CN112537455A - 一种飞行器电力推进器散热系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞行器电力推进器散热系统，包括机舱外壳，所述机舱外壳内设有推进器本体和与所述推进器本体同轴设置的驱动器外壳，所述驱动器外壳的内壁设有驱动器功率组件，还包括设于所述驱动器外壳远离所述推进器本体一端的轴流风扇。本发明所提供的飞行器电力推进器散热系统在有限空间解决了推进器本体和驱动器的布置及散热问题，适用于大功率电力推进器，提高了散热的可靠性。

Description

一种飞行器电力推进器散热系统

技术领域

本发明涉及电力推进器领域，特别涉及一种飞行器电力推进器散热系统。

背景技术

电力推进器是飞行器上的动力系统的重要组成部分，电力推进器转子旋转带动飞行器上的螺旋桨旋转，为飞行器的移动提供动力。

目前现有的电机和驱动器散热方案大体有如下几种：

小功率的散热方案：驱动器设计为电机本体直径相同的圆柱体，安装在电机尾部，驱动器和电机上设计散热翅片，冷却介质为空气。运行时驱动器和电机根据实际工况采用自然散热，或是借用螺旋桨带来的一部分流动空气进行散热。飞行器有多种复杂的运行工况，借用螺旋桨带动的散热空气并不能实时得到保障。

大功率的散热方案：驱动器设计为立方体，安装在电机本体的上部或者分开安装，驱动器和电机分别使用各自独立的散热系统。运行时驱动器和电机根据各自的设计要求采用强制风冷或者水冷。众所周知，体积，重量和可靠性是飞行器的重要指标，这种方案由于电机和驱动器分别独立运行，需要增加电机和驱动器之间的电缆连接，分别为电机和驱动器预留安装支架和空间，会造成动力系统体积变大。同时因为器件的增加，会降低系统的可靠性。

因此，如何提升电力推进器的散热性能成为本领域技术人员需要解决的技术问题。

发明内容

本发明的目的是提供一种飞行器电力推进器散热系统，优化了推进器本体和驱动器的布置，改善了电力推进器的散热性能。

为实现上述目的，本发明提供一种电力推进器，包括机舱外壳，所述机舱外壳内设有推进器本体和与所述推进器本体同轴设置的驱动器外壳，所述驱动器外壳的内壁设有驱动器功率组件，还包括设于所述驱动器外壳远离所述推进器本体一端的轴流风扇。

可选地，所述推进器本体包括定子外壳、电机转子和设于所述定子外壳两端的第一端盖轴承组件。

可选地，所述驱动器外壳远离所述推进器本体的一端设有第二端盖轴承组件。

可选地，所述定子外壳和所述驱动器外壳的周部均设有散热翅片。

可选地，位于所述驱动器外壳的所述散热翅片的高度大于位于所述定子外壳的所述散热翅片的高度。

可选地，所述轴流风扇设于所述电机转子的延长轴上。

可选地，所述轴流风扇的周部设有防护所述轴流风扇的防护罩。

可选地，所述机舱外壳靠近所述推进器本体一端的周部开设有周部进风口。

可选地，所述轴流风扇还包括驱动部，所述轴流风扇通过周部的所述防护罩固定于机舱外壳。

可选地，所述定子外壳和所述驱动器外壳为外径相等的圆柱壳体。

相对于上述背景技术，本发明所提供的飞行器电力推进器散热系统包括机舱外壳，机舱外壳内布置有推进器本体，推进器本体同轴设置驱动器外壳，驱动器功率组件固定在驱动器外壳内壁，方便驱动器功率组件和推进器本体的安装固定；通过设置在驱动器外壳远离推进器本体一端的轴流风扇，借助机舱外壳形成一个轴向上的风道，借助风道内流动的气流对驱动器功率组件及推进器本体进行强制对流散热，改善了散热性能。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。

图1为本发明一种实施例所提供的飞行器电力推进器散热系统的示意图；

图2为图1中飞行器电力推进器散热系统的冷却气流示意图；

图3为图2中飞行器电力推进器散热系统的爆炸图；

图4为本发明另一种实施例所提供的飞行器电力推进器散热系统的示意图；

图5为图4中飞行器电力推进器散热系统的冷却气流示意图。

其中：

10-定子外壳、20-电机转子、30-第一端盖轴承组件、40-驱动器外壳、50-第二端盖轴承组件、60-轴流风扇、70-机舱外壳、71-周部进风口、80-驱动器功率组件、90-散热翅片。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

