高超声速飞行器发动机热量回收发电系统及其控制方法技术方案

本发明专利技术提出一种高超声速飞行器发动机热量回收发电系统及其控制方法，其中，CO2在高超声速飞行器发动机壁面吸热通道内升温后进入超临界CO2透平中膨胀做功，输出的CO2乏气通过多个回热器的低压侧通道放热，通过高压侧通道吸热，在CO2乏气流体从多个燃料冷却器进入多个压缩机和对应的多个回热器的过程中进行抽气压缩，使每一个回热器的高压侧通道和低压侧通道内不同压力的CO2乏气流体热容相近，以及每一个燃料冷却器的热流体通道和冷流体通道内CO2乏气流体和冷却用燃料流体热容流量相近。本发明专利技术能够高效地将发动机壁面的热量转换为电能和压缩机动力，同时提高了热量回收利用率，以及减少了冷却用燃料量，节省了成本。

Hypersonic vehicle engine heat recovery power generation system and control method thereof

The invention provides a hypersonic engine heat recovery power generation system and its control method, the CO2 heating in hypersonic vehicle engine wall surface of the heat absorbing channel after entering the work expansion of supercritical CO2 turbine, the output of the CO2 exhaust gas through a plurality of heat exchangers in low voltage side channel heat, through the high voltage side channel heat pumping gas compression in a regenerator of CO2 exhaust gas fluid from a plurality of fuel cooler into a plurality of compressors and the different pressure, make each regenerator high side and low side channel channel CO2 in the exhaust gas heat capacity and thermal fluid is similar to that of each fuel passage cooler and cooling fluid channel in CO2 exhaust gas fluid and fluid flow heat near the cooling fuel. The invention can efficiently convert the heat on the wall of the engine into electric energy and compressor power, and meanwhile, the heat recovery rate is improved, and the amount of fuel used for cooling is reduced, and the cost is saved.

