用于垂直起飞和降落的飞行器的电动机吊舱和包括这种吊舱的飞行器的制作方法

1.本发明涉及用于垂直起飞和降落的飞行器(vtol)的电动机吊舱。本发明还涉及配备有这种吊舱的vtol。
2.本发明在航空学领域中，并且特别地在vtol电动机的领域中具有应用。


背景技术：

3.航空制造商寻求开发能够摆脱常规飞行器的起飞和降落通常所需的跑道的垂直起飞和降落的飞行器(vtol)。根据所使用的电机，列出存在的几种类型的vtol。某些vtol(在下文中简称为飞行器)配备有沿着垂直轴线定位以确保飞行器的起飞和降落的几个升降电机，以及常规地沿着水平轴线定位以确保飞行器在巡航模式下飞行的俯仰电机。
4.这些类型的飞行器的俯仰电机通常安装在被附接至飞行器的机身的梁上或飞行器机翼下方，通过这种方式使得它们的旋转轴平行于所述飞行器的机身。
5.升降电机，通常比俯仰电机数量更多，原因是当升高时比巡航需要更大的动力，通常安装在被附接至飞行器的机身的梁上或安装在飞行器的机翼上，通常安装在俯仰电机的下游或相反地安装在俯仰电机的上游。每个升降电机都是电动机，其包括旋转轴，该旋转轴基本上垂直于机翼的平面，并且延伸有螺旋桨，该螺旋桨具有几个桨叶。升降电机在飞行的整个持续时间期间、在升高阶段(起飞和降落)期间以及在巡航阶段期间必须被冷却。实际上，虽然在巡航阶段，螺旋桨不旋转，但是升降电机甚至必须被冷却，使得由起飞引起的热在降落时已经消散。
6.更精确地，在升高阶段(即，起飞和降落)期间，螺旋桨旋转并且飞行器被提升，这产生通过面向螺旋桨的其顶面26进入升降电机的垂直空气流。空气穿过电机，并且经由安装在电机上的冷却翅片类型的交换表面冷却该电机。在巡航阶段期间，飞行器由俯仰电机在基本上水平的方向上被推进。然后，由飞行器的运动产生的空气流是水平的。当升降电机的螺旋桨停止时，由飞行器的运动产生的空气流掠过升降电机的外表面，而不穿透所述电机内部和接近交换表面。
7.目前，为了使得由飞行器的运动产生的空气在巡航阶段期间略微地冷却升降电机，飞行器制造商选择将所述升降电机留在飞行器结构外部，并且因此不要顾及它们。然而，尽管没有整流罩允许空气流通过与升降电机的外部表面接触而冷却升降电机，但是没有整流罩也具有产生空气动力学损失的效果。实际上，如在航空学领域中已知的，不满足空气动力学轮廓的任何部件或部件的一部分产生空气动力学阻力。当部件或部件的一部分垂直于飞行器的平面定位，该空气动力学阻力更显著。由升降电机中的每个升降电机产生的空气动力学阻力因此不得不产生飞行器飞行所需的动力的过量消耗，该动力的过量消耗除了昂贵之外，当电机是电动机时，对电机的自主性具有直接影响。
8.其他vtol配备有所谓的“可转向”电机而不是升降电机。这些可转向电机具有能够以其自身枢转的优点，通过这种方式使得它们的旋转轴可以在升高阶段期间从基本上垂直
的位置切换到巡航阶段期间的基本上水平的位置。因此，无论飞行阶段如何，这些可转向电机的轴总是处于由飞行器的运动产生的空气流中。因此，在升高阶段以及在巡航阶段，可转向电机可以被正确地冷却。然而，这些可转向电机比起升降电机更难以实施，并且需要相对复杂的控制系统，这因此具有更高的制造成本。
9.因此，对于升降电机而言，需要一种整流罩(或保护罩)，该整流罩使得有可能限制由所述电机产生的空气动力学损失，同时仍然使得有可能在升高阶段期间以及在巡航阶段期间冷却所述电机。


技术实现要素：

10.为了应对上述在升高和巡航阶段期间由升降电机产生的空气动力学损失以及这些升降电机的冷却的问题，本技术人提出了一种vtol电动机吊舱，优选地飞行器类型的vtol电动机吊舱，该vtol电动机吊舱设置有可逆的冷却剂流体供应和排放歧管。
11.根据第一方面，本发明涉及一种用于垂直起飞和降落的飞行器(vtol)的电动机吊舱，包括：
