CN114954965A - 具有基于二氢的冷却系统和发动机的飞行器 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种飞行器(100)，其具有发动机(110)；二氢箱(108)；待加热的设备(104)；用于吸取处在低压或中压的空气的第一进气口(112)；用于吸取处于高压的空气的第二进气口(114)；第一热交换器(116)；穿过第一热交换器(116)并为待加热的设备(104)馈送的第一管(118)，其中，在第一热交换器(116)上游，第一管(118)分为两个子管，相应地与第一进气口(112)和第二进气口(114)连接；以及连接在箱(108)与燃烧室之间并穿过第一热交换器(116)的燃料管(130)。在二氢管上使用热交换器可以调节待加热的设备和发动机的温度，并在二氢燃烧前提高其温度。

Description

具有基于二氢的冷却系统和发动机的飞行器
技术领域
本发明涉及一种具有基于二氢的冷却系统和发动机的飞行器。
背景技术
飞行器通常具有机身，其为乘客和机组人员界定了机舱。在本说明书中，术语“机舱”不仅包括乘客就座的机舱，还包括驾驶舱。飞行器还具有除冰装置，例如，用于对机翼进行除冰。机舱和除冰装置构成了待加热的设备。
飞行器还具有至少一个涡喷发动机，其使得可以驱动飞行器，且从箱为其馈送航空燃料。
飞行器还具有空气调节系统，其在涡喷发动机处抽取热空气，调节因此被抽取的空气的温度，并将因此受调节的空气送向待加热的设备，这些设备包括机舱(以调节其温度)以及除冰装置。
因此，调节系统具有热交换器、过滤器、管、阀等，且其收集来自涡喷发动机的热空气，从而处理该热空气并将其送向目的地，特别是送向待加热的设备。
图5是现有技术中这种飞行器500的示意图。该飞行器500具有涡喷发动机501，该涡喷发动机501至少包括齿轮箱，还具有配置在风机管道中旨在在涡喷发动机501中在空气运动方向上生成空气流的风机，其中，以已知的方式，空气流然后向风机下游在涡喷发动机501的主管道或副管道中运动。
涡喷发动机501还具有发动机压缩机和发动机涡轮机，发动机压缩机具有在风机下游的低压压缩机和在低压压缩机下游的高压压缩机，发动机涡轮机具有在高压压缩机下游的高压涡轮机和在高压涡轮机下游的低压涡轮机。
被风机吹动并穿过主管道的空气依次通过低压压缩机、高压压缩机、高压涡轮机和低压涡轮机，随后被喷向外部。在高压压缩机与高压涡轮机之间，空气穿过燃烧室，在其中与燃料混合从而使燃料燃烧。
高压压缩机有多个压缩级，其中，压力在运动方向上从上游到下游增加，从第一级的低压经过中间级的中压到最后一级的高压。
飞行器500还具有待加热的设备504(机舱、除冰装置)和空调系统506。空调系统506具有：第一热交换器502；第一进气口507，其旨在从高压压缩机抽取处于低压或中压的空气；以及第二进气口508，其旨在从高压压缩机抽取处于高压的空气。
空调系统506还具有第一管510，其穿过第一热交换器502，并在相对于第一管510中的空气流方向上在第一热交换器502下游为待加热的设备504馈送。相对于第一管510中的空气流方向在第一热交换器502的上游，第一管510分为两个子管，其中一个子管与第一进气口507流体连接，其中另一个子管与第二进气口508流体连接。在这种情况下，每个子管都配备有阀512、514，这使得有可能根据飞行器500的需求来调节来自每个进气口507、508的空气的通过，为此飞行器500具有控制单元，其旨在命令阀512和514打开和关闭。
空气调节系统506还具有第一空气管516，其将从风机管道抽取的空气馈送给第一热交换器502。
因此，在进气口507和508处抽入的热空气在穿过第一热交换器502时被在风机管道处抽入的冷空气冷却，于是冷空气被加热并朝向外部或在发动机舱内释放，而被冷却的空气则通过第一管510被引向待加热的设备504。
为了使涡喷发动机501冷却，飞行器500具有第二热交换器518，第二热交换器518旨在实现在来自风机管道的空气流与来自涡喷发动机501的油流之间的热交换。
