CN114576014B - 飞机热循动力系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种飞机热循动力系统，包括空气增压循环热量回收装置和热循喷气发动机，热循喷气发动机包括高压进气管、高压回气管、转动连接的发动机壳罩和核心轴，发动机壳罩和核心轴内均设有冷却空间，高压进气管、冷却空间和高压回气管依次连通，空气增压循环热量回收装置通过第一高压气管与所述高压进气管连接，高压回气管通过第二高压气管与空气增压循环热量回收装置连接。本发明提供的飞机热循动力系统，可大幅提升航空喷气发动机的效率,降低排气温度。

Description

飞机热循动力系统
技术领域
本发明涉及喷气发动机领域，尤其涉及一种飞机热循动力系统。
背景技术
现有的航空发动机依据不同的分类方法种类繁多,主流为喷气发动机，其技术原理基本是通过热动力驱动空气反喷从而推动飞机前进。最主流的民用航空发动机为涡扇喷气发动机，其涵道比一般为5以上，飞行速度一般在1000Km/h以下，拥有很好的发动机效率、较长的使用寿命、较低的运行噪音、较低的尾喷温度等优点；而高速航空发动机则为涡喷发动机，其涵道比为0，飞行速度一般在1000Km/h以上，但存在发动机效率较低、使用寿命较短、运行噪音较大、尾喷温度很高等短处。
现有喷气发动机存在的缺点主要有：
1)需要一个专用的冷却系统对发动机进行降温：增加了设备的复杂程度和制造成本，还要为冷却系统提供额外的动力。
2)核心部件运行温度很高：对材料要求很高，缩短了发动机的使用寿命，增加制造和维护成本。
3)只有热压型动力舱工作：为了增加速度会将动力舱增加至两个甚至三个，结果导致核心部件运行温度、压力的继续升高。
4)很高的内涵喷气温度：涡扇喷气发动机尾喷平均约900℃，涡喷发动机尾喷平均约1200℃，这是热动力的极大的损失。
发明内容
本发明的目的是提供一种飞机热循动力系统，可大幅提升航空喷气发动机的效率,降低排气温度。
为实现上述目的，本发明提供一种飞机热循动力系统，包括空气增压循环热量回收装置和热循喷气发动机，热循喷气发动机包括高压进气管、高压回气管、转动连接的发动机壳罩和核心轴，发动机壳罩和核心轴内均设有冷却空间，高压进气管、冷却空间和高压回气管依次连通，空气增压循环热量回收装置通过第一高压气管与所述高压进气管连接，高压回气管通过第二高压气管与空气增压循环热量回收装置连接。
作为本发明的进一步改进，所述空气增压循环热量回收装置包括热能升压箱和空气增压装置，空气增压装置位于热能升压箱内，空气增压装置的进气口连接至热能升压箱外，空气增压装置的出气口与所述第一高压气管连通，第二高压气管的输出端与热能升压箱连通。
作为本发明的更进一步改进，所述空气增压循环热量回收装置还包括气体热动力回收器，气体热动力回收器包括呈筒状的回收器外壳，所述热能升压箱通过升压箱出气口与回收器外壳的进风口连通，回收器外壳上还设有出风口，回收器外壳内设有螺旋盘管；所述空气增压装置输出端通过第三高压气管与螺旋盘管的高压气体入口连接，螺旋盘管的高压气体出口与所述第一高压气管连通。
作为本发明的更进一步改进，所述回收器外壳内连接有导热支架；导热支架包括其横截面沿热空气流动方向逐渐增大的锥型镂空结构；导热支架上缠绕有螺旋盘管。
作为本发明的更进一步改进，所述空气增压循环热量回收装置还包括高压涡轮机构，高压涡轮机构包括相联动的第一叶轮和第一涡轮；所述第二高压气管出气端与第一涡轮连通，第一涡轮出气端通过低温保温管与热能升压箱连通；第一叶轮的出气端通过增压管道与热能升压箱连通。
作为本发明的更进一步改进，所述空气增压装置包括依次连通的空压机和绕管高压储气罐，空气增压装置的进气口位于空压机上，空气增压装置的出气口位于绕管高压储气罐上；还包括驱动总成，驱动总成包括依次联动的电机、第一棘轮组、单向传动轴、变速器，变速器与空压机的驱动件联动。
