CN113247245A - 具有热能利用系统的高超声速飞行器及其流动控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种具有热能利用系统的高超声速飞行器及流动控制方法，涉及高超声速飞行器热管理与流动控制领域。通过在高超声速飞行器的头部位置设置超临界CO₂换热微通道以进行换热，超临界CO₂流过超临界CO₂换热微通道吸收大量热量实现飞行器头部降热，高温高压超临界CO₂随后冲击透平做功，并通过发电机将超临界CO₂所携带的高超声速气体内能转化为电能，储存在蓄电池中，可用于飞行器各系统的供电；随后充分利用经历热能利用过程的高压CO₂气体，在飞行器头部及尾翼前缘喷射高压射流控制头部激波和尾翼激波，从而降低飞行器头部和尾翼热流和阻力，实现高超声速飞行器降热减阻。

Description

具有热能利用系统的高超声速飞行器及其流动控制方法

技术领域

本发明涉及主动流动控制技术、高超声速飞行器技术以及超临界CO₂热电转化技术领域，具体是一种具有热能利用系统的高超声速飞行器及其流动控制方法。

背景技术

高超声速飞行器技术是21世纪航空航天技术领域新的制高点。高超声速飞行器需要在大气层内长时间保持高超声速飞行，严酷的气动热环境和苛刻的高升阻比要求使得高超声速飞行器设计面临着严峻的挑战。而单纯从气动外形设计角度寻求升阻比优化途径必然导致飞行器容积率过小，从而引起其它作战效能的损失并增加热防护系统的负担。因此，在不对动力系统、助推器或飞行器外形提出更高要求的情况下，探索降热减阻的有效技术方案及其实现途径，是满足高超声速飞行器高升阻比最为可行的技术途径之一。

对飞行器而言，严酷的气动热环境也意味着巨大的能量，因此，探索通过利用飞行器飞行环境中的热能来实现飞行器降热是一种很有前景的技术途径。

先进的主动流动控制技术在航空航天领域具有广阔的应用前景，具有显著提高飞行器性能的潜力，将极可能成为21世纪航空航天和空气动力学的重大突破性技术。就目前的研究进展来看，主动流动控制技术是提高飞行器升阻比、降低飞行器气动热的有效途径，但是总结而言传统的主动流动控制方法存在如下缺点：控制能力不足，无法应用于超声速、高超声速流场；需要额外能量输入或需要携带大量气源；影响飞行器气动外形等等。因此，发展一种能量自持、控制力强且对飞行器气动外形无不良影响的系统流动控制技术具有重要意义。

超临界CO₂热能利用技术是新能源发电的热点研究方向之一，其采用的热力循环是布雷顿循环，同使用水为循环工质的朗肯循环以及传统的气体布雷顿循环相比，超临界CO₂布雷顿循环发电技术，具有环境友好、热效率高、经济性好的特点，并且可以与现有的多种热源系统结合应用，被视为是未来发电极具前景的方向之一。目前其应用主要在核动力水面舰船及潜艇、商用核能电厂、工业废热发电等方面。基于其原理，对于具有较高热量的高超声速流场，也有极好的应用前景。

发明内容

为了克服现有技术中高超声速飞行器热防护系统、基于外形优化高升阻比设计技术以及飞行器流动控制技术能量供应、控制能力等方面的不足，本发明提供一种具有热能利用系统的高超声速飞行器及其流动控制方法，为高超声速飞行器提供一种可提供电能，并可实现降热及减阻功能的系统控制技术。

为实现上述目的，本发明提供一种具有热能利用系统的高超声速飞行器，包括飞行器以及设在所述飞行器上的热能利用模块与流动控制模块；

所述热能利用模块包括：

高压液态CO₂储箱，用于存储高压液态CO₂；

超临界CO₂储箱，与所述高压液态CO₂储箱通过第一管路相连，用于将高压液态CO₂转换为超临界CO₂；

超临界CO₂换热微通道，设在所述飞行器的头部，且所述超临界CO₂换热微通道的首端与所述超临界CO₂储箱通过第二管路相连，用于使超临界CO₂吸收所述飞行器头部的热能；

