CN115140313A - 冷却系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开一种冷却系统(60)。该冷却系统(60)具有旋翼(VTOL旋翼(20)、巡航旋翼(22))、组件组(24)和冷却回路(62)，其中，所述旋翼产生航空器(10)的升力和推力中的至少一方；所述组件组(24)由使旋翼旋转的多个电气组件构成；所述冷却回路(62)对组件组(24)进行冷却，所述冷却系统(60)具有与多个旋翼对应的多个所述组件组(24)，多个组件组(24)由同一冷却回路(62)冷却。据此，设置于航空器的冷却系统变得简单又轻便。

Description

冷却系统
技术领域
本发明涉及一种对用于使航空器的旋翼(rotor)旋转的电气组件(electricalcomponent)进行冷却的冷却系统。
背景技术
在美国专利申请公开第2020/0115045号说明书中示出一种被称为电动垂直起降飞机(eVTOL飞机)的航空器。该航空器具有多个起降用旋翼(称为VTOL旋翼)和多个巡航用旋翼(称为巡航旋翼：Cruise Rotor)。各旋翼与电动马达相连接。电动马达通过驱动电路(逆变器(inverter)等)与电源相连接。电动马达和驱动电路随着电功率的供给而发热。在美国专利申请公开第2020/0115045号说明书中公开了通过空冷来进行电动马达的冷却。另外，在美国专利申请公开第2020/0115045号说明书中公开了在系统的简易化且轻量化方面空冷比液冷更优异。
发明内容
在美国专利申请公开第2020/0115045号说明书中没有公开用于对电动马达的驱动电路进行冷却的结构。另外，液冷的电动马达的功率密度比空冷的电动马达高。因此，在要求大功率的情况下，最好使用液冷的电动马达。另外，空冷的冷却能力比液冷差，因此可能无法充分地对电动马达和驱动电路等电气组件进行冷却。因此，为了充分地对电气组件进行冷却最好使用液冷。
但是，如美国专利申请公开第2020/0115045号说明书公开的那样，液冷有复杂且重的问题。例如，在一个旋翼上设有1组电动马达和驱动电路。若对1组电动马达和驱动电路设置一个冷却回路，则需要与旋翼的数量对应的配管和零部件(散热器、泵等)，冷却系统整体变得复杂又沉重。
本发明的目的在于解决上述的技术问题。
本发明的方式是一种冷却系统，该冷却系统具有旋翼、组件组和冷却回路，其中，
所述旋翼产生航空器的升力和推力中的至少一方；
所述组件组由使所述旋翼旋转的多个电气组件构成；
所述冷却回路对多个所述电气组件进行冷却，
所述冷却系统具有与多个所述旋翼对应的多个所述组件组，
多个所述组件组由同一所述冷却回路冷却。
根据本发明，设置于航空器的冷却系统变得简单又轻便。
根据参照附图对以下实施方式进行的说明，上述的目的、特征和优点应易于被理解。
附图说明
图1是从上方观察到的航空器的示意图。
图2是表示电功率供给系统中的各个旋翼和各个组件组的配置的图。
图3是表示电功率供给系统的电路的图。
图4是表示电功率供给系统的控制块的图。
图5是表示起飞后的飞行时间和逆变器的输入电功率及单位气液温度差的散热量的图。
图6是表示伴随着飞行状态的变化而产生升力的主体的变化的图。
图7是表示电功率供给系统中的各个旋翼和各个组件组的配置的图。
图8是表示电功率供给系统的电路的图。
图9是表示冷却系统的回路的图。
具体实施方式
[1航空器10的结构]
使用图1来说明航空器10的结构。在本实施方式中，设想航空器10为电动垂直起降飞机(eVTOL飞机)。电动垂直起降飞机通过多个旋翼来产生升力和推力。各个旋翼的驱动源为电动马达26(图2)。并且，在本实施方式中，设想航空器10为混合动力航空器。混合动力航空器能够通过从电池32(图2)供给的电功率来使电动马达26工作。另外，混合动力航空器能够通过从电动发电机(motor generator)42(图3)供给的电功率来使电动马达26工作。另外，混合动力航空器能够对电池32进行充电。
航空器10具有机身12、前翼14、后翼16、两个悬臂(boom)18、八个VTOL旋翼20和两个巡航旋翼22。
前翼14连接在机身12的前部。前翼14在航空器10向前方移动时产生升力。后翼16连接在机身12的后部。后翼16在航空器10向前方移动时产生升力。
两个悬臂18包括右侧的悬臂18R和左侧的悬臂18L。右侧的悬臂18R被配置在机身12的右侧。左侧的悬臂18L被配置在机身12的左侧。两个悬臂18连接于前翼14和后翼16。两个悬臂18通过前翼14和后翼16连接于机身12。悬臂18R和悬臂18L均支承四个VTOL旋翼20。
