CN108100266A - 一种长航时航空器的混合动力装置及其控制方法 - Google Patents

一种长航时航空器的混合动力装置及其控制方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种长航时航空器的混合动力装置及其控制方法，用于提高航空发动机的机动性和续航时间，包括液态燃料动力单元和核动力单元，核动力单元包括太阳能电池板、X光发射器、铪178堆芯和热交换器，X光发射器用于照射所述铪178堆芯，铪178堆芯正对热交换器布置，用于将伽马射线的热量传递给热交换器中的进气，热交换器的进气与压气机出口连通，二者之间的连通管路上设置空气流向切换装置，当航空器处于起飞或降落阶段时，液态燃料动力单元工作；当航空器处于巡航阶段时，液态燃料动力单元逐渐停止工作，核动力单元工作。从而发动机的续航能力大大延长，同时降低起飞重量，减少燃料量，具有广泛应用价值。

Description

一种长航时航空器的混合动力装置及其控制方法
技术领域
本发明属于航空发动机领域，主要涉及一种长航时航空器的混合动力装置及其控制方法，用于解决现有航空煤油式及蓄能式航空发动机续航能力差，以及太阳能式及核能式航空发动机机动性差等问题。
背景技术
军事用途的航空动力装置需要机动性好，民用航空动力如气象研究、同温层大气研究及高空及大气科学研究需要长时间高空作业的特点。而现有航空煤油式及蓄能式航空发动机存在续航能力差，以及太阳能式及核能式航空发动机存在机动性差等问题。本发明就在此背景下提出的。
发明内容
本发明为解决现有航空煤油式及蓄能式航空发动机续航能力差，以及太阳能式及核能式航空发动机机动性差等问题，提出了一种长航时航空器的混合动力装置及其控制方法，可广泛适用于军事用途的航空动力装置，以及民用航空动力如气象研究、同温层大气研究及高空及大气科学研究等长航时用途的航空器动力装置中。
根据本发明的一方面，本发明为解决其技术问题，提供了一种长航时航空器的混合动力装置，用于提高航空发动机的机动性和续航时间，包括液态燃料动力单元和核动力单元，其特征在于：
所述液态燃料动力单元为涡喷发动机，包括依次布置并相互连通的进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管，所述燃烧室布置在压气机和涡轮之间，并与燃料供应装置连通，用于燃烧液态燃料；
所述核动力单元包括太阳能电池板、X光发射器、铪178堆芯和热交换器，所述太阳能电池板与X光发射器电连接，用于为所述X光发射器提供电能；所述X光发射器正对铪178堆芯布置，用于照射所述铪178堆芯，使其衰变产生伽马射线；所述铪178堆芯正对热交换器布置，用于将伽马射线的热量传递给所述热交换器中的进气；
所述热交换器包括进气口和出气口，所述进气口与所述液态燃料动力单元中的压气机出口连通，所述出气口与所述液态燃料动力单元中的燃烧室的进气口连通，且所述进气口与所述压气机出口之间的连通管路上设置空气流向切换装置，所述空气流向切换装置与发动机控制器通信连接；
当所述航空器处于起飞或降落阶段时，所述发动机控制器关闭空气流向切换装置，所述核动力单元不工作，所述液态燃料动力单元工作；
当所述航空器处于巡航阶段时，所述发动机控制器打开空气流向切换装置，并逐渐关闭所述燃料供应装置，所述液态燃料动力单元逐渐停止工作，所述核动力单元工作。
优选地，所述核动力单元还包括逆变器和蓄电器，所述太阳能电池板依次与蓄电器、逆变器、X光发射器电连接，所述蓄电器用以存储太阳能电池板的直流电，所述逆变器用以将所述蓄电器存储的直流电转换成交流电，并为所述X光发射器提供电能。
进一步地，所述X光发射器与所述发动机控制器通信连接。
优选地，所述压气机包括低压压气机和高压压气机，所述低压压气机布置在所述进气道与高压压气机之间，用于提高进口空气压力，所述高压压气机布置在所述低压压气机和燃烧室之间，用于进一步提高空气压力。
进一步地，所述空气流向切换装置布置在所述高压压气机出口和所述热交换器的进气口之间的连通管路上，用于控制气体是否向热交换器流动。
