包括集成定位于飞行器的机身中的氢加热系统的氢供应装置的飞行器的制作方法

1.本技术涉及一种飞行器，其包括氢供应装置，该氢供应装置集成定位于飞行器的机身中的氢加热系统。

背景技术：

2.根据图1中可见的实施例，飞行器10包括机身12、机翼14以及定位于机身的两侧的多个推进器组件16，这些推进器组件连接到机翼 14并且各自均包括涡轮机18。
3.在使用基于碳氢化合物的燃料运行的飞行器的情况下，飞行器10 包括集成到机翼14中的燃料容器20以及将每个涡轮机18连接到燃料容器20的燃料供应装置22。根据一种构造，燃料供应装置包括至少一个泵24以及用于预热燃料的至少一个热交换器26。使用涡轮机 18的至少一个热源的该热交换器26定位于推进器组件16处。
4.在以氢运行的飞行器的情况下，该飞行器包括至少一个燃料容器，其定位于机身中并被构造为能够储存低温液态氢。该飞行器还包括将每个涡轮机连接到燃料容器并包括高压泵以及热交换器的氢供应装置。在氢处于液态时压缩氢所需的能量较少的范围内，高压泵定位于燃料容器的出口处。由于热源基本上由涡轮机产生，因此热交换器定位为靠近推进单元中的涡轮机。此外，氢供应装置包括用于将低温液态的高压氢从定位于机身中的高压泵引导至定位于推进器组件中的一个中的热交换器的导管。考虑到低温液态，导管是复杂且隔热的双层导管(双表层导管)，两层(两个表层)之间的区域被惰性化或抽真空。
5.使用复杂的双层导管并结合将高压泵和热交换器二者分开的显著距离(较远的距离)会导致高成本并显著增加机载重量。由于这些双层导管短，因此需要提供许多联接件，这进一步增加了成本和机载重量。
6.从文献us 2008/006743已知一种供应氢的高飞行高度和长续航的飞行器，并且其包括设置在飞行器的机身中的低温流体容器，飞行器的推进系统设置在机身上或飞行器的机翼上。

技术实现要素：

7.本发明旨在弥补现有技术的全部或部分缺陷。
8.为此，本发明涉及一种飞行器，其包括机身；机翼；至少一个推进器组件，其连接到机翼并与机身分离；至少一个涡轮机，其以氢运行并在推进器组件处产生推力；至少一个燃料容器，其定位于机身中，其构造为储存低温液态氢；以及至少一个氢供应装置，其连接涡轮机和燃料容器，该氢供应装置包括至少一个泵以及至少一个氢加热系统，该至少一个泵连接至燃料容器并在靠近燃料容器处定位于机身中，该至少一个氢加热系统定位于涡轮机的上游。
9.根据本发明，氢加热系统位于在靠近泵处或者在连接机身和机翼的结合区域处
定位于机身中。
10.这种解决方案允许减少复杂的双层导管的长度，这些导管被构造为能够在燃料容器、泵和氢加热系统之间引导(输送)低温状态氢。
11.根据另一特征，氢加热系统与燃料容器分开小于5m的距离。
12.根据另一特征，氢加热系统包括至少一个热交换器、至少一个电加热系统和/或至少一个催化加热系统。
13.根据另一特征，氢加热系统包括至少一个热交换器，其由从飞行器的外部捕获的空气气流穿过。
14.根据另一特征，氢加热系统包括至少一个热交换器，其被构造为能够在氢和来自存在于飞行器中的至少一个来源的传热流体之间交换热量。
15.根据另一特征，氢加热系统包括至少一个主热交换器，其被构造为能够在氢和穿过至少一个次级热交换器的中间传热流体之间交换热量。
16.根据另一特征，氢加热系统包括至少两个主热交换器，其串联设置并且被构造为能够在氢和穿过至少一个次级热交换器的相同中间传热流体之间交换热量。
17.根据另一特征，氢加热系统包括回流回路，其被构造成在氢加热系统的出口处提取经加热的氢中的一部分并且在氢加热系统的入口处将该部分重新引入。
18.根据其他特征，推进器组件包括多叶螺旋桨并且涡轮机定位在连接机身和机翼的结合区域处，飞行器包括连接涡轮机和多叶螺旋桨的机械传动链。
19.根据另一特征，涡轮机包括转子，该转子具有旋转轴线并且定位成使得该旋转轴线平行于机身的纵向轴线。