各个VTOL旋翼20被用于航空器10垂直起飞时、从垂直起飞向巡航转换时、从巡航向垂直降落转换时、垂直降落时和停止飞行时。各个VTOL旋翼20的旋转轴被配置为与上下方向平行。各个VTOL旋翼20以旋转轴为中心旋转来产生升力。
八个VTOL旋翼20由被配置在机身12的右侧的四个VTOL旋翼20Ra～20Rd和被配置在机身12的左侧的四个VTOL旋翼20La～20Ld构成。右侧的VTOL旋翼20Ra～20Rd被悬臂18R支承。右侧的VTOL旋翼20Ra～20Rd从前到后按VTOL旋翼20Ra、VTOL旋翼20Rb、VTOL旋翼20Rc、VTOL旋翼20Rd的顺序配置。左侧的VTOL旋翼20La～20Ld被悬臂18L支承。左侧的VTOL旋翼20La～20Ld从前到后按VTOL旋翼20La、VTOL旋翼20Lb、VTOL旋翼20Lc、VTOL旋翼20Ld的顺序配置。右侧的VTOL旋翼20Ra～20Rd和左侧的VTOL旋翼20La～20Ld以包含机身12的中心轴线A的垂直平面为中心左右对称配置。另外，右侧的VTOL旋翼20Ra～20Rd和左侧的VTOL旋翼20La～20Ld也可以以相对于机体的重心G点对称(中心对称)的方式来配置。
各个巡航旋翼22被用于航空器10巡航时、从垂直起飞向巡航转换时和从巡航向垂直降落转换时。各个巡航旋翼22的旋转轴以与前后方向平行的方式来配置。各个巡航旋翼22以旋转轴为中心旋转来产生推力。
两个巡航旋翼22由被配置在机身12的右侧的巡航旋翼22R和被配置在机身12的左侧的巡航旋翼22L构成。两个巡航旋翼22被机身12支承。两个巡航旋翼22以包含机身12的中心轴线A的垂直平面为中心左右对称配置。
航空器10具有驱动机构(未图示)和电功率供给系统23(图2和图3)。驱动机构和电功率供给系统23使各个VTOL旋翼20和各个巡航旋翼22旋转。另外，航空器10具有冷却系统60(图9)。冷却系统60对电功率供给系统23所包含的各个电气组件进行冷却。
[2电功率供给系统23的结构]
使用图2和图3来说明电功率供给系统23的结构。如图2所示，对各个VTOL旋翼20设置1组组件组24。对各个巡航旋翼22设置2组组件组24。图2和图3所示的电功率供给系统23具有12组组件组24。另外，该电功率供给系统23具有四个群(第1群G1～第4群G4)。在各个群中包括3组组件组24和一个电池32。各个组件组24包括多个电气组件，在此包括电动马达26、逆变器28(INV)和第1平滑电容器30。电动马达26经由逆变器28和第1平滑电容器30连接于电池32。
电动马达26是三相马达。电动马达26的输出轴连接于对应的旋翼(VTOL旋翼20或者巡航旋翼22)的旋转轴。逆变器28具有IGBT等多个开关元件。逆变器28的初级侧端子连接于第1平滑电容器30和电池32。逆变器28的次级侧端子连接于电动马达26。逆变器28将被输入初级侧端子的直流电功率转换为三相交流电功率且将其从次级侧端子输出。根据以上结构，各个电动马达26通过从电池32供给的电功率进行动作。
如图3所示，逆变器28的初级侧端子、第1平滑电容器30及各个电池32(32a～32d)经由开关36、第2平滑电容器38和动力控制单元40(PCU40)连接于电动发电机42。
电动发电机42作为三相马达发挥作用，并且还作为三相发电机发挥作用。电动发电机42的旋转轴连接于发动机44(ENG)的输出轴。PCU40具有逆变电路。PCU40的初级侧端子连接于电动发电机42。PCU40的次级侧端子连接于第2平滑电容器38。并且，PCU40的次级侧端子经由开关36连接于电池32和逆变器28的初级侧端子。PCU40通过逆变电路将被输入初级侧端子的三相交流电功率转换为直流电功率。PCU40使转换后的直流电功率从次级侧端子输出。另外，PCU40通过逆变电路将被输入次级侧端子的直流电功率转换为三相交流电功率。PCU40使三相交流电功率从初级侧端子输出。开关36具有IGBT等开关元件和二极管。开关36始终允许从PCU40侧向电池32侧供给电功率，并且在被操作为导通时允许从电池32侧向PCU40侧供给电功率。根据以上结构，电动发电机42能够向电池32和逆变器28输出发电产生的电功率。另外，电动发电机42在开关36接通的情况下通过被从电池32供给的电功率进行工作。当电动发电机42被供给电功率时,发动机44启动。发动机44能够使用往复式发动机和燃气涡轮发动机等周知的内燃机。另外，PCU40也可以具有DC/DC转换电路。
另外，图2和图3简化表示电功率供给系统23。电功率供给系统23还包括其他电气组件。作为未图示的电气组件，例如有电动马达26以外的电负载、电阻、线圈、电容器、各种传感器类、保险丝、继电器、断路器等。