[0012]-整流罩，电动机容纳在整流罩中，该电动机配备有从整流罩的顶面向外延伸的至少一个螺旋桨，以及
[0013]-冷却设备，其设计成当飞行器处于起飞、巡航和降落阶段时冷却电机，并且该冷却设备包括可逆的冷却剂流体供应和排放歧管，该冷却剂流体供应和排放歧管交替地设计成：
[0014]
o在巡航阶段，接收由飞行器的运动产生的冷流体流，并且将流体流传送通过电机，朝向与螺旋桨相对定位的出口，以及
[0015]
o在起飞或降落阶段，接收由螺旋桨传输和已经穿过电机的热流体流。
[0016]
该电动机吊舱允许所述电机被整合到具有空气动力学轮廓的整流罩中，同时在巡航阶段以及在升高阶段仍然被冷却。
[0017]
根据定义，由螺旋桨传输的热流体流是由螺旋桨传输和在其通过与所述电机的热交换表面接触而穿过电机的期间被加热的冷却流体流。
[0018]
有利地，可逆的歧管被定位在整流罩的与顶面相对的底面上。
[0019]
除了以上段落中刚刚已经提及的特征之外，根据本发明的一个方面的吊舱可以具有单独地或者根据任何技术上可允许的组合的以下各项中的一个或多个附加特征：
[0020]-可逆的歧管是空气动力学轮廓的腔室，设置有流体的进入和排放开口，并且设置有多个流体的分配通道。
[0021]-分配通道分布在进入和排放开口与电机的底面之间的可逆的歧管的内部结构中，通过这种方式使得流体流从开口传送至电机的热交换表面或者从电机的底面传送至可逆的歧管的开口。
[0022]-可逆的歧管在整流罩中具有勺的形状。
[0023]-可逆的歧管在整流罩中具有naca入口的形状。
[0024]-围绕电动机的整流罩包括通过扩口从顶面延伸至底面的空气动力学形状，通过这种方式以在顶面与底面之间产生低气压。
[0025]-围绕电动机的整流罩的顶面包括产生文丘里效应的至少一个凸出部。
[0026]-电动机的交换表面在电动机的底面与顶面之间基本上垂直地延伸。
[0027]-可逆的歧管的开口朝向整流罩的前部导向。
[0028]
本发明的另一方面涉及配备有这种电动机吊舱的vtol。
附图说明
[0029]
当阅读在附图中示出的以下说明时，本发明的其他优点和特征将显现，在附图中：
[0030]
图1示出了在升高阶段，根据本发明的用于vtol的电动机吊舱的实施例的示意性侧视图；
[0031]
图2示出了在巡航阶段期间，图1的吊舱的实施例的示意性侧视图；
[0032]
图3示出了根据本发明的吊舱的可逆的冷却剂流体供应和排放歧管的实施例的示意性仰视图；
[0033]
图4示出了根据本发明的可逆的歧管的开口的实施例的示意性视图；
[0034]
图5示出了根据本发明的用于vtol的电动机吊舱的另一实施例的横截面的示意性正视图；
[0035]
图6示出了在巡航阶段期间，用于vtol的电动机吊舱的另一实施例的示意性侧视图，其中，可逆的歧管的开口朝向整流罩的后部导向。
具体实施方式
[0036]
下面参照附图详细描述用于vtol的电动机吊舱的实施方式，该电动机吊舱被配置成用于限制空气动力学阻力，并且允许所述电机的冷却。该实施例显示了本发明的特征和优点。然而，需要提醒的是本发明不限于该实施例。
[0037]
在附图中，相同的元件用相同的附图标记进行标记。由于附图的易读性，并未遵守所示元件之间的尺寸比例。
[0038]
在图1和图2中，根据纵向截面示意性地示出用于vtol(也称为飞行器)的升降电机的吊舱的实施例，即，沿着平面xy，其中x为飞行器在巡航阶段的位移轴线，y为飞行器在升高阶段的位移轴线。如图1和图2所示，根据本发明的吊舱1包括整流罩10，升降电机20插入整流罩中。
[0039]
