CN217456363U - 飞行器推进装置及飞行器 - Google Patents

Abstract

本实用新型的目的在于提供一种飞行器推进装置及飞行器，飞行器推进装置包括风扇转子组件、磁浮轴承组件、驱动电机以及储能单元。风扇转子组件包括传动轴、风扇盘以及设置于所述风扇盘上的转子叶片，磁浮轴承组件支撑所述传动轴，驱动电机与所述传动轴可传动连接，储能单元与所述驱动电机电连接，并受电控***控制，用于为所述驱动电机提供工作动力。采用本飞行器推进装置能够降低飞行器的运行以及维护成本。

Description

飞行器推进装置及飞行器

技术领域

本实用新型涉及飞行器领域，尤其涉及一种飞行器推进装置及飞行器。

背景技术

传统的航空发动机依靠航空燃料(航空煤油)燃烧，将产生的热能转化为机械能为飞行器提供需要的动力。其基本过程包括：压气机完成气体的压缩，燃油在燃烧室内燃烧产生高温高压气体，高温高压气体在涡轮内膨胀做功驱动涡轮旋转将热能转化为机械能，涡轮驱动压气机或风扇产生推力。

如图1示出了现有航空发动机构型的示意图，其包括风扇单元体91、由高压压气机、燃烧室、高压涡轮构成的核心机单元体92、低压涡轮单元体93、进气道94、风扇罩95、短舱96以及附件齿轮箱单元体等部件。

能源问题是现代动力装置需要克服的问题之一。航空燃料来源于石油，作为一种不可再生资源，石油将会越来越少，以航空煤油为燃料的传统航空发动机将面临着能源紧缺问题。传统的航空发动机构型复杂，制造及维修成本高昂。据统计，目前在役的航空发动机一次大修费用约占新发动机售价的30％左右，其原因之一是传统发动机的寿命控制件价格昂贵，例如发动机盘、轴类零件。叶片虽然属于非寿命控制件，但是核心机叶片，尤其是高压涡轮叶片，其新零件成本及修理成本及其昂贵。

如何解决传统航空发动机结构复杂，***较多，制造、运行及维护成本高昂是目前亟需解决的问题。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供一种飞行器推进装置，能够降低飞行器的运行以及维护成本。

为实现前述目的的飞行器推进装置，包括：

风扇转子组件，包括传动轴、风扇盘以及设置于所述风扇盘上的转子叶片；

磁浮轴承组件，支撑所述传动轴；

驱动电机，与所述传动轴可传动连接；

电控***，以及

储能单元，与所述驱动电机电连接，并受所述电控***控制，用于为所述驱动电机提供工作动力。

在一个或多个实施例中，所述磁浮轴承组件包括推力磁浮轴承以及径向磁浮轴承，所述推力磁浮轴承以及所述径向磁浮轴承沿所述飞行器推进装置的进气方向依次布设。

在一个或多个实施例中，还包括风扇机匣以及承力机匣，所述承力机匣连接于所述风扇机匣的法兰安装边，所述磁浮轴承组件将所述传动轴支撑于所述承力机匣上。

在一个或多个实施例中，所述驱动电机通过电机座安装于所述承力机匣上。

在一个或多个实施例中，所述承力机匣与所述风扇机匣之间通过所述法兰安装边连接。

在一个或多个实施例中，所述转子叶片为可伸缩式叶片。

另一方面，根据本申请的一些实施例，还提供了一种飞行器，包括多个推进器，所述推进器为如前所述的飞行器推进装置。

在一个或多个实施例中，所述推进器分别布设于所述飞行器的机翼以及尾翼处，所述储能单元设置于所述飞行器的机翼内和/或所述飞行器机身下部。

在一个或多个实施例中，还包括反推力***，沿所述飞行器推进装置的进气方向，所述反推力***设置于所述承力机匣气流出口的下游位置。

另一方面，根据本申请的一些实施例，还提供了一种飞行器，包括多个推进器，其特征在于，每个所述推进器包括两个前所述的飞行器推进装置，两所述飞行器推进装置沿所述推进器的进气方向依次布设。

本实用新型的有益效果在于：

本飞行器推进装置采用储能单元作为动力来源，并通过驱动电机驱动转子叶片转动以产生推力，相较于传统的航空发动机，本飞行器推进装置无低压压气机(增压级)、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮及齿轮传动装置。就发动机***而言，该新型航空器推进动力装置无滑油***、燃油***、点火***和齿轮传动***等，零部件数量大大减少，制造和维修成本大为降低。此外，由于无滑油及燃油，不存在封严及泄露等发动机常见故障问题，从而能够实现降低飞行器的运行以及维护成本的目的。

上述说明仅是本申请技术方案的概述，为了能够更清楚了解本申请的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本申请的上述和其它目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举本申请的具体实施方式。

附图说明

通过阅读对下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本申请的限制。而且在全部附图中，用相同的附图标号表示相同的部件。在附图中：