如图4所示，在航空器10中设置有控制器48。控制器48例如具有CPU等处理器、或者ASIC、FPGA等集成电路。例如，处理器通过执行存储在存储器中的程序来实现各种功能。控制器48向各个逆变器28的开关元件、各个开关36的开关元件和动力控制单元40的开关元件输出控制信号，控制各个开关元件的动作。
[3电功率供给系统23的动作]
使用图2和图3来说明电功率供给系统23的动作。航空器10启动时，控制器48按照乘员的操作将至少一个开关36接通。另外，控制器48按照乘员的操作来控制PCU40的各个开关元件的动作。于是，经由PCU40从至少一个电池32(32a～32d)向电动发电机42供给电功率。PCU40将被从电池32供给的直流电功率转换为交流电功率且将其输出给电动发电机42。电动发电机42通过被供给电功率进行工作，启动发动机44。
在发动机44启动后，电动发电机42通过发动机44的动作进行发电。在该状态下，能够经由PCU40从电动发电机42向各个群的电池32和组件组24供给电功率。PCU40将电动发电机42发电产生的交流电功率转换为直流电功率且将其输出给各个电池32和组件组24。逆变器28将从PCU40输出的直流电功率或者从电池32供给的直流电功率转换成交流电功率且将其输出给电动马达26。电动马达26通过被供给电功率进行工作，使旋翼(VTOL旋翼20或者巡航旋翼22)旋转。
在通过电池32的电功率使电动马达26旋转的情况下，基本上各个开关36的开关元件处于断开状态。因此，不会从一个群的电池32向另一个群的组件组24供给电功率。但是，还能够接通开关36的开关元件来从一个群的电池32向另一个群的组件组24供给电功率。
[4组件组24和电池32的分群一例]
如图2和图3所示，在电功率供给系统23中，多个组件组24和多个电池32被分为包括三个组件组24和一个电池32的四个群(第1群G1～第4群G4)。同一群内的多个组件组24被从同一群内的一个电池32供给电功率。另外，在此所谓的一个电池32由一个电池模块或者多个电池模块构成。各个群的电池32独立于其他群的电池32。
第1群G1包括与VTOL旋翼20Ra对应的组件组24Ra、与VTOL旋翼20Ld对应的组件组24Ld、与巡航旋翼22R对应的组件组24R1和电池32a。第1群G1的各个电气组件通过配线34a来连接。
第2群G2包括与VTOL旋翼20La对应的组件组24La、与VTOL旋翼20Rd对应的组件组24Rd、与巡航旋翼22L对应的组件组24L1和电池32b。第2群G2的各个电气组件通过配线34b来连接。
第3群G3包括与VTOL旋翼20Rb对应的组件组24Rb、与VTOL旋翼20Lc对应的组件组24Lc、与巡航旋翼22R对应的组件组24R2和电池32c。第3群G3的各个电气组件通过配线34c来连接。
第4群G4包括与VTOL旋翼20Lb对应的组件组24Lb、与VTOL旋翼20Rc对应的组件组24Rc、与巡航旋翼22L对应的组件组24L2和电池32d。第4群G4的各个电气组件通过配线34d来连接。
为了冗余化，组件组24R1的电动马达26和组件组24R2的电动马达26连接于同一巡航旋翼22R。通常，组件组24R1、24R2均被用于使巡航旋翼22R旋转。并且，在一组件组24故障的情况下，另一组件组24用于使巡航旋翼22R旋转。同样，组件组24L1的电动马达26和组件组24L2的电动马达26连接于同一巡航旋翼22L。
[4.1分群的理由(1)]
从减少电池32的观点出发，考虑所有的组件组24共用一个电池32。但是，在该情况下，产生需要大容量的电池32等其他问题。因此，优选为设置多个电池32。并且，优选为有效地组合组件组24和电池32。在本实施方式中，从以下理由出发将多个组件组24和多个电池32分为四个群(第1群G1～第4群G4)。
如图1所示，在本实施方式中，被配置在以重心G为中心彼此对称的位置的两个VTOL旋翼20的旋转方向彼此相反。例如，右侧的VTOL旋翼20Ra的旋转方向为R1。该旋转方向与同VTOL旋翼20Ra构成一对的左侧的VTOL旋翼20Ld的旋转方向(R2)相反。另外，左侧的VTOL旋翼20La的旋转方向为R2。该旋转方向与同VTOL旋翼20La构成一对的右侧的VTOL旋翼20Rd的旋转方向(R1)相反。另外，右侧的VTOL旋翼20Rb的旋转方向为R2。该旋转方向与同VTOL旋翼20Rb构成一对的左侧的VTOL旋翼20Lc的旋转方向(R1)相反。另外，左侧的VTOL旋翼20Lb的旋转方向为R1。该旋转方向与同VTOL旋翼20Lb构成一对的右侧的VTOL旋翼20Rc的旋转方向(R2)相反。