作为本发明的更进一步改进，所述热能升压箱的升压箱出气口与气体热动力回收器之前还连接有低压涡轮机构，低压涡轮机构的第二涡轮通过第二棘轮组与所述单向传动轴联动。
作为本发明的更进一步改进，所述发动机壳罩内包括由前向后依次连通的内涵进风压气道、热压动力舱和内涵喷气压气道；核心轴包括依次设置的主轴、相连通的后冷仓和尾部通气道，内涵喷气压气道位于尾部通气道外侧；主轴上设有动扇叶总成；后冷仓位于热压动力舱内且两者之间设有热压叶片总成；热压动力舱内设有第一高压气体喷嘴和燃料点火喷嘴；内涵喷气压气道与尾部通气道之间、内涵喷气压气道和热压动力舱外侧均设有冷却腔；高压进气管输出端分别与后冷仓内腔以及第一高压气体喷嘴连通；冷却腔与高压回气管连通。
作为本发明的更进一步改进，所述发动机壳罩内还包括位于热压动力舱前侧的冷压动力舱，所述内涵进风压气道位于冷压动力舱外侧；核心轴还包括位于主轴和后冷仓之间的前冷仓；前冷仓和后冷仓相连通；前冷仓壁体上设有冷仓气体入口；高压进气管输出端设有位于冷压动力舱内的第二高压气体喷嘴；前冷仓位于冷压动力舱内腔且两者之间设有冷压叶片总成，冷压叶片总成位于第二高压气体喷嘴和冷仓气体入口之间。
作为本发明的更进一步改进，所述热压动力舱还包括位于其前端的环形燃烧室，所述第一高压气体喷嘴和燃料点火喷嘴位于环形燃烧室内；所述热压叶片总成包括由前向后依次设置在后冷仓外壁的热压舱垂叶和热压舱斜叶；热压舱垂叶位于环形燃烧室内；热压叶片总成还包括设置在热压动力舱内壁的热压固定导流叶片。
有益效果
与现有技术相比，本发明的飞机热循动力系统的优点为：
1、以高压空气作为热循喷气发动机的热交换载体，以储存的高压空气为主、以电机为辅，作为源动力驱动空压系统运转。空气依次经过发动机前端扇叶、内涵进风压气道、通过燃料燃烧产生热压动力的热压动力舱、内涵喷气压气道等结构时产生大量热量，热量又传导给发动机本身，使发动机温度较高。而通过高压进气管进入发动机内的高压空气先在冷压动力舱内进行第一次释压，高压空气释压伴随温度降低。释压后一部分进入主轴，经前冷仓进入后冷仓给主轴降温，再通过主轴尾部通气道进入冷却腔给内涵喷气压气道和热压动力舱降温，最后气体从高压回气管排出，带走热量。第一次释压的另一部分冷空气经第一高压气体喷嘴进入热压动力舱，既与燃料混合燃烧，又能对热压动力舱进行冷却，从而大幅提升喷气发动机的效率,降低核心温度和排气温度。
2、前冷仓中第二高压气体喷嘴的位置与冷压仓垂叶相对应，高压气体射出时作用于冷压仓垂叶，可辅助核心轴的旋转，进行动力再利用；
3、射入的热压动力舱的高压冷气将降低发动机的核心温度而不会造成热压动力舱压力的降低，确保发动机的动力不被削弱。
4、高压冷气与燃料在一体的环形燃烧室高速环混燃烧，气流密度更大、燃烧更充分、核心温度更低，高压环流向核心轴提供更多的动力。
5、气体热动力回收器以高压空气的螺旋盘管为热动力收集载体，实现小管径大容量。回收器外壳内的导热支架上缠绕有螺旋盘管，导热支架的锥型镂空结构横截面沿热空气流动方向逐渐增大，有利于增大螺旋盘管与热空气相迎的面积，螺旋盘管内的高压空气能更充分地与穿过回收器外壳的热空气进行热交换，热量回收更充分。从升压箱出气口输出的低压高温空气经过气体热动力回收器，被螺旋盘管中的高压空气吸收热量，则从气体热动力回收器的出风口输出的低压空气温度接近外界温度。
6、从升压箱出气口输出的低压高温空气，经过低压涡轮机构转化为动能，带动单向传动轴驱动空压机，减少电机的能耗。
7、导热支架的锥型镂空结构通过镂空结构，例如锥型导热筒的开孔和导热肋板，能增加导热面积。进入回收器外壳内的热空气热量，除了可以直接传导至螺旋盘管上，还能经过导热支架传导至螺旋盘管上。而锥型镂空结构和螺旋盘管两者相结合，对热空气产生一定的阻挡作用，能增加热空气停留在回收器外壳内的时间，从而让热量回收更充分。
