CN113982782A - 轮缘驱动涡扇涵道喷气式无轴电力永磁航空推进器及应用 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种轮缘驱动涡扇涵道喷气式无轴电力永磁航空推进器及应用，包括电源，电源用于提供电力；轮缘永磁电动机，轮缘永磁电动机在电力作用下作为旋转驱动；涡轮叶片，涡轮叶片与轮缘永磁电动机连接并在其旋转驱动作用下实现旋转；内涵道，内涵道位于涡轮叶片外侧，涡轮叶片旋转将空气吸入送至内涵道的输入端，空气经压缩后从内涵道的输出端输出。本发明采用电力作为航空发动机的动力能源，规避高温热动力带来的技术瓶颈。本发明涡轮叶片采用无轴驱动的方式，较现有技术中的涡扇喷气机而言，其体量轻小、加速快，可以形成多发动机灵活布局，达成飞机与发动机归一化设计理念。
Description
技术领域
本发明涉及电力航空推进器领域，具体地，涉及轮缘驱动涡扇涵道喷气式无轴电力永磁航空推进器及应用。
背景技术
之前的电力航空推进器仍沿用传统螺旋桨技术，即轴驱动外螺旋桨用来产生推力，它有两个弱点，激波失速与整体推进效率不如喷气机。外螺旋桨推动空气产生推力，与喷气机、火箭的原理截然不同，二战后期涡轮喷气机替代螺旋桨发动机就是基于喷气机整体推进效率的大幅度提高。
目前的航空发动机多为涡轮喷气机，其驱动原理是燃料热能转化为机械能与压缩空气释放能(喷气推进)，涡扇喷气机利用涡轮所做轴向功驱动涡扇大量吸入空气并进行压缩压缩后的空气通过外涵道喷出产生喷气推力。受到轴驱动传动效率的限制，涡扇的转速提高有限，驱动效能提升有限。
经对现有技术检索，公开号为CN108626025A中国发明专利《一种新型微小型双涵道分别排气涡扇发动机》，由涡轮喷气式发动机作为核心机增加动力涡轮和风扇改制而成；它由燃气发生器组件、内外涵道机匣壳体组件、推力风扇组件、动力涡轮与排气组件、减速器组件组成；本发明为涡扇发动机的微小型化创设一条新路径；本发明拓宽了的微小型涡将喷气发动机使用范围。本发明虽然提供了涡扇增压效能和涡扇发动机的微小型化，但其仍未解决燃料作为高温热动力带来的一系列高技术瓶颈，也未解决轴驱动引起的驱动效能不足。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种轮缘驱动涡扇涵道喷气式无轴电力永磁航空推进器及应用。
根据本发明的一个方面，提供一种轮缘驱动涡扇涵道喷气式无轴电力永磁航空推进器，包括：
电源，所述电源用于提供电力；
轮缘永磁电动机，所述轮缘永磁电动机提供旋转驱动力；
涡轮叶片，所述涡轮叶片与所述轮缘永磁电动机连接并在其旋转驱动力作用下实现旋转；
内涵道，所述内涵道位于所述涡轮叶片外侧，所述涡轮叶片旋转将空气吸入送至所述内涵道的输入端，空气经压缩后从所述内涵道的输出端输出；
尾喷环，所述尾喷环与所述内涵道的输出端连通，所述空气从所述内涵道的输出端进入所述尾喷环后增速喷出。
优选地，所述轮缘永磁电动机包括：
外环，环绕所述外环均匀设置一圈电磁铁；
内环，所述内环位于所述外环内部；环绕所述内环均匀设置一圈永磁铁，所述涡轮叶片连接于所述内环的内壁；
轴承，所述轴承位于所述外环与所述内环之间；
电机驱动电路，所述电机驱动电路与所述电源连接；电力接通后，所述内环进行旋转，所述外环保持不动。
优选地，所述内涵道包括环状的内壁和外壁，沿所述内涵道的输入端至输出端方向，所述内壁和外壁的直径均逐渐且同步扩大，构成流线型结构。
优选地，还包括壳体，所述壳体将电源、轮缘永磁电动机、涡轮叶片和内涵道集成一体；所述轮缘永磁电动机、涡轮叶片和内涵道位于所述壳体内部；所述电源位于所述壳体外部或者所述壳体内部。
优选地，所述外壳靠近压缩区的底面从外周开始逐渐向中心凹陷，形成流线型的外壁，所述电池设置于所述外壁处，所述壳体的外壁埋设导管，所述导管内铺设线缆，所述电源通过所述线缆与轮缘永磁电动机接通，以提供电力能源和控制电路。
优选地，所述电源选用电池或超电容。
