CN114919754A - 一种组合动力飞行器全机供电装置及供电方法 - Google Patents
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Abstract
本申请属于机载用电技术领域，提供了一种组合动力飞行器全机供电装置及供电方法。该供电装置包括：冲压空气供气系统，包括供气源以及与供气源连接的供气管路；高低压涡轮系统，包括连通至发动机TBCC的涡轮喷气发动机的高低压涡轮处的进气通道，以及与高低压涡轮的转轴连接的轴功输出端，进气通道的入口连接于冲压空气供气系统的供气管路的末端；飞行器发电系统，包括传动装置以及发电机，传动装置一端选择性的连接高低压涡轮系统的轴功输出端，另一端连接发电机，用于驱动发电机产生电能，发电机的输出端电连接至机载用电设备。本申请能够有效降低飞行器总重，简化飞行器系统复杂度，提高飞行器空间利用率，并且可靠高效提供飞行器全机供电。
Description
技术领域
本申请属于机载用电技术领域，特别涉及一种组合动力飞行器全机供电装置及供电方法。
背景技术
近年来，随着临近空间飞行器和空天飞行器以及空天飞行器研究的深入，以TBCC发动机作为动力水平起降飞行器成为普遍研究热点。在宽飞行速度条件下，单一动力很难满足推力需求，而不同飞行任务段内具有性能优势的推进系统组合得到的动力装置是一种具有很高可行性的方案。作为潜在动力源，TBCC发动机是一种非常具有工程应用前景的方案。TBCC发动机是结合了涡轮喷气发动机与冲压发动机的一种涡轮基组合循环发动机，具有比冲高、比推力高以及飞行包线广等特征，为开发临近空间高速可重复使用飞行器及可重复使用航天运输系统提供了很好的动力选择。
飞行器在低飞行马赫数工况工作时，TBCC发动机的涡轮发动机持续工作，提供飞行所需动力和飞行器所需电能；飞行器在高飞行马赫数工况工作时，TBCC发动机的冲压发动机持续工作，提供飞行所需动力，无法提供飞行器所需电能。现有技术中，通过增加冲压涡轮来满足高飞行马赫数工况下的电能需求，冲压发动机工作时，带动冲压涡轮旋转，进而产生电能。但采用该发电方式增加了飞行器的系统复杂性和总体重量，并额外占用了飞行器使用空间，降低了飞行器有效载荷，浪费了飞行器上有限的资源。
发明内容
为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种组合动力飞行器全机供电装置及供电方法，一种TBCC组合动力飞行器新型供电系统，既能满足飞行器在高马赫数飞行工况下的用电需求，又能实现飞行器系统的简化和减重，有效提高飞行器空间利用率。
本申请第一方面提供了一种组合动力飞行器全机供电装置，所述组合动力飞行器包括涡轮基组合循环发动机TBCC，所述发动机TBCC包括涡轮喷气发动机及冲压发动机，其特征在于，所述装置包括：
冲压空气供气系统，包括供气源以及与所述供气源连接的供气管路，所述供气管路上具有阀门；
高低压涡轮系统，包括连通至发动机TBCC的涡轮喷气发动机的高低压涡轮处的进气通道，以及与所述高低压涡轮的转轴连接的轴功输出端，所述进气通道的入口连接于所述冲压空气供气系统的供气管路的末端；
飞行器发电系统，包括传动装置以及发电机，所述传动装置一端选择性的连接所述高低压涡轮系统的轴功输出端，另一端连接所述发电机，用于驱动发电机产生电能，所述发电机的输出端电连接至机载用电设备；
控制系统，被配置成当所述发动机TBCC的冲压发动机工作时，控制所述供气管路的阀门打开，以及控制所述传动装置连接所述高低压涡轮系统的轴功输出端。
优选地是，所述供气源包括设置在飞行器迎风面的进气口，用于从大气环境中引入气体。
优选地是，所述供气源包括连接所述冲压发动机后端的进气口，用于从所述冲压发动机的压缩空气中引入气体。
