本發(fā)明涉及用于飛機的油電混合推進(jìn)系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

隨著相關(guān)技術(shù)手段的進(jìn)步，現(xiàn)有的民用航空發(fā)動機在性能指標(biāo)上已經(jīng)有了顯著的進(jìn)步，例如耗油率和污染物排放指標(biāo)相比此前有了較大幅度的降低。但是，另一方面而言，隨著國際社會和民航組織對民用航空發(fā)動機在經(jīng)濟(jì)性和環(huán)保性上越來越高的要求，如何使航空發(fā)動機滿足日益增長的高性能要求，仍是一項長期面臨的重要問題。

目前而言，航空發(fā)動機主要是通過壓縮氣體加熱膨脹做功，將化學(xué)能轉(zhuǎn)化為機械能。雖然增加發(fā)動機壓比和燃燒室出口溫度可以提高整機的熱效率從而降低耗油率，但是受限于設(shè)計水平、加工水平、材料能力和冷卻技術(shù)的水平，現(xiàn)有航空發(fā)動機的渦輪前溫度已接近安全使用的極限值，很難有明顯程度的提高。由于航空發(fā)動機使用化學(xué)燃料作為其動力來源，在燃燒中必然會產(chǎn)生nox、co、uhc等污染物，造成環(huán)境的污染。

因此，希望能有一種用于飛機的推進(jìn)系統(tǒng)，其能滿足對于高性能發(fā)動機的經(jīng)濟(jì)性和環(huán)保性相關(guān)要求。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的一個目的在于，提供一種用于飛機的推進(jìn)系統(tǒng)，其能滿足對于高性能發(fā)動機的經(jīng)濟(jì)性和環(huán)保性相關(guān)要求。

本發(fā)明的以上目的通過一種用于飛機的油電混合推進(jìn)系統(tǒng)來實現(xiàn)，所述用于飛機的油電混合推進(jìn)系統(tǒng)包括發(fā)動機、油門桿傳感器、大氣參數(shù)傳感器、能源管理模塊、常規(guī)燃料模塊和鋰電池組，所述油門桿傳感器用于感 測飛機動力需求信號且連接至所述能源管理模塊以將飛機動力需求信號傳遞至所述能源管理模塊，所述大氣參數(shù)傳感器用于感測大氣參數(shù)且連接至所述能源管理模塊以將大氣參數(shù)傳遞至所述能源管理模塊，所述常規(guī)燃料模塊和所述鋰電池組連接至所述能源管理模塊且連接至所述發(fā)動機，所述能源管理模塊根據(jù)來自所述油門桿傳感器的飛機動力需求信號和來自大氣參數(shù)傳感器的大氣參數(shù)，確定由所述常規(guī)燃料模塊或所述鋰電池組驅(qū)動所述發(fā)動機。

根據(jù)上述技術(shù)方案，本發(fā)明的用于飛機的油電混合推進(jìn)系統(tǒng)能起到以下有益技術(shù)效果：能滿足對于高性能發(fā)動機的經(jīng)濟(jì)性和環(huán)保性相關(guān)要求。具體地說，相比起普通內(nèi)燃機，新能源電池具有較高的能量轉(zhuǎn)化率，并且可采用模塊化的設(shè)計方法，結(jié)構(gòu)簡單，易于維護(hù)。對于鋰電池組而言，使用過程中不會產(chǎn)生任何污染物。

較佳的是，當(dāng)飛機處于大推力工況時，所述能源管理模塊確定由所述常規(guī)燃料模塊驅(qū)動所述發(fā)動機；當(dāng)飛機處于小推力工況時，所述能源管理模塊確定由所述鋰電池組驅(qū)動所述發(fā)動機。

較佳的是，所述用于飛機的油電混合推進(jìn)系統(tǒng)還包括燃料電池，所述燃料電池連接至所述能源管理模塊且連接至所述鋰電池組，所述能源管理模塊根據(jù)來自所述油門桿傳感器的飛機動力需求信號和來自大氣參數(shù)傳感器的大氣參數(shù)，確定啟動所述燃料電池以由所述燃料電池向所述鋰電池組充電或關(guān)閉所述燃料電池。

