航空动力系统、液氮膨胀组件、航空器及其驱动方法

摘要

本发明涉及一种航空动力系统、液氮膨胀组件、航空器及其驱动方法，其中，所述航空动力系统包括进气部、增压组件、空气分离组件、液氮膨胀组件以及动力组件。其中，液氮膨胀组件包括膨胀室以及导向件；所述膨胀室包括第一入口、第二入口以及膨胀空间，所述第一入口用于将从液氮存储容器中输出的液氮喷射至所述膨胀空间，所述第二入口用于将增压空气输入至所述膨胀空间，所述液氮在所述膨胀空间内与所述增压空气直接接触而剧烈气化，使得所述液氮的体积膨胀形成膨胀氮气，经过所述导向件导向从所述膨胀室输出至所述动力组件，由所述膨胀氮气推动动力组件的涡轮做功，输出动力。上述航空动力系统具有零排放、运行成本低等优点。

权利要求

1.一种航空动力系统，其特征在于，包括：进气部，空气从所述进气部进入所述动力系统；

增压组件，包括压气机组，从所述进气部进入的空气的一部分空气进入所述增压组件，经过所述压气机组的增压形成增压空气，从所述压气机组输出；

空气分离组件，包括空气分离件以及液氮存储容器，所述空气分离件用于将从所述进气部进入的另一部分空气分离出液氮，输出至所述液氮存储容器；

液氮膨胀组件，包括膨胀室以及导向件；所述膨胀室包括第一入口、第二入口以及膨胀空间，所述第一入口用于将从所述液氮存储容器中输出的液氮喷射至所述膨胀空间，所述第二入口用于将所述增压空气输入至所述膨胀空间，所述液氮在所述膨胀空间内与所述增压空气直接接触而剧烈气化，使得所述液氮的体积膨胀形成膨胀氮气，经过所述导向件导向从所述膨胀室输出；

以及

动力组件，包括涡轮，由所述膨胀氮气推动做功，输出动力；

其中，所述压气机组包括低压压气机以及高压压气机，所述涡轮包括低压涡轮以及高压涡轮，所述低压压气机共轴耦接所述低压涡轮，所述高压压气机共轴耦接所述高压涡轮。

2.如权利要求1所述的航空动力系统，其特征在于，所述空气分离组件还包括液氧存储容器，所述空气分离件用于将从所述另一部分空气分离出液氮、液氧，分别输出至所述液氮存储容器、液氧存储容器；

所述航空动力系统还包括氧供给组件，用于将所述液氧存储容器中的液氧通过所述氧供给组件输出至航空器的机舱。

3.如权利要求2所述的航空动力系统，其特征在于，所述航空动力系统还包括将所述液氮从所述空气分离件输送至液氮存储容器的第一管路，将所述液氮从所述液氮存储容器输送至所述膨胀室的第一入口处的第二管路以及控制所述液氮输送至所述第一入口处的流量的第二流量阀；将所述液氧从所述空气分离件输送至液氧存储容器的第三管路，将所述液氧从所述液氧存储容器输送至所述氧供给组件的第四管路，以及控制所述液氧输送至所述第四管路的流量的第四流量阀。

4.如权利要求3所述的航空动力系统，其特征在于，所述航空动力系统还包括设置于所述液氮存储容器的第一安全阀，以及设置于所述液氧存储容器的第三安全阀。

5.如权利要求1所述的航空动力系统，其特征在于，所述航空动力系统还包括第五分配阀以及第五管路、第六管路，第五分配阀耦接于所述进气部，用于分配输送至增压组件与输送至所述空气分离件的空气的比例，所述一部分空气通过所述第五管路输送至所述增压组件，所述另一部分空气通过所述第六管路输送至所述空气分离件。