优选地是，所述供气管路包括第一供气管路及第二供气管路，所述第一供气管路与所述第二供气管路的入口均连接至所述供气源，所述第一供气管路的出口连接至涡轮喷气发动机的高压涡轮处的进气通道，用于向高压涡轮供气，所述第二供气管路的出口连接至涡轮喷气发动机的低压涡轮处的进气通道，用于向低压涡轮供气，所述高压涡轮的轴功输出端通过第一传动装置连接第一发电机，所述低压涡轮的轴功输出端通过第二传动装置连接第二发电机。
优选地是，所述第一供气管路上的阀门包括第一流量控制阀及第一压力控制阀，所述第二供气管路上的阀门包括第二流量控制阀及第二压力控制阀。
优选地是，所述高低压涡轮系统还包括环绕在所述涡轮喷气发动机外的第一集气腔，用于连通所述冲压空气供气系统的第一供气管路，所述第一集气腔具有沿所述涡轮喷气发动机周向布置的多个贯通涡轮喷气发动机内部的进气孔，且各进气孔位于高压涡轮之前，形成所述高低压涡轮系统的进气通道。
优选地是，所述高低压涡轮系统还包括环绕在所述涡轮喷气发动机外的第二集气腔，用于连通所述冲压空气供气系统的第二供气管路，所述第二集气腔具有沿所述涡轮喷气发动机周向布置的多个贯通涡轮喷气发动机内部的进气孔，且各进气孔位于高压涡轮与低压涡轮之间，形成所述高低压涡轮系统的进气通道。
本申请第二方面提供了一种组合动力飞行器全机供电方法，基于上述组合动力飞行器全机供电装置对机载用电设备进行供电，该供电方法包括：
步骤S1、确定发动机TBCC所处工况，所述工况包括驱动所述冲压发动机工作的冲压模式工况或者驱动所述涡轮喷气发动机工作的常规模式工况；
步骤S2、当所述发动机TBCC所处工况为冲压模式工况时，通过供气管路将气体引入至所述涡轮喷气发动机的高低压涡轮处，以驱动所述涡轮喷气发动机的高低压涡轮转动，输出轴功；
步骤S3、通过传动装置将高低压涡轮的轴功输送到发电机，通过所述发电机发电，并输送至机载用电设备。
优选地是，步骤S2中，当所述发动机TBCC所处工况为常规模式工况时，通过TBCC发动机的涡轮发动机对机载用电设备供电。
优选地是，步骤S3进一步包括，基于预设的阀门控制策略，以机载用电设备的用电量作为输入，控制所述供气管路上的流量控制阀与压力控制阀开度，其中，所述阀门控制策略给出了发电机发电量与所述供气管路上气体流量及压力之间的函数关系，该函数关系的各参数通过试验给定。
本申请的关键点在于利用TBCC发动机现有涡轮替代飞行器冲压涡轮，在TBCC发动机冲压模式工况下，从大气环境或者冲压发动机压缩空气引气，带动高压涡轮或低压涡轮，产生轴功驱动发电机发电。
本申请的优点在于能够有效降低飞行器总重，简化飞行器系统复杂度，提高飞行器空间利用率，并且可靠高效地提供飞行器全机供电。
附图说明
图1是本申请组合动力飞行器全机供电装置的一优选实施例的供电装置系统架构图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
本申请第一方面提供了一种组合动力飞行器全机供电装置，所述组合动力飞行器包括涡轮基组合循环发动机TBCC，所述发动机TBCC包括涡轮喷气发动机及冲压发动机，如图1所示，所述装置包括：
冲压空气供气系统，包括供气源以及与所述供气源连接的供气管路，所述供气管路上具有阀门；
高低压涡轮系统，包括连通至发动机TBCC的涡轮喷气发动机的高低压涡轮处的进气通道，以及与所述高低压涡轮的转轴连接的轴功输出端，所述进气通道的入口连接于所述冲压空气供气系统的供气管路的末端；
飞行器发电系统，包括传动装置以及发电机，所述传动装置一端选择性的连接所述高低压涡轮系统的轴功输出端，另一端连接所述发电机，用于驱动发电机产生电能，所述发电机的输出端电连接至机载用电设备；
控制系统，被配置成当所述发动机TBCC的冲压发动机工作时，控制所述供气管路的阀门打开，以及控制所述传动装置连接所述高低压涡轮系统的轴功输出端。