20.根据另一特征，氢供应装置包括连接燃料容器和泵的第一双飙车导管以及连接泵和氢加热系统的第二双层导管。
21.根据另一特征，氢供应装置包括连接氢加热系统和涡轮机的第三双层导管。
22.根据另一特征，所述飞行器包括设置在机身的两侧并连接到机翼的推进器组件，每个推进器组件均与机身分离并包括涡轮机，所述飞行器包括所述涡轮机共用的燃料容器以及用于每个涡轮机的氢供应装置。
附图说明
23.其他特征和优点将从以下关于附图的本发明的描述中显现，该描述仅以示例的方式给出，其中：
[0024]-图1是示出现有技术的实施例的包括燃料供应装置的飞行器的一部分的示意图，
[0025]-图2是示出本发明的实施例的包括氢供应装置的飞行器的一部分的示意图，
[0026]-图3是示出本发明的实施例的氢供应装置的热交换器的示意图，
[0027]-图4是示出本发明的另一实施例的氢供应装置的热交换器的示意图，
[0028]-图5是示出本发明的另一实施例的氢供应装置的热交换器的示意图，
[0029]-图6是示出本发明的另一实施例的氢供应装置的热交换器的示意图，
[0030]-图7是示出本发明的另一实施例的氢供应装置的热交换器的示意图，
[0031]-图8是示出本发明的另一实施例的氢供应装置的热交换器的示意图，
[0032]-图9是示出本发明的实施例的包括氢供应装置和分置涡轮机的飞行器的一部分的示意图，以及
[0033]-图10是示出本发明的实施例的透明示出分置涡轮机的飞行器的一部分的透视图。
具体实施方式
[0034]
根据图2、9和10中可见的实施例，飞行器30包括机身32、机翼34以及设置在机身32两侧并连接到机翼34的推进器组件36。在机翼34处，机身32近似为圆柱形并且具有平行于机身32的外壁的纵向轴线a32。
[0035]
根据一种构造，推进器组件36定位于机翼34下方。推进器组件与机身32分开。换言之，推进器组件36定位于距机身32一定距离处，也即，在每个推进器组件36和机身32之间均存在空间。
[0036]
根据图2中可见的实施例，每个推进器组件36均包括吊舱38、定位于吊舱38中并具有输出轴a40的涡轮机40、定位于吊舱38外部并具有联接到涡轮机40的输出轴a40的旋转轴a42的多叶螺旋桨 42。根据一种构造，推进器组件36包括减速机44，其定位于吊舱38中并连接多叶螺旋桨42的旋转轴a42和涡轮机40的输出轴a40。
[0037]
涡轮机40利用氢运行，飞行器30包括：至少一个燃料容器46，其定位于机身32中并被构造为能够储存低温液态的氢；以及氢供应装置，其连接涡轮机40和燃料容器46。
[0038]
燃料容器46具有至少一个出口48。为了给出数量级，氢在燃料容器46的出口48处具有约3巴的压力以及约-243℃的温度。
[0039]
根据一种构造，飞行器30包括多个涡轮机40共用的燃料容器以及用于每个涡轮机40的氢供应装置。当然，本发明不限于这种构造。
[0040]
氢供应装置包括：至少一个泵50，其连接到燃料容器46的出口 48；以及至少一个氢加热系统52，其位于涡轮机40的上游。
[0041]
根据一个实施例，泵50是高压泵。根据一种设置，泵50定位在机身32中，靠近燃料容器46的出口48。泵50定位在距燃料容器46 的出口48短距离处，例如在小于或等于5m的距离处。氢在其压缩时处于液态，这种设置允许减少压缩氢所需的能量。为了给出数量级，低温液态氢在泵50的出口处具有约50巴的压力。
[0042]
根据本发明的一种特性，氢加热系统52定位于机身32中，靠近泵50，距燃料容器46短距离。短距离意指氢加热系统52与燃料容器 46分开小于5m的距离。氢加热系统52优选地与燃料容器46分开小于5m的距离，但当然可以与燃料容器46分开大于5m的距离。
[0043]
根据本发明的另一特性，氢加热系统52定位于连接机身32和机翼34的结合区域72(连接区域)处，也即，位于机身32和机翼34 之间的界面处(英文称为“wing box”，即“翼盒”)，其靠近泵50 并距离燃料容器46一较短的距离。
