CN106640242B - 高超声速飞行器发动机热量回收发电系统及其控制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提出一种高超声速飞行器发动机热量回收发电系统及其控制方法，其中，CO2在高超声速飞行器发动机壁面吸热通道内升温后进入超临界CO2透平中膨胀做功，输出的CO2乏气通过多个回热器的低压侧通道放热，通过高压侧通道吸热，在CO2乏气流体从多个燃料冷却器进入多个压缩机和对应的多个回热器的过程中进行抽气压缩，使每一个回热器的高压侧通道和低压侧通道内不同压力的CO2乏气流体热容相近，以及每一个燃料冷却器的热流体通道和冷流体通道内CO2乏气流体和冷却用燃料流体热容流量相近。本发明能够高效地将发动机壁面的热量转换为电能和压缩机动力，同时提高了热量回收利用率，以及减少了冷却用燃料量，节省了成本。

Description

高超声速飞行器发动机热量回收发电系统及其控制方法
技术领域
本发明涉及高超声速飞行器发动机技术领域，特别涉及一种高超声速飞行器发动机热量回收发电系统及其控制方法。
背景技术
在高超声速飞行器的飞行过程中，热部件承受到很高的热流密度，热防护技术成为成败的关键技术之一。其中高超声速飞行器发动机的热防护是重中之重，发动机燃烧室壁面热流密度高、燃气温度高、热防护面积大、所需冷却剂量多，有必要采取紧凑高效的方式对发动机的热防护。
常规的高超声速飞行器发动机热防护方式是采用燃料对发动机壁面进行对流冷却，燃料吸热后进入发动机燃烧室燃烧。但是此方案在高马赫数运行下需要大量的冷却用燃料，超过了发动机燃烧所需燃料量，多余的冷却用燃料将不经过燃烧排出。携带过多的冷却用燃料将不利于飞行器的长时间飞行。若能通过紧凑高效的热量回收发电系统把发动机壁面的热量回收并转化为高品位的能量形式，一方面将有利于减少整机系统中蓄电装置的质量；另一方面可降低冷却用燃料的热负荷，有效减少冷却用燃料量，提升高超声速飞行器的续航能力。其中，超临界CO2为工质的布雷顿动力循环适合应用于高超声速飞行器发动机热量回收发电系统。这是由于超临界CO2具有密度高、粘度低、以及在循环和传热过程中可避免相变导致的传热恶化的特点，使得一方面以超临界CO2为工质的热防护冷却部件效率高，热防护效果好；另一方面以超临界CO2为工质的布雷顿动力循环系统尺寸紧凑、效率高，有利于提高高超声速飞行器发动机热量回收发电系统的综合效率。然而，由于超临界CO2和冷却用燃料的密度和比热容随温度、压力变化大，当把以超临界CO2为工质的布雷顿动力循环应用于高超声速飞行器发动机热量回收发电系统时，必须考虑回热器和燃料冷却器中热流体通道和冷流体通道中流体的热容流量匹配问题，以及确保冷却用燃料在燃料冷却器中的温升足够高，以保证有效减少冷却用燃料量。而目前还没有相关方案来解决回热器和燃料冷却器中热流体通道和冷流体通道中流体的热容流量匹配问题。
发明内容
本发明旨在至少解决上述技术问题之一。
为此，本发明的一个目的在于提出一种高超声速飞行器发动机热量回收发电系统，该系统充分利用了CO2乏气余热，高效地将发动机壁面的热量转换为电能和压缩机动力，同时该系统有效地减少了传热过程中的不可逆损失，保证了CO2乏气中的热量被充分地回收利用，同时，该系统能确保冷却用燃料在燃料冷却器中吸热时得到足够高的温升，最终有效减少冷却用燃料量。
本发明的另一个目的在于提出一种高超声速飞行器发动机热量回收发电系统的控制方法。
为了实现上述目的，本发明第一方面的实施例提出了一种高超声速飞行器发动机热量回收发电系统，包括：高超声速飞行器发动机壁面吸热通道、超临界CO2透平、多个回热器、多个燃料冷却器、多个压缩机及多个分流阀门，其中，所述高超声速飞行器发动机壁面吸热通道对输入的CO2进行加热以使所述CO2升温，升温后的CO2进入所述超临界CO2透平中进行膨胀做功，并输出CO2乏气，所述CO2乏气通过所述多个回热器的低压侧通道进行放热，并通过所述多个回热器的高压侧通道吸热，所述多个分流阀门调节不同温度的CO2乏气分流分别进入所述多个回热器、多个燃料冷却器及多个压缩机的流量，在CO2乏气流体从所述多个燃料冷却器进入多个压缩机和对应的多个回热器的过程中进行抽气压缩，以使每一个回热器的高压侧通道和低压侧通道内不同压力的CO2乏气流体热容相近，以及每一个燃料冷却器的热流体通道和冷流体通道内CO2乏气流体和冷却用燃料流体热容流量相近。