本申请利用TBCC发动机现有涡轮替代飞行器传统冲压涡轮，在TBCC发动机冲压模式工况下，为飞行器全机提供用电需求。系统在检测到TBCC发动机切换至冲压模式工况时，冲压发动机工作，涡轮喷气发动机停止工作，此时，通过冲压空气供气系统为涡轮提供流量、压力可控的高压气体，带动涡轮喷气发动机的高低压涡轮转动，高低压涡轮系统用于将高压气动的动能转化为轴功输送给飞行器发电系统，飞行器发电系统与飞行器用电设备连接，用于将高低压涡轮系统输出的轴功转化为电能提供给飞行器需求设备使用。
在一些可选实施方式中，所述供气源包括设置在飞行器迎风面的进气口，用于从大气环境中引入气体。
在一些可选实施方式中，所述供气源包括连接所述冲压发动机后端的进气口，用于从所述冲压发动机的压缩空气中引入气体。
备选实施方式中，供气源可以采用上述两种方式同时供气，通过切换阀门选取不同的供气方式。例如在机载用电设备用电需求低时，从大气环境中引入气体驱动高低压涡轮做功，在机载用电设备用电需求高时，从冲压发动机引入高压气体，驱动高低压涡轮做功，在机载用电设备用电高峰时，同时引入外界大气及冲压发动机气体进行做功。
在一些可选实施方式中，所述供气管路包括第一供气管路及第二供气管路，所述第一供气管路与所述第二供气管路的入口均连接至所述供气源，所述第一供气管路的出口连接至涡轮喷气发动机的高压涡轮处的进气通道，用于向高压涡轮供气，所述第二供气管路的出口连接至涡轮喷气发动机的低压涡轮处的进气通道，用于向低压涡轮供气，所述高压涡轮的轴功输出端通过第一传动装置连接第一发电机，所述低压涡轮的轴功输出端通过第二传动装置连接第二发电机。
本实施例中，参考图1，冲压空气供气路上依次包括：流量控制阀1、压力控制阀1、流量控制阀2、压力控制阀2；其中，其中：流量控制阀1和压力控制阀1分别对冲压空气供气路1来流冲压气体进行流量控制和压力控制，提供高压涡轮所需的流量、压力可控的高压气体；流量控制阀2和压力控制阀2分别对冲压空气供气路2来流冲压气体进行流量控制和压力控制，提供低压涡轮所需的流量、压力可控的高压气体。对应的，高压涡轮将冲压空气供气路1提供的流量、压力可控的高压气体转化为轴功输出给电能生成路1，低压涡轮将冲压空气供气路2提供的流量、压力可控的高压气体转化为轴功输出给电能生成路2，传动装置1将高压涡轮输出轴功传递给发电机1，发电机1将该轴功转化为电能提供给飞行器需求设备使用；传动装置2将低压涡轮输出轴功传递给发电机2，发电机2将该轴功转化为电能提供给飞行器需求设备使用。
本实施例中，供电系统1和供电系统2能够单独工作，也能够同时工作，以满足飞行器不同工况下用电设备的需求。
备选实施方式中，第一供气管路与第二供气管路还可以连接不同的供气源，例如，与第一供气管路连接的供气源由外界大气提供高压气体，与第二供气管路连接的供气源由冲压发动机提供高压气体。
在一些可选实施方式中，所述第一供气管路上的阀门包括第一流量控制阀及第一压力控制阀，所述第二供气管路上的阀门包括第二流量控制阀及第二压力控制阀。
本实施例中，各控制阀受控制系统控制，通过控制各阀门的开关以及开度，从而实现对高低压涡轮提供不同压力，不同流量的气体。
本实施例的控制系统可以是关联机载用电设备的基于PID控制原理构建的闭环控制系统，也可以是关联机载系统的开环控制系统，当控制系统为闭环控制系统时，根据机载用电设备的用电需求，自动控制各阀门的开度，当控制系统为开环控制系统时，其接收机载系统的控制指令，并根据控制指令控制各阀门的开度，所述控制指令通常由驾驶员给出。
在一些可选实施方式中，所述高低压涡轮系统还包括环绕在所述涡轮喷气发动机外的第一集气腔，用于连通所述冲压空气供气系统的第一供气管路，所述第一集气腔具有沿所述涡轮喷气发动机周向布置的多个贯通涡轮喷气发动机内部的进气孔，且各进气孔位于高压涡轮之前，形成所述高低压涡轮系统的进气通道。