进一步地，所述涡轮包括高压涡轮和低压涡轮，所述高压涡轮与高压压气机同轴连接，所述低压涡轮与低压压气机同轴连接，所述高压涡轮布置在所述燃烧室和低压涡轮之间，用于燃气膨胀做功，带动所述高压压气机旋转；所述低压涡轮布置在所述高压涡轮和尾喷管之间，用于燃气进一步膨胀做功，并带动所述低压压气机旋转；所述尾喷管布置在所述低压涡轮之后，使燃气进一步膨胀加速，提高出口气流速度，提供推力。
进一步地，所述燃料供应装置包括通过燃油管路依次连通的油箱、增压泵、燃料计量阀和燃料分配器，所述燃料分配器的出口和所述燃烧室的进油口连通，所述增压泵、燃料计量阀均与所述发动机控制器通信连接。所述增压泵布置在油箱和燃料计量阀之间，用于驱动液态燃料流动，所述燃料分配器布置在所述燃料计量阀和燃烧室之间，用于分配燃料量。
进一步地，所述液态燃料动力单元还包括均与所述发动机控制器通信连接的压力传感器、转速传感器、温度传感器，所述压力传感器布置在所述高压压气机之后，用于测量所述高压压气机之后的压力，并将压力信号传递给所述发动机控制器；所述转速传感器布置在高压涡轮的转子上，用于测量高压涡轮的转速，并将转速信号传递给所述发动机控制器；所述温度传感器布置在所述低压涡轮之后，用于测量所述低压涡轮后的温度，并将温度信号传递给所述发动机控制器。
进一步地，所述发动机控制器与所述压力传感器、转速传感器、温度传感器、增压泵、燃料计量阀、空气流向切换装置、X光发射器通信连接，用于接受并处理各传感器信号，并控制所述增压泵、燃料计量阀、空气流向切换装置、X光发射器动作。
进一步地，所述发动机控制器包括基于液态燃料动力的控制模式和基于核动力的控制模式，当航空器处于起飞或降落阶段，采用基于液态燃料动力的控制模式，所述发动机控制器关闭X光发射器、空气流向切换装置，所述核动力单元不工作，打开增压泵、燃料计量阀，所述液态燃料动力单元工作；当所述航空器处于起飞或降落阶段时，采用基于核动力的控制模式，所述发动机控制器打开X光发射器、空气流向切换装置，所述核动力单元工作，逐渐关闭增压泵、燃料计量阀，所述液态燃料动力单元逐渐停止工作。
根据本发明的另一方面，还提供了一种上述混合动力装置的控制方法，其特征在于，当航空器处于起飞或降落阶段，所述发动机控制器关闭X光发射器、空气流向切换装置，所述核动力单元不工作，打开增压泵、燃料计量阀，所述液态燃料动力单元工作；当所述航空器处于起飞或降落阶段时，所述发动机控制器打开X光发射器、空气流向切换装置，所述核动力单元工作，逐渐关闭增压泵、燃料计量阀，所述液态燃料动力单元逐渐停止工作。在该过程中，通过空气流向切换装置、增压泵和燃料计量阀开度，使得控制发动机转速始终保持恒定。这样使得飞机的状态始终保持平稳，避免了工作方式转换造成的飞机供能不足或者过度供能。
本发明的一种长航时航空器的混合动力装置及其控制方法，相对于现有技术的显著优点是：(1)在不同飞行阶段采用不同的控制模式，克服了现有液态燃料式航空动力发动机续航时间有限及核能动力发动机可操控性差等问题；(2)当航空器处于起飞和降落阶段，采用基于液态燃料动力的控制模式；当航空器处于巡航阶段，采用基于核动力的控制模式，从而发动机的续航能力可以很容易的拓展到数周，同时降低起飞重量，减少燃料量；(3)工作方式切换过程中，转速始终保持恒定，使得飞机的状态始终保持平稳，避免了工作方式转换造成的飞机供能不足或者过度供能；(4)本发明的长航时混合动力航空发动机装置及控制方法可广泛适用于军事用途的航空动力装置，民用航空动力如气象研究、同温层大气研究及高空及大气科学研究等长航时用途的航空器动力装置中。
附图说明
图1为本发明的长航时航空器的混合动力装置的结构示意图；
图2为基于液态燃料动力的控制模式逻辑图；
图3为基于核动力的控制模式逻辑图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对本发明进一步详细说明。需要说明的是，以下所述仅为本发明的较佳实施例，并不因此而限定本发明的保护范围。
如图1所示，本发明的长航时航空器的混合动力装置，用于提高航空发动机的机动性和续航时间，包括液态燃料动力单元和核动力单元。
液态燃料动力单元为涡喷发动机，包括依次布置并相互连通的进气道(图中未示出)、低压压气机8、高压压气机9、燃烧室10、高压涡轮11、低压涡轮12和尾喷管13，燃烧室布置在压气机和涡轮之间，并与燃料供应装置连通，用于燃烧液态燃料；低压压气机8布置在进气道与高压压气机9之间，用于提高进口空气压力；高压压气机9布置在低压压气机8和燃烧室10之间，用于进一步提高空气压力；燃烧室10布置在高压压气机9和高压涡轮11之间，用于燃烧液态燃料。