整流罩10是具有空气动力学轮廓的整流罩，被适配成用于限制由于升降电机的存在而导致的空气动力学损失。整流罩可以具有例如，椭圆形、长方形或任何对称的、不对称的、凸的或双凸的空气动力学轮廓形状。
[0040]
升降电机20被整合到整流罩10中，通过这种方式使得其携带一个或多个螺旋桨22的旋转轴21平行于轴线y。vtol的升降电机是电动机，其包括基本上垂直于飞行器的机翼的平面和被螺旋桨包覆安装的旋转轴。螺旋桨22延伸到整流罩10的顶面10b的外部，通过这种方式使得螺旋桨的桨叶旋转的平面基本上平行于整流罩的所述顶面。
[0041]
像任何电动机一样，升降电机20包括其围绕旋转轴安装的转子和围绕转子安装的定子的各种内部部件，该组件能够被壳体保护。定子和/或壳体可以在外表面上包括热交换表面，例如冷却翅片，其使得可以通过冷却剂流体和所述交换表面之间的热交换来冷却电动机。
[0042]
升降电机可以是装配有其电子器件的电机(称为智能电动机)。在这种情况下，电
子器件还利用了由于本发明的设备而获得的冷却。
[0043]
冷却剂流体可以是空气或与另一种流体(如油)组合的空气。在本说明书的其余部分中，将在流体是空气的情况下描述本发明，应理解在本发明的框架中实施的装置对于单独的空气或对于空气和另一种流体的组合而言是相同的，于是空气/流体交换器被设置在整流罩10内部。
[0044]
根据本发明的吊舱1包括容纳在整流罩10中的用于冷却空气的供应和排放的可逆的歧管30。根据某些实施方式，该可逆的歧管30在整流罩的底面10a的至少一部分上延伸，该底面10a是吊舱的面向地面的面，即，与一个或多个螺旋桨22在其上延伸的顶面10b相对的面。在这些实施方式中，可逆的歧管30的开口可以朝向整流罩的后部或朝向整流罩的前部传送。在其他实施方式中，可逆的歧管30在整流罩的顶面10b的至少一部分上延伸，该顶面10b是一个或多个螺旋桨22在其上延伸的吊舱的面。在这些实施方式中，可逆的歧管30设置有允许在起飞和降落阶段中空气穿过的洞，这些实施方式有利地产生比可逆的歧管在底面上的实施方式甚至更小的阻力。
[0045]
可逆的歧管30是形成在整流罩10内部的腔室。该腔室包括空气的进入和排放开口31、外壁33以及可能的内壁34。当存在内壁34时，内壁34与升降电机20接触，并且配备有允许空气穿过的孔。外壁33延伸至少等于升降电机20的直径“d”的长度，并且优选地大于该直径d。外壁33在空气的进入和排放开口31与腔室的封闭端35之间具有空气动力学轮廓。在某些实施方式中，外壁33由整流罩的底面10a形成。在其他实施方式中，外壁33是可逆的歧管专有的壁；在这种情况下，整流罩的底面10a包括面向升降电机20的孔口，并且可逆的歧管30则被添加到整流罩的底面10a上，可逆的歧管30通过航空学领域中常规地使用的任何紧固方式紧固到整流罩的底面10a上。
[0046]
根据图1和图2的实施方式，可逆的歧管30安装在升降电机20下方，通过这种方式使得其开口31在由飞行器的运动产生的空气流的上游，即。开口31朝向整流罩的前部导向，并且封闭端朝向所述整流罩的后部导向。术语“整流罩的前部”是指整流罩的位于由飞行器的运动产生的空气流的上游的端部区域，即，最靠近飞行器前部的区域。相反，术语“整流罩的后部”是指整流罩的位于由飞行器的运动产生的空气流的下游的端部区域，即，最靠近飞行器后部的区域。
[0047]
可逆的歧管30的外壁33和/或内壁34包括多个空气分配通道32。这些空气分配通道32可以是在形成壁33、34的内表面的材料中挖出的或者通过在所述壁33、34的内表面上添加边缘(例如通过焊接、胶合或钎焊)而形成的凹槽。空气分配通道32还可以通过铸造、模制、挤出、冲压、轧制、增材制造或适于制造整流罩的任何其他制造方法而与可逆的歧管的组件由单件制成。
[0048]