在一些可选实施方式中，所述高低压涡轮系统还包括环绕在所述涡轮喷气发动机外的第二集气腔，用于连通所述冲压空气供气系统的第二供气管路，所述第二集气腔具有沿所述涡轮喷气发动机周向布置的多个贯通涡轮喷气发动机内部的进气孔，且各进气孔位于高压涡轮与低压涡轮之间，形成所述高低压涡轮系统的进气通道。
可以理解的是，通过该实施例中集气腔，能够将冲压空气供气系统输送来的气体均匀化，使其分布于涡轮喷气发动机的周向各处，从而能够最大化的利用这些气体推动高低压涡轮转动做功。备选实施方式中，冲压空气供气系统的第一供气管路或第二供气管路末端设置多个分支通道，各分支通道输送到对应第一集气腔或第二集气腔的不同位置，或者各分支通道直接连接多个高低压涡轮系统的进气通道，各进气通道周向均布在涡轮喷气发动机上。
本申请在传统TBCC发动机基础上，针对发动机冲压模式工作下，飞行器用电需求和飞行器系统重量的耦合问题，取消传统飞行器的冲压涡轮供电系统，提出一种TBCC组合动力飞行器新型供电系统。本发明有益效果：能够有效降低飞行器总重，简化飞行器系统复杂度，提高飞行器空间利用率，并且可靠高效提供飞行器全机供电。
本申请第二方面提供了一种组合动力飞行器全机供电方法，基于上述组合动力飞行器全机供电装置对机载用电设备进行供电，该供电方法包括：
步骤S1、确定发动机TBCC所处工况，所述工况包括驱动所述冲压发动机工作的冲压模式工况或者驱动所述涡轮喷气发动机工作的常规模式工况；
步骤S2、当所述发动机TBCC所处工况为冲压模式工况时，通过供气管路将气体引入至所述涡轮喷气发动机的高低压涡轮处，以驱动所述涡轮喷气发动机的高低压涡轮转动，输出轴功；
步骤S3、通过传动装置将高低压涡轮的轴功输送到发电机，通过所述发电机发电，并输送至机载用电设备。
在一些可选实施方式中，步骤S2中，当所述发动机TBCC所处工况为常规模式工况时，通过TBCC发动机的涡轮发动机对机载用电设备供电。
在一些可选实施方式中，步骤S3进一步包括，基于预设的阀门控制策略，以机载用电设备的用电量作为输入，控制所述供气管路上的流量控制阀与压力控制阀开度，其中，所述阀门控制策略给出了发电机发电量与所述供气管路上气体流量及压力之间的函数关系，该函数关系的各参数通过试验给定。
本申请的关键点在于利用TBCC发动机现有涡轮替代飞行器冲压涡轮，在TBCC发动机冲压模式工况下，从大气环境或者冲压发动机压缩空气引气，带动高压涡轮或低压涡轮，产生轴功驱动发电机发电。
本申请的优点在于能够有效降低飞行器总重，简化飞行器系统复杂度，提高飞行器空间利用率，并且可靠高效地提供飞行器全机供电。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (10)
1.一种组合动力飞行器全机供电装置，所述组合动力飞行器包括涡轮基组合循环发动机TBCC，所述发动机TBCC包括涡轮喷气发动机及冲压发动机，其特征在于，所述装置包括：
冲压空气供气系统，包括供气源以及与所述供气源连接的供气管路，所述供气管路上具有阀门；
高低压涡轮系统，包括连通至发动机TBCC的涡轮喷气发动机的高低压涡轮处的进气通道，以及与所述高低压涡轮的转轴连接的轴功输出端，所述进气通道的入口连接于所述冲压空气供气系统的供气管路的末端；
飞行器发电系统，包括传动装置以及发电机，所述传动装置一端选择性的连接所述高低压涡轮系统的轴功输出端，另一端连接所述发电机，用于驱动发电机产生电能，所述发电机的输出端电连接至机载用电设备；
控制系统，被配置成当所述发动机TBCC的冲压发动机工作时，控制所述供气管路的阀门打开，以及控制所述传动装置连接所述高低压涡轮系统的轴功输出端。
2.如权利要求1所述的组合动力飞行器全机供电装置，其特征在于，所述供气源包括设置在飞行器迎风面的进气口，用于从大气环境中引入气体。
3.如权利要求1所述的组合动力飞行器全机供电装置，其特征在于，所述供气源包括连接所述冲压发动机后端的进气口，用于从所述冲压发动机的压缩空气中引入气体。
