CN112104264B - 一种用于航空发动机上热电发电的装置 - Google Patents

Abstract

该发明公开了一种用于航空发动机上热电发电的装置，属于热电发电技术领域。本发明并不会对涡轮发动机的工作效率产生负面的影响。现有技术多通过在与发动机涡轮轴机械连接的附件传动机匣上安装发电机以发电，此方式将一部分用于推动涡轮做工的有用功消耗掉，将降低涡轮发动机的效率。本发明不仅不会降低发动机效率，反而可以利用隔热层降低燃烧室的热耗散，使得航空发动机的燃烧室温度进一步提高，增加涡轮前的燃气温度，提高发动机的效率。同时由于该装置的存在，燃烧室外部机匣所承受的热量大大降低，降低了对机匣材料的要求，延长了外部机匣的使用寿命。

Description

一种用于航空发动机上热电发电的装置

技术领域

本发明属于热电发电技术领域，公布了一种回收航空发动机废热余热中的能量进行发电的装置。

背景技术

热电材料是一种能实现热能与电能间直接相互转换的固体功能材料。基于此材料制作的热电器件可以利用温差发电，也可以在通电的情况下进行制冷。20世纪60年代，温差发电被首先应用于航天、军事等领域。美国和苏联研制的同位素温差发电器，作为太阳能电池的最佳代替动力源，可在太阳辐射量不足的外太空为卫星和航天器持续稳定地提供电能。美国海军是海洋用放射性同位素温差发电器的最大用户，其发电器的设计工作深度达10km，功率可高达 1kw，寿命长达10年，用于在深海中为无线电信号转发系统供电。该系统作为美国导弹定位系统网络的一个组成部分，也可用于光纤电缆。随着纳米技术和先进材料合成技术的发展与热电材料的性能不断提高，温差发电技术在民用领域，尤其是在汽车、船舶等交通领域逐渐得到应用。汽车发动机尾气带走的热量占其所消耗燃料能量的40％，其温度可达800℃，因此利用温差发电技术回收汽车尾气余热在能源与环保领域具有十分诱人的应用前景。基于此美国Hi-Z 公司研制出热电发电机，其由72个HZ13模块组成，单个HZ13模块功率为13w，热电发电机总长为48.26cm，最大直径为22.86cm，总质量为13.6kg，最高功率可达1068w。

热电器件利用发动机尾气余热发电的研究已初步成熟，但是利用航空发动机逃逸热能发电的研究十分罕见。航空涡轮发动机燃烧室的温度极高，通常可达1300K以上，燃烧室外的温度也可高达900K以上，燃料中的大量能量将以热的形式通过机匣耗散到周围的环境中。极高的温度对机匣材料提出了严苛的要求，大量热能的耗散更是极大的限制了燃料的能量利用率。为了更加充分合理的利用燃料的能量，提升航空器整体能量效率，通过热电器件收集航空发动机逃逸热能的研究十分有价值。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是采用热电发电装置，收集发动机的废热余热，在不损害热电器件的前提下，实现稳定的电压输出。该装置包括一个或多个级联的弧形结构热电器件，导热薄管、稳压电路、智能控制阀门电路与开关阀。

本发明着眼于热电发电领域，提出了一种航空发动机余热发电系统，通过对航空发动机余热的利用及对系统结构的设计，提供了一种飞机供电方式，使得对废热的利用率得到提高。

本发明技术方案为一种用于航空发动机上热电发电的装置，该装置设置于航空发动机外壳上，由多个发电单元组成；每个发电单元之间串联；所述发电单元为弧形的片状结构，包括由下至上依次设置的：与发动机外壳连接的第一焊接层(3)、第一导热薄管层、绝热层(2)、第二导热薄管层、第一绝缘导热层(6)、第二焊接层、热电臂层(5)、第三焊接层、第二绝缘导热层(9)，还包括设置于第一导热薄管层、绝热层(2)、第二导热薄管层的侧面，用于连通第一导热薄管层和第二导热薄管层的细导管；第一导热薄管层和第二导热薄管层均采用扁平的导热良好的金属制成，导热薄管内部为液体工质；连接第一导热薄管层和第二导热薄管层的细导管汇总处设置有一个循环阀，循环阀通过智能开关电路控制，第一导热薄管层的导热薄管外设置有温度传感器，采集温度后传输给开关电路；整个发电单元的侧面通过绝热材料进行封装；所述热电臂层(5)由多个pn型热电臂间隔而成，热电臂之间采用绝缘绝热材料隔离；

