(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202211277111.8 (22)申请日 2022.10.19 (71)申请人 沈阳航空航天大 学 地址 110136 辽宁省沈阳市道义经济开发 区道义南大街37号 (72)发明人 毛晓东　张明治　庞丽萍　王鹤翔　 代子杰　 (74)专利代理 机构 沈阳东大知识产权代理有限 公司 21109 专利代理师 李在川 (51)Int.Cl. G06F 30/15(2020.01) G06F 30/17(2020.01) G06F 30/28(2020.01) G06F 113/08(2020.01)G06F 119/08(2020.01) (54)发明名称 一种高速飞行器空气涡轮发电系统及设计 方法 (57)摘要 本发明提供一种高速飞行器空气涡轮发电 系统及设计方法， 首先根据涡轮效率、 涡轮落压 比对发电量进行预估， 若预估发电量没有达到发 电量需求， 则需要对涡轮效率及落压比重新赋 值， 若预估发电量达到了发电量需求， 根据涡轮 落压比进行涡 轮级的判断， 接下来根据涡轮的热 力学参数、 动力学参数以及涡 轮级损失等计算出 一个新的涡 轮效率值， 将计算出的涡 轮效率值与 初始涡轮效率值进行比较， 判断计算出的效率是 否收敛， 在收敛情况下进行下一级涡轮的优化， 如果不收敛则 改变涡轮转速和级数的取值重新 进行计算直至满足收敛条件。 本发 明方法通过迭 代优化设计参数， 不依赖于系统结构设计， 对部 件制作工艺要求较低， 并同时能保证系统进行稳 定工作。 权利要求书2页 说明书11页 附图3页 CN 115544664 A 2022.12.30 CN 115544664 A 1.一种高速飞行器空气涡轮发电系统， 其特征在于， 包括： 进气道、 取气管、 空气涡轮、 发电机； 来流空气从进气道进入后一部 分流经取气管进入空气涡轮， 空气涡轮连接发电机， 通过空气涡轮的膨胀做 功， 将空气内能转换为机 械能带动发电机发电； 当取气管进口温度大于设定值T1时， 在空气涡轮的进口处安装预冷换 热器。 2.根据权利要求1所述的一种高速飞行器空气涡轮发电系统， 其特征在于， 所述空气涡 轮为单级轴流式涡轮或多 级轴流式涡轮， 根据涡轮落压比进行选择。 3.一种高速飞行器空气涡轮发电系统设计方法， 其特 征在于， 包括： 步骤一： 读取飞行器的飞行高度和飞行马赫数， 根据飞行高度和飞行马赫数判断发电 系统中取气管进口温度是否大于设定值T1， 若取气管进口温度大于T1则需要在涡轮进口前 增设预冷换 热器， 否则无需在涡轮进口前增设预冷换 热器； 步骤二： 确定涡轮级效率 ηs,0、 涡轮等熵效率 ηis,0、 涡轮落压比π， 计算发电机的发电量 W； W＝ ηis,0CpTin[1‑π(1‑K)/K] 式中， Cp为冲压空气定 压热容， Tin为涡轮进口温度， K为比热比； 步骤三： 如果发电量 W小于发电量需求值 则增大落压比π 的取值； 如果发电量 W大于等 于发电量需求值 根据涡轮落压比进行涡轮级的判断， 若涡轮落压比大于设定值 则采 用多级轴流式涡轮， 若涡轮落压比小于等于设定值 则采用单级轴流式涡轮； 步骤四： 对空气涡轮参数进行优化计算。 4.根据权利要求2所述的一种高速飞行器空气涡轮发电系统设计方法， 其特征在于， 所 述步骤四包括： 步骤1： 确定涡轮动力学参数以及涡轮进出口处的速度； 步骤2： 确定涡轮级热力学参数， 判断转子 出口总温T2t与定子进口总温T0t的差值是否小 于预设温度 若差值小于 则继续执行步骤3， 否则令涡轮级数z加1， 返回步骤1重新进行 计算； 步骤3： 计算定 子进口、 出口 的绝对马赫数， 以及转子进口、 出口 的相对马赫数； 步骤4： 计算定 子进口、 出口 的流体粘度， 以及转子出口 的流体粘度； 步骤5： 计算涡轮的相关几何参数； 步骤6： 计算涡轮级损失， 包括剖面损失、 二次流动损失、 后缘损失以及叶尖间隙损失； 步骤7： 根据步骤6计算得到的涡轮级损失重新计算定子出口静焓值h1,new、 转子出口静 焓值h2,new， 得到第一级涡轮优化后的涡轮级效率ηs,1、 涡轮等熵 效率ηis,1； 并与给定涡轮级 效率ηs,0、 涡轮等熵效率ηis,0进行误差判断， 如果在误差范围内， 则进行下一级涡轮的优化， 否则返回步骤二利用优化得到的涡轮级效率 ηs,1、 涡轮等熵效率 ηis,1重新进行优化计算。 5.根据权利要求2所述的一种高速飞行器空气涡轮发电系统设计方法， 其特征在于， 所 述步骤7具体表述 为： 根据公式 h2,new＝hs,p(s2, p2,new)重新计算定子出口静压p1,new、 转子出口静压p2,new、 定子出口静焓值h1,new、 转子出口静 焓值h2,new； 其中， p0t为定子进口总压， YS为定子压力损失系数， YR为转子压力损失系数， 且YS ＝YR， p1tr为定子出口相对压力， s1为定子出口熵， s2为转子出口熵值， hs,p()为焓值 函数；权　利　要　求　书 1/2 页 2 CN 115544664 A 2根据公式 计算出新的涡轮级效率 ηs,1、 涡轮等熵效率 ηis,1， 并与给定涡轮级效率ηs， 0、 涡轮等熵效率ηis,0进行比较， 判断二者的差值是否在 误差范围之 内； 其中h0t为定子进口总焓， h1,is为定子出口等熵 焓值， h0为定子进口静焓， h2,is为转子出口 等熵焓值； 若不在误差范围内， 则赋值 ηs,0＝ ηs,1、 ηis,0＝ ηis,1重新开始计算； 若在误差范围之内， 若 为单级涡轮， 则涡轮优化设计结束， 若为多 级涡轮， 则进行 下一级涡轮优化设计。 6.根据权利要求2所述的一种高速飞行器空气涡轮发电系统设计方法， 其特征在于， 所 述涡轮级 热力学参数包括定子进口静参数、 定子进口总参数、 定子出口总参数、 定子出口静 参数、 定子效率、 定子出口相对参数、 定子压力损失系数、 转子出口等熵焓值、 转子出口相对 焓值、 转子出口静焓值、 转子出口总参数、 转子出口静参数、 转子出口相对参数、 转子压力损 失系数； 所述涡轮的相关几何参数包括： 叶片进出口体积流量、 流动面积、 叶片高度、 轮毂比、 定 子轴向展弦比、 转子轴向展弦长、 展弦比。权　利　要　求　书 2/2 页 3 CN 115544664 A 3