一种用于电推进飞行器的模块化轮缘驱动系统技术方案

本发明专利技术实施例公开了一种用于电推进飞行器的模块化轮缘驱动系统，涉及电推进技术领域，能够有效提升电推进系统功率密度，缩短轴向长度，同时提高容错性能与可靠性。本发明专利技术包括：第一定子模块组1，第二定子模块组2和第三定子模块组3，主控制器67，转子铁心68，轴承82；转子铁心68为凸极结构，转子铁心68的外圆分布有偶数个转子极，转子上装有轴承82，轴承82的外圆与整流罩内部相连；所述主控制器67安装在所述第一定子模块组1上方；第一定子模块组1、第二定子模块组2和第三定子模块组3呈轴向排列，且之间轴向距离相同、各自所包含的定子模块的数量相同，每个定子模块在圆周上均布。本发明专利技术适用于电推进系统。

A modular rim drive system for electric propulsion vehicle

【技术实现步骤摘要】
一种用于电推进飞行器的模块化轮缘驱动系统
本专利技术涉及电推进
，尤其涉及一种用于电推进飞行器的模块化轮缘驱动系统。
技术介绍
与基于化石燃料的传统推进技术相比，电推进是以电能作为推进系统能源，具有节能、减排、降噪等诸多优点。电推进飞行器、全电舰船等开启了新一轮创新与变革热潮。驱动系统是电推进飞行器中推动前进的关键动力装置，包括大功率驱动电机、相应的控制器以及驱动的涵道风扇或旋翼构成。但目前应用在电推进飞行器上的驱动系统均以转轴传动，驱动电机与和涵道风扇或旋翼之间距离较长，此种结构造成轴向长度长，难以提高系统布局的灵活性，也不利于先进翼身融合结构，并且由于轴向长度长，临界转速低，涵道风扇或旋翼高速运行时容易发生振动，影响电推进飞行器安全运行。同时，驱动系统的驱动电机通常为一体化结构，一旦出现故障，将引起整个驱动系统瘫痪，造成动力系统空中停车，严重威胁电推进飞行器与人员货物的安全。可见，目前的一体化、转轴传动式驱动系统应用在电推进飞行器上，往往不具备性能优势。
技术实现思路
本专利技术的实施例提供一种用于电推进飞行器的模块化轮缘驱动系统，能够缩小电推进系统整体体积，提升功率密度，缩短轴向长度。同时提高驱动系统安全性与容错运行能力。为达到上述目的，本专利技术的实施例采用如下技术方案：第一定子模块组1，第二定子模块组2和第三定子模块组3，主控制器67，转子铁心68，轴承82；转子铁心68为凸极结构，转子铁心68的外圆分布有偶数个转子极，转子上装有轴承82，轴承82的外圆与整流罩内部相连；所述主控制器67安装在所述第一定子模块组1上方；第一定子模块组1、第二定子模块组2和第三定子模块组3呈轴向排列，第一定子模块组1、第二定子模块组2和第三定子模块组3之间轴向距离相同，第一定子模块组1、第二定子模块组2和第三定子模块组3各自所包含的定子模块的数量相同，每个定子模块在圆周上均布。本实施例中电机为定子模块化轮缘驱动电机，其定子由分立的定子模块组成，提高生产效率与系统排布灵活性，同时，由于应用了轮缘驱动结构，取消了传动轴，使得推进系统整体体积缩小，轴向长度大大缩短，进一步提高了系统排布灵活性，提高了容错运行能力。附图说明为了更清楚地说明本专利技术实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。图1a和图1b是本专利技术的电推进飞机模块化轮缘驱动系统结构简图；图2是本专利技术的电推进飞机模块化轮缘驱动系统定子模块结构图；图3是本专利技术的第一定子模块组1的绕组连接方式；图4是本专利技术的第二定子模块组2的绕组连接方式；图5是本专利技术的第三定子模块组3的绕组连接方式；图6是本专利技术的定子模块控制器结构图；图7是本专利技术的主控制器结构图；图8是本专利技术的控制方法流程图(或者控制框图)；附图中的各个标号分别表示：1-第一定子模块组，2-第二定子模块组,3-第三定子模块组,4-第一定子模块组第一定子模块,5-第一定子模块组第二定子模块,6-第一定子模块组第三定子模块,7-第一定子模块组第四定子模块,8-第一定子模块组第五定子模块,9-第一定子模块组第六定子模块,10-第一定子模块组第七定子模块,11-第一定子模块组第八定子模块,12-第一定子模块组第九定子模块,13-第一定子模块组第十定子模块,14-第一定子模块组第十一定子模块,15-第一定子模块组第十二定子模块,16-第一定子模块组第十三定子模块,17-第一定子模块组第十四定子模块,18-第一定子模块组第十五定子模块,19-第一定子模块组第十六定子模块,20-第一定子模块组第十七定子模块,21-第一定子模块组第十八定子模块,22-第二定子模块组第一定子模块,23-第二定子模块组第二定子模块,24-第二定子模块组第三定子模块,25-第二定子模块组第四定子模块,26-第二定子模块组第五定子模块,27-第二定子模块组第六定子模块,28-第二定子模块组第七定子模块,29-第二定子模块组第八定子模块,30-第二定子模块组第九定子模块,31-第二定子模块组第十定子模块,32-第二定子模块组第十一定子模块,33-第二定子模块组第十二定子模块,34-第二定子模块组第十三定子模块,35-第二定子模块组第十四定子模块,36-第二定子模块组第十五定子模块,37-第二定子模块组第十六定子模块,38-第二定子模块组第十七定子模块,39-第二定子模块组第十八定子模块,40-第三定子模块组第一定子模块,41-第三定子模块组第二定子模块,42-第三定子模块组第三定子模块,43-第三定子模块组第四定子模块,44-第三定子模块组第五定子模块,45-第三定子模块组第六定子模块,46-第三定子模块组第七定子模块,47-第三定子模块组第八定子模块,48-第三定子模块组第九定子模块,49-第三定子模块组第十定子模块,50-第三定子模块组第十一定子模块,51-第三定子模块组第十二定子模块,52-第三定子模块组第十三定子模块,53-第三定子模块组第十四定子模块,54-第三定子模块组第十五定子模块,55-第三定子模块组第十六定子模块,56-第三定子模块组第十七定子模块,57-第三定子模块组第十八定子模块,58-第一定子模块组第一定子模块控制器,59-第一定子模块组第二定子模块控制器,60-第一定子模块组第三定子模块控制器,61-第二定子模块组第一定子模块控制器,62-第二定子模块组第二定子模块控制器,63-第二定子模块组第三定子模块控制器,64-第三定子模块组第一定子模块控制器,65-第三定子模块组第二定子模块控制器,66-第三定子模块组第三定子模块控制器,67-主控制器,68-转子铁心,69-涵道风扇,70-定子模块铁心，71-第一电枢线圈，72-第二电枢线圈，82-轴承。具体实施方式为使本领域技术人员更好地理解本专利技术的技术方案，下面结合附图和具体实施方式对本专利技术作进一步详细描述。下文中将详细描述本专利技术的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本专利技术，而不能解释为对本专利技术的限制。本
技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本专利技术的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组。应该理解，当我们称元件被“连接”或“耦接”到另一元件时，它可以直接连接或耦接到其他元件，或者也可以存在中间元件。此外，这里使用的“连接”或“耦接”可以包括无线连接或耦接。这里使用的措辞“和/或”包括一个或更多个相关联的列出项的任一单元和全部组合。本技本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种用于电推进飞行器的模块化轮缘驱动系统，其特征在于，包括：/n第一定子模块组(1)，第二定子模块组(2)和第三定子模块组(3)，主控制器(67)，转子铁心(68)，轴承(82)；/n转子铁心(68)为凸极结构，转子铁心(68)的外圆分布有偶数个转子极，转子上装有轴承(82)，轴承(82)的外圆与整流罩内部相连；/n所述主控制器(67)安装在所述第一定子模块组(1)上方；/n第一定子模块组(1)、第二定子模块组(2)和第三定子模块组(3)呈轴向排列，第一定子模块组(1)、第二定子模块组(2)和第三定子模块组(3)之间轴向距离相同，第一定子模块组(1)、第二定子模块组(2)和第三定子模块组(3)各自所包含的定子模块的数量相同，每个定子模块在圆周上均布。/n

