本發(fā)明屬于無人機、熱管和散熱裝置，尤其涉及一種無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器。

背景技術(shù)：

1、臨近空間長航時無人機具有飛得遠、駐留久、不間斷的特點，其載重和供能水平的突出矛盾，對推進系統(tǒng)的減重增效降耗提出了更高的要求。推進電機是臨近空間飛行器的核心動力部件，在此背景下存在兩大挑戰(zhàn)：如何提升比功率，如何提高工作效率。而制約電機上述兩大挑戰(zhàn)的一個關(guān)鍵瓶頸是電機內(nèi)部的散熱問題。此外20公里以上臨近空間的大氣密度僅為地面的1/15左右，空氣稀薄促使傳統(tǒng)風(fēng)冷散熱的對流系數(shù)大幅度降低，電機散熱問題凸顯。優(yōu)化電機內(nèi)部風(fēng)道結(jié)構(gòu)，增大冷卻風(fēng)扇功率和轉(zhuǎn)速等措施只是簡單地改良而并不能從本質(zhì)上解決或較好地改善熱問題。

2、當前，電機的冷卻方式主要采用風(fēng)冷散熱形式。一種方式是在電機外殼設(shè)計風(fēng)冷翅片，用于增大與環(huán)境對流換熱面積；另一種是通過與轉(zhuǎn)軸同軸布置的風(fēng)扇來建立電機內(nèi)部的空氣流場。由于線圈繞組在電機定子槽中緊密排列和堆積，實際中電機內(nèi)部的風(fēng)場只能從線圈邊緣和不同槽之間的空隙流過，而繞組內(nèi)部緊密堆積導(dǎo)線之間的熱量傳遞方式仍然主要為導(dǎo)熱，因此即使在空氣密度不變的地面條件下線圈繞組的散熱仍然不佳。為了提升繞組導(dǎo)線產(chǎn)生的熱量向外界環(huán)境熱沉中排放的效率，熱管作為一種高導(dǎo)熱元件被引入電機定子散熱中，其強化散熱效果顯著。

3、電機采用熱管的已公開文獻和專利有不少。這些文獻和專利呈現(xiàn)以下特點：一是熱管主要采用常規(guī)的直圓柱型熱管；二是電機大多工作在地面，熱管冷凝段的設(shè)計要么與水冷結(jié)合，要么通過冷凝段翅片結(jié)合風(fēng)冷散熱；三是無人機用熱管散熱也尚未涉及稀薄大氣環(huán)境條件和高比功率電機需求帶來的挑戰(zhàn)。為了提高臨空無人機推進電機的比功率，一是在保證功率不變的情形下盡可能地減小電機體積和重量；二是將傳統(tǒng)外定子內(nèi)轉(zhuǎn)子的電機設(shè)計方案改為外轉(zhuǎn)子內(nèi)定子的模式，增大電機轉(zhuǎn)動扭矩、定子密度和電機空間利用率。臨空無人機電機的這些變化都意味著其在更小重量內(nèi)產(chǎn)熱量更大，內(nèi)定子無法通過電機外殼向外散熱，更緊湊空間內(nèi)的熱問題更為突出。因此，常規(guī)簡單熱管設(shè)計已無法滿足其散熱需求，加上臨近空間更為惡劣的大氣環(huán)境，開展一種面向臨近空間稀薄大氣工作的新型輕質(zhì)高性能熱管設(shè)計顯得很有必要。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、本發(fā)明的技術(shù)解決問題：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器，在極大地增大熱管風(fēng)冷散熱所需的散熱面積的同時，提升了熱管均溫性和散熱效率，與傳統(tǒng)熱管冷凝段翅片散熱相比，散熱能力提高10倍以上，即使在高空稀薄大氣條件下也能較好地快速地帶走電機內(nèi)部產(chǎn)生的熱量。

2、為了解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明公開了一種無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器，包括：一級熱管和二級熱管；其中，該無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器基于一級熱管和二級熱管實現(xiàn)對無人機高比功率電機的散熱；該無人機高比功率電機工作在臨近空間大氣環(huán)境中。

3、在上述無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器中，無人機高比功率電機，包括：內(nèi)定子、外轉(zhuǎn)子、電機轉(zhuǎn)軸和電機殼體；其中，內(nèi)定子和外轉(zhuǎn)子設(shè)置在電機殼體內(nèi)；內(nèi)定子位于外轉(zhuǎn)子內(nèi)；外轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)帶動電機轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動，從而驅(qū)動無人機螺旋槳的旋轉(zhuǎn)。

