[发明专利]一种喷管、航空发动机及飞行器

说明书

本发明提供了一种喷管，包括第一壳体、第二壳体和至少一个热电器件，所述热电器件用于利用所述第一壳体和所述第二壳体之间的温差产生电能；所述第二壳体套设于所述第一壳体的外部，所述第二壳体与所述第一壳体之间具有环形的容纳空间，所述热电器件设在所述容纳空间，所述第一壳体的温度大于所述第二壳体的温度；所述第一壳体围设出供高温气体通过的通道，沿着所述高温气体的流动方向，所述通道的各个横截面的面积减小；所述喷管包括多个所述热电器件，沿着所述容纳空间的周向方向，各个所述热电器件并联和/或串联连接；沿着所述容纳空间的轴向方向，相应地各个所述热电器件并联和/或串联连接。

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种喷管、航空发动机及飞行器。

背景技术

目前，飞机的电力来源包括发动机、辅助动力装置和蓄电池，其中辅助动力装置由安装在飞机尾部的小型涡轮发动机和发电机构成，当发动机失效的时候，由辅助动力装置为整个飞机提供电力，由于其发电量有限，无法满足飞机长时间地用电需求；蓄电池一般在飞机发生极端情况，飞机发电机、辅助动力装置等全部失效时，临危受命，但蓄电池存储的电量有限，只能保证向重要的设备和仪表提供电力，而且蓄电池一般也是通过发动机带动电动机为其充电，其储存的电能归根结底也是来源于发动机。随着飞机多电概念的发展，飞机在对发动机提出推力需求的同时，也加大了飞机对电力供应的需求，目前飞机的电力来源已不能满足要求。

发明内容

为了解决上述技术问题中的至少一个，本发明提供了一种喷管、航空发动机及飞行器。

根据本发明的一个方面，一种喷管，包括第一壳体、第二壳体和至少一个热电器件，所述热电器件用于利用所述第一壳体和所述第二壳体之间的温差产生电能；

所述第二壳体套设于所述第一壳体的外部，所述第二壳体与所述第一壳体之间具有环形的容纳空间，所述热电器件设在所述容纳空间，

所述第一壳体的温度大于所述第二壳体的温度。

根据本发明的至少一个实施方式，所述第一壳体围设出供高温气体通过的通道，沿着所述高温气体的流动方向，所述通道的各个横截面的面积减小。

根据本发明的至少一个实施方式，所述喷管包括多个所述热电器件，沿着所述容纳空间的周向方向，各个所述热电器件并联和/或串联连接；

沿着所述容纳空间的轴向方向，相应地各个所述热电器件并联和/或串联连接。

根据本发明的至少一个实施方式，所述热电器件包括一个P型热电偶臂、一个N型热电偶臂、贴合于所述第二壳体的内壁面的第二电极以及贴合于所述第一壳体的外壁面的第一电极；

所述P型热电偶臂、所述N型热电偶臂设在所述第二电极和所述第一电极之间，所述P型热电偶臂和所述N型热电偶臂相应的端部通过所述第一电极或第二电极连通，所述P型热电偶臂和所述N型热电偶臂相应的另一端部不连通。

根据本发明的至少一个实施方式，所述热电器件还包括用于降低接触电阻的电极缓冲层，所述P型热电偶臂的端部与相应电极之间、所述N型热电偶臂的端部与相应电极之间均设有所述电极缓冲层。

根据本发明的至少一个实施方式，所述喷管还包括冷却单元，所述冷却单元通过管路将低温空气引导至所述第二壳体的外侧壁，用于对所述第二壳体散热。

根据本发明的至少一个实施方式，所述喷管还包括控制器，当所述喷管处在发电模式，所述控制器用于控制冷却单元冷却所述第二壳体。

根据本发明的至少一个实施方式，所述第一壳体、所述第二壳体均为陶瓷基底。

一种航空发动机，所述航空发动机的喷管为上述的喷管。

一种飞行器，所述飞行器的航空发动机为上述的航空发动机。