用于电推进发动机的热管理系统技术方案

一种用于飞行器(10)的推进系统(100)，其包括构造成安装在飞行器(10)的后端部处的电推进发动机。电推进发动机包括电动机(334)和能够绕着中心轴线旋转的风扇(304)，风扇(304)由电动机(334)驱动。电推进系统(100)附加地包括冷却系统(400)，其能够在电推进系统(100)安装于飞行器(10)时利用飞行器(10)的后端部之上的气流操作。冷却系统(400)构造成在电推进发动机的操作期间冷却电动机(334)。

Heat management system for electric propulsion engine

A propulsion system (100) for an aircraft (10), which includes an electric propulsion engine built into the rear end of an aircraft (10). An electric propulsion engine includes an electric motor (334) and a fan (304) that revolves around the central axis, and the fan (304) is driven by an electric motor (334). The electric propulsion system (100) additionally includes the cooling system (400), which can operate on the upper end of the aircraft (10) when the electric propulsion system (100) is installed on the aircraft (10). The cooling system (400) is constructed as a cooling motor (334) during the operation of an electric propulsion engine.

【技术实现步骤摘要】
用于电推进发动机的热管理系统
本主题大体上涉及一种用于电推进发动机的热管理系统，并且更具体而言，涉及一种用于飞行器的电推进发动机的热管理系统。
技术介绍
常规商用飞行器大体上包括机身、一对机翼以及提供推力的推进系统。推进系统典型地包括至少两个飞行器发动机，如涡扇喷气发动机。各个涡扇喷气发动机安装于飞行器的机翼中的相应一个，如在机翼下方的悬挂位置，与机翼和机身分离。此类构造允许涡扇喷气发动机与不被机翼和/或机身影响的单独的自由流气流相互作用。该构造可减少进入各个相应涡扇喷气发动机的入口的空气内的湍流的量，这对飞行器的净推进推力具有积极的影响。然而，包括涡扇喷气发动机的飞行器上的阻力也对飞行器的净推进推力具有影响。包括蒙皮摩擦和形式阻力的飞行器上的阻力的总量大体上与在接近飞行器的空气的自由流速度与由于飞行器上的阻力而产生的飞行器下游的尾流的平均速度之间的差成比例。系统已经提出来反抗阻力的作用和/或提高涡扇喷气发动机的效率。例如，某些推进系统并入边界层吸入系统，以在涡扇喷气发动机的风扇区段上游将形成边界层的相对缓慢移动的空气的部分横跨例如机身和/或机翼发送到涡扇喷气发动机中。虽然该构造通过重新激励飞行器下游的边界层气流来提高推进效率，但是进入涡扇喷气发动机的来自边界层的相对缓慢移动的空气流大体上具有不均匀或扭曲的速度分布。因此，此类涡扇喷气式发动机可经历效率损失，使关于飞行器的提高的推进效率的任何益处最小化或无效。因此，包括用以提高飞行器发动机的推进效率的一个或更多个构件的推进系统将为有益的。此外，用于管理此类推进系统的一个或更多个构件的温度的系统将尤其有用。专利
技术实现思路
本专利技术的方面和优点将在以下描述中部分地阐述，或者可从描述为明显的，或者可通过本专利技术的实践学习。在本公开的一个示例性实施例中，提供一种用于具有后端部的飞行器的推进系统。推进系统包括电推进发动机，其构造成安装在飞行器的后端部处。电推进发动机限定中心轴线并且包括电动机和风扇，该风扇能够绕着中心轴线旋转并且由电动机驱动。电推进发动机附加地包括冷却系统，其能够在电推进发动机安装于飞行器时利用飞行器的后端部之上的气流操作，冷却系统构造成在电推进发动机的操作期间冷却电动机。在本公开的另一示例性实施例中，提供一种限定后端部的飞行器。飞行器包括边界层吸入风扇，其安装在飞行器的后端部处。边界层吸入风扇限定中心轴线并且包括电动机和风扇，风扇能够绕着中心轴线旋转并且由电动机驱动。边界层吸入风扇还包括冷却系统，其能够利用飞行器的后端部之上的气流操作，用于在边界层吸入风扇的操作期间冷却电动机。技术方案1.一种用于具有后端部的飞行器的推进系统，所述推进系统包括：电推进发动机，其构造成安装在所述飞行器的所述后端部处，所述电推进发动机限定中心轴线并且包括电动机；风扇，其能够绕着所述中心轴线旋转并且由所述电动机驱动；以及冷却系统，其能够在所述电推进发动机安装于所述飞行器时利用所述飞行器的所述后端部之上的气流操作，所述冷却系统构造成在所述电推进发动机的操作期间冷却所述电动机。技术方案2.根据技术方案1所述的推进系统，其特征在于，所述冷却系统包括与所述电动机热连通的闭合环路，并且其中所述闭合环路构造成使热传递流体流动穿过其。技术方案3.根据技术方案2所述的推进系统，其特征在于，所述冷却系统还包括热交换器，其中所述热交换器与所述闭合环路中的所述热传递流体和所述飞行器的所述后端部之上的所述气流热连通，并且其中所述热交换器构造成移除来自所述闭合环路内的所述热传递流体的热，并且将此类热传递至所述飞行器的所述后端部之上的所述气流。技术方案4.根据技术方案3所述的推进系统，其特征在于，所述电推进发动机还包括前支承部件和外机舱，其中所述热交换器集成到所述前支承部件或所述外机舱中的至少一个的表面中。技术方案5.根据技术方案4所述的推进系统，其特征在于，所述外机舱包括前末端，并且其中所述热交换器集成到所述外机舱的所述前末端的表面中。技术方案6.根据技术方案3所述的推进系统，其特征在于，所述热交换器构造用于集成到所述飞行器的稳定器中。技术方案7.根据技术方案3所述的推进系统，其特征在于，所述冷却系统包括限定入口和出口的冷却空气管道，其中所述入口位于所述电推进发动机的所述风扇下游，并且其中所述热交换器与穿过所述冷却空气管道的气流热连通。技术方案8.根据技术方案2所述的推进系统，其特征在于，所述冷却系统还包括用于提供所述热传递流体穿过所述闭合环路的流的泵。技术方案9.根据技术方案1所述的推进系统，其特征在于，所述冷却系统包括限定入口和出口的冷却空气管道，所述冷却空气管道至少部分地在所述电动机之上或邻近于所述电动机从所述入口延伸至所述出口。技术方案10.根据技术方案9所述的推进系统，其特征在于，所述入口构造成接收作为冷却气流的所述飞行器的所述后端部之上的所述气流的部分。技术方案11.根据技术方案10所述的推进系统，其特征在于，所述冷却空气管道的所述出口向所述风扇提供所述冷却气流的至少一部分。技术方案12.根据技术方案10所述的推进系统，其特征在于，所述电推进发动机还包括前支承部件和外机舱，其中所述冷却空气管道延伸穿过所述前支承部件至所述外机舱，并且其中所述冷却空气管道的所述出口定位在所述外机舱上，用于将冷却气流的至少一部分排出穿过所述外机舱。技术方案13.根据技术方案9所述的推进系统，其特征在于，所述冷却空气管道还限定包绕所述电动机的至少一部分的腔。技术方案14.根据技术方案9所述的推进系统，其特征在于，所述冷却系统还包括至少部分地定位在所述冷却空气管道内的风扇。技术方案15.根据技术方案1所述的推进系统，其特征在于，所述电推进发动机构造为边界层吸入风扇。技术方案16.根据技术方案1所述的推进系统，其特征在于，所述推进系统还包括：燃气涡轮发动机；以及发电机，其能够与所述燃气涡轮发动机一起操作，用于生成电功率，其中所述电推进发动机的所述电动机与所述发电机电联接。技术方案17.一种飞行器，其限定后端部并且包括：边界层吸入风扇，其安装在所述飞行器的所述后端部处，所述边界层吸入风扇限定中心轴线并且包括电动机；风扇，其能够绕着所述中心轴线旋转并且由所述电动机驱动；以及冷却系统，其能够利用所述飞行器的所述后端部之上的气流操作，用于在所述边界层吸入风扇的操作期间冷却所述电动机。技术方案18.根据技术方案17所述的飞行器，其特征在于，所述冷却系统包括与所述电动机和热交换器热连通的闭合环路，其中所述闭合环路构造成使热传递流体流动穿过其，并且其中所述热交换器与所述闭合环路内的所述热传递流体和所述飞行器的所述后端部之上的所述气流热连通。技术方案19.根据技术方案18所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括所述后端部处的稳定器，并且其中所述热交换器集成到所述飞行器的所述稳定器中，用于将热传递至所述飞行器的所述后端部之上的所述气流。技术方案20.根据技术方案17所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器还包括：机身，其中所述冷却系统包括至少部分地在所述电动机之上或邻近于所述电动机延伸的冷却空气管道，其中所述冷却空气管道限定入口和出口，并且其中所述入口在所述风扇的至少一部分前方的地点处定位在所述机身上，用于接收作为冷却气流本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于具有后端部的飞行器(10)的推进系统(100)，所述推进系统(100)包括：电推进发动机，其构造成安装在所述飞行器(10)的所述后端部处，所述电推进发动机限定中心轴线并且包括电动机(334)；风扇(304)，其能够绕着所述中心轴线旋转并且由所述电动机(334)驱动；以及冷却系统(400)，其能够在所述电推进发动机安装于所述飞行器(10)时利用所述飞行器(10)的所述后端部之上的气流操作，所述冷却系统(400)构造成在所述电推进发动机的操作期间冷却所述电动机(334)。