为此，飞行器500具有第二空气管道520和第一油回路522，第二空气管道520从风机管道抽取空气从而向第二热交换器518馈送，第一油回路522从涡喷发动机501抽取油并在其穿过第二热交换器518后将该油重新注入。
因此，在涡喷发动机501处抽入的热空气在穿过第二热交换器518时被在风机管道处抽入的冷空气冷却，于是冷空气被加热并朝外部释放，而被冷却的油则被引向涡喷发动机501。
飞行器500具有燃料箱524和燃料管526，燃料箱524使得可以储存航空燃料，燃料管526为涡喷发动机501的燃烧室馈送。泵503布置在燃料箱524的出口处，以驱动燃料进入燃料管526。
为了确保更好地冷却涡喷发动机501，飞行器500具有第三热交换器528，第三热交换器528旨在实现来自燃料箱524的燃料与来自涡喷发动机501的油流之间的热交换。
为此，燃料管526从燃料箱524抽取燃料从而馈送给第三热交换器528，而第二油回路530从涡喷发动机501抽取油，并在其穿过第三热交换器528后重新注入该油。
因此，在涡喷发动机501处被抽入的热油在穿过第三热交换器528时被从燃料箱524抽取的燃料冷却，于是燃料被加热并向燃烧室输送，而被冷却的油则被引向涡喷发动机501。
飞行器500还具有产生电流用于供应给飞行器500的发电机532。为了确保冷却发电机532，飞行器500具有第四热交换器534，第四热交换器534旨在实现来自燃料箱524的燃料与来自发电机532的油流之间的热交换。
为此，燃料管526从燃料箱524抽取燃料从而馈送给第四热交换器534，而第三油回路536从发电机532抽取油，并在其穿过第四热交换器534后重新注入该油。
因此，在发电机532处抽入的热油在穿过第四热交换器534时被从燃料箱524抽取的燃料冷却，于是燃料被加热并朝向燃烧室输送，而被冷却的油则被引向发电机532。
在此处提出的实施例中，第四热交换器534相对于燃料管526中的燃料流方向而言位于燃料管526上第三热交换器528的上游，因此燃料管526在到达燃烧室之前依次穿过第四热交换器534而后穿过第三热交换器528。
飞行器500还在阀540处具有在燃料管526与燃料箱524之间流体连接的返回管538，该阀540安装在第四热交换器534与第三热交换器528之间的燃料管526上，并由控制单元指令打开和关闭。因此，燃料可以冷却来自发电机532的油并返回到燃料箱524中，而不将燃料送向燃烧室。
尽管这样的设施在航空燃料类型的燃料情况下表现良好，但其在燃料是二氢时不是最佳的，因为二氢是以液体形式储存在非常低的温度下，并以气态形式被涡喷发动机消耗。
发明内容
本发明的目的是提供一种具有基于二氢的冷却系统和发动机的飞行器。
为此，所提供的是一种飞行器，其具有：
－发动机，其具有带有多个压缩级的高压压缩机和燃烧室；
－含有液态二氢的燃料箱；
－待加热的设备；
－旨在从高压压缩机抽取处于低压或中压的空气的第一进气口，以及旨在从高压压缩机抽取处于高压的空气的第二进气口；
－第一热交换器；
－第一管，其穿过第一热交换器并为第一热交换器下游的待加热的设备馈送，其中，第一管在第一热交换器上游分成两个子管，其中一个子管与第一进气口流体连接，另一个子管与第二进气口流体连接；以及
－燃料管，其在燃料箱与发动机的燃烧室之间流体连接，并穿过第一热交换器。
在二氢管上使用热交换器可以调节待加热的设备和发动机的温度，并在二氢燃烧前提高其温度。
根据一个特定的实施例，飞行器在第一热交换器的下游具有第二热交换器，燃料管和第一油回路穿过该第二热交换器，第一油回路从发动机抽取油，并在其穿过第二热交换器后将该油重新注入发动机。
根据一个特定的实施例，飞行器具有发电机和第三热交换器，燃料管和第二油回路穿过该第三热交换器，该第二油回路从发电机抽取油并在其穿过第三热交换器后将该油重新注入发电机。
根据一个特定的实施例，飞行器具有围绕发动机并有空气流通过其循环的短舱和第四热交换器，燃料管和其中循环有传热流体的第三回路穿过该第四热交换器，并且其中，所述第三回路在短舱中循环。
