CN111762327A - 用于翼身融合体飞机的节能型推进系统 - Google Patents
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Abstract
本公开提供了一种用于翼身融合体飞机的节能型推进系统，包括：主发动机、热电转换装置、电力储能装置、两组外置风扇、以及驱动所述外置风扇转动的电动机；本公开在不改变翼身融合体飞机整体气动布局的基础上，通过在飞机两翼设置一定数量的外置风扇来提高推进系统等效涵道比，从而可以降低燃油消耗和减少排放；通过沿主发动机尾喷段壁面布置若干热电转换模块吸收排气余热并通过热电调理模块处理后存储到电力储能装置中，存储的电能稳压后可以分别为外置风扇的电动机、飞发附件设备提供全部或者部分电力，从而将发动机部分排气余热回收转换为电能使用，降低主发动机用于飞发附件系统以及外置风扇设备的功率提取以及燃油消耗。
Description
技术领域
本公开涉及飞机推进系统，尤其涉及一种用于翼身融合体飞机的节能型推进系统。
背景技术
翼身融合体飞机是一种将传统飞机的机翼和机身进行融合的具有先进气动性能的飞机，近年来逐渐成为民用航空设计研究关注的焦点之一。与传统构型飞机相比，翼身融合体飞机可以大大提高燃油经济性、优化结构和降低重量，使得翼身融合体飞机具有承载能力高、气动效率高、低油耗和低排放等优点。目前，世界主要航空发达国家针对翼身融合飞机均制定了相应的应对发展规划，形成了民机发展史上空前的新技术全面发展局面。
众所周知，推进系统是飞机的“心脏”，未来的民用客机将更多追求“绿色航空”的发展理念，以“节能、减排、降噪”为发展目标，因此对推进系统经济性和低排放的期待越来越高。目前科研人员为了提高翼身融合体飞机燃油经济性，采用了全电力推进技术、混合电推进技术以及分布式推进技术等，而这些技术短时间内难以实现。
以此同时，传统燃气涡轮推进系统发展至今，愈发成熟的同时却面临着技术发展瓶颈，受材料、工艺等多方面技术发展影响，难以在短时间内实现燃油经济性和排放性的质的突破，即愈发难以满足翼身融合体飞机对于推进系统的需求。
公开内容
为了解决上述技术问题中的至少一个，本公开提供了一种用于翼身融合体飞机的节能型推进系统，具体实现方式：
用于翼身融合体飞机的节能型推进系统，包括：主发动机、热电转换装置、电力储能装置、两组外置风扇、以及驱动所述外置风扇转动的电动机；
所述两组所述外置风扇分别设置于飞机的两个飞翼；所述热电转换装置包括热电转换模块，所述热电转换模块安装于所述主发动机尾喷段内壁面；
所述热电转换装置与所述电力储能装置通过储能电缆相连，所述电力储能装置与所述电动机通过电动机电缆相连。
进一步地，数个所述热电转换模块沿所述主发动机尾喷段轴向间隔分布为N段，每段均包括沿所述主发动机尾喷段内壁周向布置的M个热电转换模块；N≥1，M≥1。
进一步地，所述热电转换装置还包括热电调理模块，所述热电调理模块与所述热电转换模块通过内部电缆连接，所述热电调理模块包括电能指标检测单元和用于将指标未达设定值的电能消耗处理的消耗单元。
进一步地，所述飞翼为中空结构，所述外置风扇和所述电动机安装于所述飞翼内部，所述外置风扇的气流通道呈流线型。
进一步地，所述电力储能装置包括若干并联或串联的电池组，以及与所述电池组相连的稳压输出电路。
进一步地，所述电力储能装置布置于飞机中部位置。
进一步地，所述主发动机的数量为两个，所述主发动机为背撑式发动机，两个所述主发动机安装于飞机后部并沿飞机中轴线对称布置。
进一步地，所述主发动机包括轴对称短舱、和发动机支架，所述轴对称短舱的外罩型面呈流线型，所述发动机支架为窄截面支架。
进一步地，所述电力储能装置通过机载设备供电电缆与飞机的机载用电设备相连。
进一步地，所述电力储能装置通过发动机附件设备供电电缆与主发动机的发动机附件设备相连。
附图说明
附图示出了本公开的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本公开的原理，其中包括了这些附图以提供对本公开的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。
