一种飞机液氢动力系统的制作方法

1.本发明属于氢能应用技术领域，具体涉及一种飞机液氢动力系统。


背景技术：

2.随着各国对以氢为能源的飞机的研究，其动力系统受到广泛关注。在氢能飞机实际运行过程中，需经历滑出、起飞爬升、巡航、接近着陆、复飞、滑入等多种运行工况的反复调节，而不同工况下飞机动力设备的工作状态存在差异，对氢燃料的流量需求也随之不同。因此，要求氢燃料输送流量能够在不同工况下进行快速调节，这也是支撑氢能飞机动力系统稳定运行的必要条件。
3.传统飞机以航空汽油为燃料，机身设置主副油箱等多个油箱，采用交输供油系统，配备多台增压泵，已实现任何一个油箱向任何一台发动机供油，增压泵故障时还可依靠发动机驱动燃油泵保证燃油供给。因此，通过泵阀的配合调节，即可实现燃油的稳定供给与流量调控。而氢能飞机机载液氢存储系统受限于液氢特性、存储方式、绝热需求和机身尺寸等的限制，常采用单个大储箱设计，不利于机载燃料的连续稳定供给；而液氢作为深低温流体，其汽化温度低、汽化潜热小，为液氢调节阀等复杂调节机构的结构、绝热、密封设计带来了挑战；同时复杂的输送过程可能造成漏热从而导致液氢汽化，进而产生气塞而阻碍燃料输送。
4.现有技术主要关注液氢燃料的输送流程，通过调节阀等设备实现对液氢燃料流量、温度等物性的无级调节，没有结合氢能飞机在不同运行工况下对氢燃料流量的需求加以匹配，使调控过程复杂，且应用于深低温工质的调节阀等设备具有较大的损坏、失效等风险，可靠性差，不适于飞机这一高空环境、高可靠性要求的应用场景。


