超燃冲压发动机主动冷却与燃烧解耦系统

技术领域

本发明涉及超燃冲压发动机主动热防护技术领域，尤其涉及一种基于超临界二氧化碳循环的超燃冲压发动机主动冷却与燃烧解耦系统。

背景技术

超燃冲压发动机是高超声速飞行器(通常指飞行马赫数大于5的飞行器)的理想动力装置，它不需要携带氧化剂，具有比火箭发动机更高的比冲，在高马赫数具有更高的工作效率。随着高超声速飞行器受到越来越多的关注，超燃冲压发动机及其相关技术也成为近年来国内外竞相研究的热点课题。

因长时间、高马赫数飞行，高焓来流以及燃烧释热的作用，超燃冲压发动机面临恶劣的热环境。如当飞行马赫数达到6时，燃烧室燃气温度可高达2800K，壁面热流达兆瓦级别，远远超出目前可用材料结构的工作温度极限，因此必须对超燃冲压发动机进行热防护。同时由于气动热导致飞行器周围空气温度过高，也无法利用空气对发动机进行冷却。因此，采用碳氢燃料为冷却剂的再生冷却技术是目前主要研究方向，这是一个涉及燃料经吸热、裂解、喷注、燃烧以及再吸热直至平衡的循环耦合过程。然而在发动机运行过程中，冷却通道内的燃料可能处在不稳定的临界区和裂解区，很小的温度压力变化将导致其热物性产生巨大改变。同时燃烧也会产生一定的脉动性而导致其热边界条件改变，两者的高度耦合会带来燃料流动吸热与燃烧的不稳定性，加上碳氢燃料存在积碳结焦等问题，易在冷却通道内发生传热恶化导致发动机壁面超温。另一方面，碳氢燃料作为推进剂和冷却剂，其既要满足燃烧对燃料当量比的要求和冷却对燃料流量的要求，两者须达到动态平衡。而高超声速飞行器要求在飞行过程中需经常进行工况的改变，燃油的流量也需要经常变化，这要求再生冷却系统的动态特性也能及时随着发动机工况的变化而变化，但是由于冷却燃料流量受到燃烧流量的制约作用，容易引起冷却流量与热载荷不匹配导致冷却系统失效。特别是在马赫数较高时冷却所需要的燃料流量将大于发动机燃烧所需燃料流量，而携带多余的燃料作为冷却剂会给发动机带来严重的质量惩罚。

公开号为101576024A的专利申请，提供了一种超燃冲压发动机回热式闭式布莱顿冷却循环系统，通过氦气来吸收发动机壁面的热量，经过涡轮做功将一部分热量转换为电能来消耗一部分热量，剩余的热量再由燃料吸收来减少所需冷却燃料流量。类似的，公开号为101602407A的专利申请提供了一种基于氨水朗肯循环的高超声速飞行器冷却系统，将布雷顿循环换为朗肯循环。但是由于氦气布雷顿循环和朗肯循环本身效率较低，且该方案碳氢燃料在经过吸热后温升较低，因此并不能达到很好的减少所需冷却燃料流量的效果。

以超临界CO

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提出了一种超燃冲压发动机主动冷却与燃烧解耦系统。该系统可以实现超燃冲压发动机主动冷却与燃烧的解耦，同时可以减少冷却所需燃料的流量，缓解超燃冲压发动机冷却压力。本发明还可以为高超声速飞行器提供电力，减轻蓄电装置重量，满足长航时的供电需求。

