CN114837814B - 一种热管理型组合动力装置 - Google Patents
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Abstract
本发明属于航空机电综合技术领域，公开了一种热管理型组合动力装置，包括动力子系统、起发电子系统、制冷子系统和滑油子系统，压气机一端与动力子系统轴连，压气机另一端与起发电子系统和制冷子系统轴连；本装置在地面可起动发动机，在空中长时工作，具备制冷和供电能力，应急状态时，压气机吸气将空气吸入燃烧室点火燃烧，从而驱动动力子系统工作，然后再带动起发电子系统工作。本发明将传统空气循环制冷功能的冷却涡轮、具备起发电功能的起发电机与辅助动力功能的压气机、涡轮进行同轴设计，并复用压气机，实现了机电系统的多功能综合和环控/辅助应急动力的能量管理，有效减小了重量、体积和运行过程的总体燃油代偿。
Description
技术领域
本发明属于航空机电综合技术领域，涉及一种同时具备制冷、起动/应急发电和储能功能的热管理型组合动力装置，具体涉及一种热管理型组合动力装置。
背景技术
飞机机电系统是飞机上所有执行系统、保障系统和飞机二次能源系统的总称。机电系统的先进性直接影响飞机的安全性、可靠性和整体性能。传统机电系统采用分立式的架构模式，普遍存在集成度不高、重量大、能量管理水平低和维护维修性差等诸多问题，严重制约了未来飞机发展。机电综合技术是未来机电系统发展的核心技术，通过机电系统层面的物理、功能、能量和控制综合，实现机电系统集约化和高效化。热管理型组合动力装置是机电综合技术的典型代表，实现了机电系统结构和功能的集成，大幅降低了系统部件数目和重量，同时改善了系统热/能量管理效率和燃油经济性。
在飞机机电系统中，传统组合动力装置方案如图1所示。该组合动力装置仅在地面起动发动机和空中应急时使用，正常飞行时成为飞机负担，由于其与空气循环系统独立，因此并不具备制冷功能。同时组合动力装置将应急动力模块和辅助动力模块通过齿轮箱进行了物理集成，存在功能相同的燃烧室和涡轮，部件复用度差，齿轮箱大幅增加了装置的体积重量，还需额外携带压缩空气，导致维护和保障时间长，成本高。
公开号为CN112623233A的中国发明申请公开了一种飞机自适应动力与热管理系统，该系统以涡轮、压气机和起发电机为核心组件，实现辅助、应急、环控和热管理功能的综合，并可进行自动选择最佳动力源和热沉源。但该核心组件在空中采用单级动力涡轮驱动，膨胀比低(<4)，无法提供足够的做功能力，导致空中制冷能力不高；同时在空中必须使用高品质的发动机引气作为动力源驱动，会严重影响发动机的性能；除此之外，该组件不仅不具备空中发电的功能，还需使用发动机的电功率，无法储能，难以满足未来作战飞机大功率电子设备和瞬时高能武器的使用需求。
发明内容
本发明的目的：为了解决上述问题，本发明提供了一种热管理型组合动力装置，该装置将冷却涡轮、起发一体电机、压气机和动力涡轮集成在同一旋转轴上，可实现辅助动力、飞行环控和供电以及应急动力功能，复用部件、节省冗余部件，达到减重增效的目的。
本发明的技术方案如下：
一种热管理型组合动力装置，包括动力子系统、起发电子系统、制冷子系统和滑油子系统，压气机一端与动力子系统轴连，压气机另一端与起发电子系统和制冷子系统轴连；滑油子系统给压气机、动力子系统、起发电子系统和制冷子系统的转轴提供润滑散热；本装置在地面可起动发动机，在空中长时工作，具备制冷和供电能力，应急状态时，压气机吸气将空气吸入燃烧室点火燃烧，从而驱动动力子系统工作，然后再带动起发电子系统工作。
进一步的，动力子系统包括组合涡轮和燃烧室，燃烧室的出口连接组合涡轮，燃烧室的进口一路通过关断阀连接压气机，另一路通过引气减压阀连接发动机气路。
进一步的，组合涡轮包括轴连接的径流动力涡轮和轴流动力涡轮。
进一步的，压气机先轴连起发电子系统，起发电子系统另一端轴连制冷子系统。
进一步的，起发电子系统包括起发一体电机、小功率发电机和超级电容，起发一体电机和小功率发电机顺序轴连，小功率发电机连接并给装置控制器专门供电；起发一体电机的输出连接超级电容。
