一种氢能动力飞行器的制作方法

本发明属于航空飞行器，尤其涉及一种氢能动力飞行器。

背景技术：

1、氢燃料是航空业实现低碳排放与碳中和的关键，其中，氢燃料燃气涡轮发动机凭借零碳排放与高功率密度等优点，成为未来航空领域的理想动力方式。轻质量、高热值的氢燃料可有效降低飞机起飞重量，作为清洁可再生能源，也满足日益增长的环保要求；然而，氢的易燃易爆特性影响使用安全，较低的单位体积热值占据更大的储存空间，其泄露风险与氢脆现象进一步增加燃料储运难度。

2、现有技术中，由于气态储氢需要高压且易泄露，目前液态储氢较为常用，且有相对更高的能量密度，但高压低温储存容易带来材料的氢脆现象等问题，且燃料储存、输送与计量系统大幅增加机身重量。对于使用液氢燃料的飞行器，氢燃料存储设备造成的重量与体积增加会对飞机起飞、巡航等飞行性能以及飞机有效载荷造成影响，需要对飞机设计参数进行进一步的调整与优化。

3、氢燃料飞机中，若使用具有传统布局的翼身融合和大体积液氢储罐的放置，将导致机身笨重或需要外部储罐等问题，从而导致额外浸润面积和空气动力学阻力的显著增加，极大影响飞机空气动力学性能。

4、因此，研发出一种氢能动力飞行器，用于解决现有技术中，氢能动力飞行器空气阻力大进而影响飞行器空气动力学性能的技术缺陷，成为了本领域技术人员亟待解决的问题。

技术实现思路

1、基于此背景，有必要针对有技术中氢动力飞行器燃料储存问题与飞机/发动机结构设计的问题，氢能动力飞行器空气阻力大进而影响飞行器空气动力学性能的技术缺陷，提供一种采用翼身融合设计、具有较大燃料储存空间且飞/发/换热系统结构与性能经过一体化设计的氢能动力飞行器。

2、本发明提供了一种氢能动力飞行器，所述氢能动力飞行器包括：飞行器主体、涡轮发动机、燃料储存部以及换热部为一体化结构；

3、所述燃料储存部与所述换热部设置于所述飞行器主体的中部和机翼处，所述涡轮发动机设置于所述飞行器主体的机翼下方；

4、所述换热部包括一级换热器和二级换热器，所述一级换热器中，冷氢气与发动机高温余气进行换热，用于使冷氢气温度升高；所述二级换热器中，冷氢气与压气机引气进行换热，用于降低引气温度。

5、优选地，所述飞行器主体的机身长度为13m；

6、所述机翼的内翼内段为4.5m，所述机翼的内翼外段为6m，所述机翼的外翼为12.25m，所述机翼的小翼为2.5m。

7、优选地，所述涡轮发动机中，压气机增压比为19，涡轮前温度为1644k，风扇涵道比为11。

8、优选地，所述燃料储存部中，单个储氢结构为圆柱形，单个所述储氢结构的最大径向尺寸为0.2m，单个所述储氢结构的最大轴向长度尺寸为0.5m，液氢流量为0.00169kg/s。

9、优选地，所述飞行器主体中，机翼与机身为平滑结合结构。

10、优选地，所述飞行器主体中，内翼内段的展向长度为4.5m，内翼内段的前缘后掠角为35°，内翼内段的上反角为0°，内翼内段的梯形比为0.67，内翼内段的扭转角为0°。

11、优选地，所述飞行器主体中，内翼外段的展向长度为6m，内翼外段的前缘后掠角为35°，内翼外段的上反角为1.5°，内翼外段的梯形比为0.6，内翼外段的扭转角为0.7°。

