本發(fā)明涉及電機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，具體而言，涉及一種電機(jī)及航空飛行器。

背景技術(shù)：

1、外轉(zhuǎn)子電機(jī)在直驅(qū)類電動(dòng)航空用電動(dòng)力系統(tǒng)中有著高效率、小空間以及高可靠性的優(yōu)點(diǎn)。針對(duì)電機(jī)的散熱，現(xiàn)有技術(shù)中主要通過冷卻液體對(duì)定子繞組的端部進(jìn)行噴淋冷卻，或者，通過端部風(fēng)道或冷卻翅片進(jìn)行風(fēng)冷散熱。但是上述方案均只能對(duì)定子繞組的端部進(jìn)行散熱，并且散熱效率較低。

2、為了航空電機(jī)的安全性，航空電機(jī)一般采用雙三相的冗余設(shè)計(jì)，可在一套繞組有故障時(shí)另一套繞組可以進(jìn)行低功率緊急降落?，F(xiàn)有的雙三相電機(jī)基本采用電機(jī)左右分半形成雙三相電機(jī)的冗余設(shè)計(jì)，現(xiàn)有設(shè)計(jì)方案在一側(cè)電機(jī)出現(xiàn)問題時(shí)易導(dǎo)致較大的單邊磁拉力，影響飛行安全。

3、針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)中的上述問題，目前尚未提出有效的解決方案。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明的主要目的在于提供一種電機(jī)及航空飛行器，以解決現(xiàn)有技術(shù)中的電機(jī)散熱效率低的問題。

2、為了實(shí)現(xiàn)上述目的，根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)方面，提供了一種電機(jī)，包括：定子基座，定子基座沿周向設(shè)置有第一環(huán)槽；定子組件，定子組件安裝于第一環(huán)槽內(nèi)，定子組件具有用于安裝定子繞組的定子槽；噴油裝置，噴油裝置位于第一環(huán)槽內(nèi)，噴油裝置具有環(huán)形油槽和噴油管，噴油管與環(huán)形油槽連通，環(huán)形油槽與儲(chǔ)油箱連通，噴油管遠(yuǎn)離環(huán)形油槽的一端穿設(shè)于定子槽內(nèi)且延伸至定子繞組的端部外側(cè)，以對(duì)定子繞組進(jìn)行冷卻作業(yè)。

3、進(jìn)一步地，噴油管將對(duì)應(yīng)的定子槽的內(nèi)部空間沿定子基座的徑向分隔成多個(gè)繞線空間，位于各繞線空間內(nèi)的定子繞組各形成一個(gè)三相電機(jī)控制回路。

4、進(jìn)一步地，繞線空間包括第一繞線空間和第二繞線空間，位于第一繞線空間內(nèi)的多個(gè)定子繞組連接形成一個(gè)三相電機(jī)控制回路，位于第二繞線空間內(nèi)的多個(gè)定子繞組連接形成另一個(gè)三相電機(jī)控制回路，兩個(gè)三相電機(jī)控制回路相對(duì)獨(dú)立地控制。

5、進(jìn)一步地，沿定子基座的徑向，第一繞線空間位于第二繞線空間的外側(cè)，定子繞組均為扁線繞組，第一繞線空間內(nèi)的多個(gè)定子繞組的線徑相同，第二繞線空間內(nèi)的多個(gè)定子繞組的線徑相同。

6、進(jìn)一步地，第一繞線空間內(nèi)的定子繞組的線徑大于第二繞線空間內(nèi)的定子繞組的線徑。

7、進(jìn)一步地，定子組件沿周向形成多個(gè)定子槽，噴油管為多個(gè)，多個(gè)噴油管沿環(huán)形油槽的周向間隔設(shè)置，各噴油管均與環(huán)形油槽連通，多個(gè)噴油管與多個(gè)定子槽一一對(duì)應(yīng)地設(shè)置，各噴油管遠(yuǎn)離環(huán)形油槽的一端穿設(shè)于對(duì)應(yīng)的定子槽內(nèi)。

8、進(jìn)一步地，噴油管位于第一環(huán)槽的底部。

9、進(jìn)一步地，各定子槽沿定子組件的徑向延伸設(shè)置并沿定子組件的軸向貫穿定子組件，其中，沿定子基座的軸線方向，噴油管的投影為條形孔，條形孔的延伸方向垂直于與定子組件徑向。

10、進(jìn)一步地，噴油管沿定子槽的延伸方向的兩側(cè)均設(shè)置有隔板，隔板的一端與環(huán)形油槽連接，隔板的另一端穿設(shè)于與噴油管對(duì)應(yīng)的定子槽內(nèi)并延伸至定子繞組的端部外側(cè)。

11、進(jìn)一步地，儲(chǔ)油箱設(shè)置于定子基座的底部并與定子基座連接，電機(jī)還包括：油泵，油泵與儲(chǔ)油箱相鄰設(shè)置，油泵設(shè)置于定子基座的底部并與定子基座連接，油泵通過導(dǎo)油管和儲(chǔ)油箱連通，油泵通過進(jìn)油管與環(huán)形油槽連通。