8、从热循喷气发动机的高压回气管输出的高压热空气，经高压涡轮机构回到热能升压箱，高压热空气带动高压涡轮机构工作，通过第一叶轮增加从外界吸入热能升压箱内的空气量，而且热能升压箱内的空气增压装置会发热，使得热能升压箱内的空气受热膨胀，内压较大，才能驱动低压涡轮机构。
通过以下的描述并结合附图，本发明将变得更加清晰，这些附图用于解释本发明的实施例。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为飞机热循动力系统的结构图；
图2为热循喷气发动机的剖视图；
图3为核心轴的剖视图；
图4为图2中的A处放大图；
图5为发动机壳罩的剖视图；
图6为图5的B-B处视图；
图7为图5的C-C处视图；
图8为空气线路图；
图9为气体热动力回收器的俯视图；
图10为气体热动力回收器的左视图；
图11为气体热动力回收器的右视图；
图12为气体热动力回收器的剖视图；
图13为导热支架的俯视图；
图14为导热支架的局部剖视图；
图15为导热支架的左视图；
图16为导热支架的右视图；
图17为经过气体热动力回收器的热空气线路图。
具体实施方式
现在参考附图描述本发明的实施例。
实施例
本发明的具体实施方式如图1至图5所示，一种飞机热循动力系统，包括空气增压循环热量回收装置6和热循喷气发动机，热循喷气发动机包括高压进气管31、高压回气管32、转动连接的发动机壳罩2和核心轴4，发动机壳罩2和核心轴4内均设有冷却空间，高压进气管31、冷却空间和高压回气管32依次连通，空气增压循环热量回收装置6通过第一高压气管91与高压进气管31连接，高压回气管32通过第二高压气管92与空气增压循环热量回收装置6连接。通过将高压空气导入喷气发动机，实现对发动机的冷却和热动力回收循环利用功能。
空气增压循环热量回收装置6包括热能升压箱61和空气增压装置，空气增压装置位于热能升压箱61内，空气增压装置的进气口连接至热能升压箱61外，空气增压装置的出气口与第一高压气管91连通，第二高压气管92的输出端与热能升压箱61连通。
空气增压循环热量回收装置6还包括气体热动力回收器1，气体热动力回收器1包括呈筒状的回收器外壳11，热能升压箱61通过升压箱出气口611与回收器外壳11的进风口111连通，回收器外壳11上还设有出风口112，回收器外壳11内设有螺旋盘管12。空气增压装置输出端通过第三高压气管64与螺旋盘管12的高压气体入口123连接，螺旋盘管12的高压气体出口124与第一高压气管91连通。第三高压气管64上设有电控流量阀65。
回收器外壳11内连接有导热支架13。导热支架13包括其横截面沿热空气流动方向逐渐增大的锥型镂空结构。导热支架13上缠绕有螺旋盘管12。螺旋盘管12的两端分别为高压气体入口123和高压气体出口124。本实施例中，锥型镂空结构的外表面呈圆锥面。
进风口111横截面尺寸小于回收器外壳11的内腔中部以及出风口112两者的横截面。
锥型镂空结构包括锥型导热筒132和导热肋板133，锥型导热筒132的侧壁上设有若干开孔1321，导热肋板133位于锥型导热筒132内侧且两者固定连接。锥型导热筒132的前后两端连通。导热肋板133与锥型导热筒132的开孔1321之间构成导风道。具体的，导热肋板133包括多个绕其中心呈放射状分布的肋板结构，肋板结构与回收器外壳11的中心线相平行，相邻肋板结构与锥型导热筒132的开孔1321之间构成上述导风道。锥型导热筒132的开孔1321有多条呈条状的开孔1321，开孔1321绕锥型导热筒132的中心线布置。
螺旋盘管12包括第一螺旋盘管121，第一螺旋盘管121缠绕在锥型导热筒132外侧且第一螺旋盘管121的相邻两圈管体之间留有间隙。第一螺旋盘管121的螺旋线为呈三维的圆锥螺旋线。
