CN111608807A - 一种航空发动机余热回收利用系统 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及发动机技术领域，尤其涉及一种航空发动机余热回收利用系统。该航空发动机余热回收利用系统包括航空发动机、热声发动机和载热流体管路，所述载热流体管路的部分管路与所述航空发动机的壳体贴合设置，所述载热流体管路的两端分别与所述热声发动机的载热流体入口和载热流体出口对应连接。本发明提供的航空发动机余热回收利用系统，能够利用航空发动机内部气流传递给壳体的热量驱动热声发动机工作，将热能转化为机械能，不但回收了航空发动机工作时的热量，提升了航空发动机的能源利用效率，同时减少了航空发动机用于冷却壳体而产生的气量损失，有效解决了航空发动机的冷却问题，提升了航空发动机的整体性能，满足飞行器不同需求。

Description

一种航空发动机余热回收利用系统
技术领域
本发明涉及发动机技术领域，尤其涉及一种航空发动机余热回收利用系统。
背景技术
航空发动机是飞行器的心脏，为整个飞行器提供动力。但是当前的航空发动机由于尾气排热温度高，因此热效率非常低。航空发动机在工作时，进入航空发动机入口的气流经过进气压缩段的压缩增压后主要分为两部分，其中一部分进入燃烧段，另一部分作为冷却气流进入发动机的外壳夹层。进入燃烧段的气流在燃烧段内燃烧膨胀后推动膨胀段中的膨胀涡轮做功，并且加速进入加力燃烧室，在加力燃烧室内进一步与喷入的燃油燃烧升温，通过喷嘴加速喷出，推动飞行器前进。由于燃烧段、膨胀段、加力燃烧室、喷嘴段内的温度可能达到1500K以上，因此航空发动机的表面需要进行冷却保护，而进气压缩段的来流气体有一部分被作为冷却气流进入到航空发动机外壳的夹层，用于冷却发动机的内壁面。由于部分气流被用于冷却航空发动机壁面，因此用于发动机燃烧推进的气流减少，推进效率会大大降低。此外，高温推进气流传递给壁面的热量由发动机夹层内的冷却气流带走，也会大大降低航空发动机的热效率。也即，当前的航空发动机具有压缩气流损失大，效率低的缺点。
发明内容
(一)要解决的技术问题
本发明的目的是提供一种航空发动机余热回收利用系统，解决现有航空发动机压缩气流损失大，效率低的问题。
(二)技术方案
为了解决上述技术问题，本发明提供了一种航空发动机余热回收利用系统，包括航空发动机、热声发动机和载热流体管路，所述载热流体管路的部分管路与所述航空发动机的壳体贴合设置，所述载热流体管路的两端分别与所述热声发动机的载热流体入口、载热流体出口对应连接。
具体地，所述载热流体管路的部分管路设置于所述航空发动机的壳体外侧面上。
具体地，所述航空发动机的壳体内设有腔体，所述载热流体管路的部分管路穿过所述壳体，且所述载热流体管路的部分管路设置在所述腔体外围。
具体地，所述航空发动机的壳体外侧面设有绝热层。
进一步地，所述热声发动机包括热声高温换热器、热声回热器、热声冷却器和载冷流体管路，所述热声高温换热器、热声回热器和热声冷却器依次连接，所述载热流体管路的两端分别与所述热声高温换热器的载热流体入口、载热流体出口对应连接，所述载冷流体管路的两端分别与所述热声冷却器的载冷流体入口、载冷流体出口对应连接。
进一步地，还包括与所述热声发动机连接的发电机。
进一步地，还包括与所述热声发动机连接的热声制冷机，所述热声制冷机包括依次连接的制冷机冷却器、制冷机回热器和制冷机低温换热器。
进一步地，所述载热流体管路上设有循环泵。
进一步地，所述航空发动机包括依次连接的进气压缩段、燃烧段、膨胀段、加力燃烧室和喷嘴段。
具体地，所述载热流体管路的部分管路分别设置于所述燃烧段、膨胀段和加力燃烧室的壳体处。
具体地，所述载热流体管路的部分管路设置于所述加力燃烧室的壳体处，所述燃烧段和膨胀段的壳体外侧设有冷却气流通道，所述冷却气流通道与所述加力燃烧室相连通。
(三)有益效果
本发明的上述技术方案具有如下优点：
本发明提供的航空发动机余热回收利用系统，将载热流体管路的部分管路与航空发动机的壳体贴合设置，将载热流体管路的两端分别与热声发动机的载热流体入口、载热流体出口对应连接，从而利用航空发动机内腔体的气流传递给壳体的热量驱动热声发动机工作，热声发动机再将热能转化为声波形式的机械能，不但回收了航空发动机工作时的热量，提升了航空发动机的能源利用效率，同时减少了航空发动机用于冷却壳体而产生的气量损失，有效解决了航空发动机的冷却问题，进而提升了航空发动机的整体性能，能够满足飞行器不同需求。
附图说明
图1是本发明一种实施例航空发动机余热回收利用系统；
图2是本发明一种实施例航空发动机余热回收利用系统；
图3是本发明一种实施例航空发动机余热回收利用系统中航空发动机的壳体结构示意图。