图1是本公开的用于翼身融合体飞机的节能型推进系统布置示意图；
图2是本公开的热电转换装置示意图；
图3是本公开的外置风扇安装示意图；
图4是本公开的外置风扇气流通道示意图；
图中：
机载用电设备1；外置风扇2；电动机3；主发动机4；热电转换装置5；电力储能装置6；储能电缆10；电动机驱动轴20；电动机电缆30；机载设备供电电缆40；轴对称短舱41；发动机附件设备42；发动机支架43；主发动机尾喷段44；发动机附件设备供电电缆50；热电转换模块51；内部电缆52；热电调理模块53；飞机100；飞翼101；加强肋102。
具体实施方式
下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本公开。
参照图1，本实施例提供一种用于翼身融合体飞机的节能型推进系统，包括：主发动机4、热电转换装置5、电力储能装置6、两组外置风扇2、以及驱动所述外置风扇2转动的电动机3，所述电动机3通过电动机驱动轴20与所述外置风扇2传动连接；所述两组所述外置风扇2分别设置于飞机的两个飞翼101，并沿飞机100中轴线对称分布，两组所述外置风扇2均包括至少一个外置风扇2；所述热电转换装置5包括热电转换模块51，所述热电转换模块51安装于所述主发动机尾喷段44内壁面；所述热电转换装置5与所述电力储能装置6通过储能电缆10相连，所述电力储能装置6与所述电动机3通过电动机电缆30相连。
本实施例通过布置外置风扇2可以有效提高推进系统的涵道比，降低燃油消耗。解决传统发动机由于受限于叶尖来流速度以及结构尺寸，传统发动机的风扇直径无法设计过大等问题，本实施例通过外置风扇可以打破这种局限性，等效于间接增大了主发动机的风扇直径，提高了涵道比，减少飞机巡航状态时的燃油消耗。
参照图1、图3和图4，所述飞翼101为中空结构，采用加强肋102对飞翼101进行内部支撑，所述外置风扇2和所述电动机3安装于所述飞翼101内部，有利于进一步减少空气阻力截面，所述外置风扇2的气流通道呈流线型，类似于主发动机4的短舱结构，整体嵌入到飞翼101内部，内部流道型面有利于减少风扇后的流动损失，飞翼101外部型面有利于减少外部空气阻力。
参照图1，所述主发动机4的数量为两个，所述主发动机4为背撑式发动机，两个所述主发动机4安装于飞机后部并沿飞机中轴线对称布置。所述主发动机4包括轴对称短舱41、和发动机支架43，所述轴对称短舱41的外罩型面呈流线型，所述发动机支架43为窄截面支架。以最大限度减少进气阻力和提高气动效率。
本公开的节能型推进系统设计合理、结构简单，技术方案比较容易实现。立足于成熟的大涵道比主发动机4技术，没有对常规推进系统的内部结构和气动布局做出较大改变，因此应用的技术风险相对较小。
参照图1和图2，本实施例所述热电转换装置5布置在主发动机4的尾喷段位置，通过热电转换模块51将主发动机4的部分排气余热转换为电能并存储道电力储能装置6，实现余热回收再利用；达到节能减排的效果。采用热电转换技术实现翼身融合体飞机部分设备自供电或者补充供电，提高了推进系统的综合能量利用率，节省燃油消耗。可以有效降低主发动机4分配给飞发附件以及机载设备发电机所需的燃料消耗，同时，存储的电能可以根据需要随时使用，方便快捷。
数个所述热电转换模块51沿所述主发动机尾喷段44轴向间隔分布为N段，每段均包括沿所述主发动机尾喷段44内壁周向布置的M个热电转换模块51；N≥1，M≥1。通过在主发动机尾喷段44沿其轴向分别设置多段热电转换模块51，可以提高对主发动机尾喷段44余热的回收效率，每段热电转换模块51均包括沿发动机微喷段内壁轴向分别的至少一个热电转换模块51，使得余热回收更加全面，提高回收有效率。
参照图1和图4，本实例中，所述热电转换装置5还包括热电调理模块53，所述热电调理模块53与所述热电转换模块51通过内部电缆52连接，所述热电调理模块53包括电能指标检测单元和用于将指标未达设定值的电能消耗处理的消耗单元。热电转换模块51获取的电能通过内部电缆52输送到热电调理模块53，热电调理模块53带有电能指标检测单元和电能耗散单元，指标达到设定要求的电能通过热电调理模块53后经储能电缆10输送至电力储能装置6进行存储，指标未达到设定要求的电能通过热电调理模块53自带的电能耗散单元消耗掉。
