[发明专利]航天电机冷却系统

说明书

本发明属于散热领域，旨在解决航天电机短时间高负荷运行条件下的散热问题，提供了一种航天电机冷却系统，包括定子铁芯、定子绕组、转子、转轴和机壳，该冷却系统包括贯穿设置于定子的第一相变区，第一相变区包括连通设置的换热段和冷凝段；冷凝段设置有第二相变区，第二相变区设置有相变储热装置，相变储热装置包覆设置于冷凝段；当电机处于短时高负荷工作状态时，定子中的热量通过换热段传递至冷凝段，经过与相变储热装置中的相变材料热交换，将换热段的热能存储其中以进行冷凝段、换热段中工质的冷凝；当电机处于停机状态时，相变储热装置将热量传递至外界；通过本发明可有效解决航天电机运行的散热问题，实现电机内热量的快速交换。

技术领域

本发明属于散热领域，具体涉及一种航天电机冷却系统。

背景技术

传统的飞机机载作动器采用液压系统，将液压作动筒作为执行元件，由于其结构特点，机身布满液压管路，存在泄露隐患，且伴随着结构复杂、可靠性低、维护困难等问题，限制了飞机的进一步发展。随着全电飞机概念的兴起与功率电传技术的进步，机电作动器代替传统液压作动器已经成为一种不可避免的趋势。

机载机电作动器主要包括无刷直流电机、齿轮传动机构、滚珠丝杠机构、控制器等部分组成，其中电机作为核心部件，由于持续的冷却能力直接决定了电机的温升，从而影响到绝缘及永磁材料性能与寿命。机载电机在飞机飞行过程中处于间歇工作制，处于高负载运行过程中的电机损耗生热对电机绝缘与永磁材料的可靠性与寿命产生较大影响。飞机在高空高速飞行过程中，由于各方面的限制，空气冷却效果难以达到要求，液体冷却因为需要安装附加设备，且存在泄露隐患，无法适应飞机高可靠性与高功率密度的发展要求；而相变冷却技术传热效率高，不受空间方位限制，更适合于航天全电飞机的电机冷却。

发明内容

为了解决现有技术中的上述问题，为了解决航天电机短时间高负荷运行条件下的散热问题，本发明提供了一种航天电机冷却系统，包括定子、转子、转轴和机壳，其中，定子包括定子铁芯、定子绕组，定子绕组设置于铁芯内侧定子槽中，定子铁芯段外圆侧与机壳内壁紧密贴合，该冷却系统还包括贯穿设置于所述定子的第一相变区，所述第一相变区包括换热段和冷凝段，所述换热段与所述冷凝段连通设置；所述冷凝段设置有第二相变区，所述第二相变区设置有相变储热装置，所述相变储热装置包覆设置于所述冷凝段；

当电机处于短时高负荷工作状态时，所述定子中的热量通过所述换热段快速传递至所述冷凝段，经过与所述相变储热装置中的相变材料热交换，将电机运行中的热量存储至所述相变储热装置中并进行所述冷凝段中工质的冷凝，被冷凝的工质再次回到所述换热段进行下一阶段的换热；当电机处于长时间停机状态时，所述相变储热装置再将热量传递至外界。

在一些优选实施例中，所述相变储热装置包括密封装置以及设置于所述密封装置内部的相变储热材料；所述密封装置为第一空心圆柱结构；所述第一空心圆柱结构的外侧与电机气隙所在的圆周同心且半径相等；所述第一空心圆柱结构一端设置于定子端部绕组鼻部的正下方，另一侧与所述机壳相连；

所述相变储热材料构成第二空心圆柱结构，所述第二空心圆柱结构与所述第一空心圆柱结构同心设置。

在一些优选实施例中，所述密封装置的材质与所述机壳的材质同等设置。

在一些优选实施例中，所述换热段与冷凝段的比例为：其中，K₁为所述换热段的传热系数，K₂为所述冷凝段的传热系数，T_V为压力对应的相变温度，T₁为热流体温度，T₂为冷流体温度；所述换热段的长度等于电机的电枢长度；

所述第二空心圆柱结构的体积V为：其中，r为石蜡相变潜热量，ρ为石蜡密度，Q为电机生热量。

在一些优选实施例中，所述第一相变区包括热管区域，所述热管区域设置有多根热管，多根所述热管平行设置；每个所述定子的槽内部至少设置一根所述热管。