超临界CO2半布雷顿冷电联供系统特性研究

doi:10.19328/j.cnki.2096-8655.2026.04.008

超临界 CO₂半布雷顿冷电联供系统特性研究

doi: 10.19328/j.cnki.2096‑8655.2026.04.008

陈齐飞 ¹ ，胡文杰 ¹ ，董家麒 ¹ ，李涛 ¹ ，邱云龙 ² ，何一坚 ¹

1. 浙江大学能源工程学院，浙江杭州 310027

2. 浙江大学航空航天学院，浙江杭州 310027

基金项目: 浙江省尖兵领雁计划资助项目（2023C01251）

详细信息

通信作者

何一坚，E-mail：yijian_he@zju.edu.cn。

中图分类号: V435+.14

文献标志码: A

Research on Characteristics of Supercritical CO₂ Semi-Brayton Cooling and Power System

CHEN Qifei ¹ ， HU Wenjie ¹ ， DONG Jiaqi ¹ ， LI Tao ¹ ， QIU Yunlong ² ， HE Yijian ¹

1. College of Energy Engineering, Zhejiang University, Hangzhou 310027, Zhejiang, China

2. School of Aeronautics and Astronautics, Zhejiang University, Hangzhou 310027, Zhejiang, China

摘要

针对高超声速飞行器面临的热防护及供电不足问题，提出一种超临界 CO₂半布雷顿冷电联供系统。该系统高压侧 CO₂在飞行器壁面冷却过程中以跨临界方式吸收气动热，后经过膨胀机做功排向环境，能在对高温壁面冷却的同时提供电能，实现冷电联供。结合高超声速飞行器的典型运行工况，开展系统热力学分析，讨论冷却通道内不同吸热压力和出口温度，对系统冷却和发电能力的影响。结果表明：相比闭式布雷顿系统，新系统的冷电联供性能得到显著提高，在不同吸热压力下，气动热吸热量提高 9.1%~31.3%，输出功提高 19.0%~42.8%；在不同冷却通道出口温度下，吸热量提高 13.2%，输出功提高 38.0%；在 10~30 MPa 吸热压力及 770~1 000 K 冷却通道出口温度范围内，系统热效率高达 40.8%。当运行时间小于 60 min 时，半布雷顿系统的质量小于闭式布雷顿系统的质量，相比蓄电池的质量减少了 54%。综合来看，本文提出的超临界 CO₂半布雷顿冷电联供系统为未来高超声速飞行器面临的苛刻热防护及供电新需求提供了一种全新方案。

关键词

高超声速飞行器 / 热防护 / 跨临界吸热 / 冷电联供

Abstract

To address the challenges of thermal protection and power supply insufficiency faced by hypersonic vehicles，a supercritical CO₂ semi-Brayton cooling and power system is proposed.In this system，the CO₂ on the high-pressure side absorbs the aerodynamic heat in a transcritical manner during the cooling process of the vehicle’s wall，expands to perform work，and then is discharged into the environment.This configuration simultaneously cools the high-temperature wall and generates electrical energy，achieving both cooling and power.Considering the typical operating conditions of hypersonic vehicles，a thermodynamic analysis of the system is conducted，and the effects of varying heat absorption pressures and outlet temperatures within the cooling channel on the system’s cooling and power generation capabilities are studied. The results indicate that compared with a closed Brayton system，the proposed system significantly enhances the combined cooling and power performance. Specifically，under different heat absorption pressures，the amount of absorbed aerodynamic heat increases by 9.1%-31.3%，and the output power increases by19.0%-42.8%. Moreover，with varying outlet temperatures in the cooling channel，the heat absorption increases by13.2%，and the output power increases by 38.0%.Notably，when the heat absorption pressure is between 10 MPa and30 MPa and the cooling channel outlet temperature is between 770 K and 1 000 K，the system achieves a remarkable thermal efficiency of up to 40.8%.Furthermore，when operating for less than 60 minutes，the mass of the semi-Brayton system is lower than that of a closed Brayton system，demonstrating a 54% reduction in the mass compared with the battery.Collectively，the supercritical CO₂ semi-Brayton cooling and power system presented in this study offers a novel solution for the new demands of harsh thermal protection and power supply faced by future hypersonic vehicles.

Keywords

hypersonic vehicle / thermal protection / transcritical heat absorption / cooling and power

0 引言 1 超临界 CO₂半布雷顿冷电联供系统 1.1 工作原理 1.2 理论模型 2 系统特性分析 2.1 主要运行参数对系统特性的影响 2.2 CO₂工质与传统燃油工质在再生冷却系统中的性能对比 2.3 典型系统质量对比 3 结束语

0 引言

通常情况下，高超声速飞行器（马赫数 Ma>5）在长时间高速飞行中，其壁面会受到严峻的气动加热效应，导致壁面温度极高，头部壁面来流温度可超过 1 000 K，发动机进气道和燃烧室壁面温度更是超过了 3 000 K^[1]，需要高效的热防护技术对壁面进行冷却。高超声速飞行器的热防护方案分为被动式热防护和主动式热防护。目前的被动式热防护技术已难以满足高超声速飞行器的热防护需求；主动式热防护技术通过冷却剂流经高温壁面内部的冷却通道（如图 1 所示）带走气动热，能适应更高的热流密度。其中，再生冷却技术是典型的主动式热防护技术，利用飞行器携带的燃油作为冷却剂（冷源）。燃油流经高温壁面内部的冷却通道时吸收气动热，随后进入燃烧室燃烧，实现能量再生。然而，随着Ma 的增加，冷却壁面所需的燃油流量也相应增加，当 Ma>8 时，冷却壁面所需的燃油流量将超过燃烧室推进所需的燃油流量，造成额外的燃油损耗^[2]。因此，再生冷却技术目前在燃烧推进与壁面热防护的协同方面面临严峻挑战。

