用于具有组合循环架构的发电和热管理的方法和系统与流程

1.本公开总体上涉及高速飞行载具，更具体地，涉及用于高速飞行载具上的热管理和发电的系统和方法。


背景技术：

2.以高速行进通过大气的飞行载具可能经历极高的温度。当以大于3马赫的速度行进时，更具体地以大于5马赫的高超音速行进时，温度可能局部超过1000华氏度，从而被迫使用高密度材料(诸如超合金)或昂贵非金属材料(诸如陶瓷基质复合材料)。另外，在没有空气冷却的情况下无法以超过3马赫的速度使用涡轮风扇发动机和涡轮喷气发动机。而且，随着速度的增加，总发动机气流的极大部分围绕涡轮机械转移到增强器(也被称为后燃器)中，这本质上是冲压式喷气发动机。结果，涡轮机生成较少量的动力，因此涡轮机生成用于载具系统的电力的能力降低。


技术实现要素：

3.根据本公开的一个方面，提供了一种从与飞行载具关联的至少一个热源发电的方法，所述方法包括以下步骤：以至少3马赫的飞行速度推进飞行载具。所述方法还包括以下步骤：使第一工作流体循环通过第一流体回路，该循环步骤按顺序包括：通过第一压缩机压缩第一工作流体；对通过第一流体回路的第一吸热部(heat intake)的第一工作流体进行加热，其中，第一流体回路的第一吸热部是以热方式联接至与飞行载具关联的所述至少一个热源的；使第一工作流体在第一热机(thermal engine)中膨胀，以从第一热机生成第一功(work)输出；使第一工作流体冷却；以及使第一工作流体重新循环至第一压缩机。所述方法还包括以下步骤：使第二工作流体循环通过第二流体回路，该循环步骤按顺序包括：通过流体增压装置对第二工作流体进行加压；通过换热器(recuperator)从第一工作流体向第二工作流体交换热；使第二工作流体在第二热机中膨胀，以从第二热机生成第二功输出；使第二工作流体冷却；以及使第二工作流体重新循环至流体增压装置。更进一步地，所述方法包括以下步骤：通过将第一热机的第一功输出在工作上联接至第一发电机来生成第一电源；以及通过将第二热机的第二功输出在工作上联接至第二发电机来生成第二电源。
4.根据本公开的另一方面，提供了一种从与飞行载具关联的至少一个热源发电的系统，该飞行载具是以至少3马赫的飞行速度行进的，该系统包括：第一流体回路，该第一流体回路包含第一工作流体，该第一流体回路按顺序包括：第一压缩机，该第一压缩机用于对第一工作流体进行压缩；第一吸热部，该第一吸热部是以热联接关系定位至与飞行载具关联的所述至少一个热源的，该第一吸热部用于对第一工作流体进行加热；以及第一热机，该第一热机用于使第一工作流体膨胀并且生成第一功输出。该系统还包括：第二流体回路，该第二流体回路包含第二工作流体，该第二流体回路按顺序包括：流体增压装置，该流体增压装置用于对第二工作流体进行加压；第二热机，该第二热机用于使第二工作流体膨胀并且生成第二功输出；换热器，该换热器用于从第一流体回路的位于第一热机与第一压缩机之间
的低压支路向第二流体回路的位于流体增压装置与第二热机之间的高压支路交换热；以及散热器式热交换器，该散热器式热交换器在工作上联接至第二流体回路中的位于第二热机与流体增压装置之间的低压支路。
5.根据本公开的另一方面，提供了一种从与飞行载具关联的至少一个热源发电的系统，该飞行载具是以至少3马赫的飞行速度行进的，该系统包括：第一流体回路，该第一流体回路包含第一工作流体，该第一流体回路按顺序包括：第一压缩机，该第一压缩机用于对第一工作流体进行压缩；第一吸热部，该第一吸热部是以热联接关系定位至与飞行载具关联的所述至少一个热源的，该第一吸热部用于对第一工作流体进行加热；以及第一热机，该第一热机用于使第一工作流体膨胀并且生成第一功输出。该系统还包括：第二流体回路，该第二流体回路包含第二工作流体，该第二流体回路按顺序包括：流体增压装置，该流体增压装置用于对第二工作流体进行加压；第二热机，该第二热机用于使第二工作流体膨胀并且生成第二功输出；换热器，该换热器用于从第一流体回路的位于第一热机与第一压缩机之间的低压支路向第二流体回路的位于流体增压装置与第二热机之间的高压支路交换热；以及散热器式热交换器，该散热器式热交换器在工作上联接至第二流体回路中的位于第二热机与流体增压装置之间的低压支路。将第一发电机在工作上联接至第一热机，并且将第一发电机配置成，接收第一功输出的至少一部分并且生成第一电源。将第二发电机在工作上联接至第二热机，并且将第二发电机配置成，接收第二功输出的至少一部分并且生成第二电源。将控制器在工作上联接至第一压缩机和流体增压装置，其中，将该控制器编程成执行一种方法，所述方法包括在飞行载具的飞行速度高于3马赫时启动第一压缩机和流体增压装置的运行的步骤。
