CN112421890B - 航天电机冷却系统 - Google Patents

Abstract

本发明属于散热领域，旨在解决航天电机短时间高负荷运行条件下的散热问题，提供了一种航天电机冷却系统，包括定子铁芯、定子绕组、转子、转轴和机壳，该冷却系统包括贯穿设置于定子的第一相变区，第一相变区包括连通设置的换热段和冷凝段；冷凝段设置有第二相变区，第二相变区设置有相变储热装置，相变储热装置包覆设置于冷凝段；当电机处于短时高负荷工作状态时，定子中的热量通过换热段传递至冷凝段，经过与相变储热装置中的相变材料热交换，将换热段的热能存储其中以进行冷凝段、换热段中工质的冷凝；当电机处于停机状态时，相变储热装置将热量传递至外界；通过本发明可有效解决航天电机运行的散热问题，实现电机内热量的快速交换。

Description

航天电机冷却系统

技术领域

本发明属于散热领域，具体涉及一种航天电机冷却系统。

背景技术

传统的飞机机载作动器采用液压系统，将液压作动筒作为执行元件，由于其结构特点，机身布满液压管路，存在泄露隐患，且伴随着结构复杂、可靠性低、维护困难等问题，限制了飞机的进一步发展。随着全电飞机概念的兴起与功率电传技术的进步，机电作动器代替传统液压作动器已经成为一种不可避免的趋势。

机载机电作动器主要包括无刷直流电机、齿轮传动机构、滚珠丝杠机构、控制器等部分组成，其中电机作为核心部件，由于持续的冷却能力直接决定了电机的温升，从而影响到绝缘及永磁材料性能与寿命。机载电机在飞机飞行过程中处于间歇工作制，处于高负载运行过程中的电机损耗生热对电机绝缘与永磁材料的可靠性与寿命产生较大影响。飞机在高空高速飞行过程中，由于各方面的限制，空气冷却效果难以达到要求，液体冷却因为需要安装附加设备，且存在泄露隐患，无法适应飞机高可靠性与高功率密度的发展要求；而相变冷却技术传热效率高，不受空间方位限制，更适合于航天全电飞机的电机冷却。

发明内容

为了解决现有技术中的上述问题，为了解决航天电机短时间高负荷运行条件下的散热问题，本发明提供了一种航天电机冷却系统，包括定子、转子、转轴和机壳，其中，定子包括定子铁芯、定子绕组，定子绕组设置于铁芯内侧定子槽中，定子铁芯段外圆侧与机壳内壁紧密贴合，该冷却系统还包括贯穿设置于所述定子的第一相变区，所述第一相变区包括换热段和冷凝段，所述换热段与所述冷凝段连通设置；所述冷凝段设置有第二相变区，所述第二相变区设置有相变储热装置，所述相变储热装置包覆设置于所述冷凝段；

当电机处于短时高负荷工作状态时，所述定子中的热量通过所述换热段快速传递至所述冷凝段，经过与所述相变储热装置中的相变材料热交换，将电机运行中的热量存储至所述相变储热装置中并进行所述冷凝段中工质的冷凝，被冷凝的工质再次回到所述换热段进行下一阶段的换热；当电机处于长时间停机状态时，所述相变储热装置再将热量传递至外界。

在一些优选实施例中，所述相变储热装置包括密封装置以及设置于所述密封装置内部的相变储热材料；所述密封装置为第一空心圆柱结构；所述第一空心圆柱结构的外侧与电机气隙所在的圆周同心且半径相等；所述第一空心圆柱结构一端设置于定子端部绕组鼻部的正下方，另一侧与所述机壳相连；

所述相变储热材料构成第二空心圆柱结构，所述第二空心圆柱结构与所述第一空心圆柱结构同心设置。

在一些优选实施例中，所述密封装置的材质与所述机壳的材质同等设置。

在一些优选实施例中，所述换热段与冷凝段的比例为：

其中，K₁为所述换热段的传热系数，K₂为所述冷凝段的传热系数，T_V为压力对应的相变温度，T₁为热流体温度，T₂为冷流体温度；所述换热段的长度等于电机的电枢长度；

