CN114458949A - 液氢航空发动机 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种液氢航空发动机，包括液氢罐、燃料电池、电机、涵道壳、风扇和防鸟撞击锥，该方案采用液氢供能，燃料电池发电，电机和风扇转动的动力模式，对比燃油燃烧产生能量，取消了涡轮、压气机、燃烧室和小涵道体系，可大幅降低燃料成本以及燃料和动力***重量；并且取消上述结构后，采用本方案中的涵道壳和风扇，可大幅降低噪音；采用专门设计的电机，可利用本身存储的液氢进行冷却，提高磁结构的磁力，从而达到了提高能量密度，减低重量的效果；该方案中设置防鸟撞击锥可杜绝大鸟撞击；而且在风扇的叶根位置编织多层碳纤维纯丝，可大大提高叶根位置的抗应力能力，从而提高风扇的结构强度。该方案实现了环保、去噪音和节约成本的目的。

Description

液氢航空发动机
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，具体而言，涉及一种液氢航空发动机。
背景技术
随着全球碳排放和全球变暖问题的加剧，各国碳中和以及清洁能源步伐正在加速，我们看到在陆地，各类车辆都已经开始进行电动化(和燃料电池)的替代，水面船只也正在进行燃料电池化的替代和研发，那么天空，最终也不会例外。
传统燃油航空发动机的噪音问题非常巨大，这造成了机场附近居民的长久困扰，主要原因是涡轮燃烧以及燃烧室燃烧带来的声音震动。
在整个航空领域，民航排放占了绝大多数，然而正是民航发动机最难以实现清洁化，因为民航发动机功率巨大，且飞行时间动辄10个小时。若考虑储能电池的方案，以电池的储能能力，选择电池电动的方案没有任何出路(例如，单发发动机功率经常在20000KW以上，10小时航程需要666吨储能电池，整机4台发动机2666吨，这个吨位是与之匹配的波音747总重的6.88倍)，因此市场上目前并不存在电动民航发动机和电动民航飞机。我们也不能使用液氢和空气或者液氧燃烧的模式，因为虽然最后结果是清洁的，排放物为水，但是能源消耗巨大，燃油费用远远超出燃油发动机。
为了实现航空发动机的清洁环保、去噪音和节约成本的目的，有必要设计新的可行方案，取代现有的燃油航空发动机。
发明内容
本发明提供了一种液氢航空发动机，以实现航空发动机的清洁环保、去噪音和节约成本。
为了实现上述目的，本发明提供了一种液氢航空发动机，包括液氢罐、燃料电池、电机、涵道壳、风扇和防鸟撞击锥，风扇设置在涵道壳的涵道内，电机包括定子结构和转子结构，转子结构可转动地设置在定子结构内，定子结构和转子结构均具有液氢冷却通道；液氢罐输送液氢至液氢冷却通道以冷却电机并气化，气化后的氢气输入燃料电池，燃料电池产生的电量输送至电机，电机和风扇驱动连接；风扇包括轮毂和多个叶片，叶片包括设置在轮毂上的叶根和编织在叶根上的多层碳纤维纯丝；防鸟撞击锥设置在涵道壳的进气侧，防鸟撞击锥为具有多个六角形蜂窝态进气孔的锥形结构。
进一步地，定子结构包括定子非晶合金芯和缠绕在定子非晶合金芯上的绕组，定子非晶合金芯在周向上分布有多个液氢冷却通道，液氢冷却通道的内壁材料为铝锂合金，绕组的材料为铜线或超导复合线。
进一步地，转子结构包括硅钢转子、转子轴、隔磁材料和多个永磁体，转子轴穿过硅钢转子，隔磁材料围绕转子轴设置，多个永磁体分布在硅钢转子内，每个永磁体内均具有一个液氢冷却通道，液氢冷却通道的内壁材料为铝锂合金，永磁体的材料为钕铁硼或超导材料，隔磁材料为添加二氧化硅的聚酰亚胺。
进一步地，液氢航空发动机还包括整流变压器，燃料电池、整流变压器和电机依次电连接；电机为永磁同步电机，电机的外壳材料为碳化硅复合材料，电机还包括变速齿轮箱，电机的转子轴通过变速齿轮箱和风扇驱动连接；电机的功率为4～29MW，电机的能重比大于6kw/kg，电机的输出转速为2400～6000转/分钟。
进一步地，液氢航空发动机还包括固定在防鸟撞击锥内的第一支架，电机位于防鸟撞击锥内且安装在第一支架上；或电机安装在防鸟撞击锥外；在防鸟撞击锥的外表面上，多个六角形蜂窝态进气孔的开口面积之和占防鸟撞击锥的圆锥形表面积的90％以上，防鸟撞击锥由钛合金材料制成，防鸟撞击锥的重量小于110kg。
进一步地，轮毂为空心结构，轮毂和多个叶根为由铝合金材料精锻制成的一体结构，碳纤维纯丝通过编织和热压设置在叶根上，叶片还包括碳纤维复合材料，碳纤维复合材料和叶根上的碳纤维纯丝连接。
进一步地，轮毂上编织有碳纤维纯丝，在叶根上的多层碳纤维纯丝中，相邻两层碳纤维纯丝的编织方向不同；其中，在叶根的横截面上，编织的碳纤维纯丝的厚度为叶根的厚度的2倍以上。
进一步地，涵道的半径为R，涵道的直径为D，涵道的最大唇口曲率半径在0.060R至0.065R之间，涵道的扩散角为5.5°至7.5°，涵道的高度为0.2D至0.3D；在涵道的轴向上，风扇和涵道的唇口之间的距离为0.305R至0.405R。
