CN111819134A - 用于飞机的具有电机和冷却机构的驱动装置 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及用于飞机的驱动装置（1），包括：具有定子（3）和转子（4）的电机（2）和用于冷却所述电机（2）的冷却机构（10），其中，所述冷却机构（10）具有被包裹的第一冷却区域（12），在所述第一冷却区域中存在有第一冷却液体用于冷却所述定子（3）和/或所述转子（4），所述冷却机构（10）具有与所述第一冷却区域（12）分离的第二冷却区域（15），在所述第二冷却区域中存在有第二液体，并且所述冷却机构（10）具有内部的热交换器（11）用于将热从所述第一冷却液体传递到所述第二冷却液体处。
Description
技术领域
本发明涉及用于飞机的驱动装置，包括具有定子和转子的电机以及用于冷却电机的冷却机构。
背景技术
从现有技术中已知如下飞机，所述飞机以电的驱动装置运行。这样的驱动装置包括电机以及用于冷却电机的冷却机构。在此，电机尤其在应用可燃烧的液体的情况下直接地或间接地进行冷却。所述可燃烧的液体基本上呈现为关于所应用的液体的燃料负荷（Brandlast）和所应用的设计的潜在的火灾危险。在用作冷却液体的可燃烧的液体已经吸收在电机的内部的热之后，所述液体在电机之外借助于在外部装入的热交换器被冷却到期望的工作温度。
在航空工业中，尤其要在安全技术上评估，可燃烧的液体的量和空间上的运输能够到何种程度地导致在相应的运用中的危险。此外，要检查这是否如有可能导致有意的装入空间的相应的分类或危险分级。例如，这样的空间能够然后被分类为所谓的指定火区（DFZ）。相应于航空技术的结构规定，评估可燃烧的液体并且采取相应的设计措施用于危险分级或用于危险减少。
这种问题直到现在已经（在传统的燃烧技术的意义上）通过如下方式被解决，即采取特殊的设计措施，方式为，已经解释到所谓的指定火区的装入地点，并且所有在所述装入地点中建造的构件必须保证关于防火性的提高的要求。这例如意味着，所有构件在所述装入地点处在2000°F的温度的情况下必须针对15分钟的持续时间来满足完整的功能。但是这导致在多个方面中的消耗的设计解决方案。
电机或电动马达在航空中作为首要驱动系统的使用直到现在还没有被建立。因此当前不存在问题解决方案，因为这种疑问提出直到现在不存在。在对新的技术基础的要求的简化的意义上必要的是，实现设计解决方案的简化，以便一方面实现相对于传统的技术的改善，以及另一方面实现在集成到新的领域航空中的情况下的技术的优点。
发明内容
本发明的任务是，提供用于飞机的驱动装置，所述驱动装置能够以少的消耗更安全地运行。
所述任务根据本发明通过具有专利权利要求1的特征的驱动装置进行解决。本发明的有利的改进方案在从属专利权利要求中说明。
根据本发明的用于飞机的驱动装置包括具有定子和转子的电机。此外，驱动装置包括用于冷却电机的冷却机构。在此，设置成，冷却机构具有被包裹的（gekapselten）第一冷却区域，在所述第一冷却区域中存在有第一冷却液体用于冷却定子和/或转子。此外，冷却机构具有与第一冷却区域分离的第二冷却区域，在所述第二冷却区域中存在有第二冷却液体。此外，冷却机构包括内部的热交换器用于将热从第一冷却液体传递到第二冷却液体处。
驱动装置能够在飞机、例如飞行工具中得到应用，所述飞机电地被驱动。例如，驱动装置能够被应用在电动飞行工具中。驱动装置的电机能够例如被应用于驱动飞机的涡轮机或推进器。电机包括定子和转子，所述转子能够尤其相对于定子能够转动地进行构造。转子尤其相对于定子处于内部地进行构造。驱动装置的冷却机构用于在运行中冷却电机。冷却机构尤其应用于冷却定子的绕组。