优选地，还包括尾喷环，所述尾喷环由内涵道的尾端与外壳之间的空余区间组成。
优选地，所述尾喷环的宽度介于外壳的厚度与外壳直径的1/5之间。
根据本发明的第二个方面，提供一种轮缘驱动涡扇涵道喷气式无轴电力永磁航空推进器的应用，使用至少一个如上述所述的轮缘驱动涡扇涵道喷气式无轴电力永磁航空推进器，所述推进器布置于飞机的前段、机翼两旁和尾翼处。
优选地，所述推进器竖直设置时，产生向下的推力；所述推进器倾斜设置时，产生向后的推力。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
本发明采用电力作为航空发动机的动力能源，规避高温热动力带来的技术瓶颈。
本发明涡轮叶片采用无轴驱动的方式，较现有技术中的涡扇喷气机而言，其体量轻小、加速快，可以形成多发动机灵活布局，达成飞机与发动机归一化设计理念。
本发明利用内涵道空气喷气产生推动，与现有的涡轮喷气发动机相比，其技术难度大幅度降低，避免了热燃烧过程，规避了高温过程、而且绿色环保驱动能源。
本发明巧妙地整合了封闭外壳、无轴电机、内嵌涡扇叶片、内涵道和尾喷环喷气推进体系，并与航空电源集成于一体，构成圆柱封闭型全电航空推进器，占地小、体量轻、安装易、隐蔽性强。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为一实施例的一种轮缘驱动涡扇涵道喷气式无轴电力永磁航空推进器的结构示意图；
图2为一优选实施例的轮缘永磁电动机和涡轮叶片的组装结构示意图；
图3为一优选实施例的内涵道的结构示意图，其中3(a)为侧视图，3(b)为俯视图；
图4为一实施例的推进器应用场景示意图。
图中：1为电源、2为轮缘永磁电动机，21为外环，22为内环，23为轴承，3为涡轮叶片，4为内涵道，5为壳体，6为尾喷环。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
本发明采用电力作为航空发动机的动力能源，规避了高温热动力带来的一系列高技术瓶颈、而且可以充分利用现今日新月异的新能源技术；利用了使用大吸力涡扇吸气曁外涵道空气喷气的推动理念，不仅技术难度大幅度降低、而且绿色环保驱动能源。具体的，本发明提供一实施例，如图1所示，为一种轮缘驱动涡扇涵道喷气式无轴电力永磁航空推进器的结构示意图。图中可见包括：电源1、轮缘永磁电动机2、涡轮叶片3、内涵道4和尾喷环6，其中，电源1用于提供电力；轮缘永磁电动机2在电力作用下作为旋转驱动；涡轮叶片3与轮缘永磁电动机2连接并在其旋转驱动作用下实现旋转；内涵道4位于涡轮叶片3后方，涡轮叶片3旋转将其前方的空气吸入送至后方的内涵道4的输入端，经压缩从内涵道4的输出端输出；尾喷环6与内涵道4的输出端连通，空气从内涵道4的输出端进入尾喷环6后增速喷出。
此处的前方和后方由空气流向进行定义，流向的上游称作前方，流向的下游称作后方。本实施例使用电力代替燃料作为动力源，规避了高温热动力存在的技术缺陷。
为了实现各个部件的集成，本发明提供一实施例，包括一个壳体5，将各个部件通过壳体5集成于一体。壳体5内部沿着径向平面分割成RDF(RimDrivenFan)区和涵道压缩区，轮缘永磁电动机2、涡旋叶片3位于RDF区，内涵道4位于涵道压缩区；电源1位于壳体5外部，壳体5底面为流线型内凹面，电源1设置于该内凹面处。壳体5的外壁埋设导管，导管的一端指向电源1，另一端指向轮缘永磁电动机2。导管内设置线缆，电源1通过线缆与轮缘永磁电动机2接通，为其提供电力能源和控制电路。导管埋于外壁，增强了连接线缆的隐蔽性。当然，也可以将电源1设置于壳体5内部的其它空余处。
进一步的，壳体5为封闭的圆柱体，其直径为0.5m，高为1m。该形状的壳体5使得推进器整体为圆柱封闭型，占地小、体量轻、安装简易、便易。相比于方形或其他形态，圆柱形内外壁结构可制造性强、占用空间小、与飞机的安装环境匹配性强、便于使用与安装，飞行阻力小。