較佳的是，當(dāng)飛機處于大推力工況時，所述能源管理模塊確定啟動所述燃料電池以由所述燃料電池向所述鋰電池組充電；當(dāng)飛機處于小推力工況時，所述能源管理模塊確定關(guān)閉所述燃料電池。

較佳的是，所述用于飛機的油電混合推進(jìn)系統(tǒng)還包括第一熱交換器，所述第一熱交換器連接至所述能源管理模塊且用于將所述燃料電池所產(chǎn)生的高溫排氣引導(dǎo)至經(jīng)發(fā)動機壓氣機壓縮的壓縮氣體。

較佳的是，所述用于飛機的油電混合推進(jìn)系統(tǒng)還包括第二熱交換器，所述第二熱交換器連接至所述能源管理模塊且用于將所述燃料電池所產(chǎn)生的 高溫排氣引導(dǎo)至所述鋰電池組。

較佳的是，當(dāng)所述大氣參數(shù)傳感器感測到大氣溫度低于臨界溫度時，所述能源管理模塊啟動所述第二熱交換器；當(dāng)所述大氣參數(shù)傳感器感測到大氣溫度高于臨界溫度時，所述能源管理模塊關(guān)閉所述第二熱交換器。

較佳的是，所述發(fā)動機包括電動機、減速器、低壓軸和低壓風(fēng)扇，所述電動機和所述減速器設(shè)置于所述發(fā)動機的整流錐內(nèi)，所述電動機通過所述減速器與所述低壓軸相連接，從而經(jīng)由所述低壓軸驅(qū)動所述低壓風(fēng)扇，所述電動機由所述鋰電池組供電。

較佳的是，當(dāng)飛機處于大推力工況且由所述常規(guī)燃料模塊驅(qū)動所述發(fā)動機時，所述能源管理模塊還確定由所述發(fā)動機向所述鋰電池組充電。

較佳的是，所述發(fā)動機為帶有低壓風(fēng)扇的雙轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動機。

附圖說明

圖1是本發(fā)明一實施例的用于飛機的油電混合推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計方案簡圖。

圖2是本發(fā)明一實施例的用于飛機的油電混合推進(jìn)系統(tǒng)中的發(fā)動機剖面圖。

圖3是本發(fā)明另一實施例的用于飛機的油電混合推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計方案簡圖。

圖4是本發(fā)明另一實施例的用于飛機的油電混合推進(jìn)系統(tǒng)中的發(fā)動機剖面圖。

附圖標(biāo)記列表：

1、電動機；

2、低壓軸；

3、減速器；

4、低壓風(fēng)扇；

5、整流錐；

6、發(fā)動機；

7、油門桿傳感器；

8、大氣參數(shù)傳感器；

9、能源管理模塊；

10、鋰電池組；

11、第一熱交換器；

12、壓氣機；

13、燃燒室；

14、燃料電池；

15、第二熱交換器。

具體實施方式

下面結(jié)合具體實施例和附圖對本發(fā)明作進(jìn)一步說明，在以下的描述中闡述了更多的細(xì)節(jié)以便于充分理解本發(fā)明，但是本發(fā)明顯然能夠以多種不同于此描述的其它方式來實施，本領(lǐng)域技術(shù)人員可以在不違背本發(fā)明內(nèi)涵的情況下根據(jù)實際應(yīng)用情況作類似推廣、演繹，因此不應(yīng)以此具體實施例的內(nèi)容限制本發(fā)明的保護(hù)范圍。

圖1是本發(fā)明一實施例的用于飛機的油電混合推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計方案簡圖。圖2是本發(fā)明一實施例的用于飛機的油電混合推進(jìn)系統(tǒng)中的發(fā)動機剖面圖。圖3是本發(fā)明另一實施例的用于飛機的油電混合推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計方案簡圖。圖4是本發(fā)明另一實施例的用于飛機的油電混合推進(jìn)系統(tǒng)中的發(fā)動機剖面圖。

