CN107425754A - 航空发动机热电源装置 - Google Patents

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Abstract

一种航空发动机热电源装置，由正、负极组成。正极包括外壳、多条导热片和P型热电材料：外壳外部呈半圆管状，两侧边缘处分别设有一个热自锁挂钩；导热片的截面呈“T”字形，沿外壳的轴向设置，多条导热片的下端间隔固定在外壳的内部内圆周面上；P型热电材料填充在外壳和导热片之间的空间中；负极除外壳内部填充的N型热电材料之外其它结构与正极相同。并且正、负极通过能够相互插接的热自锁挂钩连成圆管状结构。本发明采用热发电技术，利用涡扇发动机内外涵道温度差，将内涵道部分热能转化为电能，释放了涡轮轴上部分用于发电的有用功。本装置无机械转动结构，可减少故障的可能性；结构简单，占用空间小；设计简单，无复杂线路。

Description

航空发动机热电源装置
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热电源装置。
背景技术
随着人们环境保护意识的不断提高，节能减排的思想影响着许多行业。在NASA2015技术路线图中就特别提到了民航发展中的节能减排方向，而这一方向主要针对的是民航发动机技术。现代发动机是利用布雷顿循环原理工作的一类热机，正常工作时燃烧室温度可以达到1000K以上，排气温度可以达到500K。涡轮风扇发动机是通过涡轮将燃气的热能转化为轴功，由此带动风扇转动而产生推力。虽然现代航空发动机经过近一个世纪的发展，性能已经达到很高的水平，但是由于实现热力循环方式的限制，其热效率并不是太高。将发动机在工作中产生的部分余热回收再利用，可以实现资源的合理利用，达到节能减排的效果。
飞机上使用电力的设备有很多，特别是民用航空飞机，除了基本的仪表设备和电气设备，客舱照明、厨房系统消耗的电能占飞机总电能的60％左右。现代一般构型下的民用飞机上一般存在三种电源装置：①由发动机提供动力发电的发电机；②飞机尾部的辅助动力装置；③备用的直流供电系统。其中前两种供电方式的动力都是来自发动机，会消耗一部分发动机的有用功，其结果就是降低发动机的效率。
如图1所示，对于民用航空领域大量使用的高涵道比涡轮风扇发动机而言，内涵道5的气流经压缩机2、燃烧室3后温度会急剧提高至1000K以上，经涡轮4及尾喷口13后虽略有下降，但仍有500K。而外涵道5的气流只经过进气口处的风扇1，温度变化不大，几乎等于外界环境温度，因此内、外涵道可以看成是典型的热源端和冷源端。
热电发电技术是利用材料两端的温度差进行发电，与传统发电技术相比具有很多优点：无机械运动，不易发生故障；自动启动和停止，仅在有能量输入时产生电能；无需周边设备，所占空间小；小规模发电不会降低效率。正是这些优点，热发电技术在余热利用方面具有很大优势。但目前尚缺少既能够提高航空发动机的效率，又可以起到降温以保护航空发动机内部材料目的的热电源装置。
发明内容
为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种航空发动机热电源装置。
为了达到上述目的，本发明提供的航空发动机热电源装置设置在航空发动机内、外涵道之间，由正、负极构成；其中正极包括外壳、多条导热片和P型热电材料，所述的外壳的外部呈半圆管状，两侧边缘处分别设有一个热自锁挂钩结构；导热片的截面呈“T”字形，沿外壳的轴向设置，多条导热片的下端间隔固定在外壳的内部内圆周面上；P型热电材料填充在外壳和导热片之间的空间中；负极除外壳内部填充的N型热电材料之外其它结构与正极相同，并且正、负极通过能够相互插接的热自锁挂钩连成圆管状结构。
所述的航空发动机热电源装置中正、负极由环绕在燃烧室、涡轮和尾喷口外部的燃烧室段、涡轮段和尾喷段中的任一段、或连续两段、或连续三段构成；或者由环绕在压缩机、燃烧室、涡轮和尾喷口外部的压缩机段、燃烧室段、涡轮段和尾喷段构成，并且每段内填充的P型热电材料或N型热电材料的种类不同，相邻段间利用导电材料板隔断。
所述的压缩机段、燃烧室段、涡轮段和尾喷段的横向断面尺寸不同，由此使航空发动机热电源装置的内外表面呈弧形曲面。
所述的每段内填充的P型热电材料选自P-SiGe、SrxPb1|xTe和Zn4Sb3中的任一种。
所述的每段内填充的N型热电材料选自CuxBi2Te2·7Se0·3、Co4Sb12、AgxPbm+2SbTem和In4Se3|xClx中的任一种。