[0044]
氢加热系统52被构造成使得氢在氢加热系统的出口处处于用于涡轮机40的最佳温度。因此，在氢加热系统52的出口处，氢处于气态并且不再是处于低温状态。为了给出数量级，氢在氢加热系统52 的出口处具有约27℃的温度。
[0045]
氢供应装置包括连接燃料容器46和泵50的第一双层导管54.1 以及连接泵50和氢加热系统52的第二双层导管54.2。这些第一和第二双层导管54.1、54.2被构造为能够引导
低温液态氢。第一和第二双层导管54.1、54.2的累积长度比现有技术减少并且远低于现有技术，这限制了机载重量的增加。
[0046]
氢供应装置包括连接氢加热系统52和涡轮机40并构造成引导气态氢的第三导管56。第三导管56是不同于第一和第二双层导管54.1、 54.2的更简单的双层导管，其具有显著低于第一和第二双层导管54.1、 54.2的线性质量。此外，该第三导管56不引导低温状态流体，因此飞行器中支撑该第三导管的结构的结冰风险很低。
[0047]
氢供应装置可以包括不同的氢加热系统52的组合。
[0048]
根据另一实施例，氢加热系统52包括至少一个热交换器58。
[0049]
根据图2中可见的实施例，氢加热系统包括至少一个热交换器 58，其由从飞行器的外部捕获的空气气流穿过。空气流被引导(输送) 进入导管60，该导管连接空气入口62.1和空气出口62.2，空气入口 62.1被构造为能够获取(抽取)机身32的外部的空气和空气出口62.2 被构造为能够将空气喷射到机身32的外部。
[0050]
根据另一实施例，氢加热系统52包括至少一个热交换器58，该热交换器被构造为能够在氢和自存在于飞行器中的至少一个源的传热气体之间交换热量，该传热气体诸如为来自涡轮机40或来自辅助动力总成(英文称为“auxiliary power unit”，即“辅助动力单元”，简称为apu))，并且尤其是这种热空气被用于飞行器的机舱的空调功能。
[0051]
根据另一实施例，氢加热系统52包括至少一个热交换器58，该热交换器被构造为能够在氢和来自存在于飞行器中的至少一个源的传热液体之间交换热量，传热液体诸如来自涡轮机40或辅助动力总成的油。
[0052]
根据另一实施例，氢加热系统52包括至少一个热交换器58，该热交换器被构造为能够在氢和来自至少一个其他热交换器的中间传热流体之间交换热量，该至少一个其他热交换器被构造为能够在中间传热流体和来自存在于飞行器中的至少一个源的传热流体之间交换热量，该传热流体诸如为来自涡轮机40或辅助动力总成的热空气或油。
[0053]
如图3-图8所示，氢加热系统52包括多个热交换器的组合。
[0054]
根据图3中可见的实施例，氢加热系统52包括串联的第一和第二热交换器58、58'，第一热交换器58被构造为能够在氢和来自涡轮机40或辅助动力总成的传热流体(例如油)之间交换热量，第二热交换器58'被构造为能够在氢和来自涡轮机40或辅助动力总成的传热流体(例如热空气)之间交换热量。根据该实施例，氢加热系统52 可以包括回流回路，其被构造为能够在氢加热系统52的出口处提取经加热的氢中的一部分并且在氢加热系统的入口处将该部分经加热的氢重新引入(氢加热系统)。
[0055]
根据图4中可见的第二实施例，氢加热系统52包括串联的三个热交换器58、58'、58”，第一热交换器58被构造为能够在氢和例如来自涡轮机40或辅助动力总成的诸如油的传热流体之间交换热量，第二热交换器58'被构造为能够在氢和例如来自涡轮机40或辅助动力总成的诸如热空气的传热流体之间交换热量，第三热交换器58”被构造为能够在氢和来自飞行器的另一热源64的传热流体之间交换热量。根据该实施例，氢加热系统52包括返回回路66，其被构造为能够在氢加热系统52的出口处提出经加热的氢中的一部分并在氢加热系统的入口处将该部分经加热的氢重新引入。