如圖1-2所示，根據(jù)本發(fā)明的一實施例，一種用于飛機的油電混合推進(jìn)系統(tǒng)包括發(fā)動機6、油門桿傳感器7、大氣參數(shù)傳感器8、能源管理模塊9、常規(guī)燃料模塊和鋰電池組10，油門桿傳感器7用于感測飛機動力需求信號且連接至能源管理模塊9以將飛機動力需求信號傳遞至能源管理模塊9，大氣參數(shù)傳感器8用于感測大氣參數(shù)且連接至能源管理模塊9以將大氣參數(shù)傳遞至能源管理模塊9，常規(guī)燃料模塊和鋰電池組10連接至能源管理模塊9且連接至發(fā)動機6，能源管理模塊9根據(jù)來自油門桿傳感器7的飛機動力需求信號和來自大氣參數(shù)傳感器8的大氣參數(shù)，確定由常規(guī)燃料模塊或 鋰電池組10驅(qū)動發(fā)動機6。

這樣，由于能源管理模塊根據(jù)需要在必要時確定由鋰電池組驅(qū)動發(fā)動機，降低了污染物排放，滿足了對于高性能發(fā)動機的經(jīng)濟(jì)性和環(huán)保性相關(guān)要求。具體地說，通過引入鋰電池組，例如在小推力工況下發(fā)動機由常規(guī)化學(xué)能動力切換到電能，這樣能源的利用率可以提高，由于鋰電池組在使用中不產(chǎn)生任何化學(xué)污染物，因此減小了對環(huán)境的污染。此外，由于采用電能推動風(fēng)扇時，高壓壓氣機和燃燒室等部件不再工作，沒有高溫高壓的氣體流經(jīng)內(nèi)涵，這樣可以有效降低發(fā)動機整機噪聲。

為了附圖清楚起見，在圖1中沒有示出常規(guī)燃料模塊，但本領(lǐng)域技術(shù)人員可以理解，常規(guī)燃料模塊連接至能源管理模塊9且連接至發(fā)動機6。較佳的是，常規(guī)燃料可以是常規(guī)化學(xué)燃料，例如航空燃油。

較佳的是，大氣參數(shù)傳感器8和油門桿傳感器7分別將諸如大氣溫度、大氣壓力等的大氣參數(shù)和飛機動力需求信號傳遞給能源管理模塊9，能源管理模塊9根據(jù)發(fā)動機6所處環(huán)境和推力需求，控制鋰電池組10的電源開關(guān)和匹配輸出功率，從而控制電動機1的轉(zhuǎn)速，通過低壓軸2驅(qū)動低壓風(fēng)扇4，使其始終保持在最佳工作轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)。除此之外，能源管理模塊9還可負(fù)責(zé)控制燃料電池14和熱交換器的啟動和關(guān)閉(詳見下文)。

較佳的是，如圖2所示，發(fā)動機6為帶有低壓風(fēng)扇4的雙轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動機。

較佳的是，如圖2所示，發(fā)動機6包括電動機1(具有驅(qū)動/發(fā)電功能，如超導(dǎo)電機)、減速器3(如星形傳動齒輪)、低壓軸2和低壓風(fēng)扇4，電動機1和減速器3設(shè)置于發(fā)動機6的整流錐5內(nèi)，電動機1通過減速器3與低壓軸2相連接，從而經(jīng)由低壓軸2驅(qū)動低壓風(fēng)扇4(即，帶動低壓風(fēng)扇4轉(zhuǎn)動)，電動機1由位于飛機機身內(nèi)的鋰電池組10供電。

較佳的是，當(dāng)飛機處于起飛、爬升的大推力工況時，能源管理模塊9確定由常規(guī)燃料模塊驅(qū)動發(fā)動機6，即，停止鋰電池組10向電動機1供電，也就是說，發(fā)動機6采用燃油動力方式獲取動力。當(dāng)飛機處于巡航、降落的小推力工況時，能源管理模塊9確定由鋰電池組10驅(qū)動發(fā)動機6，即， 允許鋰電池組10接通電動機1，也就是說，發(fā)動機6采用鋰電池動力方式獲取動力。