为了使本技术领域的技术人员更好地理解本发明方案，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步的详细说明。

请参考图1至图5，图1为本发明一种实施例所提供的飞行器电力推进器散热系统的示意图，图2为图1中飞行器电力推进器散热系统的冷却气流示意图，图3为图2中飞行器电力推进器散热系统的爆炸图，图4为本发明另一种实施例所提供的飞行器电力推进器散热系统的示意图，图5为图4中飞行器电力推进器散热系统的冷却气流示意图。

本发明所提供的飞行器电力推进器散热系统包括机舱外壳70和设置在机舱外壳70内的推进器本体以及控制推进器本体运行的驱动器功率组件80，推进器本体同轴设置驱动器外壳40，驱动器功率组件80固定在驱动器外壳40内壁，方便驱动器功率组件80和推进器本体的安装固定；通过设置在驱动器外壳40远离推进器本体一端的轴流风扇60，在机舱外壳70内形成轴向上的风道，借助风道内流动的气流对驱动器及推进器本体进行强制对流散热，改善了电力推进器及驱动器功率组件80的散热性能。

下面结合附图和具体实施例对本发明所提供的电力推进器风冷散热系统进行更加详细的介绍。

在本发明所提供的具体实施例中，机舱外壳70呈一个圆台形的筒状壳体，推进器本体固定在机舱外壳70的直径较小的前端，驱动器功率组件80则固定在于推进器本体同轴设置的驱动器外壳40内壁，驱动器外壳40布置在推进器本体轴向上的后方。推进器本体具体包括定子外壳10、电机转子20和两组第一端盖轴承组件30。推进器本体通过定子外壳10固定在机舱外壳70内，第一端盖轴承组件30包括第一端盖和轴承组件，第一端盖对定子外壳10的两端进行密封，轴承组件则用来支撑电机转子20的旋转。

轴流风扇60设置在推进器本体、更为具体地说，设置在驱动器外壳40轴向上的后方，从而在驱动器外壳40外周、定子外壳10的外周与机舱外壳70的内周之间形成轴向上的风道，通过轴流风扇60产生在风道内流动的气流对驱动器本体及驱动器功率组件80进行强制对流换热，将推进器本体的定子绕组和转子绕组产生的热量通过定子外壳10带走，将驱动器功率组件80产生的热量通过驱动器外壳40带走，提高了推进器本体及其驱动器功率组件80的散热性能。

定子外壳10和驱动器外壳40均通过外壁的安装支架固定在机舱外壳70内，二者采用外径相等的圆柱状壳体集成连接。驱动器功率组件80采用螺钉或其他压紧结构固定在驱动器外壳40的内壁，驱动器功率组件80通过界面材料(如导热硅脂或导热片)贴合在驱动器外壳40的内壁，从而减少驱动器功率组件80与驱动器外壳40之间的热阻。

在本发明所提供的一种实施例中，轴流风扇60的布置如图1至图3所示，通过延长电机转子20的转轴，将该转轴依次穿出定子外壳10、第一端盖轴承组件30和驱动器外壳40并延伸至机舱外壳70的后部，轴流风扇60的叶片安装在该转轴上，借助推进器本体的动力驱动轴流风扇60对驱动器功率组件80和推进器本体进行散热。

作为可选地，驱动器外壳40远离推进器本体的一端设置第二端盖轴承组件50，第二端盖轴承组件50包括第二端盖和轴承组件，第二端盖不仅起到对驱动器外壳40的密封防尘作用，还能借助设置在第二端盖的轴承组件对电机转子20的延长轴进行支撑定位，避免轴流风扇60高速转动时发生径向的振荡。

为进一步提高推进器本体和驱动器功率组件80的散热性能，本发明还在定子外壳10的外壁及驱动器外壳40的外壁设置向外径向凸起、沿轴向延伸的散热翅片90，二者的多组散热翅片90均沿周向均布。且为了保证风道的畅通，二者的散热翅片90数目相等并可沿轴向一一对齐设置。由于机舱外壳70是沿其前端至后端直径渐扩的圆台状壳体，特别将驱动器外壳40外壁上的散热翅片90的高度设置大于定子外壳10上散热翅片90的高度，从而增大驱动器外壳40上散热翅片90的散热面积，提高散其散热能力。散热翅片90还可采用优化后的其它形状，如沿机舱外壳70的前端向后端高度逐渐增加的直角梯形，此处不再详细展开。