技术实现要素：

5.有鉴于此，本发明提供了一种飞机液氢动力系统，所述系统通过液氢泵、换热器和截止阀的配合机制，最终实现氢燃料的稳定连续供给以及输送流量的快速调节，以匹配不同运行工况下的流量需求。
6.本发明是通过下述技术方案实现的：
7.一种飞机液氢动力系统，包括液氢储罐、液氢泵、换热器ⅰ、换热器ⅱ、氢发动机ⅰ、氢发动机ⅱ，换热器ⅰ的换热能力高于换热器ⅱ；
8.液氢储罐的出口与液氢泵的入口端通过管路连接，液氢泵的出口端管路分为两条支路，第一支路c与换热器ⅰ的入口连接，第一支路c上设有截止阀ⅲ，第二支路d与换热器ⅱ的入口连接，第二支路d上设有截止阀ⅳ；液氢泵的出口端管路上设有截止阀ⅰ；
9.换热器ⅰ出口连接的管路分为第一支路e和第二支路f；第一支路e与氢发动机ⅰ和氢发动机ⅱ并联后的输入端连接，第一支路e上设有截止阀ⅵ；第二支路f与换热器ⅱ的入口连接，第二支路f上设有截止阀
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；换热器ⅱ的出口通过管路与第一支路e连接；氢发动机ⅰ入口处管路上设有减压阀ⅰ，氢发动机ⅱ入口处管路上设有减压阀ⅱ。
10.进一步地，所述液氢储罐上设有储罐安全阀，氢发动机ⅰ入口处管路上设有管路安全阀ⅰ，氢发动机ⅱ入口处管路上设有管路安全阀ⅱ。
11.进一步地，所述液氢动力系统还包括备用液氢泵ⅱ；备用液氢泵ⅱ和主液氢泵ⅰ并联；备用液氢泵ⅱ出口端管路上设有截止阀ⅱ。
12.进一步地，所述氢发动机ⅰ和氢发动机ⅱ为内燃机氢发动机或燃料电池氢发动机。
13.进一步地，所述液氢储罐为球型、圆柱形或异型结构。
14.进一步地，所述截止阀i、截止阀ⅱ、截止阀ⅲ、截止阀ⅳ、截止阀
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、截止阀ⅵ、储罐安全阀、管路安全阀ⅰ，管路安全阀ⅱ和减压阀ⅰ和减压阀ⅱ均与外部控制系统电连接。
15.有益效果：
16.(1)本发明提供了一种飞机液氢动力系统，所述系统通过液氢泵、换热器和截止阀的配合机制，最终实现氢燃料的稳定连续供给以及输送流量的快速调节，以匹配飞机不同运行工况下的流量需求和换热需求；所述系统使液氢燃料调控只采用液氢截止阀，保障了系统可靠性，简化调控过程，提高系统整体热效率。
17.(2)本发明提供了一种飞机液氢动力系统，所述系统中设置有储罐安全阀和管路安全阀，在动力系统运行过程中，若出现液氢储罐超压或供氢管路超压等紧急情况时，可通过安全阀将储罐和管路中的氢燃料紧急排空，以维持系统运行安全。
18.(3)本发明提供了一种飞机液氢动力系统，所述系统设置主液氢泵ⅰ和备用液氢泵ⅱ，所述备用液氢泵ⅱ与主液氢泵ⅰ并联；当主液氢泵ⅰ失效或损坏后，启动备用液氢泵ⅱ将液氢燃料从液氢储罐泵出，保证系统能够持续稳定运行。
19.(4)本发明提供了一种飞机液氢动力系统，所述系统中的截止阀和减压阀均与外部控制系统电连接，实现系统的远程自动控制，提高系统运行效率和安全性。
附图说明
20.图1为本发明所述飞机液氢动力系统结构示意图；
21.其中，1-储罐安全阀、2-液氢储罐、3-主液氢泵ⅰ、4-备用液氢泵ⅱ、5-截止阀ⅰ、6-截止阀ⅱ、7-截止阀ⅲ、8-截止阀ⅳ、9-换热器ⅰ、10-换热器ⅱ、11-截止阀
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、12-截止阀ⅵ、13-管路安全阀ⅰ、14-管路安全阀ⅱ、15-减压阀ⅰ、16-减压阀ⅱ、17-氢发动机ⅰ、18-氢发动机ⅱ、19-管路a、20-第一支路c、21-第二支路d、22-第一支路e、23-第二支路f。
具体实施方式
22.下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
23.一种本实施例所述飞机液氢动力系统，如图1所示，包括液氢储罐2、主液氢泵ⅰ3、备用液氢泵ⅱ4、换热器ⅰ9、换热器ⅱ10、氢发动机ⅰ17、氢发动机ⅱ18、若干截止阀、若干安全阀和若干减压阀；
24.所述换热器ⅰ9和换热器ⅱ10的热量来源为发动机工作产生的热量或使用电能驱动电加热器(图上未标示)产生的热量，所述换热器ⅰ9的换热能力高于换热器ⅱ10；所述氢发动机ⅰ17和氢发动机ⅱ18为内燃机氢发动机或燃料电池氢发动机；所述截止阀、安全阀和减压阀均与外部控制系统电连接，通过外部控制系统实现自动控制截止阀、安全阀和减压阀的开启和关闭；