进一步地，液氢航空发动机还包括固定在涵道内的第二支架，风扇可转动地安装在第二支架上；涵道的半径为R，叶片的叶尖和涵道的内壁之间的间隙小于0.0056R，叶尖的线速度为425～610m/s；风扇中的叶片数量为20至24片，风扇的外径为1.2m至3.5m，风扇的重量为50～400kg，风扇的推力为50～450KN。
进一步地，燃料电池的能量密度大于1.3kw/kg，燃料电池的重量小于25000kg。
应用本发明的技术方案，提供了一种液氢航空发动机，包括液氢罐、燃料电池、电机、涵道壳、风扇和防鸟撞击锥，风扇设置在涵道壳的涵道内，电机包括定子结构和转子结构，转子结构可转动地设置在定子结构内，定子结构和转子结构均具有液氢冷却通道；液氢罐输送液氢至液氢冷却通道以冷却电机并气化，气化后的氢气输入燃料电池，燃料电池产生的电量输送至电机，电机和风扇驱动连接；风扇包括轮毂和多个叶片，叶片包括设置在轮毂上的叶根和编织在叶根上的多层碳纤维纯丝；防鸟撞击锥设置在涵道壳的进气侧，防鸟撞击锥为具有多个六角形蜂窝态进气孔的锥形结构。该方案采用液氢供能，燃料电池发电，电机和风扇转动的动力模式，对比燃油燃烧产生能量，取消了涡轮、压气机、燃烧室和小涵道体系，可大幅降低燃料成本以及燃料和动力***的重量；并且取消上述结构后，采用本方案中的涵道壳和风扇，可大幅降低噪音；采用专门设计的电机，可利用本身存储的液氢进行冷却，提高磁结构的磁力，从而达到了提高能量密度，减低重量的效果；该方案中设置防鸟撞击锥可杜绝大鸟撞击；而且，在风扇的叶根位置编织多层碳纤维纯丝，可大大提高叶根位置的抗应力能力，从而提高风扇的结构强度。
附图说明
构成本申请的一部分的说明书附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1示出了本发明的实施例提供的液氢航空发动机的结构示意图；
图2示出了图1中的一部分结构的示意图；
图3示出了图1中的液氢航空发动机中的电机中的定子结构的示意图；
图4示出了图1中的液氢航空发动机中的电机中的转子结构的示意图；
图5示出了图1中的液氢航空发动机中的风扇的示意图；
图6示出了图1中的液氢航空发动机中的涵道壳的示意图；
图7示出了图1中的液氢航空发动机中的风扇编织碳纤维纯丝的示意图一；
图8示出了图1中的液氢航空发动机中的风扇编织碳纤维纯丝的示意图二。
其中，上述附图包括以下附图标记：
10、液氢罐；20、燃料电池；30、电机；31、定子结构；311、定子非晶合金芯；312、绕组；32、转子结构；321、硅钢转子；322、转子轴；323、隔磁材料；324、永磁体；33、液氢冷却通道；40、涵道壳；50、风扇；51、轮毂；52、叶片；521、叶根；522、碳纤维纯丝；60、防鸟撞击锥；61、六角形蜂窝态进气孔；70、整流变压器；81、第一支架；82、第二支架。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
如图1至图8所示，本发明的实施例提供了一种液氢航空发动机，包括液氢罐10、燃料电池20、电机30、涵道壳40、风扇50和防鸟撞击锥60，风扇50设置在涵道壳40的涵道内，电机30包括定子结构31和转子结构32，转子结构32可转动地设置在定子结构31内，定子结构31和转子结构32均具有液氢冷却通道33；液氢罐10输送液氢至液氢冷却通道33以冷却电机30并气化，气化后的氢气输入燃料电池20，燃料电池20产生的电量输送至电机30，电机30和风扇50驱动连接；风扇50包括轮毂51和多个叶片52，叶片52包括设置在轮毂51上的叶根521和编织在叶根521上的多层碳纤维纯丝522；防鸟撞击锥60设置在涵道壳40的进气侧，防鸟撞击锥60为具有多个六角形蜂窝态进气孔61的锥形结构。
该方案采用液氢供能，燃料电池20发电，电机30和风扇50转动的动力模式，对比燃油燃烧产生能量，取消了涡轮、压气机、燃烧室和小涵道体系，可大幅降低燃料成本以及燃料和动力***的重量；并且取消上述结构后，采用本方案中的涵道壳40和风扇50，可大幅降低噪音；采用专门设计的电机30，可利用***本身存储的液氢通过液氢冷却通道33对电机30进行冷却，提高电机30中磁结构的磁力，从而达到提高能量密度，减低重量的效果；该方案中设置防鸟撞击锥60可杜绝大鸟撞击；而且，在风扇50的叶根521位置编织多层碳纤维纯丝522，可大大提高叶根521位置的抗应力能力，从而提高风扇50的结构强度和可靠性。具体地，本方案中的对碳纤维纯丝522的编织方式采用编绣工艺。