高压涡轮11布置在燃烧室10和低压涡轮12之间，高压涡轮11与高压压气机9同轴连接，用于燃气膨胀做功，带动高压压气机9旋转；低压涡轮12布置在高压涡轮11和尾喷管13之间，低压涡轮12与低压压气机8同轴连接，用于燃气进一步膨胀做功，带动低压压气机8旋转；尾喷管13布置在低压涡轮12之后，使燃气进一步膨胀加速，提高出口气流速度，提供推力。
燃烧室10的进油口与燃料供应装置连通。燃料供应装置包括通过燃油管路依次连通的油箱18、增压泵19、燃料计量阀20和燃料分配器21，燃料分配器21的出口和燃烧室10的进油口连通，增压泵19、燃料计量阀20均与发动机控制器17通信连接。增压泵19布置在油箱18和燃料计量阀20之间，用于驱动液态燃料流动，燃料分配器21布置在燃料计量阀20和燃烧室10的进油口之间，用于分配燃料量。
核动力单元包括太阳能电池板1、逆变器2、蓄电器3、X光发射器4、铪178堆芯5和热交换器6。其中，太阳能电池板1用于接收太阳能，并将太阳能转化为电能储存在蓄电器3中；逆变器2布置在蓄电器3和X光发射器4之间，用于将直流电转换成交流电，并为X光发射器4提供电能；X光发射器4正对铪178堆芯5布置，用于照射铪178堆芯5，使其衰变产生伽马射线；铪178堆芯5正对热交换器6布置，用于衰变产生伽马射线，用于将伽马射线的热量传递给热交换器6中的进气。
热交换器6包括进气口和出气口，进气口与高压压气机9出口连通，出气口与燃烧室10的进气口连通，且进气口与高压压气机9出口之间的连通管路上设置空气流向切换装置7，空气流向切换装置7用于控制气体是否向热交换器6流动。X光发射器4、空气流向切换装置7均与发动机控制器17通信连接。
液态燃料动力单元还包括均与发动机控制器17通信连接的压力传感器14、转速传感器15、温度传感器16，压力传感器14布置在高压压气机9之后，用于测量高压压气机9之后的压力，并将压力信号传递给发动机控制器17；转速传感器15布置在高压转子上，用于测量高压转子转速，并将转速信号传递给发动机控制器17；温度传感器16布置在低压涡轮12之后，用于测量低压涡轮12后的温度，并将温度信号传递给发动机控制器17；发动机控制器17与压力传感器14、转速传感器15、温度传感器16、增压泵19、燃料计量阀20相连，用于接受并处理各传感器信号，并控制增压泵19、燃料计量阀20动作。
本发明的长航时航空器混合动力装置，包括基于液态燃料动力的控制模式和基于核动力的控制模式。当航空器处于起飞和降落阶段，采用基于液态燃料动力的控制模式，发动机控制器17关闭空气流向切换装置7，核动力单元不工作，所述液态燃料动力单元工作。当航空器处于巡航阶段时，采用基于核动力的控制模式，发动机控制器17打开空气流向切换装置7，并逐渐关闭燃料供应装置，液态燃料动力单元逐渐停止工作，核动力单元工作。
基于液态燃料动力的控制模式如图2所示。当航空器处于起飞和降落阶段，供电系统工作，发动机控制器工作，增压泵工作，燃料计量阀打开，发动机点火，喷气发动机启动，加速到起飞状态，起飞。
基于核动力的控制模式为如图3所示。当航空器处于巡航阶段时，供电系统工作，发动机控制器工作，太阳能电池板工作，逆变器工作，蓄电器工作，X光发射器工作，空气流向切换装置工作，热交换器阀门打开，液态燃料供应逐渐减少，液态燃料动力的控制模式停止工作。
以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和优点。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效物界定。

Claims (10)

1.一种长航时航空器的混合动力装置，包括液态燃料动力单元和核动力单元，其特征在于：
所述液态燃料动力单元为涡喷发动机，包括依次布置并相互连通的进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管，所述燃烧室布置在压气机和涡轮之间，并与燃料供应装置连通，用于燃烧液态燃料；
