專利名稱:基于斯特林循環(huán)的高超聲速飛行器冷卻系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域:
本發(fā)明涉及一種高超聲速飛行器冷卻系統(tǒng)。
背景技術(shù):
飛行馬赫數(shù)大于5的高超聲速飛行器是當(dāng)前研究的一大熱點,包括發(fā)展單 級或兩級入軌空天飛機、天地往返運輸器和高超聲速巡航導(dǎo)彈等。以超燃沖壓 發(fā)動機為推進系統(tǒng)的吸氣式高超聲速飛行器的關(guān)鍵技術(shù)之一是飛行器的熱防 護,其中發(fā)動機冷卻是其中最困難的部分,因為即使采用復(fù)合材料也難以承受 在發(fā)動機內(nèi)部產(chǎn)生的巨大熱負荷。 一般認為燃料是最佳的冷卻劑,然而理論分 析和實踐表明,冷卻劑流量在達到某一飛行馬赫數(shù)之后將大于推進用燃料流 量,只得攜帶額外的燃料,且多余的冷卻用燃料只能被拋棄,長時間飛行多余 的燃料攜帶將給飛行器帶來嚴重的質(zhì)量懲罰。
為了提高燃料冷卻能力,世界各國均致力于發(fā)展吸熱型碳氫燃料,由于碳 氫燃料發(fā)生吸熱型反應(yīng)能夠提供更高的熱沉(冷卻能力)。目前,國內(nèi)外還沒有 研制出轉(zhuǎn)化率高、壽命長的反應(yīng)催化劑,結(jié)焦積炭是一直難以解決的瓶頸問題。 而氫燃料熱沉已無法通過其他途徑再提高。因此,燃料熱沉不足一直限制著高 超聲速飛行器的發(fā)展。
高超聲速飛行器長時間飛行需要持續(xù)的電力供應(yīng),然而攜帶燃料電池等供 電裝置,將給飛行器帶來嚴重的質(zhì)量懲罰。采用何種形式的供電裝置,也是一 項亟待解決的關(guān)鍵技術(shù)。
發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是為了解決現(xiàn)有的高超聲速飛行器和超燃沖壓發(fā)動機冷卻 困難、冷卻用燃料的流量大、熱沉不足和需要給飛行器持續(xù)供電的問題,提出 了 一種基于斯特林循環(huán)的高超聲速飛行器冷卻系統(tǒng)。
本發(fā)明為解決上述技術(shù)問題采取的技術(shù)方案是所述冷卻系統(tǒng)包括冷卻通 道,所述冷卻系統(tǒng)還包括斯特林熱機、發(fā)電機和冷卻器,所述冷卻通道的輸出 端通過管道與斯特林熱機的輸入端連接,所述斯特林熱機的輸出端通過管道與 發(fā)電機的輸入端連接,所述發(fā)電機的輸出端通過管道與冷卻器的高溫側(cè)的輸入
3端連接,所述冷卻器的高溫側(cè)輸出端通過管道與冷卻通道的輸入端連接,斯特 林熱機的工質(zhì)為高超聲速飛行器的冷卻劑,燃料為間接冷卻劑,在冷卻器處完 成對斯特林熱機工質(zhì)的冷卻。
本發(fā)明具有以下有益效果1.高超聲速飛行器和超燃沖壓發(fā)動機的冷卻均 由斯特林循環(huán)完成,燃料作為斯特林循環(huán)的冷源,是間接冷卻劑。2.斯特林循 環(huán)對斯特林循環(huán)工質(zhì)適應(yīng)性強,可根據(jù)高超聲速飛行器和超燃沖壓發(fā)動機的運 行特點,選擇合適的斯特林循環(huán)工質(zhì),可選用氫、氮、氦或空氣等作為斯特林 循環(huán)工質(zhì)(即冷卻劑)。3.燃料由于作為間接冷卻劑,它僅吸收斯特林循環(huán)的 散熱量,僅為整個高超聲速飛行器散熱量的一部分。因此,需要燃料吸收帶走 的熱量大大降低,燃料的熱沉足夠吸收這部分熱量,大大降低了冷卻用燃料流 量的需求。4.熱能向電能的轉(zhuǎn)換,實現(xiàn)了高超聲速飛行器和超燃沖壓發(fā)動機廢
熱的利用,提高了整個飛行器的能量利用率。理論上,斯特林循環(huán)熱效率等于 卡諾循環(huán)效率,相比于其他熱動力循環(huán)而言,可最大程度地將熱能轉(zhuǎn)換為機械
能輸出。5.斯特林熱機帶動發(fā)電機構(gòu)建了有效的熱動力發(fā)電系統(tǒng),可為整個高 超聲速飛行器及超燃沖壓發(fā)動機提供持續(xù)的電力供應(yīng)。
圖1是具體實施方式
一的結(jié)構(gòu)示意圖。
具體實施例方式
具體實施方式
