基于乘波体前缘热防护的热能利用方案研究

摘要

乘波体构型是克服高超声速升阻比"屏障"的有效途径.如何维持气动力和气动热的平衡,解决获得高升阻比所需的尖前缘和气动热防护要求的钝化前缘的矛盾,一直是相关领域重点关注的问题.本文以基于乘波飞行器长时间巡航飞行为背景,对其关键前缘的热防护与热能利用进行方案研究.在前缘钝化的基础上,采用主动热防护方案,通过冷却通道内工质循环将气动热严重区域的热带走,高温工质通过涡轮膨胀做功,将吸收的气动热转变为涡轮的输出功,驱动发电机发电或另作他用.合理设计各项参数,选取合适工质,以水为例对循环过程进行理论分析和计算,在入口压力6MPa,入口温度873.15K,出口压力10KPa,流量0.255Kg/s时,循环热效率为36.2％,气动热吸收率为33.95％. 研究表明，实际改进的郎肯循环热效率一般不超过40％。但本文研究的热能利用方案背景不同，飞行器状态参数有诸多限制，要想吸收尽可能多的热，提高做功能力的同时，保证较高的循环热效率，应考虑提高入口参数，即涡轮入口压力和温度，在材料热力性能和强度性能允许范围内，尽量保持较高的和。而气动热吸收率还较低，热防护效果不够明显，需要进行参数设计优化，不断提高气动热吸收率，使涡轮输出更多的有用功。