所述第二空心圆柱结构的体积V为：

其中，r为石蜡相变潜热量，ρ为石蜡密度，Q为电机生热量。

在一些优选实施例中，所述第一相变区包括热管区域，所述热管区域设置有多根热管，多根所述热管平行设置；每个所述定子的槽内部至少设置一根所述热管。

在一些优选实施例中，所述热管的内径为D，D∈(0,5mm]。

在一些优选实施例中，多根所述热管构成第三空心圆柱结构，所述第三空心圆柱结构与所述第二空心圆柱结构同心设置；

所述第二空心圆柱结构的外径为D1，所述第三空心圆柱结构的外径为D2，D1与D2的差值为ΔD，ΔD≥5mm。

在一些优选实施例中，所述相变储热装置包括密封装置以及设置于所述密封装置内部的石蜡；所述密封装置设置于所述机壳外侧；

所述第一相变区还包括连通段，所述连通段为弧形结构；所述连通段设置于所述换热段与所述冷凝段之间以连通所述换热段与所述冷凝段；所述冷凝段设置于所述密封装置的石蜡中。

在一些优选实施例中，所述连通段、所述冷凝段和所述换热段均为热管，且所述连通段、所述冷凝段与所述换热段一体成型设置。

在一些优选实施例中，所述相变材料为石蜡类相变材料、非石蜡类相变材料或三水醋酸钠中的任一种。

本发明的有益效果为：

1)本发明专利结构简单、合理，可解决航天电机短时间高负荷运行条件下的散热问题，实现电机内热量的快速交换，并且不增加其他辅助系统。

2)通过热管埋设的方式，缩短了电机定子散热路径，避免了电机定子区域的局部过热。

3)冷却系统高度集成化，降低了航天电机在飞机运行过程中由于额外冷却装置带来的磨耗。

4)具有较强的实用性，通过石蜡层与热管联用的方法，既发挥了相变材料吸收热量的优势，又发挥了热管导热能力强的优势，提高了散热能力和散热均衡能力。

5)具有较好的经济性，根据性能和成本要求，使用石蜡层和热管的最佳组合方式，在保证性能的前提下，降低了成本。

6)冷却系统体积小，且可充分利用电机内部空间，有利于航天电机的高度集成化。

附图说明

通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本申请的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1是本发明航天电机冷却系统的一种具体实施例的立体结构示意图；

图2是本发明航天电机冷却系统的第一种实施例的结构示意图；

图3是本发明航天电机冷却系统的第一种实施例中的热管与石蜡包覆层的立体结构示意图；

图4是本发明航天电机冷却系统的第三种实施例的结构示意图；

图5是本发明航天电机冷却系统的第二种实施例的结构示意图。

附图标记说明：1、机壳；2、定子铁芯；3、定子绕组；4、热管，401、绕组热管，402、铁芯热管；5、石蜡包覆层。

具体实施方式

下面参照附图来描述本发明的优选实施方式，本领域技术人员应当理解的是，这些实施方式仅仅用于解释本发明的技术原理，并非旨在限制本发明的保护范围。

本发明公开了一种航天电机冷却系统，包括定子、转子、转轴和机壳，其中，定子包括定子铁芯、定子绕组，定子绕组设置于铁芯内侧定子槽中，定子铁芯段外圆侧与机壳内壁紧密贴合；该冷却系统还包括贯穿设置于定子的第一相变区，在本发明中，第一相变区为热管区域，热管区域设置有多根热管；热管包括设置于穿设定子铁芯设置的换热段和设置于定子绕组之外的冷凝段，换热段与冷凝段连通设置形成热管本体；冷凝段设置有第二相变区，第二相变区设置有相变储热装置，在本发明中，相变储热装置即为石蜡包覆段，石蜡包覆段包覆设置于热管的冷凝段外侧，通过包覆设置，保证第二相变区的包覆材料与热管冷凝段充分接触，增大接触面积。

