[發明專利]航空用的雙轉子輪緣驅動型內外涵道式推進器

有效

• 申請號: 202110409361.1
• 申請日: 2021-04-16
• 公開（公告）號: CN113978740B
• 公開（公告）日: 2022-11-11
• 發明（設計）人: 黃維康;張卓然;黃文新;高華敏
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: B64D27/24
• 分類號: B64D27/24;H02K1/22;H02K1/2706;H02K16/02
• 代理公司: 北京華沛德權律師事務所 11302
• 代理人: 馬苗苗

本發明公開了航空用的雙轉子輪緣驅動型內外涵道式推進器，包括內外涵道導管，高速雙轉子輪緣電機，內置涵道風扇及風扇支撐結構，外置涵道風扇及風扇支撐結構，內外涵道間的棱翼形支柱，外涵道尾部柵翼。解決了傳統電機及涵道推進結構不能實現內外涵道的局限性。通過內外涵道結構以及特有的環形繞組的繞制方式，令內外轉子轉速不同，從而造成內外涵道流量流速不同，進一步提高了涵道推進器的氣動性能。雙轉子內外涵道式推進器的電機效率和功率密度更高，減少了近一半的銅損和鐵損，外涵道帶來的散熱能力更強，利用外涵道減少了傳統輪緣涵道推進器涵道導管過厚而帶來的邊界層吸附損耗，而外涵道很薄且軸向較短，邊界層吸附損耗很小。

技術領域

本發明涉及航空電推進技術，尤其是涉及基于航空用的雙轉子輪緣驅動型內外涵道式推進器結構。

背景技術

隨著電推進技術在低速低空領域的發展和成熟，電推進逐漸進入高空高速時代。傳統的輪緣涵道推進器雖然契合高空高速的飛行需求，但是存在單電機功率不足，涵道導管偏厚，邊界層吸附損耗比傳統涵道大，以及輪緣驅動特有的涵道導管拉力很小的問題。傳統的輪緣涵道推進器對上述問題并沒有很好的解決方案。需要尋找一種可以減小涵道導管邊界層吸附損耗，提高電機功率和整體氣動性能的方案。

發明內容

針對上述現有技術的不足，本發明要解決的技術問題是提出基于航空用的雙轉子輪緣驅動型內外涵道式推進器，該推進器基于傳統輪緣驅動涵道風扇而提出，進一步改進了涵道結構和輪緣電機的拓撲結構，其推進器設計合理，控制難度低，裝配簡單，重量輕，適配性高，適用于航空領域的高空高速推進。

本發明為解決上述技術問題采用以下技術方案：

基于電推進技術的航空用的雙轉子輪緣驅動型內外涵道式推進器，可以設置在飛行器或飛機的機翼下方、機翼和機身交界處、或者機身尾部區域，組件包括有內外涵道導管、雙轉子輪緣電機，內置涵道風扇及風扇支撐結構，外置涵道風扇及風扇支撐結構，內外涵道間的棱翼形支柱，外涵道尾部柵翼。

按照上述方案，航空用的雙轉子輪緣驅動型內外涵道式推進器的結構采用內外涵道相套結構；外涵道導管軸向較短，內涵道導管軸向較長；外涵道和內涵道的間距小于內涵道導管內徑。內涵道導管迎風截面較大，外涵道導管迎風截面很小。

按照上述方案進一步地，輪緣驅動電機安裝在內涵道導管中，內涵道的風扇采用輪緣驅動；外涵道的風扇采用輪轂驅動。利用外涵道風扇的抽吸作用減少傳統輪緣涵道導管過厚而帶來的邊界層吸附損耗，進一步提高了涵道推進器的氣動性能。

進一步地，驅動電機采用內外雙轉子結構，內轉子可以采用表貼式永磁轉子，也可以采用鼠籠式感應電機轉子，外轉子采用鼠籠式感應電機轉子。內外轉子都和葉片通過葉片圍帶集成，葉片圍帶是鈦合金材料。

進一步地，電機定子繞組采用環形繞組繞制方式，電機定子內側和外側均開槽。電機定子繞組端部長度短。

進一步地，電機定子軸向兩側端部繞組之間留有安裝空間，將電機定子固定在內涵道導管中。內涵道包裹住輪緣驅動電機的定子和內外轉子。

進一步地，內外涵道在進氣口出有圓周分布的翼型棱結構支撐，外涵道噴氣口也有圓周分布的柵翼，改變柵格方向可以改變外涵道噴氣的風扇壓力分布；柵翼同時起到支撐內外涵道位置的作用。

進一步地，內轉子和內置集成風扇通過風扇軸向處的支撐桿支撐和限位，支撐桿通過兩端的多條棱柱固定在內涵道導管上且不隨風扇轉動，風扇通過高強度軸承套在支撐桿上；外轉子及外輪轂葉片結構通過外轉子葉片圍帶和內涵道導管外壁之間的分段扇形高強度軸承來支撐和限位。

進一步地，定子內外槽數不同，環形繞組采用分離匝數地繞制方式，令外轉子對應的極數大于內轉子，從而外轉子轉速比內轉子慢。內轉子轉速可控，外轉子隨內轉子轉速變化而相應改變，本身不具有調節能力。令內外轉子轉速不同，從而造成內外涵道流量流速不同，優化了推進器推力分布和大小。