热能发电组件，与所述超临界CO₂换热微通道的尾端通过第三管路相连，用于将超临界CO₂携带的热能转换成电能存储后，使超临界CO₂转化为高压CO₂气体；

所述流动控制模块包括：

高压CO₂气体储箱，与所述热能发电组件通过第四管路相连，用于存储高压CO₂气体；

第一射流孔，设在所述飞行器的头部，且与所述高压CO₂气体储箱通过第五管路相连，以利用高压CO₂气体在所述飞行器的头部产生逆向射流，控制头部激波，可使头部激波脱体距离增大，从而可减小飞行器阻力和头部热流；

第二射流孔，设在所述飞行器的侧壁，且与所述高压CO₂气体储箱通过第六管路相连，以利用高压CO₂气体在所述飞行器的尾翼产生侧向射流，侧向射流通过削弱尾翼激波，消除激波交叉点等方式，降低阻力以及由于激波边界层干扰等引起的局部高热流。

本发明中的热能利用模块基于超临界CO₂布雷顿循环系统改进提出，高压液态CO₂工质储存在高压液态CO₂储箱内，流经超临界二氧化碳储箱时经过电加热升温转变成超临界状态，从而为整个系统提供超临界CO₂工质，超临界CO₂经过飞行器头部布置的超临界CO₂换热微通道吸收热量，实现飞行器主动降热，随后携带大量热量的高压超临界CO₂冲击热能发电组件做功，将所携带的热能转换为电能，所产生的电能可用于流动控制模块及飞行器各系统的供能。经过热能利用过程后的超临界CO₂工质不再回到循环中，而是经历一个膨胀过程，转换成约7MPa的高压CO₂气体，储存于高压CO₂气体储箱，用于提供流动控制模块的气源。由于可提供压强高达7MPa的流动控制气源，因此可控压比(气源压强与环境压强之比)可达70以上，可形成控制力较强的超声速甚至高超声速射流，可胜任高超声速流场控制任务。

在其中一个实施例中，所述热能发电组件包括透平、发电机与蓄电池；

所述透平的输入端通过第三管路与所述超临界CO₂换热微通道的尾端相连，所述透平的输出端通过第四管路与所述高压CO₂气体储箱相连；

所述发电机与所述透平传动相连，所述发电机与所述蓄电池电性相连。

在其中一个实施例中，所述超临界CO₂换热微通道为平直通道或Z字型通道或S型通道或翼型通道。

在其中一个实施例中，所述超临界CO₂换热微通道的数量为20-100，且每一所述超临界CO₂换热微通道的直径为0.5-2mm。

在其中一个实施例中，所述第一管路、所述第二管路、所述第三管路、所述第四管路、所述第五管路、所述第六管路均为内衬四氟、外侧不锈钢编制、外加弹簧保护的高压金属软管。

在其中一个实施例中，所述第一管路、所述第二管路、所述第五管路、所述第六管路上均设有流量阀，用于控制所述热能利用模块与所述流动控制模块的流体流量，在需要进行流动控制时，控制流量阀的开度，根据需要喷射不同流量的高速射流，高速射流经流体管路喷出控制流场。

在其中一个实施例中，所述飞行器上设有电性相连的传感器组件与处理器；

所述传感器组件包括但不限于加速度计、静压传感器以及温度传感器，以用于获取所述飞行器的飞行环境相关数据；

所述处理器集成于所述飞行器控制系统内，且所述处理器与所述流量阀通信相连，以基于所述飞行器的飞行环境相关数据控制所述热能利用模块与所述流动控制模块的运行。

为实现上述目的，本发明还提供一种上述具有热能利用系统的高超声速飞行器的流动控制方法，包括如下步骤：

步骤1，飞行器加速到超声速或以上时，控制高压液态CO₂储箱内的高压液态CO₂经由第一管路进入超临界CO₂储箱，并在超临界CO₂储箱加热转化为超临界CO₂；

步骤2，控制超临界CO₂储箱内的超临界CO₂经由第二管路进入超临界CO₂换热微通道，使超临界CO₂在飞行器的头部吸收大量热量后进入热能发电组件，将超临界CO₂携带的热能转换成电能，同时使超临界CO₂转化为高压CO₂气体后存储至高压CO₂气体储箱；

步骤3，基于飞行器的飞行环境相关数据控制高压CO₂气体储箱的高压CO₂气体经由第一射流孔在飞行器的头部位置产生逆向射流，控制头部激波，实现飞行器的头部减阻降热；和/或控制高压CO₂气体储箱的高压CO₂气体经由第二射流孔在飞行器的尾翼位置产生侧向射流，削弱尾翼激波及激波干扰，实现尾翼的减阻降热。