图中：1：进气压缩段；2：燃烧段；3：膨胀段；4：加力燃烧室；5：喷嘴段；6：载热流体管路；7：热声高温换热器；8：热声回热器；9：热声冷却器；10：发电机；11：循环泵；12：壳体；14：绝热层；15：制冷机冷却器；16：制冷机回热器；17：制冷机低温换热器；18：冷却气流通道；19：载冷流体管路。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
如图1-3所示，本发明实施例提供一种航空发动机余热回收利用系统，至少包括航空发动机、热声发动机和载热流体管路6。
其中，所述载热流体管路6的部分管路与所述航空发动机的壳体贴合设置，所述载热流体管路6的两端分别与所述热声发动机的载热流体入口、载热流体出口对应连接。
其中，根据实际使用需求，所述载热流体管路6可以设置一根或多根。而所述载热流体管路6的部分管路是指，每根载热流体管路6中除去两端之外的任意部分。
本申请所述的航空发动机余热回收利用系统，所述航空发动机工作时内部气流将热量传递至壳体，由于所述载热流体管路6的部分管路与所述航空发动机的壳体贴合设置，使得壳体的热量传递给所述载热流体管路6内的载热流体，载热流体再将热量输送到所述热声发动机，所述热声发动机能够将热能转化为声波形式的机械能，从而实现对热能的回收利用。
本申请所述的航空发动机余热回收利用系统，不但能够回收航空发动机工作时产生的热量，而且能对回收的热量进行转化利用，提升了航空发动机的能源利用效率，同时还减少了航空发动机用于冷却壳体而产生的气量损失，有效解决了航空发动机的冷却问题，进而提升了航空发动机的整体性能，从而能够满足飞行器不同需求。
在本申请的具体实施例中，所述载热流体管路6的部分管路可以缠绕设置于所述航空发动机的壳体外侧面上，从而使得所述航空发动机内部的热量能够通过壳体传递至所述载热流体管路6。
在本申请的具体实施例中，所述航空发动机的壳体内设有腔体，所述航空发动机工作时腔体内的气流将热量传递至壳体。如图3所示，所述载热流体管路6的部分管路可以穿过所述壳体12，且所述载热流体管路6的部分管路设置在所述腔体外围。也即，所述载热流体管路6的部分管路嵌设在所述壳体12中，从而使得所述航空发动机工作时，所述腔体内的热量能够通过所述壳体12传递至所述载热流体管路6。
具体来说，所述载热流体管路6的部分管路可以与所述壳体12设置为一体结构，也即，所述壳体12设有供载热流体流通的流道，从而使得所述航空发动机工作时，所述腔体内的热量能够通过所述壳体12直接传递至所述流道中的载热流体。
具体来说，所述壳体12的外侧面和内侧面可以分别设置为与所述载热流体管路6相适配的波浪形结构，如图3所示。这种结构形式，一方面有利于稳定所述航空发动机的燃烧，另一方面也有利于增强高温气体与壳体的换热。
更具体来说，还可以在所述航空发动机的壳体12外侧面设置绝热层14，用以减少壳体12与环境气流之间的换热损失。
在本申请的进一步实施例中，所述热声发动机包括热声高温换热器7、热声回热器8、热声冷却器9和载冷流体管路19，所述热声高温换热器7、热声回热器8和热声冷却器9依次连接，所述载热流体管路6的两端分别与所述热声高温换热器7的载热流体入口、载热流体出口对应连接，所述载冷流体管路19的两端分别与所述热声冷却器9的载冷流体入口、载冷流体出口对应连接。
在工作时，所述载热流体管路6中的载热流体将热量输送到所述热声高温换热器7内，进而通过所述热声发动机将热量转化为声波形式的机械能。在此过程中，所述载冷流体管路19中的载冷流体将所述热声冷却器9的热量换出，并通过与飞行器的冲压气流换热，将热量散出。当飞行器高速飞行冲压气流温度过高时，载冷流体热量则可以通过飞行器的低温燃油带走。
在本申请的进一步实施例中，如图1所示，可以将所述热声发动机与发电机10进行连接，所述热声发动机将热量转化为声波形式的机械能，再通过声波就可以推动所述发电机10的活塞运动，进而将机械能转化为电能输出，输出的电能可以供给飞行器使用。
在本申请的进一步实施例中，如图2所示，可以将所述热声发动机与热声制冷机进行连接，所述热声发动机产生的声波形式的机械能，用于驱动所述热声制冷机进行制冷，进而用于冷却机舱内的人机环境。其中，所述热声制冷机包括依次连接的制冷机冷却器15、制冷机回热器16和制冷机低温换热器17。
在本申请的进一步实施例中，还可以将所述热声发动机分别与所述发电机10、所述热声制冷机进行连接，使得所述热声发动机产生的声波形式的机械能，同时驱动所述发电机10和所述热声制冷机，实现冷电联供。
在本申请的具体实施例中，所述载热流体管路6上设有循环泵11，通过所述循环泵11来驱动所述载热流体管路6中的载热流体循环流动。
在本申请的具体实施例中，所述载热流体管路6中的载热流体可以采用高温熔盐、液态金属或导热油等。