4、在上述無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器中，一級熱管，包括：光滑過渡連接的加熱段a和冷凝段a；二級熱管，包括：光滑過渡連接的加熱段b和冷凝段b；其中，加熱段a與內(nèi)定子接觸，以導(dǎo)熱的形式吸收內(nèi)定子線圈產(chǎn)生的熱量；加熱段b與冷凝段a接觸，以導(dǎo)熱的形式吸收一級熱管傳輸?shù)臒崃?；冷凝段b以仿生拓撲方式沿電機殼體的包絡(luò)線進行延伸，即從電機殼體的尾端先彎折向外延伸，后彎折沿?zé)o人機高比功率電機的軸向向電機殼體的前端延伸。

5、在上述無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器中，一級熱管采用多根圓環(huán)形方式布置；加熱段a設(shè)計成圓柱型熱管深入內(nèi)定子內(nèi)部，或緊密貼合在內(nèi)定子的周向外表面，或緊密貼合在內(nèi)定子的后端外表面；冷凝段a外表面嵌入加熱段b的內(nèi)表面，且焊接或鉚接固定在一起。

6、在上述無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器中，一級熱管和二級熱管均設(shè)計成上下兩半，即，加熱段a、冷凝段a、加熱段b和冷凝段b均設(shè)計成上下兩半；其中，冷凝段b的上下兩半與加熱段b的上下兩半分別組成為一個整體拓撲型熱管。

7、在上述無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器中，二級熱管的上下兩半分別設(shè)計成一個整體性超薄平板熱管，內(nèi)部為真空腔體結(jié)構(gòu)，布置有毛細芯和充注熱管工作介質(zhì)。

8、在上述無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器中，二級熱管的上下兩半分別設(shè)計成超薄金屬板與脈動熱管相結(jié)合的組合式結(jié)構(gòu)；其中，脈動熱管的外表面嵌入超薄金屬板的內(nèi)表面，且焊接在一起。

9、在上述無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器中，超薄金屬板的厚度為：0.5～1.0mm；脈動熱管的外徑為：2～4mm。

10、在上述無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器中，二級熱管為圓環(huán)套筒薄殼型三維結(jié)構(gòu)，二級熱管的上下兩半分別為一半圓環(huán)套筒薄殼型三維結(jié)構(gòu)。

11、在上述無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器中，一級熱管和二級熱管的封裝金屬材質(zhì)為銅合金、鋁合金或鈦合金；一級熱管和二級熱管的兩相工作介質(zhì)為蒸餾水、氨、丙酮、乙醇或氟利昂；一級熱管和二級熱管均采用薄殼設(shè)計，整個散熱器重量不超過100g。

12、本發(fā)明具有以下優(yōu)點：

13、(1)本發(fā)明公開了一種無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器，首次公開了面向臨近空間稀薄大氣惡劣環(huán)境工作的無人機電機的新型熱管散熱器，在極大地增大熱管風(fēng)冷散熱所需的散熱面積的同時，提升了熱管均溫性和散熱效率，與傳統(tǒng)熱管冷凝段翅片散熱相比，本發(fā)明所述散熱器的散熱能力提高10倍以上，即使在高空稀薄大氣條件下也能較好地快速地帶走電機內(nèi)部產(chǎn)生的熱量。

14、(2)本發(fā)明公開了一種無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器，創(chuàng)新性地設(shè)計了一種二級熱管拓撲型套筒薄殼結(jié)構(gòu)，實現(xiàn)了大面積熱管均溫散熱，進而大幅提升了散熱能力，同時具備重量輕的優(yōu)勢；拓撲型構(gòu)型實現(xiàn)了與電機同軸、外形仿生一致的設(shè)計，相當于給電機穿上了一件薄薄的“外套”，最大程度地降低了飛行流動阻力；套筒薄殼采用兩半設(shè)計方案而不是一體化設(shè)計，提升了散熱器的加工制備可行性、安裝和維護的便利性。

15、(3)本發(fā)明公開了一種無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器，應(yīng)用了本發(fā)明所述散熱器的電機相比傳統(tǒng)電機而言，可以去掉電機外殼上的翅片和電機上的散熱風(fēng)扇，在支撐電機有效散熱的同時，提高了電機的輸出扭矩和電機結(jié)構(gòu)緊湊程度，實現(xiàn)了電機的減重增效，提高了電機在臨近空間無人機應(yīng)用中的比功率指標。