12、進(jìn)一步地，第一環(huán)槽的內(nèi)側(cè)壁和環(huán)形油槽外側(cè)壁形成集油槽，噴油管遠(yuǎn)離環(huán)形油槽的一端形成噴油口，噴油口凸出定子槽內(nèi)的定子繞組的端部設(shè)置。

13、進(jìn)一步地，噴油管內(nèi)的冷卻液由噴油口從定子繞組的端部噴出后，經(jīng)隔板導(dǎo)流回到集油槽內(nèi)。

14、進(jìn)一步地，沿定子基座的徑向，定子基座上還設(shè)置有第二環(huán)槽，第二環(huán)槽位于第一環(huán)槽的內(nèi)側(cè)，第二環(huán)槽與定子繞組靠近噴油口的端部空間連通，第二環(huán)槽的底部設(shè)置有連通槽，第二環(huán)槽通過連通槽與集油槽連通，部分的噴油管內(nèi)的冷卻液由噴油口從定子繞組的端部噴出后，進(jìn)入第二環(huán)槽內(nèi)。

15、進(jìn)一步地，集油槽通過回油管與儲(chǔ)油箱連通。

16、進(jìn)一步地，電機(jī)還包括轉(zhuǎn)子組件，至少部分的轉(zhuǎn)子組件位于定子組件的外側(cè)，轉(zhuǎn)子組件與定子基座連接，電機(jī)還包括位于轉(zhuǎn)子組件底部的防護(hù)罩，轉(zhuǎn)子組件與定子基座、防護(hù)罩中的至少一個(gè)的連接處設(shè)置有迷宮密封結(jié)構(gòu)。

17、進(jìn)一步地，噴油管由絕緣材料制成。

18、根據(jù)本發(fā)明的另一方面，提供了一種航空飛行器，航空飛行器包括電機(jī)，電機(jī)為上述的電機(jī)。

19、應(yīng)用本發(fā)明的技術(shù)方案，通過將噴油管與環(huán)形油槽連通，并且將噴油管遠(yuǎn)離環(huán)形油槽的一端穿設(shè)于定子槽內(nèi)且延伸至定子繞組的端部外側(cè)，使得噴油管一方面能夠?qū)Χㄗ永@組的端部進(jìn)行冷卻，另一方面也實(shí)現(xiàn)了對(duì)槽內(nèi)定子繞組的熱量吸收，使用槽內(nèi)液冷的方式減少了熱傳導(dǎo)路徑，進(jìn)而提高了電機(jī)的散熱效率。采用本申請(qǐng)的技術(shù)方案，有效地解決了現(xiàn)有技術(shù)中的電機(jī)散熱效率低的問題。

技術(shù)特征：

1.一種電機(jī)，其特征在于，包括：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的電機(jī)，其特征在于，所述噴油管(7)將對(duì)應(yīng)的所述定子槽(31)的內(nèi)部空間沿所述定子基座(1)的徑向分隔成多個(gè)繞線空間，位于各所述繞線空間內(nèi)的所述定子繞組(4)各形成一個(gè)三相電機(jī)控制回路。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的電機(jī)，其特征在于，所述繞線空間包括第一繞線空間(9)和第二繞線空間(10)，位于所述第一繞線空間(9)內(nèi)的多個(gè)所述定子繞組(4)連接形成一個(gè)所述三相電機(jī)控制回路，位于所述第二繞線空間(10)內(nèi)的多個(gè)所述定子繞組(4)連接形成另一個(gè)所述三相電機(jī)控制回路，兩個(gè)所述三相電機(jī)控制回路相對(duì)獨(dú)立地控制。

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的電機(jī)，其特征在于，沿所述定子基座(1)的徑向，所述第一繞線空間(9)位于所述第二繞線空間(10)的外側(cè)，所述定子繞組(4)均為扁線繞組，所述第一繞線空間(9)內(nèi)的多個(gè)所述定子繞組(4)的線徑相同，所述第二繞線空間(10)內(nèi)的多個(gè)所述定子繞組(4)的線徑相同。

5.根據(jù)權(quán)利要求3或4所述的電機(jī)，其特征在于，所述第一繞線空間(9)內(nèi)的所述定子繞組(4)的線徑大于所述第二繞線空間(10)內(nèi)的所述定子繞組(4)的線徑。

6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的電機(jī)，其特征在于，所述定子組件(3)沿周向形成多個(gè)所述定子槽(31)，所述噴油管(7)為多個(gè)，多個(gè)所述噴油管(7)沿所述環(huán)形油槽(6)的周向間隔設(shè)置，各所述噴油管(7)均與所述環(huán)形油槽(6)連通，多個(gè)所述噴油管(7)與多個(gè)所述定子槽(31)一一對(duì)應(yīng)地設(shè)置，各所述噴油管(7)遠(yuǎn)離所述環(huán)形油槽(6)的一端穿設(shè)于對(duì)應(yīng)的所述定子槽(31)內(nèi)。

