(57)【要約】  １つの考えられる例において、スピナーを通る空気流路であって、内部回転子と固定子との間の第１空気流路、外部回転子と固定子との間の第２空気流路、及び外部回転子の外面に沿った第３空気流路を含む空気流路を有する航空機用電気モータ冷却システムが提供される。【選択図】図１
2012507252.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ａ）スピナーを通る空気流路を備え、
前記空気流路は、
ｉ）内部回転子と固定子との間の第１空気流路と、
ii）外部回転子と前記固定子との間の第２空気流路と、
iii)前記外部回転子の外面に沿った第３空気流路と、
を含む、航空機用電気モータ冷却システム。
【請求項２】
前記第１空気流路は、前記内部回転子の磁石に沿って延びる、請求項１に記載の航空機用電気モータ冷却システム。
【請求項３】
前記第２空気流路は、前記外部回転子の磁石に沿って延びる、請求項２に記載の航空機用電気モータ冷却システム。
【請求項４】
前記第１空気流路は、前部固定子ヨーク及び後部固定子ヨークに沿って延びる、請求項２に記載の航空機用電気モータ冷却システム。
【請求項５】
前記第２空気流路は、前記外部回転子の磁石に沿って延びる、請求項１に記載の航空機用電気モータ冷却システム。
【請求項６】
前記第２空気流路は、前部固定子ヨーク及び後部固定子ヨークに沿って延びる、請求項５に記載の航空機用電気モータ冷却システム。
【請求項７】
前記第１空気流路、前記第２空気流路及び前記第３空気流路は、エアストリーム路へ戻る、請求項１に記載の航空機用電気モータ冷却システム。
【請求項８】
前記第２空気流路及び前記第３空気流路は、エアストリーム路と共に後部固定子ヒートシンクを経て延びる、請求項７に記載の航空機用電気モータ冷却システム。
【請求項９】
前記第２空気流路及び前記第３空気流路は、エアストリーム路と共に後部固定子ヒートシンクを経て延びる、請求項１に記載の航空機用電気モータ冷却システム。
【請求項１０】
スピナーを通して延びる前記空気流路は、前部固定子冷却フィンを通して延びる部分を含み、第２の部分及び第３の部分は、その少なくとも一部分が前部固定子冷却フィンの部分から導出される、請求項９に記載の航空機用電気モータ冷却システム。
【請求項１１】
スピナーを通る前記空気流路は、前部固定子冷却フィンを通して延びる部分を含み、第２の部分及び第３の部分は、その少なくとも一部分が前部固定子冷却フィンの部分から導出される、請求項１に記載の航空機用電気モータ冷却システム。
【請求項１２】
後部固定子ヒートシンクを通して延びるエアストリーム路を更に含む、請求項１に記載の航空機用電気モータ冷却システム。
【請求項１３】
ａ）外部回転子に接続された内部回転子と、
ｂ）前記内部回転子と前記外部回転子との間に配置された巻線を含む固定子と、
ｃ）スピナーと、
ｄ）冷却システムと、
を備え、
前記冷却システムは、
ｉ）前記スピナーを通る空気流路を含み、該空気流路は、
（１）前記内部回転子と前記固定子との間の第１空気流路と、
（２）前記外部回転子と前記固定子との間の第２空気流路と
を含む、航空機用電気モータ。
【請求項１４】
ａ）前記固定子の前部に熱結合された前部冷却フィンを更に備え、
ｂ）前記スピナーを通る前記空気流路は、前記前部冷却フィンを経て延びる、
請求項１３に記載の航空機用電気モータ。
【請求項１５】
前記前部冷却フィンは、前記スピナーに入る空気流をその前部冷却フィンを通して半径方向外方に向けるように方向付けされる、請求項１４に記載の航空機用電気モータ。
【請求項１６】
ａ）前記固定子の後部に熱結合された後部冷却フィンを更に備え、
ｂ）前記スピナーを通る前記空気流路は、前記後部冷却フィンを経て延びる、
請求項１４に記載の航空機用電気モータ。
【請求項１７】