所述第一焊接层、第二焊接层、第三焊接层均擦用自活性焊料或银焊料；热电臂材料为PbTe、或SiGe、或CoSb3。

所述第一焊接层(3)的厚度不超过1.5mm，第一导热薄管层和第二导热薄管层的厚度范围为2mm-2.5mm，绝热层(2)的厚度范围为4mm-5mm，第一绝缘导热层(6)的厚度范围为1mm-1.5mm，第二焊接层的厚度范围为1mm-1.5mm，热电臂层(5)的厚度范围为1cm-2cm，第三焊接层的厚度不超过1mm，第二绝缘导热层(9)的厚度范围为1mm-1.5mm。

所述热电发电单元上设置有两处细导管，分别处于第一导热薄管层、绝热层(2)、第二导热薄管层的两侧；第一导热薄管层和第二导热薄管层中的导热薄管汇成四根，然后通过4根细导管汇成一根细导管，通过这一根细导管连通第一导热薄管层和第二导热薄管层，在连接点处设置循环阀，靠近循环阀处的第一导热薄管层类的导热薄管外设置温度传感器。

进一步的，所述第一焊接层下涂覆有导热层，然后在于发动机外壳进行焊接；该导热层为三角形块状焊接物体、导热膨胀材料和金属粘合剂的混合物，三角形块状物的尺寸小于 0.03mm*0.03mm*0.03mm，导热膨胀材料为粉末Cu。

本发明所要实现的废热余热收集并实现发电的原理为：将弧状的热电偶均匀的铺设在发动机燃烧室的外部，利用燃烧室传递到外界的余热加热导热薄管的中的工作介质，使其气化，并通过薄管通道向热电器件的热端传输热量。同时由于热电器件的冷端通过导热良好的材料与外部的空气相接触，使得环状热电器件的两端产生温差从而实现发电，并且本装置采用多个热电臂级联的方式，大大提高了发电的功率。该电能为后续的智能阀门控制电路供电。当温度过高时，该阀门关闭，使得热流被限制在导热薄管内。当温度没有达到热电发电器件能够承受的温度临界时，该阀门将保持开启状态，热流流过铺设于热电发电器件热端下方的管道中，从而在热电器件内部建立温度梯度，通过塞贝克效应实现热能向电能的转换。同时利用稳压电路，将热电器件产生的电压稳定下来，实现平稳的电压输出。热电发电装置产生的电能将为飞机上的一些小功率装置提供电能，剩余的电能则将储存在电池中。

因而本发明技术方案为：一种实现航空发动机废热余热收集并通过该热量发电的方法。参见附图，该方法包括：

步骤1：航空发动机工作产生的高温加热附着或粘粘在其表面的导热薄管，加热其内部的工质。

步骤2：该气流流过开关阀门，由于此时智能控制阀门电路并未开启，弯曲处的阀门处于常开状态，携带高热量的气流流过铺设于环状热电发电器件的下方，给热电器件带来很大的温差，热电器件开始工作，产生电流。

步骤3：当热电器件工作后，整个发电系统开始自循环，即阀门控制电路通过对温度的监控，控制阀门的开关状态，温度高则关闭阀门。

步骤4：当有电流产生后，通过稳压电路，实现对波动的电压以平滑化，实现稳定的电压输出，为飞机上各种小功率器件实现供电，比如飞机上的LED灯，座位上的手机充电口等。同时电流为蓄电电池供电，温度过高时装置依旧能依靠电池正常工作。

与现有技术相比，本发明并不会对涡轮发动机的工作效率产生负面的影响。现有技术多通过在与发动机涡轮轴机械连接的附件传动机匣上安装发电机以发电，此方式将一部分用于推动涡轮做工的有用功消耗掉，将降低涡轮发动机的效率。本发明不仅不会降低发动机效率，反而可以利用隔热层降低燃烧室的热耗散，使得航空发动机的燃烧室温度进一步提高，增加涡轮前的燃气温度，提高发动机的效率。同时由于该装置的存在，燃烧室外部机匣所承受的热量大大降低，降低了对机匣材料的要求，延长了外部机匣的使用寿命。

