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摘要:以某型飛機的綜合熱能管理系統為對象開展了研究。該系統以燃油作為主要熱沉，使用熱防護結構和液體蒸發器作為輔助熱沉，對整機的熱量進行綜合調控及管理。建立了綜合熱能管理系統數學模型，在Flowmaster軟件中搭建了系統的仿真模型進行計算。研究結果表明，提出的系統能滿足飛機整體的熱設計需求，為飛機綜合熱能管理系統及各子系統的設計提供參考。

關鍵詞:飛機;綜合熱能管理系統;建模;仿真計算

0引言

隨著飛行器性能的提高，機載電子設備數量和功率不斷增加，飛機的各個子系統所需求的冷量大幅提升。與此同時，飛行器內部存在大量的廢熱無法得到利用，各子系統間的熱量無法進行綜合利用。飛行器散熱需求的提升和飛機整體熱量使用存在大量的重復和浪費現象，共同引出了飛機的熱量管理問題［1］。綜合熱能管理系統技術是對飛行器的熱量進行整機尺度上的分配和利用，相較于傳統的飛行器環控系統，能夠實現熱量的合理分配，吸收飛行器需要冷卻部件的熱量同時對燃油進行預熱，在不引入附加質量的基礎上能較大提升飛機的散熱能力，因此具有較大的研究空間和應用前景。20世紀90年代以來，諸多學者對綜合熱能管理系統的各個方面進行了研究，PETLEYDH等［2］提出以燃油循環作為主循環的飛行器熱能管理系統，建立綜合熱能管理系統的基本框架;袁美名等［3］參考了F－22戰機的綜合熱能管理系統，分別建立了各子系統的數學模型，并在Mat-lab/Simulink上搭建了系統的模塊進行仿真計算。目前綜合熱能管理系統方面的研究多集中在子系統的研究方面，整體方面的研究較少。本文以某型飛機的綜合熱能管理系統為對象進行研究，旨在為飛機的綜合熱能管理系統及子系統的設計提供參考。

1綜合熱能管理系統介紹

某型飛機的簡化物理模型如圖1所示。機身狹長呈圓柱狀，從前向后分別是飛機的設備艙系統和燃油箱系統，底部為飛行器的進氣道。設備艙及燃油箱頂部及底部設有熱防護結構，機電設備設于設備艙內。速氣流對機體上部所受的氣動加熱和輻射熱以及機體下部受進氣道影響產生的氣動熱;內部熱源主要為機載設備散熱，根據機艙所載設備不同分別給定。綜合熱能管理系統圖如圖2所示。其基本的思想是:系統以機身外部的熱防護結構作為第一層熱沉，吸收來自外部的氣動熱及輻射熱等，機體內部的熱量管理以燃油作為主要熱沉，液體蒸發冷卻系統作為輔助熱沉，從而實現整機熱量的綜合控制。機體內部的熱控方面，以燃油循環作為主要循環，設備艙的溫度由燃油循環冷卻系統控制，當設備艙的溫度超過限制值時，開啟燃油循環冷卻系統的閥門，對設備艙進行散熱。燃油循環系統同時會吸收滑油、液壓油等子系統的散熱，最終流向發動機進行燃燒，多余燃油則經沖壓空氣和液體蒸發器冷卻后流回燃油箱。

2系統建模

飛行器在超音速巡航過程中的傳熱過程十分復雜，本文著重考慮系統尺度上的仿真計算，建立以下簡化模型。

2．1外部熱源。機體外部所受的熱源主要是氣動熱和輻射熱兩部分。對于機體外部的氣動熱，根據傳熱學以及氣動加熱的相關理論，可以采用氣動熱的工程算法進行計算［4］。進氣道部分所受氣動加熱，以恒壁溫作為邊界條件進行計算。太陽輻射的熱流密度在一年間波動不大，可以視為常量［5］。

