一种具有加热结构的飞行器推进电机制造技术

本发明专利技术公开一种具有加热结构的飞行器推进电机，涉及电机技术领域，以解决电机在不同工况下运行不稳定的问题

【技术实现步骤摘要】
一种具有加热结构的飞行器推进电机


[0001]本专利技术涉及电机
，尤其涉及一种具有加热结构的飞行器推进电机
。

技术介绍

[0002]推进电机在高空低温低气压环境下工作，在推进电机工作时，转子等组件发热导致电机升温，在推进电机停止工作时，推进电机受到外部空气冷却迅速降温
。
在整个推进电机运行过程中，推进电机的温度变化范围约在
‑
85℃
～
+50℃
范围内，压力变化范围约为
5kPa
～
101kPa
，可见，推进电机工况的变化较大，导致轴承润滑脂会出现冻结
、
挥发加快以及机构的变形问题
。
[0003]为适应不同工况需求，一般在距离电机驱动器近的部位安装温控加热板，由于温控加热板距离驱动器近，使得电机整体受热不均匀，导致电机运行不稳定
。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的在于提供一种具有加热结构的飞行器推进电机，以解决电机在不同工况下运行不稳定的问题
。
[0005]本专利技术提供了一种具有加热结构的飞行器推进电机，包括壳体
、
动力装置
、
电机轴
、
轴承以及控制器；壳体内设置有隔板，隔板将壳体内部空间分为电机腔和控制器腔，电机腔用于容纳动力装置，动力装置用于带动电机轴转动，控制器腔用于容纳控制器，控制器用于控制动力装置的运行或停止；电机腔内设有轴承室，轴承安装在轴承室内，电机轴通过轴承与壳体转动连接；隔板靠近控制器的一侧设置有第一加热结构和安装在第一加热结构上的第一温度传感器，第一加热结构和第一温度传感器均与控制器电连接，若第一温度传感器检测到控制器腔的温度小于或等于预设温度时，控制器控制第一加热结构加热
。
[0006]与现有技术相比，本专利技术提供的具有加热结构的飞行器推进电机中，壳体内设置有隔板，隔板将壳体内部空间分为电机腔和控制器腔，电机腔用于容纳动力装置，动力装置用于带动电机轴转动
。
而由于电机腔内设有轴承室，轴承安装在轴承室内，电机轴通过轴承与壳体转动连接，因此，在电机轴转动时，电机轴转动与轴承摩擦产生大量的热
、
动力装置转动产生的热以及控制器产生的热，而在电机轴停止转动时，电机轴与轴承停止转动，轴承逐渐冷却，轴承在产生热量或者冷却时使得轴承内的轴承润滑脂受到影响，使得轴承润滑脂出现现挥发加快或者冻结，当轴承润滑脂挥发加快或者冻结时会使得轴承运行不稳定，从而导致电机整体运行不稳定，因此，第一加热结构设在隔板靠近控制器的一侧，第一温度传感器设在第一加热结构上，电机轴转动或者停止转动，设在第一加热结构上的温度传感器可以用于检测控制器腔的温度变化，当检测到控制器腔内的温度小于或等于预设温度时，控制器控制第一加热结构开始加热，使得控制器在工作或者不工作时的温度处在一个恒温状态，为控制器内的元器件提供一个稳定的工作环境，有效解决了元器件因为工况不稳定而失效的问题，同时，轴承室内的温度保持在预设温度范围内，在不同的电机工况下，避免了轴承润滑脂挥发加快或者冻结，有效解决了电机在不同工况下运行不稳定的问题
。
附图说明
[0007]此处所说明的附图用来提供对本专利技术的进一步理解，构成本专利技术的一部分，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
。
在附图中：
[0008]图1示出了本专利技术示例性实施例的具有加热结构的飞行器推进电机的立体图；
[0009]图2示出了本专利技术示例性实施例的具有加热结构的飞行器推进电机的剖视图；
[0010]图3示出了本专利技术示例性实施例的图2中的
B
处的局部放大图；
[0011]图4示出了本专利技术示例性实施例的图2中的
A
处的局部放大图
。
[0012]图5示出了本专利技术示例性实施例的控制器的剖视图
。
[0013]附图标记：
[0014]1‑
壳体，
101
‑
电机壳体，
102
‑
控制器壳体，2‑
动力装置，3‑
电机轴，4‑
轴承，5‑
控制器，6‑
隔板，7‑
第一加热结构，8‑
第一温度传感器，9‑
第二加热结构，
10
‑
第二温度传感器，
11
‑
第一散热结构，
21
‑
限位盖体
。
具体实施方式
[0015]为了使本专利技术所要解决的技术问题
、
技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本专利技术进行进一步详细说明
。
应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本专利技术，并不用于限定本专利技术
。
[0016]需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者间接在该另一个元件上
。
当一个元件被称为是“连接于”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或间接连接至该另一个元件上
。
[0017]此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量
。
由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征
。
在本专利技术的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定
。“若干”的含义是一个或一个以上，除非另有明确具体的限定
。
[0018]在本专利技术的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本专利技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位
、
以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本专利技术的限制
。
[0019]在本专利技术的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系
。
对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本专利技术中的具体含义
。
[0020]推进电机在高空低温低气压环境下工作，在推进电机工作时，转子等组件发热导致电机升温，在推进电机停止工作时，推进电机受到外部空气冷却迅速降温
。
在整个推进电机运行过程中，推进电机的温度变化范围约在
‑
85℃
～
+50℃
范围内，压力变化范围约为
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种具有加热结构的飞行器推进电机，其特征在于，包括：壳体
、
动力装置
、
电机轴
、
轴承以及控制器；所述壳体内设置有隔板，所述隔板将所述壳体内部空间分为电机腔和控制器腔，所述电机腔用于容纳所述动力装置，所述动力装置用于带动所述电机轴转动，所述控制器腔用于容纳所述控制器，所述控制器用于控制所述动力装置的运行或停止；所述电机腔内设有轴承室，所述轴承安装在所述轴承室内，所述电机轴通过所述轴承与所述壳体转动连接；所述隔板靠近所述控制器的一侧设置有第一加热结构和安装在所述第一加热结构上的第一温度传感器，所述第一加热结构和所述第一温度传感器均与所述控制器电连接，若所述第一温度传感器检测到所述控制器腔的温度小于或等于预设温度时，所述控制器控制所述第一加热结构加热
。2.
根据权利要求1所述的具有加热结构的飞行器推进电机，其特征在于，所述第一加热结构为电热膜
。3.
根据权利要求1所述的具有加热结构的飞行器推进电机，其特征在于，所述轴承室包括前轴承室，所述前轴承室内设置有前轴承，所述前轴承室靠近所述电机轴的驱动端，所述前轴承室的外侧壁周向设置有第二加热结构和安装在所述第二加热结构的第二温度传感器，所述第二加热结构和所述第二温度传感器均与所述控制器电连接，若所述第二温度传感器检测到所述前轴承室内的温度小于或等于预设温度时，所述控制器控制所述第二加热结构加热
。4.
根据权利要求3所...

【专利技术属性】
技术研发人员：钱浩，吴帅，尚耀星，
申请(专利权)人：北京航辰机载智能系统科技有限公司，
类型：发明
国别省市：