一种用于宽域飞行器的双介质涡轮热动力发电系统及方法

本发明涉及高超声速飞行器能源与热管理，具体涉及一种用于宽域飞行器的双介质涡轮热动力发电系统及方法。

背景技术：

1、随着高马赫飞行器、尤其是采用超燃冲压发动机的飞行器向长航时、高机动和高集成化方向发展，飞行器在高速飞行过程中对机载电能的需求不断提高。飞控系统、导航通信设备、执行机构、点火装置、热管理系统以及任务载荷等均需要稳定可靠的电力来源。相比常规航空器，高马赫飞行器工作环境更为严苛，机体表面和发动机流道热载荷更高，传统依赖蓄电池或常规辅助发电方式的供电方案在持续供电能力、系统质量和环境适应性方面均受到限制。

2、现有高马赫飞行器中，一种思路是利用发动机来流空气的高温高压特性，通过引气驱动空气涡轮发电。该方案能够在一定程度上利用高速飞行过程中的气动热能，但在高马赫数条件下，进气道中的空气温度往往较高，若将高温空气直接引入空气涡轮，容易导致空气涡轮入口温度过高，进而带来叶片热冲击、材料强度下降、热疲劳加剧以及密封润滑条件恶化等问题，不利于系统长期可靠工作。

3、另一方面，为解决高马赫飞行器发动机热防护问题，吸热型碳氢燃料常被用于发动机再生冷却和高温裂解。易裂解燃料在受热过程中能够吸收大量热量，并在适当条件下发生裂解，生成具有更高反应活性的裂解燃料工质。现有技术中，这一过程主要用于热管理与后续燃烧供能，而其在裂解前后的压力能、热能及工质可用能尚未被充分用于机载发电。

4、因此，如何将高温空气的可利用能与易裂解燃料的吸热裂解过程有机结合，在降低空气涡轮热负荷的同时提高燃料能量利用效率，并为高马赫飞行器提供持续、可靠的电力来源，成为本领域亟需解决的技术问题。

技术实现思路

1、本发明为克服现有技术中高马赫条件下高温空气直接进入空气涡轮造成热冲击和热负荷过大的问题。为此本发明提出了一种用于宽域飞行器的双介质涡轮热动力发电系统及方法，为解决上述技术问题本发明是通过以下技术方案实现的：

2、方案一、本发明提出了一种用于宽域飞行器的双介质涡轮热动力发电系统，所述系统包括：易裂解燃料储箱、燃料泵、燃料调节阀、高温空气取气通道、换热裂解器、空气涡轮、裂解燃料涡轮和发电机；

3、所述高温空气取气通道的进口与飞行器进气道连通，所述高温空气取气通道出口与所述换热裂解器的空气侧入口连通；

4、所述易裂解燃料储箱依次通过所述燃料泵和所述燃料调节阀与所述换热裂解器的燃料侧入口连通；

5、所述换热裂解器的空气侧出口与所述空气涡轮的进口连通，用于使从进气道引出的高温空气在与易裂解燃料换热后通过中高温状态进入所述空气涡轮；

6、所述换热裂解器的燃料侧出口与所述裂解燃料涡轮的进口连通，用于使加压后的易裂解燃料在所述换热裂解器中吸热裂解后形成裂解燃料工质并进入所述裂解燃料涡轮；

7、所述空气涡轮和所述裂解燃料涡轮分别与所述发电机传动连接，用于共同驱动所述发电机发电。

8、进一步的，提供一种优选实施方式，所述高温空气取气通道设置于飞行器进气道的压缩段、隔离段或其他经压缩升温的高温区域，用于引出经进气道压缩后的高温来流空气。

9、进一步的，提供一种优选实施方式，进入所述空气涡轮的空气温度调节至低于取气通道出口处空气温度。

10、进一步的，提供一种优选实施方式，所述空气涡轮和所述裂解燃料涡轮背向布置。

11、进一步的，提供一种优选实施方式，所述裂解燃料涡轮的出口与超燃冲压发动机燃烧室连通。

12、进一步的，提供一种优选实施方式，所述空气涡轮的出口与外界大气、机体外表面低压区或专用排气通道连通，用于排出做功后的空气。

13、进一步的，提供一种优选实施方式，所述发电机的输出端与飞行器用电负载或储能单元连接，所述飞行器用电负载包括飞控系统、导航通信系统、执行机构、点火系统和机载热管理装置中的任意一种。

