一种高空飞行器电推进系统技术方案

本发明专利技术提供一种高空飞行器电推进系统，包括：驱动装置支架，支架包括有多根热管，每一根热管具有空腔，于空腔内设置有可蒸发吸热的液体，热管与驱动装置热传递连接。本发明专利技术公开了一种高空飞行器电推进系统，该高空飞行器电推进系统通过设置热管，在热管内设置空腔，在空腔内设置液体，热管与驱动装置热传递连接、用于吸收驱动装置运行所产生的热量，从而实现对驱动装置的散热。再通过套设于热管上的散热片对热管内的蒸汽进行散热冷却。同时采用将热管倾斜设置方式使液体在自身重力作用下回流至驱动装置的发热部位，或者通过在热管的空腔内设置填充物，利用填充物和液体之间产生的毛细现象将液体传递到热管的下端。

An electric propulsion system for aerial vehicles

【技术实现步骤摘要】
一种高空飞行器电推进系统
本专利技术涉及飞行器
，特别涉及一种高空飞行器电推进系统。
技术介绍
电动飞机、高空无人机、平流层飞艇、直升机电动尾桨等都是采用高效率电机带动螺旋桨为飞行器提供飞行动力的飞行装置。图1为现有技术中电机与螺旋桨作为推进系统的飞艇动力结构简图。飞艇两侧均采用高效率电机驱动螺旋桨旋转，形成前进的拉力，飞艇的尾部采用同类电机驱动螺旋桨旋转，形成推力，带动飞艇前进或转向，实现飞行目的。电机的驱动控制一般需要含有控制芯片和功率单元的驱动器，提供所需频率的电压和电流，在电机定子中形成旋转磁场，带动由永磁体构成的电机转子旋转工作。电机驱动器可以与电机为一体，也可以分离安装在支架端部和飞艇吊舱中，通过所需的动力线和信号线与电机相连接。该电机装置在形成推力的同时也存在损耗，主要损耗有电机本体中的铜损、铁损和机械损耗等，以及驱动控制器中的功率器件的导通损失、开关损失和其他用电损耗。上述损耗的大小和效率可以用一下公式来表示：电机效率＝电机输出功率/电机输入功率电机损耗＝电机输入功率-电机输出功率＝电机输入功率(1-电机效率)驱动器损耗＝驱动器输入功率-驱动器输出功率＝驱动器输入功率(1-驱动器效率)。上述电机输出功率一般为电机转速和输出转矩的乘积，电机输入功率一般为电机输入端的电力输入，三相电机的端电压和相电流分别为U1，U2，U3以及I1、I2、I3时，三相电机的输入功率为U1×I1+U2×I2+U3×I3。电机装置在工作中由于损耗引起电机和驱动器发热导致电机和驱动器温度上升。为了避免温度上升过高导致电机装置损坏，需要对于电机装置进行冷却。电机及其控制器的冷却方式有多种，普通工业产品的冷却方式为自然冷却。即电机定子将内部的热通过热传导的方式传递到带有散热筋的机壳上，机壳与周围的空气进行热交换。控制器的发热器件也安装在散热片上，散热片与周边的空气进行热交换。这种方式不需要额外的散热装置，结构简单，但散热能力较低，散热效率不高。提高散热能力的方法和手段有很多，主要有强制风冷和水冷(液冷)等。强制风冷一般需要增加一个散热风扇，对发热器件或散热片进行强制热交换，一般能提高散热能力数倍到十数倍。液冷方式的散热原理是在主要发热体上建立液体流动管路，通过水泵将热量通过流动的液体带到专用散热器上，专用散热器可以自然冷却，也可以强制风冷。强制风冷和液冷均需要额外增加冷却装置，如果应用在飞艇电机冷却中，势必要增加系统的复杂性，增加总体重量等。无论风冷还是液冷方式，最终的热量都是通过与空气的热交换实现的。热交换又可以分为对流散热和辐射散热，以对流散热为主的空中散热能力主要与散热片的表面积和风速有关，散热面积越大，风速越快，则散热能力越强。图2为图1中的电机、电机散热器和螺旋桨从前进方向的侧面观察时的结构简图。螺旋桨由于其气动特性，在旋转时产生与前进方向相反方向的风，风速在螺旋桨半径的1/2附近最大。图中用高风速区、中风速区和低风速区分别给出了风速大小的示意图。由于与螺旋桨动力匹配用电机的直径通常远远小于螺旋桨的直径，其散热器所处位置也距离高风速区较远，为了提高散热能力，需要将散热器外径增大至高风速区域，但势必带来需要增加散热器的尺寸和重量等问题，不利于飞行器的轻量化。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种高空飞行器电推进系统，用于克服上述的问题。本专利技术是通过以下技术方案实现的：一种高空飞行器电推进系统，其改进之处在于，包括：驱动装置；支架，所述支架包括有多根热管，每一根所述热管具有空腔，于所述空腔内设置有可蒸发吸热的液体，所述热管与所述驱动装置热传递连接。进一步地，在上述的一种高空飞行器电推进系统中，于所述热管上设置有散热片，所述散热片与所述热管热传递连接、用于加速所述热管的散热。