6.已经讨论的特征、功能以及优点可以在各种示例中独立地实现，或者可以在其它示例中进行组合，其进一步的细节可以参照下面的描述和附图而得以了解。
附图说明
7.例示性示例的新颖特征受信任特性在所附权利要求中加以阐述。然而，当结合附图阅读时，通过参照本公开的例示性示例的下列详细描述将最佳地理解例示性示例，以及优选使用模式、进一步的目的及其特征，其中：
8.图1是根据本公开的具有集成的冷却和发电系统的高速飞行载具的立体图。
9.图2是集成的冷却和发电系统的示意性例示图。
10.图3是例示供在集成的冷却和发电系统中使用的示例性超临界流体的曲线图。
11.图4是示出在同时发电的情况下对图1的高速飞行载具的表面进行冷却的方法的框图。
具体实施方式
12.附图和下面的描述例示了所要求保护的主题的具体示例。因此，应意识到，尽管本文未进行明确描述或示出，但是本领域技术人员将能够设计出具体实施这些示例的原理并且被包括在这些示例的范围内的各种布置结构。而且，本文所描述的任何示例均旨在帮助理解所公开的主题的构造原理、操作或其它特征，并且要被解释为不限于这种具体陈述的示例和条件。结果，本发明构思不限于下面描述的具体示例，而是通过权利要求及其等同物
来进行限制。
13.本文所描述的集成冷却和发电系统的示例通过使工作流体循环通过组合循环架构的分开的流体回路，来同时冷却高速飞行载具的表面并且进行发电。例如，使第一工作流体(诸如超临界工作流体(supercritical working fluid))循环通过具有压缩机和专用热机的第一流体回路，在示例性实施方式中，该第一流体回路具有brayton循环架构。使第二工作流体(它可以是诸如水这样的低温工作流体)循环通过具有流体增压装置和专用热机的第二流体回路，在示例性实施方式中，该第二流体回路具有rankine循环架构。当飞行载具以高于3马赫行进时，飞行载具的表面的一部分可以达到650华氏度或更高。在5马赫，飞行载具的表面可以达到1000华氏度或更高。第一流体回路中的超临界工作流体从飞行载具表面吸收热，从而消除热点并允许使用更轻和/或更便宜的材料。另外，可以将由第一工作流体吸收的热用于为飞行载具发电。第二流体回路诸如通过换热器以热方式联接至第一流体回路，以使第二回路中的热机生成额外电力。因此，组合循环架构更高效地从与高速飞行载具关联的废热生成电能。
14.图1例示了高速飞行载具102的示例。飞行载具102根据需要可以是有人驾驶的或无人驾驶的。飞行载具102仅仅是能够以至少3马赫的速度行进的飞行载具的一种配置，并且根据需要，可以实现未示出的其它配置。例如，飞行载具102根据需要可以具有不同的形状、尺寸、纵横比(aspect ratio)等。因此，飞行载具102仅出于讨论的目的而以特定配置示出。
15.在该示例中，飞行载具102具有表面104，该表面104暴露于在空气动力学上变热(aerodynamic heating)。在一些示例中，将表面104设置在飞行载具102的前沿(leading)表面上，诸如机翼106、尾部108、机首盖110或入口管道(inlet duct)112(例如，进气管道(inlet air duct))上。在高于3马赫的飞行载具102的运行期间，或者在高超音速飞行中(例如，飞行载具102以5马赫及以上的高超音速移动)，表面104在空气动力学上变热。例如，表面104的温度可以超过1000华氏度。
16.飞行载具102包括用于从加热表面104发电的系统100。从表面104吸取热还冷却表面104，可使表面104能够由不需要被额定用于过高温度的材料形成，从而降低了材料成本并降低了材料重量。如图2最佳地示出，系统100包括第一流体回路120，使第一工作流体122通过该第一流体回路进行循环。在例示示例中，将第一流体回路120形成为具有brayton循环架构的闭环。当飞行载具102以高于3马赫的速度运行时，使来自表面104的热传导至第一流体回路120中的第一工作流体122，从而将第一工作流体122维持在高于其临界点的温度和压力。图3以图形例示了物质的临界点，其中，高于临界点的温度和压力将导致超临界状态。在一些示例中，第一工作流体是超临界二氧化碳。
17.系统100包括被设置在第一流体回路120中的组件，这些组件用于在改变系统内的第一工作流体122的温度和压力的同时，执行涉及将热和功传入和传出系统100的一序列热力学过程。如图2中示意性地例示，系统100包括第一压缩机130，该第一压缩机130用于将第一工作流体122压缩至所增加的压力。系统100还包括第一吸热部140，该第一吸热部140从第一流体回路120外部的源吸收热以对第一工作流体122进行加热。在例示示例中，外部源可以是飞行载具102的表面104，并且第一吸热部140是第一流体回路120的以热联接关系定位至表面104的节段。另外或者另选地，外部源可以是从飞行载具102的入口管道112转移的
