CN104912609A - 航空发动机余热回收热电联供系统 - Google Patents

Abstract

本发明属于航空发动机技术领域，特别是涉及一种航空发动机余热回收热电联供系统，包括第一蒸发器、第二蒸发器、膨胀机、冷凝器、工质泵、发电机、储液罐、供水箱和蒸汽箱。利用朗肯循环发电系统将飞机发动机燃烧室外的余热转化成电能和内能，通过蒸汽直接对冷水进行加热，改变目前飞机上采用电加热的方式，能够为乘客和机务人员提供足够的饮用及生活用水，减少了从涡轮轴上分担出来带动发电机的有用功。与传统飞机发电装置设计相比，本设计增加了飞机发动机的做功能力，提高了飞机燃油的经济性；因此本发明的余热回收热电联供系统，能有效实现能源利用的最大化。

Description

航空发动机余热回收热电联供系统

技术领域

本发明属于航空发动机技术领域，特别是涉及一种航空发动机余热回收热电联供系统。

背景技术

随着人们生活水平的提升，生活质量的提高，人们对节能减排的意识也不断加强。余热资源的利用受到越来越多人们的关注，这些热能种类繁多， 包括太阳能、地热能等新能源及各种余( 废 )热等。中低温余热的数量极其庞大，在钢铁、水泥、石油化工等行业生产过程中产生的大量中低温余热， 包括热水、低品位烟气和蒸汽等，这些热量数量大、品位低，基本不能被生产过程再利用，对这部分余热的回收再利用，不仅可以减少对环境的污染，更能增加资源的合理利用，达到节能减排的效果。本文提出了一种利用飞机涡轮发动机燃烧后的余热进行回收利用的热电联供设备。

目前，飞机上的发电设备主要有三个来源：（1）通过发动机来带动发电机进行发电；（2）在飞机的尾部装有一个小型的涡轮发动机和发电机，它是辅助动力装置（APU）。这个小型发动机的作用，只是为了带动APU发电机，其发电机的功率要比机上其他2台发电机的功率大；（3）对于现代客机，还设有直流电系统，利用大容量蓄电池在发电机正常工作的情况下，通过变流器为飞机提供直流电，并为蓄电池充电作为备用电池。第三种发电方式只有在以上三种发电机都不能工作的极端情况下才会临危受命，而且发电量也有限。

目前，飞机上热水及加热食物的方式为电加热器或微波炉等电气设备。飞机上众多的仪表设备及电气设备所需电量是不能仅仅通过蓄电池所能维持的，上述前两种发电方式中，在与发动机涡轮轴作机械连接的附件传动机匣上安装的带动发电机的发动机无论工作效率多大，它们都会分担很大一部分用来推动涡轮的有用功，这就降低了涡轮发动机的效率降低了飞机燃油的经济性。

对于涡轮发动机来说，燃烧室的温度通常很高，可达到1000K以上，即使燃烧室外的温度也可达600K以上，这部分热量不仅没有被充分利用反而被白白浪费掉。燃烧室外温度过高还会对机匣的材料提出更高的要求，使用寿命大大减少，本设计就是通过利用这部分余热对外输出热能和电能并通过对发动及结构的设计提高发动机性能。

发明内容

本发明为了克服现有技术存在的缺陷，本发明的目的是提供一种航空发动机效率得到提高，对发动机材料也起到降温保护的作用的航空发动机余热回收热电联供系统。

本发明所采用的技术解决方案是一种航空发动机余热回收热电联供系统，包括第一蒸发器、第二蒸发器、膨胀机、冷凝器、工质泵、发电机、储液罐、供水箱和蒸汽箱，所述的第一蒸发器、第二蒸发器设置在飞机发动机内，所述的第一蒸发器的有机工质输出端与膨胀机的输入端相连接，所述的膨胀机的有机工质输出端与冷凝器的输入端相连接，冷凝器的输出端与储液罐的输入端相连接，储液罐通过工质泵将有机工质输入给第一蒸发器的有机工质输入端；所述的发电机的输入端与膨胀机的输出端相连接，所述的第二蒸发器的工质输入端与蒸汽箱的输出端相连接，所述的蒸汽箱的蒸汽输入端与第二蒸发器的工质输出端相连接，所述的供水箱的冷水输出端与蒸汽箱的进水端相连接；所述的冷凝器为导叶栅，所述的第一蒸发器、第二蒸发器采用空冷形式的管式换热器，设置在机匣与燃烧室之间。