另外，根据本发明上述实施例的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统还可以具有如下附加的技术特征：
在一些示例中，所述CO2在所述高超声速飞行器发动机壁面吸热通道内为超临界状态。
在一些示例中，所述多个燃料冷却器的低温侧通道内的冷却用燃料的总温升高于系统最高温度与系统最低温度之差的40％。
在一些示例中，所述回热器的个数、所述燃料冷却器的个数、所述压缩机的个数和所述分流阀门的个数，均根据高超声速飞行器发动机壁面的集热参数及所述冷却用燃料的物性和能够提供的冷却温度确定。
在一些示例中，所述回热器的个数为两个、所述燃料冷却器的个数为三个、所述压缩机的个数为两个、所述分流阀门的个数为两个。
根据本发明实施例的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统，具有以下优点：
1)以CO2为工质，以高超声速飞行器发动机壁面吸热通道作为加热热源，将超临界CO2透平作为能量转换设备，将燃料冷却器作为向冷却用燃料放热的设备，通过多个回热器和多个燃料冷却器使乏气温度逐个降低，配合多个乏气分流阀门和多个压缩机调节各个回热器中的流量，充分利用CO2乏气余热，进而实现了高效地将发动机壁面的热量转换为电能和压缩机动力。
2)设置了多个CO2乏气分流阀门、多个压缩机、多个回热器和多个燃料冷却器，因此通过分流阀门的分流，以及相应的多个压缩机压缩后的错位回注，调节各个回热器和燃料冷却器中高温流体侧和低温流体侧的流体流量，使每个回热器和燃料冷却器中两股换热流体的热容流量相近，进而保证了二者的传热温差最优，有效地减少了传热过程中的不可逆损失，保证了CO2乏气中的热量被充分地回收利用，提高了热量回收利用率。
3)确保了冷却用燃料在燃料冷却器中吸热时得到足够高的温升，最终有效减少冷却用燃料量。
为了实现上述目的，本发明第二方面的实施例提出了一种如本发明第一方面实施例所述的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统的控制方法，包括以下步骤：S1：所述高超声速飞行器发动机壁面吸热通道对输入的CO2进行加热以使所述CO2升温；S2：将升温后的CO2输入所述超临界CO2透平中进行膨胀做功，并输出CO2乏气；S3：所述CO2乏气通过所述多个回热器的低压侧通道进行放热，并通过所述多个回热器的高压侧通道吸热；S4：通过所述多个分流阀门调节不同温度的CO2乏气分流分别进入所述多个回热器、多个燃料冷却器及多个压缩机的流量；S5：在CO2乏气流体从所述多个燃料冷却器进入多个压缩机和对应的多个回热器的过程中进行抽气压缩，以使每一个回热器的高压侧通道和低压侧通道内不同压力的CO2乏气流体热容相近，以及每一个燃料冷却器的热流体通道和冷流体通道内CO2乏气流体和冷却用燃料流体热容流量相近；S6：将完成以上循环的CO2返回至所述高超声速飞行器发动机壁面吸热通道，重复执行所述S1至S5。
另外，根据本发明上述实施例的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统的控制方法还可以具有如下附加的技术特征：
在一些示例中，所述CO2在所述高超声速飞行器发动机壁面吸热通道内为超临界状态。
在一些示例中，所述多个燃料冷却器的低温侧通道内的冷却用燃料的总温升高于系统最高温度与系统最低温度之差的40％。
在一些示例中，所述回热器的个数、所述燃料冷却器的个数、所述压缩机的个数和所述分流阀门的个数，均根据高超声速飞行器发动机壁面的集热参数及所述冷却用燃料的物性和能够提供的冷却温度确定。
在一些示例中，所述回热器的个数为两个、所述燃料冷却器的个数为三个、所述压缩机的个数为两个、所述分流阀门的个数为两个。