有利的是，对于每个热交换器，飞行器具有在所述热交换器两侧的燃料管上流体连接的支路管和受指令打开和关闭并安装在所述支路管上的调节阀。
附图说明
通过阅读下面参照附图给出的对示例性实施例的描述，本发明的上述特征以及其他特征将变得更明了，附图中：
图1是根据本发明的飞行器的侧视图；
图2是根据本发明的第一实施例的飞行器的示意图；
图3是根据本发明的第二实施例的飞行器的示意图；
图4是根据本发明的第三实施例的飞行器的示意图；以及
图5是现有技术的飞行器的示意图。
具体实施方式
图1示出了一种具有机身102的飞行器，该机身102在内部界定了机舱，机舱包括乘客在内就座的空间和驾驶舱。飞行器100还具有除冰装置，例如，用于对机翼进行除冰。机舱和除冰装置构成了待加热的设备104。当然，飞行器100的其他元件也可以集成在这些待加热的设备104中。
飞行器100还具有至少一个推进系统106，该推进系统106具有发动机，发动机至少包括齿轮箱，并呈以二氢(氢分子)运行的涡喷发动机或涡桨发动机的形式，二氢以液体形式储存在例如配置在机翼中的燃料箱108中。
图2、3和4示出了根据本发明的各种实施例的飞行器100、300、400。
因此，飞行器100、300、400具有发动机110和待加热的设备104。
推进系统106具有配置在风机管道中的风机，并旨在在发动机110中生成在空气运动方向上的空气流，其中，以已知的方式，空气流于是在主管道中或者发动机110的二级管道中往风机下游运动。
发动机110还具有发动机压缩机和发动机涡轮机，发动机压缩机具有在风机下游的低压压缩机和在低压压缩机下游的高压压缩机，发动机涡轮机具有在高压压缩机下游的高压涡轮机和在高压涡轮机下游的低压涡轮机。
被风机吹动并穿过主管道的空气依次穿过低压压缩机、高压压缩机、高压涡轮机和低压涡轮机，随后被喷向外部。在高压压缩机与高压涡轮机之间，空气穿过燃烧室，在燃烧室中，空气与二氢混合从而使二氢燃烧。
高压压缩机具有多个压缩级，其中，压力在运动方向上从上游到下游增加，从第一级的低压经过中间级的中压到最后一级的高压。
飞行器100、300、400还具有第一进气口112，旨在从高压压缩机抽取处于低压或处于中压的空气，以及第二进气口114，旨在从高压压缩机抽取处于高压的空气。
飞行器100、300、400还具有第一热交换器116和穿过第一热交换器116的第一管118，并相对于第一管118中的流动方向，向第一热交换器116下游的待加热的设备104馈送。
相对于第一管118中的空气流方向，在第一热交换器116的上游，第一管118分为两个子管，其中一个子管与第一进气口112流体连接，另一个子管与第二进气口114流体连接。在这种情况下，每个子管都装备有阀120、122，这使得有可能根据飞行器100、300、400的需求来调节来自每个进气口112、114的空气的通过，为此飞行器100、300、400具有控制单元，旨在指令阀112、114打开和关闭。
飞行器100、300、400具有燃料箱108，使得其可以储存处于液态的二氢，还具有在燃料箱108与发动机110的燃烧室之间流体连接的燃料管130，从而从燃料箱108向其馈送二氢。至少一个泵132、134布置在燃料管130上以驱动二氢进入燃料管130。在本文中提出的本发明的实施例中，泵132布置在燃料箱108的出口处，使得在燃料管130中存在足够的压力，并且使得对于燃烧室而言有足够的压力，泵134相对于燃料管130中燃料流动方向布置在第二支路管144的下游，其中，第二支路管144将在下面描述。对燃料管130中二氢的流速和/或压力的优化可以导致两个泵132和134的位置改变，如图3所描述的。
第一热交换器116布置在燃料管130上，从而允许在燃料管130中循环的二氢与在第一管118中循环的空气之间进行热交换。换句话说，燃料管130穿过第一热交换器116。
因此，在进气口112和114处抽入的热空气在穿过第一热交换器116时被在燃料箱108处抽入的二氢冷却，于是二氢被加热并导向燃烧室，而被冷却的空气则通过第一管118被引向待加热的设备104。
