一种自冷却高速冲压空气涡轮发电机

摘要

本发明公开了一种自冷却高速冲压空气涡轮发电机，其壳体内固定连接有发电机定子线圈，转动连接有转子芯轴；转子芯轴上固定连接有发电机转子磁钢，发电机转子磁钢位于发电机定子线圈内；转子芯轴两端分别套接有前端涡轮、后端涡轮，壳体两端分别设有用于带动前端涡轮转动的前端空气流道、用于带动后端涡轮转动的后端空气流道，前端空气流道包括与壳体轴线垂直布置的前端蜗壳进气道、后端空气流道包括与壳体轴承垂直布置的后端蜗壳进气道,本发明发电机涡轮采用向心径‑轴流式叶轮形式，通过径向叶栅供气，轴向通流截面积小，且具备级焓降高，输出转矩大等特点，而且结构简单、紧凑、重量轻、适用飞行器范围和飞行包线范围较宽。

说明书

技术领域

本发明涉及冲压涡轮发电机技术领域，具体是一种自冷却高速冲压空气涡轮发电机。

背景技术

冲压空气涡轮是应用于航空飞行器的辅助动力装置，将飞行器飞行过程中来流空气的动能转化为转子的机械能，从而进一步带动发电机运转输出电能，具备结构简单、质量轻、仅需引入空气即可启动等优势。

冲压空气涡轮根据其结构可分为桨叶式和涵道式两种，其中桨叶式为暴露在外面的涡轮，在低速至中等亚声速飞行时依靠飞行时的空气动能直接吹动叶片旋转，以带动相连的轴高速旋转，常应用于低速民航客机，当飞行高度与速度在飞行包线内变化，桨叶式冲压涡轮迎风速度、工作转速和输出功率是变化的，需调节叶片浆距离来调整气动状态以获得最大的功率输出，其调节机构复杂、效率低做工能力小。同时桨叶式冲压涡轮由于转速低体积大，只能采用头部进气的方式，且只能作为独立的结构外挂在飞机的机翼或机身下方，而不能安装在战机、无人机、电子吊舱或导弹内部。涵道式冲压空气涡轮由涡轮定子和转子组成，采用轴向进气的方式，通过涡轮定子调节气流及改变气流方向，并使气流加速后具备更大的动量冲击其后的转子叶片，涡轮的输出功率通过改变流道截面积或节气门面积调节，可应用于军用飞机，在亚音速和超音速时均可工作。

然而涵道式冲压涡轮采用和涡扇发动机相同的轴向进气方式，存在通流截面积过大、功率密度小、转子较重、重载轴承冷却系统复杂等缺陷，不适用于无人机或电子吊舱等对设备体积重量要求较高的小型飞行器中。

发明内容

本发明的目的在于提供一种自冷却高速冲压空气涡轮发电机，以解决上述背景技术中提出的问题。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种自冷却高速冲压空气涡轮发电机，包括壳体，所述壳体内固定连接有发电机定子线圈，所述壳体内转动连接有转子芯轴，所述转子芯轴上固定连接有发电机转子磁钢，所述发电机转子磁钢位于所述发电机定子线圈内；

所述转子芯轴两端分别套接有前端涡轮、后端涡轮，所述壳体两端分别设有与所述前端涡轮连通的前端空气流道、与所述后端涡轮连通的后端空气流道。

作为本发明进一步的方案：前端空气流道包括与所述壳体轴线垂直布置的前段端蜗壳进气道、与所述壳体前端固定连接的前端蜗壳扩压器、与所述前段蜗壳扩压器固定连接的前段径向叶栅。

作为本发明进一步的方案：壳体内靠近所述前端蜗壳扩压器的位置设有前端涡轮轮盖。

作为本发明进一步的方案：壳体内位于所述前端涡轮的出口处设有涡轮导流锥，所述转子芯轴靠近所述后端涡轮导流锥的位置套接有与所述后端涡轮导流锥密封连接的拉别令密封轴套。