为实现上述技术目的，本发明采用的具体技术方案如下：

超燃冲压发动机主动冷却与燃烧解耦系统，在超燃冲压发动机的进气道和隔离段设置有第一壁面冷却通道，在超燃冲压发动机的燃烧室和尾喷管设置有第二壁面冷却通道。

第二壁面冷却通道内的冷却工质是二氧化碳，第二壁面冷却通道内的二氧化碳为超临界状态；第二壁面冷却通道的出口通过管路与涡轮的入口相连，涡轮的出口分别与高温回热器和燃料换热器的高温侧入口相连，高温回热器的高温侧出口与低温回热器的高温侧入口连接，低温回热器的高温侧出口与第二压缩机的入口连接；燃料换热器的高温侧出口与第一压缩机的入口连接，第一压缩机的出口与低温回热器的低温侧入口相连，低温回热器的低温侧出口与第二压缩机的出口通过管路与高温回热器低温侧的入口连接，高温回热器低温侧的出口通过管路连接到第二壁面冷却通道的入口。燃料储箱与燃料泵连接，燃料泵的出口与流量阀相连，流量阀具有两个出口，其中一个出口与燃料换热器的低温侧入口相连，另一个出口和燃料换热器的低温侧出口相连，两股燃料汇合后与第一壁面冷却通道的入口连接，第一壁面冷却通道的出口联通燃烧室。

优选地，涡轮带动发电机工作产生电能，输出的电能可以为高超声速飞行器提供持续的电力，减轻蓄电装置重量，为长航时飞行提供保障。

优选地，所述燃料为碳氢燃料。燃料泵将燃料增压到临界压力以上后经流量阀输入到燃料换热器，燃料换热器中以及第一壁面冷却通道内的碳氢燃料在临界压力以上。

优选地，本发明中第二壁面冷却通道内的二氧化碳处于临界压力和临界温度以上的超临界状态。

优选地，本发明中高温回热器、低温回热器以及燃料换热器均为印刷式换热器。

所述燃料换热器中碳氢燃料的流量可以通过分流阀调节，且进入第一壁面冷却通道的燃料流量与燃烧所需燃料流量相等，进入燃烧室的燃料温度可达到其裂解温度。

本发明将超燃冲压发动机壁面分为两部分进行冷却，在热载荷较高的燃烧室和尾喷管区域，利用超临界二氧化碳通过第二壁面冷却通道进行吸热升温，同时冷却发动机壁面将其维持在安全温度以内，高温二氧化碳经涡轮膨胀做功后温度压力降低，涡轮带动发电机工作产生电能。做功后的低压低温二氧化碳在涡轮出口处进行分流，一部分流经回热器进行热量交换后通过第二压缩机进行压缩，另一部分直接流入燃料换热器与燃料换热，在燃料换热器内的二氧化碳被冷却后经过第一压缩机进行压缩后流入低温回热器进行换热，两股二氧化碳在低温回热器出口进行汇合并流入高温回热器。在热载荷较低的进气道和隔离段，采用碳氢燃料进行冷却。从燃料箱出来的燃料通过分流阀一部分作为超临界二氧化碳循环的冷源对燃料换热器内的二氧化碳有进行冷却，一部分用来直接冷却进气道和隔离段壁面。两股燃料在第一壁面冷却通道入口汇合后进入第一壁面冷却通道吸热升温，第一壁面冷却通道的出口联通燃烧室，第一壁面冷却通道的内的燃料达到燃烧条件后进入燃烧室燃烧。

本发明实现冷却与燃烧的解耦主要包括以下两个方面：一是冷却过程与燃烧过程的解耦。传统再生冷却方案中燃料经过冷却通道吸热进入发动机壁面燃烧，冷却通道出口处燃料的物性影响燃烧过程，而燃烧所产生的热载荷又是再生冷却的热边界条件，这两者相互影响且高度耦合，采用二氧化碳作为燃烧室的冷却工质可以减少冷却过程对燃烧的影响。二是燃烧流量与冷却流量的解耦。通过分区域冷却设计并将用于燃烧的燃料分为两部分，利用分流阀调节作为循环冷源的燃料的流量使其无需与燃烧流量时刻保持一致。最后这两部分燃料在冷却通道入口处汇合对进气道和隔离段进行冷却，吸热升温满足燃烧要求后进入燃烧室燃烧，可保持燃烧室入口燃料状态的稳定性。