锥型导热筒132的前后两端分别设有前导流挡板134和后导流挡板135。前导流挡板134的外边缘尺寸小于锥型导热筒132的前端开口，后导流挡板135的外边缘尺寸小于锥型导热筒132的后端开口。
导热支架13还包括连接在锥型镂空结构与回收器外壳11之间的支架131，支架131由十字型的方管构成，其端部通过螺钉与回收器外壳11连接。支架131包括两个且分别位于锥型镂空结构的前侧和后侧，锥型导热筒132前后两端分别与位于前侧的支架131和位于后侧的支架131连接。前导流挡板134和后导流挡板135分别固定在位于前侧的支架131和位于后侧的支架131上。
螺旋盘管12包括第二螺旋盘管122，第二螺旋盘管122盘绕在支架131上且第二螺旋盘管122的相邻两圈管体之间留有间隙。第二螺旋盘管122的螺旋线为二维螺旋线，该二维螺旋线所在平面与回收器外壳11的中心线相垂直。
高压气体入口123靠近回收器外壳11的出风口112一侧，高压气体出口124靠近回收器外壳11的进风口111一侧。
螺旋盘管12的口径大于高压气体入口123的口径，使高压气体在经高压气体入口123流入气体热动力回收器1时有一个释压效应，变为流动的高压冷气。螺旋盘管12内的高压冷气与流经气体热动力回收器1的热气形成巨大温差，大幅提高热交换效率。螺旋盘管12内的高压冷气在气体热动力回收器1内经热交换升温后，其在出口的温度比进口的温度将明显升高，而压力不变或只稍微降低，确保后续能正常进入喷气发动机内对发动机进行冷却。
空气增压循环热量回收装置6还包括高压涡轮机构7，高压涡轮机构7包括相联动的第一叶轮71和第一涡轮72。第二高压气管92出气端与第一涡轮72连通，第一涡轮72出气端通过低温保温管612与热能升压箱61连通。第一叶轮71的出气端通过增压管道613与热能升压箱61连通。
空气增压装置包括依次连通的空压机62和绕管高压储气罐63，空气增压装置的进气口位于空压机62上，空气增压装置的出气口位于绕管高压储气罐63上。还包括驱动总成66，驱动总成66包括依次联动的电机661、第一棘轮组、单向传动轴662、变速器663，变速器663与空压机62的驱动件联动。空压机62优选采用高压气体箱泵。空压机62与位于热能升压箱61外的新鲜空气滤箱8连通。高压涡轮机构7的第一叶轮71进气端与新鲜空气滤箱8连通。通过绕管高压储气罐63建立高压(约50MPa)空气压缩存贮系统，赋予热能回收系统蓄能的功效，使空压系统在大部分的运行时间里，电机是处于停止状态的。
热能升压箱61的升压箱出气口611与气体热动力回收器1之前还连接有低压涡轮机构67，低压涡轮机构67的第二涡轮通过第二棘轮组671与单向传动轴662联动。
高压进气管31的输入端、高压回气管32的输出端均位于发动机壳罩2外侧。发动机壳罩2内包括由前向后依次连通的内涵进风压气道25、热压动力舱27和内涵喷气压气道28。核心轴4包括依次设置的主轴41、相连通的后冷仓44和尾部通气道45，内涵喷气压气道28位于尾部通气道45外侧。主轴41上设有动扇叶总成。后冷仓44位于热压动力舱27内且两者之间设有热压叶片总成。热压动力舱27内设有第一高压气体喷嘴35和燃料点火喷嘴36。内涵喷气压气道28与尾部通气道45之间、内涵喷气压气道28和热压动力舱27外侧均设有冷却腔。高压进气管31输出端分别与后冷仓44内腔以及第一高压气体喷嘴35连通。冷却腔与高压回气管32连通。发动机壳罩2和核心轴4内的冷却空间包括主轴41的前冷仓42和后冷仓44，还包括发动机壳罩2内的冷压动力舱26和冷却腔。