在本申请的具体实施例中，所述载热流体管路6也可以采用高温热管的方式进行传热。当采用高温热管传热时，则无需设置所述循环泵11。
在本申请的实施例中，所述航空发动机包括依次连接的进气压缩段1、燃烧段2、膨胀段3、加力燃烧室4和喷嘴段5。
在一种具体实施例中，如图1所示，可以将所述载热流体管路6的部分管路分别与所述燃烧段2、膨胀段3和加力燃烧室4的壳体进行贴合设置，从而最大限度的回收利用所述航空发动机壳体的余热。由于所述燃烧段2、膨胀段3和加力燃烧室4的壳体热量通过所述载热流体管路6中的载热流体带走，因此不再需要专门的压缩气流对所述航空发动机的壳体进行换热冷却，从而节省了压缩机能量，同时由于无须设置冷却气体的流道结构，因此所述航空发动机的结构可以进一步得到简化。
当所述航空发动机的燃烧段2和膨胀段3的壳体上设置较多的传感器和附件时，则难以布置所述载热流体管路6。因此，在一种具体实施例中，如图2所示，可以将所述载热流体管路6的部分管路与所述加力燃烧室4的壳体进行贴合设置。
在本申请的具体实施例中，当所述加力燃烧室4的壳体余热被回收利用，然而燃烧段2和膨胀段3的壳体表面的余热不能被回收利用时，可以在所述燃烧段2和膨胀段3的壳体外侧设置冷却气流通道18，所述冷却气流通道18与所述加力燃烧室4相连通，从而通过冷却气流通道18中的冷却空气也对所述燃烧段2和膨胀段3的壳体进行冷却，此时所需的冷却气流量可大幅度减小。冷却气流在冷却完所述燃烧段2和膨胀段3表面后，进入所述加力燃烧室4中参与进一步的燃烧做功。
综上所述，本发明实施例所述的航空发动机余热回收利用系统，能够利用航空发动机内部气流传递给壳体的热量驱动热声发动机工作，热声发动机再将热能转化为声波形式的机械能，不但回收了航空发动机工作时的热量，提升了航空发动机的能源利用效率，同时减少了航空发动机用于冷却发动机壳体而产生的气量损失，有效解决了航空发动机的冷却问题，进而提升了航空发动机的整体性能，能够满足飞行器不同需求。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
在本发明的描述中，除非另有说明，“若干”的含义是一个或多个；“多个”的含义是两个或两个以上；术语“上”、“下”、“左”、“右”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种航空发动机余热回收利用系统，其特征在于：包括航空发动机、热声发动机和载热流体管路，所述载热流体管路的部分管路与所述航空发动机的壳体贴合设置，所述载热流体管路的两端分别与所述热声发动机的载热流体入口、载热流体出口对应连接。
2.根据权利要求1所述的航空发动机余热回收利用系统，其特征在于：所述载热流体管路的部分管路设置于所述航空发动机的壳体外侧面。
3.根据权利要求1所述的航空发动机余热回收利用系统，其特征在于：所述航空发动机的壳体内设有腔体，所述载热流体管路的部分管路穿过所述壳体，且所述载热流体管路的部分管路设置在所述腔体外围。
4.根据权利要求3所述的航空发动机余热回收利用系统，其特征在于：所述航空发动机的壳体外侧面设有绝热层。
5.根据权利要求1所述的航空发动机余热回收利用系统，其特征在于：所述热声发动机包括热声高温换热器、热声回热器、热声冷却器和载冷流体管路，所述热声高温换热器、热声回热器和热声冷却器依次连接，所述载热流体管路的两端分别与所述热声高温换热器的载热流体入口、载热流体出口对应连接，所述载冷流体管路的两端分别与所述热声冷却器的载冷流体入口、载冷流体出口对应连接。
6.根据权利要求1所述的航空发动机余热回收利用系统，其特征在于：还包括与所述热声发动机连接的发电机。
7.根据权利要求1所述的航空发动机余热回收利用系统，其特征在于：还包括与所述热声发动机连接的热声制冷机，所述热声制冷机包括依次连接的制冷机冷却器、制冷机回热器和制冷机低温换热器。
8.根据权利要求1所述的航空发动机余热回收利用系统，其特征在于：所述载热流体管路上设有循环泵。
9.根据权利要求1所述的航空发动机余热回收利用系统，其特征在于：所述航空发动机包括依次连接的进气压缩段、燃烧段、膨胀段、加力燃烧室和喷嘴段；所述载热流体管路的部分管路分别设置于所述燃烧段、膨胀段和加力燃烧室的壳体处，或所述载热流体管路的部分管路设置于所述加力燃烧室的壳体处。
10.根据权利要求9所述的航空发动机余热回收利用系统，其特征在于：当所述载热流体管路的部分管路设置于所述加力燃烧室的壳体处时，所述燃烧段和膨胀段的壳体外侧设有冷却气流通道，所述冷却气流通道与所述加力燃烧室相连通。
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