进入空气，并且将进气热交换器256设置成使热从进入空气传导至第一工作流体122。在图2所例示的示例中，进气管线253穿过进气热交换器256。进气管线253的上游端以流体方式联接至入口管道112。将飞行载具102上的高温空气系统255直接以流体方式联接至入口管道112，从而绕过进气热交换器256。将低温空气系统257以流体方式联接至进气管线253的下游端。
18.将第一热机150设置在第一流体回路120中，用于通过使第一工作流体122膨胀至降低的压力而从第一工作流体122吸取第一功输出152。虽然图2示意性地例示了作为涡轮机的第一热机150，但是可以使用能够从加热和加压的工作流体中吸取功输出的其它类型的热机。在例示示例中，第一功输出152采用涡轮机的旋转输出轴的形式，该旋转输出轴通过轴154以机械方式联接至第一压缩机130，从而使第一压缩机130运行。在另选示例中，第一压缩机130可以以电动方式运行，在该情况下，将第一功输出152以机械方式联接至发电机，该发电机将机械能转换成电力以驱动第一压缩机130。如下面更详细讨论的，还可以将该电力用于为其它载具系统供电。另外，应意识到，第一压缩机130和第一热机150通常将第一流体回路120划分成低压支路124和高压支路126，该低压支路124在第一热机150的下游延伸至第一压缩机130的入口，而该高压支路126在第一热机150的上游延伸至第一压缩机130的出口。
19.系统100还包括第二流体回路250，使第二工作流体252通过该第二流体回路250进行循环。在例示示例中，将第二流体回路250形成为具有rankine循环架构的闭环。第二流体回路250从第一流体回路120吸取热并使用该热来生成附加电力。在一些示例中，第二工作流体252可以是诸如水这样的低温工作流体。
20.系统100包括被设置在第二流体回路250中的组件，这些组件用于在改变系统内的第二工作流体252的温度和压力的同时，执行涉及将热和功传入和传出系统100的一序列热力学过程。如图2中示意性地例示，系统100包括流体增压装置254，该流体增压装置254用于对第二工作流体252进行加压。流体增压装置254可以是泵、第二压缩机、或者能够增加第二流体回路250中的第二工作流体252的压力的任何其它装置。
21.将第二热机258设置在第二流体回路250中，用于通过使第二工作流体252膨胀至降低的压力而从第二工作流体252吸取第二功输出260。虽然图2示意性地例示了作为涡轮机的第二热机258，但是可以使用能够从加热和加压的工作流体中吸取功输出的其它类型的热机。在例示示例中，第二功输出260采用涡轮机的旋转输出轴的形式，该旋转输出轴以机械方式联接至发电装置。在另选示例中，流体增压装置254可以以电动方式运行，在该情况下，将第二功输出260以机械方式联接至发电机，该发电机将机械能转换成电力以驱动流体增压装置254。如下面更详细讨论的，还可以将该电力用于为其它载具系统供电。另外，应意识到，流体增压装置254和第二热机258通常将第二流体回路250划分成低压支路262和高压支路263，该低压支路262在第二热机258的下游延伸至流体增压装置254的入口，而该高压支路263在第二热机258的上游延伸至流体增压装置254的出口。
22.换热器160将热从第一流体回路120中的第一工作流体122交换到第二流体回路250中的第二工作流体252。如图2所示，换热器160将第一流体回路120的低压支路124以热方式联接至第二流体回路的高压支路263。换热器160可以是允许热的流体-流体交换的任何结构。
23.在图2所例示的示例中，系统100还包括用于从第二工作流体252去除过多的热的散热器式热交换器190。将散热器式热交换器190设置在第二流体回路250中的位于第二热机258与流体增压装置254之间的低压支路262中。通过从第二工作流体252去除热，散热器式换热器190确保第二工作流体252的温度不超过流体增压装置254的额定工作温度范围。另外，可以将过多的热舍弃(rejecte)到周围大气中，或者传导至飞行载具102上的另一系统中的辅助流体。在例示示例中，散热器式热交换器190还包括穿过散热器式热交换器190的散热器管线191。散热器管线191的上游端与承载散热器流体(例如，飞行载具102上承载的燃料、水或其它流体)的一个或更多个散热器流体箱192以流体方式连通。散热管线191的上游端还可以与子系统热负载194(诸如蓄热装置(thermal energy storage device))连通。散热器管线191的下游端可以与可以使用加热散热器流体的其它载具系统196以流体方式连通。
