飞机热循动力系统技术方案

本发明专利技术公开了一种飞机热循动力系统，包括空气增压循环热量回收装置和热循喷气发动机，热循喷气发动机包括高压进气管、高压回气管、转动连接的发动机壳罩和核心轴，发动机壳罩和核心轴内均设有冷却空间，高压进气管、冷却空间和高压回气管依次连通，空气增压循环热量回收装置通过第一高压气管与所述高压进气管连接，高压回气管通过第二高压气管与空气增压循环热量回收装置连接。本发明专利技术提供的飞机热循动力系统，可大幅提升航空喷气发动机的效率,降低排气温度。低排气温度。低排气温度。

【技术实现步骤摘要】
飞机热循动力系统


[0001]本专利技术涉及喷气发动机领域，尤其涉及一种飞机热循动力系统。

技术介绍

[0002]现有的航空发动机依据不同的分类方法种类繁多,主流为喷气发动机，其技术原理基本是通过热动力驱动空气反喷从而推动飞机前进。最主流的民用航空发动机为涡扇喷气发动机，其涵道比一般为5以上，飞行速度一般在1000Km/h以下，拥有很好的发动机效率、较长的使用寿命、较低的运行噪音、较低的尾喷温度等优点；而高速航空发动机则为涡喷发动机，其涵道比为0，飞行速度一般在1000Km/h以上，但存在发动机效率较低、使用寿命较短、运行噪音较大、尾喷温度很高等短处。
[0003]现有喷气发动机存在的缺点主要有：
[0004]1)需要一个专用的冷却系统对发动机进行降温：增加了设备的复杂程度和制造成本，还要为冷却系统提供额外的动力。
[0005]2)核心部件运行温度很高：对材料要求很高，缩短了发动机的使用寿命，增加制造和维护成本。
[0006]3)只有热压型动力舱工作：为了增加速度会将动力舱增加至两个甚至三个，结果导致核心部件运行温度、压力的继续升高。
[0007]4)很高的内涵喷气温度：涡扇喷气发动机尾喷平均约900℃，涡喷发动机尾喷平均约1200℃，这是热动力的极大的损失。