7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的電機(jī)，其特征在于，所述噴油管(7)位于所述第一環(huán)槽(2)的底部。

8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的電機(jī)，其特征在于，各所述定子槽(31)沿所述定子組件(3)的徑向延伸設(shè)置并沿所述定子組件(3)的軸向貫穿所述定子組件(3)，其中，沿所述定子基座(1)的軸線方向，所述噴油管(7)的投影為條形孔，所述條形孔的延伸方向垂直于與所述定子組件(3)徑向。

9.根據(jù)權(quán)利要求6所述的電機(jī)，其特征在于，所述噴油管(7)沿所述定子槽(31)的延伸方向的兩側(cè)均設(shè)置有隔板(11)，所述隔板(11)的一端與所述環(huán)形油槽(6)連接，所述隔板(11)的另一端穿設(shè)于與所述噴油管(7)對(duì)應(yīng)的所述定子槽(31)內(nèi)并延伸至所述定子繞組(4)的端部外側(cè)。

10.根據(jù)權(quán)利要求1所述的電機(jī)，其特征在于，所述儲(chǔ)油箱(8)設(shè)置于所述定子基座(1)的底部并與所述定子基座(1)連接，所述電機(jī)還包括：

11.根據(jù)權(quán)利要求9所述的電機(jī)，其特征在于，所述第一環(huán)槽(2)的內(nèi)側(cè)壁和所述環(huán)形油槽(6)外側(cè)壁形成集油槽(15)，所述噴油管(7)遠(yuǎn)離所述環(huán)形油槽(6)的一端形成噴油口，所述噴油口凸出所述定子槽(31)內(nèi)的所述定子繞組(4)的端部設(shè)置。

12.根據(jù)權(quán)利要求11所述的電機(jī)，其特征在于，所述噴油管(7)內(nèi)的冷卻液由所述噴油口從所述定子繞組(4)的端部噴出后，經(jīng)所述隔板(11)導(dǎo)流回到所述集油槽(15)內(nèi)。

13.根據(jù)權(quán)利要求11所述的電機(jī)，其特征在于，沿所述定子基座(1)的徑向，所述定子基座(1)上還設(shè)置有第二環(huán)槽(16)，所述第二環(huán)槽(16)位于所述第一環(huán)槽(2)的內(nèi)側(cè)，所述第二環(huán)槽(16)與所述定子繞組(4)靠近所述噴油口的端部空間連通，所述第二環(huán)槽(16)的底部設(shè)置有連通槽(17)，所述第二環(huán)槽(16)通過所述連通槽(17)與所述集油槽(15)連通，部分的所述噴油管(7)內(nèi)的冷卻液由所述噴油口從所述定子繞組(4)的端部噴出后，進(jìn)入所述第二環(huán)槽(16)內(nèi)。

14.根據(jù)權(quán)利要求11所述的電機(jī)，其特征在于，所述集油槽(15)通過回油管(18)與所述儲(chǔ)油箱(8)連通。

15.根據(jù)權(quán)利要求1所述的電機(jī)，其特征在于，所述電機(jī)還包括轉(zhuǎn)子組件(19)，至少部分的所述轉(zhuǎn)子組件(19)位于所述定子組件(3)的外側(cè)，所述轉(zhuǎn)子組件(19)與所述定子基座(1)連接，所述電機(jī)還包括位于所述轉(zhuǎn)子組件(19)底部的防護(hù)罩，所述轉(zhuǎn)子組件(19)與所述定子基座(1)、所述防護(hù)罩中的至少一個(gè)的連接處設(shè)置有迷宮密封結(jié)構(gòu)(20)。

16.根據(jù)權(quán)利要求1所述的電機(jī)，其特征在于，所述噴油管(7)由絕緣材料制成。

17.一種航空飛行器，所述航空飛行器包括電機(jī)，其特征在于，所述電機(jī)為權(quán)利要求1至16中任一項(xiàng)的電機(jī)。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明提供了一種電機(jī)及航空飛行器，電機(jī)包括：定子基座，定子基座沿周向設(shè)置有第一環(huán)槽；定子組件，定子組件安裝于第一環(huán)槽內(nèi)，定子組件具有用于安裝定子繞組的定子槽；噴油裝置，噴油裝置位于第一環(huán)槽內(nèi)，噴油裝置具有環(huán)形油槽和噴油管，噴油管與環(huán)形油槽連通，環(huán)形油槽與儲(chǔ)油箱連通，噴油管遠(yuǎn)離環(huán)形油槽的一端穿設(shè)于定子槽內(nèi)且延伸至定子繞組的端部外側(cè)，以對(duì)定子繞組進(jìn)行冷卻作業(yè)。本申請(qǐng)解決了現(xiàn)有技術(shù)中的電機(jī)散熱效率低的問題。

技術(shù)研發(fā)人員：甘成維,屈峰,吳坤,盧彬,錢書平,沈鋮,詹春保
受保護(hù)的技術(shù)使用者：臥龍電氣驅(qū)動(dòng)集團(tuán)股份有限公司
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2024/12/5