空气分配通道32通过遵循预定路径从空气的进入和排放开口31延伸到升降电机20，该预定路径被设计成用于将空气流从开口31定向到升降电机20，并且从升降电机20定向到开口31。特别地，空气分配通道32分布在可逆的歧管的壁33、34上，通过这种方式使得空气流从开口31朝向热交换表面(特别地冷却翅片)位于其中的区域(诸如，例如升降电机的周边区域23、23’)定向。
[0049]
图3中根据仰视图示出了可逆的歧管30的实施例。在这个实施例中，可逆的歧管30具有尖球体的形状，该尖球体包括形成开口31的开放基部和形成封闭端35的点。空气分配
通道32从开口31被部署在腔室的内部圆柱形区域中，并且到包含热交换表面的周边区域23、23’的入口。注意，可逆的歧管30可以具有各种形状，只要这些形状具有空气动力学轮廓。特别地，可逆的歧管30可以具有勺或naca夹握部的形状，如图4中示意性地示出的形状。术语“naca夹握部”是指冲洗进气入口，最初由国家航空咨询委员会开发的形状，其允许空气以最小的流速干扰穿透到内部管道中。naca夹握部通常包括具有弯曲壁的浅斜面，其嵌入在暴露于空气的表面(即，整流罩)中。可以考虑naca夹握部的许多形状。在可逆的歧管30具有naca单元的形状的实施例中，空气分配通道32可以从naca夹握部的斜面延伸。空气分配通道32的数量和它们的轨迹当然取决于升降电机的尺寸，而且还取决于热交换表面的位置和可逆的歧管的形状。通道可以是，例如，数量为5，高度为15mm，具有每隔15mm开始加宽的可变间距，通这种方式使得空气流更好地分配到热交换器。
[0050]
如已经刚刚描述的可逆的歧管30使得可以一方面在巡航阶段期间向升降电机20供应冷空气，并且另一方面在升高阶段期间从所述电机移除热空气。在巡航阶段，可逆的歧管30收集并朝向电机驱动(或传送)空气，以确保其冷却，并且在升高阶段期间，其允许空气逸出而不对飞行器产生任何空气动力学干扰。
[0051]
如上文所解释的，升高阶段是飞行器的起飞阶段和降落阶段。在这些升高阶段期间，升降电机运转并且它们的螺旋桨旋转。如图1所示，在升高阶段(例如，起飞)期间，由螺旋桨和由飞行器的运动产生的空气流被定向在基本上垂直的方向上(即，在y方向上)。因此，由实线箭头f1表示的冷空气流通过吊舱1的顶表面10b穿透到升降电机20中，并且通过旋转的螺旋桨22推动到所述电机内部。然后，冷却空气流遵循在图1中由虚线箭头f2表示的轨迹。该空气流通过掠过所述电机的热交换表面而穿过升降电机20，通过这种方式使得电机被冷却。热空气流(即，通过与电机的热交换表面接触而被加热的空气流)通过其底面25(即，与接收螺旋桨22的面相对的面)从电机逸出，并且通过可逆的歧管30和特别地通过空气分配通道32在整流罩10外部移除，该空气分配通道32在电机出口20处接收热空气，并且将其朝向开口31导向。通过空气分配通道32和开口31对热空气的移除使得可以不产生任何空气动力学干扰，并且因此不会干扰飞行器的上升或下降。
[0052]
热交换表面可以是例如，布置在升降电机20的周边区域23、23’中的冷却翅片。常规地，可以水平地布置这些翅片，即，基本上垂直于升降电机的轴21布置这些翅片。根据一个可替换的实施方式，基本上垂直地即，在基本上平行于升降电机的轴21的方向上布置冷却翅片，或者相对于电机的所述轴形成小于45
°
的角度布置冷却翅片。可替代地，热交换表面可以是管道、销、管道系统或空气动力学领域中已知的任何其他类型的热交换器。
[0053]
根据某些实施方式，整流罩10在靠近升降电机的区域中包括适于产生文丘里效应的凸出部11、12、13。第一凸出部11、12可以是例如，在升降电机中的进气入口附近中具有正曲率的顶面26的部分。图5中示出的第二凸出部13可以是例如，整流罩的侧向部分，该侧向部分在平面yz中具有圆形和/或扩口的形状。