技術(shù)特征：

1.一種無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器，其特征在于，包括：一級熱管(101)和二級熱管(102)；其中，該無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器基于一級熱管(101)和二級熱管(102)實現(xiàn)對無人機高比功率電機的散熱；該無人機高比功率電機工作在臨近空間大氣環(huán)境中。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器，其特征在于，無人機高比功率電機，包括：內(nèi)定子(103)、外轉(zhuǎn)子(104)、電機轉(zhuǎn)軸(105)和電機殼體(106)；其中，內(nèi)定子(103)和外轉(zhuǎn)子(104)設(shè)置在電機殼體(106)內(nèi)；內(nèi)定子(103)位于外轉(zhuǎn)子(104)內(nèi)；外轉(zhuǎn)子(104)旋轉(zhuǎn)帶動電機轉(zhuǎn)軸(105)轉(zhuǎn)動，從而驅(qū)動無人機螺旋槳(107)的旋轉(zhuǎn)。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器，其特征在于，一級熱管(101)，包括：光滑過渡連接的加熱段a(1011)和冷凝段a(1012)；二級熱管(102)，包括：光滑過渡連接的加熱段b(1021)和冷凝段b(1022)；其中，加熱段a(1011)與內(nèi)定子(103)接觸，以導(dǎo)熱的形式吸收內(nèi)定子線圈產(chǎn)生的熱量；加熱段b(1021)與冷凝段a(1012)接觸，以導(dǎo)熱的形式吸收一級熱管(101)傳輸?shù)臒崃?；冷凝段b(1022)以仿生拓撲方式沿電機殼體(106)的包絡(luò)線進行延伸，即從電機殼體(106)的尾端先彎折向外延伸，后彎折沿?zé)o人機高比功率電機的軸向向電機殼體(106)的前端延伸。

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器，其特征在于，一級熱管(101)采用多根圓環(huán)形方式布置；加熱段a(1011)設(shè)計成圓柱型熱管深入內(nèi)定子(103)內(nèi)部，或緊密貼合在內(nèi)定子(103)的周向外表面，或緊密貼合在內(nèi)定子(103)的后端外表面；冷凝段a(1012)外表面嵌入加熱段b(1021)的內(nèi)表面，且焊接或鉚接固定在一起。

5.根據(jù)權(quán)利要求3所述的無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器，其特征在于，一級熱管(101)和二級熱管(102)均設(shè)計成上下兩半，即，加熱段a(1011)、冷凝段a(1012)、加熱段b(1021)和冷凝段b(1022)均設(shè)計成上下兩半；其中，冷凝段b(1022)的上下兩半與加熱段b(1021)的上下兩半分別組成為一個整體拓撲型熱管。

6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器，其特征在于，二級熱管(102)的上下兩半分別設(shè)計成一個整體性超薄平板熱管，內(nèi)部為真空腔體結(jié)構(gòu)，布置有毛細芯和充注熱管工作介質(zhì)。

7.根據(jù)權(quán)利要求5所述的無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器，其特征在于，二級熱管(102)的上下兩半分別設(shè)計成超薄金屬板(201)與脈動熱管(202)相結(jié)合的組合式結(jié)構(gòu)；其中，脈動熱管(202)的外表面嵌入超薄金屬板(201)的內(nèi)表面，且焊接在一起。

8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器，其特征在于，超薄金屬板(201)的厚度為：0.5～1.0mm；脈動熱管(202)的外徑為：2～4mm。

9.根據(jù)權(quán)利要求5所述的無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器，其特征在于，二級熱管(102)為圓環(huán)套筒薄殼型三維結(jié)構(gòu)，二級熱管(102)的上下兩半分別為一半圓環(huán)套筒薄殼型三維結(jié)構(gòu)。

10.根據(jù)權(quán)利要求3所述的無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器，其特征在于，一級熱管(101)和二級熱管(102)的封裝金屬材質(zhì)為銅合金、鋁合金或鈦合金；一級熱管(101)和二級熱管(102)的兩相工作介質(zhì)為蒸餾水、氨、丙酮、乙醇或氟利昂；一級熱管(101)和二級熱管(102)均采用薄殼設(shè)計，整個散熱器重量不超過100g。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明公開了一種無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器，包括：一級熱管和二級熱管；該無人機高比功率電機用輕質(zhì)拓撲型熱管套筒薄殼散熱器基于一級熱管和二級熱管實現(xiàn)對無人機高比功率電機的散熱；該無人機高比功率電機工作在臨近空間大氣環(huán)境中。本發(fā)明所述散熱器，在極大地增大熱管風(fēng)冷散熱所需的散熱面積的同時，提升了熱管均溫性和散熱效率，與傳統(tǒng)熱管冷凝段翅片散熱相比，散熱能力提高10倍以上，即使在高空稀薄大氣條件下也能較好地快速地帶走電機內(nèi)部產(chǎn)生的熱量。

技術(shù)研發(fā)人員：薛志虎,羅曉光,曲偉,趙順,賀小艷
受保護的技術(shù)使用者：中國航天空氣動力技術(shù)研究院
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/1/6