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及高超声速飞行器发动机
，特别涉及一种高超声速飞行器发动机热量回收发电系统及其控制方法。
技术介绍
在高超声速飞行器的飞行过程中，热部件承受到很高的热流密度，热防护技术成为成败的关键技术之一。其中高超声速飞行器发动机的热防护是重中之重，发动机燃烧室壁面热流密度高、燃气温度高、热防护面积大、所需冷却剂量多，有必要采取紧凑高效的方式对发动机的热防护。常规的高超声速飞行器发动机热防护方式是采用燃料对发动机壁面进行对流冷却，燃料吸热后进入发动机燃烧室燃烧。但是此方案在高马赫数运行下需要大量的冷却用燃料，超过了发动机燃烧所需燃料量，多余的冷却用燃料将不经过燃烧排出。携带过多的冷却用燃料将不利于飞行器的长时间飞行。若能通过紧凑高效的热量回收发电系统把发动机壁面的热量回收并转化为高品位的能量形式，一方面将有利于减少整机系统中蓄电装置的质量；另一方面可降低冷却用燃料的热负荷，有效减少冷却用燃料量，提升高超声速飞行器的续航能力。其中，超临界CO2为工质的布雷顿动力循环适合应用于高超声速飞行器发动机热量回收发电系统。这是由于超临界CO2具有密度高、粘度低、以及在循环和传热过程中可避免相变导致的传热恶化的特点，使得一方面以超临界CO2为工质的热防护冷却部件效率高，热防护效果好；另一方面以超临界CO2为工质的布雷顿动力循环系统尺寸紧凑、效率高，有利于提高高超声速飞行器发动机热量回收发电系统的综合效率。然而，由于超临界CO2和冷却用燃料的密度和比热容随温度、压力变化大，当把以超临界CO2为工质的布雷顿动力循环应用于高超声速飞行器发动机热量回收发电系统时，必须考虑回热器和燃料冷却器中热流体通道和冷流体通道中流体的热容流量匹配问题，以及确保冷却用燃料在燃料冷却器中的温升足够高，以保证有效减少冷却用燃料量。而目前还没有相关方案来解决回热器和燃料冷却器中热流体通道和冷流体通道中流体的热容流量匹配问题。
技术实现思路
本专利技术旨在至少解决上述技术问题之一。为此，本专利技术的一个目的在于提出一种高超声速飞行器发动机热量回收发电系统，该系统充分利用了CO2乏气余热，高效地将发动机壁面的热量转换为电能和压缩机动力，同时该系统有效地减少了传热过程中的不可逆损失，保证了CO2乏气中的热量被充分地回收利用，同时，该系统能确保冷却用燃料在燃料冷却器中吸热时得到足够高的温升，最终有效减少冷却用燃料量。本专利技术的另一个目的在于提出一种高超声速飞行器发动机热量回收发电系统的控制方法。为了实现上述目的，本专利技术第一方面的实施例提出了一种高超声速飞行器发动机热量回收发电系统，包括：高超声速飞行器发动机壁面吸热通道、超临界CO2透平、多个回热器、多个燃料冷却器、多个压缩机及多个分流阀门，其中，所述高超声速飞行器发动机壁面吸热通道对输入的CO2进行加热以使所述CO2升温，升温后的CO2进入所述超临界CO2透平中进行膨胀做功，并输出CO2乏气，所述CO2乏气通过所述多个回热器的低压侧通道进行放热，并通过所述多个回热器的高压侧通道吸热，所述多个分流阀门调节不同温度的CO2乏气分流分别进入所述多个回热器、多个燃料冷却器及多个压缩机的流量，在CO2乏气流体从所述多个燃料冷却器进入多个压缩机和对应的多个回热器的过程中进行抽气压缩，以使每一个回热器的高压侧通道和低压侧通道内不同压力的CO2乏气流体热容相近，以及每一个燃料冷却器的热流体通道和冷流体通道内CO2乏气流体和冷却用燃料流体热容流量相近。另外，根据本专利技术上述实施例的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统还可以具有如下附加的技术特征：在一些示例中，所述CO2在所述高超声速飞行器发动机壁面吸热通道内为超临界状态。在一些示例中，所述多个燃料冷却器的低温侧通道内的冷却用燃料的总温升高于系统最高温度与系统最低温度之差的40％。在一些示例中，所述回热器的个数、所述燃料冷却器的个数、所述压缩机的个数和所述分流阀门的个数，均根据高超声速飞行器发动机壁面的集热参数及所述冷却用燃料的物性和能够提供的冷却温度确定。在一些示例中，所述回热器的个数为两个、所述燃料冷却器的个数为三个、所述压缩机的个数为两个、所述分流阀门的个数为两个。根据本专利技术实施例的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统，具有以下优点：1)以CO2为工质，以高超声速飞行器发动机壁面吸热通道作为加热热源，将超临界CO2透平作为能量转换设备，将燃料冷却器作为向冷却用燃料放热的设备，通过多个回热器和多个燃料冷却器使乏气温度逐个降低，配合多个乏气分流阀门和多个压缩机调节各个回热器中的流量，充分利用CO2乏气余热，进而实现了高效地将发动机壁面的热量转换为电能和压缩机动力。2)设置了多个CO2乏气分流阀门、多个压缩机、多个回热器和多个燃料冷却器，因此通过分流阀门的分流，以及相应的多个压缩机压缩后的错位回注，调节各个回热器和燃料冷却器中高温流体侧和低温流体侧的流体流量，使每个回热器和燃料冷却器中两股换热流体的热容流量相近，进而保证了二者的传热温差最优，有效地减少了传热过程中的不可逆损失，保证了CO2乏气中的热量被充分地回收利用，提高了热量回收利用率。3)确保了冷却用燃料在燃料冷却器中吸热时得到足够高的温升，最终有效减少冷却用燃料量。为了实现上述目的，本专利技术第二方面的实施例提出了一种如本专利技术第一方面实施例所述的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统的控制方法，包括以下步骤：S1：所述高超声速飞行器发动机壁面吸热通道对输入的CO2进行加热以使所述CO2升温；S2：将升温后的CO2输入所述超临界CO2透平中进行膨胀做功，并输出CO2乏气；S3：所述CO2乏气通过所述多个回热器的低压侧通道进行放热，并通过所述多个回热器的高压侧通道吸热；S4：通过所述多个分流阀门调节不同温度的CO2乏气分流分别进入所述多个回热器、多个燃料冷却器及多个压缩机的流量；S5：在CO2乏气流体从所述多个燃料冷却器进入多个压缩机和对应的多个回热器的过程中进行抽气压缩，以使每一个回热器的高压侧通道和低压侧通道内不同压力的CO2乏气流体热容相近，以及每一个燃料冷却器的热流体通道和冷流体通道内CO2乏气流体和冷却用燃料流体热容流量相近；S6：将完成以上循环的CO2返回至所述高超声速飞行器发动机壁面吸热通道，重复执行所述S1至S5。另外，根据本专利技术上述实施例的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统的控制方法还可以具有如下附加的技术特征：在一些示例中，所述CO2在所述高超声速飞行器发动机壁面吸热通道内为超临界状态。在一些示例中，所述多个燃料冷却器的低温侧通道内的冷却用燃料的总温升高于系统最高温度与系统最低温度之差的40％。在一些示例中，所述回热器的个数、所述燃料冷却器的个数、所述压缩机的个数和所述分流阀门的个数，均根据高超声速飞行器发动机壁面的集热参数及所述冷却用燃料的物性和能够提供的冷却温度确定。在一些示例中，所述回热器的个数为两个、所述燃料冷却器的个数为三个、所述压缩机的个数为两个、所述分流阀门的个数为两个。根据本专利技术实施例的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统的控制方法，具有以下优点：1)以CO2为工质，以高超声速飞行器发动机壁面吸热通道作为加热热源，将超临界CO2透平作为能量转换设备，将燃料冷却器作为向冷却用燃料放热的设本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种高超声速飞行器发动机热量回收发电系统，其特征在于，包括：高超声速飞行器发动机壁面吸热通道、超临界CO2透平、多个回热器、多个燃料冷却器、多个压缩机及多个分流阀门，其中，所述高超声速飞行器发动机壁面吸热通道对输入的CO2进行加热以使所述CO2升温，升温后的CO2进入所述超临界CO2透平中进行膨胀做功，并输出CO2乏气，所述CO2乏气通过所述多个回热器的低压侧通道进行放热，并通过所述多个回热器的高压侧通道吸热，所述多个分流阀门调节不同温度的CO2乏气分流分别进入所述多个回热器、多个燃料冷却器及多个压缩机的流量，在CO2乏气流体从所述多个燃料冷却器进入多个压缩机和对应的多个回热器的过程中进行抽气压缩，以使每一个回热器的高压侧通道和低压侧通道内不同压力的CO2乏气流体热容相近，以及每一个燃料冷却器的热流体通道和冷流体通道内CO2乏气流体和冷却用燃料流体热容流量相近。

