一种eVTOL飞机升力电驱冷却系统的制作方法

一种evtol飞机升力电驱冷却系统
技术领域
1.本发明涉及航空技术领域，具体涉及一种evtol飞机升力电驱冷却系统。


背景技术：

2.evtol(electric vertical takeoff and landing)电动垂直起降飞行器开发吸引了包括航空航天企业、汽车行业、运输行业的广泛关注。evtol潜在应用涉及城市客运、区域客运、货运、个人飞行器、紧急医疗服务等多种场景。复合翼是evtol飞机布局的重要形式之一(evtol典型复合翼构型见图1)。复合翼动力系统包括升力系统和推力系统，通常升力系统仅提供垂直起降阶段和转换阶段的升力，而推力系统提供飞机巡航前飞时向前的动力。复合翼采用固定翼结合多旋翼的混合翼布局形式，兼具多旋翼垂直起降和固定翼飞机前飞航时长、速度高、距离远的特点。复合翼的升力系统包含电机、控制器、螺旋桨及相关的零部件。升力系统仅工作在evtol飞机垂直起飞、降落和悬停的过程中。但是，升力系统工作的阶段功率需求大。同时，因为电机和控制器效率因数的存在，电驱(电机和控制器)工作会产生大量的热量，其中5％～15％的电能大部分以发热的形式释放，同时电机和控制器的核心部件在热量积聚的情况下工作异常或失效。另外对于通常采用的永磁同步电机，电机永磁体在特定温度(约170℃)会产生退磁，使用过程中必须预留安全边界，控制器内进行逆变的核心元器件通常也受温度的限制，大功率电机控制器核心元器件热流密度集中，因此必须对控制器的核心器件和电机进行冷却，如何有效的对升力系统的电驱系统进行冷却，是evtol飞机动力系统正常工作的保证。
3.现有技术方案主要是采用传统风冷系统或者传统液冷系统的方式对升力系统进行冷却。但两者都存在一系列的问题：采用风冷方式通常需要设置冷却风道，将相对较冷的空气引入需要散热的部件或其安装位置，通过自然或强制风冷将热量带出，风冷的缺点是散热能力较差，通常只能完成小功率的散热。而且，冷却风道的进出口破坏飞机的气动外形，同时，需要考虑复杂的流场和各种环境工况，系统匹配的难度较大；
4.采用液冷的效率高，通过液体循环，将被散热部件的热量传递到冷却液中，冷却液通过循环将热量传递到在飞机外部或冷却风道中布置“空气—流体”散热器，通过散热器将热量传递给外部空气。虽然液冷系统换热效率高，对流换热系数通常是空气散热器的20～100倍，但是，液冷系统的布置和构造较为复杂，重量大。而且，在外部布置的散热器或者冷却风道的进出口也会破坏飞机的气动外形，增加飞机的阻力。
5.因此，亟需一套散热能力强，满足要求，重量轻且不破坏飞机气动外形的飞机升力电驱冷却系统解决上述问题。


