CN113014144A

CN113014144A - 一种微型涡喷发动机强制冷却温差发电系统

Info

Publication number: CN113014144A
Application number: CN202110399128.XA
Authority: CN
Inventors: 田小涛; 刘钧圣; 朱鹏飞; 刘佩进; 刘欢
Original assignee: Northwestern Polytechnical University
Current assignee: Northwestern Polytechnical University
Priority date: 2021-04-12
Filing date: 2021-04-12
Publication date: 2021-06-22
Anticipated expiration: 2041-04-12
Also published as: CN113014144B

Abstract

本发明涉及一种微型涡喷发动机强制冷却温差发电系统，利用高温燃气加热的喷管作为热端，利用来流空气和引流空气强制冷却散热片作为冷端，从而形成较大温差用于发电，可以通过调节引流空气的流量调整输出功率，满足飞行器在不同飞行状态下的使用需求，当飞行器正常巡航工作时，可以关闭流量调节阀，当飞行器需要做机动或执行特定任务时，通过控制流量调节阀提高引流空气流量，从而提高发电功率，发电功率最高可以提升25％，达到1kW以上，满足飞行器执行不同任务时的使用需求；另外，温差发电装置可直接安装在喷管外围，不用改变原涡喷发动机结构，不影响发动机进气和转子转动；并且温差发电装置不包含转子部件，提高了空间利用率，易于安装维护。

Description

一种微型涡喷发动机强制冷却温差发电系统

技术领域

本发明属于燃气涡轮发动机领域，特别涉及一种微型涡喷发动机强制冷却温差发电系统。

背景技术

微型涡喷发动机是航空发动机的一个重要分支，具有体积小、结构简单等特点，被广泛应用于航模、民用无人机等民用产品以及巡航导弹、靶机和无人侦察机等军用产品。采用微型涡喷发动机的飞行器通常飞行时间较长，对电能的需求较高，而传统的电池重量大，容量有限，因此微型涡喷发动机通常配有发电系统，为飞行任务全程提供电源。由于微型涡喷发动机推力有限，导致飞行器的可用空间和载荷小。而传统的发电机利用发动机转子带动发电，会降低发动机推进效率，同时传统发电机通常安装在发动机头部，会影响发动机进气，并占用一部分轴向尺寸，限制了其在飞行器上的使用。

温差发电主要原理是利用热电材料的塞贝克效应，一对P型和N型半导体一端以金属导流片连接构成热电对，在两端存在温差的情况下，半导体两端会形成电动势，完成热能向电能的转变。微型涡喷发动机工作过程中会吸入大量的空气，空气通过增压、燃烧、膨胀过程产生推力。发动机中燃烧后的高温燃气对喷管加热，喷管温度最高可以达到1100K左右，可以为温差发电装置热端加热；发动机中燃烧前的空气温度低，可以引出部分空气为温差发电装置的冷端散热提供冷却气流。因此温差发电装置可以安装在发动机喷管外围，充分利用燃气余热、环境空气、引流空气以及发动机后部空间发电，提高能量和空间的利用率。

与传统的电池相比，温差发电系统的质量和占用的空间小，可以为飞行任务全程提供电源，不受电池容量限制。与传统的发电机相比，温差发电系统节省空间，不影响发动机进气和转子转动，易于安装维护。

发明内容

本发明解决的技术问题是：目前小型飞行器上使用的传统电池重量大，容量有限；传统微型涡喷发动机的发电机会影响发动机进气，并占用一部分轴向尺寸。为解决现有小型飞行器供电系统在空间和能量利用率上的不足，本发明提出一种微型涡喷发动机强制冷却温差发电系统。

本发明的技术方案是：一种微型涡喷发动机强制冷却温差发电系统，包括温差发电装置、引气管和流量调节阀；

所述温差发电装置位于涡喷发动机喷管外壁上，其中热端由发动机内高温燃气对喷管和热端绝缘导热片加热，冷端由环境来流空气和从发动机中的引流空气对散热片和冷端绝缘导热片降温；

所述引气管为若干个位于涡喷发动机上，沿涡喷发动机轴线周向均布，且引气管轴线与涡喷发动机喷管轴线相互平行；引气管出口朝向温差发电装置的散热片；

所述流量调节阀安装在引气管上，当流量调节阀关闭时，没有引流空气，温差发动机装置的冷端仅由环境来流空气冷却发电；当流量调节阀打开时，环境来流空气和引流空气共同对温差发动机装置的冷端强制冷却。

本发明进一步的技术方案是：所述温差发电装置包括热端绝缘导热片、温差发电片、冷端绝缘导热片、散热片和输出电极；且涡喷发动机喷管外壁起，自热端绝缘导热片、温差发电片、冷端绝缘导热片和散热片依次周向布置，所述散热片为若干肋片，肋片方向与空气来流方向一致。