本发明主要针对航天电机，该电机的特点为间歇工作制，短时高负荷工作，长时间处于停机状态，本发明提供的航天电机冷却系统通过热管与石蜡联用的相变冷却方式，进行高效冷却，可有效解决航天电机短时间高负荷运行条件下的散热问题；当电机处于短时高负荷工作状态时，伴随着大量损耗生成，通过在电机定子的绕组和铁芯埋设热管，使得电机传热热阻大幅缩短，电机运行过程中热管将电机的热量快速传导至端部设置的固态石蜡包覆的冷凝段，通过石蜡包覆层中的石蜡将传递的热能吸收存储，经过石蜡的固液相变吸热，快速实现热管内工质的冷凝，并将热量储存于石蜡材料中。待电机停止运行后，石蜡再逐渐将热量传递至周围环境，使液态石蜡再相变为固态。

以下参照附图结合具体实施例进一步说明本发明。

参照附图1，图示是本发明航天电机冷却系统的一种具体实施例的立体结构示意图，该系统包括机壳1、定子、转子和转轴，其中，定子包括定子铁芯2、定子绕组，定子绕组设置于铁芯内侧定子槽中，定子铁芯段外圆侧与机壳内壁紧密贴合；该冷却系统还包括贯穿设置于定子部位的热管4，热管包括连通设置的换热段和冷凝段，其中，换热段为贯穿定子部分设置的热管，冷凝段为延伸出定子部分的热管，热管冷凝段的包覆设置有石蜡包覆层5；当电机处于短时高负荷工作状态时，定子中的热量通过热管的换热段传递至热管的冷凝段，通过与热管冷凝段充分接触的石蜡包覆层中的石蜡的固液相变转化，将热量存储至石蜡中，完成热管中工质的冷凝；当电机处于长时间停机状态时，石蜡包覆层中的石蜡将热量传递至外界，并由液态转变成固态，以进行下一次的吸热；需要说明的是，在本发明中，电机每次停机与运行的间隙时间足够石蜡包覆层完成固液转化的吸放热。

进一步地，参照附图2，图示是本发明航天电机冷却系统的第一种实施例的结构示意图；在本实施例中，石蜡包覆层设置于机壳内部；热管4穿设于定子铁芯2设置；石蜡包覆层5设置于定子部件的端部外侧；石蜡包覆层包括密封装置以及设置于密封装置内部的石蜡；密封装置设置于定子绕组与机壳之间，且密封装置靠近机壳1设置；密封装置为第一空心圆柱结构；需要说明的是，石蜡包覆层可以设置于定子部件的左端或者右端，本实施例的公开并不限制本发明的保护范围。

进一步地，密封装置的材质与机壳的材质同等设置。

参照附图2的同时参照附图3，本发明航天电机冷却系统的第一种实施例中的热管与石蜡包覆层的立体结构示意图，当石蜡包覆层设置于机壳内部时，热管为直管状态，热管的内径为D，D∈(0,5mm]；换热段与冷凝段的比例为：

其中，K₁为换热段的传热系数，K₂为冷凝段的传热系数，T_V为压力对应的相变温度，T₁为热流体温度，T₂为冷流体温度；换热段的长度等于电机的电枢长度。

进一步地，相变储热装置包括密封装置以及设置于密封装置内部的相变储热材料；密封装置为第一空心圆柱结构；第一空心圆柱结构的外侧与电机气隙所在的圆周同心且半径相等；第一空心圆柱结构一端设置于定子端部绕组鼻部的正下方，另一侧与机壳相连；相变储热材料构成第二空心圆柱结构，第二空心圆柱结构与第一空心圆柱结构同心设置。