本发明能够产生的有益技术效果：

本发明中的超冲压发动机的燃烧室采用超临界二氧化碳进行冷却，避免了采用燃料作为冷却剂时燃烧过程与冷却过程的高度耦合，实现了燃料与燃烧的解耦。同时可根据燃烧室热环境来调节二氧化碳的流量，满足不同冷却需求。

在超燃冲压发动机的进气道和隔离段设置有第一壁面冷却通道，在超燃冲压发动机的燃烧室和尾喷管设置有第二壁面冷却通道。通过分段冷却设计以及对从燃料储箱出来的燃料进行分流，可以实现对作为作为循环冷源的燃料流量进行动态调节，不用与燃烧所需燃料流量保持完全相同，提高了冷却循环的动态响应速度，保证冷却系统在复杂工况下安全可靠工作。

本发明通过改变传统再压缩二氧化碳循环分流点的位置和提高压缩机入口处二氧化碳的温度，来提高燃料换热器中热流体的入口温度以及使换热器两侧流体的热容流量相近，从而提高燃料换热器中燃料温升，降低作为循环冷源的燃料流量。这样，避免引入额外的循环部件，在保证较高循环效率的条件下最大程度的减少冷却燃料流量。

与传统再生冷却相比，本发明冷却循环系统可以将发动机壁面一部分热量转化为电能，降低了所需要吸收的热量，缓解了冷却压力。同时输出的电能可以为高超声速飞行器提供持续的电力，减轻蓄电装置重量，为长航时飞行提供保障。

相比较其他热力循环，超临界二氧化碳循环效率较高，且系统体积小，结构紧凑，应用在高超声速飞行器上所带来的体积和质量惩罚小

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明的结构示意图。

图中：1、超燃冲压发动机，2、第一壁面冷却通道，3、第二壁面冷却通道，4、燃料储箱，5、燃料泵，6、涡轮，7、发电机，8、高温回热器，9、低温回热器，10、第二压缩机，11、第一压缩机，12、燃料换热器，13、分流阀。

具体实施方式

为了使本发明的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用于解释本发明，并不用于限定本发明。

实施例1：

参照图1，本实施例提供的超燃冲压发动机主动冷却与燃烧解耦系统，包括超燃冲压发动机1、第一壁面冷却通道2、第二壁面冷却通道3、燃料储箱4、燃料泵5、涡轮6、发电机7、高温回热器8、低温回热器9、第二压缩机10、第一压缩机11、燃料换热器12和分流阀13。

为了保证燃料有足够高的温升，最大程度降低冷却燃料的流量，本实施例提出了两种措施：一是改变传统再压缩超临界二氧化碳循环的分流位置，在涡轮出口处就进行分流，以此来提高燃料换热器中热流体的入口温度。二是提高压缩机入口处二氧化碳的温度，令其高于临界温度远离临界点来使换热器两侧流体的热容流量相近，从而改变换热器中夹点位置使燃料温升最大。

具体地，在超燃冲压发动机1的进气道和隔离段的壁面上设置有第一壁面冷却通道2，在超燃冲压发动机1的燃烧室和尾喷管的壁面上设置有第二壁面冷却通道3。

第二壁面冷却通道3的出口通过管路与涡轮6的入口相连，涡轮6具有两个输出口，其中一个输出口与高温回热器8的高温侧入口连接，另一个输出口与燃料换热器12的高温侧入口相连。高温回热器8的高温侧出口与低温回热器9的高温侧入口连接，低温回热器9的高温侧出口与第二压缩机10的入口连接。燃料换热器12的高温侧出口与第一压缩机11的入口连接，第一压缩机11的出口与低温回热器9的低温侧入口相连，低温回热器9的低温侧出口与第二压缩机10的出口通过管路与高温回热器8的低温侧入口连接，高温回热器8的低温侧出口通过管路连接到第二壁面冷却通道3的入口。