[0054]
在升高阶段，第二凸出部13具有加速在升降电机20的入口处的空气流的速度的作用，由于在电机中入口处的压力p1大于在可逆的歧管30的出口处的压力p2，这产生了低气压。因此，这种低气压有助于空气流穿过升降电机。
[0055]
在图2中所示的巡航阶段期间，飞行器在基本上水平的方向(x方向)上移动，并且升降电机的螺旋桨22不旋转。由飞行器的运动产生的空气流被定向在由实线箭头f3表示的
基本上水平的方向上。因此，冷空气流被定向在从升降电机的底面约90
°
的方向上。然后，该冷空气流通过开口31穿透到可逆的歧管30中，并且通过空气分配通道32朝向升降电机20的底面25传送，如图2中的虚线箭头f4所示。然后，由通道32驱动的该空气流通过掠过所述电机的热交换表面而穿过升降电机20，通过这种方式使得电机被冷却。热空气流(即，通过与电机的热交换表面接触而被加热的空气流)通过其顶面26从升降电机逸出。当螺旋桨22不运行时，热空气通过沿着整流罩的顶面10b流动而被移除。该区域中的空气出口能够表现出的任何空气动力学干扰远小于由螺旋桨22及其轴21产生的空气动力学干扰，并且因此不会进一步干扰飞行器的飞行。
[0056]
在这个巡航阶段，可逆的歧管30像勺子一样运行，该勺子捕获空气并将其传输至升降电机，并且特别地传输至所述升降电机的热交换表面。
[0057]
在整流罩10在靠近升降电机的区域中包括第一凸出部11、12的实施方式中，所述凸出部产生了文丘里效应。这些第一凸出部11、12例如可以按以下方式分布：
[0058]-在整流罩10的前部与升降电机20之间的区域中，例如，紧邻升降电机20的前周边区域23之前，整流罩的顶面10b上的凸出部12，以及
[0059]-在覆盖升降电机20的区域中，例如，紧邻升降电机20的后周边区域23’之前，整流罩的顶面10b上的凸出部11。
[0060]
这些第一凸出部11、12具有加速在升降电机20的出口处(即，所述电机的顶面26附近中)的空气流的速度的作用，由于在电机的出口处的压力p1大于在可逆的歧管30的入口处的压力p2，因此这产生低气压。因此，这种低气压有助于空气流穿过升降电机20。
[0061]
图6示出了根据另一个实施方式的用于vtol的升降电机的吊舱的实施例的示意性纵向截面图。在该实施方式中，吊舱1与结合图1描述的吊舱相同，除了可逆的歧管30安装在升降电机20下方，通过这种方式使得其开口31位于由飞行器的运动产生的空气流的下游，即，封闭端朝向飞行器的前部被导向，并且开口31朝向所述飞行器的后部被导向。
[0062]
在这个实施方式中，在可逆的歧管30的出口处产生的低气压将抽吸空气，因为在升降电机20的入口处的压力p1大于在可逆的歧管30的出口处的压力p2。为了增加该低气压，整流罩的顶面10b可以包括例如，第三凸出部14。这些第三凸出部14可以位于整流罩的顶面10b上，在覆盖升降电机20的区域中，例如紧邻升降电机20的前周边区域23之后。这样的凸出部14经由合适的形状有利于空气流进入到升降电机20中。
[0063]
无论上述升降电机的吊舱的实施方式如何，可以在吊舱中安装附加的空气循环设备，以增加空气流或穿过升降电机的空气流的速度。该循环设备可以是例如，风扇、压气机或允许吊舱内部的空气循环的任何其他设备。该循环设备可以是独立的设备或者由升降电机或由螺旋桨的轴控制旋转的设备。
[0064]
虽然通过一定数量的实施例、替代方案和实施方式对本发明进行了描述，但是根据本发明的vtol电动机的吊舱包括各种替代方案、修改和改进，这些替代方案、修改和改进对于本领域普通技术人员而言将显而易见，应理解这些替代方案、修改和改进是本发明的范围的一部分。