6.一种航空器，包括机舱以及动力系统，其特征在于，所述动力系统为如权利要求1‑5任意一项所述的动力系统。

7.一种航空器的驱动方法，采用如权利要求1‑5任意一项所述的航空动力系统，其特征在于，包括：

步骤S1：对一部分空气进行增压，得到增压空气；

步骤S2：对另一部分空气进行分离，分离出液氮，喷射液氮与所述增压空气直接接触，利用所述增压空气的温度气化所述液氮，所述液氮的体积膨胀形成膨胀氮气；

步骤S3：将膨胀氮气导入至涡轮，膨胀做功推动涡轮旋转提供动力；所述涡轮向外输出动力的同时，也向航空器内部输送对所述步骤S1对一部分空气进行增压的动力。

8.如权利要求7所述的驱动方法，其特征在于，在所述步骤S2中，对另一部分空气进行分离，分离出液氮以及液氧，将所述液氧输出至航空器的机舱。

说明书

航空动力系统、液氮膨胀组件、航空器及其驱动方法

技术领域

[0001] 本发明涉及能源动力领域，尤其涉及一种航空动力系统、液氮膨胀组件、航空器及其驱动方法。

背景技术

[0002] 航空动力装置涉及气动、热工、结构与强度、控制、测试、计算机、制造技术和材料等多种学科，其温度、压力、应力、转速、振动、间隙和腐蚀等工作条件远比飞机其他分系统
复杂和苛刻，而且对性能、重量、适用性、可靠性、耐久性和环境特性等又有极高的要求。因
此，传统的研制过程是一个设计、制造、试验、修改设计的多次迭代过程。

[0003] 传统的航空动力系统如图1、图2所示，即燃气轮机动力系统10，包括风扇100、压气机组200、燃烧室300、以及涡轮400，空气经过风扇100、压气机组200后进入燃烧室300，与经
过燃油喷嘴喷入燃烧室300的燃油发生燃烧反应，反应后的高温气体推动涡轮400做功输出
动力。燃气轮机动力系统10的核心部件之一为燃气发生器，即燃烧室300。燃气发生器的燃
料一般为航空煤油，煤油燃烧无法回避污染、排放问题，即环境污染问题十分突出，尤其是
民用航空发动机污染和排放指标如果不达标将无法取得适航证。随着相关技术手段的进
步，现有的民用航空发动机在性能指标上已经有了显著的进步，例如耗油率和污染物排放
指标相比此前有了较大幅度的降低。但是，另一方面而言，随着国际社会和民航组织对民用
航空发动机在经济性和环保性上越来越高的要求，如何使航空发动机满足日益增长的高性
能指标要求，仍是一项长期面临的重要问题。

[0004] 目前而言，虽然增加发动机压比和燃烧室出口温度可以提高整机的热效率从而降低耗油率，但是受限于设计水平、加工水平、材料能力和冷却技术的水平，现有航空发动机
的涡轮前温度已接近安全使用的极限值，很难有明显程度的提高。现有技术中也有采用低
污染燃烧室的技术方案，但由于航空发动机使用化石燃料，一般是航空煤油作为其动力来
源，在燃烧中很难完全避免产生NOx、CO、UHC等污染物，因此均会造成一定的环境污染。同
时，航空煤油成本高、不可再生、且不易存储危险性较高。

[0005] 另外，对于飞机的供氧系统，采用液态氧源系统比高压气氧系统的重量轻60％～70％，体积小60％～80％。但液氧系统一般是直接从地面制取液氧，贮存于飞机的液氧储存
罐中，但由于液氧的挥发问题，导致地面贮氧设备复杂，维护成本高。

[0006] 因此，本领域需要一种航空动力系统、液氮膨胀组件、航空器及其驱动方法，以克服上述环境污染以及航空煤油成本高、不可再生、且不易存储危险性较高，以及现有的飞机
液态氧源系统供氧导致的地面贮氧设备复杂，维护成本高等等不足之处。

发明内容

[0007] 本发明的目的在于提供一种航空动力系统。

[0008] 本发明的目的还在于提供一种液氮膨胀组件。

[0009] 本发明的目的还在于提供一种航空器。

[0010] 本发明的目的还在于提供一种航空器的驱动方法。

[0011] 根据本发明一方面的航空动力系统，包括进气部，空气从所述进气部进入所述动力系统；增压组件，包括压气机组，从所述进气部进入的空气的一部分空气进入所述增压组
件，经过所述压气机组的增压形成增压空气，从所述压气机组输出；空气分离组件，包括空
气分离件以及液氮存储容器，所述空气分离件用于将从所述进气部进入的另一部分空气分
离出液氮，输出至所述液氮存储容器；液氮膨胀组件，包括膨胀室以及导向件；所述膨胀室
包括第一入口、第二入口以及膨胀空间，所述第一入口用于将从所述液氮存储容器中输出
的液氮喷射至所述膨胀空间，所述第二入口用于将所述增压空气输入至所述膨胀空间，所
述液氮在所述膨胀空间内与所述增压空气直接接触而剧烈气化，使得所述液氮的体积膨胀
形成膨胀氮气，经过所述导向件导向从所述膨胀室输出；以及动力组件，包括涡轮，由所述
膨胀氮气推动做功，输出动力