进一步的，制冷子系统包括冷却涡轮和换热器，冷却涡轮的进气口通过并联式流量调节阀和换热器连接压气机的出气口，冷却涡轮的出气口向环控设备供气，冷却涡轮的出气口还通过调压阀连接发动机引气口。
进一步的，压气机通过电动进气风门与环境相连，可进行吸气；压气机还可通过制冷换热后的循环气进行进气，增压后再经过换热进入冷却涡轮膨胀制冷，形成闭式回路。
进一步的，燃烧室是双模态罐式燃烧室。
进一步的，冷却涡轮采用双喷嘴结构，为了适应地面维护和飞行环控两种不同工作环境下进气量的差异，采用大小两个定截面喷嘴，并由两路阀分别控制。
本发明的有益效果：
1、将传统空气循环制冷功能的冷却涡轮、具备起发电功能的起发电机与辅助动力功能的压气机、涡轮进行同轴设计，节省了齿轮箱带来的重量和体积，复用了压气机，并将起发电功能设计为一体电机，实现了机电系统的多功能综合和环控/辅助应急动力的能量管理，有效减小了重量、体积和运行过程的总体燃油代偿，并且没有减少传统结构的应急功能。
2、装置中的燃烧室采用双模态罐式燃烧室，由于燃烧室既有压气机增压进气，又有发动机引气进气，传统的环形燃烧室构型难以满足要求，因此设计成外置罐式结构；同时燃烧室既要能在地面状态完成点火，又要能在空中运行时完成点火，因此需要优化燃烧室结构布局，实现双模态稳定点火。
3、采用径流-轴流组合式宽膨胀比动力涡轮，提高膨胀比，并对发动机引气进行燃烧，有效减小了发动机引气的压力和流量，降低了装置运行过程中对发动机的影响，还能配合双模态罐式燃烧室的进气布局。
4、通过功能和运行逻辑设计，使装置可在空中运行过程中提供电功率，并利用超级电容进行储能，为大功率电子设备和瞬时高能武器提供辅助功率，起发电机与超级电容相联，可以在闲时充电，积累的能量用于大功率电子设备或瞬时高能武器，有效减小飞机电网负担。
5、装置在压气机和冷却涡轮之间形成半闭式的空气循环回路，实现制冷功能的同时节省了引气量，提高了系统效率，压气机增压预冷后的空气进入冷却涡轮制冷，一部分供给用户使用，一部分作为循环气冷却液冷系统的载冷剂和压气机来流，与冷却后的发动机引气补充气汇流后进入压气机增压。
附图说明
图1为传统组合动力装置构型方案示意图；
图2为本发明的热管理型组合动力装置构型方案示意图；
其中，1-压气机，2-径流动力涡轮，3-轴流动力涡轮，4-燃烧室，5-冷却涡轮，6-起发一体电机，7-小功率发电机，8-装置控制器，9-超级电容，10-滑油腔，11-航空齿联轴器，12-滑油箱，13-滑油泵组件，14-燃油箱，15-调速电机，16-齿轮泵，17-油滤器，18-柱塞泵，19-电磁阀，20-点火器，21-分流器，22-燃油压差传感器，23-旁通阀，24-引气减压阀，25-关断阀，26-泄气关断阀，27-调压阀，28-小流量调节阀，29-大流量关断阀，30-进气风门，31-排气温度传感器，32-闭式循环压力传感器，33-转速传感器，34-制冷端压力传感器。
具体实施方式
本部分是本发明的实施例，用于解释和说明本发明的技术方案。
一种热管理型组合动力装置，包括动力子系统、起发电子系统、制冷子系统和滑油子系统，压气机1一端与动力子系统轴连，压气机1另一端与起发电子系统和制冷子系统轴连；滑油子系统给压气机1、动力子系统、起发电子系统和制冷子系统的转轴提供润滑散热；本装置在空中飞行时长时工作，应急状态时，压气机1吸气将空气吸入燃烧室点火燃烧，从而驱动动力子系统工作，然后再带动起发电子系统工作。
动力子系统包括组合涡轮和燃烧室4，燃烧室4的出气口连接组合涡轮，燃烧室4的进气口一路通过关断阀25连接压气机1，另一路通过引气减压阀24连接发动机气路。
组合涡轮包括轴连接的径流动力涡轮2和轴流动力涡轮3。
压气机1先轴连起发电子系统，起发电子系统另一端轴连制冷子系统。
起发电子系统包括起发一体电机6、小功率发电机7和超级电容9，起发一体电机6和小功率发电机7顺序轴连，小功率发电机7连接并给本装置的装置控制器8专门供电；起发一体电机6的输出连接超级电容9。
制冷子系统包括冷却涡轮5和换热器，冷却涡轮5的进气口通过并联式流量调节阀和换热器连接压气机1的出气口，冷却涡轮5的出气口向环控设备供气，冷却涡轮5的出气口还通过调压阀27连接发动机引气口。