12、优选地，所述飞行器主体中，外翼的展向长度为16m，外翼的前缘后掠角为35°，外翼的上反角为2°，外翼的梯形比为0.4，外翼的扭转角为0.2°。

13、优选地，所述飞行器主体中，小翼的展向长度为2.0m，小翼的前缘后掠角为35°，小翼的上反角为60°，小翼的梯形比为0.333，小翼的扭转角为0°。

14、综上所述，本发明提供了一种氢能动力飞行器，包括：飞行器主体、涡轮发动机、燃料储存部以及换热部为一体化结构；所述燃料储存部与所述换热部设置于所述飞行器主体的中部和机翼处，所述涡轮发动机设置于所述飞行器主体的机翼下方；所述换热部包括一级换热器和二级换热器，所述一级换热器中，冷氢气与发动机高温余气进行换热，用于使冷氢气温度升高；所述二级换热器中，冷氢气与压气机引气进行换热，用于降低引气温度。本发明提供的技术方案中，结合液氢燃料罐供氢系统，通过对机身尺寸、发动机循环参数与换热系统参数进行设计调整后，制备得到了具有高升阻比、较大内部容量的翼身融合布局飞行器；有效解决了现有技术中，氢能动力飞行器空气阻力大进而影响飞行器空气动力学性能的技术缺陷。

技术特征：

1.一种氢能动力飞行器，其特征在于，所述氢能动力飞行器包括：飞行器主体、涡轮发动机、燃料储存部以及换热部为一体化结构；

2.根据权利要求1所述的氢能动力飞行器，其特征在于，所述飞行器主体的机身长度为13m；

3.根据权利要求1或2所述的氢能动力飞行器，其特征在于，所述涡轮发动机中，压气机增压比为19，涡轮前温度为1644k，风扇涵道比为11。

4.根据权利要求1或2所述的氢能动力飞行器，其特征在于，所述燃料储存部中，单个储氢结构为圆柱形，单个所述储氢结构的最大径向尺寸为0.2m，单个所述储氢结构的最大轴向长度尺寸为0.5m，液氢流量为0.00169kg/s。

5.根据权利要求1所述的氢能动力飞行器，其特征在于，所述飞行器主体中，机翼与机身为平滑结合结构。

6.根据权利要求1所述的氢能动力飞行器，其特征在于，所述飞行器主体中，内翼内段的展向长度为4.5m，内翼内段的前缘后掠角为35°，内翼内段的上反角为0°，内翼内段的梯形比为0.67，内翼内段的扭转角为0°。

7.根据权利要求1或6所述的氢能动力飞行器，其特征在于，所述飞行器主体中，内翼外段的展向长度为6m，内翼外段的前缘后掠角为35°，内翼外段的上反角为1.5°，内翼外段的梯形比为0.6，内翼外段的扭转角为0.7°。

8.根据权利要求1所述的氢能动力飞行器，其特征在于，所述飞行器主体中，外翼的展向长度为16m，外翼的前缘后掠角为35°，外翼的上反角为2°，外翼的梯形比为0.4，外翼的扭转角为0.2°。

9.根据权利要求1所述的氢能动力飞行器，其特征在于，所述飞行器主体中，小翼的展向长度为2.0m，小翼的前缘后掠角为35°，小翼的上反角为60°，小翼的梯形比为0.333，小翼的扭转角为0°。

技术总结本发明属于航空飞行器技术领域，尤其涉及一种氢能动力飞行器。本发明提供了一种氢能动力飞行器，包括：飞行器主体、涡轮发动机、燃料储存部以及换热部为一体化结构；燃料储存部与换热部设置于飞行器主体的中部和机翼处，涡轮发动机设置于飞行器主体的机翼下方；换热部包括一级换热器和二级换热器，一级换热器中，冷氢气与发动机高温余气进行换热，用于使冷氢气温度升高；二级换热器中，冷氢气与压气机引气进行换热，用于降低引气温度。本发明提供的技术方案中，结合液氢燃料罐供氢系统，通过对机身尺寸、发动机循环参数与换热系统参数进行设计调整后，制备得到了具有高升阻比、较大内部容量的翼身融合布局飞行器。技术研发人员：苏靖怡,杨谦,吴云柯,薛然然受保护的技术使用者：中国航空发动机研究院技术研发日：技术公布日：2024/6/18