图 1 高温壁面的主动式热防护结构

Fig. 1 Structure of the actively cooled channel for high-temperature walls

高超声速飞行器面临的另一个难题是供电不足问题。随着高超声速飞行器的发展，机载设备的电能需求也急剧增大。而高超声速飞行器所采用的冲压发动机无法利用轴功带动发电机进行发电。因此，发展融合壁面热防护与发电功能的高效冷电联供技术是高超声速飞行器发展的关键问题之一。燃油裂解气涡轮系统（在 HyTech 计划中首次提出）是在再生冷却技术的基础上发展起来的一种冷电联供技术，其原理如图 2 所示：燃油吸收气动热后形成裂解气，随后进入涡轮膨胀做功，最后注入燃烧室用于推进^[3]。然而，飞行器上的燃油十分有限，燃油同时用于燃烧室推进和涡轮做功，其流量限制将极大地影响系统的发电能力；涡轮的输出功受燃油裂解状态影响较大，当燃油无法充分裂解时，涡轮输出功急剧减少^[4-5]；燃油裂解气也易在冷却通道内部结焦导致传热恶化，影响壁面的冷却效果^[6-7]。因此，采用再生冷却涡轮系统进行冷电联供面临诸多挑战。由于使用燃油裂解气的再生冷却技术的种种局限性，研究采用第 3 种流体作为工质的高超声速飞行器冷电联供新技术十分必要。

图 2 传统燃油裂解气涡轮系统

Fig. 2 Schematic diagram of the traditional fuel cracked gas turbine power generation system

采用有机工质、CO₂等第 3 种流体作为高温壁面的冷却剂，并构建热力循环形成冷电联供系统，既能减少热防护系统的燃油消耗，又能提供稳定的电力输出^[8]。喻志刚^[9] 提出将有机朗肯循环（Organic Rankine Cycle，ORC）与温差发电相结合的热防护方案：有机工质在壁面冷却通道内吸热，但其最高温度受限于临界温度，故在高温壁面与蒸发器之间增设半导体温差发电单元；有机工质于蒸发器中带走半导体冷端热量后，进入膨胀机做功发电。该循环利用飞行器制冷系统的排气作为冷源，虽消除了燃油消耗，但是工质的冷却过程无疑增大了制冷系统的热负荷，进而增加制冷系统和飞行器的电能消耗。同时，温差发电的热电转换效率仅为 ORC 的 30% 左右，使得系统整体热效率较低。

CO₂ 的热稳定性好，其临界温度仅为31.1 ℃^[10-11]，超临界状态下热物性良好，且吸热升温过程与热源匹配性高，适合用于高温余热回收^[12-13]。相同功率等级下，以 CO₂为工质的动力循环系统体积仅为蒸汽朗肯系统的 1/30~1/20，总质量可减少约 50%^[14-15]，显示出其在高超声速飞行器冷电联供系统中的良好应用前景。姜培学等^[16]提出了基于燃油冷却的闭式 CO₂布雷顿热防护系统，如图 3（a）所示：超临界 CO₂在壁面冷却通道中吸收气动热，进入涡轮做功后的 CO₂由低温燃油冷却。该方案通过优化燃油当量比，减少了系统燃油消耗，并获得了较高的系统热效率。然而，为使 CO₂能够冷却至临界点附近以降低压缩机耗功，系统仍然需要消耗燃油，因而未能根本摆脱机载燃油有限的制约。

CO₂在近临界区的密度接近于液体^[17]，黏度接近于气体，导热系数和比热容分别为气态的 2 倍和7 倍^[18-19]。若 CO₂在吸热过程的初始温度低于临界温度，则 CO₂ 以跨临界方式在高温壁面中吸热升温^[20]，不仅能够提高 CO₂在冷却过程中的导热系数和比热容，且能够以更低的温度对高温壁面进行冷却。从飞行器热防护的角度分析，跨临界的吸热过程相比于闭式布雷顿系统中 CO₂在超临界区的吸热过程更具优势。在闭式布雷顿系统中，CO₂必须冷却至临界点附近再进行压缩，否则会导致压缩功耗突增^[21]，这对系统运行参数有严苛要求。考虑 CO₂在临界点附近的密度接近于液体，采用储罐存储高压液态 CO₂，不仅能使 CO₂以跨临界方式对高温壁面进行冷却，还能省去系统的压缩过程，提高系统运行稳定性。做功后的 CO₂不再需要冷却和压缩，利用飞行器的射流通道直接排出，无需消耗燃油对CO₂进行冷却^[22]。

