[发明专利]基于斯特林循环的高超声速飞行器冷却系统

说明书

技术领域

本发明涉及一种高超声速飞行器冷却系统。

背景技术

飞行马赫数大于5的高超声速飞行器是当前研究的一大热点，包括发展单级或两级入轨空天飞机、天地往返运输器和高超声速巡航导弹等。以超燃冲压发动机为推进系统的吸气式高超声速飞行器的关键技术之一是飞行器的热防护，其中发动机冷却是其中最困难的部分，因为即使采用复合材料也难以承受在发动机内部产生的巨大热负荷。一般认为燃料是最佳的冷却剂，然而理论分析和实践表明，冷却剂流量在达到某一飞行马赫数之后将大于推进用燃料流量，只得携带额外的燃料，且多余的冷却用燃料只能被抛弃，长时间飞行多余的燃料携带将给飞行器带来严重的质量惩罚。

为了提高燃料冷却能力，世界各国均致力于发展吸热型碳氢燃料，由于碳氢燃料发生吸热型反应能够提供更高的热沉(冷却能力)。目前，国内外还没有研制出转化率高、寿命长的反应催化剂，结焦积炭是一直难以解决的瓶颈问题。而氢燃料热沉已无法通过其他途径再提高。因此，燃料热沉不足一直限制着高超声速飞行器的发展。

高超声速飞行器长时间飞行需要持续的电力供应，然而携带燃料电池等供电装置，将给飞行器带来严重的质量惩罚。采用何种形式的供电装置，也是一项亟待解决的关键技术。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有的高超声速飞行器和超燃冲压发动机冷却困难、冷却用燃料的流量大、热沉不足和需要给飞行器持续供电的问题，提出了一种基于斯特林循环的高超声速飞行器冷却系统。

本发明为解决上述技术问题采取的技术方案是：所述冷却系统包括冷却通道，所述冷却系统还包括斯特林热机、发电机和冷却器，所述冷却通道的输出端通过管道与斯特林热机的输入端连接，所述斯特林热机的输出端通过管道与发电机的输入端连接，所述发电机的输出端通过管道与冷却器的高温侧的输入端连接，所述冷却器的高温侧输出端通过管道与冷却通道的输入端连接，斯特林热机的工质为高超声速飞行器的冷却剂，燃料为间接冷却剂，在冷却器处完成对斯特林热机工质的冷却。

本发明具有以下有益效果：1.高超声速飞行器和超燃冲压发动机的冷却均由斯特林循环完成，燃料作为斯特林循环的冷源，是间接冷却剂。2.斯特林循环对斯特林循环工质适应性强，可根据高超声速飞行器和超燃冲压发动机的运行特点，选择合适的斯特林循环工质，可选用氢、氮、氦或空气等作为斯特林循环工质(即冷却剂)。3.燃料由于作为间接冷却剂，它仅吸收斯特林循环的散热量，仅为整个高超声速飞行器散热量的一部分。因此，需要燃料吸收带走的热量大大降低，燃料的热沉足够吸收这部分热量，大大降低了冷却用燃料流量的需求。4.热能向电能的转换，实现了高超声速飞行器和超燃冲压发动机废热的利用，提高了整个飞行器的能量利用率。理论上，斯特林循环热效率等于卡诺循环效率，相比于其他热动力循环而言，可最大程度地将热能转换为机械能输出。5.斯特林热机带动发电机构建了有效的热动力发电系统，可为整个高超声速飞行器及超燃冲压发动机提供持续的电力供应。

附图说明

图1是具体实施方式一的结构示意图。

具体实施方式

具体实施方式一：结合图1说明本实施方式，所述基于斯特林循环的高超声速飞行器冷却系统包括冷却通道1，所述基于斯特林循环的高超声速飞行器冷却系统还包括斯特林热机2、发电机3和冷却器4，所述冷却通道1的输出端通过管道与斯特林热机2的输入端连接，所述斯特林热机2的输出端通过管道与发电机3的输入端连接，所述发电机3的输出端通过管道与冷却器4的高温侧输入端连接，所述冷却器4的高温侧输出端通过管道与冷却通道1的输入端连接，斯特林热机的工质为高超声速飞行器的冷却剂，燃料为间接冷却剂，在冷却器4处完成对斯特林热机工质的冷却。所述冷却剂为氢、氮、氦或空气，所述燃料为氢或碳氢。

工作原理：斯特林循环工质在冷却通道1中吸热结束后，进入斯特林热机2中，先后经过定温压、定容回热、定温膨胀和定容储热四个过程；其中，斯特林循环工质在膨胀过程中推动发电机3工作。斯特林循环工质进入冷却器4被燃料冷却至初始状态。燃料作为斯特林循环的冷源，进入冷却器4完成对斯特林循环工质的冷却后，经管道进入超燃冲压发动机中进行燃烧。

斯特林循环(斯特林机)，是封闭式的循环，为现有技术。采用定容下吸热的气体循环方式。是由两个定容吸热过程和两个定温膨胀过程组成的可逆循环，而且定容放热过程放出的热量恰好为定容吸热过程所吸收。因斯特林循环的热效率与同温限的卡诺循环的效率相等，被广泛用于潜艇和发电等领域。

斯特林循环的定义和工作原理，可参考2006年西北工业大学出版社出版的《工程热力学》一书中的302-304页，作者为冯青等。