为了避免叶间扰流，提高吸气量与质量流量，提升驱动效能，本发明提供一优选实施例，如图2所示，为本实施例的轮缘永磁电动机和涡轮叶片的组装结构示意图。具体的，包括同心的内环22和外环21，彼此之间设有滚动轴承23。外环21使用固定支架与外壳5内壁固定。外环21设有电磁铁作为定子；内环22设有钕铁硼永磁铁作为转子。涡轮叶片3一端嵌入内环22内壁，另一端沿径向凸出于内环22内壁。
进一步的，内嵌五叶宽体涡扇叶片于内环中心位置，五叶宽叶流线型设计采用CFD辅助设计技术优化以达到最大吸气量为目的。在本实施例中，外环21直径为0.5m，其上均匀环布12个电磁铁；内环22均布永磁铁。涡旋叶片3的数量为5个，其长度为12cm，RDF区域长度为0.5m。
在本实施例中，采用轮缘驱动无轴电机代替传统的轴驱动电机。传统的涡扇都是轴驱动，轴驱动动力来源要么是来自热力涡轮机、要么是来自电力轴驱动电机，受到轴驱动传动效率的限制，对于肥而宽的涡扇其转速无法提高，而无轴驱动涡扇是将涡扇叶片嵌入转动的内环之内而不是固定在转动轴上，这是以大带小，空心涡流空气动力学原理也比较优越，避免了叶尖扰流、提高了吸气量与质量流量，提升了驱动效能。
为了更好地实现空气压缩和集中喷射，本发明提供一实施例，如图3所示，为本实施例的内涵道结构示意图。具体的，内涵道4为流线型结构。其包括一个进气的输入端和喷气的输出端。输入端为圆管结构，从输入端起始，其中心点处生出一个内环，内环直径从零开始逐渐增大，使得内涵道4逐渐向外扩充，为了使得空气顺利喷出，壳体的底部开设一个环形气道。在本实施例中，输入端的圆管直径为1cm，内涵道的内壁和外壁的间距始终保持1cm。
更加优选的，壳体5与内涵道4尾部之间的存有狭小空间作为尾喷环6。尾喷环的宽度介于0.5cm-5cm之间。本实施例中新颖的内涵道加尾喷环喷气推进结构，能对大量涡扇吸气进行涵道导流、空气压缩与集中气流喷射。
为了更好地电力应用于航空推进器，本发明提供一个实施例，电源选用电池或者超电容。其具备可移动、轻型、能与电机集成一体化三个特点。电源与电机集成为一体成为一个独立的电航发推进器单元，使得电航发推进器单元轻小(50cmx100cm，96kg)，便于电航发推进器与飞机归一化设计。
基于上述实施例相同的构思，提供一种轮缘驱动涡扇涵道喷气式无轴电力永磁航空推进器的应用，如图4所示，将推进器有机地布置于飞机的各部位，例如前段、机翼两旁和尾翼处。在本实施例中，位于机翼处的推进器竖直设置，产生向下的推力；位于前段和尾翼处的推进器倾斜设置，产生向后的推力。本实施例中的推进器体量轻小，可以在一架飞机的各个部位灵动布置多个推进器灵活驱动。相比于外露的传统螺旋桨，推进器体态规则、隐蔽性好，便于调整发动机角度助力垂直起降。比如在起飞时调整推进器角度呈垂直推进态让飞机离开地面，然后逐渐调整多个或部分推进器呈水平推进态使飞机进入巡航状态。所以，多机布局不仅可以达成联动推进也非常有利于调整飞机的水平垂直和多维度灵动。多机布局与飞机一体化设计理念一改传统双发或四发动机配置设计，优化了飞行动力学、提升了飞机的智能化层次。
上述实施例并不仅限制使用于航空飞行技术领域，需要水平、垂直及其他任意方向动力辅助的技术领域，均可使用。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。上述各优选特征在互不冲突的情况下，可以任意组合使用。
Claims (10)
1.一种轮缘驱动涡扇涵道喷气式无轴电力永磁航空推进器，其特征在于，包括：
电源，所述电源用于提供电力；
轮缘永磁电动机，所述轮缘永磁电动机提供旋转驱动力；
涡轮叶片，所述涡轮叶片与所述轮缘永磁电动机连接并在其旋转驱动力作用下实现旋转；
内涵道，所述内涵道位于所述涡轮叶片外侧，所述涡轮叶片旋转将空气吸入送至所述内涵道的输入端，空气经压缩后从所述内涵道的输出端输出；
尾喷环，所述尾喷环与所述内涵道的输出端连通，所述空气从所述内涵道的输出端进入所述尾喷环后增速喷出。