结合以上分析，本文提出一种超临界 CO₂半布雷顿冷电联供系统，用于高超声速飞行器的壁面热防护和电力供给。该系统利用储罐存储高压液态CO₂，CO₂在高压侧的吸热和做功过程与闭式布雷顿系统相同，而做功后的 CO₂经射流通道直接排出。相比于闭式布雷顿系统，新系统一方面充分利用了CO₂近临界区的物性，提高了 CO₂在高温壁面冷却通道中的冷却能力；另一方面不需要消耗燃油热沉来冷却 CO₂，克服了高超声速飞行器燃油有限冷却的问题。

1 超临界 CO₂半布雷顿冷电联供系统

1.1 工作原理

传统闭式布雷顿系统用于高超声速飞行器冷电联供的工作流程如图 3（a）所示。该系统主要由压缩机、壁面冷却通道、透平和冷却器 4 个核心部件组成，其工作原理基于布雷顿循环。CO₂工质在压缩机中被压缩，压力升高，同时温度也会因压缩而上升；压缩后的高温高压 CO₂进入壁面冷却通道，吸收飞行器表面气动热，温度进一步升高^[23-24]；高温高压的 CO₂工质进入透平，在透平中膨胀做功，推动透平旋转并带动发电机发电，自身温度和压力降低；从透平出来的 CO₂工质进入冷却器，向环境排热，温度和压力进一步降低，之后返回压缩机，开始新的循环^[25]。本研究所提出的超临界 CO₂半布雷顿冷电联供系统工作流程如图 3（b）所示。在半布雷顿系统中，储罐能够利用地面设施制备并存储高压 CO₂而不消耗膨胀机轴功，相比于闭式布雷顿系统更容易提高 CO₂ 的吸热压力。飞行器舱内环境可以使储罐温度保持在 30 ℃，低于 CO₂ 的临界温度，因此储罐能够存储高压液态 CO₂。CO₂经过减压阀达到系统的工作压力（0-1）后，流入壁面冷却通道与高温壁面换热（1-2），吸收气动热升温后进入超临界区；冷却通道出口的超临界 CO₂随即进入膨胀机中做功发电（2-3）；膨胀做功后的 CO₂经节流阀降压（3-4）后，借助高超声速飞行器自带的射流通道直接排出。

其中，壁面冷却通道的结构如图 3（c）所示对系统的冷却能力十分重要，其内部流道一般为微小流道结构^[26-27]。印刷电路板式换热器（Printed Circuit Heat Exchanger，PCHE）具有非常小的水力直径和极佳的换热特性，同时具备耐高温高压、内部压降小的优势^[28]。Z 型流道 PCHE 具有更高的换热效率，因此半布雷顿系统的壁面换热器采用 Z 型流道PCHE。

图 3 CO₂冷电联供系统工作流程

Fig. 3 Workflow chart of the CO₂ cooling and power system

半布雷顿系统与闭式布雷顿系统在吸热过程中的比热容对比（压力为 15 MPa）如图 4 所示。由于半布雷顿系统借助储罐可以更易达到较高的吸热压力，同时降低 CO₂的吸热初始温度，因此吸热过程中的比热容相比闭式布雷顿系统有所提高，且在温度达到临界点附近时显著升高。在相同的冷却通道出口温度下，半布雷顿系统吸热过程中的比热容平均提高了 10.4%，说明半布雷顿系统跨临界吸热方式在飞行器的壁面冷却中更具优势。

图 4 吸热过程比热容对比

Fig. 4 Comparison of the specific heat capacities in the heat absorption process

1.2 理论模型

在高超声速飞行器应用中，PCHE 的主要设计要求为：1）换热能力强，能够在短时间内带走更多的壁面热量；2）承压能力强，能够满足跨临界 CO₂动力循环的工况要求；3）结构紧凑，整体质量较小。Z 型流道 PCHE 更适合作为燃料基 CO₂跨临界冷电联供（Fuel-Based CO₂Transcritical Cooling and Power，FCTCP）系统的换热器，以及燃烧室壁面的冷却通道，材料选用 617 合金。PCHE 流道构型如图 3（c）所示，其中壁面冷却通道与高温来流直接接触，通道内流体为 CO₂。考虑到 CO₂在 PCHE 内的换热过程涉及跨临界效应，因此选取雷诺数（Re）范围较广的换热关联式^[17]进行计算：

N u = 0.041 R e^{0.83} \Pr^{0.95} (3000 ⩽ Re ⩽ 60000)

（1）

式中：Nu 为努塞尔数；Re 为雷诺数；Pr 为普朗特数。

膨胀机是利用气动热进行热功转换的关键部件。高超声速飞行器在飞行时的高温来流变化复杂，而膨胀机的输出性能受入口参数的影响较大，例如随 Ma 的增大，超临界 CO₂进入膨胀机的温度升高等，因此膨胀机需要具备较高的稳定性和等熵效率。涡旋膨胀机在小型余热回收系统中有广泛应用^[29-31]，并具有结构紧凑、运行稳定、效率高的优点，适合应用于高超声速飞行器中，因此本系统采用涡旋膨胀机。结合图 3 所示的系统流程，系统各部分的计算公式如下：