作为本发明进一步的方案：后端涡轮导流锥上固定连接有后端排气道，所述后端排气道另一端穿过所述壳体延伸到所述壳体的外部。

作为本发明进一步的方案：前端蜗壳扩压器与所述转子芯轴通过前端径向轴承和推力盘转动连接，所述前端径向轴承前端设有止推轴承，所述推力盘具备径向和轴向两个方向的摩擦面可同时与所述径向轴承与所述止推轴承形成径向和轴向摩擦副，所述止推轴承前端设有止推轴承端盖，所述推力盘通过前端转子螺母与所述转子芯轴轴向固定，所述止推轴承端盖与所述前端蜗壳扩压器外壳固定连接。

作为本发明进一步的方案：后端空气流道包括与所述壳体轴线垂直布置的后端蜗壳进气道、与所述壳体固定连接的后端蜗壳扩压器、与所述后端蜗壳扩压器固定连接的后端径向叶栅。

作为本发明进一步的方案：壳体内靠近所述后端蜗壳扩压器的位置设置有后端涡轮轮盖。

作为本发明进一步的方案：壳体为夹层结构，所述壳体内的夹层为冷却气流腔，所述冷却气流腔的进气端与所述后端涡轮的出气端连通，所述壳体上设有与所述冷却气流腔连通的前端排气道，所述前端排气道位于所述壳体上远离所述后端涡轮的一端。

作为本发明进一步的方案：后端蜗壳扩压器通过后端径向轴承、后端径向轴承内层与所述转子芯轴转动连接，所述后端径向轴承内层后端设有后端转子螺母，所述后端径向轴承内层通过后端转子螺母与所述转子芯轴轴向固定连接。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

1、本发明发电机涡轮采用向心径-轴流式叶轮形式，通过径向叶栅供气，轴向通流截面积小，且具备级焓降高，输出转矩大等特点，而且结构简单、紧凑、重量轻、适用飞行器范围和飞行包线范围较宽；

2、本发明采用自冷却方案设计，可充分利用膨胀输出轴工后的低温乏气给电机定子和极难冷却的高速转子磁钢进行冷却，以及利用两侧蜗壳扩压器内来流空气及时带走轴承工作时的产生的多余摩擦热量确保运转可靠性，无需附加冷却系统，同时由于冷却轴承后来流空气会有一定的温升，可获得更强的做工能力，相当于回收了一部分轴承自生摩擦损耗能量。双侧叶轮布置不仅提升了发电机的功率密度，在不增大叶轮直径降低转速的条件下提高了进气量和输出功率，也极大的降低了叶轮自身的气动轴向力，减轻了止推轴承的工作载荷，使发电机具备了更强的过载能力；

3、本项发明专利所提出的自冷却高速冲压涡轮发电机具备转速高、维护便捷、可靠性高、体积小等优势，可直接应用于如战机、无人机、电子吊舱、导弹等飞行器在飞行包线范围内飞行时，从冲压空气的能量中获取恒定功率，也可应用于当飞行器动力系统和电力系统出现故障时，在飞行器滑翔过程中引入冲压空气带动发电机工作发电为飞行器电子设备提供紧急电力，协助任务完成；

4、本发明发电机双侧叶轮各自的蜗壳扩压器位于两端相向布置，分别通过蜗壳自带管道与飞行器引起道相连，为保证旋向相反的两个蜗壳内部气流符合径向叶栅进气要求，两端蜗壳管道的安装位置位于发电机轴心同一侧，可确保发电机安装在战机、无人机、电子吊舱等飞行器内部时管道空间利用率更高。

附图说明

图1为本实施例剖视图；

图2为本实施例侧视图。

图中：1-前端蜗壳进气道、2-前端蜗壳扩压器、3-前端径向叶栅、4-前端涡轮、5-前端涡轮轮盖、6-前端径向轴承、7-止推轴承、8-止推轴承端盖、9-壳体、10-发电机定子线圈、11-后端涡轮导流锥、12-后端涡轮轮盖、13-后端涡轮、14-后端径向叶栅、15-后端蜗壳扩压器、16-后端蜗壳进气道、17-后端径向轴承、18-转子芯轴、19-后端转子螺母、20-后端径向轴承内层、21-拉别令密封轴套、22-发电机转子磁钢、23-前端导流轴套、24-推力盘、25-前端转子螺母、26-前端排气道、27-后端排气道。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

请参阅图1-2，本发明实施例中，一种壳体9内固定连接有发电机定子线圈10，壳体9内转动连接有转子芯轴18，转子芯轴18上固定连接有发电机转子磁钢22，发电机转子磁钢22位于发电机定子线圈10内。