[0056]
当然，本发明不限于串联的三个热交换器。
[0057]
根据图5中可见的实施例，氢加热系统52包括串联的第一和第二主热交换器58、
58'以及第一和第二次级热交换器68、68'。第一主热交换器58被构造为能够在氢和来自第一次级热交换器68的第一中间传热流体70之间交换热量，该第一次级热交换器被构造为能够在第一中间传热流体70和例如来自涡轮机40或辅助动力总成的诸如油的传热流体之间交换热量。第二主热交换器58'被构造为能够在氢和来自第二次级热交换器68'的第二中间传热流体70'之间交换热量，第二次级热交换器68'被构造为能够在第二中间传热流体70'和例如来自涡轮机40或辅助动力总成的诸如热空气的传热流体之间交换热量。根据一种构造，氢加热系统包括返回回路66，其被构造为能够在氢加热系统52的出口处提取经加热的氢的一部分并且在该氢加热系统的入口处将该部分重新引入。作为变型，氢加热系统52可包括串联的三个或更多主热交换器，这些主热交换器各自与次级热交换器联接。根据该变型，第三主热交换器被构造为能够在氢和来自第三次级热交换器的第三中间传热流体之间交换热量，第三次级热交换器被构造为能够在第三中间传热流体和来自飞行器的另一热源的传热流体之间交换热量。
[0058]
根据图6中可见的实施例，氢加热系统52包括串联的主热交换器58以及第一次级热交换器68和第二次级热交换器68'。主热交换器58被构造成在氢和通过第一和第二次级热交换器68、68'的中间传热流体70之间交换热量。第一次级热交换器68被构造成在中间传热流体70和例如来自涡轮机40或辅助动力总成的诸如油的传热流体之间交换热量。第二次级热交换器68'被构造成在中间传热流体70和例如来自涡轮机40或来自辅助动力总成的诸如热空气的传热流体之间交换热量。根据一种构造，氢加热系统52包括返回回路66，其被构造为能够在主热交换器58的出口处提取经加热的氢的一部分并将在该主热热交换器的上游处将该部分经加热的氢重新引入。
[0059]
作为一种变型，氢加热系统52可以包括串联的三个次级热交换器，穿过主热交换器58的中间传热流体70通过这些次级热交换器。根据该变型，第三次级热交换器68被构造为能够在中间传热流体和来自飞行器的另一热源的传热流体之间交换热量。
[0060]
根据图7中可见的实施例，氢加热系统52包括：第一热交换器 58，其被构造为能够在氢和来自次级热交换器68的中间传热流体70 之间交换热量；以及第二热交换器58'，其被构造为能够在氢和例如来自涡轮机40或辅助动力总成的诸如热空气的传热流体之间交换热量，第一热交换器58和第二热交换器58'串联设置。次级热交换器68 被构造成能够在中间传热流体70和例如来自涡轮机40或辅助动力总成的诸如油的传热流体之间交换热量。根据一种构造，氢加热系统52 包括返回回路66，返回回路66被构造为能够在氢加热系统52的出口处提取经加热的氢的一部分并且在氢加热系统的入口处将该部分重新引入。
[0061]
根据图8中可见的实施例，氢加热系统52包括至少两个主热交换器58、58'，其串联设置并且被构造为能够在氢和穿过至少一个次级热交换器68的同一中间传热流体70之间交换热量。根据一种构造，氢加热系统52包括第一、第二和第三次级热交换器68、68'、68”，其串联设置并由并行穿过第一主热交换器58和第二主热交换器58' 的中间传热流体70从中穿过。第一次级热交换器68构造成在中间传热流体70和例如来自涡轮机40或辅助动力总成的传热流体(诸如油) 之间交换热量。第二次级热交换器68'被构造成在中间传热流体70和例如来自涡轮机40或辅助动力总成的诸如热空气的传热流体之间交换热量。第三次级热交换器68”被构造成在中间传热流体70和来自飞行器的另一个热源64的传热流体之间交换热量。
[0062]