0-1 等焓节流：

p_{1} = p_{0} / π_{1}

（2）

T_{1} = T_{0} / π^{(κ - 1) / κ}

（3）

1-2 等压吸热：

p_{2} = p_{1}

（4）

Q_{e} = q_{m} \sum C_{pi} (T_{i + 1} - T_{i}) = \sum K_{i} A_{i} Δ T_{m}

（5）

K = \frac{1}{h_{hot}^{- 1} + δ λ^{- 1} + h_{cold}^{- 1}}

（6）

Δ T_{m} = \frac{Δ T_{1} - Δ T_{2}}{\ln (Δ T_{1} / Δ T_{2})}

（7）

H_{2} = Q_{e} / q_{m} + H_{1}

（8）

2-3 等熵膨胀：

p_{3} = p_{2} / π_{2}

（9）

W = η_{is} q_{m} (H_{3} - H_{2})

（10）

式中：π₁ 为储罐压力 p₀与吸热压力 p₁之比；π₂ 为膨胀机入口压力 p₂与出口压力 p₃之比；κ 为 CO₂的绝热指数；T₀、T₁分别为储罐温度和冷却通道入口温度，K；Q_e为 CO₂吸收的气动热，kW；q_m为 CO₂的质量流量，kg/s；C_pi为第 i段 CO₂的定压比热容，kJ/（kg·K）；T_i、T_i₊₁分别为第 i段的入口温度和出口温度，K；K_i为第i 段的总传热系数，W/（m²·K）；A_i为第 i 段的换热面积，m²；ΔT_m为对数平均温差，K；h_hot、h_cold分别为热侧和冷侧对流换热系数，W/（m²·K）；δ 为壁厚，m；λ 为壁面材料导热系数，W/（m·K）；ΔT₁、ΔT₂分别为换热器两端温差，K；H₁、H₂、H₃分别为状态点 1、2、3 的比焓，kJ/kg；η_is为膨胀机等熵效率；W 为膨胀机输出功，kW。

结合冷电联供系统的设计目标，本文采用气动热吸热量 Q_e、膨胀机输出功 W、单位质量流量输出功 Ẇ 和系统热效率 η 作为评价指标。热效率定义为

η = \frac{W}{Q_{e}}

（11）

单位质量流量输出功定义为

\dot{W} = \frac{W}{q_{m}}

（12）

2 系统特性分析

2.1 主要运行参数对系统特性的影响

不同吸热压力下 CO₂的物性变化明显，系统的冷电联供性能也随吸热压力而变化。半布雷顿系统中 CO₂的吸热压力，不仅会影响壁面冷却通道的CO₂入口温度 T₁，还会影响膨胀机的输出功。因此，研究吸热压力对系统冷却效果和输出性能的影响至关重要。系统设计参数见表 1，不同吸热压力下半布雷顿系统和闭式布雷顿系统的性能变化对比如图 5 所示。

表 1 系统设计参数

Tab. 1 Design parameters of the system

由图 5（a）可知，闭式布雷顿系统在吸热压力较低时，CO₂在壁面冷却器中的吸热量较小，这是由于低压时 CO₂在临界点附近的比热容突然降低，随着压力升高比热容和吸热量逐渐平稳。而半布雷顿系统的冷却过程为跨临界方式，CO₂的比热容先迅速增大后减小再趋于平稳，因此在整个壁面冷却过程中，其吸热量随压力升高保持较平稳的变化，且整体高于闭式布雷顿系统，提升幅度为 9.1%~31.3%，说明半布雷顿系统的冷却能力显著增强。2 种系统的输出功均随吸热压力升高而增大，变化趋势逐渐平缓。更高的吸热压力意味着膨胀机的输出功和等熵效率的提高，但在闭式布雷顿系统中，将 CO₂压缩至更高压力所消耗的压缩功也更高；而半布雷顿系统由于采用直接放出方式，不损耗轴功用于压缩，因此其输出功增速优于闭式布雷顿系统，在不同吸热压力下其输出功能够提高 19.0%~42.8%，证明了半布雷顿系统的发电能力也获得了提高。由图 5（b）可知，半布雷顿系统的最高热效率可达 41.1%，较闭式布雷顿系统提高了 8.8%~31.0%。由此可以得出结论：半布雷顿系统的冷电联供能力显著优于闭式布雷顿系统；提高吸热压力有利于进一步提高系统的冷电联供能力，但过高的吸热压力会对系统管路的承压能力以及整体质量、尺寸提出更高的要求，因此吸热压力的选取应在冷电联供性能与系统设备可行性之间进行综合权衡。

图 5 不同吸热压力下 2 种系统性能变化对比

Fig. 5 Performance of the two systems at different heat absorption pressures

高温壁面作为半布雷顿系统的唯一热源，其热负荷的改变将影响壁面冷却通道出口的 CO₂ 温度T₂，进而影响系统的发电能力。不同冷却通道出口温度下系统的性能变化规律如图 6 所示。吸热压力为 15 MPa，其他工况参数见表 1。

图 6 不同出口温度下 2 种系统性能变化

Fig. 6 Performance of the two systems at different outlet temperatures

如图 6（a）所示，由于 CO₂在壁面冷却通道中的吸热量越大则出口温度越高，所以吸热量基本呈线性增加趋势。半布雷顿系统的输出功和吸热量均高于闭式布雷顿系统，这是因为半布雷顿系统冷却通道的入口温度更低，能够获得更多的冷却剂热沉用于吸收气动热，故吸热量提高约 13.2%；而在相同的出口温度下，半布雷顿系统的输出功高于闭式布雷顿系统，这是由于半布雷顿系统节省了压缩功，故在不同出口温度下输出功均能提高约 38.0%。由图 6（b）可知，提高冷却通道的出口温度有利于热效率的提高，半布雷顿系统的热效率由 17.9% 升高至22.9%，相比闭式布雷顿系统提高了 21.1%。

