[發明專利]超燃沖壓發動機主動冷卻與燃燒解耦系統

在審

• 申請號: 202011291237.1
• 申請日: 2020-11-18
• 公開（公告）號: CN112377324A
• 公開（公告）日: 2021-02-19
• 發明（設計）人: 苗鶴洋;王中偉;鈕耀斌;楊烜
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍國防科技大學
• 主分類號: F02K7/14
• 分類號: F02K7/14;F02C7/18;F02C7/16;F02C7/224;F01K27/02;F01K25/10;F01K7/32;F01D15/10
• 代理公司: 長沙國科天河知識產權代理有限公司 43225
• 代理人: 周達

本發明提出一種超燃沖壓發動機主動冷卻與燃燒解耦系統。超燃沖壓發動機主動冷卻與燃燒解耦系統，在超燃沖壓發動機的進氣道和隔離段設置有第一壁面冷卻通道，在超燃沖壓發動機的燃燒室和尾噴管設置有第二壁面冷卻通道。在熱載荷較高的燃燒室和尾噴管區域，利用超臨界二氧化碳通過第二壁面冷卻通道進行吸熱升溫。在熱載荷較低的進氣道和隔離段，采用碳氫燃料進行冷卻。該系統可以實現超燃沖壓發動機主動冷卻與燃燒的解耦，同時可以減少冷卻所需燃料的流量，緩解超燃沖壓發動機冷卻壓力。

技術領域

本發明涉及超燃沖壓發動機主動熱防護技術領域，尤其涉及一種基于超臨界二氧化碳循環的超燃沖壓發動機主動冷卻與燃燒解耦系統。

背景技術

超燃沖壓發動機是高超聲速飛行器(通常指飛行馬赫數大于5的飛行器)的理想動力裝置，它不需要攜帶氧化劑，具有比火箭發動機更高的比沖，在高馬赫數具有更高的工作效率。隨著高超聲速飛行器受到越來越多的關注，超燃沖壓發動機及其相關技術也成為近年來國內外競相研究的熱點課題。

因長時間、高馬赫數飛行，高焓來流以及燃燒釋熱的作用，超燃沖壓發動機面臨惡劣的熱環境。如當飛行馬赫數達到6時，燃燒室燃氣溫度可高達2800K，壁面熱流達兆瓦級別，遠遠超出目前可用材料結構的工作溫度極限，因此必須對超燃沖壓發動機進行熱防護。同時由于氣動熱導致飛行器周圍空氣溫度過高，也無法利用空氣對發動機進行冷卻。因此，采用碳氫燃料為冷卻劑的再生冷卻技術是目前主要研究方向，這是一個涉及燃料經吸熱、裂解、噴注、燃燒以及再吸熱直至平衡的循環耦合過程。然而在發動機運行過程中，冷卻通道內的燃料可能處在不穩定的臨界區和裂解區，很小的溫度壓力變化將導致其熱物性產生巨大改變。同時燃燒也會產生一定的脈動性而導致其熱邊界條件改變，兩者的高度耦合會帶來燃料流動吸熱與燃燒的不穩定性，加上碳氫燃料存在積碳結焦等問題，易在冷卻通道內發生傳熱惡化導致發動機壁面超溫。另一方面，碳氫燃料作為推進劑和冷卻劑，其既要滿足燃燒對燃料當量比的要求和冷卻對燃料流量的要求，兩者須達到動態平衡。而高超聲速飛行器要求在飛行過程中需經常進行工況的改變，燃油的流量也需要經常變化，這要求再生冷卻系統的動態特性也能及時隨著發動機工況的變化而變化，但是由于冷卻燃料流量受到燃燒流量的制約作用，容易引起冷卻流量與熱載荷不匹配導致冷卻系統失效。特別是在馬赫數較高時冷卻所需要的燃料流量將大于發動機燃燒所需燃料流量，而攜帶多余的燃料作為冷卻劑會給發動機帶來嚴重的質量懲罰。

公開號為101576024A的專利申請，提供了一種超燃沖壓發動機回熱式閉式布萊頓冷卻循環系統，通過氦氣來吸收發動機壁面的熱量，經過渦輪做功將一部分熱量轉換為電能來消耗一部分熱量，剩余的熱量再由燃料吸收來減少所需冷卻燃料流量。類似的，公開號為101602407A的專利申請提供了一種基于氨水朗肯循環的高超聲速飛行器冷卻系統，將布雷頓循環換為朗肯循環。但是由于氦氣布雷頓循環和朗肯循環本身效率較低，且該方案碳氫燃料在經過吸熱后溫升較低，因此并不能達到很好的減少所需冷卻燃料流量的效果。

以超臨界CO₂為工質的布雷頓循環具有效率高、體積小、結構緊湊等優點，，非常適合高超聲速飛行器，作為超燃沖壓發動機冷卻系統有很好的應用前景。但是在作為冷卻系統時，主要目標是減少冷卻燃料流量而不是追求高的熱效率，因此傳統的超臨界二氧化碳系統布局并不適用，需要對其進行改進以適用于超燃沖壓發動機，獲得最佳冷卻效果。

發明內容

針對現有技術存在的缺陷，本發明提出了一種超燃沖壓發動機主動冷卻與燃燒解耦系統。該系統可以實現超燃沖壓發動機主動冷卻與燃燒的解耦，同時可以減少冷卻所需燃料的流量，緩解超燃沖壓發動機冷卻壓力。本發明還可以為高超聲速飛行器提供電力，減輕蓄電裝置重量，滿足長航時的供電需求。

為實現上述技術目的，本發明采用的具體技術方案如下：

超燃沖壓發動機主動冷卻與燃燒解耦系統，在超燃沖壓發動機的進氣道和隔離段設置有第一壁面冷卻通道，在超燃沖壓發動機的燃燒室和尾噴管設置有第二壁面冷卻通道。