本发明提供的一种具有热能利用系统的高超声速飞行器及其流动控制方法具有如下有益技术效果：

1、将能源领域的新型热能利用技术改进应用于高超声速飞行器，实现了高超声速流场能量的综合利用，可为飞行器提供额外电能及气源，实现系统零能耗，即能量自持。

2、实现了飞行器的主动双重热防护，即将热能利用降热与主流流动控制热防护(基于激波控制技术的热防护)相结合，可实现高超声速飞行器长时间、高效率的防热，且采用前述高压CO₂气源产生射流进行控制，无需额外提供气源和能量。

3、通过对飞行器头部和尾翼激波的控制，可大大减小飞行器受到的阻力，提升飞行器航程，减阻技术的引入，可减轻飞行器高升阻比外形优化设计的压强，提升飞行器容积率；

4、适用于高超声速导弹、高超声速滑翔飞行器等多类型高超声速飞行器。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明实施例中具有热能利用系统的高超声速飞行器的结构示意图。

附图标号：飞行器10、飞行器头部101、飞行器尾翼102、飞行器供电系统103；高压液态CO₂储箱201、超临界CO₂储箱202、超临界CO₂换热微通道203、透平204、发电机205、蓄电池206；高压CO₂气体储箱301、第一射流孔302、与第二射流孔303、逆向射流304、侧向射流305；第一管路401、第二管路402、第三管路403、第四管路404、第五管路405、第六管路406；处理器501、传感器组件502、流量阀503。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；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或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

如图1所示为本实施例公开的一种具有热能利用系统的高超声速飞行器，其主要包括飞行器10以及设在飞行器10上的热能利用模块与流动控制模块。

热能利用模块包括高压液态CO₂储箱201、超临界CO₂储箱202、超临界CO₂换热微通道203、热能发电组件。其中，高压液态CO₂储箱201用于存储高压液态CO₂；超临界CO₂储箱202与高压液态CO₂储箱201通过第一管路401相连，用于将高压液态CO₂转换为超临界CO₂；超临界CO₂换热微通道203设在飞行器头部101，且超临界CO₂换热微通道203的首端与超临界CO₂储箱202通过第二管路402相连，用于使超临界CO₂吸收飞行器头部101的热能；热能发电组件与超临界CO₂换热微通道203的尾端通过第三管路403相连，用于将超临界CO₂携带的热能转换成电能存储后，使超临界CO₂转化为高压CO₂气体。

流动控制模块包括高压CO₂气体储箱301、第一射流孔302、与第二射流孔303。其中，高压CO₂气体储箱301与热能发电组件通过第四管路404相连，用于存储高压CO₂气体；第一射流孔302设在飞行器头部101的中心位置，且与高压CO₂气体储箱301通过第五管路405相连，以利用高压CO₂气体在飞行器头部101产生逆向射流304，控制飞行器头部101激波；第二射流孔303设在飞行器尾翼102的前缘位置，且与高压CO₂气体储箱301通过第六管路406相连，以利用高压CO₂气体在飞行器尾翼102产生的前缘侧向射流305，削弱飞行器尾翼102激波及激波干扰。

本实施例中，热能发电组件包括透平204、发电机205、蓄电池206以及飞行器供电系统103。透平204的输入端通过第三管路403与超临界CO₂换热微通道203的尾端相连，透平204的输出端通过第四管路404与高压CO₂气体储箱301相连。发电机205与透平204传动相连，发电机205与蓄电池206、飞行器供电系统103电性相连。

本实施例中，超临界CO₂换热微通道203为平直通道或Z字型通道或S型通道或翼型通道，超临界CO₂换热微通道203的数量为20-100，且每一超临界CO₂换热微通道203的直径为0.5-2mm。具体实现过程为：针对高超声速飞行器10具体型号设计一个弓形的或其他曲线形状的传热板作为飞行器头部101，随后采用化学刻蚀的方法在传热板内部刻蚀20-100个直径0.5-2mm的微小流道作为超临界CO₂换热微通道203，其中，微小流道可根据需要采取平直通道、Z字型通道、S型通道或翼型通道，使得超临界CO₂换热微通道203具有换热效率高、结构紧凑、且能承受高温高压的特点。

