[发明专利]超燃冲压发动机主动冷却与燃烧解耦系统

说明书

本发明提出一种超燃冲压发动机主动冷却与燃烧解耦系统。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。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。在热载荷较低的进气道和隔离段，采用碳氢燃料进行冷却。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。

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CO₂为工质的布雷顿循环具有效率高、体积小、结构紧凑等优点，，非常适合高超声速飞行器，作为超燃冲压发动机冷却系统有很好的应用前景。但是在作为冷却系统时，主要目标是减少冷却燃料流量而不是追求高的热效率，因此传统的超临界二氧化碳系统布局并不适用，需要对其进行改进以适用于超燃冲压发动机，获得最佳冷却效果。

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。