4.如权利要求1所述的组合动力飞行器全机供电装置，其特征在于，所述供气管路包括第一供气管路及第二供气管路，所述第一供气管路与所述第二供气管路的入口均连接至所述供气源，所述第一供气管路的出口连接至涡轮喷气发动机的高压涡轮处的进气通道，用于向高压涡轮供气，所述第二供气管路的出口连接至涡轮喷气发动机的低压涡轮处的进气通道，用于向低压涡轮供气，所述高压涡轮的轴功输出端通过第一传动装置连接第一发电机，所述低压涡轮的轴功输出端通过第二传动装置连接第二发电机。
5.如权利要求4所述的组合动力飞行器全机供电装置，其特征在于，所述第一供气管路上的阀门包括第一流量控制阀及第一压力控制阀，所述第二供气管路上的阀门包括第二流量控制阀及第二压力控制阀。
6.如权利要求5所述的组合动力飞行器全机供电装置，其特征在于，所述高低压涡轮系统还包括环绕在所述涡轮喷气发动机外的第一集气腔，用于连通所述冲压空气供气系统的第一供气管路，所述第一集气腔具有沿所述涡轮喷气发动机周向布置的多个贯通涡轮喷气发动机内部的进气孔，且各进气孔位于高压涡轮之前，形成所述高低压涡轮系统的进气通道。
7.如权利要求5所述的组合动力飞行器全机供电装置，其特征在于，所述高低压涡轮系统还包括环绕在所述涡轮喷气发动机外的第二集气腔，用于连通所述冲压空气供气系统的第二供气管路，所述第二集气腔具有沿所述涡轮喷气发动机周向布置的多个贯通涡轮喷气发动机内部的进气孔，且各进气孔位于高压涡轮与低压涡轮之间，形成所述高低压涡轮系统的进气通道。
8.一种组合动力飞行器全机供电方法，其特征在于，基于权利要求1-7任一项所述的组合动力飞行器全机供电装置对机载用电设备进行供电，该供电方法包括：
步骤S1、确定发动机TBCC所处工况，所述工况包括驱动所述冲压发动机工作的冲压模式工况或者驱动所述涡轮喷气发动机工作的常规模式工况；
步骤S2、当所述发动机TBCC所处工况为冲压模式工况时，通过供气管路将气体引入至所述涡轮喷气发动机的高低压涡轮处，以驱动所述涡轮喷气发动机的高低压涡轮转动，输出轴功；
步骤S3、通过传动装置将高低压涡轮的轴功输送到发电机，通过所述发电机发电，并输送至机载用电设备。
9.如权利要求8所述的组合动力飞行器全机供电方法，其特征在于，步骤S2中，当所述发动机TBCC所处工况为常规模式工况时，通过TBCC发动机的涡轮发动机对机载用电设备供电。
10.如权利要求8所述的组合动力飞行器全机供电方法，其特征在于，步骤S3进一步包括，基于预设的阀门控制策略，以机载用电设备的用电量作为输入，控制所述供气管路上的流量控制阀与压力控制阀开度，其中，所述阀门控制策略给出了发电机发电量与所述供气管路上气体流量及压力之间的函数关系，该函数关系的各参数通过试验给定。
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116902210A (zh) * | 2023-09-13 | 2023-10-20 | 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 | 一种飞机机载系统的供能方法及装置 |
| CN117401167A (zh) * | 2023-12-12 | 2024-01-16 | 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 | 一种飞机的电力系统模态切换方法及装置 |
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2022
- 2022-05-12 CN CN202210519556.6A patent/CN114919754A/zh active Pending
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination |