CN117693471A - 用于飞机推进组件的螺旋桨、推进组件和使用这种推进组件的方法 - Google Patents

Abstract

一种用于飞机的沿轴线X纵向延伸的推进组件(1)的螺旋桨(2)，螺旋桨(2)包括螺旋桨锥部(21)、叶片(22)、沿轴线X纵向延伸并与螺旋桨锥部(21)一体旋转的导向部件(4)，导向部件(4)安装在螺旋桨锥部(21)外部，以便在它们之间形成导向路径(V)、导向部件(4)具有上游开口(41)和下游开口(42)，上游开口(41)配置为向导向路径(V)中输送气流，下游开口(42)配置为将气流排出下游，导向部件(4)具有通孔(40)，螺旋桨(2)的叶片(22)和压缩机叶片(5)通过通孔(40)延伸，压缩机叶片(5)与螺旋桨锥部(21)一体旋转，并以产生加速气流的方式位于导向路径(V)中。

Description

用于飞机推进组件的螺旋桨、推进组件和使用这种推进组件 的方法

技术领域

本发明涉及用于飞机的推进组件领域，特别是一种推进组件，其包括用于驱动螺旋桨的电动马达，以确保飞机的电力推进。

为了减少化石能源的使用，建议使用电动马达旋转驱动推进螺旋桨，螺旋桨即没有外壳的叶片。

现有技术中已知一种推进组件，其包括电动马达，该电动马达包括转子轴，该转子轴驱动螺旋桨，该螺旋桨包括沿轴线纵向延伸的螺旋桨锥部和从螺旋桨锥部沿径向延伸的叶片。叶片的旋转使飞机得以推进，即纵向位移上行。

电动马达包括电气元件，在使用过程中必须对其进行冷却。按照已知的方式，电动马达通过与外部气流接触来冷却。当飞机在地面上或以较低的速度飞行时，气流太小，无法确保足够的冷却。要消除这一缺点，直接的解决方案是使用另一种冷却流体，但这会大大增大质量和体积。

因此，本发明旨在通过提出一种推进组件，在不影响质量和体积的前提下，实现对电动马达的最佳冷却，从而消除至少部分的上述缺点。

由专利申请W02007001372A2已知一种安装在外壳中的涡轮机械，外壳包括空气通道，用于冷却涡轮机械。它启示一种螺旋桨锥部，径向叶片从该螺旋桨锥部中延伸。GB2587668A涉及涡轮机械的热管理系统，该热管理系统利用从螺旋桨锥部附近获取的气流。

发明内容

本发明涉及一种用于飞机的推进组件的螺旋桨，螺旋桨沿轴线X纵向延伸，螺旋桨配置为位于推进组件的上游并围绕所述轴线X旋转驱动，螺旋桨包括：

螺旋桨锥部和

叶片，其从螺旋桨锥部相对于所述轴线X沿径向延伸，

螺旋桨之所以值得注意，是因为其包括：

沿轴线X纵向延伸的导向部件，所述导向部件与螺旋桨锥部一体旋转，导向部件安装在螺旋桨锥部外部，以便在它们之间形成导向路径，导向部件包括上游开口和下游开口，上游开口配置为将气流引入导向路径，下游开口用于将气流在下游排出，导向部件包括通孔，螺旋桨的叶片通过通孔延伸，以及

压缩机叶片，其与螺旋桨锥部一体旋转，以产生加速气流的方式位于导向路径中。

有了本发明，螺旋桨就可以在内部加速和压缩从外部介质上游来的气流，并将其排出下游，从而冷却位于下游的设备。这种螺旋桨尤其有利于冷却螺旋桨的旋转驱动装置，因为该装置直接位于螺旋桨的下游。即使外部气流的相对速度(飞机速度)很低或为零，冷却效率也很高。当电动马达驱动时，冷却尤为最佳，电动马达产生的热量需要排出。

