一种航空发动机直驱式内转子起动发电机系统，应用于无人机油电混合动力领域，通过定子支架将起动发电机外定子组件安装固定到航空发动机上，使得起动发电机系统结构紧凑，轴向长度短，集成度高，功重比高；通过定子支架的支撑保证了起动发电机定子与发动机的同轴，起动发电机内转子组件直接安装在航空发动机轴上，使得起动发电机系统在近发动机侧不需要轴承支撑，在远发动机侧用一单轴承支撑，减小了轴承发热，提高了轴承可靠性；在起动发电机内转子组件转轴远离航空发动机端还设有一旋转变压器，可以精确检测转子位置，从而使起动发电机系统可采用可控整流的方式输出大功率直流电，发电效率高。发电效率高。发电效率高。
【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机直驱式内转子起动发电机系统
[0001]本专利技术属于中小型无人机起动发电机
，具体涉及一种无人机用中小型航空发动机输出轴串联布置的单轴承支撑直驱式内转子起动发电机系统，尤其涉及一种全电推进的中小型无人机用活塞式航空发动机直驱式内转子起动发电机系统。
技术介绍
[0002]在全电推进的中小型无人机中，采用小型航空发动机带动发电机发电组成全机直流电源的技术方案是一种重要的发展趋势。全电推进无人机平台对起动发电机系统提出了体积小、集成度高、功率大、功重比高的要求，同时全机结构布局要求起动发电机系统布置在机腹内部，传统的发动机外转子起动发电机、螺旋桨共轴布置的结构不再适应这类中小型无人机的发展要求。
[0003]在现有的外转子起动发电机的技术方案中，起动发电机的旋转部分全部裸露，对机舱内其他设备有很大的安全隐患。外转子电机通常为悬臂梁结构，外圆半径较大，轴向长度较短，转速较低，导致外转子电机功率通常较小，不能满足新的起动发电机系统的大功率要求。传统的外转子起动发电机工作在发电状态时，由于没有安装旋转变压器，不能精确检测转子位置。
[0004]如本申请人在2018年5月4日提出的一种小型航空发动机直驱式外转子起动发电机装置(申请号201810457731.7，公开号CN108616197A，已获授权)，其起动发电机装置9串联安装在航空发动机8的输出轴上，起动发电机装置9采用转子组件2在外的结构，即外转子悬臂梁结构。悬臂梁的结构限制了启动发电机轴向长度的增加，从而限制了功率的提高，不适用于全电推进的无人机对更高电功率的需求。此外，采用全电推进方案的无人机实现了发动机与螺旋桨的解耦，螺旋桨分布在机身不同位置，发动机及起动发电机通常要求安装在机腹中，而外转子结构起动发电机的旋转部件暴露在外，对机腹中其他设备造成了很大的安全隐患，不适用于全电推进无人机。同时原有的结构未安装旋转变压器，不能精确检测转子位置，只能采用不可控整流的方式将发电机交流电转换为飞机需要的直流电，整流效率低，不能适应新的起动发电机系统的大功率要求。
[0005]起动发电机装置或系统采用内转子结构能够提高轴向长度、提高转速，从而提高功率，而安装旋转变压器进行可控整流输出大功率直流电，成为起动发电机系统一种新的解决思路。现有的小型航空发动机接口大多是为直接驱动螺旋桨设计的，如何将内转子起动发电机安装到小型航空发动机上，如何设计配合结构使其定转子同轴、结构紧凑、保证系统高可靠性、高功重比，是当前需要解决的首要问题。其次如何合理安排发电机结构安装旋转变压器，准确检测起动发电机转子位置，从而进行可控整流，提高整流效率，输出大功率的直流电能是需要解决的重要问题。
技术实现思路
[0006]针对上述现有技术存在的问题，本专利技术的一个目的在于克服现有的小型航空发动
