(19)中华人民共和国国家知识产权局
(12)发明专利申请
(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 202011375401.7
(22)申请日 2020.11.30
(71)申请人 中国电子科技集团公司第十六研究
所
地址 230088 安徽省合肥市高新区望江西
路658号
(72)发明人 绳春晨 谢洪涛 高维浩 罗高乔
赵鑫
(74)专利代理机构 合肥天明专利事务所(普通
合伙) 34115
代理人 奚华保
(51)Int.Cl.
F01D 5/14(2006.01)
F01D 5/06(2006.01)
F01D 5/02(2006.01)
F01D 9/04(2006.01)F01D 15/10(2006.01)F01D 25/12(2006.01)F01D 25/24(2006.01)F01D 25/30(2006.01)
(54)发明名称一种自冷却高速冲压空气涡轮发电机(57)摘要本发明公开了一种自冷却高速冲压空气涡轮发电机，其壳体内固定连接有发电机定子线圈，转动连接有转子芯轴；转子芯轴上固定连接有发电机转子磁钢，发电机转子磁钢位于发电机定子线圈内；转子芯轴两端分别套接有前端涡轮、后端涡轮， 壳体两端分别设有用于带动前端涡轮转动的前端空气流道、用于带动后端涡轮转动的后端空气流道，前端空气流道包括与壳体轴线垂直布置的前端蜗壳进气道、后端空气流道包括与壳体轴承垂直布置的后端蜗壳进气道，本发明发电机涡轮采用向心径‑轴流式叶轮形式，通过径向叶栅供气，轴向通流截面积小，且具备级焓降高，输出转矩大等特点，而且结构简单、紧凑、重量轻、适用飞行器范围和飞行包线范围较
宽。权利要求书1页 说明书5页 附图1页CN 112377267 A 2021.02.19
C N 112377267
A
1.一种自冷却高速冲压空气涡轮发电机，包括壳体(9)，其特征在于，所述壳体(9)内固定连接有发电机定子线圈(10)，所述壳体(9)内转动连接有转子芯轴(18)，所述转子芯轴
(18)上固定连接有发电机转子磁钢(22)，所述发电机转子磁钢(22)位于所述发电机定子线圈(10)内；
所述转子芯轴(18)两端分别套接有前端涡轮(4)、后端涡轮(13)，所述壳体(9)两端分别设有与所述前端涡轮(4)连通的前端空气流道、与所述后端涡轮(13)连通的后端空气流道。
2.根据权利要求1所述的一种自冷却高速冲压空气涡轮发电机，其特征在于，所述前端空气流道包括与所述壳体(9)轴线垂直布置的前段端蜗壳进气道(1)、与所述壳体(9)前端固定连接的前端蜗壳扩压器(2)、与所述前段蜗壳扩压器(2)固定连接的前段径向叶栅(3)。
3.根据权利要求1所述的一种自冷却高速冲压空气涡轮发电机，其特征在于，所述壳体
(9)内靠近所述前端蜗壳扩压器(2)的位置设有前端涡轮轮盖(5)。
4.根据权利要求1所述的一种自冷却高速冲压空气涡轮发电机，其特征在于，所述壳体
(9)内位于所述前端涡轮(4)的出口处设有涡轮导流锥(11)，所述转子芯轴(18)靠近所述后端涡轮导流锥(11)的位置套接有与所述后端涡轮导流锥(11)密封连接的拉别令密封轴套
(21)。
5.根据权利要求1所述的一种自冷却高速冲压空气涡轮发电机，其特征在于，所述后端涡轮导流锥(11)上固定连接有后端排气道(27)，所述后端排气道(27)另一端穿过所述壳体
(9)延伸到所述壳体(9)的外部。