前記固定子の後部に熱結合された後部冷却フィンを更に備え、この後部冷却フィンは、前記スピナーの外半径を越えて延びる、請求項１４に記載の航空機用電気モータ。
【請求項１８】
前記固定子の後部に熱結合された後部冷却フィンを更に備え、この後部冷却フィンは、航空機のエアストリームへと延びるサイズにされる、請求項１４に記載の航空機用電気モータ。
【請求項１９】
前記固定子の後部に熱結合された後部冷却フィンを更に備え、この後部冷却フィンは、航空機のエアストリームへと延びるサイズにされる、請求項１３に記載の航空機用電気モータ。
【請求項２０】
前記第１空気流路は、前記内部回転子の磁石に沿って延び、前記第２空気流路は、前記外部回転子の磁石に沿って延びる、請求項１３に記載の航空機用電気モータ。
【請求項２１】
前記第１空気流路は、前部固定子ヨーク及び後部固定子ヨークに沿って延びる、請求項１３に記載の航空機用電気モータ。
【請求項２２】
前記第２空気流路は、前部固定子ヨーク及び後部固定子ヨークに沿って延びる、請求項１３に記載の航空機用電気モータ。
【請求項２３】
航空機用の電気モータを空気冷却する方法において、
ａ）スピナーに空気流を通過させるステップと、
ｂ）空気流の第１部分を、固定子と内部回転子との間に流すように向けるステップと、
ｃ）空気流の第２部分を、前記固定子と外部回転子との間に流すように向けるステップと、
ｄ）空気流の第３部分を、前記外部回転子の外面に沿って流すように向けるステップと、
を備える方法。
【請求項２４】
前記空気流の第１部分は、前記内部回転子の磁石に沿って流れる、請求項２３に記載の方法。
【請求項２５】
前記空気流の第２部分は、前記外部回転子の磁石に沿って流れる、請求項２４に記載の方法。
【請求項２６】
前記空気流の第１部分は、前部固定子ヨーク及び後部固定子ヨークに沿って流れる、請求項２４に記載の方法。
【請求項２７】
前記空気流の第２部分は、外部回転子の磁石に沿って流れる、請求項２３に記載の方法。
【請求項２８】
前記空気流の第２部分は、前部固定子ヨーク及び後部固定子ヨークに沿って流れる、請求項２７に記載の方法。
【請求項２９】
前記空気流の第１部分、第２部分及び第３部分をエアストリームへ戻すステップを更に備える、請求項２３に記載の方法。
【請求項３０】
前記空気流の第２部分及び第３部分をエアストリーム流と合成し、その合成された第２部分、第３部分及びエアストリーム流を後部固定子ヒートシンクに通過させるステップを更に備える、請求項２９に記載の方法。
【請求項３１】
前記空気流の第２部分及び第３部分をエアストリーム流と合成し、その合成された第２部分、第３部分及びエアストリーム流を後部固定子ヒートシンクに通過させるステップを更に備える、請求項２３に記載の方法。
【請求項３２】
前記空気流の前部冷却フィン部分を前部固定子冷却フィンに通すように向けるステップを更に備え、前記第２部分及び前記第３部分は、その少なくとも一部分が、前記スピナーを通る空気流の冷却フィン部分から導出される、請求項３１に記載の方法。
【請求項３３】
前記空気流の前部冷却フィン部分を前部固定子冷却フィンに通すように向けるステップを更に備え、前記第２部分及び前記第３部分は、その少なくとも一部分が、前記スピナーを通る空気流の冷却フィン部分から導出される、請求項２３に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【関連出願の相互参照】
【０００１】
本出願は、参考としてここに全体を援用する次の出願の利益を主張する。
２００８年９月２３日に出願されたDaboussi氏の“WINDING DESIGN FOR IRONLESS P.M.MOTOR”と題する米国仮特許出願第６１／１９４，０９８号；
２００８年９月２３日に出願されたDaboussi氏等の“PROPELLER DRIVE UNIT FOR HALE UAV”と題する米国仮特許出願第６１／１９４，０９９号；及び
