本发明涉及飞机能源管理的，特别涉及机载大功率热电转换系统和飞行器。
背景技术：
1、随着飞行器技术的发展，飞机的飞行速度越来越快，向着高马赫数方向发展，随之而来的是飞机的热防护、热管理和电能源生成问题。高马赫数飞行时，会产生大量的气动热和燃烧热需要排散，但飞机的冷源有限，给飞机热防护和热管理带来巨大的压力；并且，现有技术中，飞机普通采用发动机提供动力，在高马赫数飞行时，没有旋转部件直接带动发电机发电，导致机载电能源生成困难，但现代机载设备不断增大、飞行时间不断延长，对飞机电源功率的要求却在不断提高。
技术实现思路
1、基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种机载大功率热电转换系统和飞行器。
2、一种机载大功率热电转换系统，包括：燃料供给装置、闭式热力循环装置、燃料裂解气涡轮以及再生冷却通道；
3、所述再生冷却通道设置于发动机的燃烧室的外周；所述燃料供给装置的出口端依次与所述闭式热力循环装置的对外放热通道以及所述再生冷却通道的入口端连通，所述再生冷却通道的出口端通过第一阀门与所述燃料裂解气涡轮的入口端连通，所述再生冷却通道的出口端还与所述闭式热力循环装置的对外吸热通道连通，所述闭式热力循环装置的对外吸热通道用于与发动机的入口端连通；所述燃料裂解气涡轮的出口端用于与发动机的入口端连通；所述闭式热力循环装置用于与第一发电机连接，并带动所述第一发电机发电；所述燃料裂解气涡轮的动力输出端用于与第二发电机连接，并带动所述第二发电机发电；
4、所述第一阀门被设置为在以下条件至少一个成立时开启：
5、飞行器的速度大于预设速度；
6、所述再生冷却通道的出口端的温度大于预设温度；
7、所述第一阀门开启时，通过所述再生冷却通道吸热升温的燃料一部分通过所述第一阀门输送至所述燃料裂解气涡轮，并驱动所述燃料裂解气涡轮动作以带动所述第二发电机发电；另一部分所述燃料通过所述闭式热力循环装置的对外吸热通道输送至发动机的入口端。
8、在其中一个实施例中，所述第一阀门被设置为在以下条件至少一个成立时关闭：
9、飞行器的速度小于或等于所述预设速度；
10、所述再生冷却通道的出口端的温度小于或等于所述预设温度；
11、所述第一阀门关闭时，通过所述再生冷却通道吸热升温的燃料全部通过所述闭式热力循环装置的对外吸热通道输送至发动机的入口端。
12、在其中一个实施例中，所述闭式热力循环装置包括闭式循环冷却器、闭式循环加热器、涡轮以及压缩机，所述闭式循环冷却器设置有冷却工质通道，所述闭式循环加热器设置有加热工质通道，所述闭式循环冷却器的冷却工质通道的入口端与所述涡轮的出口端连通，所述闭式循环冷却器的冷却工质通道的出口端与所述压缩机的入口端连通，所述压缩机的出口端与所述闭式循环加热器的加热工质通道的入口端连通，所述闭式循环加热器的加热工质通道的出口端与所述涡轮的入口端连通，所述涡轮的动力输出端与所述第一发电机连接，所述对外放热通道位于所述闭式循环冷却器上，所述燃料裂解气涡轮的出口端通过第二阀门与所述发动机的入口端连接，所述第二阀门被设置为在以下条件至少一个成立时开启：
13、飞行器的速度大于所述预设速度；
14、所述再生冷却通道的出口端的温度大于所述预设温度。
15、在其中一个实施例中，还包括控制器，所述控制器与所述第一阀门电连接，所述控制器用于获取飞行器的速度和所述再生冷却通道的出口端的温度，所述控制器用于在以下条件至少一个成立时开启所述第一阀门：
16、飞行器的速度大于预设速度；
17、所述再生冷却通道的出口端的温度大于预设温度。
18、在其中一个实施例中，还包括温区热防护装置，所述温区热防护装置的入口端与所述闭式热力循环装置的对外放热通道连通，所述温区热防护装置的出口端与所述再生冷却通道的入口端连通，所述温区热防护装置用于连接至飞行器气动加热表面。
19、在其中一个实施例中，所述温区热防护装置包括低温区热防护装置和高温区热防护装置，所述低温区热防护装置连接至飞行器气动加热表面低温区，所述高温区热防护装置连接至飞行器气动加热表面高温区；所述低温区热防护装置的入口端通过燃料通道与所述闭式热力循环装置的对外放热通道连通，所述低温区热防护装置的出口端通过燃料通道与所述高温区热防护装置的入口端连通，所述高温区热防护装置的出口端通过燃料通道与所述再生冷却通道的入口端连通。