6.根据权利要求1所述的一种自冷却高速冲压空气涡轮发电机，其特征在于，所述前端蜗壳扩压器(2)与所述转子芯轴(18)通过前端径向轴承(6)和推力盘(24)转动连接，所述前端径向轴承(6)前端设有止推轴承(7)，所述推力盘(24)具备径向和轴向两个方向的摩擦面可同时与所述径向轴承(6)与所述止推轴承(7)形成径向和轴向摩擦副，所述止推轴承(7)前端设有止推轴承端盖(8)，所述推力盘(24)通过前端转子螺母(25)与所述转子芯轴(18)轴向固定，所述止推轴承端盖(8)与所述前端蜗壳扩压器(2)外壳固定连接。
7.根据权利要求1所述的一种自冷却高速冲压空气涡轮发电机，其特征在于，所述后端空气流道包括与所述壳体(9)轴线垂直布置的后端蜗壳进气道(16)、与所述壳体(9)固定连接的后端蜗壳扩压器(15)、与所述后端蜗壳扩压器(15)固定连接的后端径向叶栅(14)。
8.根据权利要求1所述的一种自冷却高速冲压空气涡轮发电机，其特征在于，所述壳体
(9)内靠近所述后端蜗壳扩压器(15)的位置设置有后端涡轮轮盖(12)。
9.根据权利要求1所述的一种自冷却高速冲压空气涡轮发电机，其特征在于，所述壳体
(9)为夹层结构，所述壳体(9)内的夹层为冷却气流腔，所述冷却气流腔的进气端与所述后端涡轮(13)的出气端连通，所述壳体(9)上设有与所述冷却气流腔连通的前端排气道(26)，所述前端排气道(26)位于所述壳体(9)上远离所述后端涡轮(13)的一端。
10.根据权利要求1所述的一种自冷却高速冲压空气涡轮发电机，其特征在于，所述后端蜗壳扩压器(15)通过后端径向轴承(17)、后端径向轴承内层(20)与所述转子芯轴(18)转动连接，所述后端径向轴承内层(20)后端设有后端转子螺母(19)，所述后端径向轴承内层(20)通过后端转子螺母(19)与所述转子芯轴(18)轴向固定连接。
权 利 要 求 书1/1页CN 112377267 A
一种自冷却高速冲压空气涡轮发电机
技术领域
[0001]本发明涉及冲压涡轮发电机技术领域，具体是一种自冷却高速冲压空气涡轮发电机。
背景技术
[0002]冲压空气涡轮是应用于航空飞行器的辅助动力装置，将飞行器飞行过程中来流空气的动能转化为转子的机械能，从而进一步带动发电机运转输出电能，具备结构简单、质量轻、仅需引入空气即可启动等优势。
[0003]冲压空气涡轮根据其结构可分为桨叶式和涵道式两种，其中桨叶式为暴露在外面的涡轮，在低
速至中等亚声速飞行时依靠飞行时的空气动能直接吹动叶片旋转，以带动相连的轴高速旋转，常应用于低速民航客机，当飞行高度与速度在飞行包线内变化，桨叶式冲压涡轮迎风速度、工作转速和输出功率是变化的，需调节叶片浆距离来调整气动状态以获得最大的功率输出，其调节机构复杂、效率低做工能力小。同时桨叶式冲压涡轮由于转速低体积大，只能采用头部进气的方式，且只能作为独立的结构外挂在飞机的机翼或机身下方，而不能安装在战机、无人机、电子吊舱或导弹内部。涵道式冲压空气涡轮由涡轮定子和转子组成，采用轴向进气的方式，通过涡轮定子调节气流及改变气流方向，并使气流加速后具备更大的动量冲击其后的转子叶片，涡轮的输出功率通过改变流道截面积或节气门面积调节，可应用于军用飞机，在亚音速和超音速时均可工作。
[0004]然而涵道式冲压涡轮采用和涡扇发动机相同的轴向进气方式，存在通流截面积过大、功率密度小、转子较重、重载轴承冷却系统复杂等缺陷，不适用于无人机或电子吊舱等对设备体积重量要求较高的小型飞行器中。
发明内容
[0005]本发明的目的在于提供一种自冷却高速冲压空气涡轮发电机，以解决上述背景技术中提出的问题。
[0006]为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：