因此，二氢的温度确保空气温度下降，而二氢的加热确保其在燃烧前至少部分蒸发。此外，第一热交换器116比现有技术的体积更小。此外，在起飞时风机管道处的空气抽入减少，从而提高了发动机110的性能。
以下所示的变型通过增加热量输入来确保二氢更好的蒸发。
根据特定的实施例，为了冷却发动机110，飞行器100、300、400具有第二热交换器136，其旨在实现来自第一热交换器116的二氢流与来自发动机110的油流之间的热交换。
为此，第二热交换器136在相对于燃料管130中的燃料流方向的第一热交换器116下游也被燃料管130穿过，第二热交换器136也被第一油回路138穿过，第一油回路138从发动机110抽取油并在其已穿过第二热交换器136后将该油重新注入发动机110。
因此，在发动机110处抽入的热油在穿过第二热交换器136时被在燃料管130中循环的二氢冷却，于是二氢被加热并导向发动机110的燃烧室，而冷却的油则被导向发动机110。
正如对于第一热交换器116那样，热能的交换使油温下降，二氢在其燃烧前被加热。
为了调节第一热交换器116中的二氢流，飞行器100、300、400在第一热交换器116两侧具有流体连接在燃料管130上的第一支路管140，而由控制单元指令打开和关闭的调节阀142安装在第一支路管140上。
同样的，为了调节第二热交换器136中的二氢流，飞行器100、300、400在第二热交换器136两侧具有流体连接在燃料管130上的第二支路管144，而由控制单元指令打开和关闭的调节阀146安装在第二支路管144上。
在图3的实施例中，飞行器300具有生成电流用于供应飞行器300的发电机302。
为了确保发电机302的冷却，飞行器300具有第三热交换器304，其旨在实现在燃料管130中循环的二氢与来自发电机302的油流之间的热交换。
为此，第三热交换器304被燃料管130和第二油回路306穿过，第二油回路306从发电机302抽取油，并在其穿过第三热交换器304后该油其重新注入发电机302。
因此，在发电机302处抽取的热油在穿过第三热交换器304时被二氢冷却，于是二氢被加热并向燃烧室输送，而冷却的油则被引向发电机302。
在此处示出的本发明的实施例中，第三热交换器304相对于燃料管130中的燃料流动方向配置在第一热交换器116和第二热交换器136的下游，但也可以有不同的顺序。
为了调节第三热交换器304中的二氢流，飞行器300在第三热交换器304的两侧具有流体连接在燃料管130上的第三支路管308，由控制单元指令打开和关闭的调节阀310安装在第三支路管308上。
在图4的实施例中，飞行器400具有围绕着发动机110的短舱402，特别是被发动机110加热的气流循环通过短舱402。
为了确保在短舱402中循环的空气流的冷却，飞行器400具有第四热交换器404，其旨在实现在燃料管130中循环的二氢与在短舱402中循环的第三回路406中循环的传热流体流之间的热交换。
为此，第四热交换器404由燃料管130和第三回路406穿过，传热流体在第三回路406中循环，该传热流体在穿过短舱402时被加载热能，而在穿过第四热交换器404时释放其热能。
在短舱处，第三回路406可以呈例如与发动机110接触的管路系统组件的形式以通过传导进行热交换，和/或呈与短舱402内循环的空气流接触的管路系统组件的形式以通过对流进行热交换。
因此，当传热流体穿过短舱402时，其被加载热能，该热能在其穿过第四热交换器404时经由二氢释放，于是二氢被加热并向燃烧室输送，同时被冷却的传热流体在环路中循环。
在此处示出的本发明的实施例中，第四热交换器404相对于燃料管130中的燃料流动方向配置在第一热交换器116、第二热交换器136和第三热交换器304的下游，但也可以有不同的顺序。
为了调节第四热交换器404中的二氢流，飞行器400在第四热交换器404的两侧具有流体连接在燃料管130上的第四支路管408，由控制单元指令打开和关闭的调节阀410安装在第四支路管408上。