根据本发明实施例的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统的控制方法，具有以下优点：
1)以CO2为工质，以高超声速飞行器发动机壁面吸热通道作为加热热源，将超临界CO2透平作为能量转换设备，将燃料冷却器作为向冷却用燃料放热的设备，通过多个回热器和多个燃料冷却器使乏气温度逐个降低，配合多个乏气分流阀门和多个压缩机调节各个回热器中的流量，充分利用CO2乏气余热，进而实现了高效地将发动机壁面的热量转换为电能和压缩机动力。
2)设置了多个CO2乏气分流阀门、多个压缩机、多个回热器和多个燃料冷却器，因此通过分流阀门的分流，以及相应的多个压缩机压缩后的错位回注，调节各个回热器和燃料冷却器中高温流体侧和低温流体侧的流体流量，使每个回热器和燃料冷却器中两股换热流体的热容流量相近，进而保证了二者的传热温差最优，有效地减少了传热过程中的不可逆损失，保证了CO2乏气中的热量被充分地回收利用，提高了热量回收利用率。
3)确保了冷却用燃料在燃料冷却器中吸热时得到足够高的温升，最终有效减少冷却用燃料量。
本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
图1是根据本发明一个实施例的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统的结构示意图；
图2是根据本发明一个实施例的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统的控制方法的流程图。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
以下结合附图描述根据本发明实施例的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统及其控制方法。
图1是根据本发明一个实施例的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统的结构示意图。如图1所示，该系统包括：高超声速飞行器发动机壁面吸热通道11、超临界CO2透平1、多个回热器(第一回热器2和第二回热器8)、多个燃料冷却器(第一燃料冷却器3、第二燃料冷却器4和第三燃料冷却器5)、多个压缩机(第一压缩机7和第二压缩机9)及多个分流阀门(第一分流阀门6和第二分流阀门10)。
其中，高超声速飞行器发动机壁面吸热通道11对输入的CO2进行加热以使CO2升温。具体地说，即以CO2为工质，以高超声速飞行器发动机壁面作为加热源，CO2在高超声速飞行器发动机壁面吸热通道11内吸收热量后实现升温。进一步地，升温后的CO2进入超临界CO2透平1(相当于能量转换设备)中进行膨胀做功，并输出CO2乏气，CO2乏气通过多个回热器的低压侧通道进行放热，并通过多个回热器的高压侧通道吸热，多个分流阀门调节不同温度的CO2乏气分流分别进入多个回热器、多个燃料冷却器及多个压缩机的流量，在CO2乏气流体从多个燃料冷却器进入多个压缩机和对应的多个回热器的过程中进行抽气压缩，以使每一个回热器的高压侧通道和低压侧通道内不同压力的CO2乏气流体热容相近，以及每一个燃料冷却器的热流体通道和冷流体通道内CO2乏气流体和冷却用燃料流体热容流量相近，从而保证冷热流体间的传热温差最优，CO2乏气热量利用最大。
进一步地，在完成上述循环过程之后，将输出的CO2返回到高超声速飞行器发动机壁面吸热通道11，并重复执行上述循环过程，以充分利用CO2。
在本发明的一个实施例中，上述循环过程中，CO2在高超声速飞行器发动机壁面吸热通道11内为超临界状态。
在本发明的一个实施例中，多个燃料冷却器的低温侧通道内的冷却用燃料的总温升高于系统最高温度与系统最低温度之差的40％。