第一相变区包括热管区域，热管区域设置有多根热管，多根热管平行设置；每个定子的槽内部至少设置一根热管；多根热管构成第三空心圆柱结构，第三空心圆柱结构与第二空心圆柱结构同心设置；第三空心圆柱结构的外径比第二空心圆柱结构的外径小至少5mm，第三空心圆柱结构的内径比第二空心圆柱结构的内径小至少5mm。第二空心圆柱结构的体积V为：

其中，r为石蜡相变潜热量，ρ为石蜡密度，Q为电机生热量；上述尺寸为石蜡材料为圆柱状时的计算公式，当石蜡包覆层的形状为其它形状时，可按照具体形状尺寸进行换算。

优选地，热管的换热段与冷凝段的比例为4：1。

进一步地，参照附图4，图4是本发明航天电机冷却系统的第三种实施例的结构示意图；热管4部分包含负责定子绕组3冷却的绕组热管401及定子铁芯冷却的铁芯热管402。热管在电机铁心中的位置可根据电机生热情况进行灵活调整。可选择在每个槽中心安放一根热管，即绕组热管，绕组热管间形成第一相变阶段的第一周向几何圆；当电机生热严重的情况下也可选择在上述方案基础上，在铁心轭部适当位置开设贯穿铁心的孔径，在孔径内安设铁心热管，为保证散热的均一性，铁心热管的安设孔径的尺寸一致，彼此间周向等距，形成第一相变阶段的第二周向几何圆，第一周向几何圆与第二周向几何圆同心；两组热管共同作用散热。

参照附图5，图示是本发明航天电机冷却系统的第二种实施例的结构示意图，相变储热装置包括密封装置以及设置于密封装置内部的石蜡；密封装置为设置于机壳外侧的冷凝箱101；在本实施例中，热管为弯管，弯管包括连通段、换热段和冷凝段，连通段为弧形结构或者半圆结构，连通段设置于换热段与冷凝段之间以连通换热段与冷凝段；冷凝段设置于冷凝箱中的石蜡内部，冷凝段与石蜡充分接触；航天电机在飞机飞行过程为间歇工作制，当电机处于高负载状态，铜损与铁损生热情况对高空运行电机的可靠性产生较大影响；本发明专利工作实施例如下：航天电机机壳与定子铁芯外径紧密贴合，在电机生热严重的情况下，热管冷凝部分所对应的机壳部分尺寸可适当延长；电机运行过程中热管将电机的热量快速传导至固态石蜡包覆的冷凝段，经过石蜡的固液相变，快速实现热管内工质的冷凝，并将热量储存于石蜡材料中；待电机停止运行后，石蜡再逐渐将热量传递至周围环境，使液态石蜡再相变为固态。

进一步地，冷凝箱的位置设置可在机壳上灵活设置，热管的连通段从机壳上方孔径穿出并延伸至冷凝箱中，机壳孔径与热管焊接密封，冷凝箱内部填充石蜡材料，石蜡吸收热量后将热量缓慢散失于机壳外部；本发明构思新颖、结构巧妙、实用性强，通过相变材料的使用，在高效散热的基础上，精简了传统冷却系统的体积，保证了航天电机的可靠安全工作。

进一步地，热管连通段、热管冷凝段与热管换热段一体成型设置。

进一步地，相变材料需具备吸热速度快，相变点温度适宜，性质稳定且使用寿命长的条件，可选择的相变材料包含但不限于：石蜡类相变材料、非石蜡类相变材料或三水醋酸钠等无机相变材料；本领域技术人员所知晓的是，相变材料还可为其它材料，本发明提供的具体实施例并不限制本发明的保护范围，故在此不再一一赘述。

从均衡散热及提高电机可靠性角度出发，第一相变区的热管埋设位置可根据电机定子的生热严重情况进行调整，定子部分的每个槽内至少设置一根热管，槽内热管位置可根据生热情况进行调整；定子铁芯部分第一相变区的热管埋设位置可根据定子铁芯生热情况，灵活选择设置的数量与位置。