[0012] 在所述航空动力系统的一个或多个实施例中，所述空气分离组件还包括液氧存储容器，所述空气分离件用于将从所述另一部分空气分离出液氮、液氧，分别输出至所述液氮
存储容器、液氧存储容器；所述航空动力系统还包括氧供给组件，用于将所述液氧存储容器
中的液氧通过所述氧供给组件输出至航空器的机舱。

[0013] 在所述航空动力系统的一个或多个实施例中，所述航空动力系统还包括将所述液氮从所述空气分离件输送至液氮存储容器的第一管路，将所述液氮从所述液氮存储容器输
送至所述膨胀室的第一入口处的第二管路以及控制所述液氮输送至所述第一入口处的流
量的第二流量阀；将所述液氧从所述空气分离件输送至液氧存储容器的第三管路，将所述
液氧从所述液氧存储容器输送至所述氧供给组件的第四管路，以及控制所述液氧输送至所
述第四管路的流量的第四流量阀。

[0014] 在所述航空动力系统的一个或多个实施例中，所述航空动力系统还包括设置于所述液氮存储容器的第一安全阀，以及设置于所述液氧存储容器的第三安全阀。

[0015] 在所述航空动力系统的一个或多个实施例中，所述航空动力系统还包括第五分配阀以及第五管路、第六管路，第五分配阀耦接于所述进气部，用于分配输送至增压组件与输
送至所述空气分离件的空气的比例，所述一部分空气通过所述第五管路输送至所述增压组
件，所述另一部分空气通过所述第六管路输送至所述空气分离件。

[0016] 在所述航空动力系统的一个或多个实施例中，所述压气机组包括低压压气机以及高压压气机，所述涡轮包括低压涡轮以及高压涡轮，所述低压压气机共轴耦接所述低压涡
轮，所述高压压气机共轴耦接所述高压涡轮。

[0017] 根据本发明一方面的航空器，包括机舱以及以上任意一项所述的航空动力系统。

[0018] 根据本发明一方面的液氮膨胀组件，包括膨胀室以及导向件；所述膨胀室具有第一入口、第二入口，于所述第一入口加压喷射液氮至所述膨胀室，于第二入口输入一增压空
气至所述膨胀室，所述液氮在所述膨胀室内与所述增压空气直接接触而剧烈气化，使得所
述液氮的体积膨胀形成膨胀氮气，经过所述导向件导向从所述膨胀室输出做功。

[0019] 根据本发明一方面的驱动方法，包括：

[0020] 步骤S1：对一部分空气进行增压，得到增压空气；

[0021] 步骤S2：对另一部分空气进行分离，分离出液氮，喷射液氮与所述增压空气直接接触，利用所述增压空气的温度气化所述液氮，所述液氮的体积膨胀形成膨胀氮气；

[0022] 步骤S3：将膨胀氮气导入至涡轮，膨胀做功推动涡轮旋转提供动力。

[0023] 在所述驱动方法的一个或多个实施中，在所述步骤S2中，对另一部分空气进行分离，分离出液氮以及液氧，将所述液氧输出至航空器的机舱。

[0024] 本发明的有益效果包括但不限于：

[0025] 1.由液氮膨胀组件的膨胀室替代燃烧室，不发生燃烧，因此无污染、零排放；且液氮的安全性高于航空煤油，可从空气中获取，来源广泛，也避免了储存危险的缺点；

[0026] 2.相对于燃气轮机动力系统而言，采用液氮的航空动力系统由于不发生燃烧，系统温度低，改善发动机工况，降低了动力系统对于材料的性能要求，降低了动力系统的材料
成本；

