本实用新型涉及飞机领域，特别是涉及一种氢燃料飞机。
背景技术：
现代飞机主要以石油类产品为燃料。石油作为一种不可再生能源在全球范围内面临着枯竭的危险。同时，石油类燃料的燃烧对环境造成极大的污染，对地球温室效应的产生负有重要责任。未来飞机设计对节能减排等提出了更高的要求，各种代用燃料方案应运而生。
氢从水中提取、燃烧后又生成水，是与石油燃料不同的“可再生式”能源。氢能源的主要优点有：燃烧热值高，每千克氢燃烧后放出142.35千焦的热量，约为石油的3倍，究竟的3.9倍、焦炭的4.5倍；清洁无污染；资源丰富，浩瀚海洋中蕴藏的氢约有1.4×1017吨，潜热能是地球上矿物燃料的9000倍。因此，本实用新型提供一种氢燃料飞机，以氢为燃料，实现节能减排的效果。
技术实现要素：
本实用新型的目的是提供一种氢燃料飞机，实现节能减排、降低污染的效果。
为实现上述目的，本实用新型提供了如下方案：
一种氢燃料飞机，所述氢燃料飞机包括：液氢燃料储箱、液氢输送管路、机翼和机身；所述液氢燃料储箱位于所述机身的下层空间内；
所述液氢燃料储箱包括多个储箱，分别位于所述机身的前部、中部和后部；
所述液氢输送管路包括第一管路和第二管路；
所述第一管路包括多个管道，所述第一管路的管道用于连通相邻的两个储箱；
所述第二管路的进口与所述机身中部的储箱连接；所述第二管路的出口连接发动机的燃料进口，所述第二管路的管道固定在所述机翼的前缘部分。
可选的，所述液氢燃料储箱具体包括：内壁面、中间填充层和外壁面；所述内壁面为三氟氯乙烯或者聚乙烯材料；所述中间填充层为泡沫填充层；所述外壁面为钛合金材料。
可选的，所述第二管路的管道为U形的管道。
可选的，所述第二管路的管道为迂回形的管道。
可选的，所述机翼的后掠角角度为17度，所述机翼的翼型为层流翼型。
根据本实用新型提供的具体实施例，本实用新型公开了以下技术效果：
采用液氢为燃料，无污染，节能减排。由于液氢在燃烧前需要气化，这个过程中需要吸收大量的热量，本实用新型通过液氢输送管道的合理布置，利用液氢气化过程中吸热来降低机翼前缘的温度，利用所产生的温度梯度来推迟机翼表面流动的转捩的发生，在机翼表面实现更大范围的层流流动，进而减小飞机所受到的阻力，提升飞机性能、提高经济性。
附图说明
为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本实用新型氢燃料飞机实施例1的结构示意图；
图2为本实用新型氢燃料飞机实施例2的结构示意图；
图3为本实用新型氢燃料飞机的液氢燃料储箱的结构示意图；
图4为本实用新型氢燃料飞机中对机翼截面转捩位置推迟效果的示意图。
具体实施方式
下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。
为使本实用新型的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本实用新型作进一步详细的说明。
图1为本实用新型氢燃料飞机实施例1的结构示意图。为了使本实用新型的特征明显易懂，图1只是标注了重要组件，其他关于氢燃料飞机的具体组件，图1中并未标示。如图1所示，所述氢燃料飞机包括：
液氢燃料储箱(1-1、1-2、1-3)、液氢输送管路(2-1和2-2)、机翼3和机身4；所述液氢燃料储箱位于所述机身的下层空间内。
所述液氢燃料储箱包括多个储箱，分别位于所述机身4的前部、中部和后部；图中以3个为例，液氢燃料储箱1-1位于机身4的前部，液氢燃料储箱1-2位于机身4的中部，液氢燃料储箱1-3位于机身4的后部。燃料储箱的结构分为内壁面、中间填充层、外壁面三层，内壁面采用耐低温材料，例如三氟氯乙烯或者超高分子量聚乙烯材料，中间填充层为泡沫填充用于降低热传递保持液氢低温，外壁面采用具有较高刚度和强度的材料来确保燃料箱的坚固，例如钛合金材料。
