CN113772105A - 新燃料电力混合飞行推进系统 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及飞行推进系统技术领域，特别涉及新燃料电力混合飞行推进系统，包括燃料储存装置；燃料储存装置包括氢储存容器；氢储存容器通过管路a与氢能发动机的进气口连通，管路a贯穿换热器内腔；电加热装置用于将对换热器内腔加热；氢能发动机的输出轴与变速箱输入轴连接，氢能发动机用于向变速箱传递转动，变速箱为双输出轴齿轮，变速箱的一个输出轴用于驱动发电系统的发电机；电力推进系统包括电机、传动机构、输出轴、推进部件；电机的输出轴通过传动机构驱动输出轴，输出轴的输出端连接螺旋桨或矢量风扇；发电系统与蓄电池系统电性连接；蓄电池系统与电力推进系统的电机电性连接，实现将清洁燃料的化学能转换成飞行所需的机械能。
Description
技术领域
本发明涉及飞行推进系统技术领域，特别涉及新燃料电力混合飞行推进系统。
背景技术
航空推进系统用于给飞行器(飞机)提供动力。
现有的航空推进系统主要通过将传统燃料的化学能转换成飞行所需的机械能，传统燃料的燃烧会污染环境，与当前保护环境的方向相违背；未来很长一段时间，对环境保护的呼声越来越高，其中降低碳排放是非常主要的一个渠道，碳达峰碳中和的阶段性目标如果想要实现，航空业对能源的使用上必须向氢、电等方向转换。
发明内容
为了解决以上技术问题，提供了新燃料电力混合飞行推进系统，实现将清洁燃料的化学能转换成飞行所需的机械能。
新燃料电力混合飞行推进系统，包括燃料储存装置、电加热装置、制氢装置、氢能发动机、发电系统、蓄电池系统、变速箱、电力推进系统、换热器；
所述燃料储存装置包括氢储存容器、甲醇储存容器；所述氢储存容器可以用来储存液态的氢或者氨；所述甲醇储存容器用于储存甲醇；所述燃料储存装置采用真空隔离方式，以增加其安全性。
所述氢储存容器通过管路a与氢能发动机的进气口连通，所述管路a贯穿换热器内腔并且换热器内腔里的气体仅接触管路a的外管壁；所述电加热装置用于将电能转化为热能从而对换热器内腔加热；
氢能发动机的燃烧高温喷气通过引气管进入换热器内腔，所述引气管用于将氢能发动机的燃烧喷气引导入换热器内腔并对该内腔加热；
甲醇储存容器与管路b一端连通，所述管路b贯穿换热器内腔，所述管路b另一端与制氢装置的入口连通，所述管路c一端与制氢装置出气口连通，所述管路c的另一端与氢能发动机的进气口连通；
氢能发动机的输出轴与变速箱输入轴连接，所述氢能发动机用于向变速箱传递转动，所述变速箱为双输出轴齿轮箱，变速箱内有离合器，同一时间内变速箱只有一个输出轴转动，变速箱的一个输出轴用于驱动发电系统的发电机；
所述电力推进系统包括电机、传动机构、输出轴、推进部件；所述电机的输出轴通过传动机构驱动输出轴，所述输出轴的输出端连接推进部件；
所述变速箱的另一个输出轴用于通过电力推进系统的传动机构从而驱动输出轴转动；所述电力推进系统转动的推进部件给飞行提供动力；
所述发电系统与蓄电池系统电性连接，所述发电系统用于向蓄电池系统内提供电能；所述蓄电池系统与电力推进系统的电机电性连接，进而电机将转动依次经过传动机构、输出轴来驱动推进部件转动，进而转动的推进部件给飞行提供动力。
进一步，所述推进部件为螺旋桨或者矢量风扇。
进一步，所述的管路a、管路b上均设置有电磁阀，使用者可以选择使用燃料的种类。
进一步，传动机构为变速器。