本实施例中，第一管路401、第二管路402、第三管路403、第四管路404、第五管路405、第六管路406均为采用高压金属软管，以尽可能减轻重量且方便布置。其中，高压金属软管内衬四氟、外侧不锈钢编制、外加弹簧保护，使得高压金属软管可承受15MPa高压。

本实施例中，第一管路401、第二管路402、第五管路405、第六管路406上均设有流量阀503，用于控制热能利用模块与流动控制模块的流体流量。具体地，各流量阀503分别安装于高压液态CO₂储箱201出口处、超临界CO₂储箱202出口处、第五管路405出口处、第六管路406出口处，用于控制用于热能利用及流动控制的流体流量。其中，流量阀503采用电动高压球阀，可通过4-20mA电流信号调节阀门开度，从而对流量进行调节，电动高压球阀可承受32MPa高压。

本实施例中，飞行器10上设有电性相连的传感器组件502与处理器501。其中，传感器组件502包括但不限于加速度计、静压传感器以及温度传感器，以用于获取飞行器10的飞行环境相关数据。处理器501集成于飞行器10控制系统内，且处理器501与流量阀503通信相连和/或电连接，且处理器501中具有预先编写好的程序可以将飞行器10的飞行环境相关数据换算得到飞行器10的飞行状态参数，随后处理器501基于飞行器10的飞行状态参数控制各流量阀503来控制热能利用模块与流动控制模块的运行，便于流动控制系统的控制。至于如何设置将飞行器10的飞行环境相关数据成飞行器10的飞行状态参数的程序，以及如何基于飞行器10的飞行状态参数控制飞行器10上的射流均为所属领域的常规技术手段，因此本实施例中不再赘述。

本实施例中，超临界CO₂是指CO₂工质温度和压强分别超过31℃和7.38MPa时的状态，由飞行器10上高压液态CO₂储箱201内的高压液态CO₂产生，高压液态CO₂压强约为7.5MPa，温度约为20℃，从而可大大减小占用体积；高压液态CO₂流经配备有电加热装置的超临界CO₂储箱202，经过加热后转变成超临界状态，温度升高到约40℃，压强基本不变，从而确保工质以超临界状态流入超临界CO₂换热微通道203，保证换热的高效率，高压液态CO₂储箱201和超临界CO₂储箱202均采用耐高压绝热储箱。

本实施例中，高压CO₂气体储箱301里中约7MPa的高压CO₂气源用于后续流动控制，由于高超飞行器10飞行环境一般为临近空间，空气稀薄，压强远低于大气压强，因此气源与与外界环境的可控压比可达70以上，可形成强劲的超声速甚至高超声速射流用于高超声速流场的流动控制。

本实施例中具有热能利用系统的高超声速飞行器10的换热与流动控制过程为：

热能利用过程中，当高超声速飞行器10加速到超声速或以上时，传感器组件502监测到飞行器10的飞行参数并反馈给处理器501；处理器501第一管路401上的流量阀503打开，高压液态CO₂储箱201中存储有压强约为7.5MPa，温度约为20℃的高压液态CO₂，高压液态CO₂随后流经超临界CO₂储箱202；超临界CO₂储箱202中配备有电加热装置，随后高压液态CO₂在超临界CO₂储箱202中被加热到约40℃并转化为超临界CO₂；接着处理器501控制第二管路402上的流量阀503打开，超临界CO₂流经飞行器头部101的超临界CO₂换热微通道203吸收大量热量，接着流经透平204，冲击透平204做功，并带动发电机205将超临界CO₂携带的热能转换成电能，储存在蓄电池206及飞行器供电系统103中，后续用于流动控制模块及飞行器10其它装置的供能。经历热能利用过程后的超临界CO₂随后经过短暂的膨胀过程转化为高压CO₂气体，并存储于高压CO₂气体储箱301中；

流动控制过程中，飞行器10通过传感器组件502监测飞行环境变化并反馈给处理器501，处理器501发出命令控制第五管路405和/或第六管路406上的流量阀503打开，并控制开度以调节射流流量，第一射流孔302在飞行器头部101产生逆向射流304，控制飞行器头部101激波，实现飞行器头部101减阻降热，第二射流孔303在飞行器尾翼102前缘产生侧向射流305，削弱飞行器尾翼102激波及激波干扰，实现尾翼的减阻降热。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (8)