所述的蒸发器、膨胀机、冷凝器和工质泵之间采用耐高温的金属管道连接，所述的管道外部设置有保温层。

所述的导叶栅设置在机匣中涡轮发动机风扇的外侧，导叶栅包括叶片、外盘和实心轴，所述的实心轴两端通过螺栓固定在叶片上，所述的叶片与外盘固定连接，所述的导叶栅外盘与机匣焊接固定在机匣上，所述的叶片内设置有导流板，所述的导流板在叶片内将工质通道呈S型设置。

所述的蒸发器采用一组椭圆形盘管，所述的盘管燃烧室外表面呈螺旋状沿空气流动方向排布。

所述的供水箱、蒸汽箱和第二蒸发器之间还包括输气管、回水管、第一控制阀、第二控制阀、水位计导管、开水箱、安全阀、密封盖、温度计导管、泄气阀、进水阀、冷水阀、开水阀，所述的蒸汽箱上部与供水箱连接处设有第二控制阀，蒸汽箱内部设有开水箱，开水箱上方与供水箱连接处设有进水阀，开水箱上方还设置有安全阀和泄气阀，在安全阀一侧设有温度计导管，所述的温度计导管与开水箱顶部连接处设置有密封盖，开水箱底部设有疏水管道连接饮水器的开水阀，回水管设置在蒸汽箱的底部，所述的蒸汽箱的回水管与第三换热器的输入端相连接，所述的输气管设在蒸发器的底部，所述的蒸汽箱的输气管与第三换热器的输出端相连接，所述的输气管内设置有第一控制阀，所述的蒸汽箱内设置有水位计导管。

所述的输气管、回气管均采用螺栓通过法兰分别与加热器冷工质的出口端和进口端连接，所述的法兰盘中间夹有紫铜垫，保证连接后的密封性，输气管和回水管均采用304不锈钢管材。

所述的饮水器的高度要低于蒸汽箱的高度。

所述的开水箱和蒸汽箱均采用不锈钢材料，蒸汽箱外部用橡胶石棉垫隔热、防震并固定在汽车尾端发动机一侧。

与现有技术相比，本发明所具有的有益效果为：利用朗肯循环发电系统将飞机发动机燃烧室外的余热转化成电能和内能，通过蒸汽直接对冷水进行加热，改变目前飞机上采用电加热的方式，能够为乘客和机务人员提供足够的饮用及生活用水，减少了从涡轮轴上分担出来带动发电机的有用功。加热循环和饮用水循环完全分开，确保了饮用水的清洁卫生。通过对导流栅结构的改进，可以对来流空气进行预热，还可防止在空气较低的情况下结冰现象的发生。与传统飞机发电装置设计相比，本设计增加了飞机发动机的做功能力，提高了飞机燃油的经济性；因此本专利的余热回收热电联供系统，能有有效实现能源利用的最大化。