进一步，氢储存容器设置压力控制单元、流量、温度控制单元，以确保精确调节燃料用量；氢气属于易燃易爆气体，转化为液态进行储存时，氢储存容器、管路、电磁阀及相应单元必须防爆；所述流量控制单元和温度控制单元检测部分位于氢储存容器的管路a。
进一步，甲醇是易燃易爆液体，储存甲醇时，甲醇储存容器、管路、电磁阀及相应单元必须防爆；所述电磁阀位于氢储存容器的管路b。
进一步，所述氢储存容器、甲醇储存容器均设置有电控液压阀，所述电控液压阀用于在紧急情况下对氢储存容器、甲醇储存容器应急释放燃料，保证紧急降落时以最小燃料量安全着陆。
进一步，发电系统，满足使用功率的前提下，发电系统可实现高效轻量化设计，并与氢能发动机进行集成设计；发电机在氢能发动机带动下给蓄电池系统充电；当蓄电池系统电池电量超过20％时，电池具备供电条件，可以在充电的同时给推进系统供电；当电量充值100％时，电池充满，发电系统及氢能发动机停止工作，单独由蓄电池系统给推进系统供电；当蓄电池系统电量消耗至20％时，氢能发动机重新启动带动发电系统工作，可实现对能源的综合高效利用；20％的安全电量为评估值，视不同的飞行平台对安全着陆和发动机应急空中重启等方面的需求进行调整。
进一步，蓄电池系统，蓄电池系统必须有闪充闪放或快速切换供电的功能，以适用该系统实时充电并实时为推进系统提供电力的需求；
蓄电池系统在满足飞行航程的基本需要时，要同时为其它航电系统提供足够电力；
蓄电池系统要设置安全剩余电量，以备应对应急着陆或发动机应急空中重启等突发紧急状况；
确保蓄电池系统使用寿命具有较高的经济性，并具有防爆功能保证安全性。
进一步，电力推进系统，电力推进系统需配置变速、变矢量装置以实现不同状态的飞行速度和辅助转向功能，以及短距或垂直起飞降落等要求；电力推进系统采用轻量一体化设计，即电动机与推进装置一体融合设计；推进系统末端驱动形式视不同的飞机平台进行设计，可采用推进部件、矢量风扇等，必要时可附加燃气助力的风扇或推进部件；飞行速度上可实现0.9马赫以内所有状态点的稳定飞行，大部分环境下的平地垂直起飞降落，以及非极端天气下的空中悬停功能；在氢能发动机的燃气参与飞行平台推进时，矢量风扇可自行与飞行平台匹配调整，以适应超音速飞行需要。
进一步，推进控制系统融合至飞机平台控制系统，实现储氢、换热、发动机、发电、蓄电和电力推进系统等的状态匹配控制要求。
有益效果：
1、通过在燃料储存装置包括氢储存容器、甲醇储存容器，并且甲醇储存容器通过制氢装置将甲醇转化为氢气；使得利用清洁能源启动本申请的推进系统，实现清洁燃料的化学能转换成飞行所需的机械能。
2、氢储存容器内的液氢管路经过换热器，并且电加热装置给换热器内腔加热，氢能发动机的燃烧高温喷气通过引气管进入换热器内腔，所述引气管用于将氢能发动机的燃烧喷气引导入换热器内腔并对该内腔加热，从而利用氢能发动机的燃烧喷气将管路a内的液态氢或者氨汽化，实现减少电加热装置的能量消耗。
附图说明
图1为本申请的结构图；
附图标记：燃料储存装置10、氢储存容器11、甲醇储存容器12、电加热装置20、制氢装置30、氢能发动机40、发电系统50、蓄电池系统60、变速箱70、电力推进系统80、电机81、传动机构82、输出轴83、推进部件84、换热器90。
具体实施方式
下面结合附图来进一步说明本发明的具体实施方式。其中相同的零部件用相同的附图标记表示。需要说明的是，下面描述中使用的词语“前”、“后”、“左”、“右”、“上”和“下”指的是附图中的方向，词语“内”和“外”分别指的是朝向或远离特定部件几何中心的方向。