附图说明

图1为热电发电器件侧视图。

图2为热电发电器件除去外侧绝热层的正视图。

图3为发电单元内部的连接以及输出连接。

图4为发电单元内部热电臂的级联。

图5为集成的智能开关电路与循环阀示意图。

图6、图7为热点发电器件模块级联图。

图8为本发明变形实施例1。

图9为本发明变形实施例2。

图10为发电模块电能输出连接。

具体实施方式

参见附图1及附图2，本发明的发电装置包括一个安装在发动机燃烧室外侧的弧状热电发电器件、内部有液态工质的导热薄管、稳压电路、智能阀门控制电路。

本发明的发电装置的主体弧形热电器件参考附图1，其采用多层结构包括：焊接层(3)、导热薄管(4)、绝热层(2)、绝缘导热层(6)、焊接层(26)、绝缘绝热层(7)、热电臂层(5)、智能控制电路(10)、开关阀(12)构成。多个热电臂的分开级联能有效降低热失配带来的热应力冲击损坏器件。在不同类型的热电臂之间设有绝热绝缘材料，上下两端设有导热绝缘性能良好的材料比如陶瓷等。所述导热薄管通过两个开关阀控制热流与热电器件的接触。以期进一步实现对热电器件在发动机高温度范围工作时的保护。所述热电发电器件与稳压电路、智能控制阀门开关电路通过金属连接。智能控制阀门被集成在热电发电器件上，减少线路的连接。所述开关阀门设置在导热薄管弯曲处实现对导热气体流向的控制。所述的开关阀门被设置在绝缘材料(12)的两端，其外侧再通过绝缘材料(13)覆盖避免外部空气流动导致的热量损失。

所述的导热薄管采用环状的扁平的导管构成。其材料为耐高温的金属材料。导热薄管为环状，其下部通过焊接材料或胶直接与发动机燃烧室的外壁相接触，其固定方式为能耐高温的粘粘或者焊接。其接触面的材料采用导热极佳的材料。上部与热电发电器件相接触，通过其内部的工质将温度传递给热电发电器件。环状的中间为绝热材料(2)，使得燃烧室外壁的高温与热电器件隔绝进而保护其不受损害，提高发电器件的工作寿命。并且考虑到导热薄管即使阀门关闭时，热量也会通过金属制成的管道将热量输送给发电器件，所以在交叉处且其相邻的一段内使用另外一种绝热的材料(13)以期发挥导热薄管应有的作用。

所述细导管(14)通过由薄管引出的突出(15)连接，两者可以通过插入加焊接的方式牢固的结合在一起，智能控制电路(16)被集成在细管的交叉处，且其下面有感温元件(30)，该元件与阀门有着良好的热接触。同时参考附图2结合附图4、10，多个热电臂通过焊接材料交替连接，焊接材料(23)位于热电臂的下端离导热薄管最近，焊接材料(24)位于热电臂的上端离外界空气最近。(22)为热电臂模块。

图3为单个器件的电连接图。

图5显示的是集成的智能开关电路与循环阀。所述开关阀由电磁阀门构成，通过底部驱动器(35)和智能电路(34)控制线圈(32)中电流的流向产生不同的磁场控制铁块(31)的开闭，进而控制细导管(11)中的气流。温度感知由传感器(33)实现。

图6、7为多个热电器件级联的示意图，通过多个弧形的热电器件级联可以是的热电器件能够覆盖更多的面积，最佳的实施例是将发动机成圆形包住。(25)可以是上述单个或多个热电器件构成得热电器件模块，(26)(27)分别是用于级联不同热电器件模块的金属线，(26) 位于上层，(27)位于下层。(28)为隔离不同热电发电模块的绝缘绝热材料。

图8显示了对于热电器件1的一种变形实施例，对于航空发动机外表面可能并不是非常平整的，由此该变形例其焊接层(17)底部并不是规则的圆弧而是符合发动机外表面的相切合的形状，同时其上部也是由多个三角块状物(18)构成，三角块状物顶部与薄管(4)相接触，不同三角块之间的空隙由热膨胀率良好的材料(19)填充，不同的模块通过高温性能良好的树脂粘接，通过这种方法以期减少热失配造成的器件损坏。