当VTOL旋翼20旋转时，通过旋翼叶片产生推力和反作用力(转矩反作用力)。如上所述，通过使构成一对的两个VTOL旋翼20彼此向相反方向旋转，能够抵消对机体产生的反作用力。
例如，当与一个VTOL旋翼20相关联的电功率系统或者机械系统故障时，该VTOL旋翼20停止。在该情况下，当与停止的VTOL旋翼20构成一对的另一个VTOL旋翼20保持旋转时，另一个VTOL旋翼20产生的反作用力不被抵消而作用于机体。于是，机体产生偏航力矩。另外，当与停止的VTOL旋翼20构成一对的另一个VTOL旋翼20保持旋转时，左右的VTOL旋翼20的推力的平衡被破坏。于是，机体产生侧倾力矩和俯仰力矩。为了避免这种事态发生，在构成一对的一个VTOL旋翼20由于故障等停止的情况下，需要使另一个VTOL旋翼20停止。据此，能够抑制由于反作用力(转矩反作用力)的平衡被破坏而造成的偏航力矩。另外，据此能够抑制由于推力的平衡被破坏而产生的侧倾力矩和俯仰力矩。
因此，在多个组件组24共用电池32的情况下，与构成一对的两个VTOL旋翼20对应的两个组件组24共用电池32是高效的方式。因此，在本实施方式中，与构成一对的两个VTOL旋翼20对应的两个组件组24和一个电池32被汇集在同一群。
另外，彼此抵消反作用力的两个VTOL旋翼20也可以是不同于上述例子的组合。例如，如VTOL旋翼20Ra和VTOL旋翼20La那样，也可以左右相邻的两个VTOL旋翼20构成一对。另外，也可以是如VTOL旋翼20Ra和VTOL旋翼20Rc那样隔着一个VTOL旋翼20前后排列的两个VTOL旋翼20构成一对。除此以外，也可以是旋转方向彼此相反的两个VTOL旋翼20构成一对。另外，能够基于上述思想，对图1所示的VTOL旋翼20以外的旋翼也通过设定各旋翼的旋转方向来设定构成一对的旋翼的组合。
[4.2分群的理由(2)]
图5所示的横轴是航空器10的飞行时间[s]。图5所示的纵轴是从电池32或者电动发电机42输入逆变器28的电功率[W]和单位气液温度差的散热量[W/K]。单位气液温度差的散热量用散热量/(冷媒温度-外部气温)来定义。另外，单位气液温度差的散热量与逆变器28(和电动马达26)的发热量[W]存在相关关系。单位气液温度差的散热量和逆变器28(和电动马达26)的发热量[W]的推移能够具有与后述的第4推移56同样的特征。
在图5中示出三个电功率随时间经过的变化作为第1推移50～第3推移54。在图5中示出热阻随时间经过的变化作为第4推移56。第1推移50表示与两个VTOL旋翼20对应的两个逆变器28的输入电功率的推移。两个VTOL旋翼20是指构成一对的两个VTOL旋翼20(参照上述[4.1])。第2推移52表示与一个巡航旋翼22对应的一个逆变器28的输入电功率的推移。第3推移54表示第1推移50的输入电功率与第2推移52的输入电功率的合计值的推移。第4推移56表示将第3推移54的电功率换算为单位气液温度差的散热量(发热量)得到的值的推移。
时间点t1～时间点t2的飞行状态为垂直起飞。在该时间段基本上使用VTOL旋翼20，不使用巡航旋翼22。因此，如第1推移50所示，与VTOL旋翼20对应的逆变器28的输入电功率大。另一方面，如第2推移52所示，与巡航旋翼22对应的逆变器28的输入电功率小。
时间点t2～时间点t3的飞行状态为从垂直起飞向巡航转换。在该时间段基本上VTOL旋翼20的使用率逐渐减小，巡航旋翼22的使用率逐渐增加。因此，如第1推移50所示，与VTOL旋翼20对应的逆变器28的输入电功率逐渐变小。另一方面，如第2推移52所示，与巡航旋翼22对应的逆变器28的输入电功率逐渐变大。
时间点t3以后的飞行状态为巡航。在该时间段为基本上使用巡航旋翼22，不使用VTOL旋翼20或者略微使用VTOL旋翼20的程度。因此，如第2推移52所示，与巡航旋翼22对应的逆变器28的输入电功率大。另一方面，如第1推移50所示，与VTOL旋翼20对应的逆变器28的输入电功率小。
另外，冷却系统60的性能同冷媒的液温与外部气温的差成正比。随着航空器10的高度变高而外部气温变低，因此，冷却系统60的冷却能力提高。即，冷却系统60的冷却能力能够在时间点t2及时间点t2以后的时间点比时间点t1升高。