在本发明的一个实施例中，回热器的个数、燃料冷却器的个数、压缩机的个数和分流阀门的个数，均根据高超声速飞行器发动机壁面的集热参数及冷却用燃料的物性和能够提供的冷却温度确定。在图1所示的实施例中，例如回热器的个数为两个、燃料冷却器的个数为三个、压缩机的个数为两个、分流阀门的个数为两个。换言之，即多个回热器包括两个回热器，分别为第一回热器2和第二回热器8，多个燃料冷却器包括三个燃料冷却器，分别为第一燃料冷却器3、第二燃料冷却器4和第三燃料冷却器5，多个压缩机包括两个压缩机，分别为第一压缩机7和第二压缩机9，多个分流阀门包括两个分流阀门，分别为第一分流阀门6和第二分流阀门10，如图1所示。
具体地，结合图1所示，高超声速飞行器发动机壁面吸热通道11的出口通过管路与超临界CO2透平1的入口连接，超临界CO2透平1的出口通过管路与第一回热器2的低压侧通道的入口连接，第一回热器2的低压侧通道的出口与第二回热器8的低压侧通道的入口连接并与第一燃料冷却器3的高温流体侧通道的入口连接；第一燃料冷却器3的高温流体侧通道的出口与第二燃料冷却器4的高温流体侧通道的入口连接，并通过第一分流阀门6与第一压缩机7的入口连接；第二燃料冷却器4的高温流体侧通道的出口与第三燃料冷却器5的高温流体侧通道的入口连接，并通过第一分流阀门6与第一压缩机7的入口连接；第三燃料冷却器5的高温流体侧通道的出口通过第一分流阀门6与第一压缩机7的入口连接；第一压缩机7的出口与第二回热器8的高压侧通道的入口连接；第二回热器8的高压侧通道的出口通过第二分流阀门10与第一回热器2的高压侧通道的入口连接；第二回热器8的低压侧通道的出口与第二压缩机9的入口连接；第二压缩机9的出口通过第二分流阀门10与第一回热器2的高压侧通道的入口连接；第一回热器2的高压侧通道的出口与高超声速飞行器发动机壁面吸热通道11的入口连接；第三燃料冷却器5的低温流体侧通道的出口与第二燃料冷却器4的低温流体侧通道的入口连接；第二燃料冷却器4的低温流体侧通道的出口与第一燃料冷却器3的低温流体侧通道的入口连接。其中，第一至第三燃料冷却器的低温流体侧通道中流体为冷却用燃料，其余通道中的流体为CO2。
综上，根据本发明实施例的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统，具有以下优点：
1)以CO2为工质，以高超声速飞行器发动机壁面吸热通道作为加热热源，将超临界CO2透平作为能量转换设备，将燃料冷却器作为向冷却用燃料放热的设备，通过多个回热器和多个燃料冷却器使乏气温度逐个降低，配合多个乏气分流阀门和多个压缩机调节各个回热器中的流量，充分利用CO2乏气余热，进而实现了高效地将发动机壁面的热量转换为电能和压缩机动力。
2)设置了多个CO2乏气分流阀门、多个压缩机、多个回热器和多个燃料冷却器，因此通过分流阀门的分流，以及相应的多个压缩机压缩后的错位回注，调节各个回热器和燃料冷却器中高温流体侧和低温流体侧的流体流量，使每个回热器和燃料冷却器中两股换热流体的热容流量相近，进而保证了二者的传热温差最优，有效地减少了传热过程中的不可逆损失，保证了CO2乏气中的热量被充分地回收利用，提高了热量回收利用率。
3)确保了冷却用燃料在燃料冷却器中吸热时得到足够高的温升，最终有效减少冷却用燃料量。
本发明的进一步实施例还提出了一种高超声速飞行器发动机热量回收发电系统的控制方法。该高超声速飞行器发动机热量回收发电系统例如为本发明上述实施例所描述的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统。
图2是根据本发明一个实施例的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统的控制方法的流程图。如图2所示，该方法包括以下步骤：
S1：高超声速飞行器发动机壁面吸热通道对输入的CO2进行加热以使CO2升温。具体地说，即以CO2为工质，以高超声速飞行器发动机壁面作为加热源，CO2在高超声速飞行器发动机壁面吸热通道内吸收热量后实现升温。
S2：将升温后的CO2输入超临界CO2透平(相当于能量转换设备)中进行膨胀做功，并输出CO2乏气。
S3：CO2乏气通过多个回热器的低压侧通道进行放热，并通过多个回热器的高压侧通道吸热。
S4：通过多个分流阀门调节不同温度的CO2乏气分流分别进入多个回热器、多个燃料冷却器及多个压缩机的流量。