在图3和图4的本发明的实施例中，第二支路管144、第三支路管308和第四支路管408都通向相对于燃料管130中的燃料流方向在第四热交换器404下游的燃料管中，但也有可能每个支路管144、308、408就在对应的热交换器136、304、404下游通向燃料管130中。
在图2示出的本发明的实施例中，发动机110的温度由第二热交换器136调节；在图3的实施例中，发动机110的温度由第二热交换器136调节，而发电机302的温度由第三热交换器304调节；在图4的实施例中，发动机110的温度由第二热交换器136调节，发电机302的温度由第三热交换器304调节，而来自短舱402的空气流温度由第四热交换器404调节，但也可以设想其他组合。例如，可以只调节发电机302的温度，或来自短舱402的空气流的温度，或发动机110的温度和来自短舱402的空气流的温度，或来自短舱402的空气流的温度和发电机302的温度。
为了允许在所有的飞行阶段稳定调节二氢的流速，可以在箱108与泵134之间的管线上安装蓄能器。
如果回收的热量仍不足以在燃料被引入燃烧室之前提高其温度，则可沿泵132与134之间的燃料管130添加另一交换器。可以根据需求和飞行阶段启用或停用的此交换器抽入外部空气(例如，在副管道中)从而调节燃料的温度。此交换器也可以定位在第三回路406上，并因此借助传热流体与燃料间接交换热量。

Claims (5)

1.飞行器(100、300、400)，所述飞行器具有：
－发动机(110)，所述发动机具有带有多个压缩级的高压压缩机和燃烧室；
－含有液态二氢的燃料箱(108)；
－待加热的设备(104)；
－旨在从所述高压压缩机抽取处于低压或中压的空气的第一进气口(112)，以及旨在从所述高压压缩机抽取处于高压的空气的第二进气口(114)；
－第一热交换器(116)；
－第一管(118)，所述第一管穿过所述第一热交换器(116)并为所述第一热交换器(116)下游的所述待加热的设备(104)馈送，其中，所述第一管(118)在所述第一热交换器(116)上游分成两个子管，其中一个子管与所述第一进气口(112)流体连接，另一个子管与所述第二进气口(114)流体连接；以及
－燃料管(130)，所述燃料管在所述燃料箱(108)与所述发动机(110)的所述燃烧室之间流体连接，并穿过所述第一热交换器(116)。
2.根据权利要求1所述的飞行器(100、300、400)，其特征在于，所述飞行器在所述第一热交换器(116)下游具有第二热交换器(136)，所述燃料管(130)和第一油回路(138)穿过所述第二热交换器，所述第一油回路(138)从所述发动机(110)抽取油，并在所述第一油回路穿过所述第二热交换器(136)后将所述油重新注入所述发动机(110)。
3.根据权利要求1所述的飞行器(300)，其特征在于，所述飞行器具有发电机(302)和第三热交换器(304)，所述燃料管(130)和第二油回路(306)穿过所述第三热交换器，所述第二油回路(306)从所述发电机(302)抽取油，并在所述第二油回路穿过所述第三热交换器(304)后将所述油重新注入所述发电机(302)。
4.根据权利要求1所述的飞行器(400)，其特征在于，所述飞行器具有围绕所述发动机(110)并有空气流通过其循环的短舱(402)和第四热交换器(404)，所述燃料管(130)和第三回路(406)穿过所述第四热交换器(404)，传热流体在所述第三回路(406)中循环，并且其中，所述第三回路(406)在所述短舱(402)中循环。
5.根据权利要求1所述的飞行器(100、300、400)，其特征在于，对于每个热交换器(116、136、304、404)，所述飞行器(100、300、400)具有在所述热交换器(116、136、304、404)两侧的所述燃料管(130)上流体连接的支路管(140、144、308、408)和被指令打开和关闭并安装在所述支路管(140、144、308、408)上的调节阀(142、146、310、410)。
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