图1示出了现有航空发动机构型的示意图。

图2示出了根据本申请一些实施例的飞行器推进装置的示意图；

图3示出了根据本申请另一些实施例的飞行器推进装置的示意图；

图4示出了根据本申请一些实施例飞行器的俯视示意图；

图5示出了根据本申请一些实施例飞行器的正面示意图。

具体实施方式

下面将结合附图对本申请技术方案的实施例进行详细的描述。以下实施例仅用于更加清楚地说明本申请的技术方案，因此只作为示例，而不能以此来限制本申请的保护范围。

除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本申请的技术领域的技术人员通常理解的含义相同；本文中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本申请；本申请的说明书和权利要求书及上述附图说明中的术语“包括”和“具有”以及它们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含。

为了能够实现降低飞行器的运行以及维护成本，根据本申请的一些实施例，提供了一种飞行器推进装置，如图2示出了根据本申请一些实施例的飞行器推进装置的示意图。可以理解的是，如图2所示仅仅以示意性视图的方式示出了飞行器推进装置的构型，实际飞行器推进装置可以具有更多的细节。

飞行器推进装置100包括风扇转子组件1、磁浮轴承组件2、驱动电机3以及储能单元4。其中风扇转子组件1包括传动轴10、风扇盘13以及设置于风扇盘13上的转子叶片11，磁浮轴承组件2用于支撑传动轴10，驱动电机3与传动轴10可传动连接，使得当驱动电机3作动时，能够带动传动轴10被磁浮轴承组件2支撑的同时转动，从而带动风扇盘13以及转子叶片11一同转动从而产生推力。可以理解的是，驱动电机3与传动轴10的连接方式可以包括但不限于通过如联轴器或其他传动组件将驱动电机3的输出轴与传动轴10传动连接。

储能单元4与驱动电机3电连接，如通过导线的方式有线电连接或是无线电连接，从而为驱动电机3的作动提供动力源。在一些具体的实施例中，储能单元4采用锂离子，或钠离子，或其它金属离子作为储能介质，或者利用氢能源作为储能***。

飞行器推进装置100还包括有电控***，储能单元4是受到电控***的控制而起停，以为驱动电机3提供工作动力。

本飞行器推进装置100采用储能单元4作为动力来源，并通过驱动电机3驱动转子叶片11转动以产生推力，相较于传统的航空发动机，本飞行器推进装置100无低压压气机(增压级)、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮及齿轮传动装置。就发动机***而言，该新型航空器推进动力装置无滑油***、燃油***、点火***和齿轮传动***等，零部件数量大大减少，制造和维修成本大为降低。此外，由于无滑油及燃油，不存在封严及泄露等发动机常见故障问题，从而能够实现降低飞行器的运行以及维护成本的目的。

在本文中提及“实施例”意味着，结合实施例描述的特定特征、结构或特性可以包含在本申请的至少一个实施例中。在说明书中的各个位置出现该短语并不一定均是指相同的实施例，也不是与其它实施例互斥的独立的或备选的实施例。本领域技术人员显式地和隐式地理解的是，本文所描述的实施例可以与其它实施例相结合。

请继续参见图2，根据本申请的一些实施例，磁浮轴承组件2包括推力磁浮轴承20以及径向磁浮轴承21，推力磁浮轴承20以及径向磁浮轴承21沿飞行器推进装置100的进气方向依次布设。具体而言，在如图中所示的实施例中，沿飞行器推进装置100的进气方向，推力磁浮轴承20是设置于径向磁浮轴承21的上游位置。当然，在其他一些与图中所示不同的实施例中，沿飞行器推进装置100的进气方向，推力磁浮轴承20是设置于径向磁浮轴承21的下游位置。其中，通过设置推力磁浮轴承20，能够平衡转子叶片11产生的轴向推力，并承受前径向力，而通过设置径向磁浮轴承21，能够承受转子的后径向力。在一些具体的实施例中，磁浮轴承组件2采用永磁轴承或电磁浮轴承。

采用磁浮轴承进行支撑，可实现利用磁特性将风扇转子组件1悬浮在磁场中，实现非接触式转动，进而提升传动效率。

请继续参见图2，根据本申请的一些实施例，飞行器推进装置100还包括风扇机匣5以及承力机匣6，承力机匣6通过法兰安装边50与风扇机匣5连接，磁浮轴承组件2将传动轴10支撑于承力机匣6上，从而将本飞行器推进装置100设置成闭式转子构型。当然，在其他一些与图中所示不同的实施例中，本飞行器推进装置100也可以设置不包括风扇包容机匣的开式转子构型。

其中，风扇机匣5以及承力机匣6可以是前后分两段式设计，也可以是一体化构型设计。

进一步地，根据本申请的一些实施例，驱动电机3是通过电机座安装于承力机匣6上。在一些具体的实施例中，驱动电机3采用永磁同步电机或其它类型的电动机。

进一步地，根据本申请的一些实施例，承力机匣6与风扇机匣5之间通过法兰安装边50连接。具体而言，磁浮轴承组件2中的磁浮轴承座安装在承力机匣6内机匣上，并通过承力机匣6的承力支板将风扇产生的推力传递到发动机安装节上，进而传递到飞机上，使飞机获得需要的推进力。

