[发明专利]一种自冷却高速冲压空气涡轮发电机

说明书

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。

技术领域

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

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。

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。

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

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。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

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；

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。

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。

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。

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。

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。

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。