CN108757218A - 一种新型热电循环组合发动机 - Google Patents

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    • H02K7/14—Structural association with mechanical loads, e.g. with hand-held machine tools or fans

Abstract

本发明涉及一种涡喷发动机，尤其涉及一种热电循环组合发动机，属于航空发动机领域。本发明是在现有TBCC发动机结构的基础上，利用热电转换装置，通过热电效应将发动机在工作时喷管尾气产生的余热、废热或飞行器表面的气动热转化为电能，利用产生的电能由机/电混合涡轮驱动压气机的新型热电循环发动机。当飞行器飞行马赫数较低、发动机处于涡喷工作模态下时，由热电转换系统提供电力来(联合)驱动压气机；当飞行器飞行马赫数较高时，压气机停止工作，发动机进入冲压工作模态。

Description

一种新型热电循环组合发动机
技术领域
本发明涉及一种涡喷发动机，尤其涉及一种热电循环组合发动机，属于航空发动机领域。
背景技术
随着各国航天航空技术水平的不断进步，对飞行器发动机的要求也变得越来越高，单一类型的动力形式并不能完全满足目前天地往返运输系统快速、廉价、自由往返空间和高超声速飞行器多任务飞行需求。目前常规的推进系统主要有火箭发动机、涡轮发动机、冲压发动机等等。其中火箭发动机的工作高度和速度虽然能够覆盖全部的范围，但是由于其需要自带燃料和氧化剂，比冲要远远小于传统的吸气式发动机；涡轮发动机的比冲虽然要高于火箭发动机，但是由于其飞行速度受到涡轮叶片耐热性能的影响，其工作速度一般在马赫数3 以下；而冲压发动机虽然能够在较高的马赫数下飞行，但是由于其在低速情况下无法启动，因此还需要其他动力系统提供启动速度。由于传统的推进系统存在以上种种缺点，因此人们希望将不同种类的发动机组合在一起，以弥补它们各自存在的缺陷。
高超声速飞行器是未来军、民用飞行器的战略发展方向，而涡轮基组合循环(Turbine Based Combined-Cycle，TBCC)发动机是未来高超声速飞行器最适合的动力系统之一。TBCC推进系统指的是将涡轮发动机与其他种类的发动机有机组合而成的一种推进系统，常见的为涡轮发动机与冲压发动机的组合，此外还有变循环涡扇冲压发动机、空气涡轮冲压发动机等等。TBCC发动机的用途很广，它可以为高超声速巡航导弹、高速攻击机等提供动力，也可以作为轨道飞行器的第一级来提供动力。其特点是发射和着陆地点条件灵活，单位推力大，安全性好而且运行成本较低，是一种非常具有潜力的组合发动机形式。开展高超声速飞行器研究具有前瞻性、战略性和带动性，将对军事、经济和人类社会文明产生不可估量的影响。就目前研究进展来看，组合动力系统相关的基础技术均取得了较大的进展，但仍有许多问题尚待进一步研究。
同时，今年来由于世界各个国家工业化的发展以及对电力、供暖、制冷等用电需求不断增加，在人类大量开采化石类能源的同时，随之而来的是日益突出的能源危机与环境问题。面对这些问题，人们已经开始致力于探索和开发可再生的新能源，对热电材料的研究就是其中之一。
发明内容
本发明的目的是为了解决现有发动机热能利用效率不足、大量废热无法利用的问题，提供一种热电循环组合发动机，该发动机能够提高发动机的循环热效率与推进效率。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的。
一种热电循环组合发动机，在现有TBCC发动机结构的基础上，将涡喷发动机的涡轮改变为机电混合驱动装置，即在涡喷发动机内增加驱动电机，驱动电机与涡轮组成机电混合驱动装置；所述驱动电机驱动装置置于燃烧室内；驱动电机作用于连接压气机与涡轮的固定连接轴；使压气机驱动力由涡轮单独提供变为涡轮与驱动电机共同提供。在涡喷发动机喷管出口壁面包覆安装热电转换材料，回收喷管废热；在飞行器前沿(自飞行器顶端向后5％发动机整体长度) 紧贴壳体内壁安装热电材料，回收飞行器高速飞行所产生的气动热；在飞行器发动机整体尾部出口(飞行器发动机尾部出口末端向前5％发动机整体长度)紧贴壳体内壁安装热电转换材料，回收燃气废热。在涡喷发动机壳体外环形安装电能存储装置，储存热电材料所产生的电能。利用电能存储装置内存储的电能为驱动电机供电，为压气机提供额外驱动力。完成整个热电组合循环。
所述前沿和尾部的热电转换材料紧贴壳体内壁布置。
所述驱动电机外部带有热防护壳，驱动电机不具有在超高温下正常工作的特性，因此驱动电机放置于燃烧室中需要热防护壳体进行保护，使驱动电机能够正常工作；
工作过程：当发动机点火后，飞行器处于低马赫数工作状态、发动机处于涡喷工作模态下时，由涡轮和热电转换系统提供电力来(联合)驱动压气机；当飞行器不断加速，处于较高马赫数时，压气机停止工作，发动机进入冲压工作模态。当发动机由高马赫数转换为低马赫数工作时，进入涡轮工作模态，转换为由涡轮和热电转换系统及电力存储装置存储的电能提供电力来(联合)驱动压气机。
该热电循环组合发动机通过安装在喷管外壁、燃烧室外壁的热电转换装置，把燃气的部分热量转换成电力，存储在电力储存装置中，或直接供驱动电机驱动压气机工作。