机接口大多是为直接驱动螺旋桨设计，而不适应驱动内转子结构起动发电机的矛盾，合理安排起动发电机结构，增加设置了旋转变压器，从而提供一种体积小、集成度高、功率大、功重比高的航空发动机直驱式起动发电机系统，能够将内转子起动发电机安装到中小型航空发动机上，使其定转子同轴、结构紧凑、输出大功率直流电能，用于给全电推进无人机的电动螺旋桨提供电能；同时实现了发动机与螺旋桨解耦，方便全电推进无人机灵活布置发动机和电动螺旋桨的位置；并保证系统高可靠性，高功重比，从而满足无人机平台全电推进技术的要求。
[0007]本专利技术的第一方面提出了一种航空发动机直驱式内转子起动发电机系统，该起动发电机系统串联安装在航空发动机的输出轴上，该起动发电机系统包括起动发电机外定子组件、起动发电机内转子组件、轴承、定子支架和旋转变压器；其中，起动发电机内转子组件包括转轴，转轴的近航空发动机的输出轴端为向内凹陷的杯状结构，所述杯状结构具有第一内圆配合面；所述航空发动机的输出轴上设有一外圆配合面，所述起动发电机内转子组件与所述航空发动机的输出轴通过所述第一内圆配合面和所述外圆配合面安装固定；所述定子支架上设有第二内圆配合面，航空发动机的输出轴外侧的壳体上设有一第二外圆配合面，该第二外圆配合面与航空发动机的输出轴同轴，所述起动发电机外定子组件通过所述定子支架安装固定到航空发动机上，定子支架与航空发动机壳体通过第二内圆配合面和第二外圆配合面安装固定，使得定子支架、所述起动发电机外定子组件与航空发动机的输出轴同轴；在远离航空发动机侧，起动发电机外定子组件和起动发电机内转子组件之间由所述轴承支撑，使得起动发电机外定子组件和起动发电机内转子组件在远离发动机侧同轴，并保证起动发电机外定子组件和起动发电机内转子组件支撑结构稳定可靠；在所述起动发电机内转子组件的转轴远离航空发动机端设有一旋转变压器的转子安装面，将旋转变压器的转子安装到所述安装面，在所述起动发电机外定子组件的后端板上设置与所述起动发电机外定子组件同轴的旋转变压器定子安装面，将旋转变压器定子安装到所述旋转变压器定子安装面，从而保证旋转变压器与起动发电机外定子组件、起动发电机内转子组件同轴。
[0008]进一步地，起动发电机内转子组件为表贴式内转子结构，其还包括磁钢和转子护套，所述转轴内部掏空，所述起动发电机转子组件的磁钢贴在所述转轴表面，转子护套压在磁钢外侧。
[0009]进一步地，所述起动发电机外定子组件包括定子铁芯、定子绕组、定子外壳、前端板和后端板；定子铁芯的外圆过盈配合安装到定子外壳内，通过前端板和后端板上的定位圆止口与定子外壳上的内止口定位，轴向由紧固部件锁紧。
[0010]进一步地，所述定子支架上设置有内安装面、外安装面、前固定孔和后固定孔，内安装面与航空发动机上的止口配合，外安装面与起动发电机外定子组件中的前端板上的止口配合；定子支架的前固定孔与航空发动机用紧固部件锁紧，后固定孔与所述起动发电机外定子组件中的前端板用紧固部件锁紧。
[0011]进一步地，所述起动发电机系统在起动时采用磁场定向矢量控制方法控制起动发电机带动航空发动机起动，在发电时采用可控整流的方式向外供电。
[0012]进一步地，所述紧固部件为螺钉。
[0013]进一步地，所述航空发动机为小型活塞式航空发动机。
[0014]本专利技术的第二方面提出了一种航空发动机直驱式内转子起动发电机系统的加工
装配组装方法，该方法包括如下步骤：首先，对航空发动机进行加工，将其输出轴外圆车削为与起动发电机内转子组件匹配的安装圆止口，将其输出轴长度车削为发电机内转子组件匹配的长度，并在其输出轴端面上钻好固定螺纹孔；然后将航空发动机壳体上车削出与定子支架相匹配的安装圆止口和轴向长度；加工时要保证输出轴上的圆止口与发动机壳体上的圆止口的同心度、输出轴与发动机壳体的轴向长度在一定公差范围内，从而保证起动发电机系统的气隙均匀、轴向无窜动；定子支架的内止口与发动机壳体上的圆止口过盈配合，保证定子支架与发动机轴的同心度，并通过航空发动机上的螺纹孔将定子支架在轴向上固定好，保证定子支架的轴向位置。