技术实现要素：

6.本发明的目的在于提供一种evtol飞机升力电驱冷却系统，以解决背景技术中提到的问题。为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种evtol飞机升力电驱冷却系统，包括电机臂，所述电机臂前端连接电机臂前整流罩，所述电机臂前整流罩下方连接散热水
箱，所述散热水箱后端通过液冷组件连接控制器、升力电机，所述升力电机和控制器安装于电机臂内部，所述散热水箱的外形与电机臂采用共形结构，所述散热水箱的外表面为曲面结构。
7.优选地，所述散热水箱后端连接有水箱入水管和水箱出水管，所述散热水箱上端安装有水箱加注口和水箱通气阀，所述水箱加注口上安装有水箱加注口盖，所述散热水箱通过内外两层曲面构成水箱散热外表面和水箱内表面。
8.优选地，所述液冷组件包括液冷泵，所述液冷泵连接水箱出水管和控制器进水管，所述控制器进水管连接控制器，所述控制器连接控制器出水管，所述控制器出水管连接水箱入水管，所述控制器内部集成有液冷板，所述控制器出水管和控制器出水管连接液冷板。
9.优选地，所述液冷组件包括液冷泵，所述液冷泵连接水箱出水管和控制器进水管，所述控制器进水管连接控制器，所述控制器连接电机进水管，所述电机进水管连接升力电机，所述升力电机通过电机出水管连接水箱入水管，所述控制器内部集成有液冷板，所述升力电机内部设有液冷通道，所述液冷板连接控制器进水管和电机进水管。
10.优选地，所述散热水箱上端设有水箱上部对接面，所述水箱加注口和水箱通气阀安装于水箱上部对接面上，所述水箱上部对接面与电机臂前整流罩下底面对应连接，所述电机臂的前端设有结构对接面，散热水箱后端设有水箱内侧安装面，所述结构对接面与水箱内侧安装面对应连接。
11.本发明的技术效果和优点：满足了升力电驱的散热要求：本系统以一种稳定可靠的方法满足了升力电机及其控制器的散热，克服了风冷散热效率低的问题，受环境特别是高温影响小，可以在热天满足evtol飞机垂直起降的要求；
12.解决了液冷系统散热器难于接受来流冷却的问题：采用与电机臂结构一体的散热器，不需要在飞机结构外部布置散热器，也不需要开冷却风道，降低了飞机的阻力。一体化的散热水箱接受外部来流冷却，以可接受的代价满足了飞机的冷却要求；
13.降低了飞机动力冷却系统的复杂度，提高了散热效率：与结构一体共形设计的水箱兼作散热器使用，同时作为飞行结构保证飞机的气动外形。三重功能于一身。无需单独设置水箱，提高了结构效率，降低了飞机重量。水箱的外壁作为散热器的表面，可以接受飞机前飞时高速来流的冷却，以最小的代价高效的满足了升力系统的散热要求。
附图说明
14.图1为本发明的安装轴侧图；
15.图2为本发明的散热水箱轴侧图；
16.图3为本发明的散热水箱与电机臂的安装轴侧图；
17.图4为实施例1中evtol飞机升力电驱冷却系统的轴侧图；
18.图5为实施例2中evtol飞机升力电驱冷却系统的轴侧图。
19.图中：1.电机臂；3.电机臂前整流罩；4.升力电机；5.升力螺旋桨；6.散热水箱；7.液冷泵；8.控制器进水管；9.控制器；10.控制器出水管；15.电机进水管；16.电机出水管；20.水箱出水管；21.水箱入水管；22.水箱加注口23.水箱加注口盖；24.水箱通气阀；25.水箱散热外表面；26.水箱内表面；27.水箱内侧安装面；30.水箱上部对接面；31.结构对接面。
具体实施方式
20.为了使本发明的实现技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本发明，在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接或是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以两个元件内部的连通。
21.实施例1