在此，冷却机构具有被包裹的第一冷却区域，在所述第一冷却区域中存在有第一冷却液体。所述第一冷却液体能够尤其涉及可燃烧的冷却液体。借助于第一冷却液体，尤其电机的定子在运行中被冷却。在此，优选地设置成，所述定子具有相应的绕组，在所述绕组中，在运行中出现相关的功率损失。所述损失转换成热，所述热能够借助于第一冷却液体被导出。在其中存在有第一冷却液体的第一冷却区域能够具有相应的壁部。所述壁部能够例如由金属制作。第一冷却区域能够包括一个或多个空心空间，在所述一个空心空间中或在所述多个空心空间中存在有第一冷却液体。第一冷却区域还能够包括一个或多个冷却通道。第一冷却区域尤其液体密封地或对于第一冷却液体密封地进行构造。由此，尤其是可燃烧的第一冷却液体处于闭合的空间中并且尤其不在电机之外被应用。由此得出较小的危险潜力。此外，冷却机构具有内部的热交换器，藉由所述内部的热交换器，热能够从第一冷却液体传递到第二冷却液体处。也就是说，热交换器尤其构造为所谓的流体/流体热交换器。第二冷却液体处于第二冷却区域中，所述第二冷却区域相对于第一冷却区域分离地进行构造。由此，所应用的流体/流体热交换器由两个分离的独立的腔室系统构成，从而所述两个被应用的冷却液体不处于相对于彼此的直接的接触中。由此，能够整体上以小的消耗来实现电机的可靠的冷却。
优选地，第一冷却液体是可燃烧的液体，并且第二冷却液体是不可燃烧的液体。第一冷却液体能够例如涉及相应的油。第二冷却液体能够涉及水或涉及水乙二醇混合物。在当前所应用的冷却机构中，第一可燃烧的液体被包裹地保持在第一冷却区域中。第二冷却液体（其是不可燃烧的）还能够在电机之外被应用或在电机之外被引导。由此，新型的冷却机构能够被提供，所述新型的冷却机构实现可燃烧的冷却液体或第一冷却液体的被包裹的应用。以这种方式能够满足航空要求。
在一种实施方式中，内部的热交换器布置在电机的壳体之内。在此，尤其设置成，定子和转子布置在壳体之内。所述壳体能够尤其闭合地进行构造并且由此能够用于密封定子和转子以防外部的环境影响。此外，壳体的部件还能够用于传递由电机产生的转矩。当内部的热交换器布置在电机的壳体之内时，能够实现可燃烧的冷却液体或第一冷却液体保持在壳体之内。由此，能够在电机或驱动装置的运行中提高安全性。
优选地，定子具有板片组，并且内部的热交换器布置在板片组处。在定子的板片组处能够布置有绕组或绕组的线圈。线圈能够布置在定子或板片组的齿处。在此，尤其设置成，内部的热交换器沿周缘方向至少局部地包围板片组。优选地设置成，内部的热交换器根据外套冷却的类型进行构造。以这种方式，在电机的运行中在定子处产生的热能够有效地被引出。
在另外的实施方式中，电机具有在定子与转子之间的间隙管，并且第一冷却区域从间隙管延伸至热交换器的壁。间隙管能够基本地空心柱形地进行构造并且能够在定子与转子之间布置在空气间隙中。如已经阐释的那样，内部的热交换器能够沿周缘方向至少局部地包围定子。第一冷却区域能够由此从间隙管延伸至热交换器的壁，所述壁面对间隙管或定子。由此得出被包裹的区域，所述区域形成第一冷却区域或形成第一冷却区域的部分。由此，能够尤其将热从定子有效地运走。
在另外的实施方式中，内部的热交换器布置在电机的壳体的外侧处。例如，内部的热交换器能够至少局部地包围壳体。基本上设置成，内部的热交换器和电机的壳体的位置还能够任意地在顺序方面以及在布置方面相应于设计要求进行变化。由此，冷却机构能够与电机的设计方案匹配。