另外，如图6所示，垂直起飞时所需的升力通过VTOL旋翼20的旋转来得到(旋翼升力)。另一方面，从垂直起飞向巡航转换时所需的升力通过VTOL旋翼20的旋转得到，并且通过机翼(前翼14和后翼16)得到。通过机翼得到的升力(机翼升力)伴随着移动速度的增大而变大。巡航时所需的升力通过机翼得到。在通过VTOL旋翼20的旋转产生升力的垂直起飞时(和垂直降落时)，与VTOL旋翼20对应的逆变器28的输入电功率大。另一方面，在通过机翼产生升力的巡航时，与VTOL旋翼20对应的逆变器28的输入电功率比较小。
航空器10从起飞开始到巡航为止的期间(时间点t1～时间点t3)和处于巡航状态的期间(时间点t3以降)，第3推移54的最大值与第1推移50的最大值及第2推移52的最大值之间没有大的差异。即，能够由与两个VTOL旋翼20对应的两个组件组24和与一个巡航旋翼22对应的一个组件组24来共用一个电池32。因此，在本实施方式中，与构成一对的两个VTOL旋翼20对应的两个组件组24、与一个巡航旋翼22对应的一个组件组24和一个电池32被汇集到同一群。
[4.3巡航旋翼22的组件组24的组合方法]
各群由与构成一对的两个VTOL旋翼20对应的两个组件组24和与一个巡航旋翼22对应的组件组24的组合构成。巡航旋翼22左右各设置一个。按以下思考方法来决定在各群中组合与巡航旋翼22R对应的组件组24R1、24R2和与巡航旋翼22L对应的组件组24L1、24L2中的哪一个。
设从构成一对的两个VTOL旋翼20中的一个VTOL旋翼20到右侧的巡航旋翼22R的长度与从另一个VTOL旋翼20到右侧的巡航旋翼22R的长度的差为D1。另外，设从一个VTOL旋翼20到左侧的巡航旋翼22L的长度与从另一个VTOL旋翼20到左侧的巡航旋翼22L的长度的差为D2。在各群中采用差较小的组合。
例如，以第1群G1进行说明。设从VTOL旋翼20Ra到右侧的巡航旋翼22R的长度与从VTOL旋翼20Ld到右侧的巡航旋翼22R的长度的差为D1。另一方面，设从VTOL旋翼20Ra到左侧的巡航旋翼22L的长度与从VTOL旋翼20Ld到左侧的巡航旋翼22L的长度的差为D2。D1比D2小。因此，第1群G1具有组件组24Ra、组件组24Ld和组件组24R1的组合。其他群也同样。据此，在同一群内两个组件组24的距离的偏差变少。
[4.4电池32的位置]
电池32以配线34的长度达到最小的方式来配置。例如以第1群G1进行说明。设从使一个VTOL旋翼20Ra旋转的电动马达26到电池32a的配线34a的长度为L1。设从使另一个VTOL旋翼20Ld旋转的电动马达26到电池32a的配线34a的长度为L2。设从使巡航旋翼22R旋转的电动马达26到电池32a的配线34a的长度为L3。在该情况下，电池32a以长度的合计值L1+L2+L3最小的方式来配置。
[5组件组24与电池32的分群的其他例子]
还能够进行与图2和图3所示的例子不同的分群。例如，也可以进行图7和图8所示的分群。在该例子中，多个组件组24和多个电池32被分为第1群G1～第4群G4。第1群G1和第2群G2包括四个组件组24和一个电池32。第3群G3和第4群G4包括两个组件组24和一个电池32。
还能够进行与图7和图8所示的例子不同的分群。例如，也可以将与VTOL旋翼20对应的一个组件组24、与一个巡航旋翼22对应的一个组件组24和一个电池32汇集在同一群。
[6冷却系统60的结构]
使用图9来说明冷却系统60的结构。在本实施方式中，对电功率供给系统23的一个群设置一个独立的冷却系统60。在图2和图3所示的电功率供给系统23中设置四个独立的冷却系统60。图9示出图2和图3所示的第1群G1的冷却系统60。
冷却系统60是冷却能力比空冷式高的液冷式。冷却系统60具有冷却回路62。冷却回路62在供冷媒流动的配管64上具有一个散热器66和三个泵(第1泵68a～第3泵68c)。冷却回路62是闭合回路。冷媒是液体。
配管64具有彼此并联连接的三个并联配管70a、70b、70c和共用配管72。共用配管72连通各个并联配管70a、70b、70c的上游侧和下游侧。在共用配管72上设置有散热器66。
并联配管70a被配置为，对与VTOL旋翼20Ra对应的组件组24Ra(例如电动马达26和逆变器28)进行冷却。并联配管70a也可以被配置为，对组件组24Ra的其他电气组件进行冷却。在并联配管70a上的比组件组24Ra靠上游侧的位置设置有第1泵68a。
并联配管70b被配置为，对与VTOL旋翼20Ld对应的组件组24Ld(例如电动马达26和逆变器28)进行冷却。并联配管70b也可以被配置为，对组件组24Ld的其他电气组件进行冷却。在并联配管70b上的比组件组24Ld靠上游侧的位置设置有第2泵68b。