[0027] 3.动力系统提供动力的同时，实现在线制备液氧以及液氮，避免地面制备液氧和地面贮存液氧带来的设备复杂，维护成本高等问题。

附图说明

[0028] 本发明的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：

[0029] 图1为燃气轮机动力系统的结构示意图；

[0030] 图2为燃气轮机动力系统的方框示意图；

[0031] 图3为根据一个或多个实施例的航空动力系统的方框示意图。

[0032] 图4为根据一个或多个实施例的航空动力系统的液氧存储件以及液氮存储件的方框示意图。

[0033] 图5为根据一个或多个实施例的航空器的驱动方法的流程图。

[0034] 部分附图标记：

[0035] 1‑航空动力系统

[0036] 11‑进气部

[0037] 12‑增压组件

[0038] 121‑压气机组

[0039] 13‑空气分离组件

[0040] 131‑空气分离件

[0041] 132‑液氮存储容器

[0042] 133‑液氧存储容器

[0043] 14‑液氮膨胀组件

[0044] 141‑膨胀室

[0045] 1410‑膨胀空间

[0046] 1411‑第一入口

[0047] 1412‑第二入口

[0048] 142‑导向件

[0049] 15‑动力组件

[0050] 151‑涡轮

[0051] 1000、1001、1002‑空气

[0052] 1011‑增压空气

[0053] 2000‑液氮

[0054] 2001‑膨胀氮气

[0055] 2002‑液氧

具体实施方式

[0056] 下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实
施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演
绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本发明的保护范围。

[0057] 同时，本申请使用了特定词语来描述本申请的实施例。方位词“内、外”是指相对于各部件本身的轮廓的内外，使用“第一”、“第二”、“第三”等词语来限定零部件，仅仅是为了
便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此也不能理解
为对本发明保护范围的限制。如“一个实施例”、“一实施例”、和/或“一些实施例”意指与本
申请至少一个实施例相关的某一特征、结构或特点。因此，应强调并注意的是，本说明书中
在不同位置两次或多次提及的“一实施例”或“一个实施例”或“一替代性实施例”并不一定
是指同一实施例。此外，本申请的一个或多个实施例中的某些特征、结构或特点可以进行适
当的组合。

[0058] 如图3所示，在一实施例中，航空动力系统1包括进气部11、增压组件12、空气分离组件13、液氮膨胀组件14以及动力组件15。其中空气1000从进气部11进入动力系统1，一部
分空气1001进入增压组件12，另一部分空气1002进入空气分离组件13。增压组件12包括压
气机组121，空气1001进入增压组件12经过压气机组111的增压，形成增压空气1011，从压气
机组111输出至液氮膨胀组件14。空气分离组件13包括空气分离件131以及液氮存储容器
132，空气1002通过空气分离件131分离出液氮2000，输出至液氮存储容器132，液氮存储容
器132可以是液氮存储罐，但不以此为限。液氮存储容器132中的液氮2000输出至液氮膨胀
组件14。液氮膨胀组件14包括膨胀室141以及导向件142，膨胀室141包括第一入口1411、第
二入口1412以及膨胀空间1410，液氮存储容器132中输出的液氮2000于第一入口1411喷射
至膨胀空间1410，增压空气1011于第二入口1412输入至膨胀空间1410，液氮2000在膨胀空
间1410与高温的增压空气1011直接接触而剧烈气化，使得所述液氮2000的体积膨胀形成膨
胀氮气2001，经过导向件142的导向从膨胀室141输出至动力组件15，膨胀氮气2001推动动
力组件15的涡轮151做功，以输出动力。如此设置的有益效果在于，将液氮2000喷射入膨胀
空间141中，与高温的增压空气1011掺混而膨胀做功，由于单位质量的液氮的体积是的氮气
近700倍的左右(氮气在21摄氏度下)，有限体积的膨胀空间141内液氮2000的体积迅速膨
胀，引起压力的激增，经过导向件142有效控制排出膨胀室141的出口方向与面积，推动涡轮
151旋转做功。由液氮膨胀组件14替代如图1以及图2所示的燃气轮机动力系统10的燃烧室
300，在航空动力系统1中不发生燃烧，因此无污染、零排放；且液氮的安全性高于航空煤油，
且液氮可从空气中获取，来源广泛，同时也避免了储存危险的缺点。并且，相对于燃气轮机
动力系统10而言，航空动力系统1由于不发生燃烧，系统温度低，改善发动机工况，降低了动
力系统对于材料的性能要求，降低了动力系统的材料成本。在一实施例中，类似于图1、图2
的燃气轮机动力系统的结构，压气机组121可以包括低压压气机以及高压压气机，涡轮151
可以包括低压涡轮以及高压涡轮，低压压气机共轴耦接低压涡轮，高压压气机共轴耦接高
压涡轮，如此可以使得涡轮151向外输出动力的同时，也向航空动力系统1内部输送压气机
组121压缩空气的动力。