在另外的实施方式中，冷却机构具有外部的热交换器用于冷却第二冷却液体。也就是说，冷却机构能够具有另外的热交换器或外部的热交换器，所述另外的热交换器或外部的热交换器尤其处于电机的壳体之外。当已经借助于内部的热交换器将热从第一冷却液体传递到第二冷却液体处时，能够借助于外部的热交换器又相应地对第二冷却液体进行冷却。内部的热交换器例如能够具有相应的入口，通过所述入口，借助于外部的热交换器进行冷却的第二冷却液体到达到内部的热交换器。此外，内部的热交换器能够具有相应的出口，通过所述出口，变热的第二冷却液体能够被传递到外部的热交换器处。内部的热交换器和外部的热交换器能够通过相应的管路或软管与彼此连接。在此，尤其设置成，外部的热交换器处于飞机的空间或良好地通风的区域处。这实现冷却机构的有效的运行。
根据另外的实施方式能够设置成，冷却机构和/或电机如下地进行构造，使得变热的第二冷却液体将热通过电机的壳体或通过热交换器的壳体向外运走。例如能够设置成，电机或电机的壳体具有相应的冷却肋，以便将第二冷却液体的热运走。还能够设置成，将第二冷却液体的热的一部分通过壳体导出并且将另外的部分传递到外部的热交换器处，以便对第二冷却液体进行冷却。
在另外的实施方式中，冷却机构构造成，在电机的运行中，第一冷却液体相比于第二冷却液体具有更高的温度。也就是说，内部的热交换器和必要时外部的热交换器能够如下地定尺寸和/或运行，使得第一冷却液体具有比第二冷却液体更高的温度。由此，在可燃烧的第一冷却液体与不可燃烧的第二冷却液体之间出现热传导。由此，在电机的运行中出现的热能够特别有效地被导出。
此外有利的是，内部的热交换器借助于增加的（additiven，有时称为添加性的）制作方法进行制造。例如，内部的热交换器能够借助于3D打印方法进行制造。通过应用增加的制作方法，存在有用于制造热交换器的复杂的几何结构的形状的可行方案。此外，内部的热交换器的造型能够如下地进行设计，使得热传递被优化。此外，新型的材料组合能够被提供。此外，能够通过将增加的制作方法应用用于流体/流体热交换器来实现对于机械的接口的相同的热膨胀系数。借助于增加的制作方法，内部的热交换器能够如下地进行制造，使得所述内部的热交换器在小的附加重量的情况下具有高的热传递。此外，用于冷却液体的联接部或用于外部的热交换器的入口和出口能够可变地进行设计。例如，联接部能够沿电机的径向的方向或沿电机的轴向的方向走向。此外，提供如下可能性，即实现冗余的冷却系统。还能够设置成，通过合适的构造、例如借助于较冷的第二冷却液体来实现定子的齿的冷却。
在另外的实施方式中，电机构造为具有表面磁体的永久激励的同步机器。如此构造的电机是特别少保养的并且产生足够的转矩用于驱动电地运行的飞机。
根据本发明的飞机包括根据本发明的驱动装置。飞机能够尤其构造为电动飞行工具。飞机能够还至少部分地电地运行。飞机例如还能够涉及直升机或类似飞机。假如驱动装置具有外部的热交换器，则尤其设置成，所述外部的热交换器布置在飞行工具的如下区域处，在所述区域的情况下，所述外部的热交换器能够例如由冷却空气流环流。例如，外部的热交换器能够布置在飞机的良好地通风的空间和/或良好地通风的区域中。
关于根据本发明的驱动装置所介绍的优选的实施方式和所述实施方式的优点相应地适用于根据本发明的飞机。
本发明的另外的特征从权利要求、附图和附图说明中得出。前面在说明书中提及的特征和特征组合以及随后在附图说明中提及的和/或在附图中单独示出的特征和特征组合不仅能够以相应地说明的组合，而且能够以其它的组合得到应用，而没有离开本发明的范围。
附图说明
现在根据优选的实施例以及在参考附上的绘图的情况下更详细地阐释本发明。在此，唯一的图示出驱动装置的示意性的图示。
具体实施方式
图以剖切的图示示出根据本发明的实施方式的驱动装置1。驱动装置1包括电机2。所述电机2又包括定子3以及转子4。在此，转子4相对于定子3处于内部地并且能够转动地进行构造。在定子3与转子4之间构造有空气间隙5。在所述空气间隙5中存在有间隙管6，所述间隙管能够空心柱形地进行构造。电机2的定子3具有板片组7，在所述板片组处布置有电机2的绕组的线圈8。电机2能够尤其构造为具有表面磁体的永久激励的同步机器。在此，表面磁体或永磁体布置在转子4处。此外，电机2包括壳体9。