【技术特征摘要】
1.一种用于电推进飞行器的模块化轮缘驱动系统，其特征在于，包括：
第一定子模块组(1)，第二定子模块组(2)和第三定子模块组(3)，主控制器(67)，转子铁心(68)，轴承(82)；
转子铁心(68)为凸极结构，转子铁心(68)的外圆分布有偶数个转子极，转子上装有轴承(82)，轴承(82)的外圆与整流罩内部相连；
所述主控制器(67)安装在所述第一定子模块组(1)上方；
第一定子模块组(1)、第二定子模块组(2)和第三定子模块组(3)呈轴向排列，第一定子模块组(1)、第二定子模块组(2)和第三定子模块组(3)之间轴向距离相同，第一定子模块组(1)、第二定子模块组(2)和第三定子模块组(3)各自所包含的定子模块的数量相同，每个定子模块在圆周上均布。


2.根据权利要求1所述的一种用于电推进飞行器的模块化轮缘驱动系统，其特征在于，定子模块的结构中包括：U型定子铁心(70)、第一电枢线圈(71)和第二电枢线圈(72)；
第一电枢线圈(71)绕制方向为：沿定子模块轭部(77)往定子极(78)方向看，顺时针绕制，第一电枢线圈(71)共有两个出线端，分别是第一电枢线圈第一出线端(73)和第一电枢线圈第二出线端(75)，绕制起始端为第一电枢线圈第一出线端(73)，绕制结束端为第一电枢线圈第二出线端(75)；
第二电枢线圈(72)绕制方向为：沿定子模块轭部(77)往定子极(79)方向看，顺时针绕制，第二电枢线圈(72)共有两个出线端，分别是第二电枢线圈第一出线端(74)和第二电枢线圈第二出线端(76)，绕制起始端为第二电枢线圈第一出线端(74)，绕制结束端为第二电枢线圈第二出线端(76)。


3.根据权利要求1所述的一种用于电推进飞行器的模块化轮缘驱动系统，其特征在于，
第一电枢线圈第二出线端(75)和第二线圈第二出线端(76)连接，第一电枢线圈第一出线端(73)为定子模块第一出线端，第二电枢线圈第一出线端(74)为定子模块第二出线端。


4.根据权利要求1所述的一种用于电推进飞行器的模块化轮缘驱动系统，其特征在于，在定子模块组中包括18个定子模块，每个定子模块在圆周上均布，每隔两个为同一相的模块；
每一相的绕组线圈依次串联，所述串联为：对于一个定子模块，其定子模块第一出线端与前一个定子模块的定子模块第二出线端相连；
每一相的第一个定子模块的第一出线端连接至定子模块控制器，每一相的最后一个定子模块的第二出线端连接至定子模块控制器。


5.根据权利要求1至4中任一项所述的一种用于电推进飞行器的模块化轮缘驱动系统，其特征在于，转子铁心(68)的外圆分布有24个转子极。


6.根据权利要求5所述的一种用于电推进飞行器的模块化轮缘驱动系统，其特征在于，第二定子模块组...

【专利技术属性】
技术研发人员：于立，张卓然，张伟秋，张美琳，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏;32