并联配管70c被配置为，对与巡航旋翼22R对应的组件组24R1(例如电动马达26和逆变器28)进行冷却。并联配管70c也可以被配置为，对组件组24R1的其他电气组件进行冷却。在并联配管70c上的比组件组24R1靠上游侧的位置设置有第3泵68c。
另外，在图9所示的冷却回路62中，在各个并联配管70a、70b、70c上分别设置有泵(第1泵68a～第3泵68c)。作为替代，也可以在共用配管72上设置共用的泵。
如图5所示，航空器10从起飞开始到巡航为止的期间(时间点t1～时间点t3)和处于巡航状态的期间(时间点t3以后)，第3推移54的最大值与第1推移50的最大值及第2推移52的最大值之间没有大的差异。这意味着第4推移56的最大值与对应于两个VTOL旋翼20的两个组件组24的发热量的最大值、及对应于一个巡航旋翼22的一个组件组24的发热量的最大值之间没有大的差异。即，能够由与两个VTOL旋翼20对应的两个组件组24和与一个巡航旋翼22对应的一个组件组24共用一个冷却回路62。因此，在本实施方式中，通过同一冷却回路62一并对与构成一对的两个VTOL旋翼20对应的两个组件组24、和与一个巡航旋翼22对应的一个组件组24进行冷却。并且，也可以通过冷却回路62对电池32a进行冷却。
[7冷却系统60的动作]
使用图9来说明冷却系统60的动作。当第1泵68a进行工作时，冷媒在并联配管70a和共用配管72中循环。当第2泵68b进行工作时，冷媒在并联配管70b和共用配管72中循环。当第3泵68c进行工作时，冷媒在并联配管70c和共用配管72中循环。冷媒从各个组件组24的各个电气组件吸收热量，通过散热器66散出热量。这样一来，各个电气组件被冷却。
如在上述[4.3]中说明的那样，在同一群内，两个组件组24的距离的偏差少。因此，同一群内并联配管70a、70b、70c的长度的偏差少。因此，通过将散热器66配置在合适的位置，能够减少在并联配管70a、70b、70c中流动的冷媒的压损的差，由此能够减小第1泵68a～第3泵68c的排出扬程的差。
[8其他实施方式]
在上述实施方式中，以具有八个VTOL旋翼20和两个巡航旋翼22的航空器10为例来说明电功率供给系统23和冷却系统60。但是，还能够在旋翼的数量不同的其他航空器10中设置电功率供给系统23和冷却系统60。例如，还能够在具有两个以上的VTOL旋翼20的航空器10中设置电功率供给系统23和冷却系统60。在该情况下也同样可以将与构成一对的两个VTOL旋翼20对应的两个组件组24和一个电池32分在同一群。另外，在航空器10具有巡航旋翼22的情况下，也可以将与1个以上的VTOL旋翼20对应的1个以上的组件组24、与巡航旋翼22对应的组件组24和一个电池32分在同一群。
电功率供给系统23也可以是图3和图8所示的电路以外的电路。总之，按上述的组合来组合各个组件组24即可，电功率供给系统23的电路是任意的。
另外，本发明除了适用于具有发动机44和电动发电机42的混合动力航空器以外，还能够适用于不具有发动机44和电动发电机42的电动航空器。作为一例，在图3和图8所示的电路中，也可以不存在第2平滑电容器38～发动机44的结构。在该情况下，通过根据需要切换各个开关36，能够从某一群的电池32向另一群供给电功率。作为其他例子，在图3和图8所示的电路中，也可以不存在从第2平滑电容器38到发动机44的各结构和各群的开关36。在该情况下，各个群被彼此绝缘。
也可以对具有倾转旋翼的航空器10设置上述实施方式的电功率供给系统23和冷却系统60。
[9根据实施方式能得到的技术思想]
下面记载根据上述实施方式能掌握的技术思想。
本发明的方式是一种冷却系统60，该冷却系统60具有旋翼(VTOL旋翼20、巡航旋翼22)、组件组24和冷却回路62，其中，
所述旋翼产生航空器10的升力和推力中的至少一方；
所述组件组24由使所述旋翼旋转的多个电气组件构成；
所述冷却回路62对多个所述电气组件进行冷却，
所述冷却系统60具有与多个所述旋翼对应的多个所述组件组24，
多个所述组件组24由同一所述冷却回路62冷却。
根据上述结构，由同一冷却回路62对多个组件组24进行冷却，因此无需对各个组件组24单独地设置冷却回路62。即，根据上述结构，冷却回路62的零部件(配管64、散热器66等)被多个组件组24共用。因此，根据上述结构，能够减少设置于航空器10的冷却系统60的零部件数量。其结果，设置于航空器10的冷却系统60变得简单又轻便。
在本发明的方式中，也可以为，
所述旋翼具有VTOL旋翼20和巡航旋翼22，其中，所述VTOL旋翼20在所述航空器10沿垂直方向移动时产生升力；所述巡航旋翼22在所述航空器10沿水平方向移动时产生推力，