25.若干截止阀分别为：截止阀ⅰ5、截止阀ⅱ6、截止阀ⅲ7、截止阀ⅳ8、截止阀
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11和截止阀ⅵ12；
26.若干减压阀分别为：减压阀ⅰ15和减压阀ⅱ16；
27.若干安全阀分别为：储罐安全阀1、管路安全阀ⅰ13和管路安全阀ⅱ14；
28.所述液氢储罐2为圆柱形，液氢储罐2的出口与液氢泵ⅰ3的入口端通过管路连接，液氢泵ⅰ3的入口端和出口端设有管路，出口端管路上设有截止阀ⅰ5；备用液氢泵ⅱ4的入口端和出口端设有管路，出口端管路上设有截止阀ⅱ6；液氢泵ⅰ3和备用液氢泵ⅱ4并联后，输入端与液氢储罐2的出口连接，输出端通过管路a19与换热器ⅰ9和换热器ⅱ10的入口连接，具体为：管路a19分为两条支路，第一支路c20与换热器ⅰ9的入口连接，第一支路c20上设有截止阀ⅲ7，第二支路d21与换热器ⅱ10的入口连接，第二支路d21上设有截止阀ⅳ8；
29.换热器ⅰ9出口连接的管路分为第一支路e22和第二支路f23；第一支路e22与氢发动机ⅰ17和氢发动机ⅱ18并联后的输入端连接，第一支路e22上设有截止阀ⅵ12；第二支路f23与换热器ⅱ10的入口连接，第二支路f23上设有截止阀
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11；换热器ⅱ10的出口与第一支路e22连接；氢发动机ⅰ17入口处管路上设有减压阀ⅰ15，氢发动机ⅱ18入口处管路上设有减压阀ⅱ16；
30.所述液氢储罐2上设有储罐安全阀1，氢发动机ⅰ17入口处管路上设有管路安全阀ⅰ13，氢发动机ⅱ18入口处管路上设有管路安全阀ⅱ14。在动力系统运行过程中，若出现液氢储罐2超压等紧急情况，可通过开启储罐安全阀1将液氢储罐2内的氢燃料紧急排空；若出现供氢管路超压等紧急情况，可通过开启管路安全阀i13、管路安全阀ⅱ14将氢燃料紧急排空，以维持系统运行安全。
31.主液氢泵ⅰ3能够从液氢储罐2泵出液氢，并调节输出液氢流量；若在工作过程中，主液氢泵ⅰ3失效或损坏，则关闭截止阀ⅰ5，开启截止阀ⅱ6，启动备用液氢泵ⅱ4将液氢燃料从液氢储罐2泵出。
32.工作原理
33.飞机在不同运行状态下，对氢燃料流量需求不同；实施例1所述飞机液氢动力系统再使用过程中，能够通过液氢泵、换热器和截止阀的配合机制，实现氢燃料的稳定连续供给以及输送流量的快速调节，以匹配不同运行工况下的流量需求。
34.(1)在飞机滑入、滑出等对氢燃料流量需求较小的工作状态下：调节主液氢泵ⅰ3控制从液氢储罐2中泵出的液氢燃料输出流量(当主液氢泵ⅰ3出现故障时，调节备用液氢泵ⅱ4)，以匹配氢发动机ⅰ17和氢发动机ⅱ18的需求；外部控制系统关闭截止阀ⅲ7、截止阀
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11、截止阀ⅵ12，开启截止阀ⅰ5(当使用备用液氢泵ⅱ4时，开启截止阀ⅱ6)、截止阀ⅳ8，使管路a19流出的液态氢气燃料只能经第二支路d 21通过换热能力较小的换热器ⅱ10，不通过换热能力较强的换热器ⅰ9，在换热器ⅱ10内完成换热生成氢气；氢气燃料从换热器ⅱ10出口流出，经第一支路e22后分别通入并联的氢发动机ⅰ17和氢发动机ⅱ18；氢发动机ⅰ17和氢发动机ⅱ18的入口处管路上分别设有减压阀ⅰ15和ⅱ16，对供给的氢气燃料压力进行调节。
35.(2)在飞机巡航、接近着陆、复飞等对氢燃料流量需求适中的工作状态下：调节主液氢泵ⅰ3控制从液氢储罐2中泵出的液氢燃料输出流量(当主液氢泵ⅰ3出现故障时，调节备用液氢泵ⅱ4)，以匹配氢发动机ⅰ17和氢发动机ⅱ18的需求；外部控制系统关闭截止阀ⅳ8、
截止阀
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11，开启截止阀ⅰ5(当使用备用液氢泵ⅱ4时，开启截止阀ⅱ6)、截止阀ⅲ7、截止阀ⅵ12，使管路a19流出的液态氢气燃料只能经第一支路c20通过换热能力较大的换热器ⅰ9，不通过换热器ⅱ10，在换热器ⅰ9内完成换热生成氢气；氢气燃料从换热器ⅰ9出口流出，经第一支路e22后分别通入并联的氢发动机ⅰ17和氢发动机ⅱ18；氢发动机ⅰ17和氢发动机ⅱ18的入口处管路上分别设有减压阀ⅰ15和ⅱ16，对供给的氢气燃料压力进行调节。