以上计算结果说明，相比闭式布雷顿系统，半布雷顿系统在冷电联供能力和热效率上均获得了显著提高；同时，半布雷顿系统不需要消耗燃油对CO₂进行冷却。综上，半布雷顿系统在高超声速飞行器的主动式热防护系统中具有一定的应用潜力。

2.2 CO₂工质与传统燃油工质在再生冷却系统中的性能对比

使用燃油进行冷却的传统再生冷却涡轮系统的工作流程与半布雷顿系统的相似，但其冷却能力与输出功受到燃油携带量和裂解状态的限制而不稳定^[32-34]。为比较超临界 CO₂半布雷顿系统在供电能力上的提升，对比 2 系统在不同壁面温度下单位质量流量的输出功，结果如图 7 所示。燃油在涡轮中的等熵焓降参考文献[33]的数据，燃油的工作压力取 3 MPa。

图 7 不同壁面温度下 2 种系统发电能力对比

Fig. 7 Comparison of the power generation capacities of two systems at different wall temperatures

再生冷却涡轮系统中，燃油在壁面温度达到约1 600 K 时开始裂解，生成可促进涡轮做功的裂解气。在 1 600~1 800 K 范围内，燃料转化率随温度升高而增加，裂解气产量在 1 600~1 750 K 范围内增长迅速，在 1 800 K 时趋于结束^[33]。相应地，该系统的单位质量流量输出功自 1 600 K 起迅速增长，并于 1 800 K 达到峰值后停止上升，如图 7 所示。而半布雷顿系统，相比于再生冷却涡轮系统，在相同壁面温度下单位质量流量输出功显著提升，且在低壁温工况下仍保持较强的发电能力。当壁温为1 000 K 时，半布雷顿系统的单位质量流量输出功提升逾 9 倍；在壁温升至 1 800 K 时，提升幅度仍达122%。

2.3 典型系统质量对比

CO₂动力循环系统具有结构紧凑、质量小的优点。相比闭式布雷顿系统，半布雷顿系统省去了冷却器、冷源储罐和压缩机，但增设了 CO₂储罐，因而需对两者质量进行对比。高超声速飞行器的供电方式除冷电联供系统外，亦常采用蓄电池作为供电方案。以输出功率 1 kW 为例，对 3 种系统的质量进行估算与对比，如图 8 所示。依据文献[16，35]的数据，蓄电池的功质比取 0.06 kW/kg，单块电池储电量为 1.012 5 kW·h。闭式布雷顿系统因需消耗燃油进行冷却，故质量估算中计入燃油携带量和燃油储罐质量，其功质比取 0.4 kW/kg，1 kW 系统的工质充注量约为 0.1 kg，燃油当量比取 1.89。半布雷顿系统仅以壁面冷却通道作为换热器，无需冷却和压缩设备，故功质比取 0.65 kW/kg；由于该系统中CO₂为消耗性工质，其总质量需根据 CO₂质量流量与系统运行时间估算。

飞行时间越长，电能需求和发电系统的质量越大。由图 8 可知：蓄电池作为具有固定功率的传统供电方式，其系统质量随运行时间延长而迅速增加；而以 CO₂为工质的冷电联供系统，在长时运行下质量优势显著，更适合作为高超声速飞行器的供电方案。闭式布雷顿系统与半布雷顿系统的质量对比显示，两者质量差距随运行时间延长而逐渐减小：运行时间为 10 min 时，半布雷顿系统的质量相比闭式布雷顿系统的质量减少 51%，相比蓄电池的减少 33%；运行时间为 60 min 时，两者质量相同，而相比蓄电池的减少 48%。这是由于半布雷顿系统采用消耗性工质发电，当运行时间增加时，飞行器需额外携带 CO₂，储罐尺寸也会随之增加；而闭式布雷顿系统所需部件较多，设备质量较大，在短时间运行时系统质量较大，但 CO₂在系统内循环工作，系统仅消耗少量燃油，因此质量随运行时间的增加较慢。综上，在运行时间小于 60 min 的工况下，半布雷顿系统具有质量优势；对于超过 60 min 的长时间任务，建议选用闭式布雷顿系统，或对半布雷顿系统进行针对性优化。对于闭式布雷顿系统，可进一步优化设备布局和结构设计以减轻设备质量；对于半布雷顿系统，可重点研究 CO₂储罐的集成化和轻量化设计，以降低储罐质量。

图 8 不同发电系统的质量对比

Fig. 8 Comparison of the mass of different power generation systems

3 结束语

针对高超声速飞行器的热防护需求和电力供给需求，本文提出了一种超临界 CO₂半布雷顿冷电联供系统。该系统采用储罐存储高压液态 CO₂，使CO₂以跨临界方式对飞行器高温壁面进行冷却；吸热升温后的超临界 CO₂进入膨胀机做功，实现冷电联供，随后直接排向环境。相比闭式布雷顿系统，本系统无需消耗燃油对低压 CO₂进行冷却，亦节省了压缩过程所消耗的轴功。本文对所提出的半布雷顿系统进行了热力学分析，探究了系统冷电联供能力随吸热压力和冷却终温的变化规律，并对比了典型系统的质量构成，最终得出如下结论：