在本申請中，所謂“大推力工況”是指飛機起飛、爬升時所處的工況，此時飛機需要較大的推力；所謂“小推力工況”是指飛機巡航、降落時所處的工況，此時飛機需要較小的推力。例如，對于載客150人左右的中型飛機而言，大推力工況通常需要10－15噸推力，小推力工況通常需要2－3.5噸推力。

較佳的是，當(dāng)飛機處于大推力工況且由常規(guī)燃料模塊驅(qū)動發(fā)動機6時，能源管理模塊9還確定由發(fā)動機6通過電動機1向鋰電池組10充電。

較佳的是，如圖3-4所示，用于飛機的油電混合推進(jìn)系統(tǒng)還可包括燃料電池14(較佳的是高溫燃料電池，例如固體氧化物燃料電池sofc)，燃料電池14連接至能源管理模塊9且連接至鋰電池組10，能源管理模塊9根據(jù)來自油門桿傳感器7的飛機動力需求信號和來自大氣參數(shù)傳感器8的大氣參數(shù)，確定啟動燃料電池14以由燃料電池14向鋰電池組10充電或關(guān)閉燃料電池14。

較佳的是，當(dāng)飛機處于起飛、爬升的大推力工況時，發(fā)動機6采用燃油動力方式獲取動力，能源管理模塊9確定啟動燃料電池14進(jìn)行電化學(xué)反應(yīng)以由燃料電池14向鋰電池組10充電；當(dāng)飛機處于巡航、降落的小推力工況時，發(fā)動機6采用鋰電池動力方式獲取動力，能源管理模塊9確定關(guān)閉燃料電池14。

較佳的是，如圖4所示，用于飛機的油電混合推進(jìn)系統(tǒng)還可包括第一熱交換器11，第一熱交換器11連接至能源管理模塊9且用于將燃料電池14所產(chǎn)生的高溫排氣引導(dǎo)至經(jīng)發(fā)動機壓氣機12壓縮的壓縮氣體。這樣，燃料電池14所產(chǎn)生的高溫排氣通過第一熱交換器11加熱經(jīng)發(fā)動機壓氣機12壓縮的壓縮氣體，氣體在燃燒室13中需要的燃油量減小，從而達(dá)到提高經(jīng)濟(jì)性和減少污染排放的目的。具體地說，由于被加熱了的壓縮空氣在燃燒過程中帶來了額外的能量(由高溫排氣所提供)，所以降低了燃油的消耗，并實現(xiàn)低污染物排放的目的。

較佳的是，如圖3所示，用于飛機的油電混合推進(jìn)系統(tǒng)還可包括第二熱交換器15，第二熱交換器15連接至能源管理模塊9且用于將燃料電池14所產(chǎn)生的高溫排氣引導(dǎo)至鋰電池組10。這樣，燃料電池14所產(chǎn)生的高溫排氣或余熱通過第二熱交換器15傳送至鋰電池組10，從而保持鋰電池組在高空低溫環(huán)境下的性能。

較佳的是，當(dāng)大氣參數(shù)傳感器8感測到大氣溫度低于臨界溫度時(例如飛機爬升到一定高度后)，能源管理模塊9啟動第二熱交換器15，燃料電池14的余熱進(jìn)入到鋰電池組10內(nèi)以維持其最佳性能；當(dāng)大氣參數(shù)傳感器8感測到大氣溫度高于臨界溫度時(例如飛機下降到一定高度后)，能源管理模塊9關(guān)閉第二熱交換器15。該臨界溫度例如位于-10－0℃的范圍內(nèi)。

以上對本發(fā)明的具體實施方式進(jìn)行了描述，但本領(lǐng)域技術(shù)人員將會理解，上述具體實施方式并不構(gòu)成對本發(fā)明的限制，本領(lǐng)域技術(shù)人員可以在以上公開內(nèi)容的基礎(chǔ)上進(jìn)行多種修改，而不超出本發(fā)明的范圍。