热区的分布密度大于散热片位于副散热区的分布密度。且散热片6设于螺旋桨2旋转半径的1/2位置密度最大，散热片6沿螺旋桨2旋转半径的1/2位置向两端分布的密度逐渐变小。即在满足热管结构强度的前提下，散热片6应该尽量安装在螺旋桨2的旋转半径的1/2位置，即在螺旋桨2风力最大的位置，确保散热效率达到最大。

进一步地，在上述的热管的空腔内还设有填充物，该填充物产生毛细现象将液体传递至热管的下端。

进一步地，每一根热管的两端均为单独密封。

进一步地，每一根热管从上端至下端方向呈向下倾斜设置，与水平面之间的夹角为5°-90°，优选夹角为45°。每根热管与水平面形成一定的夹角，有利于汽化后的气体被散热片6冷却为液体后，在重力作用下再流回到热管的底部。

优选地，填充物为烧结型金属填充物或泡沫铜金属物，即上述的热管内部由烧结型金属填充物、泡沫铜金属物等填充，填充物能够利用毛细现象将热管内的液体传递到热管底部(与电机定子接触的一端)，避免上述热管安装与水平方向安装夹角角度限制。

进一步地，上述的散热片6为金属片。通常为一定厚度的金属片，在该金属片上按照一定尺寸设有多个通孔，该多个通孔可穿进圆形的热管。热管与散热片6的通孔之间为紧配合，且每个散热片6可同时穿过多个热管，本实施例中优选为同时穿过4个热管，该散热片6既能起到将热管中的液体的热散发出去的目的，也能为热管提供强度支撑。

优选地，电机1为内转子电机，散热片6与热管采用冲卯安装形式。

进一步地，热管内部由烧结型金属填充物、泡沫铜金属物等填充，能够利用毛细现象将液体传递到热管底部，避免上述热管安装与水平方向安装角度限制。

进一步地，图3为本发明提供的一种高空飞行器电推进系统从前进方向观察时的结构示意图。内转子电机1的绕组通过外部轮廓横截面为圆形的机壳固定，在电机转子上安装有一对螺旋桨2，电机绕组通电后可使螺旋桨2按照指定的方向旋转，电机定子的外壳外侧面绕有内部空心，截面积基本上为圆形，且内部充填了一定可蒸发液体的第一热管3。第一热管3的一端通过焊接等方式固定在电机定子外壳外侧上，第一热管3的另一端固定在安装面板5上。在电机定子外壳外侧上与第一热管3并排设有一个内部空心，截面积基本上为圆形，充填了一定可蒸发液体的第二热管4。第二热管4的一端通过焊接等方式固定在电机定子外壳外侧上，第二热管4的另一端固定在安装面板5上。进一步地，在电机定子外壳外侧上还可以有多根热管，按照第一热管3和第二热管4的形式固定安装。这些热管的两端密封，所填充的液体在电机工作的最低温度仍为液体，在电机定子外壳外侧温度达到液体沸点时，液体汽化，蒸汽通过热管内空腔向上方流动，与多个散热片6进行热交换，热交换片散热片6的形状可参照图4，散热片6的安装位置应尽量靠近螺旋桨2半径的一半位置，即螺旋桨2工作时的风力最大位置。

进一步地，为了提高高空飞行器电推进系统的散热能力，并增强热管强度，本发明可以采用多个热管构成结构件，即如图4所示的为采用4个热管时的散热片6的横截面的结构示意图。

进一步地，考虑到热管空腔内的液体的流动性，热管的安装角度应该与水平面呈一定角度的夹角设置，夹角范围可以为5°-90°之间，优选为45°，当热管与水平面之间夹角为45°时，热管的长度最小，经济效果最好，如此设置还有利于蒸发后被冷却成的液体重新流回到发热体附近(即热管的下端)，同时也可以通过在热管内设置填充物，利用填充物的毛细现象进行液体传送，以此来降低热管的安装角度要求。

本发明的工作状态如下：

将电机1通过安装面板5安装在高空飞行器上，当电机定子通过一定规定幅值和频率的电流时，电机转子带动螺旋桨2旋转，在螺旋桨2前进方向的相反方向会产生比环境风更高风速的空气流动，此时电机定子的发热通过热管内部的空间传递到热管外部，并与散热片6进行热交换。经过热交换后的气体重新回到液体状态，在重力作用下回到发热体附近(即热管的下端)。

本发明的特点是，散热热管与安装热管成为一体，在为电机1和螺旋桨2提供支撑的同时，提供散热能力。将散热片6安装在风力最大位置附近，可以减少散热片6的重量，提高散热效率。此外，散热片6与热管采用冲卯安装形式，还能加强热管的强度，提高推进热管的可靠性。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种高空飞行器电推进系统，其特征在于，包括：

驱动装置；

支架，所述支架包括有至少3根热管，每一根所述热管具有空腔，于所述空腔内设置有可蒸发吸热的液体，所述热管与所述驱动装置热传递连接；

于所述热管上设置有散热片，所述散热片与所述热管采用冲卯安装方式连接、用于加速所述热管的散热，同时为所述热管提供支撑；

于所述支架的一端设置有安装面板，所述支架的另一端与所述驱动装置连接；

于所述驱动装置上设置有螺旋桨，所述热管对应于所述螺旋桨的旋转半径的中间段为主散热区，所述热管的中间段向所述热管的端部延伸为副散热区；

多片所述散热片彼此之间分散设置，且所述散热片位于所述主散热区的分布密度大于所述散热片位于所述副散热区的分布密度。

2.根据权利要求1所述的一种高空飞行器电推进系统，其特征在于，所述液体的体积为所述空腔的体积的1/3至1/2。

3.根据权利要求1或2任一项所述的一种高空飞行器电推进系统，其特征在于，

于所述空腔内还设有填充物，所述填充物产生毛细现象将所述液体传递至所述热管的下端。

4.根据权利要求1所述的一种高空飞行器电推进系统，其特征在于，

每一根所述热管的两端均为单独密封。

5.根据权利要求1所述的一种高空飞行器电推进系统，其特征在于，

所述散热片为金属片。

6.根据权利要求1所述的一种高空飞行器电推进系统，其特征在于，

每一根所述热管从上端至下端方向呈向下倾斜设置，与水平面之间的夹角为5°-90°之间。

7.根据权利要求3所述的一种高空飞行器电推进系统，其特征在于，

所述填充物为烧结型金属填充物或泡沫铜金属物。

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