并且，我们将防鸟撞击锥60外形进行了拓扑结构的设计，用进气孔蜂窝态六边形取代了从前的圆形结构，这样在保证撞击应力的基础上进一步增加了气流通畅度和进一步减重，拓扑结构设计基本上将材料的单位重量应力发挥到了极致。
如图3所示，定子结构31包括定子非晶合金芯311和缠绕在定子非晶合金芯311上的绕组312，定子非晶合金芯311在周向上分布有多个液氢冷却通道33，液氢冷却通道33的内壁材料为铝锂合金，绕组312的材料为铜线或超导复合线。通过在定子非晶合金芯311的周向上分布有多个液氢冷却通道33，可以提高对定子结构31的冷却效果，从而提高结构的磁力。而且，液氢冷却通道33的内壁材料为铝锂合金，避免了其他材料的氢脆问题，同时铝锂合金的导热能力是另一种防氢脆材料不锈钢的3倍，这种能力可以把电机磁极内部的热量快速带走。绕组312的材料为可为铜线或超导复合线，其中，使用极细丝交流超导复合线取代铜丝，加入和转子结构一致的液氢制冷环境，可实现全超导能力。
如图4所示，转子结构32包括硅钢转子321、转子轴322、隔磁材料323和多个永磁体324，转子轴322穿过硅钢转子321，隔磁材料323围绕转子轴322设置，多个永磁体324分布在硅钢转子321内，每个永磁体324内均具有一个液氢冷却通道33，液氢冷却通道33的内壁材料为铝锂合金，永磁体324的材料为钕铁硼或超导材料，隔磁材料323为添加二氧化硅的聚酰亚胺。通过上述设置，液氢可流动到永磁体324的液氢冷却通道33内，从而对转子结构32进行降温。其中，永磁体324的材料可为钕铁硼或超导材料，当使用超导材料时并通过液氢实现低温环境，可大大提高能量密度。
进一步地，液氢航空发动机还包括整流变压器70，燃料电池20、整流变压器70和电机30依次电连接，通过整流变压器70可对燃料电池20输出的电压升压，实现稳定的电压输出输送至电机30。电机30为永磁同步电机30，电机30的外壳材料为碳化硅复合材料，这样可以在保证结构强度的同时起到降低重量的目的。电机30还包括变速齿轮箱，电机30的转子轴322通过变速齿轮箱和风扇50驱动连接，这样可使电机30有一个合适的输出转速，从而以合适的转速驱动风扇50转动。
具体地，电机30的功率为4～29MW，电机30的能重比大于6kw/kg，电机30的变速齿轮箱的输出转速为2400～6000转/分钟。通过上述设置，该液氢航空发动机相对于现有的航空发动机，可大大降低重量，并且保证有足够的推力，比较适用于民航飞机。
如图2所示，液氢航空发动机还包括固定在防鸟撞击锥60内的第一支架81，电机30位于防鸟撞击锥60内且安装在第一支架81上；在防鸟撞击锥60的外表面上，多个六角形蜂窝态进气孔61的开口面积之和占防鸟撞击锥60的圆锥形表面积的90％以上，防鸟撞击锥60由钛合金材料制成，防鸟撞击锥60的重量小于110kg。防鸟撞击锥60利用网状结构避免大鸟的进入，由于只需要防大鸟，因此网状结构的网孔很大也很多，以保证有足够的来流空气供应风扇50。并且，我们可以把电机30设置在防鸟撞击锥里边，使电机30正对风扇50用最简单的方式实现驱动。并且，防鸟撞击锥60的材料以及开口面积设置，可使防鸟撞击锥60具有较小的重量。或者，电机30也可根据需要安装在防鸟撞击锥60外。
如图7和图8所示，轮毂51为空心结构，轮毂51和多个叶根521为由铝合金材料精锻制成的一体结构，碳纤维纯丝522通过编织和热压设置在叶根521上，叶片52还包括碳纤维复合材料，碳纤维复合材料和叶根521上的碳纤维纯丝522连接。通过上述设置，使风扇50可以实现减重，并且具有较高的结构强度。
进一步地，轮毂51上编织有碳纤维纯丝522，在叶根521上的多层碳纤维纯丝522中，相邻两层碳纤维纯丝522的编织方向不同；其中，在叶根521的横截面上，编织的碳纤维纯丝522的厚度为叶根521的厚度的2倍以上。通过上述设置，使得叶片52在叶根521的不同方向均具有较强的抗拉强度。此种设置方式为用金属胚胎代替复合材料基体，让碳纤维纯丝522编绣其上，还原碳纤维纯丝522的超强拉应力(7000Mpa)并利用金属的径向应力(874Mpa)形成完美组合。
如图5和图6所示，涵道的半径为R，涵道的直径为D，涵道的最大唇口曲率半径在0.060R至0.065R之间，涵道的扩散角为5.5°至7.5°，涵道的高度为0.2D至0.3D；在涵道的轴向上，风扇50和涵道的唇口之间的距离为0.305R至0.405R。通过上述设置，可减小气体流动的噪音并且保证气体有比较大的流量，提高推力，减少能量损失。
进一步地，液氢航空发动机还包括固定在涵道内的第二支架82，风扇50可转动地安装在第二支架82上，这样可便于风扇50的安装。其中，第二支架82内设置有轴承，转轴穿过轴承并与风扇50连接。涵道的半径为R，叶片52的叶尖和涵道的内壁之间的间隙小于0.0056R，叶尖的线速度为425～610m/s；风扇50中的叶片52数量为20至24片，风扇50的外径为1.2m至3.5m，风扇50的重量为50～400kg，风扇50的推力为50～450KN。这样可保证风扇50有足够的推力，适用于民航飞机。