1.一种具有热能利用系统的高超声速飞行器，其特征在于，包括飞行器以及设在所述飞行器上的热能利用模块与流动控制模块；

所述热能利用模块包括：

高压液态CO₂储箱，用于存储高压液态CO₂；

超临界CO₂储箱，与所述高压液态CO₂储箱通过第一管路相连，用于将高压液态CO₂转换为超临界CO₂；

超临界CO₂换热微通道，设在所述飞行器的头部，且所述超临界CO₂换热微通道的首端与所述超临界CO₂储箱通过第二管路相连，用于使超临界CO₂吸收所述飞行器头部的热能；

热能发电组件，与所述超临界CO₂换热微通道的尾端通过第三管路相连，用于将超临界CO₂携带的热能转换成电能存储后，使超临界CO₂转化为高压CO₂气体；

所述流动控制模块包括：

高压CO₂气体储箱，与所述热能发电组件通过第四管路相连，用于存储高压CO₂气体；

第一射流孔，设在所述飞行器的头部，且与所述高压CO₂气体储箱通过第五管路相连，以利用高压CO₂气体在所述飞行器的头部产生逆向射流，控制头部激波；

第二射流孔，设在所述飞行器的侧壁，且与所述高压CO₂气体储箱通过第六管路相连，以利用高压CO₂气体在所述飞行器的尾翼产生侧向射流，削弱尾翼激波及激波干扰。

2.根据权利要求1所述具有热能利用系统的高超声速飞行器，其特征在于，所述热能发电组件包括透平、发电机与蓄电池；

所述透平的输入端通过第三管路与所述超临界CO₂换热微通道的尾端相连，所述透平的输出端通过第四管路与所述高压CO₂气体储箱相连；

所述发电机与所述透平传动相连，所述发电机与所述蓄电池电性相连。

3.根据权利要求1所述具有热能利用系统的高超声速飞行器，其特征在于，所述超临界CO₂换热微通道为平直通道或Z字型通道或S型通道或翼型通道。

4.根据权利要求3所述具有热能利用系统的高超声速飞行器，其特征在于，所述超临界CO₂换热微通道的数量为20-100，且每一所述超临界CO₂换热微通道的直径为0.5-2mm。

5.根据权利要求1或2或3或4所述具有热能利用系统的高超声速飞行器，其特征在于，所述第一管路、所述第二管路、所述第三管路、所述第四管路、所述第五管路、所述第六管路均为内衬四氟、外侧不锈钢编制、外加弹簧保护的高压金属软管。

6.根据权利要求1或2或3或4所述具有热能利用系统的高超声速飞行器，其特征在于，所述第一管路、所述第二管路、所述第五管路、所述第六管路上均设有流量阀，用于控制所述热能利用模块与所述流动控制模块的流体流量。

7.根据权利要6所述具有热能利用系统的高超声速飞行器，其特征在于，所述飞行器上设有电性相连的传感器组件与处理器；

所述传感器组件包括但不限于加速度计、静压传感器以及温度传感器，以用于获取所述飞行器的飞行环境相关数据；

所述处理器集成于所述飞行器控制系统内，且所述处理器与所述流量阀通信相连，以基于所述飞行器的飞行环境相关数据控制所述热能利用模块与所述流动控制模块的运行。

8.一种权利要求1至7任一项所述具有热能利用系统的高超声速飞行器的流动控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1，飞行器加速到超声速或以上时，控制高压液态CO₂储箱内的高压液态CO₂经由第一管路进入超临界CO₂储箱，并在超临界CO₂储箱加热转化为超临界CO₂；

步骤2，控制超临界CO₂储箱内的超临界CO₂经由第二管路进入超临界CO₂换热微通道，使超临界CO₂在飞行器的头部吸收大量热量后进入热能发电组件，将超临界CO₂携带的热能转换成电能，同时使超临界CO₂转化为高压CO₂气体后存储至高压CO₂气体储箱；

步骤3，基于飞行器的飞行环境相关数据控制高压CO₂气体储箱的高压CO₂气体经由第一射流孔在飞行器的头部位置产生逆向射流，控制头部激波，实现飞行器的头部减阻降热；和/或控制高压CO₂气体储箱的高压CO₂气体经由第二射流孔在飞行器的尾翼位置产生侧向射流，削弱尾翼激波及激波干扰，实现尾翼的减阻降热。

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