一个或多个次级热交换器可以布置在吊舱38中。
[0063]
当然，本发明不限于热交换器的这些组合。
[0064]
根据另一实施例，氢加热系统52是包括至少一个电阻的电加热系统，该电阻由电源供电，例如电池或飞行器的任何其他电源。
[0065]
根据另一实施例，氢加热系统52是催化加热系统，其例如消耗氢以产生热量。
[0066]
当然，本发明不限于氢加热系统52的这些实施例。因此，氢加热系统52包括至少一个热交换器、至少一个电加热系统和/或至少一个催化加热系统。
[0067]
根据图9和图10所示的实施例，涡轮机40并非定位在吊舱38 中。涡轮机40在结合区域72处尽可能靠近机身32定位，该结合区域72连接机身32和机翼34。根据情况，涡轮机40定位在机翼34 之下、之中或之上。
[0068]
根据一种构造，联接到多叶螺旋桨42的所有涡轮机40在机身32 的两侧上均定位于连接机身32和机翼34的结合区域72中。
[0069]
对于定位在连接机身32和机翼34并联接到多叶螺旋桨42的结合区域72处的每个涡轮机40，飞行器包括连接涡轮机40和多叶螺旋桨42的机械传动链74且更具体地包括连接到多叶螺旋桨42的减速器44。
[0070]
根据一种构造，每个机械传动链74均包括至少一个传动轴74.1 以及设置在每个传动轴74.1的每一端处的联接机构74.2。
[0071]
将涡轮机40或至少一个涡轮机40定位在连接机身32和机翼34 的结合区域72中的事实允许减小吊舱38的尺寸且尤其是减小其横截面(垂直于多叶螺旋桨42的旋转轴a42)，这有助于提高飞行器的空气动力学性能。
[0072]
根据另一优点，这允许将双层导管的长度减少到严格最小值，这有助于降低氢泄漏的风险并且不会过多地增加机载重量。
[0073]
根据一种构造，涡轮机40或至少一个涡轮机40包括转子，该转子具有旋转轴线76并且其定位成使得该旋转轴线76平行于机身32 的纵向轴线a32。这种构造允许拓宽了定位燃料容器46的可能性范围。然而，本发明不限于这种构造，涡轮机40可以定位成使得其转子的旋转轴线76相对于机身32的纵向轴线a32垂直或倾斜。
[0074]
本发明不限于前述实施例。无论采用何种实施例，飞行器都包括至少一个涡轮机40，其在推进组件处产生推力。根据某些实施例，涡轮机40直接产生推力并且其定位在推进器组件中。根据其他实施例，涡轮机40联接到集成在推进器组件中的多叶螺旋桨并且涡轮机定位在推进器组件中或与推进器组件间隔开。

技术特征：

1.一种飞行器，包括：机身(32)；机翼(34)；至少一个推进器组件(36)，所述推进器组件(36)连接到机翼(34)并与机身(32)分离；至少一个涡轮机(40)，所述涡轮机(40)以氢运行并在所述推进器组件(36)处产生推力；至少一个燃料容器(46)，所述至少一个燃料容器(46)定位于所述机身(32)中，并被构造为能够储存低温液态氢；以及至少一个氢供应装置，所述氢供应装置连接所述涡轮机(40)和所述燃料容器(46)，并包括至少一个泵(50)以及至少一个氢加热系统(52)，所述至少一个泵(50)连接至所述燃料容器(46)并在靠近所述燃料容器(46)处定位于所述机身(32)中，所述至少一个氢加热系统定位于所述涡轮机(40)的上游；其特征在于，所述氢加热系统(52)在靠近所述泵(50)处定位于所述机身(32)中或者在靠近所述泵(50)处定位于连接所述机身(32)和所述机翼(34)的结合区域(72)处。2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述氢加热系统(52)与所述燃料容器(46)分开小于5米的距离。3.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，所述氢加热系统(52)包括至少一个热交换器、至少一个电加热系统和/或至少一个催化加热系统。4.