发动机壳罩2内还包括位于热压动力舱27前侧的冷压动力舱26，内涵进风压气道25位于冷压动力舱26外侧。核心轴4还包括位于主轴41和后冷仓44之间的前冷仓42。前冷仓42和后冷仓44通过中部通气道43相连通。前冷仓42的后端壁体上设有冷仓气体入口423。高压进气管31输出端设有位于冷压动力舱26内的第二高压气体喷嘴37。前冷仓42位于冷压动力舱26内腔且两者之间设有冷压叶片总成，冷压叶片总成位于第二高压气体喷嘴37和冷仓气体入口423之间。利用高压空气的第一次释压驱动核心轴4转动构建冷压动力舱26，实现发动机冷驱功能。在热压动力舱27内，利用高压空气的第二次释压并与燃料混燃,直接降低发动机核心温度的同时,非但不会因温度下降造成热压舱的压力下降,还会由于高压空气强力喷入使热压舱的压力有所上升。
冷压叶片总成包括由前向后依次设置在前冷仓42外壁上的冷压仓垂叶421和冷压舱斜叶422，还包括设置在冷压动力舱26内侧的冷压动力仓固定导流叶片261，第二高压气体喷嘴37的位置与冷压仓垂叶421相对应。冷压舱斜叶422和冷压动力仓固定导流叶片261前后交错布置。冷压动力舱26的内腔通过气体通道262与第一高压气体喷嘴35连通。
热压动力舱27还包括位于其前端的环形燃烧室34，第一高压气体喷嘴35和燃料点火喷嘴36位于环形燃烧室34内。热压叶片总成包括由前向后依次设置在后冷仓44外壁的热压舱垂叶441和热压舱斜叶442。热压舱垂叶441位于环形燃烧室34内。热压叶片总成还包括设置在热压动力舱27内壁的热压固定导流叶片271。热压固定导流叶片271和热压舱斜叶442前后交替布置。
冷却腔包括依次连通的第一冷仓23、第二冷仓24和第三冷仓29。内涵喷气压气道28绕尾部通气道45布置，第一冷仓23位于内涵喷气压气道28与尾部通气道45之间，第三冷仓29位于内涵喷气压气道28和热压动力舱27两者外侧，第二冷仓24位于内涵喷气压气道28一侧。
发动机壳罩2内侧设有内涵固定导风扇叶53，内涵固定导风扇叶53与主轴41上的动扇叶总成相邻布置。动扇叶总成包括由前向后依次布置的首级扇叶51以及多级动扇叶52，多级动扇叶52与内涵固定导风扇叶53前后交替布置。
发动机壳罩2包括相连接的内涵外壳22和外涵外壳21，外涵外壳21位于内涵外壳22的前段外侧。外涵外壳21内壁与内涵外壳22前段外壁之间构成外涵压气道211。内涵进风压气道25、热压动力舱27和内涵喷气压气道28均位于内涵外壳22内。
热循喷气发动机的涵道比一般在0到10之间，为0时只有内涵道，大于0时则拥有内外涵道。对于大量使用的民用飞机，涵道比一般在6左右，多级扇叶一般在2-5之间，飞行速度一般在600公里/小时左右，设有1个冷压动力舱26和1个热压动力舱27。
本实施例中，涵道比为2.5，设1个冷压动力舱26和1个热压动力舱27。有一个首级扇叶51和2个多级动扇叶52。
如图8所示，工作时，通过高压进气管31进入发动机内的高压空气(稍小于50MPa)，先在冷压动力舱26经第二高压气体喷嘴37射向热压舱垂叶441，流经两级冷压舱斜叶422后，进行第一次释压，释压变为约3Mpa。高压空气释压伴随温度降低，见图8中的空气线路1。释压后一部分3Mpa的高压冷气进入主轴4，经前冷仓42进入后冷仓44给主轴4降温，再通过主轴尾部通气道45进入冷却腔给内涵喷气压气道28和热压动力舱27降温，并变成约3Mpa高压高温空气，最后高压高温空气从高压回气管32排出，带走热量，见图8中的空气线路1-1。第一次释压的另一部分3Mpa的高压冷气经第一高压气体喷嘴35进入热压动力舱27，既与燃料混合燃烧推动核心轴4旋转，又能对热压动力舱27进行冷却，见图8中的空气线路1-2。内涵喷气压气道28的气体从发动机壳罩2尾部喷出。空气线路3被首级扇叶51压入外涵道经外涵道压气道211喷出。空气线路4被多级扇叶压入内涵道进风压气道，成为高压高温高速气流，流经两级热压舱斜叶，并从内涵喷气压气道28喷出发动机外。
空气线路1：
