阅读说明：本技术 一种组合式推进装置、系统及控制方法 (Combined type propelling device, system and control method ) 是由 刘金超 李明 肖翼 袁昌盛 李栋 朱大明 贾志刚 于 2020-07-13 设计创作，主要内容包括：本公开提供了一种组合式推进装置、系统及控制方法,推进装置,包括设置于发动机内的发动机换热器、以及设置于核能换热装置内的内部换热器；发动机换热器通过外循环换热管路与内部换热器相互连通形成外部循环回路,外部循环回路填充有外部热交换介质。推进系统还包括：操控系统、智能切换阀、燃油调节阀等；本公开通过外部热交换介质在外部循环回路中循环流动,将核能换热装置的内部换热器的热能输送到发动机换热器,对发动机换热器加热,空气从发动机前方进入发动机后,经压气机加压形成压缩的高压空气,然后经过发动机换热器加热,使得压缩后的高压空气具有一定的热能形成高压高温空气,最后高温高压空气进入涡轮做功,实现推进功能。(The present disclosure provides a combined propulsion device, system and control method, the propulsion device comprising an engine heat exchanger disposed within an engine, and an internal heat exchanger disposed within a nuclear energy heat exchange device; the engine heat exchanger is communicated with the internal heat exchanger through an external circulation heat exchange pipeline to form an external circulation loop, and an external heat exchange medium is filled in the external circulation loop. The propulsion system further comprises: an operation and control system, an intelligent switching valve, a fuel regulating valve and the like; according to the nuclear energy heat exchanger, an external heat exchange medium circularly flows in an external circulation loop, heat energy of an internal heat exchanger of a nuclear energy heat exchange device is conveyed to an engine heat exchanger to heat the engine heat exchanger, air enters an engine from the front of the engine, is pressurized by a compressor to form compressed high-pressure air, is heated by the engine heat exchanger, so that the compressed high-pressure air has certain heat energy to form high-pressure high-temperature air, and finally the high-temperature high-pressure air enters a turbine to do work, so that the propelling function is realized.)

一种组合式推进装置、系统及控制方法

技术领域

本公开涉及推进系统，尤其涉及一种组合式推进装置、系统及控制方法。

背景技术

随着技术的不断进步，无人机以及超大型运载飞机对于航空发动机长航时的需求日益迫切，单纯通过增大载油量的方式已经难以满足飞行器对于技术指标的苛刻要求。于是，人们提出使用新能源来替代传统航空燃料。

一般的无人机使用太阳能等新能源作为动力源，在技术上已经可以实现在空中长时间执行任务。但是，对于大型飞行器，由于起飞和空中姿态变换时对于动力的要求很高，单纯使用新能源无法完全满足不同飞行状态下的动力需求，甚至会影响到飞行器的安全。

公开内容

为了解决上述技术问题中的至少一个，本公开提供了一种组合式推进装置、系统及控制方法，具体实现方式：

一种组合式推进装置，包括设置于发动机内的发动机换热器、以及设置于核能换热装置内的内部换热器；

所述发动机换热器通过外循环换热管路与所述内部换热器相互连通形成外部循环回路，所述外部循环回路填充有外部热交换介质；所述发动机换热器设置于所述发动机的压气机后方，并位于所述发动机的涡轮前方。