[0007]一种自冷却高速冲压空气涡轮发电机，包括壳体，所述壳体内固定连接有发电机定子线圈，所述壳体内转动连接有转子芯轴，所述转子芯轴上固定连接有发电机转子磁钢，所述发电机转子磁钢位于所述发电机定子线圈内；
[0008]所述转子芯轴两端分别套接有前端涡轮、后端涡轮，所述壳体两端分别设有与所述前端涡轮连通的前端空气流道、与所述后端涡轮连通的后端空气流道。
[0009]作为本发明进一步的方案：前端空气流道包括与所述壳体轴线垂直布置的前段端蜗壳进气道、与所述壳体前端固定连接的前端蜗壳扩压器、与所述前段蜗壳扩压器固定连接的前段径向叶栅。
[0010]作为本发明进一步的方案：壳体内靠近所述前端蜗壳扩压器的位置设有前端涡轮轮盖。
[0011]作为本发明进一步的方案：壳体内位于所述前端涡轮的出口处设有涡轮导流锥，所述转子芯轴靠近所述后端涡轮导流锥的位置套接有与所述后端涡轮导流锥密封连接的拉别令密封轴套。
[0012]作为本发明进一步的方案：后端涡轮导流锥上固定连接有后端排气道，所述后端排气道另一端穿过所述壳体延伸到所述壳体的外部。
[0013]作为本发明进一步的方案：前端蜗壳扩压器与所述转子芯轴通过前端径向轴承和推力盘转动连接，所述前端径向轴承前端设有止推轴承，所述推力盘具备径向和轴向两个方向的摩擦面可同时与所
述径向轴承与所述止推轴承形成径向和轴向摩擦副，所述止推轴承前端设有止推轴承端盖，所述推力盘通过前端转子螺母与所述转子芯轴轴向固定，所述止推轴承端盖与所述前端蜗壳扩压器外壳固定连接。
[0014]作为本发明进一步的方案：后端空气流道包括与所述壳体轴线垂直布置的后端蜗壳进气道、与所述壳体固定连接的后端蜗壳扩压器、与所述后端蜗壳扩压器固定连接的后端径向叶栅。
[0015]作为本发明进一步的方案：壳体内靠近所述后端蜗壳扩压器的位置设置有后端涡轮轮盖。
[0016]作为本发明进一步的方案：壳体为夹层结构，所述壳体内的夹层为冷却气流腔，所述冷却气流腔的进气端与所述后端涡轮的出气端连通，所述壳体上设有与所述冷却气流腔连通的前端排气道，所述前端排气道位于所述壳体上远离所述后端涡轮的一端。
[0017]作为本发明进一步的方案：后端蜗壳扩压器通过后端径向轴承、后端径向轴承内层与所述转子芯轴转动连接，所述后端径向轴承内层后端设有后端转子螺母，所述后端径向轴承内层通过后端转子螺母与所述转子芯轴轴向固定连接。
[0018]与现有技术相比，本发明的有益效果是：
[0019]1、本发明发电机涡轮采用向心径-轴流式叶轮形式，通过径向叶栅供气，轴向通流截面积小，且
具备级焓降高，输出转矩大等特点，而且结构简单、紧凑、重量轻、适用飞行器范围和飞行包线范围较宽；
[0020]2、本发明采用自冷却方案设计，可充分利用膨胀输出轴工后的低温乏气给电机定子和极难冷却的高速转子磁钢进行冷却，以及利用两侧蜗壳扩压器内来流空气及时带走轴承工作时的产生的多余摩擦热量确保运转可靠性，无需附加冷却系统，同时由于冷却轴承后来流空气会有一定的温升，可获得更强的做工能力，相当于回收了一部分轴承自生摩擦损耗能量。双侧叶轮布置不仅提升了发电机的功率密度，在不增大叶轮直径降低转速的条件下提高了进气量和输出功率，也极大的降低了叶轮自身的气动轴向力，减轻了止推轴承的工作载荷，使发电机具备了更强的过载能力；
[0021]3、本项发明专利所提出的自冷却高速冲压涡轮发电机具备转速高、维护便捷、可靠性高、体积小等优势，可直接应用于如战机、无人机、电子吊舱、导弹等飞行器在飞行包线范围内飞行时，从冲压空气的能量中获取恒定功率，也可应用于当飞行器动力系统和电力系统出现故障时，在飞行器滑翔过程中引入冲压空气带动发电机工作发电为飞行器电子设备提供紧急电力，协助任务完成；