14、进一步的，提供一种优选实施方式，所述易裂解燃料为氨或其他适用于高温裂解的吸热型燃料。

15、进一步的，提供一种优选实施方式，所述系统还包括常规碳氢燃料储箱、常规碳氢燃料控制阀及燃料喷注器，所述常规碳氢燃料经再生冷却通道吸热与易裂解燃料裂解气混合后由所述燃料喷注器喷入飞行器燃烧通道，用于与所述双工质联合涡轮发电系统配合工作。

16、方案二、一种用于宽域飞行器的双介质涡轮热动力发电方法，所述方法基于方案一所述的系统实现，所述发电方法包括以下步骤：

17、s1、通过高温空气取气通道从宽域飞行器的进气道内引出高温空气，并将所述高温空气输送至换热裂解器的空气侧内部，完成高温空气工质的导入储备；

18、s2、易裂解燃料储箱内部储存的易裂解燃料经燃料泵加压抽取，通过燃料调节阀调节燃料输送流量，将定量、加压后的易裂解燃料输送至换热裂解器的燃料侧内部；

19、s3、在换热裂解器内部，导入的高温空气与加压后的易裂解燃料进行对流换热，高温空气释放热量实现降温稳压，易裂解燃料吸收高温空气释放的热量发生热裂解反应，生成高能量的裂解燃料工质；

20、s4、换热降温后的中高温空气从换热裂解器空气侧出口排出并导入空气涡轮，驱动空气涡轮旋转做功；裂解生成的裂解燃料工质从换热裂解器燃料侧出口排出并导入裂解燃料涡轮，驱动裂解燃料涡轮旋转做功；

21、s5、空气涡轮与裂解燃料涡轮同步输出机械动力，共同传动驱动发电机运转，将涡轮旋转的机械能转化为电能，完成宽域飞行器的热动力发电作业。

22、本发明的有益之处在于：

23、本发明所述的一种用于宽域飞行器的双介质涡轮热动力发电系统并非将高马赫条件下的高温空气直接引入空气涡轮，而是先通过换热裂解器与易裂解燃料进行热交换，在降低空气涡轮入口温度的同时提升燃料温度并促使其裂解，从而显著减轻空气涡轮在高热环境下的热冲击、热疲劳和材料负荷问题，提高系统可靠性。

24、本发明所述的一种用于宽域飞行器的双介质涡轮热动力发电系统同时利用换热后的中高温空气和裂解后的燃料工质作为两种做功工质，分别驱动空气涡轮和裂解燃料涡轮，实现双工质联合发电，相比仅利用单一气流或单一燃料的方案，能够更充分地挖掘高马赫飞行过程中的可利用能，提高机载发电能力。

25、本发明所述的一种用于宽域飞行器的双介质涡轮热动力发电系统将易裂解燃料的吸热、裂解、做功发电和后续燃烧过程有机串联起来，裂解燃料工质在完成涡轮做功后仍可继续进入发动机燃烧通道参与燃烧，有利于提高燃料综合利用效率，避免仅用于冷却而造成的能量浪费。

26、本发明所述的一种用于宽域飞行器的双介质涡轮热动力发电系统与现有常规碳氢燃料再生冷却供油支路并行布置，便于与现有高马赫飞行器推进系统集成，在不破坏常规供油体系的基础上实现新增发电功能，具有较好的工程实施价值。

27、本发明所述的一种用于宽域飞行器的双介质涡轮热动力发电系统适用于超燃冲压发动机等缺乏传统机械轴系取功条件的高马赫飞行器，可为飞控、执行机构、导航通信、点火与热管理系统等提供稳定电源，具有良好的工程适配性。

28、本发明还适用于采用超燃冲压发动机等吸气式推进装置的高马赫飞行器等应用领域。