附图说明    

图1是本发明结构及原理图；

图2是航空发动机余热发电系统剖面图；

图3为冷凝器正视图；

图4为导叶栅叶片的剖视图；

图5为系统蒸发器主视图；

图6为系统蒸发器俯视图；

图7为系统蒸发器侧视图；

图8为航空发动机供热系统示意图。

图中1飞机发动机、2冷凝器、3第一蒸发器、4第二蒸发器、5膨胀机、

6储液罐、7工质泵、8发电机、9供水箱、10蒸汽箱、 11输气管、

12回水管、13第一控制阀、14水位计导管、15开水箱、16安全阀、

17密封盖、18温度计导管、19泄气阀、20进水阀、21第二控制阀、

22冷水阀、23开水阀、24 空气、25 风扇、26 低压压缩机、

27 高压压缩机、28 齿轮箱、29 燃烧室、30 高压涡轮、31 低压涡轮、

32 高温气体、 33实心轴、34外盘、35叶片、36导流板。

具体实施方式

实施例1：

如图1所示：一种航空发动机余热发电系统，由飞机发动机1作为热源，包括第一蒸发器3、第二蒸发器4、膨胀机5、冷凝器2、工质泵7、发电机8、储液罐6、供水箱9和蒸汽箱10，所述的第一蒸发器3、第二蒸发器4设置在飞机发动机1内，所述的第一蒸发器3的有机工质输出端与膨胀机5的输入端相连接，所述的膨胀机5的有机工质输出端与冷凝器2的输入端相连接，冷凝器2的输出端与储液罐6的输入端相连接，储液罐6通过工质泵7将有机工质输入给第一蒸发器3的有机工质输入端；所述的发电机8的输入端与膨胀机5的输出端相连接，所述的第二蒸发器4的工质输入端与蒸汽箱10的输出端相连接，所述的蒸汽箱10的蒸汽输入端与第二蒸发器4的工质输出端相连接，所述的供水箱9的冷水输出端与蒸汽箱10的进水端相连接；所述的冷凝器2为导叶栅，所述的第一蒸发器3、第二蒸发器4采用空冷形式的管式换热器，设置在机匣与燃烧室29之间。

所述的蒸发器、膨胀机5、冷凝器2和工质泵7之间采用耐高温的金属管道连接，所述的管道外部设置有保温层，减少热量损失。其中膨胀机5为航空发动机余热发电系统中的重要动力部件，是通过高温高压的气体膨胀做功将内能转化为机械能的一种新型的动力输出部件，目前市场上已有千瓦级别的膨胀机5设备，适合本系统所需，可商业购得。其中工质泵7主要是为来自冷凝器2的饱和工质加压的，通过工质泵7加压使饱和工质变成高压的过冷液，从而在蒸发器中吸热变成高温高压的气体，来推动膨胀机5做功，根据有机工质的热力学特性，工质泵7的工作压力在1 MPa -2MPa，扬程为150m左右即可满足本系统要求。蒸发器需要两个，一个流经工质为朗肯循环有机工质，一个流经工质为水。发电机8：发电机8在本系统中是将机械能转化为电能重要部件，发电机8技术在我国的应用已经发展的足够成熟。本领域熟练技术人员可根据现有技术和系统的规模进行选择和设置各种型号的发电机8。由于本系统中冷凝器2和蒸发器在机匣内部不用考虑散热问题对系统的影响，所以用耐高温的金属管道连接。储液罐6、工质泵7、膨胀机5、发电机8安装在机匣上，也用金属管道连接，但是要在管道外部加上保温层，减少热量损失。

如图2-图7所示所述的导叶栅设置在机匣中涡轮发动机风扇25的外侧，导叶栅包括叶片35、外盘34和实心轴33，所述的实心轴33两端通过螺栓固定在叶片35上，所述的叶片35与外盘34固定连接，所述的导叶栅外盘34与机匣焊接固定在机匣上，所述的叶片35内设置有导流板36，所述的导流板36在叶片35内将工质通道呈S型设置。发明中所述的冷凝器2是通过改变涡轮发动机进气口前端导流栅的结构而得到的，为了节省涡轮发动机所用材料，减轻飞机重量，设计中将涡轮机导叶栅的结构进行重新设计。导流栅的结构采取中间设有导流板36中空的设计，工质从导叶栅前部的导管流入，依靠内部导流板36在导叶栅中呈S型流过，这样的设计增大了工质的换热面积，提高交换效率。