在本发明所提供的另一种具体实施例中，具体如图4和图5所示，电机转子20的转轴的后端并未延长，轴流风扇60并非由电机转子20驱动；换句话说，轴流风扇60的运动与电机转子20的运动是相对独立的，轴流风扇60设置驱动部，通过驱动部驱动。驱动部具体为驱动电机，驱动电机设置在机舱外壳70的后端，大体与电机转子20同轴设置。可从驱动器功率组件80连接的电源处引出电源线对驱动电机进行供电。

进一步地，轴流风扇60的周部还设有防护罩，防护罩为圆形或方形的环状结构，通过在轴流风扇60的周部设置防护罩，避免损伤叶片或者维护状态轴流风扇60的叶片伤人。驱动电机固定于防护罩的轴心处，轴流风扇60通过防护罩安装固定在机舱外壳70的内壁。

为优化上述实施例，改善机舱外壳70内部风道的进风，机舱外壳70的前端的周部开设贯穿机舱外壁壁厚的周部进风口71，如此以来，冷却推进器本体和驱动器外壳40(驱动器功率组件80)气流不仅从机舱外壳70的前端进入，还能从机舱外壳70前端处的周部进风口71进入，提高了通流能力，改善了推进器本体和驱动器功率组件80的散热性能。

定子外壳10和驱动器的外壳可以是铝合金或者是磷青铜等具有高强度和高传热效率的材料。驱动器功率组件80的数量和位置根据实际的推进器本体的功率以及其他电子器件来进行调整，以期达到电力推进器性能和成本的最佳结合方式。通过轴流风扇60的设置，增加了大功率电力推进器的散热性能，使推进器本体和驱动器可以集成在一起。减小了电力推进器在飞行器中的体积和重量。同时由于推进器本体和驱动器的集成，避免了额外的安装支架、单独冷却器、电缆及接口附件的使用，降低了电力推进器的成本，提高了可靠性。

需要说明的是，在本说明书中，诸如第一和第二之类的关系术语仅仅用来将一个实体与另外几个实体区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体之间存在任何这种实际的关系或者顺序。

以上对本发明所提供的飞行器电力推进器散热系统进行了详细介绍。本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以对本发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本发明权利要求的保护范围内。

Claims (10)

1.一种飞行器电力推进器散热系统，其特征在于，包括机舱外壳(70)，所述机舱外壳(70)内设有推进器本体和与所述推进器本体同轴设置的驱动器外壳(40)，所述驱动器外壳(40)的内壁设有驱动器功率组件(80)，还包括设于所述驱动器外壳(40)远离所述推进器本体一端的轴流风扇(60)。

2.根据权利要求1所述的飞行器电力推进器散热系统，其特征在于，所述推进器本体包括定子外壳(10)、电机转子(20)和设于所述定子外壳(10)两端的第一端盖轴承组件(30)。

3.根据权利要求2所述的飞行器电力推进器散热系统，其特征在于，所述驱动器外壳(40)远离所述推进器本体的一端设有第二端盖轴承组件(50)。

4.根据权利要求2或3所述飞行器电力推进器散热系统，其特征在于，所述定子外壳(10)和所述驱动器外壳(40)的周部均设有散热翅片(90)。

5.根据权利要求4所述的飞行器电力推进器散热系统，其特征在于，位于所述驱动器外壳(40)的所述散热翅片(90)的高度大于位于所述定子外壳(10)的所述散热翅片(90)的高度。

6.根据权利要求4所述的飞行器电力推进器散热系统，其特征在于，所述轴流风扇(60)设于所述电机转子(20)的延长轴上。

7.根据权利要求4所述的飞行器电力推进器散热系统，其特征在于，所述轴流风扇(60)的周部设有防护所述轴流风扇(60)的防护罩。

8.根据权利要求7所述的飞行器电力推进器散热系统，其特征在于，所述机舱外壳(70)靠近所述推进器本体一端的周部开设有周部进风口(71)。

9.根据权利要求7所述的飞行器电力推进器散热系统，其特征在于，所述轴流风扇(60)还包括驱动部，所述轴流风扇(60)通过周部的所述防护罩固定于机舱外壳(70)。

10.根据权利要求9所述的飞行器电力推进器散热系统，其特征在于，所述定子外壳(10)和所述驱动器外壳(40)为外径相等的圆柱壳体。

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