燃料储箱4与燃料泵5连接，燃料泵5的出口与流量阀13相连，流量阀13具有两个出口，其中一个出口与燃料换热器12的低温侧入口相连，另一个出口和燃料换热器12的低温侧出口相连，两股燃料汇合后与第一壁面冷却通道2的入口连接，第一壁面冷却通道2的出口联通燃烧室。所述燃料为碳氢燃料，燃料换热器12中以及第一壁面冷却通道2内的碳氢燃料在临界压力以上。

第二壁面冷却通道3内的循环冷却工质为二氧化碳，第二壁面冷却通道3内的二氧化碳为超临界状态。所述高温回热器7、低温回热器8、燃料换热器11均为印刷式换热器。

超临界状态二氧化碳通过第二壁面冷却通道3对发动机燃烧室和尾喷管进行冷却，第二壁面冷却通道3内的处于临界压力和临界温度以上的超临界二氧化碳吸收燃烧室和尾喷管热量进而冷却燃烧室和尾喷管将其维持在安全温度以内，吸收热量后的高温高压二氧化碳流经涡轮6，经涡轮6膨胀做功后温度压力降低，同时涡轮6带动发电机7进行发电。做功后的低压低温二氧化碳在涡轮6的出口处进行分流，一部分低压低温二氧化碳经高温回热器8的高温侧入口进入高温回热器8，然后从高温回热器8的高温侧出口流出并经低温回热器9的高温侧入口进入低温回热器9，再从低温回热器9的高温侧出口流出后通过第二压缩机10进行压缩；另一部分低压低温二氧化碳经燃料换热器12的高温侧入口直接流入燃料换热器12与输入到燃料换热器12的燃料进行换热冷却，冷却后的二氧化碳从燃料换热器12的高温侧出口流出后经过第一压缩机11进行压缩后经低温回热器9的低温侧入口流入低温回热器9进行换热，第二压缩机10压缩后输出的二氧化碳与低温回热器9的低温侧出口输出的二氧化碳在低温回热器9的低温侧出口处进行汇合后从高温回热器8低温侧的入口流入高温回热器8进行换热，高温回热器8低温侧的出口输出的处于超临界状态的超临界二氧化碳通过管路从第二壁面冷却通道3的入口流入到第二壁面冷却通道3，完成一个循环。

碳氢燃料通过第一壁面冷却通道1对发动机进气道和隔离段进行冷却，燃料储箱4中的燃料经燃料泵5增压到临界压力以上后经分流阀13，一部分进入燃料换热器12中对二氧化碳进行冷却并吸热升温，升温后的燃料与分流阀13出来的另一部分燃料汇合后进入第一壁面冷却通道1继续吸热升温，满足燃烧条件后进入超燃冲压发动机的燃烧室进行燃烧。

所述冷却系统中第一压缩机11入口处二氧化碳的温度高于临界温度，其中最优入口温度可根据循环的压比来确定。所述燃料换热器12中碳氢燃料的流量可以通过分流阀13调节，且进入第一壁面冷却通道2的燃料流量与燃烧所需燃料流量相等，进入燃烧室的燃料温度可达到其裂解温度。

本冷却系统提出将再压缩超临界二氧化碳循环应用于超燃冲压发动机冷却，并通过对发动机壁面进行分区域冷却来实现燃烧与冷却的解耦。考虑到燃冲压发动机的应用特点，本系统改变原再压缩超临界二氧化碳循环中分流点的位置以及提高压缩机入口温度来提高循环冷却性能，在保证超临界二氧化碳循环高效率的同时最大程度的减少了冷却燃料的流量，缓解了超燃冲压发动机冷却压力，且该系统也可为高超声速飞行器提高电能。

综上所述，虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然其并非用以限定本发明，任何本领域普通技术人员，在不脱离本发明的精神和范围内，当可作各种更动与润饰，因此本发明的保护范围当视权利要求书界定的范围为准。