CN220118216U - 一种高功率起飞、高效率巡航的航空涡轮发动机-发电机系统 - Google Patents

Abstract

一种高功率起飞、高效率巡航的航空涡轮发动机‑发电机系统，包括涡轮发动机、级间燃烧室、自由涡轮、排气管、发电机、冷却管路、自由涡轮轴、高速联轴器、发电机转子、液氨储罐、一号截止阀、节流阀、流量计、混合阀、二号截止阀、油箱；级间燃烧室置于涡轮发动机出口与自由涡轮之间，自由涡轮轴与发电机转子通过高速联轴器连接；冷却管路内嵌于发电机静子外壳中，冷却管路的进口连接混合阀，出口连接级间燃烧室；液氨储罐的出口依次连接一号截止阀、节流阀、流量计和混合阀；油箱的两出口分别通向涡轮发动机和二号截止阀，二号截止阀连接混合阀；液氨从液氨储罐中流入冷却管路，吸收发电机热量后，汽化为高温氨气，再送入级间燃烧室中燃烧。

Description

一种高功率起飞、高效率巡航的航空涡轮发动机-发电机系统

技术领域

本实用新型涉及航空混合动力领域，尤其涉及一种高功率起飞、高效率巡航的航空涡轮发动机-发电机系统。

背景技术

当今世界环境污染问题日益严重，全球能源危机日益明显，推动了世界各国对航空清洁能源动力的研究。全电动飞机在研究初期备受关注，然而受限于动力电池技术发展，能量密度和功率密度远低于使用传统燃料的热机动力，使其整体飞行性能表现不如纯燃料飞机。为了协调环境保护与技术要求之间的问题，混合动力飞机应运而生，该类动力的飞机很好地利用纯燃料高能量密度的优点，克服了全电动航程的不足，同时也具有全电动飞机高效率、低污染的特性。混合动力飞机中主要采用涡轴发动机作为原动机，通过主轴输出轴功率，驱动发电机产生电功率，该系统称为航空涡轮发动机-发电机系统(简称：航空涡电系统)。目前针对涡电系统的研究主要应用在地面燃气轮机发电，而面向航空的涡电系统研究较少。

由于航空动力应用的特殊性，对涡电系统的综合设计提出了更高的挑战。一方面，从航空部件设计角度要求发电机同时具有体积小、重量轻、高功率密度和高可靠性等特性，相比于传统发电机，满足以上特性要求的前提是在空间更小、重量更轻的散热系统中释放更大的发热量，因为温度升高会对发电机的功率密度、可靠性和寿命造成很大的消极影响，甚至导致永磁同步发电机失效。另一方面，从系统设计角度，需要解决涡轮发动机与发电机之间的性能匹配问题。具体而言，涡轮发动机作为吸气式动力，具有典型的高度、速度特性，传统航空发动机为满足地面起飞、加速要求，会按起飞大功率状态设计，巡航飞行时按最经济状态飞行；而发电机的性能则无高度、速度特性，其设计点的效率、功率同时最佳。因此为匹配涡轮发动机起飞高功率要求，发电机也务必需要满足高功率设计，因此质量过大，且在巡航飞行时，发电机则效率过低。

因此，为了在飞行器需要高功率输出(起飞、加速阶段)时，发电机能稳定工作在大功率状态甚至突破功率上限，高效、可靠的冷却系统是必要的。自然风冷尽管结构简单小巧，但散热效率低；开启式通风散热采用进气道引气进行散热，散热效率有所提升，但空气中的灰尘易进入电机，需定期清理；液冷和蒸发冷却策略需要复杂的冷却系统；上述传统冷却策略难以实现有效强预冷，且冷却设备往往重量、体积较大，对飞行器的重量体积有更大的负担。

发明内容

本实用新型的目的在于解决现有技术中的上述问题，提供一种高功率起飞、高效率巡航的航空涡轮发动机-发电机系统，其结构简单、合理，不同于传统航空发动机，该系统以巡航点作为设计点，实现高效巡航设计。同时，在地面起飞时通过液氨对发电机强预冷、提高发电机发电功率，冷却后的氨气通至涡轮发动机的级间燃烧室以提高输出功率，实现涡电起飞、加速过程的大功率匹配。最终，完成航空涡电系统的大功率起飞和高效率巡航的设计目标。

