一种用于冷气预冷的超临界二氧化碳发电循环系统

1.本发明涉及发电技术领域，更具体地说，特别涉及一种用于冷气预冷的超临界二氧化碳发电循环系统。


背景技术：

2.根据燃气涡轮发动机的热力学机理，增加涡轮前进口燃气温度能够有效提高发动机的热效率和输出动力，通常涡轮前进口燃气温度升高56
°
，能够使发动机的热效率升高2％-4％，推力提高8％-13％。这就导致航空发动机涡轮前进口燃气温度逐年上升，目前部分航发涡轮前进口温度远远高于材料的耐温范围。如果燃烧室下游的热端部件不进行必要冷却措施的话，其必然会被燃气侵腐破坏，严重影响航空发动机正常运行。因此，应用高效的冷却技术在热端部件上是必须的，使热端部件能够工作在低于材料耐温极限的范围内，从而保证航空发动机安全可靠长航时工作。通常的做法是将经过压气机压缩的高压气体通过涡轮轴引入燃烧室后的热端部件内进行冷却，因此冷气的温度也直接决定了热端部件的冷却效果。
3.超临界co2发电循环系统由压气机、换热器、涡轮等部件组成，利用超临界状态下高压、高密度co2工质的优异换热能力和小压缩功耗的特点，通过换热器吸收外部热源的热量从而获得高效动力输出，具有能量密度大、循环热效率高，体积小等优点。
4.当前，亟需发展一种用于冷气预冷的超临界二氧化碳发电循环系统。