２００８年９月２３日に出願されたHibbs氏の“FLUX CONCENTRATOR FOR IRONLESS MOTORS” と題する米国仮特許出願第６１／１９４，０５６号。
また、本出願は、参考としてここに全体を援用する次の出願にも関連する。
２００９年９月２３日に出願されたDaboussi氏等の“COMPRESSED MOTOR WINDING”と題する米国特許出願；
２００９年９月２３日に出願されたDaboussi氏等の“STATOR WINDING HEAT SINK CONFIGURATION”と題する米国特許出願；及び
２００９年９月２３日に出願されたHibbs氏の“FLUX CONCENTRATOR FOR IRONLESS MOTORS”と題する米国特許出願。
【背景技術】
【０００２】
[0001]乗物用の電気モータは、電力を保存するため高い効率であることが必要である。更に、無人航空機では、軽量で且つコンパクトな電気モータも要望される。従って、磁束方向変化による鉄損がないという利益をもたらす無鉄心モータがしばしば使用される。
【０００３】
[0002]モータは、通常、モータのピーク電力及び効率について定格付けされる。幾つかの用途では、マシンに部分負荷即ち１５％又は他のパーセントの負荷が課せられたときに高い効率となる高部分負荷効率が要望される。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
[0003]従って、効率の高いコンパクトなモータが必要とされる。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
[0004]１つの考えられる実施形態においては、スピナーを通る空気流路であって、内部回転子と固定子との間の第１空気流路、外部回転子と固定子との間の第２空気流路、及び外部回転子の外面に沿った第３空気流路を含む空気流路を有する航空機用電気モータ冷却システムが提供される。
【０００６】
[0005]種々の実施形態において、第１空気流路は、内部回転子の磁石に沿って延び、及び／又は第２空気流路は、外部回転子の磁石に沿って延びる。種々の実施形態において、第１空気流路は、前部固定子ヨーク及び後部固定子ヨークに沿って延び、及び／又は第２空気流路は、前部固定子ヨーク及び後部固定子ヨークに沿って延びる。
【０００７】
[0006]種々の実施形態において、第２及び第３空気流路は、後部固定子のヒートシンクを通りエアストリーム路に沿って延びる。種々の実施形態において、スピナーを経て延びる空気流路は、前部固定子冷却フィンを通して延びる部分を含み、第２及び第３の部分は、その少なくとも一部分が前部固定子冷却フィンの部分から導出される。
【０００８】
[0007]他の実施形態も提供される。 
[0008]本発明の特徴及び効果は、以下の説明、特許請求の範囲及び添付図面に関連して良く理解されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】規範的モータの簡単な分解斜視図である。
【図２】図１のモータの長手軸線に沿った簡単な断面側面図である。
【図３】巻線を有する固定子の簡単な斜視図である。
【図４】図２のモータの断面に沿った簡単な図である。
【図５】モータの簡単な前面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
[00014]図１は、軸線２２に沿った規範的モータ１０の簡単な分解斜視図である。固定子４０は、ハウジング６０に固定される。内部回転子５０及び外部回転子３０は、互いに固定され、固定子４０を取り巻く。プロペラブレード７０が装着される任意のプロペラハブ７５は、内部回転子５０に固定される。プロペラハブ７５は、ベアリング１６及び１８でスピンドル６５に回転可能に装着される。ベアリング１６及び１８は、リテーナ２０、１４及びカバー１２によって保持される。