进一步地，所述核能换热装置的小型核反应堆与所述内部换热器通过内部循环换热管路相互连通形成内部循环回路，所述内部循环回路填充有内部热交换介质。

进一步地，所述内部热交换介质为惰性气体。

进一步地，所述核能换热装置还包括安全壳，所述小型核反应堆、所述内部换热器以及所述内部循环换热管路均设置于所述安全壳内。

进一步地，所述发动机的燃烧室位于所述涡轮前方，所述发动机换热器设置于所述燃烧室前方。

进一步地，所述外部热交换介质包括惰性气体或液态金属。

进一步地，所述发动机换热器为板翅式换热器。

一种组合式推进系统，包括上述任意一种推进装置，还包括：

操控系统，用于控制所述发动机在不同工作阶段的推力以及转速；

智能切换阀，所述智能切换阀设置于所述外部循环回路，用于控制所述外部热交换介质流量；

燃油调节阀，设置于所述发动机的供油路上，用于调节所述发动机的燃油流量大小；

第一温度传感器，用于检测所述涡轮进口温度；

第二温度传感器，用于检测所述发动机出口温度；

所述智能切换阀、所述燃油调节阀、所述第一温度传感器和所述第二温度传感器均有所述操控系统相连。

进一步地，所述智能切换阀包括：控制模块，用于将所述智能控制阀设置为自动控制模式或手动控制模式，当设置为自动控制模式，所述智能控制阀与所述操控系统以及所述发动机的燃油系统联锁。

一种组合式推进系统的控制方法，包括：

获取所述发动机工作状态；

获取所述发动机涡轮进口温度、所述发动机出口温度以及燃油流量；

所述操控系统基于所述发动机工作状态，控制推进系统工作：

当所述发动机处于启动阶段，所述操控系统向所述智能切换阀和所述燃油调节阀发出调节指令，所述智能切换阀逐渐开启，所述燃油调节阀迅速开启；此时，所述涡轮进口温度、所述发动机出口温度以及所述燃油流量逐渐向设定的启动值靠近，直至达到设定的启动值；

当所述发动机处于巡航状态，所述操控系统向所述智能切换阀和所述燃油调节阀发出调节指令，所述智能切换阀逐渐开启到最大开度，所述燃油调节阀逐渐减小开度；此时，所述涡轮进口温度、所述发动机出口温度以及所述燃油流量逐渐向设定的巡航值靠近，直至达到设定的巡航值。

具体实施方式

下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本公开。

实施例一

本实施例提供一种组合式推进装置。参照图1，包括设置于发动机12内的发动机换热器13、以及设置于核能换热装置3内的内部换热器6；所述发动机换热器13通过外循环换热管路与所述内部换热器6相互连通形成外部循环回路，所述外部循环回路填充有外部热交换介质9；所述发动机换热器13设置于所述发动机12的压气机11后方，并位于所述发动机12的涡轮15前方。优选的，所述发动机12的燃烧室14位于所述涡轮15前方，所述发动机换热器13设置于所述燃烧室14前方。所述外部热交换介质9包括但不限于选用惰性气体或液态金属。

参照图1，所述发动机换热器13为板翅式、高温热管或者翅片管式结构的换热器，与普通结构的换热器相比可以有效提高传热性能，具有高导热性和高换热速率，可以快速将热能传递给换热介质。所述发动机换热器13的材料可采用承压耐高温、耐腐蚀材料制造。

参照图1，本实施例通过在所述发动机12内增加所述发动机换热器13，所述外部热交换介质9在外部循环回路中循环流动，将所述核能换热装置3的所述内部换热器6的热能输送到所述发动机换热器13，对发动机换热器13加热，空气从发动机12前方进入发动机12后，经压气机11加压形成压缩的高压空气，然后经过所述发动机换热器13加热，使得压缩后的高压空气具有一定的热能形成高压高温空气，最后高温高压空气进入涡轮15做功，实现推进功能。

参照图1，本实施例通过将普通燃油和核能组成混合能源共同为发动机12提供能量输入，可根据发动机12在不同工作阶段或工作状态下，调节普通燃油和核能的能源输出比，使推进系统在不同工作阶段或工作状态下获得最佳的能源供给。

参照图1，本实施例具有结构简单等优点，将核能换热装置3外置在发动机12外部，与发动机12之间通过换热管道连接，因此不需要对发动机12中的压气机11、燃烧室14和涡轮15等关键部件做结构上的大幅改动。可以实现对现有发动机12改装应用。