20、在其中一个实施例中，所述低温区热防护装置包括第一半导体温差发电模块，所述第一半导体温差发电模块的热端与飞行器气动加热表面低温区连接，所述第一半导体温差发电模块的冷端与所述燃料通道连接。
21、在其中一个实施例中，所述高温区热防护装置包括第二半导体温差发电模块，所述第二半导体温差发电模块的热端与飞行器气动加热表面高温区连接，所述第二半导体温差发电模块的冷端与所述燃料通道连接。
22、一种飞行器，包括上述所述的机载大功率热电转换系统。
23、上述机载大功率热电转换系统，按照飞行器飞行时的能量梯级利用的思想，在更大的马赫数情况下，并入不需要实际冷源且适用于较高热源温度的燃料裂解气涡轮发电，将闭式热力循环装置发电与燃料裂解气涡轮发电相结合利用以转换为电能，提高了系统整体的发电功率且发电功率不受冷源限制；实现飞行器能源利用效率的提高，提高了飞行器飞行的经济性。
1.一种机载大功率热电转换系统，其特征在于，包括：燃料供给装置、闭式热力循环装置、燃料裂解气涡轮以及再生冷却通道；
2.根据权利要求1所述的机载大功率热电转换系统，其特征在于，所述第一阀门被设置为在以下条件至少一个成立时关闭：
3.根据权利要求1所述的机载大功率热电转换系统，其特征在于，所述闭式热力循环装置包括闭式循环冷却器、闭式循环加热器、涡轮以及压缩机，所述闭式循环冷却器设置有冷却工质通道，所述闭式循环加热器设置有加热工质通道，所述闭式循环冷却器的冷却工质通道的入口端与所述涡轮的出口端连通，所述闭式循环冷却器的冷却工质通道的出口端与所述压缩机的入口端连通，所述压缩机的出口端与所述闭式循环加热器的加热工质通道的入口端连通，所述闭式循环加热器的加热工质通道的出口端与所述涡轮的入口端连通，所述涡轮的动力输出端与所述第一发电机连接，所述对外放热通道位于所述闭式循环冷却器上，所述对外吸热通道位于所述闭式循环加热器上。
4.根据权利要求1所述的机载大功率热电转换系统，其特征在于，所述燃料裂解气涡轮的出口端通过第二阀门与所述发动机的入口端连接，所述第二阀门被设置为在以下条件至少一个成立时开启：
5.根据权利要求1所述的机载大功率热电转换系统，其特征在于，还包括控制器，所述控制器与所述第一阀门电连接，所述控制器用于获取飞行器的速度和所述再生冷却通道的出口端的温度，所述控制器用于在以下条件至少一个成立时开启所述第一阀门：
6.根据权利要求1所述的机载大功率热电转换系统，其特征在于，还包括温区热防护装置，所述温区热防护装置的入口端与所述闭式热力循环装置的对外放热通道连通，所述温区热防护装置的出口端与所述再生冷却通道的入口端连通，所述温区热防护装置用于连接至飞行器气动加热表面。
7.根据权利要求6所述的机载大功率热电转换系统，其特征在于，所述温区热防护装置包括低温区热防护装置和高温区热防护装置，所述低温区热防护装置连接至飞行器气动加热表面低温区，所述高温区热防护装置连接至飞行器气动加热表面高温区；所述低温区热防护装置的入口端通过燃料通道与所述闭式热力循环装置的对外放热通道连通，所述低温区热防护装置的出口端通过燃料通道与所述高温区热防护装置的入口端连通，所述高温区热防护装置的出口端通过燃料通道与所述再生冷却通道的入口端连通。
8.根据权利要求7所述的机载大功率热电转换系统，其特征在于，所述低温区热防护装置包括第一半导体温差发电模块，所述第一半导体温差发电模块的热端与飞行器气动加热表面低温区连接，所述第一半导体温差发电模块的冷端与所述燃料通道连接。
9.根据权利要求7所述的机载大功率热电转换系统，其特征在于，所述高温区热防护装置包括第二半导体温差发电模块，所述第二半导体温差发电模块的热端与飞行器气动加热表面高温区连接，所述第二半导体温差发电模块的冷端与所述燃料通道连接。
10.一种飞行器，其特征在于，包括权利要求1至9任一项所述的机载大功率热电转换系统。