优选地，导向部件包括轮廓塑形的上游唇缘。这样做的好处是，在上游气流入射角不同的情况下，也能保证上游进气的效率。

压缩机叶片优选在导向路径的整个径向厚度上延伸。这样，压缩效果就达到了最佳。

螺旋桨锥部优选地包括封闭的上游端部，以改善其空气动力性能。

导向部件和螺旋桨锥部优选是同轴的。

其中一个方面是，导向路径的径向截面从上游向下游递减，以提高压缩率并改善冷却。

导向部件和螺旋桨锥部优选具有相同的纵向长度，以便形成紧凑的组件。

压缩机叶片优选由导向部件和/或螺旋桨锥部的材料制成。这样就可以减少质量，形成紧凑的组件。

本发明还涉及一种沿着从下游到上游的轴线X纵向延伸的飞机推进组件，该飞机推进组件包括位于上游的螺旋桨(如前所述)和位于下游的电动马达，该电动马达配置为沿轴线X旋转驱动螺旋桨，从而用加速气流冷却电动马达。

因此，即使飞机速度很低或没有速度，电动马达也能从高效冷却中获益。

优选地，组件包括安装在气体路径的出口处的矫直叶片，以矫直加速气流。在压缩过程中，气流因压缩机叶片的旋转而扭曲。矫直叶片可以将气流拉直，使其平行于X轴延伸，这最有利于冷却与X轴轴向对齐以驱动螺旋桨的电动马达。矫直叶片优选是固定的或可变间距的。

优选地，矫直叶片与电动马达是一体的，以便以最佳和精确的矫直方式冷却电动马达。

根据本发明的一个方面，电动马达包括多排的冷却肋片。矫直叶片形成一排冷却肋片，优选是最上游的一排。矫直叶片有利地具有双重功能，一方面可以矫直气体路径中的加速气流，另一方面可以传导来自电动马达的热量。冷却效果和紧凑性得到改善。

矫直叶片与螺旋桨的纵向间隙优选在1至10毫米之间。这样的纵向间隙一方面可以确保运动部件和固定部件之间有足够的间距，保证安全，另一方面也可以保证足够的密封性，实现有效的压缩。

本发明涉及一架飞机，该飞机包括至少一个如前所述的推进组件。根据一个方面，飞机包括至少一个机翼，推进组件安装在机翼上。在机翼上使用多个电力推进组件可以减少碳排放。冷却效率依然很高。另一个方面是，飞机包括短舱，所述推进组件安装在短舱内。短舱可安装在飞机机头或其他地方。这种推进组件可用于垂直起飞和/或以巡航速度推进。因此，这种推进组件可构成中央推进组件。

本发明还涉及一种使用如前所述的推进组件的方法，该方法包括由以下项组成的步骤：

通过电动马达驱动螺旋桨使叶片提供推进力，以及

通过压缩机叶片加速气体路径中的气流来冷却电动马达。

附图说明

阅读以下作为示例给出的说明，并参考以下作为非限制性示例给出的图，其中对相似的对象赋予了相同的标记，将更好地理解本发明。

图1是本发明一个实施例的飞机示意图；

图2是根据本发明的推进组件的示意图。

图3是图2的推进组件的侧面示意图。

图4是图3的推进组件的示意图，其中导向锥部以透明方式显示。

图5是不带螺旋桨叶片的推进组件示意图。

图6是推进组件的螺旋桨的纵向半剖面示意图。

应当注意的是，这些图详细阐述了本发明，以便实施本发明，当然，在适当的地方，这些图可以用来更好地限定本发明。

具体实施方式

本发明将针对包括两个机翼W的飞机A进行介绍，在这两个机翼W上根据本发明安装了多个推进组件1。推进组件1有利地实现电力推进。在本例中，飞机A还包括机身上游的中央推进组件10，该中央推进组件为电力或热力推进，以实现混合推进。

图2至图4将详细介绍本发明一个实施例中的推进组件1。

推进组件1沿着从下游到上游的轴线X纵向延伸。推进组件1包括位于上游的螺旋桨2和位于下游的电动马达3，电动马达3配置为沿X轴旋转地驱动螺旋桨2。

电动马达3

电动马达3按已知方式包括定子部件和转子部件，转子部件包括与螺旋桨2连接的转子轴。电动马达3优选由需要冷却的部件组成，例如电气部件、动力部件、磁绕组等。如图4所示，电动马达3包括多个在电动马达3的外表面上突出的肋片30，这些肋片配置为通过外部气流的循环进行冷却。肋片30可将电动马达3的热量传导至其外表面。

螺旋桨2

参照图4，螺旋桨2包括螺旋桨锥部21和从螺旋桨锥部21相对于所述轴线X沿径向延伸的螺旋桨叶片22。叶片22在数量方面优选为3片，但其数量也可以不同。叶片22优选按角度分布在螺旋桨锥部21上。在本例中，电动马达3通过转子轴与螺旋桨锥部21的在内部的配合连接到螺旋桨2上。