[0059] 继续参考图3，在一实施例中，航空动力系统1的具体结构可以是，空气分离组件还13还包括液氧存储容器133，具体形态可以是液氧存储罐；空气分离件131用于将空气1002
分离出液氮2000以及液氧2002，分别输出液氮2000至液氮存储容器132、输出液氧2002至液
氧存储容器133，航空动力系统还包括氧供给组件16，将液氧存储容器133中的液氧2002输
出至航空器的机舱，机舱包括容纳有乘客的乘员舱和/或容纳有驾驶者的驾驶舱。如此设置
的有益效果在于，航空动力系统1既实现了液氮膨胀的零排放运行，同时也一并实现了在线
制备液氧用于飞机的氧气系统，即提供了一种既能零排放提供动力，又能使得供氧系统小
型化、轻量化的动力系统，避免了现有的液氧氧气系统在地面制备液氧带来的液氧在地面
的贮存带来的设备复杂，维护成本高等问题，一举两得。

[0060] 继续参考图3以及图4，在一些实施例中，航空动力系统1的具体结构还可以包括将液氮2000从空气分离件131输送至液氮存储容器132的第一管路171，将液氮2000从液氮存
储容器132输送至膨胀室141的第一入口1411处的第二管路172以及控制液氮2000输送至第
一入口1411处的流量的第二流量阀182；将液氧2002从空气分离件131输送至液氧存储容器
133的第三管路173，将液氧2002从液氧存储容器输送133至氧供给组件16的第四管路174，
以及控制液氧2002输送至第四管路174的流量的第四流量阀184。进一步地，继续参考图3以
及图4，在一个或多个实施例中，航空动力系统1还可以包括设置于液氮存储容器132的第一
安全阀181，以及设置于液氧存储容器133的第三安全阀183，如此可以进一步保证动力系统
的安全性。参考图3，在一实施例中，航空动力系统1还可以包括第五分配阀185以及第五管
路175、第六管路176，第五分配阀185耦接于进气部11，用于分配从进气部11输送至增压组
件12的空气1001与输送至空气分离件131的空气1002的比例，空气1001通过第五管路175输
送至增压组件12，空气1002通过第六管路176输送至空气分离件131。设置以上阀以及管路
的有益效果在于，可以使得液氮以及液氧的输送易于控制，实现对航空动力系统不同工况，
例如起飞、降落、巡航、加速等等工况下的液氮以及液氧供应量的控制。

[0061] 可以理解到，上述的水汽动力系统1与图1、图2所示的燃气轮机动力系统10类似，均可以用于航空器，例如民航飞机，如此可以实现航空器零排放的目标，且节约了使用成
本。同时，也可以将现有的燃气轮机动力系统的航空器结构经过简单改造适用于航空动力
系统1的航空器，如此也降低了采用新的动力系统的结构设计难度。

[0062] 参考图5，上述实施例介绍的航空器的方法可以是：

[0063] 步骤S1：对一部分空气进行增压，得到增压空气；

[0064] 步骤S2：对另一部分空气进行分离，分离出液氮，喷射液氮与所述增压空气直接接触，利用所述增压空气的温度气化所述液氮，所述液氮的体积膨胀形成膨胀氮气；

[0065] 步骤S3：将膨胀氮气导入至涡轮，膨胀做功推动涡轮旋转提供动力。

[0066] 具体地，在一些实施例中，在所述步骤S2中，对另一部分空气进行分离，分离出液氮以及液氧，将所述液氧输出至航空器的机舱。

[0067] 综上，采用以上实施例的航空动力系统、液氮膨胀组件、航空器及其驱动方法的有益效果包括但不限于：

[0068] 1.由液氮膨胀组件的膨胀室替代燃烧室，不发生燃烧，因此无污染、零排放；且液氮的安全性高于航空煤油，可从空气中获取，来源广泛，也避免了储存危险的缺点；

[0069] 2.相对于燃气轮机动力系统而言，采用液氮的航空动力系统由于不发生燃烧，系统温度低，改善发动机工况，降低了动力系统对于材料的性能要求，降低了动力系统的材料
成本；

[0070] 3.动力系统提供动力的同时，实现在线制备液氧以及液氮，避免地面制备液氧和地面贮存液氧带来的设备复杂，维护成本高等问题。

[0071] 本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离
本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化
及修饰，均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。