[发明专利]航空用的双转子轮缘驱动型内外涵道式推进器

说明书

本发明公开了航空用的双转子轮缘驱动型内外涵道式推进器，包括内外涵道导管，高速双转子轮缘电机，内置涵道风扇及风扇支撑结构，外置涵道风扇及风扇支撑结构，内外涵道间的棱翼形支柱，外涵道尾部栅翼。解决了传统电机及涵道推进结构不能实现内外涵道的局限性。通过内外涵道结构以及特有的环形绕组的绕制方式，令内外转子转速不同，从而造成内外涵道流量流速不同，进一步提高了涵道推进器的气动性能。双转子内外涵道式推进器的电机效率和功率密度更高，减少了近一半的铜损和铁损，外涵道带来的散热能力更强，利用外涵道减少了传统轮缘涵道推进器涵道导管过厚而带来的边界层吸附损耗，而外涵道很薄且轴向较短，边界层吸附损耗很小。

技术领域

本发明涉及航空电推进技术，尤其是涉及基于航空用的双转子轮缘驱动型内外涵道式推进器结构。

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。传统的轮缘涵道推进器虽然契合高空高速的飞行需求，但是存在单电机功率不足，涵道导管偏厚，边界层吸附损耗比传统涵道大，以及轮缘驱动特有的涵道导管拉力很小的问题。传统的轮缘涵道推进器对上述问题并没有很好的解决方案。需要寻找一种可以减小涵道导管边界层吸附损耗，提高电机功率和整体气动性能的方案。

发明内容

针对上述现有技术的不足，本发明要解决的技术问题是提出基于航空用的双转子轮缘驱动型内外涵道式推进器，该推进器基于传统轮缘驱动涵道风扇而提出，进一步改进了涵道结构和轮缘电机的拓扑结构，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。

本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：

基于电推进技术的航空用的双转子轮缘驱动型内外涵道式推进器，可以设置在飞行器或飞机的机翼下方、机翼和机身交界处、或者机身尾部区域，组件包括有内外涵道导管、双转子轮缘电机，内置涵道风扇及风扇支撑结构，外置涵道风扇及风扇支撑结构，内外涵道间的棱翼形支柱，外涵道尾部栅翼。

按照上述方案，航空用的双转子轮缘驱动型内外涵道式推进器的结构采用内外涵道相套结构；外涵道导管轴向较短，内涵道导管轴向较长；外涵道和内涵道的间距小于内涵道导管内径。内涵道导管迎风截面较大，外涵道导管迎风截面很小。

按照上述方案进一步地，轮缘驱动电机安装在内涵道导管中，内涵道的风扇采用轮缘驱动；外涵道的风扇采用轮毂驱动。利用外涵道风扇的抽吸作用减少传统轮缘涵道导管过厚而带来的边界层吸附损耗，进一步提高了涵道推进器的气动性能。

进一步地，驱动电机采用内外双转子结构，内转子可以采用表贴式永磁转子，也可以采用鼠笼式感应电机转子，外转子采用鼠笼式感应电机转子。内外转子都和叶片通过叶片围带集成，叶片围带是钛合金材料。

进一步地，电机定子绕组采用环形绕组绕制方式，电机定子内侧和外侧均开槽。电机定子绕组端部长度短。

进一步地，电机定子轴向两侧端部绕组之间留有安装空间，将电机定子固定在内涵道导管中。内涵道包裹住轮缘驱动电机的定子和内外转子。

进一步地，内外涵道在进气口出有圆周分布的翼型棱结构支撑，外涵道喷气口也有圆周分布的栅翼，改变栅格方向可以改变外涵道喷气的风扇压力分布；栅翼同时起到支撑内外涵道位置的作用。

进一步地，内转子和内置集成风扇通过风扇轴向处的支撑杆支撑和限位，支撑杆通过两端的多条棱柱固定在内涵道导管上且不随风扇转动，风扇通过高强度轴承套在支撑杆上；外转子及外轮毂叶片结构通过外转子叶片围带和内涵道导管外壁之间的分段扇形高强度轴承来支撑和限位。

进一步地，定子内外槽数不同，环形绕组采用分离匝数地绕制方式，令外转子对应的极数大于内转子，从而外转子转速比内转子慢。内转子转速可控，外转子随内转子转速变化而相应改变，本身不具有调节能力。令内外转子转速不同，从而造成内外涵道流量流速不同，优化了推进器推力分布和大小。