所述组件组24具有与所述VTOL旋翼20对应的VTOL组件组(例如组件组24Ra)和与所述巡航旋翼22对应的巡航组件组(例如组件组24R1)，
所述VTOL组件组和所述巡航组件组由同一所述冷却回路62冷却。
VTOL旋翼20主要用于垂直起飞时和垂直降落时。另一方面，巡航旋翼22主要用于巡航时。因此，与VTOL旋翼20对应的组件组24的第1输入电功率和与巡航旋翼22对应的组件组24的第2输入电功率的合计值的最大值同第1输入电功率的最大值及第2输入电功率的最大值相比较，没有大的差异。因此，即使与VTOL旋翼20对应的组件组24和与巡航旋翼22对应的组件组24共用电池32，电池32也无需大的容量。因此，从电路的简化和电池32的小型化的观点出发，与VTOL旋翼20对应的组件组24、与巡航旋翼22对应的组件组24和电池32的组合是合适的。
组件组24的输入电功率相当于组件组24的发热量。因此，即使与VTOL旋翼20对应的组件组24和与巡航旋翼22对应的组件组24共用冷却回路62，冷却回路62也无需大的冷却能力。因此，从冷却回路62的简化、小型化的观点出发，与VTOL旋翼20对应的组件组24、与巡航旋翼22对应的组件组24和电池32的组合是合适的。
在本发明的方式中，也可以为，
所述旋翼具有两个VTOL旋翼20，两个所述VTOL旋翼20在所述航空器10沿垂直方向移动时产生升力且相互抵消反作用力，
所述组件组24具有与两个所述VTOL旋翼20对应的两个VTOL组件组(例如组件组24Ra、24Ld)，
两个所述VTOL组件组由同一所述冷却回路62冷却。
在相互抵消反作用力的两个VTOL旋翼20中的一个VTOL旋翼20由于故障等停止的情况下，另一个VTOL旋翼20也需要停止。即，相互抵消反作用力的两个VTOL旋翼20始终一起工作。因此，从高效地对电气组件进行冷却的观点出发，与相互抵消反作用力的两个VTOL旋翼20对应的两个组件组24和电池32的组合是合适的。
在本发明的方式中，也可以为，
所述旋翼具有：两个第1VTOL旋翼(例如VTOL旋翼20Ra、VTOL旋翼20Ld)及两个第2VTOL旋翼(例如VTOL旋翼20La、VTOL旋翼20Rd)；和第1巡航旋翼(例如巡航旋翼22R)及第2巡航旋翼(例如巡航旋翼22L)，其中，两个所述第1VTOL旋翼及两个所述第2VTOL旋翼在所述航空器10沿垂直方向移动时产生升力且相互抵消反作用力；所述第1巡航旋翼及第2巡航旋翼在所述航空器10沿水平方向移动时产生推力，
所述组件组具有：与两个所述第1VTOL旋翼对应的两个第1VTOL组件组(例如组件组24Ra、24Ld)；与两个所述第2VTOL旋翼对应的两个第2VTOL组件组(例如组件组24La、24Rd)；与所述第1巡航旋翼对应的第1巡航组件组(例如组件组24R1)；和与所述第2巡航旋翼对应的第2巡航组件组(例如组件组24L1)，
所述冷却回路62具有第1冷却回路和第2冷却回路，
两个所述第1VTOL组件组和所述第1巡航组件组由所述第1冷却回路冷却，两个所述第2VTOL组件组和所述第2巡航组件组由所述第2冷却回路冷却。
如上所述，从冷却回路62的简化、小型化的观点出发，与VTOL旋翼20对应的组件组24、与巡航旋翼22对应的组件组24和电池32的组合是合适的。另外，从高效地对电气组件进行冷却的观点出发，与相互抵消反作用力的两个VTOL旋翼20对应的两个组件组24和电池32的组合是合适的。
在本发明的方式中，也可以为，
第1差(D1)比第2差(D2)小，其中，所述第1差(D1)是指从一个所述第1VTOL旋翼(例如VTOL旋翼20Ra)到所述第1巡航旋翼(例如巡航旋翼22R)的长度与从另一个所述第1VTOL旋翼(例如VTOL旋翼20Ld)到所述第1巡航旋翼(例如巡航旋翼22R)的长度的差；所述第2差(D2)是指从一个所述第1VTOL旋翼(例如VTOL旋翼20Ra)到所述第2巡航旋翼(例如巡航旋翼22L)的长度与从另一个所述第1VTOL旋翼(例如VTOL旋翼20Ld)到所述第2巡航旋翼(例如巡航旋翼22L)的长度的差。
根据上述结构，在同一群内两个组件组24的距离的偏差小。因此，在同一群内并联配管70a、70b、70c的长度的偏差小。因此，通过合适地配置散热器66，能够减小第1泵68a～第3泵68c的扬程的差。
在本发明的方式中，也可以为，
各个所述组件组24具有电动马达26的驱动电路(逆变器28)。
在本发明的方式中，也可以为，
至少一个所述组件组24具有电池32，该电池32通过所述驱动电路向所述电动马达26供给电功率。
在本发明的方式中，也可以为，