进一步地，根据本申请的一些实施例，转子叶片11为可伸缩式叶片，以满足变流量设计要求，实现包线范围内低转速大推力需求。当然，在其他一些可选的实施例中，转子叶片11为固定长度叶片，实现等流量设计要求。

另一方面，根据本申请的一些实施例，还提供了一种飞行器，如图4示出了根据本申请一些实施例飞行器的俯视示意图，图5示出了根据本申请一些实施例飞行器的正面示意图。其中，根据本申请一些实施例所提供的飞行器采用如前所述一个或多个实施例中所提供的飞行器推进装置作为推进器。

根据本申请的一些实施例，推进器即飞行器推进装置100，分别如图所示地布设于所述飞行器的机翼81以及尾翼82处，储能单元4设置于飞行器的机翼81内和/或所述飞行器机身80下部。将储能单元4设计安装在机身或机翼内部，并设计为可快速换电模式。当飞机降落并停场在停机坪，可实现快速更换电池。更换下来的电池在机场实现就地充电。

在本申请实施例的描述中，术语“和/或”仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如A和/或B，可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况。另外，本文中字符“/”，一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。

根据本申请的一些实施例，还包括反推力***83，沿飞行器推进装置的进气方向，反推力***83设置于承力机匣出口气流的下游位置。具体地，反推力***83的作用以及构型与传统航空发动机中的一致。

根据本申请的一些实施例，飞行器中的推进器是据有如图3中所示的构型，即包括，两个沿推进器的进气方向依次布设的飞行器推进装置100。采用此构型的推进器适用于中大推力的航空器。其中根据构型需要，两飞行器推进装置100可以设计成双风扇同轴结构(前风扇和后风扇同转速)和双风扇异轴/双轴结构(前风扇和后风扇两个不同转子实现不同转速)以提高推进效率。前者结构简单，后者推进效率更高。

采用如前所述一个或多个实施例中所记载的飞行器推进装置100可以取得如下进步效果：

1)无需燃油及其控制***，不需要滑油及其冷却***。

2)不需要燃油、滑油过滤***及其监测装置。无齿轮传动装置。

3)取消了传统的压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮设计。无空气的压缩、燃烧及膨胀做工过程。

4)无高温部件，降低了对材料的性能要求。

5)无温室气体排放。

6)结构大为简化，易于与飞机进行一体化设计。

7)不依赖于航空煤油/石油，对不可再生能源的需求大为降低。

在本申请实施例的描述中，技术术语“第一”“第二”等仅用于区别不同对象，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、特定顺序或主次关系。在本申请实施例的描述中，“多个”的含义是两个以上，除非另有明确具体的限定。

在本申请实施例的描述中，除非另有明确的规定和限定，技术术语“安装”“相连”“连接”“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；也可以是机械连接，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申请实施例中的具体含义。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的范围，其均应涵盖在本申请的权利要求和说明书的范围当中。尤其是，只要不存在结构冲突，各个实施例中所提到的各项技术特征均可以任意方式组合起来。本申请并不局限于文中公开的特定实施例，而是包括落入权利要求的范围内的所有技术方案。

Claims (10)

1.一种飞行器推进装置，其特征在于，包括：

风扇转子组件，包括传动轴、风扇盘以及设置于所述风扇盘上的转子叶片；

磁浮轴承组件，支撑所述传动轴；

驱动电机，与所述传动轴可传动连接；

电控***，以及

储能单元，与所述驱动电机电连接，并受所述电控***控制，用于为所述驱动电机提供工作动力。

2.如权利要求1所述的飞行器推进装置，其特征在于，所述磁浮轴承组件包括推力磁浮轴承以及径向磁浮轴承，所述推力磁浮轴承以及所述径向磁浮轴承沿所述飞行器推进装置的进气方向依次布设。

3.如权利要求1所述的飞行器推进装置，其特征在于，还包括风扇机匣以及承力机匣，所述承力机匣连接于所述风扇机匣的法兰安装边，所述磁浮轴承组件将所述传动轴支撑于所述承力机匣上。

4.如权利要求3所述的飞行器推进装置，其特征在于，所述驱动电机通过电机座安装于所述承力机匣上。

5.如权利要求3所述的飞行器推进装置，其特征在于，所述承力机匣与所述风扇机匣之间通过所述安装边法兰连接。

6.如权利要求1所述的飞行器推进装置，其特征在于，所述转子叶片为可伸缩式叶片。

7.一种飞行器，包括多个推进器，其特征在于，所述推进器为如权利要求1至6任一项所述的飞行器推进装置。

8.如权利要求7所述的飞行器，其特征在于，所述推进器分别布设于所述飞行器的机翼以及尾翼处，所述储能单元设置于所述飞行器的机翼内和/或所述飞行器机身下部。

9.如权利要求7所述的飞行器，其特征在于，还包括反推力***，沿所述飞行器推进装置的进气方向，所述飞行器推进装置包括承力机匣，所述反推力***设置于所述承力机匣的气流出口下游位置。

10.一种飞行器，包括多个推进器，其特征在于，每个所述推进器包括两个如权利要求1至6任一项所述的飞行器推进装置，两所述飞行器推进装置沿所述推进器的进气方向依次布设。

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