为了使本发明的内容更容易被清楚地理解，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。
新燃料电力混合飞行推进系统，包括燃料储存装置10、电加热装置20、制氢装置30、氢能发动机40、发电系统50、蓄电池系统60、变速箱70、电力推进系统80、换热器90；
所述燃料储存装置10包括氢储存容器11、甲醇储存容器12；所述氢储存容器11可以用来储存液态的氢或者氨；所述甲醇储存容器12用于储存甲醇。
能源供给有两种方案：
第一种能源供给方案：所述氢储存容器11通过管路a与氢能发动机40的进气口连通，所述管路a贯穿换热器90内腔并且换热器90内腔里的气体仅接触管路a的外管壁；所述电加热装置20用于将电能转化为热能从而对换热器90内腔加热；当氢储存容器11内的液态氢或者氨经过换热器90时，换热器90内腔的高温气体对管路a的管壁进行换热，从而换热器90将管路a内的液态氢或者氨汽化，从而之后氢气或氨气进入氢能发动机40的气缸内燃烧，进而驱动氢能发动机40正常运行。
氢能发动机40的燃烧高温喷气通过引气管进入换热器90内腔，所述引气管用于将氢能发动机40的燃烧喷气引导入换热器90内腔并对该内腔加热，从而实现利用氢能发动机40的燃烧喷气将管路a内的液态氢或者氨汽化，这样能减少电加热装置20的能量消耗。
第二种能源供给方案：甲醇储存容器12与管路b一端连通，所述管路b贯穿换热器90内腔，所述管路b另一端与制氢装置30的入口连通，所述管路c一端与制氢装置30出气口连通，所述管路c的另一端与氢能发动机40的进气口连通；所述制氢装置30用于将甲醇制备为氢气(这种制备氢气的技术为现有技术)；以甲醇为原料制备氢气从而驱动氢能发动机40。
优选的，所述的管路a、管路b上均设置有电磁阀，使用者可以选择使用燃料的种类。
氢能发动机40的输出轴与变速箱70输入轴连接，所述氢能发动机40用于向变速箱70传递转动，所述变速箱70为双输出轴齿轮箱，即变速箱70内有两个输出轴，变速箱70内有离合器，同一时间内变速箱70只有一个输出轴转动，变速箱70的一个输出轴用于驱动发电系统50的发电机；
所述电力推进系统80包括电机81、传动机构82、输出轴83、推进部件84；所述电机81的输出轴通过传动机构82驱动输出轴83，所述输出轴83的输出端连接推进部件84；优选，传动机构82为变速器。
所述变速箱70的另一个输出轴用于通过传动机构82从而驱动输出轴83转动；所述电力推进系统80转动的推进部件84给飞行提供动力。
所述发电系统50与蓄电池系统60电性连接，所述发电系统50用于向蓄电池系统60内提供电能；所述蓄电池系统60与电力推进系统80的电机81电性连接，进而电机81将转动依次经过传动机构82、输出轴83来驱动推进部件84转动，进而转动的推进部件84给飞行提供动力；所述推进部件84为螺旋桨或者矢量风扇。
综上所述，电力推进系统80的输出轴83转动的途径有两种，第一种，变速箱70直接驱动电力推进系统80的传动机构82；第二种，变速箱70驱动发电系统50发电，发电系统50用于向蓄电池系统60内提供电能；所述蓄电池系统60与电力推进系统80的电机81电性连接，此种途径，以电力驱动电力推进系统80。以上两种转动途径可以通过变速箱70与传动机构82内的离合器控制。即变速箱70内的离合器用于切换变速箱70两个输出轴；传动机构82内的离合器用于切换传动机构82的两个输入轴的静止/转动状态，传动机构82同时具备转速调整和推进矢量调整的功能。
