專利名稱：用于飛行器的熱電發(fā)電的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及用于飛行器的發(fā)電系統(tǒng)和發(fā)電的方法。特別地，本發(fā)明涉及利用由飛行器系統(tǒng)產(chǎn)生的廢熱的用于飛行器的發(fā)電系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
在現(xiàn)有技術(shù)中，由被發(fā)動機機械地驅(qū)動的發(fā)電機滿足飛行器的電力需求。通常地，各個發(fā)動機可以具有與其附連的兩個發(fā)電機。也已知提供例如輔助電力單元(APU)和沖壓空氣渦輪(RAT)的備用電源。這些電源均需要燃燒航空燃料以發(fā)電。對于附連至發(fā)動機的發(fā)電機而言，燃料燃燒的增加由發(fā)動機上的超出用于使飛行器移動的需求的額外的負載引起。對于RAT而言，通過將RAT暴露至外氣流，從而引起額外的氣動阻力，由該額外的氣動阻力引起燃料燃燒的增加。另一方面，APU通常包括直接地燃燒自身的燃料供應(yīng)的發(fā)動機。在各個情況下，必須燃燒燃料以對飛行器發(fā)電。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明提供了一種用于飛行器的發(fā)電和配電系統(tǒng)，包括一個或更多熱源和布置成從至少一個熱源接收廢熱并將廢熱轉(zhuǎn)化成電流的熱電發(fā)電機，熱電發(fā)電機與配電總線電連接，該配電總線可操作地將電力供應(yīng)至飛行器電氣系統(tǒng)。


以下，僅通過示例并參照附圖來詳細地描述本發(fā)明的實施例，其中
圖1是體現(xiàn)本發(fā)明的發(fā)電和配電系統(tǒng)的示意 圖2是熱電發(fā)電裝置的橫截面 圖3是安裝于發(fā)動機排氣處的熱電發(fā)電裝置的部分橫截面 圖4是熱電發(fā)電裝置的板的平面 圖5是體現(xiàn)本發(fā)明的熱電裝置的電流-溫差的圖表；以及 圖6是對應(yīng)于圖5的圖表的電壓-溫差的圖表。
具體實施例方式在圖1 中，顯不了 發(fā)電和配電系統(tǒng)(electrical power generation anddistribution system) I,包括均連接至相應(yīng)的熱電發(fā)電機6、7、8、9的多個熱源2、3、4、5。主熱源3、4顯示于布置的中部，并包括用于驅(qū)動飛行器的第一發(fā)動機和第二發(fā)動機。發(fā)動機是飛行器上的最大的熱產(chǎn)生者。次熱源包括設(shè)于圖1所示的布置的左部的環(huán)境控制系統(tǒng)(ECS) 2，該ECS負責維持飛行器中的溫度狀況和壓力狀況。ECS 2包括多個熱交換器，該熱交換器輸出可被與其連接的熱電發(fā)電機6使用的熱。又一次熱源包括連接至另一熱電發(fā)電機9的APU 5。優(yōu)選通過將發(fā)電機合并至APU的熱管理系統(tǒng)中而形成APU 5和熱電發(fā)電機9之間的連接。因此，發(fā)電機9有利地向APU提供冷卻。
各個熱電發(fā)電機6、7、8、9連接至單獨的熱源2、3、4、5，雖然在備選實施例中，熱源均可以具有多個布置于熱源周圍以將來自該熱源2、3、4、5的熱的捕獲量最大化的發(fā)電機。各個發(fā)電機6、7、8、9包括多個固態(tài)熱電兀件。熱電發(fā)電機6、7、8、9連接至飛行器的配電系統(tǒng)10，該配電系統(tǒng)10將電力分配至飛行器的各種負載。在優(yōu)選實施例中，源自熱的電力用于運行機艙系統(tǒng)和其他非重要的負載。能夠由用于對飛行器發(fā)電的燃料電池來提供額外的熱源。燃料電池可以以大致50%的效率運行，同時熱電系統(tǒng)的效率通常接近37%，因此，導致燃料電池和熱電裝置的組合系統(tǒng)捕獲其廢熱的整體效率接近68. 5%。圖2是包括多個固態(tài)熱電元件13、14、15、16、17、18的熱電發(fā)電機6、7、8、9的部分
橫截面圖。熱電元件被以η型材料和P型材料交替地摻雜并被夾在熱傳導層11、12之間。因此，編號為13、15以及17的元件為η型材料，同時編號為14、16以及18的元件為ρ型材料。在一個實施例中，熱傳導層11、12包括陶瓷基片。熱源置于陶瓷基片12附近，該陶瓷基片12顯示于圖2中的發(fā)電機的頂部。在實踐中，發(fā)電機6、7、8、9能夠以任意合適的角度定向以從熱源利用熱26。電傳導互聯(lián)部件19、20、21、22、23、24、25交替地置于熱電元件13-18的端部之間以允許電流的流動。根據(jù)賽貝克效應(yīng)，來自熱源的熱26引起電荷載體從熱電元件的熱端擴散至熱電元件的較冷端。這導致穿過裝置的電流的流動。圖3顯示了貼附至飛行器發(fā)動機的排氣區(qū)31的熱電發(fā)電機3、4的部分橫截面。發(fā)動機能夠為任意類型的飛行器發(fā)動機。在實踐中，熱電發(fā)電機3、4能夠完全地圍繞排氣區(qū)延伸。