压气机1通过电动进气风门30与环境相连，可进行吸气；压气机1还可通过制冷换热后的循环气进行进气，增压后再经过换热进入冷却涡轮膨胀制冷，形成闭式回路。
燃烧室4是双模态罐式燃烧室。
冷却涡轮5采用双喷嘴结构，为了适应地面维护和飞行环控两种不同工作环境下进气量的差异，采用大小两个定截面喷嘴，并由两路阀分别控制。
下面通过附图进一步说明本发明的另一个实施例。
本发明的总体结构如图2所示，压气机1、径流动力涡轮2、轴流动力涡轮3、冷却涡轮5、起发一体电机6和小功率发电机7同轴布置，并通过航空齿联轴器11联接；装置气源来自进气风门30的自然环境或引起减压阀24上游的发动机引气；燃烧室布置在径流动力涡轮2上游，与系统燃调模块共同实现点火燃烧功能；滑油腔10、滑油箱12和滑油泵组件13组成滑油模块为装置输配润滑油，实现润和和冷却功能；装置控制器8由28V电池或小功率发电机7供电，实现装置总体控制，并由若干个阀和若干个传感器实现；起发一体电机6具备电动自启动和发电功能，并可为超级电容9充电。
装置具备以下几种模式：自启动模式、地面维护模式、主发动机起动模式、地面等待模式、飞行环控模式和应急动力模式。
自启动模式完成后可转换为地面维护模式或主发动机起动模式，地面维护模式完成后可转换为主发动机起动模式，主发动机起动完成后通过地面等待模式过渡，切换至飞行环控模式，并在应急情况发生后切换至应急动力模式。根据装置内的气源来源区分：气源来自压气机自然吸气，称为吸气状态，包括自启动模式、地面维护模式、主发动机起动模式和应急动力模式；气源来自发动机引气，称为引气状态，包括地面等待模式和飞行环控模式。
热管理型组合动力装置工作原理如下：
装置在自启动模式时，装置控制器8由28V机载电池组供电，接收上级控制器指令并执行相应操作：起发一体电机6由270V机载电池组供电，以电动状态提供初始轴功，采取先恒扭矩再恒功率的启动特性；进气风门30开启，小流量调节阀28和大流量关断阀29关闭，关断阀25开启，压气机开始吸气，经由燃烧室4流入径流动力涡轮2和轴流动力涡轮3做功；当转速提升至额定转速的7％时，燃调模块由机载270V电池组供电，开始供油并在燃烧室4内点火；随着转速提升至30％，滑油泵组件13由机载270V电池组供电，并为滑油腔10提供滑油；当转速提升至50％，起发一体电机6转为发电状态，并开始卸载扭矩并建压，此时轴功完全由动力涡轮提供；当转速提升至70％时，机载电池组的线性接触器断开，小功率发电机7为装置控制器8供电，起发一体电机6为滑油泵组件13和调速电机15供电，此时供电功率不低于12kW；当转速继续升高至95％时，自启动模式完成。
自启动模式工作时，装置控制器8对装置的控制采用排气温度闭环(7％-70％额定转速)和转速闭环(70％-95％额定转速)的复合控制方案：7％-70％额定转速时，动力涡轮排气温度易超温，因此采用排气温度传感器31作为燃调模块调速电机15的反馈；70％-95％额定转速时，装置容易出现超速，因此采用转速传感器33作为燃调模块调速电机15的反馈。
装置切换至地面维护模式时，工作转速保持在额定转速的95％，装置控制器8接收上级控制器指令，开启小流量调节阀28和泄气关断阀26，此时流经压气机1的流量一部分经过冷却后进入冷却涡轮5膨胀制冷，供给气冷电子设备，部分冷却气回热后经泄气关断阀26排出，在地面维护模式时，起发一体电机6处于发电状态并为机载设备提供16kW电功率，同时为超级电容9充电。
地面维护模式时，装置控制器8对装置采用压力闭环和转速闭环的复合控制方案：通过调节调速电机15和小流量调节阀28共同作用，使转速保持95％，冷却涡轮排气压力保持稳定。
装置切换至主发动机起动模式时，装置控制器8接收上级控制器指令，小流量调节阀28和大流量关断阀29关闭，采用转速传感器33作为燃调模块调速电机15的反馈进行闭环控制，当转速提升至100％时，起发一体电机6输出100kW电功率，经电源总线输送至发动机。