2．2熱防護結構。熱防護結構的傳熱形式類似一維無限大平板的導熱問題，結合機體外部熱源的邊界條件，采用一階差分方法，即可對熱防護結構的導熱問題進行求解。

2．3設備艙。為簡化計算，文中忽略設備艙內的空氣流動影響。根據閉口系能量方程，可以得出艙內的熱平衡方程為:式中:mc、cc、Tc分別為設備艙內空氣的質量、比熱、溫度;δQtop，c、δQbot，c分別為設備艙上部、下部熱防護結構傳遞的熱量;δQe為設備艙內的設備發熱量;δQep，c為液體蒸發器吸收的設備艙熱量;δQc為燃油吸收的設備艙熱量。

2．4燃油箱。根據開口系能量方程，可以得到燃油箱的熱平衡方程式中:mf、cf、Tf分別為燃油箱內燃油的質量、比熱、溫度;δQin、δQout分別為某時刻流入、流出燃油攜帶的熱量;δQtop，f、δQbot，f分別為燃油箱上部、下部熱防護結構傳遞的熱量;δQc為燃油吸收的設備艙熱量;δQep，f為液體蒸發器吸收的燃油熱量。

2．5液體蒸發器。液體蒸發器中冷卻液的能量平衡方程為式中:Qep為液體蒸發器的冷卻功率;m·ep為冷卻液的質量流率;γ為其汽化潛熱。

2．6子系統散熱基于簡化考慮，文中所提及的滑油、液壓油等子系統均以熱載荷的方式進行計算。

3仿真及分析

本文采用Flowmaster軟件搭建了綜合熱能管理系統的仿真所需的模型。基于Flowmaster軟件多樣化的元件，并結合大量的自定義腳本程序，即可在軟件中搭建完整的系統進行計算。

3．1仿真條件。飛行器飛行時具有多種工況，本文以飛行器典型的起飛至巡航的工況進行計算，其飛行高度穩定為7000m，飛行馬赫數在初始階段時由t=0s時的Ma=0．7迅速提升，當t=67s時，飛行速度達到最大，此時Ma=3．5，其后保持巡航狀態飛行時長為3600s。系統的熱設計需求為:流向發動機的燃油溫度≤150℃;設備艙的溫度≤100℃。

3．2仿真結果。圖3為設備艙上部熱防護結構各節點處溫度變化的示意圖。熱防護結構外部節點溫度為526℃，內部節點溫度為256℃，差距為270℃，熱防護結構能夠有效隔絕外部氣動熱及輻射熱。圖4所示為設備艙1、設備艙2、設備艙3溫度隨時間的變化情況。從圖4中可以看出，其溫度在整個飛行時長內均保持在100℃以內，綜合熱能管理系統能夠將設備艙的工作溫度保持在合適的范圍內。圖5為燃油循環系統中各節點處的溫度。從圖5中可以看出，在綜合熱能管理框架下，燃油箱出口的燃油首先吸收滑油的散熱，再進一步吸收來自液壓油的熱量，最后部分流向發動機燃燒，部分則經沖壓空氣和液體蒸發器冷卻后流回燃油箱。因高馬赫數飛行時沖壓空氣的冷卻能力不足，因此沖壓空氣冷卻的效用不明顯。液體蒸發器2則僅在初始階段和當回流燃油溫度超過120℃時啟用，因此在初始階段和回流燃油超溫時的冷卻效用較為明顯。在綜合熱能管理的框架下，燃油充分發揮其作為冷源的效用，預熱燃油，并流往發動機進行燃燒，充分地發揮了燃油作為冷源的作用，實現了飛機內部能量的互補，且在液體蒸發系統的作用下，流向發動機的燃油溫度并沒有超過150℃，滿足了發動機系統的工作溫度需求。

4結語

本文針對某型飛機的綜合熱能管理系統開展了研究。針對該系統，建立了仿真計算所需的模型并進行了計算分析。研究結果表明，以燃油作為主要熱沉，熱防護結構和液體蒸發器作為輔助熱沉的綜合熱能管理方案能夠滿足整機各系統的工作需求。熱防護結構能隔絕來自外部的大量熱源，燃油循環流動提供了大量的冷源，液體蒸發器可作為燃油冷源不足時的補充冷源。在各系統共同作用下，飛行器內部的能量得到了綜合利用。

作者:陸賓賓 吉洪湖 唐玫 單位:南京航空航天大學能源與動力學院