根据本发明，参照图4，螺旋桨2包括沿轴线X纵向延伸的导向部件4，该导向部件与螺旋桨锥部21一体旋转。导向部件4和螺旋桨锥部21优选同轴并相互锁定，以形成紧凑的螺旋桨2。

导向部件4

导向部件4安装在螺旋桨锥部21外侧，在两者之间形成导向路径V，导向部件4包括上游开口41和下游开口42，上游开口41配置成将气流F输送到导向路径V，下游开口42用于将气流移出到电动马达3。气体路径V的径向厚度优选从上游向下游递减，以增加气流F的压缩量。如图4所示，导向部件4包括通孔40，螺旋桨2的叶片22通过这些通孔伸出。

导向部件4优选是以锥形壳体的截面的形式，以形成校准的截面的导向路径。导向部件4和螺旋桨锥部21的纵向长度优选相同。

参照图5和图6，导向部件4包括上游唇部40A，该上游唇部的轮廓设计可使空气以最佳方式进入气体路径V，以适应不同的气流入射角和不同的工作点，从而达到最佳压缩效果，下文将对此进行介绍。

压缩机叶片5

根据本发明，参照图4，螺旋桨2包括与螺旋桨锥部21一体旋转的压缩机叶片5，这些压缩机叶片安装在导向路径V上从而利用加速气流Fa冷却电动马达3。这样，即使外部空气的相对速度较低(飞机停止或前进速度较低)，螺旋桨2也能使外部空气加速，从而消除电动马达3的多个热量。

压缩机叶片5优选连接螺旋桨锥部21的外表面和导向部件4的内表面，在导向路径V的整个径向厚度上延伸。气体路径V的截面优选从上游向下游递减，以增加压缩。压缩机叶片5的径向厚度也从上游向下游递减。在本例中，每个压缩叶片5都具有扭曲的形状，以便实现最佳压缩效果。参见图5，轴向气流F在开口41的水平处进入，然后被压缩机叶片5加速，以形成加速气流Fa。螺旋桨锥部21、导向部件4和压缩机叶片5共同构成了“混合”或“叶轮-离心”式压缩机。

压缩机叶片5优选与导向部件4和/或螺旋桨锥部21的材料相同。压缩机叶片5优选由导向部件4和/或螺旋桨锥部21的材料制成，以便形成一体式组件并限制总质量。

压缩机叶片5的数量与确保推进力的叶片22的数量无关，因此可以优化它们各自的数量，以便一方面通过调整流速以确保热传递，另一方面调整压缩比以抵消压力损失，从而最大限度地满足推进组件1的性能要求。

压缩机叶片5相对于叶片22的相对间距经过优化，以限制空气动力相互作用并改善冷却效果。如图4所示，为了限制叶片22的根部220的水平处延伸到气体路径V的相互作用，压缩机叶片5之一的后缘5F优选位于叶片22的根部220的中心。

压缩机叶片5优选区分于叶片22，特别是叶片22的根部。这样做的好处是可以优化压缩和推进。每个压缩机叶片5的轴向长度优选是叶片22的根部的轴向长度的至少两倍、优选至少三倍。然后对压缩进行优化。

矫直叶片6

根据本发明的一个方面，参见图5，矫直叶片6安装在气体路径V的出口处，以便矫直在压缩机叶片5的出口处扭曲的加速气流Fa，从而获得加速和矫直的气流Far，对电动马达3的外周进行轴向冷却。所有的矫直叶片6形成轴向或锥形矫直部。矫直叶片6可以是固定的，也可以是间距可调/可变的。这样的矫直叶片6可以使气流与电动马达3保持一致，从而在较大的工作范围内减少压力损失。

如前所述，电动马达3在其外围上包括冷却肋片30，其通过气流对其进行冷却。矫直叶片6最好与电动马达3连为一体，以确保精确定位和用于冷却的最佳循环。一种选择是，矫直叶片6构成电动马达3的一排冷却肋片30，优选是最上游的一排。换句话说，矫直叶片6集成在电动马达3中，可以矫直和消除电动马达3的热量。