[0022]4、本发明发电机双侧叶轮各自的蜗壳扩压器位于两端相向布置，分别通过蜗壳自带管道与飞行器引起道相连，为保证旋向相反的两个蜗壳内部气流符合径向叶栅进气要
求，两端蜗壳管道的安装位置位于发电机轴心同一侧，可确保发电机安装在战机、无人机、电子吊舱
等飞行器内部时管道空间利用率更高。
附图说明
[0023]图1为本实施例剖视图；
[0024]图2为本实施例侧视图。
[0025]图中：1-前端蜗壳进气道、2-前端蜗壳扩压器、3-前端径向叶栅、4-前端涡轮、5-前端涡轮轮盖、6-前端径向轴承、7-止推轴承、8-止推轴承端盖、9-壳体、10-发电机定子线圈、11-后端涡轮导流锥、12-后端涡轮轮盖、13-后端涡轮、14-后端径向叶栅、15-后端蜗壳扩压器、16-后端蜗壳进气道、17-后端径向轴承、18-转子芯轴、19-后端转子螺母、20-后端径向轴承内层、21-拉别令密封轴套、22-发电机转子磁钢、23-前端导流轴套、24-推力盘、25-前端转子螺母、26-前端排气道、27-后端排气道。
具体实施方式
[0026]下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0027]请参阅图1-2，本发明实施例中，一种壳体9内固定连接有发电机定子线圈10，壳体9内转动连接有转子芯轴18，转子芯轴18上固定连接有发电机转子磁钢22，发电机转子磁钢22位于发电机定子线圈10内。
[0028]转子芯轴18前端套接有前端涡轮4，壳体9前端设有用于带动前端涡轮4转动的前端空气流道，前端空气流道包括与壳体9轴线垂直布置的前段端蜗壳进气道1、与壳体9前端固定连接的前端蜗壳扩压器2、与前段蜗壳扩压器2固定连接的前段径向叶栅3，前端径向叶栅3为圆周布置的流道截面逐渐变小的一组气流通道，通过圆周布置，可以均匀气流，通过截面变化，可以增加气流流速和气压，壳体9内靠近前端蜗壳扩压器2的位置设有前端涡轮轮盖5，壳体9内位于前端涡轮4的出口处设有涡轮导流锥11，转子芯轴18靠近后端涡轮导流锥11的位置套接有与后端涡轮导流锥11密封连接的拉别令密封轴套21，后端涡轮导流锥11上固定连接有后端排气道27，后端排气道27另一端穿过壳体9延伸到壳体9的外部，前端蜗壳扩压器2与转子芯轴18通过前端径向轴承6和推力盘24转动连接，前端径向轴承6前端设有止推轴承7，推力盘24具备径向和轴向两个方向的摩擦面可同时与径向轴承6与止推轴承7形成径向和轴向摩擦副，止推轴承7前端设有止推轴承端盖8，推力盘24通过前端转子螺母25与转子芯轴18轴向固定，止推轴承端盖8与前端蜗壳扩压器2外壳固定连接。
[0029]转子芯轴18后端套接有后端涡轮13，壳体9后端设有用于带动后端涡轮13转动的后端空气流道，
后端空气流道包括与壳体9轴线垂直布置的后端蜗壳进气道16、与壳体9固定连接的后端蜗壳扩压器15、与后端蜗壳扩压器15固定连接的后端径向叶栅14，后端径向叶栅与前端径向叶栅结构相同功能相同，壳体9内靠近后端蜗壳扩压器15的位置设置有后端涡轮轮盖12，壳体9为夹层结构，壳体9内的夹层为冷却气流腔，冷却气流腔的进气端与后端涡轮13的出气端连通，壳体9上设有与冷却气流腔连通的前端排气道26，前端排气道26位
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