在本实施例中，燃料电池20的能量密度大于1.3kw/kg，燃料电池20的重量小于25000kg。通过上述设置，相比于现有的燃油航空发动机，可大大减小液氢航空发动机的重量，并且减轻应用该液氢航空发动机的飞机的重量，并且保证了有足够的续航能力，满足民航使用需求。
为了更清楚地理解本方案中的液氢航空发动机的结构和相对于现有的航空发动机的优点，下面进一步进行说明。
燃料电池发动机是电动发动机的一种，和电池电动一样都是用电机和电力作为驱动手段，区别是燃料电池无需储能，而是用电池堆即时产生的电力及时向电机供送，也就是说燃料电池的储能方式也是燃料本身而不是储能电池，再聚焦的说就是无论飞行多少小时，燃料电池堆的功率和总重无需增加，电池则需要随着飞行时间增大重量和储能，由于作为储能的液氢的能量密度远远高于储能电池(实际在60倍以上)，这使得燃料电池航空发动机的方案变得可行。
液氢航空发动机轮毂外直径3.142m，空气流量1420kg/s，采用最新燃料电池手段，见图1和图2，用液氢同空气在燃料电池堆中的电化学反应产生电力，再通过电机驱动航空发动机的叶片转动一直到超音速，并给来流空气带来加速度，期间理论上不涉及气压升降和空气温度的变化(或者说其变化无用)，只是单纯的给空气加速度，以此产生389KN(39.7吨)的推力。液氢航空发动机的尺寸、流量、推力和应用场景是以美国通用航空发动机GE90为标的和具体替代目标设计的，对于如波音747级别或其他更小级别的民航发动机经过尺寸变化后同样适用。
对比传统航空发动机，液氢航空发动机直接取消了涡轮、压气机组和整个小涵道结构，因为那些都需要燃烧燃料得不偿失，在现代航空发动机中，都是通过大涵道比来实现节能的，涵道比大都超过了8：1，风扇代表的大涵道占了总推力的78％以上且能源效率最高，因此无论为了节能还是减重，小涵道组都没有存在的必要，小涵道的作用只是增加了剩下的22％推力所产生的加速度，这是基于传统理论认为风扇自转的每秒周速在超过音速后效率急剧下降的基础上构建的，然而现代风扇自传超音速的例子比比皆是。就算GE90自己的风扇也已经达到371m/s，超过了音速，尤其在超音通流等专门的超音速叶型发明以后，小涵道在民航发动机领域的存在已经失去了理论基础。这是因为民航飞机不需要实现跨音速和超音速飞行，那会带来剧烈的音障反应，引起旅客的不适。因此在亚声速领域，风扇是最佳也是最节能的推动模式。亚音速民航巡航速度在0.85～0.9马赫之间，为了之一目标，不足的少部分动力只需要增加超音速叶型风扇的转速即可实现，我们将风扇的叶尖周速从GE90的371m/s增加到425.46m/s，大涵道排气速度从235/m增加到274/m。
超音速涵道风扇作为涵道风扇的一种，具有非常静音的特性，涵道将风扇的噪音消减和方向化后其噪音大量减少，燃料电池本身的运作非常安静几乎没有噪音，而取消的涡轮、压气机和燃烧室等小涵道噪音占了总噪音的大多数，最终我们可以将飞机噪音控制在60～70分贝之间，对比传统民航飞机的100～140分贝，这个差距非常巨大，因为分贝数值差异并不是加法关系，而是指数级关系：
60分贝音量绝对值＝10^(60/20)＝1分贝×1，000；
70分贝音量绝对值＝10^(70/20)＝1分贝×3，162；
110分贝音量绝对值＝10^(110/20)＝1分贝×316，227；
140分贝音量绝对值＝10^(140/20)＝1分贝×10，000，000。
飞鸟是航空发动机的杀手，1988年以来鸟击引起坠机事故已造成200多人死亡，尤其对敏感脆弱的发动机，一只七公斤的大鸟撞击在巡航时速的飞机发动机叶片上可以产生144吨的破坏力，相当于炸弹的能量。尤其是，民航发动机为了增加大涵道的比例将进气口的面积越做越大(这也是节能的代价之一，也是液氢航空发动机最需要考虑的软肋，因为液氢航空发动机已经将进气口面积做到了极大)，目前没有任何材料的叶片可抵御大鸟的冲击，尤其是叶片的趋势是轻量化(为了减重和减少应力)而不是重量化。为了对抗大鸟撞击(小鸟还好)，我们设计了一款形状类似于冲压发动机冲压锥头的防鸟撞击锥，见图2，它可以轻松的将正面来袭的大鸟弹开，使大鸟没有任何角度可以进入发动机内部，而弹开的过程也是锥形线性的，大鸟要么被锥尖穿透分解要么被锥体线性弹开，其来袭力量被锥体角度的线性增大而分解成数量众多的小块并最终被弹开。防鸟撞击锥利用网状结构避免大鸟的进入，由于只需要防大鸟，因此网状结构的网孔很大也很多，以保证有足够的来流空气供应风扇。我们可以把电机安装在防鸟撞击锥里边，使其正对风扇用最简单的方式实现驱动。