所述的蒸发器采用一组椭圆形盘管，所述的盘管燃烧室29外表面呈螺旋状沿空气流动方向排布。盘管的直径越小，越密集，蒸发面积就会越大，蒸发效果也就越好，在涡轮发动机中，空气流自前段不断向尾部高速流动，将密集的细盘管固定在燃烧室29与机匣的之间的空隙，就组成一个强制对流的空冷式换热器，盘管的盘绕方向沿空气流动方向。

本发明在涡轮发动机内部的具体工作过程如下：工质在盘管中吸收来自燃烧室29外部散发的热量，目前燃烧室29外的温度通常达到600K以上，盘管呈螺旋状沿空气流动方向排布。盘管内的饱和的液体工质吸收一定的热量后，转变成高温高压的蒸汽被输送到机匣上的膨胀机5，推动膨胀机5做功后工质变成温度相对较高低压的气体沿管道进入到位于发动机前段的导叶栅。由于飞机高速飞行，发动机进气口的温度很低，高温气体在导叶栅内通过后被冷凝，变成低温低压的液体。通过设置在机匣外部的工质泵7将来自导叶栅的液体加压变成饱和高压的液体后进入蒸发器，完成一个做工循环，而和膨胀机5输出端连接的发电机8就会持续不断的发出电能，经过机上配电网为各种负载配电。

本系统也需要电能驱动，所以在配电装置中应设有一条供电线路来为本系统供电。供电线路提供的电能主要是用来调节工质泵7转速来实现发电系统发电量。所述供电线路的选择和设置为本领域的现有技术，本领域熟练技术人员可根据现有技术进行选择和设置。本设计发明所提供的发动机余热发电系统不仅仅适应于燃气涡轮发动机，对于其他类型的发动机产生的余热也可以吸收利用，是一种高效节能的发电系统。

如图8所示：所述的供水箱9、蒸汽箱10和第二蒸发器4之间还包括输气管11、回水管12、第一控制阀13、第二控制阀21、水位计导管14、开水箱15、安全阀16、密封盖17、温度计导管18、泄气阀19、进水阀20、冷水阀22、开水阀23，所述的蒸汽箱10上部与供水箱9连接处设有第二控制阀21，蒸汽箱10内部设有开水箱15，开水箱15上方与供水箱9连接处设有进水阀20，开水箱15上方还设置有安全阀16和泄气阀19，在安全阀16一侧设有温度计导管18，所述的温度计导管18与开水箱15顶部连接处设置有密封盖17，开水箱15底部设有疏水管道连接饮水器的开水阀23，回水管12设置在蒸汽箱10的底部，所述的蒸汽箱10的回水管12与第三换热器的输入端相连接，所述的输气管11设在蒸发器的底部，所述的蒸汽箱10的输气管11与第三换热器的输出端相连接，所述的输气管11内设置有第一控制阀13，所述的蒸汽箱10内设置有水位计导管14。

所述的输气管11、回气管均采用螺栓通过法兰分别与加热器冷工质的出口端和进口端连接，所述的法兰盘中间夹有紫铜垫，保证连接后的密封性，输气管11和回水管12均采用304不锈钢管材。

所述的饮水器的高度要低于蒸汽箱10的高度。

所述的开水箱15和蒸汽箱10均采用不锈钢材料，蒸汽箱10外部用橡胶石棉垫隔热、防震并固定在汽车尾端发动机一侧。

供热过程如下：供水箱9的冷水通过进水阀20进入开水箱15，部分冷水通过第二控制阀21进入蒸汽箱10，当需要热水时，打开第一控制阀13，蒸汽箱10内的冷水通过回水管12进入第二蒸发器4，经过第二蒸发器4的冷水加热变成水蒸汽通过管道回到蒸汽箱10，蒸汽箱10内的蒸汽加热开水箱15内的冷水，放热后蒸汽冷凝为液态水流到蒸汽箱10底部，再通过回水管12进入第二蒸发器4完成加热过程。