综上所述，通过在燃料储存装置10包括氢储存容器11、甲醇储存容器12，并且甲醇储存容器12通过制氢装置30将甲醇转化为氢气；使得利用清洁能源启动本申请的推进系统，实现清洁燃料的化学能转换成飞行所需的机械能。另外，氢储存容器11内的液氢管路经过换热器90，并且电加热装置20给换热器90内腔加热，氢能发动机40的燃烧高温喷气通过引气管进入换热器90内腔，所述引气管用于将氢能发动机40的燃烧喷气引导入换热器90内腔并对该内腔加热，从而利用氢能发动机40的燃烧喷气将管路a内的液态氢或者氨汽化，实现减少电加热装置20的能量消耗。
进一步，氢储存容器11设置压力控制单元、流量、温度控制单元，以确保精确调节燃料用量；氢气(氨气)属于易燃易爆气体，转化为液态进行储存时，氢储存容器11、管路、电磁阀及相应单元必须防爆；所述流量控制单元和温度控制单元检测部分位于氢储存容器11的管路a；
进一步，甲醇是易燃易爆液体，储存甲醇时，甲醇储存容器12、管路、电磁阀及相应单元必须防爆；所述电磁阀位于氢储存容器11的管路b；
进一步，所述氢储存容器11、甲醇储存容器12均设置有电控液压阀，所述电控液压阀用于在紧急情况下对容器(氢储存容器11、甲醇储存容器12)应急释放燃料，保证紧急降落时以最小燃料量安全着陆。
进一步，甲醇制氢环节在制氢装置30内完成。甲醇与水蒸气在一定的温度和压力的条件下，通过催化剂发生甲醇裂解反应生成氢气，制氢装置30共用换热器90的部分管路，以达到裂解反应所需的温度和压力。
进一步，氢能发动机，氢能发动机适应不同的飞行平台进行设计；任何形式的发动机均需严格控制功重比，并与飞行平台、换热器90、制氢装置30及发电系统采用高度融合设计；针对小型飞行平台采用成熟的活塞式发动机，适应氢气(氨气)介质工作时部分部件进行特殊设计。在发动机上提供管路接口与换热器90或制氢装置30对接，并采用增压泵使氢气(氨气)在合适的压力条件下输送到发动机工作部位。发动机工作产生的燃气循环至换热器90或制氢装置30供热交换使用；针对中型或大型飞行平台采用涡轴或涡轮发动机，适应氢气(氨气)介质时部分部件进行特殊设计。涡轴或涡轮发动机除了输出发电机需要的机械动能外，工作产生的燃气一部分循环至换热器90或制氢装置30供热交换使用，另一部分直接喷气为飞行平台提供辅助动力。
氢能发动机带动发电时的工作状态需设定几个效率较高的固定转速状态点，在这几个效率较高的工作状态时输出功率可以长时间稳定在一个状态，以便于提高燃料综合利用率。
为实现蓄电池电量状态综合高效管理，发动机需满足断续工作状态使用要求，当频繁重启发动机时可以实现95％以上的启动成功率。
当飞行平台在某些状态点进行定速巡航时，可使用氢能发动机直接驱动飞行，为此需要采用自动选择驱动变速箱，在部分巡航状态变速箱连接推进系统，在其它状态连接发电系统；当发电系统、蓄电池系统60、电力推进系统某一环节出现故障时，发动机也可以直接通过变速箱驱动推进系统。
进一步，发电系统，满足使用功率的前提下，发电系统可实现高效轻量化设计，并与氢能发动机进行集成设计。发电机在氢能发动机带动下给蓄电池系统60充电。当蓄电池系统60电池电量超过20％时，电池具备供电条件，可以在充电的同时给推进系统供电；当电量充值100％时，电池充满，发电系统及氢能发动机停止工作，单独由蓄电池系统60给推进系统供电。当蓄电池系统60电量消耗至20％时，氢能发动机重新启动带动发电系统工作，可实现对能源的综合高效利用。20％的安全电量为评估值，视不同的飞行平台对安全着陆和发动机应急空中重启等方面的需求进行调整。