下面我们将从推力实现、能耗、造型设计、材料选择和应力分析等层面对液氢航空发动机进行具体阐述。
推力实现：
首先是推力方程：F＝mV(去掉方程中作用不大的部分)，
其中F代表推力单位N，m是每秒空气流量，单位kg，V代表每秒排气速度，单位m/s。
作为替代产品，我们可以和被替代品保持推力和尺寸上的一致，然后在性能、质量、效率等层面进行对比。
我们先获得推力公式的参数，GE90(基准型，用于波音777B)的已知推力为389.2KN，属于航发里边的超大型号。通过推力公式我们算得：
V＝389200×0.78(大涵道推重比例)÷1268(8.4：1涵道比的大涵道进气流量)＝239m/s，
U＝371m/s(U是叶尖周速，已知)，
V/U＝0.6442。
为了获得相同推力我们需要获得以下参数：
V2(液氢航空发动机)＝389200÷1420(与GE90总流量等同)＝274m/s。
U2＝274÷0.6442，再用功率算法演算获得420和425.46m/s两个数字，按照不利选择法，取最大值425.46m/s。
这一叶周转速还没有超过GE90的竞争对手瑞达800的风扇叶周转速478.4m/s，因此在工程和理论上都是适合的。为了获得更大裕量，我们把液氢航空发动机叶尖周速设计在425.46(巡航)～601m/s之间(起飞，应急、单发动机模式等等，601最高转速匹配＝单发动机的功率×2)。
下表为本方案中的风扇和GE90中的风扇对比：
Figure BDA0003481044950000081
通过上表可知，我们通过增加风扇14.6％的叶周转速从而取消了GE90上涡轮、压气机、燃烧室和小涵道等一系列设施实现减重和环保。
功率与能耗：
每台液氢航空发动机的功率：E＝1/2m U^2＝0.5×319.6×425.46^2＝28，926，000w＝28，926kw，E为风扇的功率，单位w，m为风扇的重量单位kg，U为风扇叶尖周速单位m/s。
由此我们获得需要的燃料电池总重：
28，926÷1.5＝19，284kg×2(双引擎)＝38，548kg；
我们采用最新型的航空专用燃料电池，能量密度为1.5kw/kg。
我们获得所需要的液氢燃料总重：
28926×2(双引擎)×10(以10小时航程作为对比单位)÷18(公斤)＝32，140kg；
即双引擎经过10小时飞行的总油耗为32140kg液氢。
发动机油耗和油耗率：
发动机每小时油耗和成本＝28926÷18＝1607kg液氢×4美元×6.5＝41，782元，对比GE90的139，145元，节约70％！
每公斤推力每小时的耗氢率＝1607÷(389200N÷10)＝0.018kg/(AaN·h)。
每公斤液氢经燃料电池产生的平均电量为18kw·h，目前每公斤液氢市场价格在4美元左右。
GE90油耗率＝0.324kg/(AaN·h)，已知；即每公斤推力的每小时油耗为0.324kg。
GE90发动机每小时的油耗＝389200÷10×0.324＝12610kg＝17383升×8元＝139，145元。
使用液氢航空发动机的飞机其燃料、燃料电池、电机和发动机总重：
32，140+38，548+4，821(电机)×2+750(发动机)×2＝81，830kg，对比传统竞争对手减重69％！
波音777B(GE90)燃料和发动机总重＝252200(双引擎10小时)+6，619×2＝265，438kg。
因此，液氢航空发动机在节能、减重和减排方面已经拥有了压倒性的优势。
另外，氢动力产业尚在发育期，由于需求量相对很少导致市场价格不能真正反应***格，而制造液氢最清洁廉价的方式是在沙漠进行光伏液氢联合体制造，成本可以降至1.5美元以下(100％清洁，度电成本接近1毛钱，50度电可制造1公斤液氢)市场价格会进入到2.5美元以下区间，一旦进入氢燃料航空产业化时代，很快我们将进一步扩大节能优势。
应力分析：
轮毂整体应力粗算分析：轮毂整体离心力＝3+V/8×ρ×U2＝3.3/8×1800×425，462＝134，000，000pa＝134Mpa这个数字很低(因为转速和密度都不高)。
V是泊松比取0.3，ρ是材料密度取1800kg/m3，U是叶尖周速，m/s。
但是由于叶片过于高大，虽然使用碳钎维材料进行了减重，仍需要对叶片本身进行最大应力集中分析，以确认叶型可用。
轮毂最大离心应力主要集中叶根处，计算方程为(美制)：
Set＝0.00548×1/g×ρb×hb×dm×N2×[1－(1－at÷ar)/2×(1+hb/3dm)]，
叶根离心应力＝381910psi＝2633Mpa。
在叶根部截面上由于气动载荷引起的弯曲应力：
弯曲应力＝总弯矩Mg/叶根横截面积＝284560in·1b/10.8276in2＝26256psi＝181Mpa。
