高超声速飞行器技术经过多年的发展,超燃冲压发动机热防护技术已成为限制其长时间飞行的关键因素之一。同时未来高超声速飞行器还面临巨大的电力需求,发展高效的机载发电系统也迫在眉睫。超临界二氧化碳循环具有较高的能量转换效率,且结构紧凑、部件体积小,在高超声速飞行器上很有应用前景。因此,本文提出基于超临界二氧化碳的超燃冲压发动机热电转换系统,在满足超燃冲压发动机热防护要求的同时为高超声速飞行器提供电力保障。论文通过建立参数化耦合分析模型,深入研究热电转换系统的冷却性能与发电能力,为超临界二氧化碳循环在高超声速飞行器上的应用奠定基础。论文建立了超燃冲压发动机主动冷却通道与燃烧室耦合求解的准一维分析模型,得到了同时满足燃烧室传热过程和冷却通道换热过程的壁面温度分布与热流分布,使得热电转换系统的热边界条件能够反映工质冷却过程与壁面热环境的相互影响。研究了冷却工质流量、入口温度以及入口压力对壁面热环境的影响。结果表明燃烧室壁面热流密度分布不均匀,分布规律主要由燃烧室内主流参数和壁面温度共同决定。工质流量以及工质入口温度对壁面温度与热流密度分布影响较大,而入口压力对影响较小,即壁面热环境会受到循环参数的影响,在对热电转换系统分析时必须考虑热力循环与壁面热环境的相互影响。建立了超临界二氧化碳布雷顿循环热力学分析模型,采用夹点温差法代替回热效率来对循环参数进行求解,研究了循环参数对再压缩超临界二氧化碳循环性能的影响,得到了参数之间的相互影响以及变化规律。对于再压缩超临界二氧化碳循环,存在最优分流比使循环效率最高,且最优分流比随着循环最高压力的增加而减小。由于超临界二氧化碳拟临界点的存在,主压缩机入口温度和压力不完全相互独立,最佳入口压力一般出现在相应的拟临界压力附近。提出了三种基于典型超临界二氧化碳循环的热电转换系统总体方案与性能评价指标,通过将主动冷却燃烧室计算模型与超临界二氧化碳循环热力学分析模型联立起来,给出了超临界二氧化碳循环与主动冷却发动机耦合求解方法,分析了电转换系统参数选取的约束条件,研究了冷却通道压力损失、壁面最高温度以及冷却燃料流量的主要影响因素。研究表明循环压力越高冷却通道压力损失越小,为了保证系统性能循环压力有最低要求。壁面最高温度随着循环最高温度的增加而上升。冷却燃料流量受到循环热效率和燃料出口温度的共同影响,但燃料出口温度占主导地位。与超临界二氧化碳循环常规应用不同,为了提高燃料出口温度降低冷却燃料流量,主压缩机入口温度应取临界温度以上。此外,虽然再压缩超临界二氧化碳循环热效率最高,由于燃料出口温度较低导致所需冷却燃料流量较大,冷却性能较差,反而热效率最低的简单循环冷却性能相对较好,但总体看来系统冷却燃料减少率和输出功较低,没有体现出超临界二氧化碳循环的优势。因此传统的超临界二氧化碳循环不适宜直接应用于超燃冲压发动机的热防护,需要对循环布局做出相应的调整。对基于再压缩超临界二氧化碳循环的热电转换系统方案进行调整与优化,提出低温分流循环与高温分流循环两种方案来提高系统的冷却性能与输出功率,为基于超临界二氧化碳循环的热电转换系统的性能提升提供技术途径。根据再压缩超临界二氧化碳循环结构特点,通过改变分流点位置来提高燃料换热器内二氧化碳的入口温度,进而提升燃料出口温度,减少冷却燃料流量。与简单循环相比,两种新型方案冷却燃料减少率和输出功率都得到了大幅提升。虽然低温分流方案最佳性能优于高温分流方案,但是高温分流方案在整个分流比区间内都能保持较高的冷却燃料减少率与输出功,因此从系统稳定性角度来说,高温分流方案更适合在高超声速飞行器上应用。建立了高温分流方案变工况求解模型,对系统的变工况特性进行分析,为热电转换系统设计点的选取提供参考依据。利用压缩机与涡轮变工况性能预测模型,选择同轴式布局,通过工质流量匹配的方法建立了系统变工况求解模型,研究了二氧化碳流量与燃料当量比改变时系统的性能变化。研究表明当设计点流量取平均流量时系统在工况改变时能够获得较高的冷却燃料减少率和输出功。对于设计点当量比,取较小的当量比时系统变工况性能较好,但是系统最高压力会随着当量比的增加而增加,可能超过系统的承受范围。因此在对设计点当量比选取时还应考虑循环最高压力变化,在允许的压力范围内尽量选择较小的当量比。