以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等同物界定。

Claims (8)

1.一种航空发动机余热回收热电联供系统，其特征在于：包括第一蒸发器、第二蒸发器、膨胀机、冷凝器、工质泵、发电机、储液罐、供水箱和蒸汽箱，所述的第一蒸发器、第二蒸发器设置在飞机发动机内，所述的第一蒸发器的有机工质输出端与膨胀机的输入端相连接，所述的膨胀机的有机工质输出端与冷凝器的输入端相连接，冷凝器的输出端与储液罐的输入端相连接，储液罐通过工质泵将有机工质输入给第一蒸发器的有机工质输入端；所述的发电机的输入端与膨胀机的输出端相连接，所述的第二蒸发器的工质输入端与蒸汽箱的输出端相连接，所述的蒸汽箱的蒸汽输入端与第二蒸发器的工质输出端相连接，所述的供水箱的冷水输出端与蒸汽箱的进水端相连接；所述的冷凝器为导叶栅，所述的第一蒸发器、第二蒸发器采用空冷形式的管式换热器，设置在机匣与燃烧室之间。

2.根据权利要求1所述的航空发动机余热回收热电联供系统，其特征在于：所述的蒸发器、膨胀机、冷凝器和工质泵之间采用耐高温的金属管道连接，所述的管道外部设置有保温层。

3.根据权利要求1所述的航空发动机余热回收热电联供系统，其特征在于：所述的导叶栅设置在机匣中涡轮发动机风扇的外侧，导叶栅包括叶片、外盘和实心轴，所述的实心轴两端通过螺栓固定在叶片上，所述的叶片与外盘固定连接，所述的导叶栅外盘与机匣焊接固定在机匣上，所述的叶片内设置有导流板，所述的导流板在叶片内将工质通道呈S型设置。

4.根据权利要求1所述的航空发动机余热回收热电联供系统，其特征在于：所述的蒸发器采用一组椭圆形盘管，所述的盘管燃烧室外表面呈螺旋状沿空气流动方向排布。

5.根据权利要求1所述的航空发动机余热回收热电联供系统，其特征在于：所述的供水箱、蒸汽箱和第二蒸发器之间还包括输气管、回水管、第一控制阀、第二控制阀、水位计导管、开水箱、安全阀、密封盖、温度计导管、泄气阀、进水阀、冷水阀、开水阀，所述的蒸汽箱上部与供水箱连接处设有第二控制阀，蒸汽箱内部设有开水箱，开水箱上方与供水箱连接处设有进水阀，开水箱上方还设置有安全阀和泄气阀，在安全阀一侧设有温度计导管，所述的温度计导管与开水箱顶部连接处设置有密封盖，开水箱底部设有疏水管道连接饮水器的开水阀，回水管设置在蒸汽箱的底部，所述的蒸汽箱的回水管与第三换热器的输入端相连接，所述的输气管设在蒸发器的底部，所述的蒸汽箱的输气管与第三换热器的输出端相连接，所述的输气管内设置有第一控制阀，所述的蒸汽箱内设置有水位计导管。

6.根据权利要求5所述的航空发动机余热回收热电联供系统，其特征是：所述的输气管、回气管均采用螺栓通过法兰分别与加热器冷工质的出口端和进口端连接，所述的法兰盘中间夹有紫铜垫，保证连接后的密封性，输气管和回水管均采用304不锈钢管材。

7.根据权利要求5所述的航空发动机余热回收热电联供系统，其特征是：所述的饮水器的高度要低于蒸汽箱的高度。

8.根据权利要求5所述的航空发动机余热回收热电联供系统，其特征是：所述的开水箱和蒸汽箱均采用不锈钢材料，蒸汽箱外部用橡胶石棉垫隔热、防震并固定在汽车尾端发动机一侧。