为达到上述目的，本实用新型采用如下技术方案：

一种高功率起飞、高效率巡航的航空涡轮发动机-发电机系统，包括涡轮发动机、级间燃烧室、自由涡轮、排气管、发电机、冷却管路、自由涡轮轴、高速联轴器、发电机转子、液氨储罐、一号截止阀、节流阀、流量计、混合阀、二号截止阀、油箱；

所述级间燃烧室置于涡轮发动机出口与自由涡轮之间，自由涡轮轴与发电机转子通过高速联轴器连接；所述冷却管路内嵌于发电机静子外壳中，冷却管路的进口连接混合阀，冷却管路的出口连接级间燃烧室；所述液氨储罐的出口依次连接一号截止阀、节流阀、流量计和混合阀；所述节流阀的两端连接所述一号截止阀和所述流量计，所述流量计连接混合阀；所述油箱的两出口分别通向涡轮发动机和二号截止阀，所述二号截止阀连接混合阀；其中，液氨从液氨储罐中流入冷却管路，吸收发电机热量后，汽化为高温氨气，再送入级间燃烧室中燃烧。

所述的高功率起飞、高效率巡航的航空涡轮发动机-发电机系统的工作方法，包括以下步骤：

1)在飞行器航行过程中，涡轮发动机出口的高压高温燃气冲击自由涡轮，使自由涡轮旋转，以此将燃气的动能和热能转为自由涡轮的机械能，并通过自由涡轮轴输出轴功率，自由涡轮轴与发电机转子之间通过高速联轴器进行相连，实现拖动发电机转子切割磁力线产生电能；

2)当飞行器在起飞加速状态时，涡轮发动机工作在大功率状态，液氨储罐中储存有液氨，关闭二号截止阀，打开一号截止阀，通过流量计读取液氨流量，控制节流阀调节液氨流量，液氨经节流阀、一号截止阀、流量计和混合阀后，流入冷却管路，吸收发电机产生的热量，有效降低发电机的温度；完成换热后的液氨温度升高，转换为高温氨气，高温氨气继续流入级间燃烧室作为燃料，高温氨气燃烧产生的热能、动能，冲击自由涡轮旋转，提高输出轴功率，进一步提高发电机输出电功率；

3)当飞行器在巡航状态时，关闭一号截止阀，打开二号截止阀，使燃油经二号截止阀和混合阀后，流入冷却管路，吸收发电机产生的能量，在一定程度上降低发电机的温度，同时燃油温度升高，高温燃油具有易点火、燃烧效率高的特点，喷入发动机后有效降低涡轮发动机的燃油消耗率。

本实用新型中，涡轮发动机出口后连接级间燃烧室，级间燃烧室出口后置一组自由涡轮，自由涡轮连接自由涡轮轴。级间燃烧室排出的高温高压燃气冲击自由涡轮，将燃气的热能和动能转化为自由涡轮的机械能，并通过自由涡轮轴输出轴功率。通过高速联轴器连接自由涡轮轴和发电机转子，拖动发电机转子旋转，实现轴功率传递，发电机转子通过切割静子磁场产生电能。在飞行器需要高功率输出(起飞阶段)时，发电机工作在大功率或超功率状态，通过开大节流阀加大液氨流量，使发电机温度降低到预期温度，稳定发电机工作状态。同时，更多的高温氨气流入级间燃烧室进行燃烧，提高自由涡轮轴输出轴功率，实现涡轮发动机级间燃烧加力状态。将液态氨先通过冷却管路，再流入级间燃烧室中燃烧，不仅实现对发电机强预冷，可迅速降低发电机温度，而且吸收发电机热量的液氨再流入级间燃烧室中燃烧，提高了氨气的燃烧效率，若轴功率依然输出不足，可开启储能与电动系统(储能装置与电动机)同时输出轴功，满足飞行器需求；在飞行器需要低功率输出(巡航飞行)时，涡轮发动机依然采用最大状态工作，发电机工作在效率最高状态，提取部分电能存储至储能装置。另外，将燃油油路先通过发电机外部，对发电机采用油冷散热，提高发电机发电效率，吸收发电机热量的高温燃油再喷入涡轮发动机中燃烧，提高涡轮发动机燃烧效率。

本实用新型通过使用液氨作为冷却介质，可满足发电机高功率输出的要求，使发电机在起飞和加速阶段时能稳定工作在高功率、高效率状态，并将换热后的高温氨气进行燃烧，进一步提高自由涡轮轴输出轴功率，同时解决了氨气的处理问题；并且，采用液氨作为冷却介质可改善发电机性能浪费问题，使发电机的设计更符合经济性、高效性。以上实现了整个动力系统的综合优化。