1）相比闭式布雷顿系统，在不同吸热压力下，半布雷顿系统的吸热量提高 9.1%~31.3%，输出功提高 19.0%~42.8%；在不同冷却通道出口温度下，吸热量提高 13.2%，输出功提高 38.0%。

2）在 10~30 MPa 吸热压力和 770~1 000 K 冷却通道出口温度范围内，半布雷顿系统的热效率高达 40.8%。

3）当运行时间小于 60 min 时，半布雷顿系统的质量小于闭式布雷顿系统的质量，相比蓄电池的减少 54%。

以上结论表明，相比于闭式布雷顿系统和锂电池储能供电系统，超临界 CO₂半布雷顿系统在冷电联供性能方面更具优势，为未来高超声速飞行器高效冷电联供系统的设计提供了一种新思路。后续工作将围绕系统理论模型的深化仿真、半实物仿真验证及试验测试等方面进一步展开。

图 1 高温壁面的主动式热防护结构

Fig. 1 Structure of the actively cooled channel for high-temperature walls

图 2 传统燃油裂解气涡轮系统

Fig. 2 Schematic diagram of the traditional fuel cracked gas turbine power generation system

图 3 CO₂冷电联供系统工作流程

Fig. 3 Workflow chart of the CO₂ cooling and power system

图 4 吸热过程比热容对比

Fig. 4 Comparison of the specific heat capacities in the heat absorption process

图 5 不同吸热压力下 2 种系统性能变化对比

Fig. 5 Performance of the two systems at different heat absorption pressures

图 6 不同出口温度下 2 种系统性能变化

Fig. 6 Performance of the two systems at different outlet temperatures

图 7 不同壁面温度下 2 种系统发电能力对比

Fig. 7 Comparison of the power generation capacities of two systems at different wall temperatures

图 8 不同发电系统的质量对比

Fig. 8 Comparison of the mass of different power generation systems

表 1 系统设计参数

Tab. 1 Design parameters of the system

图 1 高温壁面的主动式热防护结构

Fig. 1 Structure of the actively cooled channel for high-temperature walls

图 2 传统燃油裂解气涡轮系统

Fig. 2 Schematic diagram of the traditional fuel cracked gas turbine power generation system

图 3 CO₂冷电联供系统工作流程

Fig. 3 Workflow chart of the CO₂ cooling and power system

图 4 吸热过程比热容对比

Fig. 4 Comparison of the specific heat capacities in the heat absorption process

图 5 不同吸热压力下 2 种系统性能变化对比

Fig. 5 Performance of the two systems at different heat absorption pressures

图 6 不同出口温度下 2 种系统性能变化

Fig. 6 Performance of the two systems at different outlet temperatures

图 7 不同壁面温度下 2 种系统发电能力对比

Fig. 7 Comparison of the power generation capacities of two systems at different wall temperatures

图 8 不同发电系统的质量对比

Fig. 8 Comparison of the mass of different power generation systems

表 1 系统设计参数

Tab. 1 Design parameters of the system

图(8) / 表(1)

引用本文

陈齐飞，胡文杰，董家麒，等 . 超临界 CO₂半布雷顿冷电联供系统特性研究[J]. 上海航天（中英文），2026，43（4）：74-82.

复制

计量

图 1 高温壁面的主动式热防护结构

Fig. 1 Structure of the actively cooled channel for high-temperature walls

图 2 传统燃油裂解气涡轮系统

Fig. 2 Schematic diagram of the traditional fuel cracked gas turbine power generation system

图 3 CO₂冷电联供系统工作流程

Fig. 3 Workflow chart of the CO₂ cooling and power system

图 4 吸热过程比热容对比

Fig. 4 Comparison of the specific heat capacities in the heat absorption process

图 5 不同吸热压力下 2 种系统性能变化对比

Fig. 5 Performance of the two systems at different heat absorption pressures

图 6 不同出口温度下 2 种系统性能变化

Fig. 6 Performance of the two systems at different outlet temperatures

图 7 不同壁面温度下 2 种系统发电能力对比

Fig. 7 Comparison of the power generation capacities of two systems at different wall temperatures

图 8 不同发电系统的质量对比

Fig. 8 Comparison of the mass of different power generation systems

表 1 系统设计参数

Tab. 1 Design parameters of the system

ZHANG S L, LI X, ZUO J Y. Research progress on active thermal protection for hypersonic vehicles [J]. Progress in Aerospace Sciences. 2020, 119: 100646.

李恒. 有限冷源 S-CO₂闭式布雷顿循环性能分析与功率提升研究[D]. 哈尔滨: 哈尔滨工业大学, 2020.
LI H. Research on the performance of supercritical carbon dioxide closed Brayton cycle with finite cold source and power promotion [D]. Harbin: Harbin Institute of Technology, 2020.

KANDA T, MASUYA G, WAKAMATSU Y, et al. A comparison of scramjet engine performances among various cycles: AIAA 89-2676[R]. 1989-07-10.

