CN113978703A - 一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器，涉及航空电推进、轮缘电机和磁悬浮无轴承的技术领域，适用于电推进飞机及垂直起降飞行器。轮缘电机的结构包括：环状锥形定子磁芯，环状锥形转子磁芯，永磁体或者鼠笼导条(和电机类型相关)，定子绕组，转子护套。本发明的涵道推进器结构设计采用了电机轮缘直驱的方案，改善了传统涵道结构中大功率电机因为体积大难以安装和影响涵道气动性能的问题，利用环状的锥形定转子结构，有效的解决了轮缘电机转子的支撑困难的问题，减少了转子结构和支撑结构的强度要求，也令空气轴承具有可实施性，大大减少了高速旋转时传统轴承产生的摩擦损耗，具有广泛的应用前景。

Description

一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器
技术领域
本发明涉及航空电推进技术，具体涉及一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器。
背景技术
随着电推进技术在低速低空领域的发展和成熟，电推进逐渐进入高空高速时代。传统的大功率电机虽然可以提供大扭矩和大功率，但是其体积重量过大，不仅对机体的改造要求比较高安装困难，而且也很难寻找到一种体积尺寸和气动都配套的高速高功率密度的螺旋桨叶推进方式。而分布式电推进方式虽然可以将大功率电机转换成多个小功率电机，但是契合高空高速飞行的气动布局的耦合设计也比较困难。
传统的涵道推进器是将电机置于涵道导管中心处，电机通过轴驱动风扇转动，其推力的组成由涵道拉力和旋翼拉力合成，而高空空气稀薄，涵道拉力很小，需主要依靠旋翼产生的向后压气的推力，因此需要高转速小桨径的推进方式，而电机体积会随着功率增加而增加，对于高速小桨叶推进结构，中心处电机影响了气动性能。因此急需一种可以满足高空高速推进需求的航空电力推进器。
发明内容
针对以上问题，本发明提出一种航空用轮缘驱动涵道推进器，该推进器基于轮缘结构的电机而提出，进一步改进了轮缘电机的结构和其他辅助结构，其推进器设计合理，控制难度低，装配简单，重量轻，适配性高，适用于航空领域的高空高速推进。
本发明所采用的技术方案如下：
一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器，可以设置在飞行器或飞机的机翼下方、机翼和机身交界处、双层机翼中间、或者机身尾部区域，组件包括有涵道导管、两台环状锥形的轮缘电机及内置风扇、电机转子及风扇的连接结构和辅助支撑结构。
按照上述方案进一步地改进，一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器的内置风扇采用轮缘驱动方式；涵道轴向分布两台独立驱动不同风扇的环状锥形轮缘电机；前置电机内径大且转速和功率均比后置电机低，后置电机内径小且功率转速均比前置电机高。前置轮缘电机放置在靠近涵道进气口位置，后置轮缘电机放置在靠近涵道喷气口位置。
进一步地，一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器的轮缘电机的定子和转子均为环状锥形结构。前置轮缘电机的锥形斜面朝前且倾斜角度较小，后置轮缘电机的锥形斜面朝后且倾斜角度较大，前置电机轴向较短迎风截面小，后置电机的轴向较长迎风截面大。这种设计可以让涵道进口处的截面较小，而出口处截面增加，从而进一步增加涵道的风扇压力比。
进一步地，一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器的轮缘电机的的环状锥形定子的气隙轴向长度稍大于环状锥形转子的轴向长度；锥形气隙不是均匀的，前置电机的气隙是越靠近锥形前端越大，后置电机的气隙是越靠近锥形底部越大。
进一步地，一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器的两台轮缘电机转子及内置风扇的连接装置由风扇轴心处的连杆和限位结构组成。内置风扇在连杆两端自由旋转，连杆将两台电机的转子和内置风扇轴向组合成一个整体。连杆两端固定着风扇轴向限位结构，风扇在轴心处通过空气轴承套在限位结构上。连杆不跟随风扇旋转。
进一步地，一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器的连杆中部设有辅助限位结构，辅助控制旋转部件两端平衡和限制轮缘电机转子受力偏心范围。辅助限位结构主体是一个套住连杆的限位圆环，圆环内部是不影响连杆滑动的滑动轴承，圆环通过多条支撑棱延申至轮缘导管，支撑棱成翼型，进一步提高涵道内部风扇压力比。
进一步地，一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器利用两台电机的磁拉力的垂直分量抵消各自电机转子和内置风扇的大部分重力，并起到平衡转子及连杆的作用，避免转子和定子触碰，保持气隙距离。当推进器处于不同工作状态时，利用两台电机的磁拉力的轴向分量抵消不同方向的反作用力，从而稳定转子和内置风扇整体的轴向位置。当推进器处于加速状态时，后置电机推力大，转速高，其磁拉力垂直分量可以抵消风扇压气带来的反作用力；当推进器处于减速状态时，前置电机是主要工作电机，其磁拉力的轴向分量抵消减速时风扇的反作用力，此时后置电机的工作状态主要是保证磁拉力垂直分量的平衡。