相对于现有技术，本实用新型技术方案取得的有益效果是：

1、本实用新型所述发电机强预冷系统，可在飞行器需要高功率输出(起飞阶段)时，打开一号截止阀、加大节流阀开度，由液氨对发电机进行强预冷，让发电机温度快速下降，使发电机能够稳定在最大状态工作，甚至突破功率上限，实现超功率工作；

2、本实用新型所述级间燃烧室，在对发电机冷却后的高温氨气流入级间燃烧室进行燃烧，为自由涡轮提供更多的转动机械能，提高涡轮发动机的起飞功率；

3、本实用新型所述发电机强预冷系统，利用了液氨在吸热能力上的优势，相较于风冷、液冷、蒸发冷却等散热系统，该强预冷系统有更好的散热效果，改善发电机参数设计要求，使发电机的更具有高效性、经济性，减少发电机性能浪费，同时减少飞行器重量和发电机散热系统体积。

附图说明

图1为本实用新型的结构示意图。

图中的标记为：1表示涡轮发动机、2表示级间燃烧室、3表示自由涡轮、4表示排气管、5表示发电机、6表示冷却管路、7表示自由涡轮轴、8表示高速联轴器、9表示发电机转子、10表示液氨储罐、11表示一号截止阀、12表示节流阀、13表示流量计、14表示混合阀、15表示二号截止阀、16表示油箱、17表示储能与电动系统；①表示高温氨气、②表示燃气、③表示液氨、④表示电功率、⑤表示高温燃油、⑥表示燃油。

具体实施方式

为了使本实用新型所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚、明白，以下结合附图和实施例，对本实用新型做进一步详细说明。

本实用新型基于液氨强预冷的发电机冷却系统，其中冷却系统结构简单，性能可靠；使用氨作为冷却介质，极大提高了发电机冷却效率，确保了发电机大功率状态运行的持续性；使用换热后的高温氨气作为级间燃烧室燃料，消除了氨气对飞行器内环境和设备的污染，解决了氨气的排放处理问题。

参见图1，本实用新型实施例包括涡轮发动机1、级间燃烧室2、自由涡轮3、排气管4、发电机5、冷却管路6、自由涡轮轴7、高速联轴器8、发电机转子9、液氨储罐10、一号截止阀11、节流阀12、流量计13、混合阀14、二号截止阀15、油箱16、储能与电动系统17。

所述级间燃烧室2置于涡轮发动机1出口与自由涡轮3之间，自由涡轮轴7与发电机转子9通过高速联轴器8连接；所述冷却管路6内嵌于发电机静子外壳中，冷却管路6的进口连接混合阀14，冷却管路6的出口连接级间燃烧室2；所述液氨储罐10的出口依次连接一号截止阀11、节流阀12、流量计13和混合阀14；所述油箱16的两出口分别通向涡轮发动机1和二号截止阀15，所述二号截止阀15连接混合阀14；所述排气管4设于自由涡轮3的两侧，排气管4的出口方向与自由涡轮轴7呈90°设置。

其中，液氨从液氨储罐中以一定流量流入冷却管路，吸收发电机热量后，汽化为高温氨气，再送入级间燃烧室中燃烧。

起飞前，根据发电机发热量得出所需液氨量，并储存于液氨储罐10中，此时一号截止阀11处于关闭状态。飞机起飞后，油箱16中的燃油⑥进入涡轮发动机1中燃烧，涡轮发动机1开始工作。当需要对发电机5进行强冷却时，开启一号截止阀11，由流量计13读取液氨流量，控制节流阀12调节液氨流量，液氨③经流量一号截止阀11、节流阀12、流量计13和混合阀14后流入冷却管路6，在冷却管路6中吸收发电机5产生的热量。换热完成后液氨③转换为高温氨气①，高温氨气①经冷却管路6的出口流入级间燃烧室2，在级间燃烧室2中完成燃烧；当发电机5需要常规冷却时，开启二号截止阀15，油箱16中的燃油⑥经二号截止阀15和混合阀14后流入冷却管路6，在冷却管路6中吸收发电机5产生的热量。换热完成后燃油⑥转换为高温燃油⑤，高温燃油⑤经冷却管路6的出口流入涡轮发动机1中进行燃烧。涡轮发动机1和级间燃烧室2产生的燃气②冲击自由涡轮3，将燃气②的热能和动能转化为自由涡轮的转动机械能，由自由涡轮轴7输出轴功率，通过高速联轴器8将轴功率传递给发电机转子9，拖动发电机转子9切割磁力线产生电能，发电机5输出电功率④给储能与电动系统17。