进一步，蓄电池系统60，蓄电池系统60必须有闪充闪放或快速切换供电的功能，以适用该系统实时充电并实时为推进系统提供电力的需求；
蓄电池系统60在满足飞行航程的基本需要时，要同时为其它航电系统提供足够电力；
蓄电池系统60要设置安全剩余电量，以备应对应急着陆或发动机应急空中重启等突发紧急状况；
确保蓄电池系统60使用寿命具有较高的经济性，并具有防爆功能保证安全性；
进一步，电力推进系统，电力推进系统需配置变速、变矢量装置以实现不同状态的飞行速度和辅助转向功能，以及短距或垂直起飞降落等要求；电力推进系统采用轻量一体化设计，即电动机与推进装置一体融合设计；推进系统末端驱动形式视不同的飞机平台进行设计，可采用推进部件、矢量风扇等，必要时可附加燃气助力的风扇或推进部件。飞行速度上可实现0.9马赫以内所有状态点的稳定飞行，大部分环境下的平地垂直起飞降落，以及非极端天气下的空中悬停功能；在氢能发动机的燃气参与飞行平台推进时，矢量风扇可自行与飞行平台匹配调整，以适应超音速飞行需要；
进一步，机载集成推进控制系统，该部分需融合至飞机平台控制系统，实现储氢、换热、发动机、发电、蓄电和电力推进系统等的状态匹配控制要求。
以上所述仅为本发明专利的较佳实施例而已，并不用以限制本发明专利，凡在本发明专利的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明专利的保护范围之内。
Claims (10)
1.新燃料电力混合飞行推进系统，其特征在于，包括燃料储存装置、电加热装置、制氢装置、氢能发动机、发电系统、蓄电池系统、变速箱、电力推进系统、换热器；
所述燃料储存装置包括氢储存容器、甲醇储存容器；所述氢储存容器可以用来储存液态的氢或者氨；所述甲醇储存容器用于储存甲醇；所述燃料储存装置采用真空隔离方式，以增加其安全性；
所述氢储存容器通过管路a与氢能发动机的进气口连通，所述管路a贯穿换热器内腔并且换热器内腔里的气体仅接触管路a的外管壁；所述电加热装置用于将电能转化为热能从而对换热器内腔加热；
氢能发动机的燃烧高温喷气通过引气管进入换热器内腔，所述引气管用于将氢能发动机的燃烧喷气引导入换热器内腔并对该内腔加热；
甲醇储存容器与管路b一端连通，所述管路b贯穿换热器内腔，所述管路b另一端与制氢装置的入口连通，所述管路c一端与制氢装置出气口连通，所述管路c的另一端与氢能发动机的进气口连通；
氢能发动机的输出轴与变速箱输入轴连接，所述氢能发动机用于向变速箱传递转动，所述变速箱为双输出轴齿轮箱，变速箱内有离合器，同一时间内变速箱只有一个输出轴转动，变速箱的一个输出轴用于驱动发电系统的发电机；
所述电力推进系统包括电机、传动机构、输出轴、推进部件；所述电机的输出轴通过传动机构驱动输出轴，所述输出轴的输出端连接推进部件；
所述变速箱的另一个输出轴用于通过电力推进系统的传动机构从而驱动输出轴转动；所述电力推进系统转动的推进部件给飞行提供动力；
所述发电系统与蓄电池系统电性连接，所述发电系统用于向蓄电池系统内提供电能；所述蓄电池系统与电力推进系统的电机电性连接，进而电机将转动依次经过传动机构、输出轴来驱动推进部件转动，进而转动的推进部件给飞行提供动力。
2.根据权利要求1所述的新燃料电力混合飞行推进系统，其特征在于，
所述的管路a、管路b上均设置有电磁阀，使用者可以选择使用燃料的种类。
3.根据权利要求1所述的新燃料电力混合飞行推进系统，其特征在于，