本发明的有益效果：
1.本发明采用的环状锥形轮缘电机驱动设计，减少了传统轮缘电机造成的涵道导管迎风面积大的问题，同时利用前后电机截面不同，产生的涵道内径变化效果，进一步提高轮缘涵道的气动性能。
2.本发明采用的环状锥形轮缘电机驱动设计，利用两台不同锥形角度的轮缘电机的磁拉力分量，实现转子及风扇的位置稳定和反作用力抵消，减少了结构设计的难度；同时减少了限位装置的轴承负载，令空气轴承的应用具有可行性。
3.本发明采用的连接装置和辅助限位结构，在不影响前后风扇各自转动的同时令前后风扇成为一个整体，从而增强了整体结构的可靠性和可控性。
附图说明
图1是本发明所述一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器，亦在实施例中详细说明。
图2是本发明所述一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器的剖视图。
图3是本发明所述一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器的轮缘驱动电机及内置风扇。
图4是本发明所述一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器的轮缘驱动电机结构。
图5是本发明所述一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器的连接装置和辅助支撑装置。
具体实施方式
一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器，可以设置在飞行器或飞机的机翼下方、机翼和机身交界处、双层机翼中间、或者机身尾部区域，组件包括有涵道导管、两台环状锥形的轮缘电机及内置风扇、电机转子及风扇的连接结构和辅助支撑结构。
按照上述方案进一步地改进，一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器的内置风扇采用轮缘驱动方式；涵道轴向分布两台独立驱动不同风扇的环状锥形轮缘电机；前置电机内径大且转速和功率均比后置电机低，后置电机内径小且功率转速均比前置电机高。前置轮缘电机放置在靠近涵道进气口位置，后置轮缘电机放置在靠近涵道喷气口位置。
进一步地，一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器的轮缘电机的定子和转子均为环状锥形结构。前置轮缘电机的锥形斜面朝前且倾斜角度较小，后置轮缘电机的锥形斜面朝后且倾斜角度较大，前置电机轴向较短迎风截面小，后置电机的轴向较长迎风截面大。这种设计可以让涵道进口处的截面较小，而出口处截面增加，从而进一步增加涵道的风扇压力比。
进一步地，一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器的轮缘电机的的环状锥形定子的气隙轴向长度稍大于环状锥形转子的轴向长度；锥形气隙不是均匀的，前置电机的气隙是越靠近锥形前端越大，后置电机的气隙是越靠近锥形底部越大。
进一步地，一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器的两台轮缘电机转子及内置风扇的连接装置由风扇轴心处的连杆和限位结构组成。内置风扇在连杆两端自由旋转，连杆将两台电机的转子和内置风扇轴向组合成一个整体。连杆两端固定着风扇轴向限位结构，风扇在轴心处通过空气轴承套在限位结构上。连杆不跟随风扇旋转。
进一步地，一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器的连杆中部设有辅助限位结构，辅助控制旋转部件两端平衡和限制轮缘电机转子受力偏心范围。辅助限位结构主体是一个套住连杆的限位圆环，圆环内部是不影响连杆滑动的滑动轴承，圆环通过多条支撑棱延申至轮缘导管，支撑棱成翼型，进一步提高涵道内部风扇压力比。
进一步地，一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器利用两台电机的磁拉力的垂直分量抵消各自电机转子和内置风扇的大部分重力，并起到平衡转子及连杆的作用，避免转子和定子触碰，保持气隙距离。当推进器处于不同工作状态时，利用两台电机的磁拉力的轴向分量抵消不同方向的反作用力，从而稳定转子和内置风扇整体的轴向位置。当推进器处于加速状态时，后置电机推力大，转速高，其磁拉力垂直分量可以抵消风扇压气带来的反作用力；当推进器处于减速状态时，前置电机是主要工作电机，其磁拉力的轴向分量抵消减速时风扇的反作用力，此时后置电机的工作状态主要是保证磁拉力垂直分量的平衡。
下面结合附图和实施例对本发明的技术方案作进一步的说明。