24.将系统100配置成，生成第一电源172和第二电源173。如图2示意性地示出，系统100可以包括以机械方式联接至第一热机150的第一发电机170。第一发电机170接收来自第一热机150的功输出152的至少一部分，并且生成第一电源172。另外，将第二发电机261以机械方式联接至第二热机258，并且将第二发电机配置成，接收第二功输出260的至少一部分并且生成第二电源173。在该示例中，将辅助负载180在工作上联接至第一发电机170和第二发电机261，并且将辅助负载配置成使用第一电源172和第二电源173来进行操作。辅助负载180可以是环境控制系统(ecs：environmental control system)、一个或更多个飞行控制装置(例如，致动器)、航空电子系统、有效载荷或者需要电力的其它装置或系统。更进一步地，还可以将第一电源172和第二电源173用于为集成冷却和发电系统100的组件(诸如第一压缩机130和流体增压装置254)供电。
25.在例示示例中，提供控制器200以对系统100的操作进行控制。在图2中，将控制器200在工作上联接至第一压缩机130和流体增压装置254，并且将控制器编程成，执行如下方法，该方法包括：当飞行载具102的一个或更多个运行状况超过预定阈值时启动第一压缩机130和流体增压装置254的运行的步骤，该预定阈值指示将第一工作流体122保持在超临界状态的有利条件。在一些示例中，运行状况是表面104的温度，在该情况下，控制器200接收来自传感器202的反馈(该传感器被配置成检测表面104的温度)，并且将该控制器编程成，当飞行载具102的表面104超过阈值温度时启动第一压缩机130和流体增压装置254。示例性的阈值温度包括但不限于，500华氏度、600华氏度、700华氏度、800华氏度、900华氏度以及1000华氏度。在其它示例中，运行状况是飞行载具102的飞行速度，它指示表面104的温度。在这些示例中，控制器200接收飞行速度的指示(诸如来自输入命令或传感器202(该传感器在被配置成确定飞行速度时))，并且将该控制器编程成，当飞行载具102达到阈值飞行速度时启动第一压缩机130和流体增压装置254。示例性的阈值飞行速度包括但不限于，3马赫、3.5马赫、4马赫以及高超音速。另外，可以将控制器200在工作上联接至第一热机150和第二热机258。
26.在图2所例示的示例中，还将控制器200在工作上联接至第一发电机170和第二发电机261以及辅助负载180，从而控制那些组件的运行或其它方面。由于通过使用超临界工作流体作为第一工作流体122所提供的热效率、紧凑的尺寸和减小的重量，以及由第二流体回路250所提供的增加的发电效率，因此，集成冷却和发电系统100实现了比电池或其它常
规电源大一个数量级的重量和体积功率密度。
27.虽然控制器200的特定硬件实现经受了设计选择，但是一个特定示例包括与当前驱动器联接的一个或更多个处理器。所述一个或更多个处理器可以包括能够执行本文所描述的功能的任何电子电路和/或光学电路。例如，处理器可以执行本文针对控制器200所描述的任何功能。处理器可以包括：一个或更多个中央处理单元(cpu)、微处理器、数字信号处理器(dsp)、专用集成电路(asic)、可编程逻辑装置(pld)、控制电路等。处理器的一些示例包括：core
tm
处理器、高级精简指令集计算(risc)机器处理器等。
28.将系统100配置成，在整个热力学循环期间将第一工作流体122保持在超临界状态，从而使得能够使用更轻且更紧凑的涡轮机械。例如，当第一工作流体122是二氧化碳时，临界温度大约为88华氏度，临界压力大约为74巴。表面104的空气动力学变热随着飞行载具102的速度而增加。例如，在3.5马赫的速度下，表面104的局部化部分达到750华氏度或更高，这足以使第一工作流体122保持在超临界状态。在超过5马赫的超音速下，表面104的局部化部分可以达到1000华氏度。系统100的热力学效率随着表面104的温度的增加而增加。另外，将第一压缩机130定型(sized)成，贯穿热力学循环使第一工作流体122的压力保持高于临界压力。因为第一工作流体122处于超临界状态，所以第一压缩机130和第一热机150可以具有减小的尺寸和重量，从而使系统100切实可用于飞行载具102上。另外，所例示的系统100是独立于飞行载具102的推进系统而提供的闭环系统。