根据权利要求3所述的飞行器，其特征在于，所述氢加热系统(52)包括至少一个热交换器(58)，在所述飞行器的外部所捕获的空气气流从所述至少一个热交换器(58)中穿过。5.根据权利要求3或4所述的飞行器，其特征在于，所述氢加热系统(52)包括被构造为能够在氢和来自存在于所述飞行器中的至少一个源的传热流体之间交换热量的至少一个热交换器(58)。6.根据权利要求3至5中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述氢加热系统(52)包括至少一个主热交换器(58)，所述主热交换器(58)被构造为能够在氢和穿过至少一个次级热交换器(68、68'、68”)的中间传热流体(70)之间交换热量。7.根据权利要求3至6中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述氢加热系统(52)包括至少两个主热交换器(58、58')，所述至少两个主热交换器(58、58')串联设置，并且被构造为能够在氢和穿过至少一个次级热交换器(68)的同一中间传热流体(70)之间交换热量。8.根据权利要求3至7中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述氢加热系统(52)包括返回回路(66)，所述返回回路(66)被构造为能够在所述氢加热系统(52)的输出处提取经加热的氢中的一部分并在所述氢加热系统(52)的入口处将该部分经加热的氢重新引入。9.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述推进器组件(36)包括多叶螺旋桨(42)，所述涡轮机(40)定位在连接所述机身(32)和所述机翼(34)的结合区域(72)处，并且所述飞行器包括连接所述涡轮机(40)和所述多叶螺旋桨(42)的机械传动链(74)。10.根据权利要求9所述的飞行器，其特征在于，所述涡轮机(40)包括具有旋转轴线(76)的转子，并且所述涡轮机(40)定位成使得所述旋转轴线(76)平行于所述机身(32)的纵向轴线(a32)。
11.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述氢供应装置包括连接所述燃料容器(46)和所述泵(50)的第一双层导管(54.1)以及连接所述泵(50)和所述氢加热系统(52)的第二双层导管(54.2)。12.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述氢供应装置包括连接所述氢加热系统(52)和所述涡轮机(40)的第三双层导管(56)。13.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器包括布置在机身(32)的两侧并连接到所述机翼(34)的推进器组件(36)，每个推进器组件(36)均与机身(32)分离并包括涡轮机(40)，所述飞行器包括所述涡轮机(40)共用的燃料容器(46)以及用于每个涡轮机(40)的氢供应装置。

技术总结

本发明涉及一种飞行器，包括：-机身(32)；-机翼(34)；-至少一个涡轮机(40)，其以氢运行并在与机身(32)分离的推进器组件(36)处产生推力；-至少一个燃料容器(46)，其定位于机身(32)中并构造成以低温状态储存氢；-至少一个氢供应装置，其连接燃料容器(46)和涡轮机(40)，至少一个氢供应装置包括：o至少一个泵(50)，其在靠近燃料容器(46)处定位于机身(32)中；以及o至少一个氢加热系统(52)，其在靠近泵(50)处定位于机身(32)中。这种解决方案允许减少复杂的双层导管的长度，这些导管被构造为能够在燃料容器和氢加热系统之间引导处于低温状态的氢。容器和氢加热系统之间引导处于低温状态的氢。容器和氢加热系统之间引导处于低温状态的氢。