图1为本发明所述的一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器。如图2所示，其组成部件包括：涵道导管11，前置轮缘电机12，后置轮缘电机13，加厚叶片围带14，转子加固套15，内置风扇16，轴向限位结构17，辅助支撑装置18，连杆19。前置轮缘电机12的定子121和转子122以及相应的加厚叶片围带14被涵道导管11完全包裹，后置轮缘电机13的定子131和转子132以及对应的加厚叶片围带14也被涵道导管11完全包裹。涵道导管的进气口内径大，喷气口内径较小，前置轮缘电机12放置在靠近涵道进气口位置，后置轮缘电机13放置在靠近涵道喷气口位置。前置电机12内径大且转速和功率均比后置电机低，后置电机13内径小且功率转速均比前置电机高。轮缘电机的定子121，131和转子122，132均为环状锥形结构。前置轮缘电机12的锥形斜面朝前且倾斜角度较小，轴向长度较短，因此其迎风截面小，涵道导管11的相应截面也较小。后置轮缘电机13的锥形斜面朝后且倾斜角度较大，轴向长度较长，因此其迎风截面大，涵道导管11的相应截面也较大。这种设计可以让涵道进口处的截面较小，而出口处截面增加，从而进一步增加涵道的风扇压力比。轮缘电机的的环状锥形定子的气隙轴向长度稍大于环状锥形转子的轴向长度；锥形气隙不是均匀的，前置电机的气隙是越靠近锥形前端越大，后置电机的气隙是越靠近锥形底部越大。两台轮缘电机转子及内置风扇16通过风扇轴心处的连杆19和轴向限位结构17相连，组合成一个整体。内置风扇16通过空气轴承20套在连杆两端固定的轴向限位结构17上作自由旋转，连杆19不跟随风扇旋转。连杆中部设有轮缘电机转子的辅助限位结构18，辅助控制旋转部件两端平衡和限制轮缘电机转子受力偏心范围。辅助限位结构18主体是一个套住连杆的限位圆环，圆环内部是不影响连杆滑动的滑动轴承，圆环通过多条支撑棱延申至轮缘导管，支撑棱成翼型，进一步提高涵道内部风扇压力比。
通过设计令两台电机的磁拉力的垂直分量抵消各自电机转子和内置风扇的大部分重力并维持旋转组件的平衡，保持气隙的相对距离以避免转子和定子触碰。当推进器处于不同工作状态时，利用两台电机的磁拉力的轴向分量抵消不同方向的反作用力，从而稳定转子和内置风扇整体的轴向位置。当推进器处于加速状态时，后置电机推力大，转速高，其磁拉力垂直分量可以抵消风扇压气带来的反作用力；当推进器处于减速状态时，前置电机是主要工作电机，其磁拉力的轴向分量抵消减速时风扇的反作用力，此时后置电机的工作状态主要是保证磁拉力垂直分量的平衡。
本技术领域技术人员可以理解的是，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。
以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器，其特征在于：包括涵道导管、两台环状锥形轮缘电机，分别和不同轮缘电机转子集成的叶片围带，轮缘电机转子和叶片围带的加固结构，安装在叶片围带上的内置风扇，风扇之间的连接装置和轴向限位结构以及轮缘电机转子的辅助限位结构。
2.根据权利要求1所述的一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器，其特征在于：涵道内置风扇采用轮缘驱动；涵道轴向分布两台独立驱动不同风扇的锥形轮缘电机；前置电机内径大且功率转速比后置电机低，后置电机内径小且功率转速比前置电机高，前置轮缘电机放置在靠近涵道进气口位置，后置轮缘电机放置在涵道喷气口位置。
3.根据权利要求2所述的一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器，其特征在于：轮缘电机的定子和转子为环状锥形结构，前置轮缘电机的锥形斜面朝前且倾斜角度较小，后置轮缘电机的锥形斜面朝后且倾斜角度较大，前置电机轴向较短，后置电机的轴向较长。
4.根据权利要求3所述的一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器，其特征在于：电机的环状锥形定子的气隙轴向长度稍大于环状锥形转子的轴向长度；锥形气隙不是均匀的，越靠近锥形底部的气隙越大，前置轮缘电机的进气方向的迎风截面较小，后置电机的迎风截面比前置电机大。
5.根据权利要求1所述的一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器，其特征在于：两台轮缘电机转子及内置风扇通过风扇轴心处的连杆相连，内置风扇在连杆两端自由旋转，连杆将两台电机的转子和内置风扇轴向组合成一个整体。
6.根据权利要求5所述的一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器，其特征在于：连杆两端固定着风扇轴向限位结构，风扇在轴心处通过空气轴承套在限位结构上，连杆不跟随风扇旋转。
7.根据权利要求5所述的一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器，其特征在于：连杆中部出有轮缘电机转子的辅助限位结构，辅助限位结构主体是一个套住连杆的限位圆环，圆环内部是不影响连杆滑动的滑动轴承，圆环通过多条支撑棱延申至轮缘导管，支撑棱成翼型，进一步提高涵道内部风扇压力比。
8.根据权利要求1所述的一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器，其特征在于：在推进器工作时，利用两台电机的磁拉力的垂直分量抵消各自电机转子和内置风扇的大部分重力，并起到平衡转子及连杆的作用，避免转子和定子触碰，保持气隙距离。
9.根据权利要求1所述的一种航空用的轮缘驱动式涵道推进器，其特征在于：当推进器处于不同工况下，利用两台电机的磁拉力的轴向分量抵消不同方向的反作用力，从而稳定转子和内置风扇整体的轴向位置。
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