29.图4是例示对高速飞行载具102的表面104进行冷却并且在飞行载具102上发电的方法300的框图。方法300开始于框302，即，以至少3马赫的飞行速度推进飞行载具102，其中，飞行载具102的表面104获得热。在框304处，使第一工作流体122循环通过第一流体回路120。使第一工作流体122循环通过第一流体回路120的步骤按顺序包括：如在框306处所示，通过第一压缩机130压缩第一工作流体122；在框308处，对通过第一流体回路120的第一吸热部140的第一工作流体122进行加热，其中，第一流体回路120的第一吸热部140是以热方式联接至飞行载具102的表面104的；以及在框310处，使第一工作流体122在第一热机150中膨胀，从而从第一热机150生成第一功输出152。使第一工作流体122循环通过第一流体回路120的步骤还包括：在框312处，使第一工作流体122冷却；以及在框314处，使第一工作流体122重新循环至第一压缩机130。
30.方法300还可以在框330处继续，即，使第二工作流体252循环通过第二流体回路250。使第二工作流体252循环通过第二流体回路250的步骤按顺序包括：如在框332处所示，通过流体增压装置254对第二工作流体252进行加压；在框334处，通过换热器160从第一工作流体122向第二工作流体252交换热；如在框336处所示，使第二工作流体252在第二热机258中膨胀，从而从第二热机258生成第二功输出260；如在框338处所示，使第二工作流体252冷却；以及如在框340处所示，使第二工作流体252重新循环至流体增压装置254。
31.该方法300还包括发电的步骤。举例来说，如图4中示意性地示出，方法300包括以下步骤：在框318处，通过将第一热机150的第一功输出152以机械方式联接至第一发电机170来生成第一电源172；以及在框342处，通过将第二热机258的第二功输出260以机械方式联接至第二发电机261来生成第二电源173。可以将来自第一发电机172的第一电源172和来自第二发电机261的第二电源173用于在第一压缩机130和流体增压装置254由电力驱动时运行这些组件。另外或者另选地，如在框320处所示，可以将第一电源172和第二电源173用
于为辅助负载180供电。
32.更进一步地，方法300可以可选地包括附加步骤，即，在使第二工作流体252重新循环回至流体增压装置254之前降低该第二工作流体的温度。具体地，方法300可以包括以下步骤：如在框322处所示，使用散热器式热交换器190舍弃来自第二工作流体252的热。
33.此外，本公开包括以下示例，由此，通过权利要求来提供保护的范围。
34.示例1.一种从与飞行载具关联的至少一个热源发电的方法，所述方法包括以下步骤：以至少3马赫的飞行速度推进所述飞行载具；使第一工作流体循环通过第一流体回路，所述循环步骤按顺序包括：通过第一压缩机压缩所述第一工作流体；对通过所述第一流体回路的第一吸热部的所述第一工作流体进行加热，其中，所述第一流体回路的所述第一吸热部是以热方式联接至与所述飞行载具关联的所述至少一个热源的；使所述第一工作流体在第一热机中膨胀，以从所述第一热机生成第一功输出；使所述第一工作流体冷却；以及使所述第一工作流体重新循环至所述第一压缩机；使第二工作流体循环通过第二流体回路，所述循环步骤按顺序包括：通过流体增压装置对所述第二工作流体进行加压；通过换热器从所述第一工作流体向所述第二工作流体交换热；使所述第二工作流体在第二热机中膨胀，以从所述第二热机生成第二功输出；使所述第二工作流体冷却；以及使所述第二工作流体重新循环至所述流体增压装置；通过将所述第一热机的所述第一功输出在工作上联接至第一发电机来生成第一电源；以及通过将所述第二热机的所述第二功输出在工作上联接至第二发电机来生成第二电源。
35.示例2.根据示例1的方法，其中，与所述飞行载具关联的所述至少一个热源包括所述飞行载具的第一表面。
36.示例3.根据示例1至2中的任一示例的方法，其中，与所述飞行载具关联的所述至少一个热源包括来自所述飞行载具的入口管道的加热空气。
37.示例4.根据示例1至3中的任一示例的方法，其中，所述第一压缩机包括在工作上联接至所述第一发电机的电动压缩机。
38.示例5.根据示例4的方法，其中，所述流体增压装置包括在工作上联接至所述第二发电机的电动流体增压装置。
39.示例6.根据示例1至5中的任一示例的方法，所述方法还包括以下步骤：使用所述第一发电机和所述第二发电机向辅助负载供电。
40.示例7.根据示例1至6中的任一示例的方法，所述方法还包括以下步骤：在使所述第二工作流体重新循环至所述流体增压装置之前，经由散热器式热交换器舍弃来自所述第二工作流体的热。