36.(3)在飞机起飞爬升等对氢燃料流量需求较大的工作状态下：调节主液氢泵ⅰ3控制从液氢储罐2中泵出的液氢燃料输出流量(当主液氢泵ⅰ3出现故障时，调节备用液氢泵ⅱ4)，以匹配氢发动机ⅰ17和氢发动机ⅱ18的需求；外部控制系统关闭截止阀ⅳ8、截止阀ⅳ12，开启截止阀ⅰ5(当使用备用液氢泵ⅱ4时，开启截止阀ⅱ6)、截止阀ⅲ7、截止阀
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11，使管路a19流出的液态氢气燃料先经第一支路c20通过换热能力较大的换热器ⅰ9，再经第二支路f23通过换热能力较小的换热器ⅰ10，在换热器ⅰ9和ⅰ10内完成换热生成氢气；氢气燃料从换热器ⅱ10出口流出，经第一支路e22后分别通入并联的氢发动机ⅰ17和氢发动机ⅱ18；氢发动机ⅰ17和氢发动机ⅱ18的入口处管路上分别设有减压阀ⅰ15和ⅱ16，对供给的氢气燃料压力进行调节。
37.综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种飞机液氢动力系统，其特征在于：包括液氢储罐、液氢泵、换热器ⅰ、换热器ⅱ、氢发动机ⅰ、氢发动机ⅱ，换热器ⅰ的换热能力高于换热器ⅱ；液氢储罐的出口与液氢泵的入口端通过管路连接，液氢泵的出口端管路分为两条支路，第一支路c与换热器ⅰ的入口连接，第一支路c上设有截止阀ⅲ，第二支路d与换热器ⅱ的入口连接，第二支路d上设有截止阀ⅳ；液氢泵的出口端管路上设有截止阀ⅰ；换热器ⅰ出口连接的管路分为第一支路e和第二支路f；第一支路e与氢发动机ⅰ和氢发动机ⅱ并联后的输入端连接，第一支路e上设有截止阀ⅵ；第二支路f与换热器ⅱ的入口连接，第二支路f上设有截止阀
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；换热器ⅱ的出口通过管路与第一支路e连接；氢发动机ⅰ入口处管路上设有减压阀ⅰ，氢发动机ⅱ入口处管路上设有减压阀ⅱ。2.根据权利要求1所述一种飞机液氢动力系统，其特征在于：所述液氢储罐上设有储罐安全阀，氢发动机ⅰ入口处管路上设有管路安全阀ⅰ，氢发动机ⅱ入口处管路上设有管路安全阀ⅱ。3.根据权利要求2所述一种飞机液氢动力系统，其特征在于：所述液氢动力系统还包括备用液氢泵ⅱ；备用液氢泵ⅱ和主液氢泵ⅰ并联；备用液氢泵ⅱ出口端管路上设有截止阀ⅱ。4.根据权利要求1-3任一项所述一种飞机液氢动力系统，其特征在于：所述氢发动机ⅰ和氢发动机ⅱ为内燃机氢发动机或燃料电池氢发动机。5.根据权利要求1-3任一项所述一种飞机液氢动力系统，其特征在于：所述液氢储罐为球型、圆柱形或异型结构。6.根据权利要求3所述一种飞机液氢动力系统，其特征在于：所述截止阀i、截止阀ⅱ、截止阀ⅲ、截止阀ⅳ、截止阀
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、截止阀ⅵ、储罐安全阀、管路安全阀ⅰ，管路安全阀ⅱ和减压阀ⅰ和减压阀ⅱ均与外部控制系统电连接。

技术总结
本发明属于氢能应用技术领域，具体涉及一种飞机液氢动力系统。所述系统包括液氢储罐、液氢泵、换热器Ⅰ、换热器Ⅱ、氢发动机Ⅰ、氢发动机Ⅱ、若干截止阀、安全阀和减压阀；换热器Ⅰ的换热能力高于换热器Ⅱ；所述系统采用液氢泵作为液氢输送驱动设备，采用不同换热能力的换热器作为液氢换热装置，只采用液氢截止阀作为系统调控阀门，充分考虑液氢飞机运行过程中不同工况下对氢燃料流量需求，提出了一种简洁的输氢流程，通过液氢泵、换热器和截止阀的配合机制，最终实现氢燃料输送流量快速调节，以匹配不同运行工况下的流量需求，最终实现氢燃料的稳定连续供给以及输送流量的快速调节，保障了系统可靠性，简化调控过程，提高系统整体热效率。率。率。


技术研发人员：曲捷 李山峰 陈静 于兰 李岩 周博文 黎迎晖
受保护的技术使用者：北京航天试验技术研究所
技术研发日：2023.02.10
技术公布日：2023/4/25