弯矩Mg＝hb×Wt×(Ft2+Fa2)0.5次方/2zb＝284560in·1b。
Ft＝(C1×cosα1+C2×cosα2)/g，
Fa＝(C1×sinα1－V2×sinβ2)/g。
g，重力加速度，32.2ft，
ρb，叶片材料的密度，0.065 1b/in3(1800÷27679)，
hb，叶片高度，47.99in，
dm，轮毂直径，123in，
N，转速，2600r/min，
ar，叶片根部横截面积，10.8376in2，
at，叶片顶部横截面积，8.2522in2，
Wt，流量，3130.5 1b/S，
Zb，叶片数22，
Ft，作用在叶片上的切向力，83 1b/(1b/S)，
Fa作用在叶片上的轴向推力，7.54 1b/(1b/S)。
叶根处的总应力＝2633+181＝2814Mpa。
轮毂总体应力与叶根应力相差如此悬殊，说明由于叶型过于高大存在巨大的应力集中现象，并集中在叶根位置。
轮毂使用的碳纤维增强基复合材料(CFRP)的抗拉强度为4283Mpa(碳纤维T1100+碳化增强基)，由于碳纤维复合材料的许用强度系数为0.6，因此叶根处存在应力安全隐患(2569Mpa小于2814Mpa)，我们采用如下方式解决：
使用铝合金7Y69，精锻，屈服强度874Mpa，做成空心轮毂和叶根胚胎(轮毂空心化的总实际密度＝2700kg/m3÷3)，并将碳纤维T1100纯丝(抗拉强度7000Mpa)热压/编绣其上，然后在叶根之上再使用碳纤维增强基复合材料(CFRP)与纯丝对接，该操作将保证轮毂总重不超出319.6kg，并能够大幅度提升叶根处的应力。这一设计可很轻松的无限期应对巡航转速并在设计时间内对抗本发动机最高设计周速601m/s及以下的任意转速。
叶根碳纤维纯丝编绣厚度：横截面为铝合金的2倍，
环向编绣和径向编绣层的比例：大于7：3，
最大环向应力＝874×1/3+7000×2/3×0.7＝3557Mpa，
高于2814Mpa且具有足够的裕量。
此方法为用金属胚胎代替复合材料基体，让碳纤维纯丝编绣其上，还原碳纤维纯丝的超强拉应力并利用金属的径向应力形成完美组合。
涵道与风扇设计：
叶片数：22
叶型：超音通流叶珊(首选)；SAV16和21、ARL-SL19、PAV-1.5(候补)；
最大唇口曲率半径：0.0626R；
涵道扩散角：6.64°；
叶尖涵道间隙：小于0.0056R；
风扇位置：0.3156R(风扇到唇口的轴向距离)；
涵道高度：0.2528D；
线速度：425.46～610m/s；
转速：2600～3673r/min；
其中，R为涵道半径，D为涵道直径，r为旋转圈数。
液氢再生冷却电机设计：
电机功率：28.926MW；
电压：大于3000V；
电机类型：永磁同步电机。
能重比：
一期7kw/kg；
二期15kw/kg。
设计电机总重：
一期4132kg；
二期1928kg。
定子铁芯：非晶合金(铁基非晶)，密度7800kg/m3，最大工作磁感应强度1.55T；
绝缘材料：聚酰亚胺添加二氧化硅；耐温等级280℃；
转子：高强硅钢，密度7810kg/m3，抗拉强度600Mpa；
转速：***输出转速2600～3673r/min，使用变速齿轮箱。
液氢再生冷却电机创新点：
减重的方法有两种，一种是增加同重量电机磁结构的磁力，达到减重目的，另一种是通过减少材料密度直接减重，电机除了外壳材料外需要使用第一种减重方式。而温度控制在增加磁力效率方面具有绝对优势，目前市场上有两种磁极冷却方式，一种是空气冷却，就是加大电机风扇风量但是效率不佳，将电机放到发动机风扇风向的位置也只能增加少量的磁功效但是因为电机尺寸较大会直接影响发动机的风道输出；第二种是使用液氮环境设计高温超导材料，但是用于液氮温度是77k左右，并不能将高温超导材料的磁力发挥到最佳水平。
本航空发动机由于采用了液氢为燃料，我们由此设计出非常实用的液氢再生冷却功能，在第一期，将液氢在进入燃料电池气化前引入到电机内部，形成再生循环，大幅度降低定子和转子的磁极温度和提高了磁能，这一设计直接将电机的能重比增加到7kw/kg。该通道由铝锂合金主体制成，避免了其他材料的氢脆问题，同时铝锂合金的导热能力是另一种防氢脆材料不锈钢的3倍，这种能力可以把电机磁极内部的热量快速带走。
在第二期，我们设计转子和定子全部使用高温超导材料和液氢环境，由于目前研发的电机高温超导都是以液氮环境为基础研发或者是单独转子高温超导，因此使用一般超导材料制成的电机的能重比并不比通过液氢冷却优化的铜线材料高，甚至可能更低。我们将液氮换成液氢，并将定子和转子统一成超低温空间；一是因为***使用/可再生循环方便，二是可以将低温环境从77k降至20k，这一温度已接近实际太空温度，这一温度将使超导材料的磁能获得近似最优化释放并将铜损降至最低，定/转子同步超低温环境的高温超导体可以完成7～10T的磁通密度，是硅钢片(1.2～1.5T)的4.66-6.66倍，我们将二期电机的能重比设定为大于15kw/kg。