李昊炜, 刘俞聪, 甘健洲. 高超声速飞行器冷电联供技术研究现状综述[J]. 飞航导弹, 2021(12): 63-68.
LI H W, LIU Y C, GAN J Z. Review on research status of cooling and power cogeneration technology for hypersonic vehicles[J]. Aerodynamic Missile Journal, 2021(12): 63-68.

袁鑫, 寇志海, 赵国昌, 等. 矩形通道超临界再生冷却技术研究综述[J]. 飞航导弹, 2017(5): 18-23.
YUAN X, KOU Z H, ZHAO G C, et al. Review on supercritical regenerative cooling technology of rectangular channels [J]. Aerodynamic Missile Journal, 2017(5): 18-23.

程昆林. 基于冷源梯级利用的高超声速飞行器联合发电系统性能研究[D]. 哈尔滨: 哈尔滨工业大学, 2019.
CHENG K L. Performance investigation of combined power generation system based on cold source cascade utilization for hypersonic vehicle[D]. Harbin: Harbin Institute of Technology, 2019.

张铎, 鲍文, 秦江, 等. 碳氢燃料超燃冲压发动机油气涡轮做功能力评估[J]. 推进技术, 2013, 34(12): 1708-1712.
ZHANG D, BAO W, QIN J, et al. Evaluation of fuel vapor turbine capacity for doing work [J]. Journal of Propulsion Technology, 2013, 34(12): 1708-1712.

SFORZA P M. Electric power generation onboard hypersonic aircraft [C]//45th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Reston, USA: AIAA, 2009.

喻志刚. 内燃机余热回收 CO₂混合工质跨临界朗肯循环性能研究[D]. 天津: 天津大学, 2018.
YU Z G. Performance research of CO₂ mixtures transcritical Rankine cycle using for engine waste heat recovery [D]. Tianjin: Tianjin University, 2018.

许文盼, 赵攀, 马宁, 等. 可灵活调节的压缩二氧化碳储能热电联供系统及其热力学分析[J]. 西安交通大学学报, 2025, 59(8): 75-87.
XU W P, ZHAO P, MA N, et al. Flexible adjustable compressed carbon dioxide energy storage combined heat and power system and its thermodynamic analysis [J]. Journal of Xi'an Jiaotong University, 2025, 59(8): 75-87.

周子杨, 张昊春, 游尔胜, 等. 基于回热布雷顿循环的双模式核热推进系统工质分析及优化[J]. 原子能科学技术, 2025, 59(7): 1520-1532.
ZHOU Z Y, ZHANG H C, YOU E S, et al. Working fluid analysis and optimization of dual-mode nuclear thermal propulsion system based on regenerative Brayton cycle [J]. Atomic Energy Science and Technology, 2025, 59(7): 1520-1532.

吴罗长, 杨泽宇, 颜建国, 等. 微小方形通道内近超临界压力二氧化碳流动换热特性实验研究[J]. 化工学报, 2025, 76(4): 1583-1594.
WU L C, YANG Z Y, YAN J G, et al. Experimental study on flow and heat transfer characteristics of carbon dioxide at near-supercritical pressure in miniature square channels [J]. CIESC Journal, 2025, 76(4): 1583-1594.

江锦波, 陈竹鑫, 肖洋溢, 等. 运行工况对超临界 CO₂干气密封端面热力学过程及稳态性能影响研究[J]. 化工学报, 2025, 76(6): 2913-2928.
JIANG J B, CHEN Z X, XIAO Y Y, et al. Influence of operating conditions on thermodynamic process and steady-state performance of supercritical CO₂ dry gas seal end face [J]. CIESC Journal, 2025, 76(6): 2913-2928.

辛永琳, 赵甜, 孙清晗, 等. 超临界 CO₂动力循环热量流模型与高效求解方法[J]. 工程热物理学报, 2024, 45(2): 535-542.
XIN Y L, ZHAO T, SUN Q H, et al. Heat flow model and efficient solution method for supercritical CO₂ power cycle[J]. Journal of Engineering for Thermal Energy and Power, 2024, 45(2): 535-542.

杨子木, 江泓升, 诸葛伟林, 等. 超临界二氧化碳离心压缩机流动特性研究进展[J]. 清华大学学报(自然科学版), 2023, 63(11): 1791-1807.
YANG Z M, JIANG H S, ZHUGE W L, et al. Research progress on flow characteristics of supercritical CO₂ centrifugal compressor [J]. Journal of Tsinghua University (Science and Technology), 2023, 63(11): 1791-1807.

姜培学, 张富珍, 胥蕊娜, 等. 高超声速飞行器发动机热防护与发电一体化系统[J]. 航空动力学报, 2021, 36(1): 1-7.
JIANG P X, ZHANG F Z, XU R N, et al. Integrated thermal protection and power generation system of hypersonic vehicle engine [J]. Journal of Aerospace Power, 2021, 36(1): 1-7.

邹正平, 王一帆, 姚李超, 等. 超临界二氧化碳闭式布莱顿循环系统研究进展[J]. 北京航空航天大学学报, 2022, 48(9): 1643-1677.
ZOU Z P, WANG Y F, YAO L C, et al. Research progress of closed supercritical CO ₂ Brayton cycle system [J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2022, 48(9): 1643-1677.