【技术特征摘要】
2016.08.19 US 15/2411371.一种用于具有后端部的飞行器(10)的推进系统(100)，所述推进系统(100)包括：电推进发动机，其构造成安装在所述飞行器(10)的所述后端部处，所述电推进发动机限定中心轴线并且包括电动机(334)；风扇(304)，其能够绕着所述中心轴线旋转并且由所述电动机(334)驱动；以及冷却系统(400)，其能够在所述电推进发动机安装于所述飞行器(10)时利用所述飞行器(10)的所述后端部之上的气流操作，所述冷却系统(400)构造成在所述电推进发动机的操作期间冷却所述电动机(334)。2.根据权利要求1所述的推进系统(100)，其特征在于，所述冷却系统(400)包括与所述电动机(334)热连通的闭合环路(404)，并且其中所述闭合环路(404)构造成使热传递流体流动穿过其。3.根据权利要求2所述的推进系统(100)，其特征在于，所述冷却系统(400)还包括热交换器(416)，其中所述热交换器(416)与所述闭合环路(404)中的所述热传递流体和所述飞行器(10)的所述后端部之上的所述气流热连通，并且其中所述热交换器(416)构造成移除来自所述闭合环路(404)内的所述热传递流体的热，并且将此类热传递至所述飞行器(10)的所述后端部之上的所述气流。4.根据权利要求3所述的推进系统(100)，其特征在于，所述电推进发动机还包括前支承部件(312)和外机舱(...

【专利技术属性】
技术研发人员：LCH钟，NN帕斯托岑科，K拉马克里什南，BW米勒，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国,US