本实用新型所述的高功率起飞、高效率巡航的航空涡轮发动机-发电机系统的工作方法，包括以下步骤：

1)在飞行器航行过程中，涡轮发动机出口的高压高温燃气冲击自由涡轮，使自由涡轮旋转，以此将燃气的动能和热能转为自由涡轮的机械能，并通过自由涡轮轴输出轴功率，自由涡轮轴与发电机转子之间通过高速联轴器进行相连，实现拖动发电机转子切割磁力线产生电能；经过自由涡轮后的燃气以侧向排气方式排出，排气管4的出口方向与自由涡轮轴呈90°角，采用这种排气方式能够更有效地分散热量，避免过高排气温度对发动机和周围部件造成损害，并减轻散热系统的负担，此外，这种方式还能使系统更加紧凑，进一步缩短轴向长度；

2)当飞行器在起飞加速状态时，涡轮发动机工作在大功率状态，液氨储罐中储存有液氨，关闭二号截止阀，打开一号截止阀，通过流量计读取液氨流量，控制节流阀调节液氨流量，液氨经节流阀、一号截止阀、流量计和混合阀后，流入冷却管路，吸收发电机产生的热量，有效降低发电机的温度；完成换热后的液氨温度升高，转换为高温氨气，高温氨气继续流入级间燃烧室作为燃料，高温氨气燃烧产生的热能、动能，冲击自由涡轮旋转，提高输出轴功率，进一步提高发电机输出电功率；

3)当飞行器在巡航状态时，关闭一号截止阀，打开二号截止阀，使燃油经二号截止阀和混合阀后，流入冷却管路，吸收发电机产生的能量，在一定程度上降低发电机的温度，同时燃油温度升高，高温燃油具有易点火、燃烧效率高的特点，喷入发动机后有效降低涡轮发动机的燃油消耗率。

本实用新型所述级间燃烧室位于涡轮发动机与自由涡轮之间，以吸收发电机热量后的高温氨气作为燃料，解决了换热后氨气的处理问题。将换热后的高温氨气再燃烧，提高了燃烧效率，可以提高系统综合性能。

本实用新型使用液氨作为预冷介质，在飞行器需要高功率输出(起飞阶段、加速巡航阶段)时，利用液氨强大的吸热能力对发电机进行强预冷降温，改善发电机工作环境，提高发电机工作效率。

本实用新型将液氨作为冷却介质应用于发电机冷却系统，可极大提高冷却效率，实现发电机强预冷，满足发电机大功率状态工作的温度需求。氨具有刺激性气味且有一定的毒性，人暴露在其中将会对身体产生一定的危害，本实用新型将完成换热后的高温氨气送入级间燃烧室作为燃料，不仅解决了氨的排放处理问题，同时利用氨气燃烧产生的热能和动能，提高自由涡轮轴功率输出，进一步提高了发电机发电功率。此外，采用传统冷却系统的发电机，由于散热效率低，无法长时间工作在大功率状态，为满足起飞功率需求，往往以起飞阶段作为发电机主要设计点，采用液氨强预冷，将巡航阶段作为发电机主要设计点，使飞行器同时满足大功率爬升、高效率巡航，减少发电机性能浪费、提升经济性。

Claims (2)

1.一种高功率起飞、高效率巡航的航空涡轮发动机-发电机系统，其特征在于：包括涡轮发动机、级间燃烧室、自由涡轮、排气管、发电机、冷却管路、自由涡轮轴、高速联轴器、发电机转子、液氨储罐、一号截止阀、混合阀、二号截止阀、油箱；

所述级间燃烧室置于涡轮发动机出口与自由涡轮之间，自由涡轮轴与发电机转子通过高速联轴器连接；所述冷却管路内嵌于发电机静子外壳中，冷却管路的进口连接混合阀，冷却管路的出口连接级间燃烧室；所述液氨储罐的出口依次连接一号截止阀和混合阀；所述油箱的两出口分别通向涡轮发动机和二号截止阀，所述二号截止阀连接混合阀；所述排气管设于自由涡轮的两侧，排气管的出口方向与自由涡轮轴呈90°设置。

2.如权利要求1所述的一种高功率起飞、高效率巡航的航空涡轮发动机-发电机系统，其特征在于：还包括节流阀和流量计，所述节流阀的两端连接所述一号截止阀和所述流量计，所述流量计连接混合阀。