此外，驱动装置1包括冷却机构10。所述冷却机构10包括内部的热交换器11，所述内部的热交换器用于将热从第一冷却液体传递到第二冷却液体处。在此，第一冷却液体存在于第一冷却区域12中。所述第一冷却区域12当前从间隙管6延伸至内部的热交换器11的壁13。此外，第一冷却区域12包括相应的冷却通道13，在所述冷却通道中存在有第一冷却液体。在电机2的运行中，电机2的定子3和尤其所述定子的绕组8变热。由此，第一冷却液体也变热。第一冷却液体涉及可燃烧的冷却液体。所述第一冷却液体然后从在间隙管6与内部的热交换器11的壁13之间的区域被导引到冷却通道13中，所述冷却通道沿着电机2的轴向的方向a走向，并且所述冷却通道是内部的热交换器11的部件。
内部的热交换器11包括另外的冷却通道14，所述另外的冷却通道同样沿轴向的方向a走向，并且所述另外的冷却通道配属于第二冷却区域15或形成第二冷却区域15。第二冷却液体涉及不可燃烧的冷却液体、例如由水和乙二醇构成的混合物。当前，冷却通道13（第一冷却液体在所述冷却通道13中流动）和冷却通道14（第二冷却液体在所述冷却通道14中流动）沿着电机2的周缘方向U相对于彼此交替地进行布置。
内部的热交换器11构造为流体/流体热交换器并且由两个分离的、独立的腔室系统、即第一冷却区域12和第二冷却区域15构成。第一冷却区域12和第二冷却区域15如下地进行构造，使得第一冷却液体和第二冷却液体不处于相对于彼此的直接的接触中。由此，在内部应用的可燃烧的液体或第一冷却液体通过热交换器11的壁借助于不可燃烧的液体或第二冷却液体进行冷却。在此，第二冷却液体的温度高于第一冷却液体的温度。由此，在第一冷却液体与第二冷却液体之间出现热传导。
此外，冷却机构10包括外部的热交换器16，所述外部的热交换器处于电机2的壳体9之外。外部的热交换器16用于冷却第二冷却液体。内部的热交换器11具有出口17，通过所述出口，变热的第二冷却液体排出。所述出口17通过软管18或管路与外部的热交换器16连接。此外，内部的热交换器11具有入口19，通过所述入口，第二冷却液体到达到内部的热交换器11。入口19通过软管20或管路与外部的热交换器16连接。在此，尤其设置成，外部的热交换器16处于飞机的良好通风的或冷却的区域处。
由此，在冷却机构10中，第一冷却液体或可燃烧的液体被包裹地保持在间隙管6与内部的热交换器11的壁13之间的空间中。由此，火灾危险由于可燃烧的液体的减少的量而减少。借助于内部的热交换器11或流体/流体热交换器，所应用的冷却介质或冷却液体的危险的数量被减少。此外，在到外部的热交换器16的接口处得出简单的操作，所述外部的热交换器以不可燃烧的液体或第二冷却液体运行。基本上能够设置成，内部的热交换器11和壳体9沿电机2的径向的方向r的布置能够以任意的顺序进行。
权利要求书(按照条约第19条的修改)
1.用于飞机的驱动装置（1），包括：
- 具有定子（3）和转子（4）的电机（2），
- 用于冷却所述电机（2）的冷却机构（10），
- 其中，所述冷却机构（10）具有被包裹的第一冷却区域（12），在所述第一冷却区域中存在有第一冷却液体用于冷却所述定子（3）和/或所述转子（4），
- 所述冷却机构（10）具有与所述第一冷却区域（12）分离的第二冷却区域（15），在所述第二冷却区域中存在有第二液体，
- 所述冷却机构（10）具有内部的热交换器（11）用于将热从所述第一冷却液体传递到所述第二冷却液体处，以及