【技术特征摘要】
1.一种高超声速飞行器发动机热量回收发电系统，其特征在于，包括：高超声速飞行器发动机壁面吸热通道、超临界CO2透平、多个回热器、多个燃料冷却器、多个压缩机及多个分流阀门，其中，所述高超声速飞行器发动机壁面吸热通道对输入的CO2进行加热以使所述CO2升温，升温后的CO2进入所述超临界CO2透平中进行膨胀做功，并输出CO2乏气，所述CO2乏气通过所述多个回热器的低压侧通道进行放热，并通过所述多个回热器的高压侧通道吸热，所述多个分流阀门调节不同温度的CO2乏气分流分别进入所述多个回热器、多个燃料冷却器及多个压缩机的流量，在CO2乏气流体从所述多个燃料冷却器进入多个压缩机和对应的多个回热器的过程中进行抽气压缩，以使每一个回热器的高压侧通道和低压侧通道内不同压力的CO2乏气流体热容相近，以及每一个燃料冷却器的热流体通道和冷流体通道内CO2乏气流体和冷却用燃料流体热容流量相近。2.根据权利要求1所述的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统，其特征在于，所述CO2在所述高超声速飞行器发动机壁面吸热通道内为超临界状态。3.根据权利要求1所述的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统，其特征在于，所述多个燃料冷却器的低温侧通道内的冷却用燃料的总温升高于系统最高温度与系统最低温度之差的40％。4.根据权利要求1-3任一项所述的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统，其特征在于，所述回热器的个数、所述燃料冷却器的个数、所述压缩机的个数和所述分流阀门的个数，均根据高超声速飞行器发动机壁面的集热参数及所述冷却用燃料的物性和能够提供的冷却温度确定。5.根据权利要求4所述的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统，其特征在于，所述回热器的个数为两个、所述燃料冷却器的个数为三个、所述压缩机的个数为两个、所述分流阀门的个数为两个。6.一种如权利要求1所述的高超声速飞行器发动机热...

【专利技术属性】
技术研发人员：姜培学，胥蕊娜，祝银海，张富珍，欧阳小龙，王超，
申请(专利权)人：清华大学，
类型：发明
国别省市：北京;11