【００１１】
[00015]図２は、図１のモータ１０の、長手軸線２２に沿った簡単な断面側面図である。固定子４０は、内部回転子５０及び外部回転子３０の磁石各々３５と５５との間に配置される。シャフト６５は、カーボンファイバ又は他の適当な材料で作られる。
【００１２】
[00016]図３は、巻線４５を有する固定子４０の簡単な斜視図である。巻線４５は、固定子４０内に収容される。冷却フィン４２及び４４が、前方及び後方の固定子ヨーク部分４３ｆ及び４３ｂに各々接合される。図３では、冷却フィン４２及び４４を通る１つの空気冷却流路が矢印３０１で示されている。
【００１３】
[00017]図４は、図２のモータ１０の簡単な断面図である。巻線４５は、圧縮された中央領域４５ｃを有する。巻線４５は、中央領域４５ｃにおいて圧縮されて、磁石３５と５５との間に巻線４５のより多くの導体材料を配置できると共に、回転子３０及び５０の磁石３５及び５５に接近してより多くの導体を配置して、巻線４５に高い磁界強度を与えることができる。この実施形態では、巻線４５の端４５ｅも圧縮する必要はない。これは、巻線４５の端４５ｅが、回転子３０及び５０の磁石３５と５５との間を通らないからである。
【００１４】
[00018]種々の実施形態によれば、軸線方向及び半径方向の両方の無鉄心Ｐ.Ｍ.又は永久磁石マシンについて、巻線４５は、Ｉ２Ｒ損を最小にするための高いパッキング密度と、渦電流損を最小にする構造とをもたねばならない。回転子４０の磁石３５及び５５は、固定子巻線４５の中央活性領域４５ｃの上／下を通り、固定子巻線４５の縁４５ｅの上／下を通らない。従って、種々の実施形態では、巻線４５の活性領域４５ｃは、その活性領域４５ｃの体積において可能であるのと同程度の導体、即ち銅を有していなければならない。
【００１５】
[00019]また、種々の実施形態では、巻線４５は、それが撓んで磁石３５又は５５に接触しないように高い剛性を有すると共に、ターン間電圧及びそれに関連した力に充分耐えねばならない。巻線４５は、エポキシのような適当な材料で包囲される。
【００１６】
[00020]例示のために大きく示されているが、磁石３５及び５５が巻線４５に最大の磁界を与えるように、固定子４０と磁石３５及び５５との間のエアギャップ４９ｕ及び４９ｉは、小さなものである。しかしながら、固定子４０と磁石３５及び５５とが接近することで、固定子４０からギャップ４９ｕ及び４９ｉを横切って磁石３５及び５５へ至る望ましからぬ熱伝達を促進する。過度な熱は磁石３５及び５５にダメージを及ぼすので、固定子４０には、前部及び後部の冷却フィン４２及び４４が設けられる。
【００１７】
[00021]従って、巻線４５は、冷却フィン４２及び４４への低熱インピーダンス路を有していなければならない。ほとんどの実施形態では、巻線４５は、酸化アルミニウム、窒化ホウ素、又は熱伝達を促進する他の材料のような熱伝導性フィラーを混合したエポキシで包囲される。
【００１８】
[00022]前部固定子ヨーク４３ｆは、固定子４０の前端４０ｅｆをその３辺において取り巻き、固定子４０から前部固定子ヨーク４３ｆへの熱伝導に対してより大きな表面積を与える。同様に、後部ヨーク４３ｂは、固定子の後端４０ｅｂの３辺を取り巻く。
【００１９】
[00023]冷却フィン４２及び４４は、アルミニウム又は他の適当な軽量の熱伝導材料で作ることができる。冷却フィン４２及び４４は、別々に形成されて、低熱インピーダンスの接着剤で固定子ヨーク４３ｆ及び４３ｂに接合されてもよいし、或いはそれらと一体的に形成されてもよい。更に、ある実施形態では、固定子４０の前端４０ｅｆ及び後端ｅｂを冷却フィン４２及び４４に各々直結することも考えられる。
【００２０】