转子永磁体：
一期：钕铁硼，抗拉强度80Mpa，密度7600kg/m3，增加液氢再生式液氢冷却通道，通道材料为铝锂合金；通过液氢冷却将最大磁能积提升至64MGOe(25℃)～80MGOe(0℃或以下)。
二期：使用高温超导材料Bi2223，使用液氢超低温环境(20k)取代液氮环境(大于77k)，Bi2223材料的不可逆场大幅度提高，实现15kw/kg能重比，电机减重至1928kg。
定子绕组：
一期：使用铜线，增加液氢再生式液氢冷却通道，通道材料为铝锂合金，通过液氢冷却降温取代通风冷却获得最大磁力和最小铜损；配合转子永磁体冷却功能实现7kw/kg能重比，将电机重量降至4，132kg。
二期：使用极细丝交流超导复合线取代铜丝，加入和转子一致的液氢制冷环境，实现全超导能力。
端盖(机壳)减重：使用C/Sic复合材料取代金属，密度1600kg/m3，增加耐热应力并减重一半以上。
轮毂和叶根制作工艺如下：
(1)使用铝合金7Y69精锻工艺(屈服强度874Mpa)制成空心轮毂和叶根胚胎；
(2)使用碳纤维T1100纯丝对轮毂和金属叶根进行一层环向压力编绣；
(3)使用碳纤维T1100纯丝对金属叶根进行一层压力径向编绣；
(4)使用碳纤维T1100纯丝对叶根进行多次环向+径向重叠压力编绣；环向层和径向层的比例为大于7：3；
(5)热压后，在经碳钎纯丝编绣的叶根之上再使用碳纤维增强基复合材料(CFRP)与其对接，进行叶片的纺织或制作；
(6)保证轮毂空心化的总实际密度＝2700kg/m3÷3；保证T1100纯丝与铝合金叶根胚胎的横截面比例大于2：1，保证叶根纯丝的环向层和径向层数量比例大于7：3；
(7)此工艺方法为用金属胚胎代替复合材料基体，让碳纤维纯丝编绣其上，还原碳纤维纯丝的超强拉应力(7000Mpa)并利用金属的径向应力(874Mpa)形成完美组合。
该液氢航空发动机启动流程说明如下：
1启动发动机，从液氢罐向液氢再生冷却电机输送20k左右的液氢；
2液氢通过电机定子结构的铝锂合金通道对定子铜丝(二期为超导线)绕组进行内部再生式冷却，使其符合设计磁力或超导磁力要求，并最大化减少铜损(或线损)；
3液氢同时通过电机转子结构的铝锂合金通道对转子永磁体(二期为高温超材料)进行内部再生式冷却，使其复合设计磁力或超导磁力要求，并最大化减少铁损或(超导损失)；
4液氢通过再生冷却电机后带走热量，产生温升，并通过特殊管线完成气化；
5气氢(液氢)至234K(-40℃)左右和来流空气一起进入燃料电池；
6燃料电池提取空气中的氧，通过氢氧的电化学反应产生电力；
7燃料电池产生的氢氧化合物-水通过管道排出燃料电池供飞机乘客使用；
8燃料电池向整流变压器供电；
9整流升压器将电流整理增压成大于3000V的稳定电流和电压并输入给液氢再生冷却电机；
10液氢再生冷却电机中的定子绕组、定子合金芯、转子永磁体和硅钢转子通过再生冷却加持，产生超过普通永磁同步电机4.6-6.6倍的磁力，带动电机转子开始旋转；
11一般来说大型永磁电机的转速不能和发动机转速直接接轨，液氢再生冷却电机将动力传递给变速齿轮箱；
12变速齿轮箱通过多个不同直径齿轮同步运作将转速调整为：2600r/min(线速度425.46m/s)；
13变速齿轮箱将动力按照2600r/min传递给发动机轴；
14轴带动轮毂和风扇转动，吸入来流并给予空气加速度；
15轴承和第二支架保障风扇旋转的稳定性；
16由于转速的提高和叶片的高度，进入巡航速度的发动机风扇叶片根部会产生巨大的环向应力，其应力水平远超过一般航空发动机风扇叶片；
17此时根据特殊编绣和热压完成的碳纤维T1100纯丝将起到决定性的作用，通过特殊方法被还原的碳纤维纯丝的许用环向应力是同丝碳纤维复合材料的2.77倍，应力在通过叶根后迅速减小，此处我们使用碳纤维复合材料与其对接；
18风扇叶片在完成2600r/min的转速后产生39.71吨的推力，属于航发领域超大推力，但是碳排放为0，并节约燃料费70％。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种液氢航空发动机，其特征在于，包括液氢罐(10)、燃料电池(20)、电机(30)、涵道壳(40)、风扇(50)和防鸟撞击锥(60)，所述风扇(50)设置在所述涵道壳(40)的涵道内，所述电机(30)包括定子结构(31)和转子结构(32)，所述转子结构(32)可转动地设置在所述定子结构(31)内，所述定子结构(31)和所述转子结构(32)均具有液氢冷却通道(33)；所述液氢罐(10)输送液氢至所述液氢冷却通道(33)以冷却所述电机(30)并气化，气化后的氢气输入所述燃料电池(20)，所述燃料电池(20)产生的电量输送至所述电机(30)，所述电机(30)和所述风扇(50)驱动连接；所述风扇(50)包括轮毂(51)和多个叶片(52)，所述叶片(52)包括设置在所述轮毂(51)上的叶根(521)和编织在所述叶根(521)上的多层碳纤维纯丝(522)；所述防鸟撞击锥(60)设置在所述涵道壳(40)的进气侧，所述防鸟撞击锥(60)为具有多个六角形蜂窝态进气孔(61)的锥形结构。