所述核能换热装置3设计为闭式循环结构，所述核能换热装置3还包括小型核反应堆1和安全壳2，所述小型核反应堆1和所述内部换热器6均设置于所述安全壳2内。所述小型核反应堆1与所述内部换热器6通过内部循环换热管路4相互连通形成内部循环回路，所述内部循环回路填充有内部热交换介质5。鉴于核能换热装置3的特殊性，从安全防护角度尽量较少所述内部热交换介质5的更换次数；因此所述内壁热交换介质选用导热性好、物质稳定的惰性气体。

参照图1，所述内部热交换介质5在内部循环回路中流动，不与小型核反应堆1内部的发射性物质直接接触，从而方便对所述内部热交换介质5、所述内部循环换热管路4和所述内部换热器6进行定期维护。

其中，推进装置的热量传递路径是：小型核反应堆1产生热能，热能先被内部循环回路中的内部热交换介质5吸收，然后经过内部换热器6传递给外部热交换介质9，经过外部热交换介质9传递给发动机换热器13。最后在发动机换热器13中传递给经压气机11压缩后的高压空气工质。

参照图1，本实施例由于所述核能换热装置3采用闭式循环结构，通过内部热交换介质5和外部热交换介质9传递热量，小型核反应堆1不直接与压缩空气工质接触，从而避免了发动机12尾气派发中掺混金发射性物质。另外，由于所述核能换热装置3外置在发动机12外部，当对发动机12进行检修维护时，只需将发动机12与核能换热装置3之间的外循环换热管路断开即可开展相应的工作，从而使得维修人员与所述核能换热装置3保持足够的安全距离，安全性更高，维护更方便。

实施例二

参照图1和图2，本实施例提供一种组合式推进系统，包括实施例一所述的推进装置，还包括：

操控系统24，用于控制所述发动机12在不同工作阶段的推力以及转速；本实施例的推进系统可运用于飞行器、航母等，用于提供推进动力，当运用于飞行器时，所述操控系统24即为飞机操控系统；

智能切换阀7，所述智能切换阀7设置于所述外部循环回路，用于控制所述外部热交换介质9流量；所述智能切换阀7为远程控制，与所述操纵系统信号相连，所述智能切换阀7包括：控制模块，用于将所述智能控制阀设置为自动控制模式或手动控制模式，当设置为自动控制模式，所述智能控制阀与所述操控系统24以及所述发动机12的燃油系统联锁，实现联锁控制，当飞机状态改变时，智能切换阀7具有智能感知和调节功能，可以实现同步自动开启、关闭以及开度调节，发动机12燃油系统亦同步减少供油量或增大供油量，阀门切换速度与发动机推力数值实现实时匹配，保证飞机的推力需求，从而可以有效提高飞行器操控的智能化水平。

燃油调节阀17，设置于所述发动机12的燃油管路16上，用于调节所述发动机12的燃油流量22大小；

第一温度传感器，用于检测所述涡轮进口温度20；

第二温度传感器，用于检测所述发动机排气温度21；

所述智能切换阀7、所述燃油调节阀17、所述第一温度传感器和所述第二温度传感器均有所述操控系统24相连；所述发动机12设置有发动机换热通道10，所述外部循环换热管路8穿过所述发动机换热通道10，所述智能切换阀7安装于所述发动机换热通道10的前部。

当本实施例的推进系统运用于飞行器时，当飞行器处于起飞、爬升、下降和着陆状态时，经发动机12的压气机11后的压缩空气进入燃烧室14与燃油混合燃烧，此时核能换热装置3处于辅助供热阶段，为压缩空气工质提供一定的热能，燃烧后的高温高压空气进入涡轮15做功；当飞行器处于高空巡航状态时，核能换热装置3为主要热能来源，此时逐渐降低燃油供应量直至停止供油，压气机11后的压缩空气进入发动机换热器13与来自于核能换热装置3中的外部热交换介质9充分进行热量交换，吸收热量后的高温高压空气进入涡轮15做功。