2.根据权利要求1所述的一种轮缘驱动涡扇涵道喷气式无轴电力永磁航空推进器，其特征在于，所述轮缘永磁电动机包括：
外环，环绕所述外环均匀设置一圈电磁铁；
内环，所述内环位于所述外环内部；环绕所述内环均匀设置一圈永磁铁，所述涡轮叶片连接于所述内环的内壁；
轴承，所述轴承位于所述外环与所述内环之间；
电机驱动电路，所述电机驱动电路与所述电源连接；电力接通后，所述内环进行旋转，所述外环保持不动。
3.根据权利要求1所述的一种轮缘驱动涡扇涵道喷气式无轴电力永磁航空推进器，其特征在于，所述内涵道包括环状的内壁和外壁，沿所述内涵道的输入端至输出端方向，所述内壁和外壁的直径均逐渐且同步扩大，构成流线型结构。
4.根据权利要求1所述的一种轮缘驱动涡扇涵道喷气式无轴电力永磁航空推进器，其特征在于，还包括壳体，所述壳体将电源、轮缘永磁电动机、涡轮叶片和内涵道集成一体；所述轮缘永磁电动机、涡轮叶片和内涵道位于所述壳体内部；所述电源位于所述壳体外部或者所述壳体内部。
5.根据权利要求4所述的一种轮缘驱动涡扇涵道喷气式无轴电力永磁航空推进器，其特征在于，所述壳体的底面从外周开始逐渐向中心凹陷，形成流线型的外壁，所述电池设置于所述外壁处；所述壳体的外壁埋设导管，所述导管内铺设线缆，所述电源通过所述线缆与轮缘永磁电动机接通，以提供电力能源和控制电路。
6.根据权利要求1所述的一种轮缘驱动涡扇涵道喷气式无轴电力永磁航空推进器，其特征在于，所述电源选用电池或超电容。
7.根据权利要求4所述的一种轮缘驱动涡扇涵道喷气式无轴电力永磁航空推进器，其特征在于，还包括尾喷环，所述尾喷环包括内涵道的尾端与外壳之间的空余区间。
8.根据权利要求7所述的一种轮缘驱动涡扇涵道喷气式无轴电力永磁航空推进器，其特征在于，所述尾喷环的宽度介于0.5-5cm之间。
9.一种轮缘驱动涡扇涵道喷气式无轴电力永磁航空推进器的应用，其特征在于，使用至少一个如权利要求1-9任一项所述的轮缘驱动涡扇涵道喷气式无轴电力永磁航空推进器，所述推进器布置于飞机的前段、机翼两旁和尾翼处。
10.如权利要求9所述的一种轮缘驱动涡扇涵道喷气式无轴电力永磁航空推进器的应用，其特征在于：所述推进器竖直设置时，产生向下的推力；所述推进器沿水平倾斜设置时，产生向后的推力。
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| CN (1) | CN113982782A (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114658491A (zh) * | 2022-03-21 | 2022-06-24 | 上海交通大学 | 一种轮缘驱动太极涡扇叶片及应用 |
| CN114735218A (zh) * | 2022-04-12 | 2022-07-12 | 江苏信博建设项目管理有限公司 | 一种基于无人机的三维地形测绘装置 |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101021181A (zh) * | 2006-02-13 | 2007-08-22 | 通用电气公司 | 双旁路涡轮风扇发动机 |
| US20160152327A1 (en) * | 2013-07-09 | 2016-06-02 | Eco-Logical Enterprises B.V. | Rotary Device, for Instance an Air Mover Such as a Fan, a Propeller or a Lifting Rotor, a Water Turbine or a Wind Turbine |
| CN105756808A (zh) * | 2014-12-19 | 2016-07-13 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种带有加力燃烧功能的轴对称塞式喷管 |