2.根据权利要求1所述的液氢航空发动机，其特征在于，所述定子结构(31)包括定子非晶合金芯(311)和缠绕在所述定子非晶合金芯(311)上的绕组(312)，所述定子非晶合金芯(311)在周向上分布有多个所述液氢冷却通道(33)，所述液氢冷却通道(33)的内壁材料为铝锂合金，所述绕组(312)的材料为铜线或超导复合线。
3.根据权利要求1所述的液氢航空发动机，其特征在于，所述转子结构(32)包括硅钢转子(321)、转子轴(322)、隔磁材料(323)和多个永磁体(324)，所述转子轴(322)穿过所述硅钢转子(321)，所述隔磁材料(323)围绕所述转子轴(322)设置，多个所述永磁体(324)分布在所述硅钢转子(321)内，每个所述永磁体(324)内均具有一个所述液氢冷却通道(33)，所述液氢冷却通道(33)的内壁材料为铝锂合金，所述永磁体(324)的材料为钕铁硼或超导材料，所述隔磁材料(323)为添加二氧化硅的聚酰亚胺。
4.根据权利要求1所述的液氢航空发动机，其特征在于，
所述液氢航空发动机还包括整流变压器(70)，所述燃料电池(20)、所述整流变压器(70)和所述电机(30)依次电连接；
所述电机(30)为永磁同步电机(30)，所述电机(30)的外壳材料为碳化硅复合材料，所述电机(30)还包括变速齿轮箱，所述电机(30)的转子轴(322)通过所述变速齿轮箱和所述风扇(50)驱动连接；
所述电机(30)的功率为4～29MW，所述电机(30)的能重比大于6kw/kg，所述电机(30)的变速齿轮箱的输出转速为2400～6000转/分钟。
5.根据权利要求1所述的液氢航空发动机，其特征在于，
所述液氢航空发动机还包括固定在所述防鸟撞击锥(60)内的第一支架(81)，所述电机(30)位于所述防鸟撞击锥(60)内且安装在所述第一支架(81)上；或所述电机(30)安装在所述防鸟撞击锥(60)外；
在所述防鸟撞击锥(60)的外表面上，多个所述六角形蜂窝态进气孔(61)的开口面积之和占所述防鸟撞击锥(60)的圆锥形表面积的90％以上，所述防鸟撞击锥(60)由钛合金材料制成，所述防鸟撞击锥(60)的重量小于110kg。
6.根据权利要求1所述的液氢航空发动机，其特征在于，所述轮毂(51)为空心结构，所述轮毂(51)和多个所述叶根(521)为由铝合金材料精锻制成的一体结构，所述碳纤维纯丝(522)通过编织和热压设置在所述叶根(521)上，所述叶片(52)还包括碳纤维复合材料，所述碳纤维复合材料和所述叶根(521)上的碳纤维纯丝(522)连接。
7.根据权利要求6所述的液氢航空发动机，其特征在于，所述轮毂(51)上编织有所述碳纤维纯丝(522)，在所述叶根(521)上的多层所述碳纤维纯丝(522)中，相邻两层所述碳纤维纯丝(522)的编织方向不同；其中，在所述叶根(521)的横截面上，编织的所述碳纤维纯丝(522)的厚度为所述叶根(521)的厚度的2倍以上。
8.根据权利要求1所述的液氢航空发动机，其特征在于，所述涵道的半径为R，所述涵道的直径为D，所述涵道的最大唇口曲率半径在0.060R至0.065R之间，所述涵道的扩散角为5.5°至7.5°，所述涵道的高度为0.2D至0.3D；在所述涵道的轴向上，所述风扇(50)和所述涵道的唇口之间的距离为0.305R至0.405R。
9.根据权利要求1所述的液氢航空发动机，其特征在于，所述液氢航空发动机还包括固定在所述涵道内的第二支架(82)，所述风扇(50)可转动地安装在所述第二支架(82)上；所述涵道的半径为R，所述叶片(52)的叶尖和所述涵道的内壁之间的间隙小于0.0056R，所述叶尖的线速度为425～610m/s；所述风扇(50)中的叶片(52)数量为20至24片，所述风扇(50)的外径为1.2m至3.5m，所述风扇(50)的重量为50～400kg，所述风扇(50)的推力为50～450KN。
10.根据权利要求1所述的液氢航空发动机，其特征在于，所述燃料电池(20)的能量密度大于1.3kw/kg，所述燃料电池(20)的重量小于25000kg。
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