装置切换至地面等待模式时，装置控制器8接收上级控制器指令，引气减压阀24全开，关断阀25和泄气关断阀26关闭，调压阀27调节闭环补气压力，小流量调节阀28和大流量关断阀29开启。地面发动机处于低状态点，发动机引气品质较低，不足以直接驱动装置完成制冷，发动机引气在燃烧室内燃烧后再驱动动力涡轮。通过燃调模块调速电机15和小流量调节阀28共同作用保持转速与冷却涡轮出口压力恒定，由调压阀27调节闭式回路压力稳定。
所述装置切换至飞行环控模式时，装置控制器8接收上级控制器指令，此时发动机引气条件充足，燃调模块停止工作，发动机引气直接驱动动力涡轮做功，阀路状态与地面等待模式一致，控制方式一致，此时起发一体电机6适当提取主发电机电功率用于提供辅助轴功。
当发动机处于大推力工作点时，引气量不足，此时为了维持装置的制冷能力，通过燃调模块调速电机15调节燃烧室4进油，利用燃烧提高引气品质，提升装置制冷能力，除此之外，还可通过超级电容9的储能或主发电机的剩余功率为起发一体电机6供电，以电动状态为装置提供辅助轴功；当飞机平台需要用到大电功率设备时，在发动机引气状态不变的情况下，通过燃调模块调速电机15调节燃烧室4进油，利用燃烧提高引气品质，提升装置发电能力，此时起发一体电机6处于发电状态，最高可提供100kW辅助电功率，结合超级电容9瞬时放电提供的电功率，能够大幅减轻电源系统负担。
在飞机发生故障时，所述装置切换至应急动力模式。当主发电机故障时，装置需为机载设备提供电功率，此时运行状态与飞机平台需要大用电功率时的工作状态基本一致，根据用电负载，调节燃调模块调速电机15和引气减压阀24，提高动力涡轮做功能力，起发一体电机6处于发电状态为机载设备供电。当主发动机故障时，发动机引气和主发电机功率均不可用，此时压气机进气风门30和关断阀25开启，引气减压阀24关闭，压气机1与燃烧室4、径流涡轮2和轴流涡轮3组成动力组件为装置提供轴功，小流量调节阀28开启，大流量关断阀29关闭，减小制冷涡轮流量，仅保证必要座舱和电子设备的冷却，起发一体电机6处于发电状态为发动机起动提供电功率。当飞行高度高于11km时，此时空气稀薄，燃烧室4内点火困难，需要起发一体电机6在机载270V电池组的供电下为装置提供辅助轴功，维持转速，吸气增压后完成点火。
Claims (3)
1.一种热管理型组合动力装置，其特征在于，包括动力子系统、起发电子系统、制冷子系统和滑油子系统，压气机(1)一端与动力子系统轴连，压气机(1)另一端与起发电子系统和制冷子系统轴连；动力子系统包括组合涡轮和燃烧室(4)，燃烧室(4)的出气口连接组合涡轮，燃烧室(4)的进气口一路通过关断阀(25)连接压气机(1)，另一路通过引气减压阀(24)连接发动机气路；组合涡轮包括轴连接的径流动力涡轮(2)和轴流动力涡轮(3)；滑油子系统给压气机(1)、动力子系统、起发电子系统和制冷子系统的转轴提供润滑散热；起发电子系统包括起发一体电机(6)、小功率发电机(7)和超级电容(9)，起发一体电机(6)和小功率发电机(7)顺序轴连，小功率发电机(7)连接所述装置的装置控制器(8)，并给装置控制器(8)专门供电；起发一体电机(6)的输出连接超级电容(9)；
制冷子系统包括冷却涡轮(5)和换热器，冷却涡轮(5)的进气口通过并联式流量调节阀和换热器连接压气机(1)的出气口，冷却涡轮(5)的出气口向环控设备供气，冷却涡轮(5)的出气口还通过调压阀(27)连接发动机引气口；压气机(1)通过电动进气风门(30)与环境相连用于吸气；压气机(1)还通过制冷换热后的循环气进行进气，增压后再经过换热进入冷却涡轮(5)膨胀制冷，形成闭式回路；
冷却涡轮(5)采用双喷嘴结构，为了适应地面维护和飞行环控两种不同工作环境下进气量的差异，采用大小两个定截面喷嘴，并由两路阀分别控制；
所述装置在地面能够起动发动机，在空中能够长时工作，具备制冷和供电能力，应急状态时，压气机(1)吸气将空气吸入燃烧室(4)点火燃烧，从而驱动动力子系统工作，然后再带动起发电子系统工作。
2.根据权利要求1所述的一种热管理型组合动力装置，其特征在于，压气机(1)先轴连起发电子系统，起发电子系统另一端轴连制冷子系统。
3.根据权利要求1所述的一种热管理型组合动力装置，其特征在于，燃烧室(4)是双模态罐式燃烧室。
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