一結(jié)合圖1說明本實施方式,所述基于斯特林循環(huán)的高超 聲速飛行器冷卻系統(tǒng)包括冷卻通道1,所述基于斯特林循環(huán)的高超聲速飛行器 冷卻系統(tǒng)還包括斯特林熱機2、發(fā)電機3和冷卻器4,所述冷卻通道l的輸出 端通過管道與斯特林熱機2的輸入端連接,所述斯特林熱機2的輸出端通過管 道與發(fā)電機3的輸入端連接,所述發(fā)電機3的輸出端通過管道與冷卻器4的高 溫側(cè)輸入端連接,所述冷卻器4的高溫側(cè)輸出端通過管道與冷卻通道1的輸入 端連接,斯特林熱機的工質(zhì)為高超聲速飛行器的冷卻劑,燃料為間接冷卻劑, 在冷卻器4處完成對斯特林熱機工質(zhì)的冷卻。所述冷卻劑為氫、氮、氦或空氣, 所述燃料為氫或碳氫。
工作原理斯特林循環(huán)工質(zhì)在冷卻通道1中吸熱結(jié)束后,進入斯特林熱機 2中,先后經(jīng)過定溫壓、定容回?zé)?、定溫膨脹和定容儲熱四個過程;其中,斯 特林循環(huán)工質(zhì)在膨脹過程中推動發(fā)電機3工作。斯特林循環(huán)工質(zhì)進入冷卻器4被燃料冷卻至初始狀態(tài)。燃料作為斯特林循環(huán)的冷源,進入冷卻器4完成對斯 特林循環(huán)工質(zhì)的冷卻后,經(jīng)管道進入超燃沖壓發(fā)動機中進行燃燒。
斯特林循環(huán)(斯特林機),是封閉式的循環(huán),為現(xiàn)有技術(shù)。采用定容下吸 熱的氣體循環(huán)方式。是由兩個定容吸熱過程和兩個定溫膨脹過程組成的可逆循 環(huán),而且定容放熱過程放出的熱量恰好為定容吸熱過程所吸收。因斯特林循環(huán) 的熱效率與同溫限的卡諾循環(huán)的效率相等,被廣泛用于潛艇和發(fā)電等領(lǐng)域。
斯特林循環(huán)的定義和工作原理,可參考2006年西北工業(yè)大學(xué)出版社出版 的《工程熱力學(xué)》 一書中的302-304頁,作者為馮青等。
權(quán)利要求
1.一種基于斯特林循環(huán)的高超聲速飛行器冷卻系統(tǒng),所述冷卻循環(huán)系統(tǒng)包括冷卻通道1,其特征在于所述冷卻循環(huán)系統(tǒng)還包括斯特林熱機2、發(fā)電機3和冷卻器4,所述冷卻通道1的輸出端通過管道與斯特林熱機2的輸入端連接,所述斯特林熱機2的輸出端通過管道與發(fā)電機3的輸入端連接,所述發(fā)電機3的輸出端通過管道與冷卻器4的高溫側(cè)輸入端連接,所述冷卻器4的高溫側(cè)輸出端通過管道與冷卻通道1的輸入端連接,斯特林熱機的工質(zhì)為高超聲速飛行器的冷卻劑,燃料為間接冷卻劑,在冷卻器4處完成對斯特林熱機工質(zhì)的冷卻。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于斯特林循環(huán)的高超聲速飛行器冷卻系統(tǒng),其特征在于所述冷卻劑為氫、氮、氦或空氣。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于斯特林循環(huán)的高超聲速飛行器冷卻系統(tǒng),其特征在于所述燃料為氫或碳氫。
全文摘要
基于斯特林循環(huán)的高超聲速飛行器冷卻系統(tǒng),它涉及一種高超聲速飛行器冷卻系統(tǒng)。本發(fā)明的目的是為了解決現(xiàn)有的高超聲速飛行器尤其是超燃沖壓發(fā)動機冷卻困難、冷卻用燃料的流量大、熱沉不足和需要給飛行器持續(xù)供電的問題。所述冷卻通道的輸出端通過管道與斯特林熱機的輸入端連接,所述斯特林熱機的輸出端通過管道與發(fā)電機的輸入端連接,所述發(fā)電機的輸出端通過管道與冷卻器的高溫側(cè)輸入端連接,所述冷卻器的高溫側(cè)輸出端通過管道與冷卻通道的輸入端連接,斯特林熱機的工質(zhì)為高超聲速飛行器的冷卻劑,燃料為間接冷卻劑,在冷卻器處完成對斯特林熱機工質(zhì)的冷卻。本發(fā)明用于高超聲速飛行器的熱防護和超燃沖壓發(fā)動機的冷卻。
文檔編號B64G1/42GK101580134SQ20091007232
公開日2009年11月18日 申請日期2009年6月19日 優(yōu)先權(quán)日2009年6月19日
發(fā)明者于達仁, 周偉星, 江 秦, 文 鮑 申請人:哈爾濱工業(yè)大學(xué)