| CN107428416A (zh) * | 2015-02-02 | 2017-12-01 | 戴文·G·塞穆尔逊 | 旋转涵道风扇(rdf)推进系统 |
| CN108757217A (zh) * | 2018-07-19 | 2018-11-06 | 北京航空航天大学 | 一种双钟型膨胀偏转喷管 |
| WO2019243767A1 (en) * | 2018-06-19 | 2019-12-26 | Cvr Ltd | Electric engine |
| CN112722242A (zh) * | 2020-12-28 | 2021-04-30 | 中国航空发动机研究院 | 一种用于电动飞行器的磁悬浮涵道风扇 |
-
2021
- 2021-10-20 CN CN202111218626.6A patent/CN113982782A/zh active Pending
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101021181A (zh) * | 2006-02-13 | 2007-08-22 | 通用电气公司 | 双旁路涡轮风扇发动机 |
| US20160152327A1 (en) * | 2013-07-09 | 2016-06-02 | Eco-Logical Enterprises B.V. | Rotary Device, for Instance an Air Mover Such as a Fan, a Propeller or a Lifting Rotor, a Water Turbine or a Wind Turbine |
| CN105756808A (zh) * | 2014-12-19 | 2016-07-13 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种带有加力燃烧功能的轴对称塞式喷管 |
| CN107428416A (zh) * | 2015-02-02 | 2017-12-01 | 戴文·G·塞穆尔逊 | 旋转涵道风扇(rdf)推进系统 |
| WO2019243767A1 (en) * | 2018-06-19 | 2019-12-26 | Cvr Ltd | Electric engine |
| CN108757217A (zh) * | 2018-07-19 | 2018-11-06 | 北京航空航天大学 | 一种双钟型膨胀偏转喷管 |
| CN112722242A (zh) * | 2020-12-28 | 2021-04-30 | 中国航空发动机研究院 | 一种用于电动飞行器的磁悬浮涵道风扇 |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114658491A (zh) * | 2022-03-21 | 2022-06-24 | 上海交通大学 | 一种轮缘驱动太极涡扇叶片及应用 |
| CN114658491B (zh) * | 2022-03-21 | 2023-08-11 | 上海交通大学 | 一种轮缘驱动太极涡扇叶片及应用 |
| CN114735218A (zh) * | 2022-04-12 | 2022-07-12 | 江苏信博建设项目管理有限公司 | 一种基于无人机的三维地形测绘装置 |
| CN114735218B (zh) * | 2022-04-12 | 2023-04-14 | 江苏信博建设项目管理有限公司 | 一种基于无人机的三维地形测绘装置 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |
Application publication date: 20220128 |