41.示例8.根据示例1至7中的任一示例的方法，其中，所述第一工作流体包括第一超临界工作流体，并且其中，所述第二工作流体包括低温工作流体。
42.示例9.一种从与飞行载具关联的至少一个热源发电的系统，所述飞行载具是以至少3马赫的飞行速度行进的，所述系统包括：第一流体回路，所述第一流体回路包含第一工作流体，所述第一流体回路按顺序包括：第一压缩机，所述第一压缩机用于对所述第一工作流体进行压缩；第一吸热部，所述第一吸热部是以热联接关系定位至与所述飞行载具关联的所述至少一个热源的，所述第一吸热部用于对所述第一工作流体进行加热；以及第一热机，所述第一热机用于使所述第一工作流体膨胀并且生成第一功输出；以及第二流体回路，
所述第二流体回路包含第二工作流体，所述第二流体回路按顺序包括：流体增压装置，所述流体增压装置用于对所述第二工作流体进行加压；第二热机，所述第二热机用于使所述第二工作流体膨胀并且生成第二功输出；换热器，所述换热器用于从所述第一流体回路的位于所述第一热机与所述第一压缩机之间的低压支路向所述第二流体回路的位于所述流体增压装置与所述第二热机之间的高压支路交换热；以及散热器式热交换器，所述散热器式热交换器在工作上联接至所述第二流体回路中的位于所述第二热机与所述流体增压装置之间的低压支路。
43.示例10.根据示例9的系统，所述系统还包括：第一发电机所述第一发电机在工作上联接至所述第一热机，并且所述第一发电机被配置成，接收所述第一功输出的至少一部分并且生成第一电源。
44.示例11.根据示例10的系统，所述系统还包括：第二发电机，所述第二发电机在工作上联接至所述第二热机，并且所述第二发电机被配置成，接收所述第二功输出的至少一部分并且生成第二电源。
45.示例12.根据示例11的系统，所述系统还包括：控制器，所述控制器在工作上联接至所述第一压缩机和所述流体增压装置，其中，所述控制器被编程成执行一种方法，所述方法包括在所述飞行载具的运行状况超过预定阈值时启动所述第一压缩机和所述流体增压装置的运行的步骤。
46.示例13.根据示例12的系统，其中，所述飞行载具的所述运行状况包括所述飞行载具的飞行速度。
47.示例14.根据示例9至13中的任一示例的方法，其中，与所述飞行载具关联的所述至少一个热源包括所述飞行载具的第一表面。
48.示例15.根据示例9至14中的任一示例的方法，其中，与所述飞行载具关联的所述至少一个热源包括来自所述飞行载具的入口管道的加热空气。
49.示例16.根据示例9至15中的任一示例的方法，其中，所述第一工作流体包括第一超临界工作流体，并且其中，所述第二工作流体包括低温工作流体。
50.示例17.一种从与飞行载具关联的至少一个热源发电的系统，所述飞行载具是以至少3马赫的飞行速度行进的，所述系统包括：第一流体回路，所述第一流体回路包含第一工作流体，所述第一流体回路按顺序包括：第一压缩机，所述第一压缩机用于对所述第一工作流体进行压缩；第一吸热部，所述第一吸热部是以热联接关系定位至与所述飞行载具关联的所述至少一个热源的，所述第一吸热部用于对所述第一工作流体进行加热；以及第一热机，所述第一热机用于使所述第一工作流体膨胀并且生成第一功输出；以及第二流体回路，所述第二流体回路包含第二工作流体，所述第二流体回路按顺序包括：流体增压装置，所述流体增压装置用于对所述第二工作流体进行加压；第二热机，所述第二热机用于使所述第二工作流体膨胀并且生成第二功输出；换热器，所述换热器用于从所述第一流体回路的位于所述第一热机与所述第一压缩机之间的低压支路向所述第二流体回路的位于所述流体增压装置与所述第二热机之间的高压支路交换热；以及散热器式热交换器，所述散热器式热交换器在工作上联接至所述第二流体回路中的位于所述第二热机与所述流体增压装置之间的低压支路；第一发电机，所述第一发电机在工作上联接至所述第一热机，并且所述第一发电机被配置成，接收所述第一功输出的至少一部分并且生成第一电源；第二发电
机，所述第二发电机在工作上联接至所述第二热机，并且所述第二发电机被配置成，接收所述第二功输出的至少一部分并且生成第二电源；以及控制器，所述控制器在工作上联接至所述第一压缩机和所述流体增压装置，其中，所述控制器被编程成执行一种方法，所述方法包括在所述飞行载具的飞行速度高于3马赫时启动所述第一压缩机和所述流体增压装置的运行的步骤。
51.示例18.根据示例17的系统，其中，与所述飞行载具关联的所述至少一个热源包括所述飞行载具的第一表面。
52.示例19.根据示例17至18中的任一示例的系统，所述系统还包括：辅助负载，所述辅助负载在工作上联接至所述第一发电机和所述第二发电机中的各个发电机。
53.示例20.根据示例19的系统，其中，所述散热器式热交换器包括散热器流体或蓄热装置。