所述推进部件为螺旋桨或者矢量风扇。
4.根据权利要求1所述的新燃料电力混合飞行推进系统，其特征在于，
氢储存容器设置压力控制单元、流量、温度控制单元，以确保精确调节燃料用量；氢气属于易燃易爆气体，转化为液态进行储存时，氢储存容器、管路、电磁阀及相应单元必须防爆；所述流量控制单元和温度控制单元检测部分位于氢储存容器的管路a。
5.根据权利要求1所述的新燃料电力混合飞行推进系统，其特征在于，
甲醇是易燃易爆液体，储存甲醇时，甲醇储存容器、管路、电磁阀及相应单元必须防爆；所述电磁阀位于氢储存容器的管路b。
6.根据权利要求1所述的新燃料电力混合飞行推进系统，其特征在于，
所述氢储存容器、甲醇储存容器均设置有电控液压阀，所述电控液压阀用于在紧急情况下对氢储存容器、甲醇储存容器应急释放燃料，保证紧急降落时以最小燃料量安全着陆；所述燃料储存装置采用真空隔离方式，以增加其安全性。
7.根据权利要求1所述的新燃料电力混合飞行推进系统，其特征在于，
发电系统，满足使用功率的前提下，发电系统可实现高效轻量化设计，并与氢能发动机进行集成设计；发电机在氢能发动机带动下给蓄电池系统充电；当蓄电池系统电池电量超过20％时，电池具备供电条件，可以在充电的同时给推进系统供电；当电量充值100％时，电池充满，发电系统及氢能发动机停止工作，单独由蓄电池系统给推进系统供电；当蓄电池系统电量消耗至20％时，氢能发动机重新启动带动发电系统工作，可实现对能源的综合高效利用；20％的安全电量为评估值，视不同的飞行平台对安全着陆和发动机应急空中重启等方面的需求进行调整。
8.根据权利要求1所述的新燃料电力混合飞行推进系统，其特征在于，
蓄电池系统，蓄电池系统必须有闪充闪放或快速切换供电的功能，以适用该系统实时充电并实时为推进系统提供电力的需求；
蓄电池系统在满足飞行航程的基本需要时，要同时为其它航电系统提供足够电力；
蓄电池系统要设置安全剩余电量，以备应对应急着陆或发动机应急空中重启等突发紧急状况；
确保蓄电池系统使用寿命具有较高的经济性，并具有防爆功能保证安全性。
9.根据权利要求1所述的新燃料电力混合飞行推进系统，其特征在于，
电力推进系统，电力推进系统需配置变速、变矢量装置以实现不同状态的飞行速度和辅助转向功能，以及短距或垂直起飞降落等要求；电力推进系统采用轻量一体化设计，即电动机与推进装置一体融合设计；推进系统末端驱动形式视不同的飞机平台进行设计，可采用推进部件、矢量风扇等，必要时可附加燃气助力的风扇或推进部件；飞行速度上可实现0.9马赫以内所有状态点的稳定飞行，大部分环境下的平地垂直起飞降落，以及非极端天气下的空中悬停功能；在氢能发动机的燃气参与飞行平台推进时，矢量风扇可自行与飞行平台匹配调整，以适应超音速飞行需要。
10.根据权利要求1所述的新燃料电力混合飞行推进系统，其特征在于，
机载集成推进控制系统融合至飞机平台控制系统，实现储氢、换热、发动机、发电、蓄电和电力推进系统等的状态匹配控制要求。
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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- 2021-10-14 CN CN202111199754.0A patent/CN113772105A/zh active Pending
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