- 所述内部的热交换器（11）布置在所述电机（2）的壳体（9）之内，
其特征在于，
所述电机（2）具有在所述定子（3）与所述转子（4）之间的间隙管（6），并且所述第一冷却区域（12）从所述间隙管（6）延伸至所述内部的热交换器（11）的壁。
2.根据权利要求1所述的驱动装置（1），其特征在于，所述第一冷却液体是可燃烧的液体，并且所述第二冷却液体是不可燃烧的液体。
3.根据权利要求1或2所述的驱动装置（1），其特征在于，所述定子（3）具有板片组（7），并且所述内部的热交换器（11）布置在所述板片组（7）处。
4.根据前述权利要求中任一项所述的驱动装置（1），其特征在于，所述冷却机构（10）具有外部的热交换器（16）用于冷却所述第二冷却液体。
5.根据前述权利要求中任一项所述的驱动装置（1），其特征在于，所述冷却机构（10）如下地进行构造，使得在所述电机（2）的运行中，所述第一冷却液体相比于所述第二冷却液体具有更高的温度。
6.根据前述权利要求中任一项所述的驱动装置（1），其特征在于，所述内部的热交换器（11）借助于增加的制作方法进行制造。
7.根据前述权利要求中任一项所述的驱动装置（1），其特征在于，所述电机（2）被构造为具有表面磁体的永久激励的同步机器。
8.飞机，具有根据前述权利要求中任一项所述的驱动装置（1）。
Claims (11)
1.用于飞机的驱动装置（1），包括：
- 具有定子（3）和转子（4）的电机（2），和
- 用于冷却所述电机（2）的冷却机构（10），
其特征在于，
- 所述冷却机构（10）具有被包裹的第一冷却区域（12），在所述第一冷却区域中存在有第一冷却液体用于冷却所述定子（3）和/或所述转子（4），
- 所述冷却机构（10）具有与所述第一冷却区域（12）分离的第二冷却区域（15），在所述第二冷却区域中存在有第二液体，以及
- 所述冷却机构（10）具有内部的热交换器（11）用于将热从所述第一冷却液体传递到所述第二冷却液体处。
2.根据权利要求1所述的驱动装置（1），其特征在于，所述第一冷却液体是可燃烧的液体，并且所述第二冷却液体是不可燃烧的液体。
3.根据权利要求1或2所述的驱动装置（1），其特征在于，所述内部的热交换器（11）布置在所述电机（2）的壳体（9）之内。
4.根据权利要求3所述的驱动装置（1），其特征在于，所述定子（3）具有板片组（7），并且所述内部的热交换器（11）布置在所述板片组（7）处。
5.根据权利要求3或4所述的驱动装置（1），其特征在于，所述电机（2）具有在所述定子（3）与所述转子（4）之间的间隙管（6），并且所述第一冷却区域（12）从所述间隙管（6）延伸至所述内部的热交换器（11）的壁（13）。
6.根据权利要求1或2所述的驱动装置（1），其特征在于，所述内部的热交换器（11）布置在所述电机（2）的壳体（9）的外侧处。
7.根据前述权利要求中任一项所述的驱动装置（1），其特征在于，所述冷却机构（10）具有外部的热交换器（16）用于冷却所述第二冷却液体。
8.根据前述权利要求中任一项所述的驱动装置（1），其特征在于，所述冷却机构（10）如下地进行构造，使得在所述电机（2）的运行中，所述第一冷却液体相比于所述第二冷却液体具有更高的温度。
9.根据前述权利要求中任一项所述的驱动装置（1），其特征在于，所述内部的热交换器（11）借助于增加的制作方法进行制造。
10.根据前述权利要求中任一项所述的驱动装置（1），其特征在于，所述电机（2）被构造为具有表面磁体的永久激励的同步机器。
11.飞机，具有根据前述权利要求中任一项所述的驱动装置（1）。
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