在使用中，熱的廢氣排放`物穿過發(fā)動機的排氣區(qū)，并且熱26從排放物經(jīng)由排氣區(qū)31而被傳遞至熱電發(fā)電機3、4的熱接收表面12。相信每個發(fā)動機能夠產(chǎn)生70kW的電能。能夠在發(fā)動機的燃燒室區(qū)域建立甚至更高的溫差，并且如果開發(fā)出合適的耐熱材料，那么，該耐熱材料也可以用作熱能源。發(fā)電機3、4的外表面，即熱傳導層11，有利地暴露至飛行器外部的環(huán)境空氣，因此確保連續(xù)地冷卻外表面，并因而維持橫跨被要求發(fā)電的發(fā)電機的溫差。圖4是根據(jù)本發(fā)明的實施例的可使用的一種形式的熱電發(fā)電機3、4的平面圖。熱電發(fā)電機3、4包括能夠具有3mXlm的尺寸的板。在熱電發(fā)電機的制造中，板3、4由多個半導體元件構(gòu)成，這些半導體元件串聯(lián)地連接在一起，由此，橫跨各個元件的電位差在運行中被總計。圖5顯示了熱電發(fā)電機的電流-溫差的圖表。隨著提高橫跨發(fā)電機的溫差，產(chǎn)生的電流非線性地增長。根據(jù)圖6，橫跨發(fā)電機的電壓在激活溫差Ta突然地增加，并且然后平穩(wěn)，對于隨后的溫差的增長而增加少許。發(fā)電機產(chǎn)生直流電壓，該直流電壓用于以直流電力運行的許多飛行器負載。發(fā)電機6-9能夠有利地在冷卻模式運行。根據(jù)珀耳帖效應(yīng)，如果外電流被施加至發(fā)電機，則冷卻發(fā)生。在備選實施例中，熱電發(fā)電機能夠包括紅外光電發(fā)電機。熱電元件13-18形成陣列的一部分以形成元件的點陣，該陣列的一部分能夠沿著陣列延伸并橫穿陣列延伸。本發(fā)明的實施例通過開發(fā)廢熱，而不是將廢熱廢棄，從而有利地降低了燃料用量。因此，本發(fā)明降低環(huán)境損害并降低成本。此外，本發(fā)明具有允許遍及飛行器的能量分配的更大的靈活性的優(yōu)點。例如，能夠更靠近能量產(chǎn)生的位置而使用能量。并且，如有需要，能夠 通過產(chǎn)生直流電流而避免交流電流的校正。
權(quán)利要求
1.一種用于飛行器的發(fā)電和配電系統(tǒng)，包括 一個或更多熱源、和 布置成從至少一個熱源接收廢熱并將所述廢熱轉(zhuǎn)化成電流的熱電發(fā)電機，所述熱電發(fā)電機與配電總線電連接，該配電總線可操作地將電力供應(yīng)至飛行器電氣系統(tǒng)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其中，所述一個或更多熱源包括發(fā)動機排氣區(qū)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的系統(tǒng)，其中，所述一個或更多熱源包括輔助電力單元。
4.根據(jù)上述權(quán)利要求中的任一項所述的系統(tǒng)，其中，所述一個或更多熱源包括環(huán)境控制系統(tǒng)。
5.根據(jù)上述權(quán)利要求中的任一項所述的系統(tǒng)，其中，所述一個或更多熱源包括燃料電池。
6.根據(jù)上述權(quán)利要求中的任一項所述的系統(tǒng)，其中，所述熱電發(fā)電機包括一個或更多固態(tài)熱電元件。
7.根據(jù)上述權(quán)利要求中的任一項所述的系統(tǒng)，其中，所述熱電發(fā)電機包括交替的η型和P型半導體材料的元件。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的系統(tǒng)，其中，所述半導體元件通過電傳導連接器而電連接至相鄰的元件。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的系統(tǒng)，其中，所述半導體元件串聯(lián)地電連接。
10.根據(jù)權(quán)利要求8或9所述的系統(tǒng)，其中，所述半導體元件并聯(lián)地熱連接。
11.根據(jù)上述權(quán)利要求中的任一項所述的系統(tǒng)，其中，在使用中，由所述發(fā)電機產(chǎn)生直流電壓。
12.根據(jù)上述權(quán)利要求中的任一項所述的系統(tǒng)，其中，所述熱電發(fā)電機包括紅外光電裝置。
13.一種實質(zhì)上如參照附圖在本文中描述的發(fā)電和配電系統(tǒng)。
全文摘要
本發(fā)明涉及用于飛行器的熱電發(fā)電。具體而言，一種用于飛行器的發(fā)電和配電系統(tǒng)(1)，包括多個熱源(2、3、4、5)和布置成從至少一個熱源接收廢熱并將廢熱轉(zhuǎn)化成電流的熱電發(fā)電機(6、7、8、9)，熱電發(fā)電機與配電總線(10)電連接，該配電總線(10)可操作地將電力供應(yīng)至飛行器電氣系統(tǒng)。
文檔編號F01N5/02GK103061856SQ20121040909
公開日2013年4月24日 申請日期2012年10月24日 優(yōu)先權(quán)日2011年10月24日
發(fā)明者A.希普利 申請人:通用電氣航空系統(tǒng)有限公司