转子芯轴18前端套接有前端涡轮4，壳体9前端设有用于带动前端涡轮4转动的前端空气流道，前端空气流道包括与壳体9轴线垂直布置的前段端蜗壳进气道1、与壳体9前端固定连接的前端蜗壳扩压器2、与前段蜗壳扩压器2固定连接的前段径向叶栅3，前端径向叶栅3为圆周布置的流道截面逐渐变小的一组气流通道，通过圆周布置，可以均匀气流，通过截面变化，可以增加气流流速和气压，壳体9内靠近前端蜗壳扩压器2的位置设有前端涡轮轮盖5，壳体9内位于前端涡轮4的出口处设有涡轮导流锥11，转子芯轴18靠近后端涡轮导流锥11的位置套接有与后端涡轮导流锥11密封连接的拉别令密封轴套21，后端涡轮导流锥11上固定连接有后端排气道27，后端排气道27另一端穿过壳体9延伸到壳体9的外部，前端蜗壳扩压器2与转子芯轴18通过前端径向轴承6和推力盘24转动连接，前端径向轴承6前端设有止推轴承7，推力盘24具备径向和轴向两个方向的摩擦面可同时与径向轴承6与止推轴承7形成径向和轴向摩擦副，止推轴承7前端设有止推轴承端盖8，推力盘24通过前端转子螺母25与转子芯轴18轴向固定，止推轴承端盖8与前端蜗壳扩压器2外壳固定连接。

转子芯轴18后端套接有后端涡轮13，壳体9后端设有用于带动后端涡轮13转动的后端空气流道，后端空气流道包括与壳体9轴线垂直布置的后端蜗壳进气道16、与壳体9固定连接的后端蜗壳扩压器15、与后端蜗壳扩压器15固定连接的后端径向叶栅14，后端径向叶栅与前端径向叶栅结构相同功能相同，壳体9内靠近后端蜗壳扩压器15的位置设置有后端涡轮轮盖12，壳体9为夹层结构，壳体9内的夹层为冷却气流腔，冷却气流腔的进气端与后端涡轮13的出气端连通，壳体9上设有与冷却气流腔连通的前端排气道26，前端排气道26位于壳体9上远离后端涡轮13的一端，后端蜗壳扩压器15通过后端径向轴承17、后端径向轴承内层20与转子芯轴18转动连接，后端径向轴承内层20后端设有后端转子螺母19，后端径向轴承内层20通过后端转子螺母19与转子芯轴18轴向固定连接。

本发明在使用时，前端空气流道和后端空气流动道中的前端蜗壳进气道1、后端蜗壳进气道16，均与飞行器外部引气道相连，将引气道汲取的冲压空气分作两路引入发电机涡轮前端蜗壳扩压器2和后端蜗壳扩压器15，在扩压器内沿周向流动，周向流动时气流会减速升压，将冲压空气引入径向叶栅，对来流冲压空气起到整流、减速扩压作用，同时为径向轴承和止推轴承提供安装界面，及为轴承散热提供恒温热沉。前端径向叶栅3和后端径向叶栅14，将蜗壳扩压器内的气流均匀分别配膨胀加速后获得更大的动量矩和合适的叶轮入口角，从而推动叶轮高速旋转，经过径向叶栅的加速均匀分流后进入涡轮，推动涡轮旋转，最后从涡轮出口轴向排出。前端涡轮4和后端涡轮13把径向叶栅输出的高速气体能量转成机械功输出给轴端电机，是主要的能量转换部件。前端涡轮轮盖5和后端涡轮轮盖12用于密封叶轮，减少工作轮膨胀气量泄露。前端径向轴承6和后端径向轴承17，用于为转子两端提供径向承载，支承主轴高速旋转。止推轴承7，用于为转子提供轴向支承，防止转子发生轴向位移。止推轴承端盖8，用于安装止推轴承。壳体9，用于安装发电机主要零部件，提供支承，且在线圈定子安装面与外壳之间设有夹层空间，可通过叶轮排气对定子进行散热。发电机定子线圈10，在高速旋转的磁感线切割作用下产生电流，将机械能转换为电能，是主要的换能部件。后端涡轮导流锥11，用于将后端涡轮出口的气流引导至壳体内的夹层空间，以冷却定子。转子芯轴18，用于固定磁钢、涡轮等旋转部件。后端转子螺母19和前端转子螺母25用于将前后涡轮、径向轴承内层、拉别令密封轴套和导流锥等套筒结构紧固于芯轴之上，形成整体转子。后端径向轴承内层20，具备光滑外圆表面，与后端径向轴承形成高速摩擦副。拉别令密封轴套21，与后端涡轮导流锥配合使用，其环形间隙在转子高速旋转过程中形成多个环形气隙，起到密封效果，从而将冷却转子磁钢后的前端涡轮4排气与尚未冷却电机定子的后端涡轮13排气隔绝。发电机转子磁钢22，采用稀土永磁体制作而成，在涡轮的带动下为定子线圈提供旋转的磁感线。前端导流轴套23，用于将前端涡轮4出口排出的乏气引入磁钢和线圈之间的环形气隙中给转子散热。推力盘24，具备光滑外圆表面和平端，可与前端径向轴承和止推轴承形成高速摩擦副。前端排气道26，与壳体上的环形夹层相连，用于将冷却定子后的后端涡轮13排气引出发电机，从而进一步排出飞行器外。后端排气道27，与后端涡轮导流锥11相连，用于将冷却转子磁钢后的前端涡轮4排气引出发电机，从而进一步排出飞行器外。