技术实现思路

[0008]本专利技术的目的是提供一种飞机热循动力系统，可大幅提升航空喷气发动机的效率,降低排气温度。
[0009]为实现上述目的，本专利技术提供一种飞机热循动力系统，包括空气增压循环热量回收装置和热循喷气发动机，热循喷气发动机包括高压进气管、高压回气管、转动连接的发动机壳罩和核心轴，发动机壳罩和核心轴内均设有冷却空间，高压进气管、冷却空间和高压回气管依次连通，空气增压循环热量回收装置通过第一高压气管与所述高压进气管连接，高压回气管通过第二高压气管与空气增压循环热量回收装置连接。
[0010]作为本专利技术的进一步改进，所述空气增压循环热量回收装置包括热能升压箱和空气增压装置，空气增压装置位于热能升压箱内，空气增压装置的进气口连接至热能升压箱外，空气增压装置的出气口与所述第一高压气管连通，第二高压气管的输出端与热能升压箱连通。
[0011]作为本专利技术的更进一步改进，所述空气增压循环热量回收装置还包括气体热动力回收器，气体热动力回收器包括呈筒状的回收器外壳，所述热能升压箱通过升压箱出气口与回收器外壳的进风口连通，回收器外壳上还设有出风口，回收器外壳内设有螺旋盘管；所述空气增压装置输出端通过第三高压气管与螺旋盘管的高压气体入口连接，螺旋盘管的高
压气体出口与所述第一高压气管连通。
[0012]作为本专利技术的更进一步改进，所述回收器外壳内连接有导热支架；导热支架包括其横截面沿热空气流动方向逐渐增大的锥型镂空结构；导热支架上缠绕有螺旋盘管。
[0013]作为本专利技术的更进一步改进，所述空气增压循环热量回收装置还包括高压涡轮机构，高压涡轮机构包括相联动的第一叶轮和第一涡轮；所述第二高压气管出气端与第一涡轮连通，第一涡轮出气端通过低温保温管与热能升压箱连通；第一叶轮的出气端通过增压管道与热能升压箱连通。
[0014]作为本专利技术的更进一步改进，所述空气增压装置包括依次连通的空压机和绕管高压储气罐，空气增压装置的进气口位于空压机上，空气增压装置的出气口位于绕管高压储气罐上；还包括驱动总成，驱动总成包括依次联动的电机、第一棘轮组、单向传动轴、变速器，变速器与空压机的驱动件联动。
[0015]作为本专利技术的更进一步改进，所述热能升压箱的升压箱出气口与气体热动力回收器之前还连接有低压涡轮机构，低压涡轮机构的第二涡轮通过第二棘轮组与所述单向传动轴联动。
[0016]作为本专利技术的更进一步改进，所述发动机壳罩内包括由前向后依次连通的内涵进风压气道、热压动力舱和内涵喷气压气道；核心轴包括依次设置的主轴、相连通的后冷仓和尾部通气道，内涵喷气压气道位于尾部通气道外侧；主轴上设有动扇叶总成；后冷仓位于热压动力舱内且两者之间设有热压叶片总成；热压动力舱内设有第一高压气体喷嘴和燃料点火喷嘴；内涵喷气压气道与尾部通气道之间、内涵喷气压气道和热压动力舱外侧均设有冷却腔；高压进气管输出端分别与后冷仓内腔以及第一高压气体喷嘴连通；冷却腔与高压回气管连通。
[0017]作为本专利技术的更进一步改进，所述发动机壳罩内还包括位于热压动力舱前侧的冷压动力舱，所述内涵进风压气道位于冷压动力舱外侧；核心轴还包括位于主轴和后冷仓之间的前冷仓；前冷仓和后冷仓相连通；前冷仓壁体上设有冷仓气体入口；高压进气管输出端设有位于冷压动力舱内的第二高压气体喷嘴；前冷仓位于冷压动力舱内腔且两者之间设有冷压叶片总成，冷压叶片总成位于第二高压气体喷嘴和冷仓气体入口之间。
[0018]作为本专利技术的更进一步改进，所述热压动力舱还包括位于其前端的环形燃烧室，所述第一高压气体喷嘴和燃料点火喷嘴位于环形燃烧室内；所述热压叶片总成包括由前向后依次设置在后冷仓外壁的热压舱垂叶和热压舱斜叶；热压舱垂叶位于环形燃烧室内；热压叶片总成还包括设置在热压动力舱内壁的热压固定导流叶片。
[0019]有益效果
[0020]与现有技术相比，本专利技术的飞机热循动力系统的优点为：