所述核动力单元包括太阳能电池板、X光发射器、铪178堆芯和热交换器，所述太阳能电池板与X光发射器电连接，用于为所述X光发射器提供电能；所述X光发射器正对铪178堆芯布置，用于照射所述铪178堆芯，使其衰变产生伽马射线；所述铪178堆芯正对热交换器布置，用于将伽马射线的热量传递给所述热交换器中的进气；
所述热交换器包括进气口和出气口，所述进气口与所述液态燃料动力单元中的压气机出口连通，所述出气口与所述液态燃料动力单元中的燃烧室的进气口连通，且所述进气口与所述压气机出口之间的连通管路上设置空气流向切换装置，所述空气流向切换装置与发动机控制器通信连接；
当所述航空器处于起飞或降落阶段时，所述发动机控制器关闭空气流向切换装置，所述核动力单元不工作，所述液态燃料动力单元工作；
当所述航空器处于巡航阶段时，所述发动机控制器打开空气流向切换装置，并逐渐关闭所述燃料供应装置，所述液态燃料动力单元逐渐停止工作，所述核动力单元工作。
2.根据上述权利要求所述的混合动力装置，其特征在于：所述核动力单元还包括逆变器和蓄电器，所述太阳能电池板依次与蓄电器、逆变器、X光发射器电连接，所述蓄电器用以存储太阳能电池板的直流电，所述逆变器用以将所述蓄电器存储的直流电转换成交流电，并为所述X光发射器提供电能。
3.根据上述权利要求所述的混合动力装置，其特征在于：所述X光发射器与所述发动机控制器通信连接。
4.根据上述权利要求所述的混合动力装置，其特征在于：所述压气机包括低压压气机和高压压气机，所述低压压气机布置在所述进气道与高压压气机之间，用于提高进口空气压力，所述高压压气机布置在所述低压压气机和燃烧室之间，用于进一步提高空气压力。
5.根据上述权利要求所述的混合动力装置，其特征在于：所述空气流向切换装置布置在所述高压压气机出口和所述热交换器的进气口之间的连通管路上，用于控制气体是否向热交换器流动。
6.根据上述权利要求所述的混合动力装置，其特征在于：所述涡轮包括高压涡轮和低压涡轮，所述高压涡轮与高压压气机同轴连接，所述低压涡轮与低压压气机同轴连接，所述高压涡轮布置在所述燃烧室和低压涡轮之间，用于燃气膨胀做功，带动所述高压压气机旋转；所述低压涡轮布置在所述高压涡轮和尾喷管之间，用于燃气进一步膨胀做功，并带动所述低压压气机旋转；所述尾喷管布置在所述低压涡轮之后，使燃气进一步膨胀加速，提高出口气流速度，提供推力。
7.根据上述权利要求所述的混合动力装置，其特征在于：所述燃料供应装置包括通过燃油管路依次连通的油箱、增压泵、燃料计量阀和燃料分配器，所述燃料分配器的出口和所述燃烧室的进油口连通，所述增压泵、燃料计量阀均与所述发动机控制器通信连接。所述增压泵布置在油箱和燃料计量阀之间，用于驱动液态燃料流动，所述燃料分配器布置在所述燃料计量阀和燃烧室之间，用于分配燃料量。
8.根据上述权利要求所述的混合动力装置，其特征在于：所述液态燃料动力单元还包括均与所述发动机控制器通信连接的压力传感器、转速传感器、温度传感器，所述压力传感器布置在所述高压压气机之后，用于测量所述高压压气机之后的压力，并将压力信号传递给所述发动机控制器；所述转速传感器布置在高压涡轮的转子上，用于测量高压涡轮的转速，并将转速信号传递给所述发动机控制器；所述温度传感器布置在所述低压涡轮之后，用于测量所述低压涡轮后的温度，并将温度信号传递给所述发动机控制器。
9.根据上述权利要求所述的混合动力装置，其特征在于：所述发动机控制器与所述压力传感器、转速传感器、温度传感器、增压泵、燃料计量阀、空气流向切换装置、X光发射器通信连接，用于接受并处理各传感器信号，并控制所述增压泵、燃料计量阀、空气流向切换装置、X光发射器动作。
10.根据上述权利要求所述的混合动力装置，其特征在于：所述发动机控制器包括基于液态燃料动力的控制模式和基于核动力的控制模式，当航空器处于起飞或降落阶段，采用基于液态燃料动力的控制模式，所述发动机控制器关闭X光发射器、空气流向切换装置，所述核动力单元不工作，打开增压泵、燃料计量阀，所述液态燃料动力单元工作；当所述航空器处于起飞或降落阶段时，采用基于核动力的控制模式，所述发动机控制器打开X光发射器、空气流向切换装置，所述核动力单元工作，逐渐关闭增压泵、燃料计量阀，所述液态燃料动力单元逐渐停止工作。
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