[发明专利]一种航空发动机余热回收利用系统

说明书

本发明涉及发动机技术领域，尤其涉及一种航空发动机余热回收利用系统。该航空发动机余热回收利用系统包括航空发动机、热声发动机和载热流体管路，所述载热流体管路的部分管路与所述航空发动机的壳体贴合设置，所述载热流体管路的两端分别与所述热声发动机的载热流体入口和载热流体出口对应连接。本发明提供的航空发动机余热回收利用系统，能够利用航空发动机内部气流传递给壳体的热量驱动热声发动机工作，将热能转化为机械能，不但回收了航空发动机工作时的热量，提升了航空发动机的能源利用效率，同时减少了航空发动机用于冷却壳体而产生的气量损失，有效解决了航空发动机的冷却问题，提升了航空发动机的整体性能，满足飞行器不同需求。

技术领域

本发明涉及发动机技术领域，尤其涉及一种航空发动机余热回收利用系统。

背景技术

航空发动机是飞行器的心脏，为整个飞行器提供动力。但是当前的航空发动机由于尾气排热温度高，因此热效率非常低。航空发动机在工作时，进入航空发动机入口的气流经过进气压缩段的压缩增压后主要分为两部分，其中一部分进入燃烧段，另一部分作为冷却气流进入发动机的外壳夹层。进入燃烧段的气流在燃烧段内燃烧膨胀后推动膨胀段中的膨胀涡轮做功，并且加速进入加力燃烧室，在加力燃烧室内进一步与喷入的燃油燃烧升温，通过喷嘴加速喷出，推动飞行器前进。由于燃烧段、膨胀段、加力燃烧室、喷嘴段内的温度可能达到1500K以上，因此航空发动机的表面需要进行冷却保护，而进气压缩段的来流气体有一部分被作为冷却气流进入到航空发动机外壳的夹层，用于冷却发动机的内壁面。由于部分气流被用于冷却航空发动机壁面，因此用于发动机燃烧推进的气流减少，推进效率会大大降低。此外，高温推进气流传递给壁面的热量由发动机夹层内的冷却气流带走，也会大大降低航空发动机的热效率。也即，当前的航空发动机具有压缩气流损失大，效率低的缺点。

发明内容

(一)要解决的技术问题

本发明的目的是提供一种航空发动机余热回收利用系统，解决现有航空发动机压缩气流损失大，效率低的问题。

(二)技术方案

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种航空发动机余热回收利用系统，包括航空发动机、热声发动机和载热流体管路，所述载热流体管路的部分管路与所述航空发动机的壳体贴合设置，所述载热流体管路的两端分别与所述热声发动机的载热流体入口、载热流体出口对应连接。

具体地，所述载热流体管路的部分管路设置于所述航空发动机的壳体外侧面上。

具体地，所述航空发动机的壳体内设有腔体，所述载热流体管路的部分管路穿过所述壳体，且所述载热流体管路的部分管路设置在所述腔体外围。

具体地，所述航空发动机的壳体外侧面设有绝热层。

进一步地，所述热声发动机包括热声高温换热器、热声回热器、热声冷却器和载冷流体管路，所述热声高温换热器、热声回热器和热声冷却器依次连接，所述载热流体管路的两端分别与所述热声高温换热器的载热流体入口、载热流体出口对应连接，所述载冷流体管路的两端分别与所述热声冷却器的载冷流体入口、载冷流体出口对应连接。

进一步地，还包括与所述热声发动机连接的发电机。

进一步地，还包括与所述热声发动机连接的热声制冷机，所述热声制冷机包括依次连接的制冷机冷却器、制冷机回热器和制冷机低温换热器。

进一步地，所述载热流体管路上设有循环泵。

进一步地，所述航空发动机包括依次连接的进气压缩段、燃烧段、膨胀段、加力燃烧室和喷嘴段。

具体地，所述载热流体管路的部分管路分别设置于所述燃烧段、膨胀段和加力燃烧室的壳体处。

具体地，所述载热流体管路的部分管路设置于所述加力燃烧室的壳体处，所述燃烧段和膨胀段的壳体外侧设有冷却气流通道，所述冷却气流通道与所述加力燃烧室相连通。