进一步地，从利于热管冷凝段热量散失及相变工质回流的角度出发，热管冷凝段可为任意形状以便于与第二相变区的包覆材料充分接触。

进一步地，第二相变区的石蜡层需要与热管冷凝段充分接触，必要时可包覆部分电机区域。

虽然已经参考优选实施例对本发明进行了描述，但在不脱离本发明的范围的情况下，可以对其进行各种改进并且可以用等效物替换其中的部件，尤其是，只要不存在结构冲突，各个实施例中所提到的各项技术特征均可以任意方式组合起来；本发明并不局限于文中公开的特定实施例，而是包括落入权利要求的范围内的所有技术方案。

在本发明的描述中，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示方向或位置关系的术语是基于附图所示的方向或位置关系，这仅仅是为了便于描述，而不是指示或暗示所述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发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

此外，还需要说明的是，在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，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。对于本领域技术人员而言，可根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

术语“包括”或者任何其它类似用语旨在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、物品或者设备/装置不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其它要素，或者还包括这些过程、物品或者设备/装置所固有的要素。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本发明的技术方案，但是，本领域技术人员容易理解的是，本发明的保护范围显然不局限于这些具体实施方式。在不偏离本发明的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种航天电机冷却系统，包括定子、转子、转轴和机壳，其中，定子包括定子铁芯、定子绕组，定子绕组设置于铁芯内侧定子槽中，定子铁芯段外圆侧与机壳内壁紧密贴合，其特征在于，该冷却系统还包括贯穿设置于所述定子的第一相变区，所述第一相变区包括换热段和冷凝段，所述换热段与所述冷凝段连通设置；所述冷凝段设置有第二相变区，所述第二相变区设置有相变储热装置，所述相变储热装置包覆设置于所述冷凝段；所述相变储热装置包括密封装置以及设置于所述密封装置内部的相变储热材料；所述第一相变区包括热管区域，所述热管区域设置有多根热管，多根所述热管平行设置；每个所述定子的槽内部至少设置一根所述热管；换热段为贯穿定子部分设置的热管，冷凝段为延伸出定子部分的热管；所述相变储热材料为石蜡；所述密封装置为设置于所述机壳外侧的冷凝箱；所述第一相变区还包括连通段，所述连通段为弧形结构；所述连通段设置于所述换热段与所述冷凝段之间以连通所述换热段与所述冷凝段；所述冷凝段设置于所述密封装置的石蜡中；

当电机处于短时高负荷工作状态时，所述定子中的热量通过所述换热段快速传递至所述冷凝段，经过与所述相变储热装置中的相变材料热交换，将电机运行中的热量存储至所述相变储热装置中并进行所述冷凝段中工质的冷凝，被冷凝的工质再次回到所述换热段进行下一阶段的换热；当电机处于长时间停机状态时，所述相变储热装置再将热量传递至外界，并由液态转变成固态，以进行下一次的吸热。

2.根据权利要求1所述的航天电机冷却系统，其特征在于，所述密封装置的材质与所述机壳的材质同等设置。

3.根据权利要求2所述的航天电机冷却系统，其特征在于，所述换热段与冷凝段的比例为：

其中，K₁为所述换热段的传热系数，K₂为所述冷凝段的传热系数，T_V为压力对应的相变温度，T₁为热流体温度，T₂为冷流体温度；所述换热段的长度等于电机的电枢长度。

4.根据权利要求1所述的航天电机冷却系统，其特征在于，所述热管的内径为D，D∈(0,5mm]。

5.根据权利要求1所述的航天电机冷却系统，其特征在于，所述连通段、所述冷凝段和所述换热段均为热管，且所述连通段、所述冷凝段与所述换热段一体成型设置。

6.根据权利要求1-5中任一项所述的航天电机冷却系统，其特征在于，所述相变材料为石蜡类相变材料、非石蜡类相变材料或三水醋酸钠中的任一种。

Images