本发明进一步的技术方案是：所述热端绝缘导热片采用耐高温绝缘材料，如陶瓷等制成，最高工作温度不低于1100K。

本发明进一步的技术方案是：所述冷端绝缘导热片采用高导热率绝缘材料，如高导热率陶瓷或填充型导热绝缘高分子材料等制成。

本发明进一步的技术方案是：所述温差发电片包括金属导流片、若干N型半导体和若干P型半导体；其中若干N型半导体和若干P型半导体采用高温型热电材料制成，若干N型半导体和若干P型半导体通过金属导流片相互串联，金属导流片分别与热端绝缘导热片和冷端绝缘导热片接触。

本发明进一步的技术方案是：所述每个引气管上均安装流量调节阀，由上位机控制阀门关闭和打开；飞行器正常巡航工作状态下，流量调节阀保持关闭；当温差发电装置的输出功率低于飞行器需求的电源功率时，依次打开流量调节阀，提高温差发电装置的输出功率，使其满足飞行器使用需求。

发明效果

本发明的技术效果在于：与现有技术相比，本发明的优点是，利用高温燃气加热的喷管作为热端，利用来流空气和引流空气强制冷却散热片作为冷端，从而形成较大温差用于发电，这样可以利用燃气余热和发动机后部空间，提高能量和空间的利用率；可以通过调节引流空气的流量调整输出功率，满足飞行器在不同飞行状态下的使用需求，当飞行器正常巡航工作时，可以关闭流量调节阀，当飞行器需要做机动或执行特定任务时，通过控制流量调节阀提高引流空气流量，从而提高发电功率，发电功率最高可以提升25％，达到1kW以上，满足飞行器执行不同任务时的使用需求；另外，温差发电装置可直接安装在喷管外围，不用改变原涡喷发动机结构，不影响发动机进气和转子转动；并且温差发电装置不包含转子部件，提高了空间利用率，易于安装维护。

附图说明

图1：微型涡喷发动机强制冷却温差发电系统总体示意图

图2：微型涡喷发动机强制冷却温差发电系统外形示意图

图3：微型涡喷发动机强制冷却温差发电系统剖视图

图4：微型涡喷发动机强制冷却温差发电系统局部放大剖视图

图5：微型涡喷发动机强制冷却温差发电系统轴向断面图

图6：微型涡喷发动机强制冷却温差发电系统发电片模块内部视图

图中1-微型涡喷发动机喷管，2-热端绝缘导热片，3-温差发电片，4-冷端绝缘导热片，5-散热片，6-引气管，7-流量调节阀，8-内尾椎支杆，9-内尾椎，10-微型涡喷发动机压气机，11-微型涡喷发动机燃烧室，12-输出电极，13-金属导流片

具体实施方式

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”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。

参见图1-图6，一种微型涡喷发动机强制冷却温差发电系统，包括涡喷发动机喷管、热端绝缘导热片、温差发电片、冷端绝缘导热片、散热片、输出电极、引气管、流量调节阀。其特征在于，由热端绝缘导热片、温差发电片、冷端绝缘导热片、散热片、输出电极组成温差发电装置，安装在涡喷发动机喷管外围，最大尺寸小于发动机最大直径。温差发电装置的热端由发动机内高温燃气对喷管和热端绝缘导热片加热，温差发电装置的冷端由环境来流空气和从发动机中的引流空气对散热片和冷端绝缘导热片降温。

温差发电装置热端由发动机内高温燃气对喷管和热端绝缘导热片加热，根据涡喷发动机排气温度设计热端绝缘导热片的厚度和材料导热率，使温差发电片热端温度不高于1100K。

温差发电装置冷端由环境来流空气和从发动机中的引流空气对散热片和冷端绝缘导热片降温。散热片采用肋片设计，肋片方向与空气来流方向一致。

引流空气由引气管从涡喷发动机上游引流，引气管沿涡喷发动机外侧周向均布，引流空气来源位置包括微型涡喷发动机压气机出口或燃烧室外通道，引气管出口朝向散热片，引气管上安装流量调节阀。当流量调节阀关闭时，没有引流空气，温差发动机装置的冷端仅由环境来流空气冷却发电；当流量调节阀打开时，环境来流空气和引流空气共同对温差发动机装置的冷端强制冷却，可以提高冷端散热效果，提高发电功率，发电功率最高可以提升25％。

温差发电片由半导体热电材料和金属导流片组成。半导体热电材料选择高温热电材料，最高工作温度范围不低于1100K，以适应涡喷发动机喷管处的高温使用环境。半导体热电材料包括N型半导体和P型半导体，两种半导体通过金属导流片串联，金属导流片分别与热端绝缘导热片和冷端绝缘导热片接触。

流量调节阀。当流量调节阀关闭时，没有引流空气，温差发动机装置的冷端仅由环境来流空气冷却发电；当流量调节阀打开时，环境来流空气和引流空气共同对温差发动机装置的冷端强制冷却，可以提高冷端散热效果，提高发电功率，发电功率最高可以提升25％。

现结合附图对本发明作进一步描述：

结合图1、图2、图3、图4、图5、图6，本发明提供了一种微型涡喷发动机强制冷却温差发电系统。图1为微型涡喷发动机强制冷却温差发电系统总体示意图，图2为微型涡喷发动机强制冷却温差发电系统外形示意图，图3为微型涡喷发动机强制冷却温差发电系统剖视图，图4为微型涡喷发动机强制冷却温差发电系统局部放大剖视图，图5为微型涡喷发动机强制冷却温差发电系统轴向断面图，图6为微型涡喷发动机强制冷却温差发电系统发电片模块内部视图。