[00024]前部冷却フィン４２は、前部固定子ヨーク４３ｆの前面４３ｆ１から前方に離れるように延びる。前部冷却フィン４２は、軸線２２（図２）に対して半径方向に方向付けされる。冷却フィン４２の後面４２ｂは、前部固定子ヨーク４３ｆの前面３２ｆ１に接合される。前部冷却フィン４２の前面４２ｆは、一様（ｓｏｌｉｄ）であって、空気は、軸線２２（図２）に対して前部冷却フィン４２を通して半径方向外方に流れる。図示しない別の実施形態では、一様な前面４２ｆは存在しない。図示しない更に別の実施形態では、前部フィンは、半径方向の空気流ではなく、空気がそれらの間を軸線方向に流れるように、半径方向に方向付けされる。また、他の構成も考えられる。
【００２１】
[00025]後部冷却フィン４４は、後部固定子ヨーク４３ｂを取り巻き、軸線２２（図２）に対して半径方向に方向付けされる。後部冷却フィン４４は、一様な外部リング４４ｏにより取り巻かれる。各フィン４４の折り返し部分である内面４４ｉは、後部固定子ヨーク４３ｂの上部外面４３ｂｔに接合される。空気は、軸線２２（図２）に平行な軸線に一般的に沿った方向に後部冷却フィン４４を通して流れる。
【００２２】
[00026]空気流４０１は、任意のスピナー８０及びカバー３３を通して入る。空気流４０１の小部分４０１ｄは、ギャップ４９ｉを経て内部磁石５５と固定子４０との間を通過し、内部磁石５５及び固定子４０、並びに前部ヨーク４３ｆ及び後部ヨーク４３ｂの部分を対流により直接的に冷却する。この小部分４０１ｄは、後部固定子ヨーク４３ｂのポート４８（図２−４に示す）を通して放出される。空気流４０１の大部分は、空気流の矢印４０１ａで示すように、前部冷却フィン４２を通過する。前部冷却フィン４２を通過した後に、空気流４０１ａの小部分４０１ｂは、ギャップ４９ｕを経て上部磁石３５と固定子４０との間を通過し、外部磁石３５及び固定子４０、並びに前部ヨーク４３ｆ及び後部ヨーク４３ｂの部分を対流により直接的に冷却する。
【００２３】
[00027]空気流４０１ｂの大部分４０１ｃは、カバー３３及びスピナー８０により転向され、ポート３８（図１及び２にも示す）を通過して、外部回転子３０を経て流れる。実施形態にもよるが、空気流４０１の小部分４０１ｇが、前部冷却フィン４２の前部に流れて、ポート３８を経て放出されてもよい。大部分４０１ｃは、上部ギャップ４９ｕからの空気流４０１ｂと合成されて、後部冷却フィン４４を通して流れる（４０１ｆ）と共に、スピナー８０に隣接したエアストリームから直接入る空気流４０１ｅとも合成される。
【００２４】
[00028]一実施形態において、冷却フィンのサイズ及び配置と、ここに述べるコンポーネントにわたる及びコンポーネントを通る空気流との組み合わせは、磁石が約７０℃より低い温度に維持され、且つ巻線が約８０−９０℃より低い温度に維持されるように行われる。
【００２５】
[00029]図５は、モータ１０の簡単な前面図である。内部及び外部の回転子５０及び３０は、この実施形態では、環状カバー３３（図２及び４）に保持される３つのブラケット３２で一緒に保持される。前部冷却フィン４２の空気流４０１ａは、これら３つのブラケット３２間の分離部を通して流れる。空気流４０１（図４）のオープン域は、利用可能な全域の約８０％であり、残りの２０％は、ブラケット３２により塞がれる。次いで、空気流４０１は、ほとんどの空気流４０１ａが前部冷却フィン４２を経て流れるようにして、分離部を通して流れる。空気流４０１は、スピナー８０（図２及び４）及びフィン４２によって低速化されて、僅かな流れエネルギーが失われ、次いで、ポート３８において自由空気流速度へと再加速される。
【００２６】
[00030]本発明の実施形態は、航空機に関して示したが、航空機に限定されない。更に、全ての実施形態において全ての部品が要求されるのではない。上述した装置、方法及びシステムは、ＵＡＶ又は航空機に限定されない。種々の例及び／又は実施形態は、他のモータ用途、即ち自動車、工業、等も含む。更に、ある実施形態では、空気流は、発生されてもよいし、或いは装置又はシステムの動き、即ち飛行、走行、等の結果でもよい。