S5：在CO2乏气流体从多个燃料冷却器进入多个压缩机和对应的多个回热器的过程中进行抽气压缩，以使每一个回热器的高压侧通道和低压侧通道内不同压力的CO2乏气流体热容相近，以及每一个燃料冷却器的热流体通道和冷流体通道内CO2乏气流体和冷却用燃料流体热容流量相近。从而保证冷热流体间的传热温差最优，CO2乏气热量利用最大。
S6：将完成以上循环的CO2返回至高超声速飞行器发动机壁面吸热通道，重复执行S1至S5，以充分利用CO2。
在本发明的一个实施例中，上述循环过程中，CO2在高超声速飞行器发动机壁面吸热通道内为超临界状态。
在本发明的一个实施例中，多个燃料冷却器的低温侧通道内的冷却用燃料的总温升高于系统最高温度与系统最低温度之差的40％。
在本发明的一个实施例中，回热器的个数、燃料冷却器的个数、压缩机的个数和分流阀门的个数，均根据高超声速飞行器发动机壁面的集热参数及冷却用燃料的物性和能够提供的冷却温度确定。作为具体的示例，例如回热器的个数为两个、燃料冷却器的个数为三个、压缩机的个数为两个、分流阀门的个数为两个。换言之，即多个回热器包括两个回热器，分别为第一回热器和第二回热器，多个燃料冷却器包括三个燃料冷却器，分别为第一燃料冷却器、第二燃料冷却器和第三燃料冷却器，多个压缩机包括两个压缩机，分别为第一压缩机和第二压缩机，多个分流阀门包括两个分流阀门，分别为第一分流阀门和第二分流阀门。
以上各部件之间的连接关系例如为：高超声速飞行器发动机壁面吸热通道的出口通过管路与超临界CO2透平的入口连接，超临界CO2透平的出口通过管路与第一回热器的低压侧通道的入口连接，第一回热器的低压侧通道的出口与第二回热器的低压侧通道的入口连接并与第一燃料冷却器的高温流体侧通道的入口连接；第一燃料冷却器的高温流体侧通道的出口与第二燃料冷却器的高温流体侧通道的入口连接，并通过第一分流阀门与第一压缩机的入口连接；第二燃料冷却器的高温流体侧通道的出口与第三燃料冷却器的高温流体侧通道的入口连接，并通过第一分流阀门与第一压缩机的入口连接；第三燃料冷却器的高温流体侧通道的出口通过第一分流阀门与第一压缩机的入口连接；第一压缩机的出口与第二回热器的高压侧通道的入口连接；第二回热器的高压侧通道的出口通过第二分流阀门与第一回热器的高压侧通道的入口连接；第二回热器的低压侧通道的出口与第二压缩机的入口连接；第二压缩机的出口通过第二分流阀门与第一回热器的高压侧通道的入口连接；第一回热器的高压侧通道的出口与高超声速飞行器发动机壁面吸热通道的入口连接；第三燃料冷却器的低温流体侧通道的出口与第二燃料冷却器的低温流体侧通道的入口连接；第二燃料冷却器的低温流体侧通道的出口与第一燃料冷却器的低温流体侧通道的入口连接。其中，第一至第三燃料冷却器的低温流体侧通道中流体为冷却用燃料，其余通道中的流体为CO2。
综上，根据本发明实施例的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统的控制方法，具有以下优点：
1)以CO2为工质，以高超声速飞行器发动机壁面吸热通道作为加热热源，将超临界CO2透平作为能量转换设备，将燃料冷却器作为向冷却用燃料放热的设备，通过多个回热器和多个燃料冷却器使乏气温度逐个降低，配合多个乏气分流阀门和多个压缩机调节各个回热器中的流量，充分利用CO2乏气余热，进而实现了高效地将发动机壁面的热量转换为电能和压缩机动力。
2)设置了多个CO2乏气分流阀门、多个压缩机、多个回热器和多个燃料冷却器，因此通过分流阀门的分流，以及相应的多个压缩机压缩后的错位回注，调节各个回热器和燃料冷却器中高温流体侧和低温流体侧的流体流量，使每个回热器和燃料冷却器中两股换热流体的热容流量相近，进而保证了二者的传热温差最优，有效地减少了传热过程中的不可逆损失，保证了CO2乏气中的热量被充分地回收利用，提高了热量回收利用率。
3)确保了冷却用燃料在燃料冷却器中吸热时得到足够高的温升，最终有效减少冷却用燃料量。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同限定。

Claims (8)