所述液氢输送管路包括第一管路2-1和第二管路2-2；所述第一管路2-1包括多个管道，所述第一管路2-1的管道用于连通相邻的两个储箱；所述第二管路2-2的进口与所述机身4中部的液氢燃料储箱1-2连接；所述第二管路2-2的出口连接发动机的燃料进口5，所述第二管路2-2的管道固定在所述机翼的前缘部分。本实施例中的第二管路2-2的管道为U形的管道。
本实用新型中机翼3的后掠角角度为17度，机翼3的翼型为层流翼型。在大型客机进化过程的早期，后掠翼概念的引入，通过提高临界马赫数来减弱激波强度推迟阻力发散，使得高跨音速(Mach 0.8-0.85)飞行成为可能，但是若超过阻力发散马赫数，气动效率就大大降低。后掠翼与超临界翼型的结合，从很大程度上提高了阻力发散马赫数，使得具有较高效率的高跨音速飞行得以实现，这也致使了大型客机的后掠角锁定在30°左右的范围内。另一方面，在大型客机飞行雷诺数(约108量级)条件下，后掠翼及其绕超临界翼型的表面压强分布使得绕机翼附面层不可避免的具有湍流性质，导致摩擦阻力大大高于层流附面层，这是因为后掠翼易促使前缘附着线转捩及附面层展向流的不稳定性。研究表明，当后掠角低于25°时，决定转捩的主要因素是Tollmien-Schlichting(T-S)不稳定性。当后掠角大于30°时，横流不稳定性就开始体现出来。附着线的不稳定性不仅与后掠角有关，而且也会受到机翼前缘半径的影响。所以，虽然后掠翼对提高阻力发散马赫数有正面影响，但同时也严重的局限了自然层流翼型及机翼的应用。后掠角较大时的优点是飞机的巡航马赫数可以比较高，但是后掠角较大机翼表面流态会受到横流转捩的影响(cross flow transition)，不利于层流化的实现，所以机翼前缘后掠角减小到17°，并采用层流翼型，减弱横流转捩的影响，有利于机翼表面层流化的实现，同时需要适当的降低飞机的巡航马赫数。
根据本实用新型提供的具体实施例，本实用新型公开了以下技术效果：利用机身下层空间存储液氢燃料，上层空间用于装货物或者人员乘坐。分别设置前、中、后三个燃料储箱，燃料储箱分为内壁面、中间泡沫填充层、外壁面三层，内壁面采用耐低温材料，中间层为泡沫填充用于降低热传递保持液氢低温，外壁面采用具有较高刚度和强度的材料来确保燃料箱的坚固；通过将机翼后掠角减小到17°来减弱横流转捩对机翼流动的影响；将液氢通过管道在机翼靠近前缘的部位进行循环，通过吸收热量造成机翼前缘附近机翼翼面温度低于来流静温，从而推迟转捩的发生，达到减小摩擦阻力、提升飞机飞行品质的效果。
图2为本实用新型氢燃料飞机实施例2的结构示意图。图中标号与图1中对应，其中，与图1不同的是：本实施例中第二管路2-2的管道为迂回形的管道。
图3为本实用新型氢燃料飞机的液氢燃料储箱的结构示意图。如图所示，液氢燃料储箱的结构分为内壁面、绝热泡沫填充层(中间填充层)、外壁面三层。
图4为本实用新型氢燃料飞机中对机翼截面转捩位置推迟效果的示意图。如图所示，将液氢通过管道在机翼靠近前缘的部位进行循环，通过吸收热量使得机翼前缘附近机翼翼面温度低于来流静温，从而推迟转捩的发生，达到减小摩擦阻力、提升飞机飞行品质的效果。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
本文中应用了具体个例对本实用新型的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本实用新型的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本实用新型的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本实用新型的限制。