[实用新型]飞机热循动力系统

说明书

本实用新型公开了一种飞机热循动力系统，包括空气增压循环热量回收装置和热循喷气发动机，热循喷气发动机包括高压进气管、高压回气管、转动连接的发动机壳罩和核心轴，发动机壳罩和核心轴内均设有冷却空间，高压进气管、冷却空间和高压回气管依次连通，空气增压循环热量回收装置通过第一高压气管与所述高压进气管连接，高压回气管通过第二高压气管与空气增压循环热量回收装置连接。本实用新型提供的飞机热循动力系统，可大幅提升航空喷气发动机的效率,降低排气温度。

技术领域

本实用新型涉及喷气发动机领域，尤其涉及一种飞机热循动力系统。

背景技术

现有的航空发动机依据不同的分类方法种类繁多,主流为喷气发动机，其技术原理基本是通过热动力驱动空气反喷从而推动飞机前进。最主流的民用航空发动机为涡扇喷气发动机，其涵道比一般为5以上，飞行速度一般在1000Km/h以下，拥有很好的发动机效率、较长的使用寿命、较低的运行噪音、较低的尾喷温度等优点；而高速航空发动机则为涡喷发动机，飞行速度一般在1000Km/h以上，但存在发动机效率较低、使用寿命较短、运行噪音较大、尾喷温度很高等短处。

现有喷气发动机存在的缺点主要有：

1)需要一个专用的冷却系统对发动机进行降温：增加了设备的复杂程度和制造成本，还要为冷却系统提供额外的动力。

2)核心部件运行温度很高：对材料要求很高，缩短了发动机的使用寿命，增加制造和维护成本。

3)只有热压型动力舱工作：为了增加速度会将动力舱增加至两个甚至三个，结果导致核心部件运行温度、压力的继续升高。

4)很高的内涵喷气温度：涡扇喷气发动机尾喷平均约900℃，涡喷发动机尾喷平均约1200℃，这是热动力的极大的损失。

实用新型内容

本实用新型的目的是提供一种飞机热循动力系统，可大幅提升航空喷气发动机的效率,降低排气温度。

为实现上述目的，本实用新型提供一种飞机热循动力系统，包括空气增压循环热量回收装置和热循喷气发动机，热循喷气发动机包括高压进气管、高压回气管、转动连接的发动机壳罩和核心轴，发动机壳罩和核心轴内均设有冷却空间，高压进气管、冷却空间和高压回气管依次连通，空气增压循环热量回收装置通过第一高压气管与所述高压进气管连接，高压回气管通过第二高压气管与空气增压循环热量回收装置连接。

作为本实用新型的进一步改进，所述空气增压循环热量回收装置包括热能升压箱和空气增压装置，空气增压装置位于热能升压箱内，空气增压装置的进气口连接至热能升压箱外，空气增压装置的出气口与所述第一高压气管连通，第二高压气管的输出端与热能升压箱连通。

作为本实用新型的更进一步改进，所述空气增压循环热量回收装置还包括气体热动力回收器，气体热动力回收器包括呈筒状的回收器外壳，所述热能升压箱通过升压箱出气口与回收器外壳的进风口连通，回收器外壳上还设有出风口，回收器外壳内设有螺旋盘管；所述空气增压装置输出端通过第三高压气管与螺旋盘管的高压气体入口连接，螺旋盘管的高压气体出口与所述第一高压气管连通。

作为本实用新型的更进一步改进，所述回收器外壳内连接有导热支架；导热支架包括其横截面沿热空气流动方向逐渐增大的锥型镂空结构；导热支架上缠绕有螺旋盘管。

作为本实用新型的更进一步改进，所述空气增压循环热量回收装置还包括高压涡轮机构，高压涡轮机构包括相联动的第一叶轮和第一涡轮；所述第二高压气管出气端与第一涡轮连通，第一涡轮出气端通过低温保温管与热能升压箱连通；第一叶轮的出气端通过增压管道与热能升压箱连通。

作为本实用新型的更进一步改进，所述空气增压装置包括依次连通的空压机和绕管高压储气罐，空气增压装置的进气口位于空压机上，空气增压装置的出气口位于绕管高压储气罐上；还包括驱动总成，驱动总成包括依次联动的电机、第一棘轮组、单向传动轴、变速器，变速器与空压机的驱动件联动。