[发明专利]基于氨水朗肯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。

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的超燃冲压发动机冷却困难、冷却用燃料的流量大和热沉不足的问题，提出了一种基于氨水朗肯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：所述冷却系统包括飞行器、发动机、冷却通道、燃料箱和燃料泵，所述冷却系统还包括循环泵、蒸汽透平、冷凝器、发电机和中心轴，所述中心轴的一端与发电机连接，所述中心轴的另一端分别与循环泵和燃料泵连接，所述蒸汽透平装在中心轴上且位于循环泵和发电机之间，所述冷却通道设置在发动机上部的外壁面上；所述循环泵的输出端通过管路与飞行器冷却通道的输入端连接，所述飞行器冷却通道的输出端通过管路与发动机中冷却通道的输入端连接，冷却通道的输出端通过管路与蒸汽透平的输入端连接，所述蒸汽透平的输出端通过管路与冷凝器高温侧的输入端连接，所述冷凝器高温侧的输出端通过管路与循环泵的输入端连接构成氨水朗肯循环；所述燃料泵的输入端通过管路与燃料箱连接，燃料泵的输出端通过管路与冷凝器低温侧的输入端连接，冷凝器低温侧的输出端通过管路与发动机连接，所述氨水朗肯循环的工质作为高超声速飞行器的冷却剂，所述氨水朗肯循环的燃料作为间接冷却剂，所述氨水朗肯循环的工质为氨水；初始工作时，启动发电机，由发电机起电动机的作用带动蒸汽透平转动，蒸汽透平通过中心轴分别带动循环泵和发电机工作，循环泵将液态氨水混合物增压后进入飞行器冷却通道对飞行器进行冷却，吸收燃料在发动机燃烧散出的热量，进入发动机的冷却通道对发动机进行冷却并被加热至高温状态，随后高温高压的氨水蒸汽流经蒸汽透平膨胀做功后温度压力均降低，推动蒸汽透平转动，蒸汽透平带动发电机工作，即实现发电；最后氨水进入冷凝器被燃料所冷却至初始状态，燃料泵将燃料箱中的燃料抽到燃料泵内增压至超临界压力状态，燃料进入冷凝器对氨水进行冷却，最后，燃料经管路进入发动机中进行燃烧。

本发明具有以下有益效果：本发明系统由氨水朗肯循环来完成高超声速飞行器和超燃冲压发动机的冷却，工质为氨水，属于非共沸混合工质，工质热物理特性随氨浓度的改变而改变。燃料不再作为直接冷却剂，而作为氨水朗肯循环冷凝器处的低温热源，用于冷却氨水蒸汽。由于燃料吸收的热量为氨水朗肯循环向外排放的热量，仅为整个高超声速飞行器及超燃冲压发动机散热量的一部分，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。同时，高超声速飞行器和超燃冲压发动机的废热得到了有效利用，蒸汽透平带动发电机工作，实现了热能最终向电能的转换。

附图说明

图1是本发明的整体结构示意图，图2是本发明的冷却系统的工作原理示意图。

具体实施方式