1)该装置安装在战机、无人机、电子吊舱、导弹等飞行器内部，与飞行器外表引气道相连，引气道设计符合飞行器空气动力学要求，可汲取飞行过程中非边界层的高速气流进入发电机。2)发电机涡轮采用向心径-轴流式叶轮形式，通过径向叶栅供气，轴向通流截面积小，且具备级焓降高，输出转矩大等特点。同时发电机采用在轴两端相向布置的两个叶轮提供动力，可平衡叶轮自身气动轴向力，两个叶轮设计工况相同，转速和输出功率相等但设计旋转方向相反。3)发电机双侧叶轮各自的蜗壳扩压器位于两端相向布置，分别通过蜗壳自带管道与飞行器引起道相连，为保证旋向相反的两个蜗壳内部气流符合径向叶栅进气要求，两端蜗壳管道的安装位置位于发电机轴心同一侧，可确保发电机安装在战机、无人机、电子吊舱等飞行器内部时管道空间利用率更高。4)发电机由位于转轴上的永磁体动子和位于壳体上的线圈定子组成，均采用气冷方式，其中定子由前侧涡轮出口空气进行冷却，该部分空气经前侧涡轮膨胀输出轴工后温度降低且具备一定流速，流经高速旋转的磁钢表面将热量带走后经内部后侧气道排出。发电机线圈定子由后侧涡轮出口气进行冷却，该部分空气经后侧涡轮膨胀输出轴工降温后由出口的导流锥面引入定子安装壁面与壳体外壁间的夹层空间，将定子热量带走后经内部前侧排气道排出。5)后侧涡轮导流锥与转子之间采用拉别令密封方式，在起到导流作用的同时可有效将冷却转子后的气流和还未冷却定子的后侧涡轮出口气流有效隔离开，减少内部漏气损失。6)发电机转子由芯轴、磁钢、两侧叶轮、各类轴套和紧固螺母组成，采用轴承支承。轴承布置于发电机两端的蜗壳扩压器内，在工作过程中可由蜗壳扩压器内的高速气流辅助冷却，防止轴承因内部安装方式散热不良造成的高温烧毁。同时由于轴承布置于发电机两端，在发生异常烧毁后无需拆机即可更换，维护极为便捷。7)发电机前后内部排气道可采用矩形截面方案，在保证相同流通截面积情况下矩形截面可比圆形截面节省更多的轴向空间，同时由于叶轮排气的流速远小于蜗壳扩压器的进气流速，采用矩形截面的排气道阻力损失可以忽略。内部排气道和飞行器表面外部排气道连接，外部排气道可采用符合飞行器空气动力学的设计方案，可有效的利用飞行过程中尾部涡旋的低压区降低排气压力，提升冲压涡轮的膨胀比和输出功率。8)发电机工作转速较高，产生高频电可通过变频器等后处理设备整流逆变成飞行器所需电能

对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。