【００２７】
[00031]「一実施形態」又は「実施形態」とは、その実施形態に関連して説明した特定の特徴、構造又は特性が、必要に応じて、実施形態に含まれてもよいことを意味していることは注目に値する。「一実施形態」という句が明細書の種々の場所に現れるが、必ずしも、全てが同じ実施形態を指しているのではない。
【００２８】
[00032]ここに取り上げた例示は、説明上のものであって、特許請求の範囲を限定するものではない。この開示は、本発明の原理を例示するものと考えるべきであって、本発明の精神及び範囲、及び／又は例示した実施形態の請求項を限定するためのものではない。
【００２９】
[00033]当業者であれば、本発明の特定の用途に対して本発明を変更することができよう。
【００３０】
[00034]ここに含まれた論議は、基礎的な説明として役立つものである。読者は、特定の論議が、考えられる全ての実施形態を明確に述べておらず、また、別の形態が暗示されることに気付くべきである。また、この論議は、本発明の一般的な本質を完全に説明しておらず、そして各特徴及び要素が、実際には、どのような代表的又は同等の要素であるか明確に示していない。また、これらは、この開示に暗示的に包含される。本発明が装置指向の用語で説明されたところでは、装置の各要素が機能を暗示的に遂行する。また、本発明の本質から逸脱せずに種々の変更がなされることも理解されたい。このような変更は、この説明にも暗示的に包含される。これらの変更は、依然、本発明の範囲内に入るものである。
【００３１】
[00035]更に、本発明の種々の要素及び請求項の各々は、種々の仕方で達成することができる。この開示は、そのような変更の各々、装置実施形態の変形、方法実施形態、又は単にそれらの要素の変形も包含することを理解されたい。特に、この開示が本発明の要素に係るときには、各要素の語は、機能又は結果が同じである場合にのみ同等の装置用語で表現されてもよいことを理解されたい。このような同等な用語、より広い用語、又はより一般的な用語は、各要素又はアクションの説明に包含されるとみなすべきである。このような用語は、必要に応じて、本発明が権利を得る暗示的に広い範囲を明確にするために、置き換えることができる。全てのアクションは、そのアクションを取り入れる手段として、又はそのアクションを引き起こす要素として表現されることを理解されたい。同様に、ここに開示する各物理的な要素は、その物理的な要素により促進されるアクションの開示を包含するものと理解すべきである。このような変更及び別の用語は、この説明に明確に包含されるものと理解されたい。
【００３２】
[00036]以上、幾つかの実施形態について本発明を説明したが、当業者であれば、今や、変更が確実に示唆されるであろう。ここに述べた実施形態は、限定を意図したものではなく、種々の構成や特徴の組み合わせが可能である。従って、本発明は、特許請求の範囲で要求されたものを除いて、ここに開示した実施形態に限定されない。
【符号の説明】
【００３３】
１０・・・モータ、１２・・・カバー、１４、２０・・・リテーナ、１６、１８・・・ベアリング、２２・・・軸線、３０・・・外部回転子、３３・・・カバー、３５、５５・・・磁石、４０・・・固定子、４２・・・前部冷却フィン、４３ｆ・・・前部固定子ヨーク、４３ｂ・・・後部固定子ヨーク、４４・・・後部冷却フィン、４５・・・巻線、４５ｃ・・・中央部分、４５ｅ・・・端、４９ｕ、４９ｉ・・・エアギャップ、５０・・・内部回転子、６０・・・ハウジング、６５・・・シャフト、７０・・・プロペラブレード、７５・・・プロペラハブ、８０・・・スピナー、４０１・・・空気流
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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