与现有的技术相比，本发明提供的航空发动机热电源装置具有如下有益效果为：采用热发电技术，利用涡扇发动机内外涵道的温度差，将内涵道的部分热能转化为电能，释放了涡轮轴上部分用于发电的有用功。与传统飞机发电装置相比：本装置无机械转动结构，可减少故障的可能性；结构简单，占用空间小；设计简单，无复杂线路。本装置提高了发动机的热效率，释放了涡轮轴上的有用功，发电效率受现有热电材料限制在10％至15％，更换高性能热电材料可以提高发电效率。本装置能产生直接可利用的直流电，可以直接向发动机用电元件供电、机翼耗电功能(加热、照明等)供电，还可以向客舱输送电力。因此利用航空发动机热电源装置，可以提高飞机发动机的做功能力，实现能源的最大化利用。本装置主要适用于高涵道比的涡扇发动机，对于其他类型的发动机，通过改动构型也可以利用。
附图说明
图1是目前常用的航空发动机剖面图；
图2是本发明提供的航空发动机热电源装置剖面图；
图3是本发明提供的航空发动机热电源装置中正或负极结构横向断面示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明提供的航空发动机热电源装置进行详细说明。与已有技术相同的部件采用相同的附图标号。
如图2、图3所示，本发明提供的航空发动机热电源装置设置在航空发动机内、外涵道之间，由正、负极构成；其中正极包括外壳12、多条导热片10和P型热电材料，所述的外壳12的外部呈半圆管状，两侧边缘处分别设有一个热自锁挂钩11；导热片10的截面呈“T”字形，沿外壳12的轴向设置，多条导热片10的下端间隔固定在外壳12的内部内圆周面上；P型热电材料填充在外壳12和导热片10之间的空间中；负极除外壳12内部填充的N型热电材料之外其它结构与正极相同，并且正、负极通过能够相互插接的热自锁挂钩11连成圆管状结构。
所述的航空发动机热电源装置中正、负极由环绕在燃烧室3、涡轮4和尾喷口13外部的燃烧室段7、涡轮段8和尾喷段9中的任一段、或连续两段、或连续三段构成；或者由环绕在压缩机2、燃烧室3、涡轮4和尾喷口13外部的压缩机段6、燃烧室段7、涡轮段8和尾喷段9构成，并且每段内填充的P型热电材料或N型热电材料的种类不同，相邻段同种类型(P型或N型)热电材料间利用导电材料板隔断。
所述的压缩机段6、燃烧室段7、涡轮段8和尾喷段9的横向断面尺寸不同，由此使航空发动机热电源装置的内外表面呈弧形曲面。
所述的每段内填充的P型热电材料选自P-SiGe、SrxPb1|xTe和Zn4Sb3中的任一种。
所述的每段内填充的N型热电材料选自CuxBi2Te2·7Se0·3、Co4Sb12、AgxPbm+2SbTem和In4Se3|xClx中的任一种。
实施例1：四段式全布局结构：
如图2、图3所示，本实施例中的航空发动机热热电源装置设置在航空发动机内、外涵道之间，由环绕在压缩机2、燃烧室3、涡轮4和尾喷口13外部的压缩机段6、燃烧室段7、涡轮段8和尾喷段9构成；外涵道5的气流经风扇1后流经本热电源装置的外表面，作为冷源端；内涵道气流经压缩机2初步升温，然后通过燃烧室3后温度急剧提高到超过1000K，燃烧室3外温度低于此温度，之后通过涡轮4和尾喷口13，温度下降至500K。内涵道高温环境作为热源端与本热电源装置的内表面接触。截面呈“T”字形的导热片10能够增大内部受热面积，使传热更充分。热电源装置正极内填充P型热电材料，该材料中的“正电荷”(空穴)在热电势作用下会向冷源端漂移；负极内填充N型热电材料，该材料中的电子会向冷源端漂移，在闭路情况下形成电流，由此驱动外接负载。正、负极通过热自锁挂钩11相连，可保证在内部受热情况下由于径向膨胀而使正、负极连接更加紧密。
本热电源装置由热电势驱动，对航空发动机而言，热源端有一定保证，冷源端温度则会受涵道比的影响，所以本热电源装置更适用于大涵道比(5以上)的涡轮风扇发动机。对于没有外涵道的航空发动机而言，可以将外界环境作为冷源端。
实施例2：非全段式布局：
实际应用时可以根据具体情况从进口向出口依次减少段数，例如采取选用环绕在燃烧室3、涡轮4和尾喷口13外部的燃烧室段7、涡轮段8和尾喷段9中的任一段的单段式布局；或选用环绕在涡轮4和尾喷口13外部的涡轮段8和尾喷段9的两段式布局；或选用环绕在燃烧室3、涡轮4和尾喷口13外部的燃烧室段7、涡轮段8和尾喷段9的三段式布局，但原则是连续取段，由于压缩机段6的温度低，发电量最小，可以不选取。