进一步地，在上述的一种高空飞行器电推进系统中，于所述支架的一端设置有安装面板，所述支架的另一端与所述驱动装置连接。进一步地，在上述的一种高空飞行器电推进系统中，所述液体的体积为所述空腔的体积的1/3至1/2。进一步地，在上述的一种高空飞行器电推进系统中，于所述空腔内还设有填充物，所述填充物产生毛细现象将所述液体传递至所述热管的下端。进一步地，在上述的一种高空飞行器电推进系统中，每一根所述热管的两端均为单独密封。进一步地，在上述的一种高空飞行器电推进系统中，于所述驱动装置上设置有螺旋桨；所述散热片为金属片。进一步地，在上述的一种高空飞行器电推进系统中，所述热管对应于所述螺旋桨的旋转半径的中间段为主散热区，所述热管的中间段向所述热端的端部延伸为副散热区；多片所述散热片彼此之间分散设置，且所述散热片位于所述主散热区的分布密度大于所述散热片位于所述副散热区的分布密度。进一步地，在上述的一种高空飞行器电推进系统中，每一根所述热管从上端至下端方向呈向下倾斜设置，与水平面之间的夹角为5°-90°之间。进一步地，在上述的一种高空飞行器电推进系统中，所述填充物为烧结型金属填充物或泡沫铜金属物。分析可知，本专利技术公开了一种高空飞行器电推进系统，该高空飞行器电推进系统通过设置热管，在热管内设置空腔，在空腔内设置液体，热管与驱动装置热传递连接、用于吸收驱动装置运行所产生的热量，从而实现对驱动装置的散热。在热管内设置有液体，由液体吸收热管的热量蒸发，液体以蒸发方式带走热量(由驱动装置产生的热量)，从而实现驱动装置的冷却，再通过套设于热管上的散热片对热管内的蒸汽进行散热冷却。同时采用将热管倾斜设置方式使液体在自身重力作用下回流至驱动装置的发热部位，或者通过在热管的空腔内设置填充物，利用填充物和液体之间产生的毛细现象将液体传递到热管的下端，即驱动装置的发热部位，如此保持热管内的液体实现循环蒸发-冷凝的循环散热作用。本专利技术还通过设置多个热管，多个热管通过水平方向并别排布方式和竖直方向多层分布方式尽量增大散热面积，实现对驱动装置的散热。通过控制驱动装置进而控制螺旋桨转速来形成拉力或推力，为高空飞行器提供动力。附图说明构成本申请的一部分的说明书附图用来提供对本专利技术的进一步理解，本专利技术的示意性实施例及其说明用于解释本专利技术，并不构成对本专利技术的不当限定。其中：图1为电机与螺旋桨作为推进系统的飞艇动力结构简图；图2为图1中的电机、电机散热器和螺旋桨从前进方向的侧面观察时的结构简图；图3为本专利技术提供的一种高空飞行器电推进系统从前进方向观察时的结构示意图；图4为本专利技术中的散热片结构示意图。附图标记说明：1、电机；2、螺旋桨；3、第一热管；4、第二热管；5、安装面板；6、散热片；7、第三热管；8、第四热管。具体实施方式下面将参考附图并结合实施例来详细说明本专利技术。各个示例通过本专利技术的解释的方式提供而非限制本专利技术。实际上，本领域的技术人员将清楚，在不脱离本专利技术的范围或精神的情况下，可在本专利技术中进行修改和变型。例如，示为或描述为一个本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种高空飞行器电推进系统，其特征在于，包括：/n驱动装置；/n支架，所述支架包括有多根热管，每一根所述热管具有空腔，于所述空腔内设置有可蒸发吸热的液体，所述热管与所述驱动装置热传递连接。/n

【技术特征摘要】
1.一种高空飞行器电推进系统，其特征在于，包括：
驱动装置；
支架，所述支架包括有多根热管，每一根所述热管具有空腔，于所述空腔内设置有可蒸发吸热的液体，所述热管与所述驱动装置热传递连接。


2.根据权利要求1所述的高空飞行器电推进系统，其特征在于，
于所述热管上设置有散热片，所述散热片与所述热管热传递连接、用于加速所述热管的散热。


3.根据权利要求1所述的高空飞行器电推进系统，其特征在于，
于所述支架的一端设置有安装面板，所述支架的另一端与所述驱动装置连接。


4.根据权利要求1所述的一种高空飞行器电推进系统，其特征在于，所述液体的体积为所述空腔的体积的1/3至1/2。


5.根据权利要求1至4任一项所述的一种高空飞行器电推进系统，其特征在于，
于所述空腔内还设有填充物，所述填充物产生毛细现象将所述液体传递至所述热管的下端。


6.根...

【专利技术属性】
技术研发人员：张东宁，钱儿，王洪武，李晓锦，宋剑桥，
申请(专利权)人：上海微电机研究所中国电子科技集团公司第二十一研究所，
类型：发明
国别省市：上海;31