22.如图1-图4所示，evtol飞机升力电驱冷却系统包括散热水箱6，散热水箱6安装于电机臂1的前端下部，散热水箱6上方连接电机臂前整流罩3，电机臂前整流罩3连接电机臂1，散热水箱6后端连接有水箱入水管21和水箱出水管20，水箱出水管20连接液冷泵7，液冷泵7通过控制器进水管8连接控制器9内部集成的液冷板，液冷板通过控制器出水管10连接水箱入水管21；进行控制器9冷却时，散热水箱6内部的冷却液通过液冷泵7送至控制器9下部的液冷板，将控制器9内逆变器等发热部件的热量传递至液冷系统，通过冷却液的循环进入散热水箱6，其吸收的热量使散热水箱6内的冷却液温度升高，通过温差与环境散热。
23.散热水箱6的外形与电机臂1进行共形设计，散热水箱6的外壁兼做飞机结构，外表面为一气动特性良好的曲面，保证飞机前飞时阻力可接受。散热水箱6由导热良好的金属材料制成，例如铝合金或导热更为良好的合金材质，散热水箱6外壁的热阻较低，可以通过热传导将热量散发至外部的环境中。散热水箱6的构造尽量增大其冷却面积，采用内外两层曲面构成散热水箱6的水箱散热外表面25和水箱内表面26，同时，压缩散热水箱6的厚度，保证其容积一定时，有相对较大的外表面。散热水箱6上安装有水箱加注口22，水箱加注口22上安装有水箱加注口盖23，水箱加注口22可以方便冷却液的填充预期容量的冷却液。水箱的上部有水箱通气阀24，在不泄露冷却液的情况下保证散热水箱6与外界环境的压力平衡。
24.散热水箱6的容量根据飞行剖面需要的散热量和散热能力共同确定，散热量越大，散热能力越差，需要散热水箱6的容积越大，需要其前部的表面积越大。在条件允许下，通过设计权衡，如降低散热水箱6的厚度，尽量增大散热水箱6的外表面散热面的面积，散热水箱6上端设有水箱上部对接面30，电机臂1的前端设有结构对接面31，散热水箱6后端设有水箱内侧安装面27，结构对接面31与水箱内侧安装面27对应连接，从而保证散热水箱6与电机臂1的承载结构可靠连接，同时，保证与电机臂1的良好配合。
25.电机臂1前端安装散热水箱6的安装、构造及工作方式能够满足垂直起降飞机升力电驱的冷却。升力系统主要支撑飞机的垂直起升和降落，当飞机垂直起飞时，升力系统处于大功率工作状态，液冷系统工作，维持控制器逆变元件在一个合理的温度，同时，冷却液吸收热量后温度升高，但未超过使用限制。当飞机转换为前飞及巡航飞行时，正面的气流直接冷却散热水箱6的外壁，散热水箱6成为了液体-空气换热器，散热水箱6的外表面面积相对较大、飞机的前飞速度较快(通常能达到约200km/h)，散热水箱6的散热效果较为理想，通过巡航阶段(几分钟到几十分钟)的散热，将散热水箱中冷却液的温度降低到一个较低的初始温度，当飞机需要反向转换，直至降落时，可以满足飞机在降落阶段储热的要求，传统液冷散热系统相比。无需专门的液体-空气散热器，充分利用前飞时的正面来流冷却，散热水箱同时具备容纳冷却液和散热器功能。
26.实施例2
27.如图1-3和图5所示，evtol飞机升力电驱冷却系统包括散热水箱6，散热水箱6安装于电机臂1的前端下部，散热水箱6上方连接电机臂前整流罩3，电机臂前整流罩3连接电机臂1，散热水箱6后端连接有水箱入水管21和水箱出水管20，水箱出水管20连接液冷泵7，液冷泵7通过控制器进水管8连接控制器9内部集成的液冷板，液冷板通过电机进水管15连接升力电机4内部设置的液冷通道，液冷通道通过电机出水管16连接水箱入水管21，升力电机4连接升力螺旋桨5，为其提供动力；冷却系统采用串联的方式同时对控制器9和升力电机4进行冷却，冷却液由散热水箱6流出，经液冷泵7增压后进入控制器9内部的液冷板，吸收液冷板的热量后，经过电机进水管15，进入升力电机4内部的液冷通道。对升力电机4内部绕组进行冷却后，通过电机出水管16最后返回散热水箱6。液冷系统冷却液的容量和流速需要精心权衡，满足总体的换热要求和重量限制。
28.冷却液流出控制器9后，冷却的温度会上升，在各种工况下，控制器9流出的冷却液的温度需要满足升力电机4内部的液冷通道入口的温度要求。通常升力电机4的工作温度较高，允许较高的冷却液温度，因此，串联冷却控制器9和升力电机4的方式天然具有可行性。通过合理的容量和流速选择，通过内部散热通道的优化设计。可以满足同时对控制器9和升力电机4的要求。