所述冷却回路62具有配管64、散热器66和多个泵(第1泵68a～第3泵68c)，
所述配管64具有：多个并联配管70a、70b、70c；和共用配管72，其中，多个所述并联配管70a、70b、70c彼此并联连接；所述共用配管72连通各个所述并联配管70a、70b、70c的上游侧和下游侧，
所述并联配管70a、70b、70c以其数量与所述组件组24的数量相同的方式来设置，且被配置为对所述组件组24进行冷却，
所述泵被设置于各个所述并联配管70a、70b、70c，
所述散热器66被设置于所述共用配管72，
所述泵的排出扬程根据由所述并联配管70a、70b、70c和所述共用配管72构成的循环通路的长度来决定。
在本发明的方式中，也可以为，
所述航空器10具有机翼(前翼14，后翼16)，该机翼在向前方移动时产生升力。

Claims (9)

1.一种冷却系统(60)，该冷却系统(60)具有旋翼(20、22)、组件组(24)和冷却回路(62)，其中，
所述旋翼(20、22)产生航空器(10)的升力和推力中的至少一方；
所述组件组(24)由使所述旋翼旋转的多个电气组件构成；
所述冷却回路(62)对多个所述电气组件进行冷却，
其特征在于，
所述冷却系统(60)具有与多个所述旋翼对应的多个所述组件组，
多个所述组件组由同一所述冷却回路冷却。
2.根据权利要求1所述的冷却系统，其特征在于，
所述旋翼具有VTOL旋翼(20)和巡航旋翼(22)，其中，所述VTOL旋翼(20)在所述航空器沿垂直方向移动时产生升力；所述巡航旋翼(22)在所述航空器沿水平方向移动时产生推力，
所述组件组具有与所述VTOL旋翼对应的VTOL组件组和与所述巡航旋翼对应的巡航组件组，
所述VTOL组件组和所述巡航组件组由同一所述冷却回路冷却。
3.根据权利要求1所述的冷却系统，其特征在于，
所述旋翼具有两个VTOL旋翼，两个所述VTOL旋翼在所述航空器沿垂直方向移动时产生升力且相互抵消反作用力，
所述组件组具有与两个所述VTOL旋翼对应的两个VTOL组件组，
两个所述VTOL组件组由同一所述冷却回路冷却。
4.根据权利要求1所述的冷却系统，其特征在于，
所述旋翼具有：两个第1VTOL旋翼及两个第2VTOL旋翼；和第1巡航旋翼及第2巡航旋翼，其中，两个所述第1VTOL旋翼及两个所述第2VTOL旋翼在所述航空器沿垂直方向移动时产生升力且相互抵消反作用力；所述第1巡航旋翼及所述第2巡航旋翼在所述航空器沿水平方向移动时产生推力，
所述组件组具有:与两个所述第1VTOL旋翼对应的两个第1VTOL组件组；与两个所述第2VTOL旋翼对应的两个第2VTOL组件组；与所述第1巡航旋翼对应的第1巡航组件组；和与所述第2巡航旋翼对应的第2巡航组件组，
所述冷却回路具有第1冷却回路和第2冷却回路，
两个所述第1VTOL组件组和所述第1巡航组件组由所述第1冷却回路冷却，两个所述第2VTOL组件组和所述第2巡航组件组由所述第2冷却回路冷却。
5.根据权利要求4所述的冷却系统，其特征在于，
第1差(D1)比第2差(D2)小，其中，所述第1差(D1)是指从一个所述第1VTOL旋翼到所述第1巡航旋翼的长度与从另一个所述第1VTOL旋翼到所述第1巡航旋翼的长度的差；所述第2差(D2)是指从一个所述第1VTOL旋翼到所述第2巡航旋翼的长度与从另一个所述第1VTOL旋翼到所述第2巡航旋翼的长度的差。
6.根据权利要求1～5中任一项所述的冷却系统，其特征在于，
各个所述组件组具有电动马达的驱动电路(28)。
7.根据权利要求6所述的冷却系统，其特征在于，
至少一个所述组件组具有电池(32)，该电池(32)通过所述驱动电路向所述电动马达供给电功率。
8.根据权利要求1～5中任一项所述的冷却系统，其特征在于，
所述冷却回路具有配管(64)、散热器(66)和多个泵(68a～68c)，
所述配管具有：多个并联配管(70a、70b、70c)；和共用配管(72)，其中，多个所述并联配管(70a、70b、70c)彼此并联连接；所述共用配管(72)连通各个所述并联配管的上游侧和下游侧，
所述并联配管以其数量与所述组件组的数量相同的方式设置，且被配置为对所述组件组进行冷却，
所述泵被设置于各个所述并联配管，
所述散热器被设置于所述共用配管，
所述泵的排出扬程根据由所述并联配管和所述共用配管构成的循环通路的长度来决定。
9.根据权利要求1～5中任一项所述的冷却系统，其特征在于，
所述航空器具有机翼(14、16)，该机翼(14、16)在所述航空器向前方移动时产生升力。
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