矫直叶片6可由符合热机械阻力要求的各种材料制成，并可通过不同的方法，特别是通过增材制造获得。

不言而喻，矫直叶片6可以属于独立部件，安装在导向部件4和电动马达3之间。

参照图6，矫直叶片6与螺旋桨2之间的纵向间隙Jx介于1至10毫米之间，这样可以防止螺旋桨2(移动)与矫直叶片6(固定)之间的任何接触，同时可以限制任何空气泄漏。

在矫直叶片6的外侧具有矫直唇部61(优选是轮廓塑形的)，以利于加速气流Fa流向矫直叶片6。矫直唇部61优选与导向部件4的后端纵向对齐，以便于矫直唇部61的内部导向。

使用方法

本发明还涉及一种使用推进组件1的方法，如前所述，包括以下步骤：用电动马达3驱动螺旋桨2，使叶片22提供推进力，并通过压缩机叶片5加速气体路径V中的气流F来冷却电动马达3。有利的是，一旦使用电动马达3，就会直接产生加速的气流Fa以进行冷却。这样就避免了电动马达3过热的风险。

螺旋桨2的体积仍然有限，这一点非常有利。

Claims (13)

1.一种用于飞机(A)的推进组件(1)的螺旋桨(2)，其沿轴线X纵向延伸，所述螺旋桨(2)配置为位于推进组件(1)的上游并围绕所述轴线X旋转驱动，所述螺旋桨(2)包括：

-螺旋桨锥部(21)和

-叶片(22)，其从螺旋桨锥部(21)相对于所述轴线X沿径向延伸，

-螺旋桨(2)的特征在于，其包括：

-沿轴线X纵向延伸的导向部件(4)，所述导向部件(4)与螺旋桨锥部(21)一体旋转，导向部件(4)安装在螺旋桨锥部(21)外部，以便在它们之间形成导向路径(V)，导向部件(4)包括上游开口(41)和下游开口(42)，所述上游开口(41)配置为将气流(F)引入导向路径(V)，所述下游开口(42)配置为将气流(F)在下游排出，导向部件(4)包括通孔(40)，螺旋桨(2)的叶片(22)通过通孔(40)延伸，以及

-压缩机叶片(5)，其与螺旋桨锥部(21)一体旋转，以产生加速气流(Fa)的方式位于导向路径(V)中，导向路径(V)的径向截面从上游向下游递减。

2.根据权利要求1所述的螺旋桨(2)，其中所述导向部件(4)包括轮廓塑形的上游唇部(40A)。

3.根据权利要求1至2中任一项所述的螺旋桨(2)，其中所述压缩机叶片(5)在导向路径(V)的整个径向厚度上延伸。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的螺旋桨(2)，其中所述螺旋桨锥部(21)包括封闭的上游端部。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的螺旋桨(2)，其中压缩机叶片(5)由导向部件(4)和/或螺旋桨锥部(21)的材料制成。

6.一种用于飞机(A)的推进组件(1)，其沿从下游到上游的轴线X纵向延伸，包括：

-位于上游的根据权利要求1至5中任一项所述的螺旋桨(2)，以及

-位于下游的电动马达(3)，其配置为沿轴线X旋转驱动螺旋桨(2)，从而用加速气流(Fa)冷却电动马达(3)。

7.根据权利要求6所述的推进组件，其包括安装在气体路径(V)的出口处的矫直叶片(6)，从而矫直加速气流(Fa)。

8.根据权利要求7所述的推进组件，其中所述矫直叶片(6)与电动马达(3)是一体的。

9.根据权利要求8所述的推进组件，其中所述电动马达包括多排冷却肋片，矫直叶片(6)形成一排冷却肋片。

10.一种包括至少一个根据权利要求6至9中任一项所述的推进组件的飞机(A)。

11.根据权利要求10所述的飞机(A)，其中，所述飞机(A)包括至少一个机翼(W)，推进组件(1)安装在机翼(W)上。

12.根据权利要求10所述的飞机(A)，其中，所述飞机(A)包括至少一个短舱，推进组件(1)安装在所述短舱中。

13.一种使用根据权利要求6至9之一所述的推进组件(1)的方法，所述方法包括由以下项组成的步骤：

-通过电动马达(3)驱动螺旋桨(2)，使得叶片(22)提供推进力，以及

-通过压缩机叶片(5)加速气体路径(V)中的气流(F)来冷却电动马达(3)。