有益效果
1、本发明的热电循环组合发动机，减少涡轮级数，简化涡轮结构。
2、本发明的热电循环组合发动机，通过在喷管出口和发动机外壁面安装热电材料，充分回收发动机余热和废热，提高发动机热效率和燃料利用率。
3、本发明的热电循环组合发动机，充分回收发动机余热、废热并使这部分能量参与循环，提高总能量利用效率，提高推进效率。
4、本发明的热电循环组合发动机，在材料和结构允许的情况下可以向所有航空发动机推广。
附图说明
图1为机/电混合涡轮示意图；
图2为机/电混合涡轮式热电组合发动机结构设计图；
图3为前沿和尾部的热电转换材料安装方式示意图；
图4为涡喷发动机喷管外壁面处热电转换材料安装方式示意图。
其中，1—热电转换材料、2—驱动电机、2.1—热防护壳体、3—电力存储装置、4—传动轴、5—压气机、6—涡轮、7—电机支架/接线支架、8—密封部件、9—燃烧室。
具体实施方式
为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合附图和实例对发明内容做进一步说明。
实施例1：
热电循环组合发动机，如图1所示，在现有TBCC发动机结构的基础上，为涡喷发动机增加驱动电机2，即在涡喷发动机内增加驱动电机2；所述驱动电机 2置于燃烧室9内；驱动电机2作用于连接压气机5与涡轮6的固定连接轴；使压气机5所需驱动力由涡轮6单独提供变为涡轮6与驱动电机2共同提供。在涡喷发动机喷管出口壁面安装热电转换材料1，回收喷管废热同时有助于喷管散热，如图4所示；在飞行器前沿安装热电材料1，回收飞行器高速飞行所产生的气动热；在飞行器发动机整体尾部出口安装热电转换材料1，回收燃气废热，如图2所示。利用电能存储装置储存热电材料所产生的电能。利用电能存储装置内存储的电能为驱动电机2供电，为压气机5提供额外驱动力。完成整个热电组合循环。
所述前沿和尾部的热电转换材料紧贴壳体内壁布置，如图3所示。
所述驱动电机2外部带有热防护壳，驱动电机2不具有在超高温下正常工作的特性，因此驱动电机2放置于燃烧室9中需要热防护壳体2.1进行保护，使驱动电机2能够正常工作；
工作过程：发动机点火后，飞行器处于低马赫数工作状态、发动机处于涡喷工作模态，由驱动电机2驱动压气机5和涡轮6开始低速转动，空气经由压气机5压缩进入燃烧室9，注入的燃料与空气充分燃烧成为高温燃气并充分做功，在喷出喷口10的同时驱动涡轮6转动，由传动轴4带动压气机工作；同时，喷出的高温燃气经由喷管处的热电转换材料1将热能转换为电能并存储于电力存储装置3，存储的电能经由支架7连接驱动电机2，电机2驱动传动轴4驱动压气机5工作，形成完整循环。压气机由涡轮6和驱动电机2同时驱动，回收之前被认为是废热的部分热能，充分利用燃烧所产生的各种能量。驱动电机2外围包裹热防护壳体2.1保护电机正常工作。高马赫数模态时，发动机处于冲压工作模态。安装在飞行器前沿和飞行器喷管出口的热电材料1充分利用飞行器的气动热，储存在电力存储装置3中，当飞行器转换为低马赫数工作模态时，涡喷发动机启动，重复上述工作过程。
以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种热电循环组合发动机，其特征在于：在现有TBCC发动机结构的基础上，为涡喷发动机增加驱动电机、热电转换材料、电力存储装置以及热防护壳体；所述驱动电机置于燃烧室内；驱动电机作用于连接压气机与涡轮的固定连接轴；使压气机驱动力由涡轮单独提供变为涡轮与驱动电机共同提供；在涡喷发动机喷管出口外壁面安装热电转换材料，回收喷管废热；在飞行器前沿安装热电材料，回收飞行器高速飞行所产生的气动热；在飞行器发动机整体尾部安装热电转换材料，回收燃气废热；在燃烧室壳体外壁面安装电力存储装置；利用电能存储装置储存热电材料所产生的电能；利用电能存储装置内存储的电能为驱动电机供电，为压气机提供额外驱动力；完成整个热电组合循环。
2.如权利要求1所述的一种热电循环组合发动机，其特征在于：所述驱动电机外部带有热防护壳。
3.如权利要求1所述的一种热电循环组合发动机，其特征在于：所述前沿和尾部的热电转换材料紧贴壳体内壁布置。
4.如权利要求1或2所述的一种热电循环组合发动机，其特征在于：所述热电循环组合发动机的工作过程为：当发动机点火后，飞行器处于低马赫数工作状态、发动机处于涡喷工作模态下时，由涡轮和热电转换系统提供电力来驱动压气机；当飞行器不断加速，处于较高马赫数时，压气机停止工作，发动机进入冲压工作模态；当发动机由高马赫数转换为低马赫数工作时，进入涡轮工作模态，转换为由涡轮和热电转换系统及电力存储装置存储的电能提供电力来驱动压气机。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114576007A (zh) * 2022-03-01 2022-06-03 北京盈天航空动力科技有限公司 一种微小型涡喷发动机余热回收电机结构
CN117145633A (zh) * 2023-10-31 2023-12-01 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种用于航空发动机的基于热电效应的余热回收系统