图9为热电器件1的另一种变形实施例，在该情况下考虑到热电器件被设置与航空发动机的内外涵道之间，由于其绝热面(12)是倾斜的并且其倾斜的方向为面对风的方向所以可能会对发动机的空气流动造成影响，进而对发动机的涵道比产生影响，为减少这种影响，面对风一面的绝热层(20)被设置为倾斜角度方向顺着来风侧的一样。

图10显示发电模块电能的输出。

本发明在发动机燃烧室外壁的具体工作如下：当航空发动机工作时，工质在导管中吸收来自燃烧室外部散发的热量，目前燃烧室外的温度通常达到600k以上。工质经受高温的加热后从液体变为气体，气体携带热量来到导热管的上部，将热量带到热点发电器件的热端产生温差，实现发电。电压通过稳压电路实现波动电压的稳定，一部分实现稳定输出，一部分用于智能阀门开关电路，实现阀门的开关功能，此时整个发电系统实现自循环。当温度过高时，阀门关闭，过热气体通过设置在环状热电发电器件左边的环状冷凝器实现冷却回流到导热管中实现工质循环。当温度未超过热电器件的临界温度时，阀门处于常开的状态，热流通过导热管给发电器件的热端实现加热，进而导致热电发电器件两端产生温差，进而实现发电。

Claims (5)

1.一种用于航空发动机上热电发电的装置，该装置设置于航空发动机外壳上，由多个发电单元组成；每个发电单元之间串联；所述发电单元为弧形的片状结构，包括由下至上依次设置的：与发动机外壳连接的第一焊接层(3)、第一导热薄管层、绝热层(2)、第二导热薄管层、第一绝缘导热层(6)、第二焊接层、热电臂层(5)、第三焊接层、第二绝缘导热层(9)，还包括设置于第一导热薄管层、绝热层(2)、第二导热薄管层的侧面，用于连通第一导热薄管层和第二导热薄管层的细导管；第一导热薄管层和第二导热薄管层均采用扁平的导热良好的金属制成，导热薄管内部为液体工质；连接第一导热薄管层和第二导热薄管层的细导管汇总处设置有一个循环阀，循环阀通过智能开关电路控制，第一导热薄管层的导热薄管外设置有温度传感器，采集温度后传输给开关电路；整个发电单元的侧面通过绝热材料进行封装；所述热电臂层(5)由多个pn型热电臂间隔而成，热电臂之间采用绝缘绝热材料隔离。

2.如权利要求1所述的一种用于航空发动机上热电发电的装置，其特征在于，所述第一焊接层(3)的厚度不超过1.5mm，第一导热薄管层和第二导热薄管层的厚度范围为2mm-2.5mm，绝热层(2)的厚度范围为4mm-5mm，第一绝缘导热层(6)的厚度范围为1mm-1.5mm，第二焊接层的厚度范围为1mm-1.5mm，热电臂层(5)的厚度范围为1cm-2cm，第三焊接层的厚度不超过1mm，第二绝缘导热层(9)的厚度范围为1mm-1.5mm。

3.如权利要求1所述的一种用于航空发动机上热电发电的装置，其特征在于，热电发电单元上设置有两处细导管，分别处于第一导热薄管层、绝热层(2)、第二导热薄管层的两侧；第一导热薄管层和第二导热薄管层中的导热薄管汇成四根，然后通过4根细导管汇成一根细导管，通过这一根细导管连通第一导热薄管层和第二导热薄管层，在连接点处设置循环阀，靠近循环阀处的第一导热薄管层类的导热薄管外设置温度传感器。

4.如权利要求1所述的一种用于航空发动机上热电发电的装置，其特征在于，所述第一焊接层下涂覆有导热层，然后在于发动机外壳进行焊接；该导热层为三角形块状焊接物体、导热膨胀材料和金属粘合剂的混合物，三角形块状物的尺寸小于0.03mm*0.03mm*0.03mm，导热膨胀材料为粉末Cu。

5.如权利要求1所述的一种用于航空发动机上热电发电的装置，其特征在于，所述第一焊接层、第二焊接层、第三焊接层均采 用自活性焊料或银焊料；热电臂材料为PbTe、或SiGe、或CoSb3。

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