54.如本文所使用的，术语“顺序(sequence)”通常指的是按次序的要素(例如，单元操作)。这种次序可以指的是过程次序，举例来说，如工作流体从一个部件流动至另一部件的次序。在示例中，压缩机、蓄热单元以及涡轮机按顺序包括：热交换单元上游的压缩机和涡轮机上游的热交换单元。在这样的情况下，工作流体可以从压缩机流动至热交换单元并且从热交换单元流动至涡轮机。按顺序流动通过单元操作的工作流体可以顺序地流动通过单元操作。部件序列可以包括一个或更多个中间部件。例如，按顺序包括压缩机、蓄热单元以及涡轮机的系统可以包括处于压缩机与蓄热单元之间的辅助箱。部件序列可以是循环的。
55.图中所示或本文所描述的各种要素中的任何要素均可以被实现为硬件、软件、固件或者这些的某一组合。例如，可以将要素实现为专用硬件。可以将专用硬件要素称为“处理器”、“控制器”或者某一类似术语。在由处理器提供时，所述功能可以由单个专用处理器、由单个共享处理器或者由多个单独处理器来提供，所述多个单独处理器中的一些单独处理器可以进行共享。此外，明确使用的术语“处理器”或“控制器”不应被解释成专指能够执行软件的硬件，而是可以隐含地包括并且不限于数字信号处理器(dsp)硬件、网络处理器、专用集成电路(asic)或其它电路、现场可编程门阵列(fpga)、存储软件的只读存储器(rom)、随机存取存储器(ram)、非易失性存储部、逻辑，或某一其它物理硬件组件或模块。
56.而且，可以将要素实现为可由处理器或计算机执行的指令，以执行该要素的功能。指令的一些例子是软件、程序代码以及固件。该指令在由处理器执行以指导处理器执行所述要素的功能时是可操作的。可以将指令存储在可由处理器读取的存储装置上。存储装置的一些示例是数字或固态存储器、诸如磁盘和磁带的磁存储介质、硬盘驱动器或者光学可读数字数据存储介质。
57.尽管本文中对具体示例进行了描述，但是范围并不受限于那些具体示例。而相反，范围是由所附权利要求及其任何等同物来限定的。

技术特征：
1.一种从与飞行载具(102)关联的至少一个热源发电的方法(300)，所述方法(300)包括以下步骤：以至少3马赫的飞行速度推进(302)所述飞行载具(102)；使第一工作流体(122)循环(304)通过第一流体回路(120)，所述循环(304)步骤按顺序包括：通过第一压缩机(130)压缩(306)所述第一工作流体(122)；对通过所述第一流体回路(120)的第一吸热部(140)的所述第一工作流体(122)进行加热(308)，其中，所述第一流体回路(120)的所述第一吸热部(140)是以热方式联接至与所述飞行载具(102)关联的所述至少一个热源的；使所述第一工作流体(122)在第一热机(150)中膨胀(310)，以从所述第一热机(150)生成第一功输出(152)；使所述第一工作流体(122)冷却(312)；以及使所述第一工作流体(122)重新循环(314)至所述第一压缩机(130)；使第二工作流体(252)循环(330)通过第二流体回路(250)，所述循环(330)步骤按顺序包括：通过流体增压装置(254)对所述第二工作流体(252)进行加压(332)；通过换热器(160)从所述第一工作流体(122)向所述第二工作流体(252)交换热(334)；使所述第二工作流体(252)在第二热机(258)中膨胀(336)，以从所述第二热机(258)生成第二功输出(260)；使所述第二工作流体(252)冷却(338)；以及使所述第二工作流体(252)重新循环(340)至所述流体增压装置(254)，通过将所述第一热机(150)的所述第一功输出(152)在工作上联接至第一发电机(170)来生成(318)第一电源；以及通过将所述第二热机(258)的所述第二功输出(260)在工作上联接至第二发电机(261)来生成(342)第二电源。2.根据权利要求1所述的方法(300)，其中，与所述飞行载具关联的所述至少一个热源包括所述飞行载具(102)的第一表面(104)。3.根据权利要求1至2中的任一项所述的方法(300)，其中，与所述飞行载具关联的所述至少一个热源包括来自所述飞行载具(102)的入口管道(112)的加热空气。4.根据权利要求1至3中的任一项所述的方法(300)，其中，所述第一压缩机(130)包括在工作上联接至所述第一发电机(170)的电动压缩机。5.根据权利要求4所述的方法(300)，其中，所述流体增压装置(254)包括在工作上联接至所述第二发电机(261)的电动流体增压装置。6.根据权利要求1至5中的任一项所述的方法(300)，所述方法(300)还包括以下步骤中的至少一个步骤：使用所述第一发电机(170)和所述第二发电机(261)向辅助负载(180)供电(320)；在使所述第二工作流体(252)重新循环至所述流体增压装置(254)之前，经由散热器式热交换器(190)舍弃(322)来自所述第二工作流体(252)的热。7.根据权利要求1至6中的任一项所述的方法(300)，其中，所述第一工作流体(122)包