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103256147A (zh) * 2012-02-15 2013-08-21 波音公司 涡轮发动机喷嘴中的热电发生器
CN106050472A (zh) * 2016-07-08 2016-10-26 西北工业大学 涡轮火箭组合冲压发动机及其工作方法
CN106574574A (zh) * 2014-08-08 2017-04-19 赛峰飞机发动机公司 涡轮喷气发动机的混成压缩机
CN106762221A (zh) * 2017-01-13 2017-05-31 厦门大学 涡轮冲压组合发动机冲压空气涡轮热电转换及预冷方法
CN107425754A (zh) * 2017-09-08 2017-12-01 中国民航大学 航空发动机热电源装置

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103256147A (zh) * 2012-02-15 2013-08-21 波音公司 涡轮发动机喷嘴中的热电发生器
CN106574574A (zh) * 2014-08-08 2017-04-19 赛峰飞机发动机公司 涡轮喷气发动机的混成压缩机
CN106050472A (zh) * 2016-07-08 2016-10-26 西北工业大学 涡轮火箭组合冲压发动机及其工作方法
CN106762221A (zh) * 2017-01-13 2017-05-31 厦门大学 涡轮冲压组合发动机冲压空气涡轮热电转换及预冷方法
CN107425754A (zh) * 2017-09-08 2017-12-01 中国民航大学 航空发动机热电源装置

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114576007A (zh) * 2022-03-01 2022-06-03 北京盈天航空动力科技有限公司 一种微小型涡喷发动机余热回收电机结构
CN117145633A (zh) * 2023-10-31 2023-12-01 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种用于航空发动机的基于热电效应的余热回收系统
CN117145633B (zh) * 2023-10-31 2024-01-19 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种用于航空发动机的基于热电效应的余热回收系统

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