1.一种高超声速飞行器发动机热量回收发电系统，其特征在于，包括：高超声速飞行器发动机壁面吸热通道、超临界CO2透平、多个回热器、多个燃料冷却器、多个压缩机及多个分流阀门，其中，
所述高超声速飞行器发动机壁面吸热通道对输入的CO2进行加热以使所述CO2升温，升温后的CO2进入所述超临界CO2透平中进行膨胀做功，并输出CO2乏气，所述CO2乏气通过所述多个回热器的低压侧通道进行放热，并通过所述多个回热器的高压侧通道吸热，所述多个分流阀门调节不同温度的CO2乏气分流分别进入所述多个回热器、多个燃料冷却器及多个压缩机的流量，在CO2乏气流体从所述多个燃料冷却器进入多个压缩机和对应的多个回热器的过程中进行抽气压缩，以使每一个回热器的高压侧通道和低压侧通道内不同压力的CO2乏气流体热容相近，以及每一个燃料冷却器的热流体通道和冷流体通道内CO2乏气流体和冷却用燃料流体热容流量相近；
所述多个燃料冷却器的冷流体通道内的冷却用燃料的总温升高于系统最高温度与系统最低温度之差的40％。
2.根据权利要求1所述的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统，其特征在于，所述CO2在所述高超声速飞行器发动机壁面吸热通道内为超临界状态。
3.根据权利要求1-2任一项所述的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统，其特征在于，所述回热器的个数、所述燃料冷却器的个数、所述压缩机的个数和所述分流阀门的个数，均根据高超声速飞行器发动机壁面的集热参数及所述冷却用燃料的物性和能够提供的冷却温度确定。
4.根据权利要求3所述的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统，其特征在于，所述回热器的个数为两个、所述燃料冷却器的个数为三个、所述压缩机的个数为两个、所述分流阀门的个数为两个。
5.一种如权利要求1所述的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统的控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1：所述高超声速飞行器发动机壁面吸热通道对输入的CO2进行加热以使所述CO2升温；
S2：将升温后的CO2输入所述超临界CO2透平中进行膨胀做功，并输出CO2乏气；
S3：所述CO2乏气通过所述多个回热器的低压侧通道进行放热，并通过所述多个回热器的高压侧通道吸热；
S4：通过所述多个分流阀门调节不同温度的CO2乏气分流分别进入所述多个回热器、多个燃料冷却器及多个压缩机的流量；
S5：在CO2乏气流体从所述多个燃料冷却器进入多个压缩机和对应的多个回热器的过程中进行抽气压缩，以使每一个回热器的高压侧通道和低压侧通道内不同压力的CO2乏气流体热容相近，以及每一个燃料冷却器的热流体通道和冷流体通道内CO2乏气流体和冷却用燃料流体热容流量相近；
S6：将CO2返回至所述高超声速飞行器发动机壁面吸热通道，重复执行所述S1至S5。
6.根据权利要求5所述的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统的控制方法，其特征在于，所述CO2在所述高超声速飞行器发动机壁面吸热通道内为超临界状态。
7.根据权利要求5-6任一项所述的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统的控制方法，其特征在于，所述回热器的个数、所述燃料冷却器的个数、所述压缩机的个数和所述分流阀门的个数，均根据高超声速飞行器发动机壁面的集热参数及所述冷却用燃料的物性和能够提供的冷却温度确定。
8.根据权利要求7所述的高超声速飞行器发动机热量回收发电系统的控制方法，其特征在于，所述回热器的个数为两个、所述燃料冷却器的个数为三个、所述压缩机的个数为两个、所述分流阀门的个数为两个。
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