如图1-图6所示，一种微型涡喷发动机强制冷却温差发电系统，包括涡喷发动机喷管1、热端绝缘导热片2、温差发电片3、冷端绝缘导热片4、散热片5、引气管6，流量调节阀7和输出电极10。

微型涡喷发动机工作时，高温燃气从喷管通道中排出，同时加热发动机喷管1。喷管与热端绝缘导热片2接触，形成发电装置的热端。根据发动机特性设计喷管厚度和导热率，使热端温度不高于1100K。引气管6从涡喷发动机上游引出冷空气，引气位置是发动机压气机11的出口，或发动机燃烧室10的外通道。引流空气与外部环境空气一同流过散热片5，同时对冷端绝缘导热片4强制冷却降温，形成发电装置的冷端。散热片采用肋片设计，肋片方向与空气来流方向一致。采用高温热电材料制成P型和N型半导体，以金属导流片13串联构成温差发电片，金属导流片分别与热端绝缘导热片和冷端绝缘导热片接触。利用热电材料的塞贝克效应，半导体两端会形成电动势，完成热能向电能的转变，电能由输出电极12提供给飞行器上的负载。引气管上安装流量调节阀7，用于调节引气流量，控制发电系统输出功率。

在热端温度1000K，冷端温度300K时，温差发电装置可达到2W/cm²左右的发电能力，通过从涡喷发动机引流空气强制冷却后，温差发电装置最高可达到2.5W/cm²以上的发电能力。以外径8cm，长16cm的直喷管为例，在只有环境空气冷却条件下，温差发电装置可以达到800W的发电功率；在采用引流空气强制冷却后，温差发电装置可以达到1kW的发电功率，发电功率最高可以提升25％。

当飞行器正常巡航工作时，可以关闭流量调节阀，仅通过来流空气冷却发电装置冷端，获得满足飞行器需求的功率。当飞行器需要做机动或执行特定任务时，功率需求量提高，此时可以通过控制流量调节阀调节引流空气流量，提高冷端散热效果，从而提高发电功率。实际操作时，可以根据功率需求和输出电压需求，控制引气流量的大小，保证输出电压稳定。

本发明充分利用了燃气余热、环境空气、引流空气和发动机后部空间，产生了可提供飞行器使用的电能，输出功率可调，提高了能量和空间的利用率，同时不影响发动机进气和转子转动，易于安装维护。

Claims

1.一种微型涡喷发动机强制冷却温差发电系统，其特征在于，包括温差发电装置、引气管(6)和流量调节阀(7)；

所述引气管(6)为若干个位于涡喷发动机上，沿涡喷发动机轴线周向均布，且引气管轴线与涡喷发动机喷管轴线相互平行；引气管(6)出口朝向温差发电装置的散热片；

所述流量调节阀(7)安装在引气管(6)上，当流量调节阀关闭时，没有引流空气，温差发动机装置的冷端仅由环境来流空气冷却发电；当流量调节阀打开时，环境来流空气和引流空气共同对温差发动机装置的冷端强制冷却。

2.如权利要求1所述的一种微型涡喷发动机强制冷却温差发电系统，其特征在于，所述温差发电装置包括热端绝缘导热片(2)、温差发电片(3)、冷端绝缘导热片(4)、散热片(5)和输出电极(12)；且涡喷发动机喷管外壁起，自热端绝缘导热片(2)、温差发电片(3)、冷端绝缘导热片(4)和散热片(5)依次周向布置，所述散热片(5)为若干肋片，肋片方向与空气来流方向一致。

3.如权利要求2所述的一种微型涡喷发动机强制冷却温差发电系统，其特征在于，所述热端绝缘导热片(2)采用耐高温绝缘材料，如陶瓷等制成，最高工作温度不低于1100K。

4.如权利要求2所述的一种微型涡喷发动机强制冷却温差发电系统，其特征在于，所述冷端绝缘导热片(4)采用高导热率绝缘材料，如高导热率陶瓷或填充型导热绝缘高分子材料等制成。

5.如权利要求2所述的一种微型涡喷发动机强制冷却温差发电系统，其特征在于，所述温差发电片(3)包括金属导流片(13)、若干N型半导体和若干P型半导体；其中若干N型半导体和若干P型半导体采用高温型热电材料制成，若干N型半导体和若干P型半导体通过金属导流片(13)相互串联，金属导流片分别与热端绝缘导热片和冷端绝缘导热片接触。

6.如权利要求1所述的一种微型涡喷发动机强制冷却温差发电系统，其特征在于，所述每个引气管上均安装流量调节阀，由上位机控制阀门关闭和打开；飞行器正常巡航工作状态下，流量调节阀保持关闭；当温差发电装置的输出功率低于飞行器需求的电源功率时，依次打开流量调节阀，提高温差发电装置的输出功率，使其满足飞行器使用需求。