(1)单向传动轴662驱动空压机62，将新鲜空气滤箱8的常压(0.1MPa)空气加压并送入绕管高压储气罐63(约50MPa)内。
(2)当电控流量阀65打开时，高压气体经第三高压气管64(约50MPa)流入气体热动力回收器1，再经第一高压气管91(稍小于50MPa)流入热循喷气发动机。
(3)高压气体在热循喷气发动机的冷压动力舱26经第一次释压，压力由约50MPa降为约3MPa的低温高压空气。然后低温高压空气分成两路，空气线路1-1和空气线路1-2。
(4)空气线路1-1：部分(约一半)低温高压空气吸取发动机热量后经第二高压气管92(约3MPa)进入高压涡轮机构7完成第二次释压，压力由约3MPa降为约0.2MPa的低温低压空气。同时在高压气体喷射和降压动力的驱动下高压涡轮机构7将高速运转起来，带动第一叶轮71将向热能升压箱61鼓入压力空气。释压后的低温低压空气直接导入热能升压箱61与空气线路2汇合对空压机62进行降温。
(5)空气线路1-2：部分(约一半)低温高压空气(约3MPa)经高压气体喷嘴喷入一体环形燃烧室与燃料混爆，而后流经热压动力舱排出。
空气线路2：
(1)当电控流量阀65打开时，高压涡轮机构7在高压气体喷射和降压动力的驱动下将高速运转起来带动第一叶轮将新鲜空气滤箱8的常压(0.1MPa)空气加压升温并送入热能升压箱61(约0.2MPa)。
(2)升温的低压空气汇合空气线路1-1流入的低温低压空气在热能升压箱61内被空压机62和绕管高压气罐63释放的热量再次加热膨胀(同时也是对空压机62和绕管高压气罐63的降温过程)，热压空气驱动低压涡轮机构67高速转动(则将热能回收并转化为机械能)。通过第二棘轮组件671带动单向传动轴662单向转动，至此回到空气线路1的始端，从而完成能量收集循环过程。
(3)高温空气经低压涡轮机构67释压，压力由约0.2MPa降为约0.1MPa，温度会有所下降。而后经气体热动力回收器1进一步降温(将接近室外常温甚至更低)后排出。
飞机热循动力系统的喷气发动机燃烧室壁温度为500℃，低于传统涡扇喷气动力系统的900℃和涡喷冷膜动力系统的800℃；飞机热循动力系统的喷气发动机内涵尾喷温度约为800℃，涡扇400℃，低于传统涡扇喷气动力系统的900℃和涡喷冷膜动力系统的1200℃。飞机热循动力系统的喷气发动机效率提高30％，寿命提高30％，噪音、振动、热气流较小，发动机启动方式可实现高压气体冷启动。
以上结合最佳实施例对本发明进行了描述，但本发明并不局限于以上揭示的实施例，而应当涵盖各种根据本发明的本质进行的修改、等效组合。

Claims (8)

1.一种飞机热循动力系统，其特征在于，包括空气增压循环热量回收装置(6)和热循喷气发动机，热循喷气发动机包括高压进气管(31)、高压回气管(32)、转动连接的发动机壳罩(2)和核心轴(4)，发动机壳罩(2)和核心轴(4)内均设有冷却空间，高压进气管(31)、冷却空间和高压回气管(32)依次连通，空气增压循环热量回收装置(6)通过第一高压气管(91)与所述高压进气管(31)连接，高压回气管(32)通过第二高压气管(92)与空气增压循环热量回收装置(6)连接；所述空气增压循环热量回收装置(6)包括热能升压箱(61)和空气增压装置，空气增压装置位于热能升压箱(61)内，空气增压装置的进气口连接至热能升压箱(61)外，空气增压装置的出气口与所述第一高压气管(91)连通，第二高压气管(92)的输出端与热能升压箱(61)连通；所述空气增压循环热量回收装置(6)还包括气体热动力回收器(1)，气体热动力回收器(1)包括呈筒状的回收器外壳(11)，所述热能升压箱(61)通过升压箱出气口(611)与回收器外壳(11)的进风口(111)连通，回收器外壳(11)上还设有出风口(112)，回收器外壳(11)内设有螺旋盘管(12)；所述空气增压装置输出端通过第三高压气管(64)与螺旋盘管(12)的高压气体入口(123)连接，螺旋盘管(12)的高压气体出口(124)与所述第一高压气管(91)连通；第三高压气管(64)上设有电控流量阀(65)。