技术实现要素：

5.本发明的目的在于提供一种用于冷气预冷的超临界二氧化碳发电循环系统，以克服现有技术所存在的缺陷。
6.为了达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：
7.一种用于冷气预冷的超临界二氧化碳发电循环系统，该超临界二氧化碳发电循环系统与航空发动机气冷系统连接，所述航空发动机气冷系统包括压气机、涡轮轴和高温涡轮装置，所述压气机与高温涡轮装置通过涡轮轴相连，所述高温涡轮装置通过涡轮轴驱动压气机形成高压气a，所述超临界二氧化碳发电循环系统包括依次连接的压缩机、发电机、涡轮装置、回热器和冷却器，连接在涡轮装置与回热器之间的带球形凹陷螺旋换热器，所述带凹陷螺旋换热器置于所述涡轮轴中，所述带球形凹陷螺旋换热器内设有超临界二氧化碳。
8.进一步地，所述带球形凹陷螺旋换热器上等距离的设置有多个球形凹陷。
9.进一步地，所述带球形凹陷螺旋换热器的同一横截面设置有三个球形凹陷，所述带球形凹陷螺旋换热器迎风侧不设置球形凹陷，所述球形凹陷的直径小于0.4d，其中d为带球形凹陷螺旋换热器中螺旋管的直径.
10.进一步地，所述压缩机、发电机和涡轮装置同轴连接。
11.进一步地，所述带球形凹陷螺旋换热器的入口侧为所述涡轮轴中高压气a的上游，
所述涡轮轴中高压气a的热量传导给带球形凹陷螺旋换热器内的超临界二氧化碳。
12.进一步地，所述压缩机的入口与冷却器的出口连接，所述涡轮装置出口与回热器的热侧入口连接，所述压缩机的出口与回热器的冷侧入口连接，所述回热器的热侧出口与冷却器的入口连接，所述回热器的冷侧出口与带球形凹陷螺旋换热器的入口连接，所述带球形凹陷螺旋换热器的出口与涡轮装置的入口连接。
13.与现有技术相比，本发明的优点在于：本发明提供的一种用于冷气预冷的超临界二氧化碳发电循环系统，将航空发动机气冷系统和超临界二氧化碳发电循环系统有效结合，不仅解决了航空发动机热防护的问题，还使航空发动机涡轮前进口温度可以进一步增加，有效提高了航空发动机整体热效率和推力；本发明能够有效降低涡轮轴中的冷气温度，从而有效保护航空发动机中涡轮等热端部件不受燃气侵腐，保证整个航空发动机正常运行，延长热端部件使用寿命，循环产生的电能还可以为航空飞行器电子设备供电；带球形凹陷螺旋换热器的球形凹陷区域能够有效提高管内超临界二氧化碳的扰动，避免管内传热恶化现象的发生，增强管内换热强度，由于球形凹陷的存在管外换热面积增加，有效将航空发动机涡轮轴中冷气的热量传导给带球形凹陷螺旋换热器内的超临界二氧化碳，迎风侧没有凹陷区域，减小了由于在涡轮轴中安置带球形凹陷螺旋换热器引起的气动损失。本发明体积小、重量轻并不会影响发动机整体性能。
附图说明
14.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述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发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
15.图1是本发明用于冷气预冷的超临界二氧化碳发电循环系统的示意图。
16.图2是本发明带球形凹陷螺旋换热器示意图。
17.图3是本发明带球形凹陷螺旋换热器中球形凹陷区域横截面示意图。
18.图中：压气机1、涡轮轴2、高温涡轮装置3、压缩机4、发电机5、涡轮装置6、回热器7、冷却器8、带球形凹陷螺旋换热器9、球形凹陷10。
具体实施方式
19.下面结合附图对本发明的优选实施例进行详细阐述，以使本发明的优点和特征能更易于被本领域技术人员理解，从而对本发明的保护范围做出更为清楚明确的界定。
20.参阅图1-图3所示，本实施例公开了一种用于冷气预冷的超临界二氧化碳发电循环系统，应用于航空发动机热防护和循环发电，该超临界二氧化碳发电循环系统与航空发动机气冷系统连接。
21.所述航空发动机气冷系统包括压气机1、涡轮轴2和高温涡轮装置3，所述压气机1与高温涡轮装置3通过涡轮轴2相连，所述高温涡轮装置3通过涡轮轴2驱动压气机1形成高压气a，一部分高压气a进入涡轮轴2中为高温涡轮装置3等热端部件提供冷气，保证热端部件正常工作。
22.所述超临界二氧化碳发电循环系统包括依次连接的压缩机4、发电机5、涡轮装置
6、回热器7和冷却器8，连接在涡轮装置6与回热器7之间的带球形凹陷螺旋换热器9，所述带凹陷螺旋换热器9置于所述涡轮轴2中，所述带球形凹陷螺旋换热器9内设有超临界二氧化碳，涡轮装置6向外输出机械能驱动压缩机4和发电机5运行，发电机5产生的电能用以为航空飞行器电子设备供电。
23.本实施例中，所述带球形凹陷螺旋换热器9上等距离的设置有多个球形凹陷10。所述带球形凹陷螺旋换热器9的同一横截面设置有三个球形凹陷10，所述带球形凹陷螺旋换热器9迎风侧不设置球形凹陷10，所述球形凹陷10的直径小于0.4d，其中d为带球形凹陷螺旋换热器9中螺旋管的直径。带球形凹陷螺旋换热器9的球形凹陷10区域能够有效提高管内超临界二氧化碳扰动避免管内传热恶化现象的发生，增强管内换热强度，由于球形凹陷的存在管外换热面积增加，有效将航空发动机涡轮轴中冷气的热量传导给换热器内的超临界二氧化碳，迎风侧没有凹陷结构减小了由于在涡轮轴中安置带球形凹陷螺旋换热器引起的气动损失。
24.本实施例中，所述压缩机4、发电机5和涡轮装置6同轴连接。
25.本实施例中，所述带球形凹陷螺旋换热器9的入口侧为所述涡轮轴2中高压气a的上游，可以有效将所述涡轮轴2中高压气a的热量传导给带球形凹陷螺旋换热器9内的超临界二氧化碳。
26.本实施例中，所述压缩机4的入口与冷却器8的出口连接，所述涡轮装置6出口与回热器7的热侧入口连接，所述压缩机4的出口与回热器7的冷侧入口连接，所述回热器7的热侧出口与冷却器8的入口连接，所述回热器7的冷侧出口与带球形凹陷螺旋换热器9的入口连接，所述带球形凹陷螺旋换热器9的出口与涡轮装置6的入口连接。
27.本实施例以压缩机4入口段作为循环起始点，经压缩机4增压后，超临界二氧化碳状态由低温低压ⅰ变为低温高压ⅱ；经过回热器7热温侧预热后，超临界二氧化碳状态由低温高压ⅱ变为中温高压ⅲ；中温高压ⅲ状态的超临界二氧化碳在带球形凹陷螺旋换热器9中吸收涡轮轴2中的高压气a的热量后，状态由中温高压ⅲ变为高温高压ⅳ；高温高压ⅳ状态的超临界二氧化碳经涡轮装置6膨胀做功后，超临界二氧化碳状态由高温高压ⅳ变为中温低压
ⅴ
，此时涡轮装置6会通过同轴带动压缩机4和发电机5运行，压缩机4负责给低温低压ⅰ状态的超临界二氧化碳增压，发电机5负责为航空飞行器电子设备供电；中温低压
ⅴ
状态的超临界二氧化碳经回热器7冷侧进行预冷后，部分热量会传递给低温高压ⅱ状态的超临界二氧化碳，其状态由中温低压
ⅴ
变为低温低压ⅵ；低温低压ⅵ状态的超临界二氧化碳经冷却器8通过航空发动机外部空气冷却后，状态从低温低压
ⅴ
变为低温低压ⅰ，重新进入压缩机4，完成一次闭式循环。在完成一次循环后，涡轮轴2中高压气a的温度会显著下降，并通过涡轮轴2输送到需要冷却的热端部件中。
28.其中，带球形凹陷螺旋换热器9中球形凹陷10的间距以及带球形凹陷螺旋换热器9的长度需要根据涡轮轴2中高压气a的量来决定，通常高压气a量越多，则球形凹陷10的间距需越小，才能保证管内不发生传热恶化现象。若带球形凹陷螺旋换热器9的长度过长，则需要减小球形凹陷10的直径t，避免在螺旋管内形成较大的流动阻力。
29.虽然结合附图描述了本发明的实施方式，但是专利所有者可以在所附权利要求的范围之内做出各种变形或修改，只要不超过本发明的权利要求所描述的保护范围，都应当在本发明的保护范围之内。