[0021]1、以高压空气作为热循喷气发动机的热交换载体，以储存的高压空气为主、以电机为辅，作为源动力驱动空压系统运转。空气依次经过发动机前端扇叶、内涵进风压气道、通过燃料燃烧产生热压动力的热压动力舱、内涵喷气压气道等结构时产生大量热量，热量又传导给发动机本身，使发动机温度较高。而通过高压进气管进入发动机内的高压空气先在冷压动力舱内进行第一次释压，高压空气释压伴随温度降低。释压后一部分进入主轴，经前冷仓进入后冷仓给主轴降温，再通过主轴尾部通气道进入冷却腔给内涵喷气压气道和热压动力舱降温，最后气体从高压回气管排出，带走热量。第一次释压的另一部分冷空气经第
一高压气体喷嘴进入热压动力舱，既与燃料混合燃烧，又能对热压动力舱进行冷却，从而大幅提升喷气发动机的效率,降低核心温度和排气温度。
[0022]2、前冷仓中第二高压气体喷嘴的位置与冷压仓垂叶相对应，高压气体射出时作用于冷压仓垂叶，可辅助核心轴的旋转，进行动力再利用；
[0023]3、射入的热压动力舱的高压冷气将降低发动机的核心温度而不会造成热压动力舱压力的降低，确保发动机的动力不被削弱。
[0024]4、高压冷气与燃料在一体的环形燃烧室高速环混燃烧，气流密度更大、燃烧更充分、核心温度更低，高压环流向核心轴提供更多的动力。
[0025]5、气体热动力回收器以高压空气的螺旋盘管为热动力收集载体，实现小管径大容量。回收器外壳内的导热支架上缠绕有螺旋盘管，导热支架的锥型镂空结构横截面沿热空气流动方向逐渐增大，有利于增大螺旋盘管与热空气相迎的面积，螺旋盘管内的高压空气能更充分地与穿过回收器外壳的热空气进行热交换，热量回收更充分。从升压箱出气口输出的低压高温空气经过气体热动力回收器，被螺旋盘管中的高压空本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞机热循动力系统，其特征在于，包括空气增压循环热量回收装置(6)和热循喷气发动机，热循喷气发动机包括高压进气管(31)、高压回气管(32)、转动连接的发动机壳罩(2)和核心轴(4)，发动机壳罩(2)和核心轴(4)内均设有冷却空间，高压进气管(31)、冷却空间和高压回气管(32)依次连通，空气增压循环热量回收装置(6)通过第一高压气管(91)与所述高压进气管(31)连接，高压回气管(32)通过第二高压气管(92)与空气增压循环热量回收装置(6)连接。2.根据权利要求1所述的一种飞机热循动力系统，其特征在于，所述空气增压循环热量回收装置(6)包括热能升压箱(61)和空气增压装置，空气增压装置位于热能升压箱(61)内，空气增压装置的进气口连接至热能升压箱(61)外，空气增压装置的出气口与所述第一高压气管(91)连通，第二高压气管(92)的输出端与热能升压箱(61)连通。3.根据权利要求2所述的一种飞机热循动力系统，其特征在于，所述空气增压循环热量回收装置(6)还包括气体热动力回收器(1)，气体热动力回收器(1)包括呈筒状的回收器外壳(11)，所述热能升压箱(61)通过升压箱出气口(611)与回收器外壳(11)的进风口(111)连通，回收器外壳(11)上还设有出风口(112)，回收器外壳(11)内设有螺旋盘管(12)；所述空气增压装置输出端通过第三高压气管(64)与螺旋盘管(12)的高压气体入口(123)连接，螺旋盘管(12)的高压气体出口(124)与所述第一高压气管(91)连通；第三高压气管(64)上设有电控流量阀(65)。4.根据权利要求3所述的一种飞机热循动力系统，其特征在于，所述回收器外壳(11)内连接有导热支架(13)；导热支架(13)包括其横截面沿热空气流动方向逐渐增大的锥型镂空结构；导热支架(13)上缠绕有螺旋盘管(12)。5.根据权利要求2所述的一种飞机热循动力系统，其特征在于，所述空气增压循环热量回收装置(6)还包括高压涡轮机构(7)，高压涡轮机构(7)包括相联动的第一叶轮(71)和第一涡轮(72)；所述第二高压气管(92)出气端与第一涡轮(72)连通，第一涡轮(72)出气端通过低温保温管(612)与热能升压箱(61)连通；第一叶轮(71)的出气端通过增压管道(613)与热能升压箱(61)连通。6.根据权利要求3所述的一种飞机热循动力系统，其特征在于，所述空气增压装置包括依次连通的空压机(62)和绕管高压储气罐(63)，空气增压装置的进气口位于空压机(62)上，空气增压装置的出气口位于绕管...

【专利技术属性】
技术研发人员：曾昭达，万瑜，曾宪越，
申请(专利权)人：曾昭达，
类型：发明
国别省市：