本公开采用智能切换阀7进行能量模式的切换，并与飞机控制系统和燃油系统实现联锁控制，可以根据飞机状态实时进行能量供给方式的切换以及阀门开度的调整，自动化程度较高。

所述推进系统可运用于飞行器等设备，本实施例以运用于飞机为例说明空气工质在本实施例所述的推进系统中的工作流程如下：

工作时，空气工质从发动机12前端进入，升压后从压气机11后端排出进入发动机换热器13。当飞机处于巡航状态时，智能切换阀7打开，外部换热介质9进入发动机换热器13与空气工质充分热交换，并沿外部循环换热管路8流回核能换热装置3的内部换热器65中重新吸热，从而形成一个循环，吸热后的空气工质从发动机换热器13的出口进入发动机燃烧室14，此时发动机燃烧室14不供应燃油，空气工质从发动机燃烧室14的出口直接进入涡轮15，驱动涡轮15作功后排出；当飞机处于起飞阶段时，空气工质从发动机12前端进入，升压后从发动机12的压气机11后端排出进入发动机换热器13吸收一定的热量，然后从发动机换热器13流出后进入燃烧室14与燃油掺混燃烧，燃烧后的高温高压空气工质驱动涡轮15作功后排出，过程中核能换热装置3开始工作，智能切换阀7逐渐打开，外部换热介质9开始进入发动机换热器13；当飞机处于过渡态时，智能切换阀7打开，外部换热介质9进入发动机换热器13与空气工质充分热交换，吸热后的空气工质从发动机换热器13的出口进入燃烧室14与燃油掺混燃烧，燃烧后的高温高压空气工质驱动涡轮15作功后排出。

实施例三

参照图1、图2和图3，本实施例基于实施例二的推进系统，以应用于飞行器中为例说明，提供一种组合式推进系统的控制方法，包括：

获取所述发动机工作状态；

获取所述发动机涡轮进口温度20、所述发动机排气温度21以及燃油流量22；

获取所述发动机推力/转速23；

所述操控系统24基于所述发动机工作状态，控制推进系统工作：

当所述发动机处于启动阶段，所述操控系统24向所述智能切换阀7和所述燃油调节阀17发出调节指令，所述智能切换阀7逐渐开启，所述燃油调节阀17迅速开启；此时，所述涡轮进口温度20、所述发动机排气温度21以及所述燃油流量22逐渐向设定的启动值靠近，实时获取的温度值和燃油流量22的数值最终反馈到发动机推力、转速上，发动机推力/转速23达到起飞状态指标范畴则操控系统24不再进行调节，若发动机推力/转速23未达到起飞状态指标范畴，则将调节信号通过传感器传输给飞机操控系统，重复上述流程进行调节，直至达到起飞状态指标范畴；此时所述涡轮进口温度20、发动机排气温度21以及所述燃油流量22也达到设定的启动值；

当所述发动机处于巡航状态，所述操控系统24向所述智能切换阀7和所述燃油调节阀17发出调节指令，所述智能切换阀7逐渐开启到最大开度，所述燃油调节阀17逐渐减小开度；此时，所述涡轮进口温度20、所述发动机排气温度21以及所述燃油流量22逐渐向设定的巡航值靠近，过程中智能切换阀7和燃油调节阀17相互关联和影响，涡轮进口温度20、发动机排气温度21和燃油流量22处于不断变化中，上述数值最终反馈到发动机推力/转速23上，发动机推力/转速23达到巡航指标范畴则操控系统24不再进行调节，若发动机推力/转速23未达到巡航指标范畴，则将调节信号通过传感器传输给操控系统24，重复上述流程进行调节，直至达到巡航指标范畴，此时所述涡轮进口温度20、发动机排气温度21以及所述燃油流量22也达到设定的巡航值。

本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本公开，而并非是对本公开的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本公开的范围内。