29.散热水箱6的外形与电机臂1进行共形设计，散热水箱6的外壁兼做飞机结构，外表面为一气动特性良好的曲面，保证飞机前飞时阻力可接受。散热水箱6由导热良好的金属材料制成，例如铝合金或导热更为良好的合金材质，散热水箱6外壁的热阻较低，可以通过热传导将热量散发至外部的环境中。散热水箱6的构造尽量增大其冷却面积，采用内外两层曲面构成散热水箱6的水箱散热外表面25和水箱内表面26，同时，压缩散热水箱6的厚度，保证其容积一定时，有相对较大的外表面。散热水箱6上安装有水箱加注口22，水箱加注口22上安装有水箱加注口盖23，水箱加注口22可以方便冷却液的填充预期容量的冷却液。水箱的上部有水箱通气阀24，在不泄露冷却液的情况下保证散热水箱6与外界环境的压力平衡。
30.其中散热水箱6的容量根据飞行剖面需要的散热量和散热能力共同确定，散热量越大，散热能力越差，需要散热水箱6的容积越大，需要其前部的表面积越大。在条件允许下，通过设计权衡，如降低散热水箱6的厚度，尽量增大散热水箱6的外表面散热面的面积，散热水箱6上端设有水箱上部对接面30，电机臂1的前端设有结构对接面31，从而保证散热水箱6与电机臂1的承载结构可靠连接，同时，保证与电机臂1的良好配合。
31.最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种evtol飞机升力电驱冷却系统，包括电机臂，其特征在于：所述电机臂前端连接电机臂前整流罩，所述电机臂前整流罩下方连接散热水箱，所述散热水箱后端通过液冷组件连接控制器、升力电机，所述升力电机和控制器安装于电机臂内部，所述散热水箱的外形与电机臂采用共形结构，所述散热水箱的外表面为曲面结构。2.根据权利要求1所述的一种evtol飞机升力电驱冷却系统，其特征在于：所述散热水箱后端连接有水箱入水管和水箱出水管，所述散热水箱上端安装有水箱加注口和水箱通气阀，所述水箱加注口上安装有水箱加注口盖，所述散热水箱通过内外两层曲面构成水箱散热外表面和水箱内表面。3.根据权利要求2所述的一种evtol飞机升力电驱冷却系统，其特征在于：所述液冷组件包括液冷泵，所述液冷泵连接水箱出水管和控制器进水管，所述控制器进水管连接控制器，所述控制器连接控制器出水管，所述控制器出水管连接水箱入水管，所述控制器内部集成有液冷板，所述控制器出水管和控制器出水管连接液冷板。4.根据权利要求2所述的一种evtol飞机升力电驱冷却系统，其特征在于：所述液冷组件包括液冷泵，所述液冷泵连接水箱出水管和控制器进水管，所述控制器进水管连接控制器，所述控制器连接电机进水管，所述电机进水管连接升力电机，所述升力电机通过电机出水管连接水箱入水管，所述控制器内部集成有液冷板，所述升力电机内部设有液冷通道，所述液冷板连接控制器进水管和电机进水管。5.根据权利要求2所述的一种evtol飞机升力电驱冷却系统，其特征在于：所述散热水箱上端设有水箱上部对接面，所述水箱加注口和水箱通气阀安装于水箱上部对接面上，所述水箱上部对接面与电机臂前整流罩下底面对应连接，所述电机臂的前端设有结构对接面，所述结构对接面与散热水箱后端对应连接。

技术总结
本发明公开了一种eVTOL飞机升力电驱冷却系统，包括电机臂，所述电机臂前端连接电机臂前整流罩，所述电机臂前整流罩下方连接散热水箱，所述散热水箱后端通过液冷组件连接控制器、升力电机，所述升力电机和控制器安装于电机臂内部，所述散热水箱的外形与电机臂采用共形结构，所述散热水箱的外表面为曲面结构。本系统采用与电机臂结构一体的散热器，不需要在飞机结构外部布置散热器，也不需要开冷却风道，降低了飞机的阻力。一体化的散热水箱接受外部来流冷却，以可接受的代价满足了飞机的冷却要求。却要求。却要求。


技术研发人员：韩琦 黄耀达 蒋化夷 张一丁 董明 党铁红
受保护的技术使用者：上海沃兰特航空技术有限责任公司
技术研发日：2023.02.16
技术公布日：2023/4/28