括第一超临界工作流体(122)，并且其中，所述第二工作流体(252)包括低温工作流体。8.一种从与飞行载具(102)关联的至少一个热源发电的系统(100)，所述飞行载具(102)是以至少3马赫的飞行速度行进的，所述系统(100)包括：第一流体回路(120)，所述第一流体回路(120)包含第一工作流体(122)，所述第一流体回路(120)按顺序包括：第一压缩机(130)，所述第一压缩机(130)用于对所述第一工作流体(122)进行压缩；第一吸热部(140)，所述第一吸热部(140)是以热联接关系定位至与所述飞行载具(102)关联的所述至少一个热源的，所述第一吸热部(140)用于对所述第一工作流体(122)进行加热；以及第一热机(150)，所述第一热机(150)用于使所述第一工作流体(122)膨胀并且生成第一功输出(152)；以及第二流体回路(250)，所述第二流体回路(250)包含第二工作流体(252)，所述第二流体回路(250)按顺序包括：流体增压装置(254)，所述流体增压装置(254)用于对所述第二工作流体(252)进行加压；第二热机(258)，所述第二热机(258)用于使所述第二工作流体(252)膨胀并且生成第二功输出(260)；换热器(160)，所述换热器(160)用于从所述第一流体回路(120)的位于所述第一热机(150)与所述第一压缩机(130)之间的低压支路(124)向所述第二流体回路(250)的位于所述流体增压装置(254)与所述第二热机(258)之间的高压支路(263)交换热；以及散热器式热交换器(190)，所述散热器式热交换器(190)在工作上联接至所述第二流体回路(250)中的位于所述第二热机(258)与所述流体增压装置(254)之间的低压支路(262)。9.根据权利要求8所述的系统(100)，所述系统(100)还包括第一发电机(170)，所述第一发电机(170)在工作上联接至所述第一热机(150)，并且所述第一发电机(170)被配置成，接收所述第一功输出(152)的至少一部分并且生成第一电源(172)。10.根据权利要求9所述的系统(100)，所述系统(100)还包括第二发电机(261)，所述第二发电机(261)在工作上联接至所述第二热机(258)，并且所述第二发电机(261)被配置成，接收所述第二功输出(260)的至少一部分并且生成第二电源(173)。11.根据权利要求10所述的系统(100)，所述系统(100)还包括控制器(200)，所述控制器(200)在工作上联接至所述第一压缩机(130)和所述流体增压装置(254)，其中，所述控制器(200)被编程成执行如下方法，所述方法包括在所述飞行载具(102)的运行状况超过预定阈值时启动所述第一压缩机(130)和所述流体增压装置(254)的运行。12.根据权利要求11所述的系统(100)，其中，所述飞行载具(102)的所述运行状况包括所述飞行载具(102)的飞行速度。13.根据权利要求8至12中的任一项所述的系统(100)，其中，与所述飞行载具关联的所述至少一个热源包括所述飞行载具(102)的第一表面(104)。14.根据权利要求8至13中的任一项所述的系统(100)，其中，与所述飞行载具关联的所述至少一个热源包括来自所述飞行载具(102)的入口管道(112)的加热空气。15.根据权利要求8至14中的任一项所述的系统(100)，其中，所述第一工作流体(122)
包括第一超临界工作流体(122)，并且其中，所述第二工作流体(252)包括低温工作流体。

技术总结
涉及用于具有组合循环架构的发电和热管理的方法和系统。具体地，提供了用于冷却飞行载具上的表面并且发电的方法和设备，该方法和设备包括：以至少3马赫的速度推进该载具致使表面在空气动力学上变热。使第一工作流体循环通过第一流体回路，该循环对通过被以热方式联接至表面的吸热部的第一工作流体进行加热，并且使第一工作流体在第一热机中膨胀以生成第一功输出。第二流体回路具有从第一工作流体接收热的第二工作流体，以及生成第二功输出的第二热机。分别将第一功输出和第二功输出在工作上联接至第一发电机和第二发电机，以向飞行载具上的主系统或辅助系统供电。具上的主系统或辅助系统供电。具上的主系统或辅助系统供电。


技术研发人员：M
受保护的技术使用者：波音公司
技术研发日：2021.10.25
技术公布日：2022/5/25