朱涛, 梁彬, 项鸣, 等. 超临界 CO₂布雷顿循环中温回热器结构模拟优化[J]. 节能技术, 2025, 43(3): 241-248.
ZHU T, LIANG B, XIANG M, et al. Structural simulation and optimization of medium-temperature regenerator in supercritical CO₂ Brayton cycle [J]. Energy Conservation Technology, 2025, 43(3): 241-248.

张妮乐, 王化南, 温吉利. 超临界二氧化碳布雷顿循环热力分析及优化[J]. 发电设备, 2025, 39(3): 162-166.
ZHANG N L, WANG H N, WEN J L. Thermodynamic analysis and optimization of supercritical CO₂ Brayton cycle [J]. Power Equipment, 2025, 39(3): 162-166.

南希, 马宁, 唐方明, 等. 超临界二氧化碳动力循环及压气机关键技术[J]. 航空动力, 2025(2): 28-32.
NAN X, MA N, TANG F M, et al. Key technologies of supercritical CO₂ power cycle and compressor [J]. Aerospace Power, 2025(2): 28-32.

ZHANG H C, LIU X T, LIU J, et al. Characteristics and optimization of S-CO₂ Brayton cycle system for high power sodium-cooled fast reactor on Mars [J]. Thermal Science, Part B, 2021, 25(6): 4659-4666.

马小峰, 姜培学, 祝银海. 基于超临界 CO₂布雷顿循环的飞行器热电转换系统动态仿真与瞬态特性分析[J]. 工程热物理学报, 2025, 46(2): 343-351.
MA X F, JIANG P X, ZHU Y H. Dynamic simulation and transient characteristic analysis of aircraft thermoelectric conversion system based on supercritical CO₂ Brayton cycle [J]. Journal of Engineering for Thermal Energy and Power, 2025, 46(2): 343-351.

MARTIN T W, GIUSEPPE B, LEI C, et al. Review of supercritical CO₂ technologies and systems for power generation[J]. Applied Thermal Engineering, 2021, 185: 116447.

AHN Y, BAE S J, KIM M, et al. Review of supercritical CO₂ power cycle technology and current status of research and development [J]. Nuclear Engineering and Technology, 2015, 47: 647-661.

石凌峰. 内燃机余热回收跨临界 CO₂动力循环理论与实验研究[D]. 天津: 天津大学, 2018.
SHI L F. Theoretical and experimental research on transcritical CO₂ power cycle for waste heat recovery of internal combustion engine [D]. Tianjin: Tianjin University, 2018.

石佳, 张兴娟, 李芳勇, 等. 高超声速飞行器气动热利用方法研究[J]. 战术导弹技术, 2015(1): 31-36.
SHI J, ZHANG X J, LI F Y, et al. Research on aerodynamic heat utilization method for hypersonic vehicles [J]. Tactical Missile Technology, 2015(1): 31-36.

ZHANG S L, FENG Y, JIANG Y G, et al. Thermal behavior in the cracking reaction zone of scramjet cooling channels at different channel aspect ratios [J]. Acta Astronautica, 2016, 127: 41-56.

GUAN L W, YU Z B. Heat exchangers for cooling supercritical carbon dioxide and heat transfer enhancement: a review and assessment [J]. Energy Reports, 2021, 7: 4085-4105.

MUH S, MAN K. Thermal-hydraulic analysis of sinusoidal fin-based printed circuit heat exchangers for supercritical CO ₂ Brayton cycle [J]. Energy Conversion and Management, 2019, 193: 124-139.

陈崇辉, 欧少端, 苏文, 等. 基于有机工质及 CO₂的跨临界动力循环研究进展[J]. 洁净煤技术, 2022, 28(12): 125-142.
CHEN C H, OU S D, SU W, et al. Research progress of transcritical power cycles based on organic working fluids and CO₂[J]. Clean Coal Technology, 2022, 28(12): 125-142.

DAVIDE Z, NELSON A J, FELIPE A A, et al. Experimental and numerical analyses of a 5 kWe oil-free open-drive scroll expander for small-scale organic Rankine cycle (ORC) applications [J]. Applied Energy, 2018, 230: 1140-1156.

LUIS E O, VIO M, LUIS C M, et al. Dimensionless correlations and performance maps of scroll expanders for micro-scale organic Rankine cycles [J]. Applied Thermal Engineering, 2018, 156: 520-533.

LI H W, QIN J, JIANG Y G, et al. Experimental and theoretical investigation of power generation scheme driven by thermal cracked gaseous hydrocarbon fuel for hypersonic vehicle [J]. Energy Conversion and Management, 2018, 165: 334-343.

SUN H, QIN J, LI H, et al. Research of a combined power and cooling system based on fuel rotating cooling air turbine and organic Rankine cycle on hypersonic aircraft [J]. Energy, 2019, 189: 116183.

XU Q, LI H, FENG Y, et al. Dynamic thermo-physical characteristics of high temperature gaseous hydrocarbon fuel thermal power generation for regeneratively cooled hypersonic propulsion system [J]. Energy, 2020, 211: 118722.

首页

期刊介绍

编委会

期刊指南

下载专区

期刊订阅

联系我们

English

0 引言

1 超临界 CO₂半布雷顿冷电联供系统

2 系统特性分析

3 结束语

0 引言

1 超临界 CO2半布雷顿冷电联供系统

2 系统特性分析

3 结束语

1 超临界 CO₂半布雷顿冷电联供系统