Claims (5)

1.一种航空发动机热电源装置，设置在航空发动机内、外涵道之间，其特征在于：所述的航空发动机热电源装置由正、负极构成；其中正极包括外壳(12)、多条导热片(10)和P型热电材料，所述的外壳(12)的外部呈半圆管状，两侧边缘处分别设有一个热自锁挂钩(11)；导热片(10)的截面呈“T”字形，沿外壳(12)的轴向设置，多条导热片(10)的下端间隔固定在外壳(12)的内部内圆周面上；P型热电材料填充在外壳(12)和导热片(10)之间的空间中；负极除外壳(12)内部填充的N型热电材料之外其它结构与正极相同，并且正、负极通过能够相互插接的热自锁挂钩(11)连成圆管状结构。
2.根据权利要求1所述的航空发动机热电源装置，其特征在于：所述的航空发动机热电源装置中正、负极由环绕在燃烧室(3)、涡轮(4)和尾喷口(13)外部的燃烧室段(7)、涡轮段(8)和尾喷段(9)中的任一段、或连续两段、或连续三段构成；或者由环绕在压缩机(2)、燃烧室(3)、涡轮(4)和尾喷口(13)外部的压缩机段(6)、燃烧室段(7)、涡轮段(8)和尾喷段(9)构成，并且每段内填充的P型热电材料或N型热电材料的种类不同，相邻段间利用导电材料板隔断。
3.根据权利要求2所述的航空发动机热电源装置，其特征在于：所述的压缩机段(6)、燃烧室段(7)、涡轮段(8)和尾喷段(9)的横向断面尺寸不同，由此使航空发动机热电源装置的内外表面呈弧形曲面。
4.根据权利要求2所述的航空发动机热电源装置，其特征在于：所述的每段内填充的P型热电材料选自P-SiGe、SrxPb1|xTe和Zn4Sb3中的任一种。
5.根据权利要求2所述的航空发动机热电源装置，其特征在于：所述的每段内填充的N型热电材料选自CuxBi2Te2.7Se0.3、Co4Sb12、AgxPbm+2SbTem和In4Se3|xClx中的任一种。
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