参照图1和图4，所述电力储能装置6布置于飞机100中部位置，有利于飞机飞行平衡，而且方便电缆布设。所述电力储能装置6包括若干并联或串联的电池组，以及与所述电池组相连的稳压输出电路。所述电力储能装置6能够将热电转换装置5回收的电能进行存储。同时，电力储能装置6具有稳压输出电路，能够兼具调压功能，将热电转换装置5回收的不稳定电能进行稳压，需要时对外输出电能。所述电力储能装置6通过机载设备供电电缆40与飞机的机载用电设备1相连。所述电力储能装置6通过发动机附件设备供电电缆50与主发动机4的发动机附件设备42相连。
本公开的推进系统工作过程中包含热电转换存储流程和电能再利用两个流程。
其中，热电转换存储流程为：
翼身融合体飞机工作时，主发动机4连续不断向外界喷射出高温气体，此时布置在主发动机尾喷段44壁面上的热电转换模块51根据塞贝克效应原理将部分排气余热转换为电能，通过内部线缆输送至热电调理模块53，参数达到设定指标的电能再通过储能电缆10输送至电力储能装置6进行存储和调压。
电能再利用流程为：
从电力储能装置6输出的电能有三路去处：
第一路沿发动机附件设备供电电缆50反哺主发动机4，为发动机附件设备42提供电能，从而替代或者节省发动机附件功率提取；
第二路沿机载设备供电电缆40为翼身融合体飞机供电，用于机载电子设备、空调等系统供电或者补充供电，从而大幅减少发动机匹配给飞机的功率输出，降低燃油消耗；
第三路沿电动机电缆30为外置风扇2的电动机3供电，电动机3驱动外置风扇2工作，提高推进系统的等效涵道比，降低巡航状态下的主发动机4燃油消耗。
本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本公开，而并非是对本公开的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本公开的范围内。
Claims (10)
1.用于翼身融合体飞机的节能型推进系统，其特征在于，包括：主发动机、热电转换装置、电力储能装置、两组外置风扇、以及驱动所述外置风扇转动的电动机；
所述两组所述外置风扇分别设置于飞机的两个飞翼；所述热电转换装置包括热电转换模块，所述热电转换模块安装于所述主发动机尾喷段内壁面；
所述热电转换装置与所述电力储能装置通过储能电缆相连，所述电力储能装置与所述电动机通过电动机电缆相连。
2.如权利要求1所述的推进系统，其特征在于，数个所述热电转换模块沿所述主发动机尾喷段轴向间隔分布为N段，每段均包括沿所述主发动机尾喷段内壁周向布置的M个热电转换模块；N≥1，M≥1。
3.如权利要求1所述的推进系统，其特征在于，所述热电转换装置还包括热电调理模块，所述热电调理模块与所述热电转换模块通过内部电缆连接，所述热电调理模块包括电能指标检测单元和用于将指标未达设定值的电能消耗处理的消耗单元。
4.如权利要求1所述的推进系统，其特征在于，所述飞翼为中空结构，所述外置风扇和所述电动机安装于所述飞翼内部，所述外置风扇的气流通道呈流线型。
5.如权利要求1所述的推进系统，其特征在于，所述电力储能装置包括若干并联或串联的电池组，以及与所述电池组相连的稳压输出电路。
6.如权利要求1所述的推进系统，其特征在于，所述电力储能装置布置于飞机中部位置。
7.如权利要求1所述的推进系统，其特征在于，所述主发动机的数量为两个，所述主发动机为背撑式发动机，两个所述主发动机安装于飞机后部并沿飞机中轴线对称布置。
8.如权利要求7所述的推进系统，其特征在于，所述主发动机包括轴对称短舱、和发动机支架，所述轴对称短舱的外罩型面呈流线型，所述发动机支架为窄截面支架。
9.如权利要求1-8任一项所述的推进系统，其特征在于，所述电力储能装置通过机载设备供电电缆与飞机的机载用电设备相连。
10.如权利要求1-8任一项所述的推进系统，其特征在于，所述电力储能装置通过发动机附件设备供电电缆与主发动机的发动机附件设备相连。
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