[0015]进一步地，起动发电机外定子组件的加工步骤包括：起动发电本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种航空发动机直驱式内转子起动发电机系统，其特征在于，该起动发电机系统串联安装在航空发动机(14)的输出轴上，该起动发电机系统包括起动发电机外定子组件(1)、起动发电机内转子组件(2)、轴承(3)、定子支架(4)和旋转变压器(5)；其中，起动发电机内转子组件(2)包括转轴(12)，所述转轴(12)的近航空发动机的输出轴端为向内凹陷的杯状结构，所述杯状结构具有第一内圆配合面；所述航空发动机(14)的输出轴上设有一外圆配合面，所述起动发电机内转子组件(2)与所述航空发动机(14)的输出轴通过所述第一内圆配合面和所述外圆配合面安装固定；所述定子支架(4)上设有第二内圆配合面，航空发动机(14)的输出轴外侧的壳体上设有一第二外圆配合面，该第二外圆配合面与航空发动机(14)的输出轴同轴，所述起动发电机外定子组件(1)通过所述定子支架(4)安装固定到航空发动机(14)上，定子支架(4)与航空发动机(14)壳体通过第二内圆配合面和第二外圆配合面安装固定，使得定子支架(4)、所述起动发电机外定子组件(1)与航空发动机(14)的输出轴同轴；在远离航空发动机(14)侧，起动发电机外定子组件(1)和起动发电机内转子组件(2)之间由所述轴承(3)支撑，使得起动发电机外定子组件(1)和起动发电机内转子组件(2)在远离航空发动机(14)侧同轴；在所述起动发电机内转子组件(2)的转轴(12)远离航空发动机(14)端设有一旋转变压器的转子安装面，以安装所述旋转变压器(5)的转子，在所述起动发电机外定子组件(1)的后端板(10)上设置与所述起动发电机外定子组件(1)同轴的旋转变压器定子安装面，以安装所述旋转变压器(5)的定子。2.如权利要求1所述的一种航空发动机直驱式内转子起动发电机系统，其特征在于，所述起动发电机内转子组件(2)为表贴式内转子结构，其还包括磁钢(11)和转子护套(13)，所述转轴(12)内部掏空，所述磁钢(11)贴在所述转轴(12)表面，所述转子护套(13)压在所述磁钢(11)外侧。3.如权利要求1或2所述的一种航空发动机直驱式内转子起动发电机系统，其特征在于，所述起动发电机外定子组件(1)包括定子铁芯(6)、定子绕组(7)、定子外壳(8)、前端板(9)和后端板(10)；定子铁芯(6)的外圆过盈配合安装到定子外壳(8)内，通过前端板(9)和后端板(10)上的定位圆止口与定子外壳(8)上的内止口定位，轴向由紧固部件锁紧。4.如权利要求3所述的一种航空发动机直驱式内转子起动发电机系统，其特征在于，所述定子支架(4)上设置有内安装面、外安装面、前固定孔和后固定孔，内安装面与航空发动机(14)上的止口配合，外安装面与起动发电机外定子组件(1)中的前端板(9)上的止口配合；定子支架(4)的前固定孔与航空发动机(14)用紧固部件锁紧，后固定孔与所述起动发电机外定子组件(1)中的前端板(9)用紧固部件锁紧。5.如权利要求1所述的一种航空发动机直驱式内转子起动发电机系统，其特征在于，所述起动发电机系统在起动时采用磁...
【专利技术属性】
技术研发人员：钱浩，郑楚良，吴凡生，王英勋，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。