2.根据权利要求1所述的一种飞机热循动力系统，其特征在于，所述回收器外壳(11)内连接有导热支架(13)；导热支架(13)包括其横截面沿热空气流动方向逐渐增大的锥型镂空结构；导热支架(13)上缠绕有螺旋盘管(12)。
3.根据权利要求1所述的一种飞机热循动力系统，其特征在于，所述空气增压循环热量回收装置(6)还包括高压涡轮机构(7)，高压涡轮机构(7)包括相联动的第一叶轮(71)和第一涡轮(72)；所述第二高压气管(92)出气端与第一涡轮(72)连通，第一涡轮(72)出气端通过低温保温管(612)与热能升压箱(61)连通；第一叶轮(71)的出气端通过增压管道(613)与热能升压箱(61)连通。
4.根据权利要求1所述的一种飞机热循动力系统，其特征在于，所述空气增压装置包括依次连通的空压机(62)和绕管高压储气罐(63)，空气增压装置的进气口位于空压机(62)上，空气增压装置的出气口位于绕管高压储气罐(63)上；还包括驱动总成(66)，驱动总成(66)包括依次联动的电机(661)、第一棘轮组、单向传动轴(662)、变速器(663)，变速器(663)与空压机(62)的驱动件联动。
5.根据权利要求4所述的一种飞机热循动力系统，其特征在于，所述热能升压箱(61)的升压箱出气口(611)与气体热动力回收器(1)之前还连接有低压涡轮机构(67)，低压涡轮机构(67)的第二涡轮通过第二棘轮组(671)与所述单向传动轴(662)联动。
6.根据权利要求1所述的一种飞机热循动力系统，其特征在于，所述发动机壳罩(2)内包括由前向后依次连通的内涵进风压气道(25)、热压动力舱(27)和内涵喷气压气道(28)；核心轴(4)包括依次设置的主轴(41)、相连通的后冷仓(44)和尾部通气道(45)，内涵喷气压气道(28)位于尾部通气道(45)外侧；主轴(41)上设有动扇叶总成；后冷仓(44)位于热压动力舱(27)内且两者之间设有热压叶片总成；热压动力舱(27)内设有第一高压气体喷嘴(35)和燃料点火喷嘴(36)；内涵喷气压气道(28)与尾部通气道(45)之间、内涵喷气压气道(28)和热压动力舱(27)外侧均设有冷却腔；高压进气管(31)输出端分别与后冷仓(44)内腔以及第一高压气体喷嘴(35)连通；冷却腔与高压回气管(32)连通。
7.根据权利要求6所述的一种飞机热循动力系统，其特征在于，所述发动机壳罩(2)内还包括位于热压动力舱(27)前侧的冷压动力舱(26)，所述内涵进风压气道(25)位于冷压动力舱(26)外侧；核心轴(4)还包括位于主轴(41)和后冷仓(44)之间的前冷仓(42)；前冷仓(42)和后冷仓(44)相连通；前冷仓(42)壁体上设有冷仓气体入口(423)；高压进气管(31)输出端设有位于冷压动力舱(26)内的第二高压气体喷嘴(37)；前冷仓(42)位于冷压动力舱(26)内腔且两者之间设有冷压叶片总成，冷压叶片总成位于第二高压气体喷嘴(37)和冷仓气体入口(423)之间。
8.根据权利要求6所述的一种飞机热循动力系统，其特征在于，所述热压动力舱(27)还包括位于其前端的环形燃烧室(34)，所述第一高压气体喷嘴(35)和燃料点火喷嘴(36)位于环形燃烧室(34)内；所述热压叶片总成包括由前向后依次设置在后冷仓(44)外壁的热压舱垂叶(441)和热压舱斜叶(442)；热压舱垂叶(441)位于环形燃烧室(34)内；热压叶片总成还包括设置在热压动力舱(27)内壁的热压固定导流叶片(271)。
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