飛機發動機一體化熱管理系統建模與性能研究

張啟冬　林貴平　郭京輝　劉子鈺

摘要： 面對具有大幅變化范圍的飛行器飛行條件，飛機和發動機熱載荷也在隨之發生劇烈變化，飛機/發動機如何有效解決寬范圍下熱載荷散熱問題變得尤為突出。設計了基于閉式空氣循環、燃油熱管理系統以及裝備蓄冷油箱的三涵道發動機的飛機發動機一體化熱管理系統，并對此系統進行建模和數值仿真分析。分別建立一體化熱管理系統在亞音速巡航、加速爬升和超音速巡航狀態下的調控方案和熱沉組合形式。三涵道模式給一體化熱管理系統帶來散熱能力的提升。加速爬升和超音速巡航狀態下，蓄冷油箱在嚴苛的飛行狀態下能有效緩解單一燃油熱沉在熱管理系統中散熱能力的局限性，提升熱管理系統散熱能力，保障飛行器安全可靠地工作。

關鍵詞： 飛機發動機一體化 燃油熱管理系統 閉式空氣循環 蓄冷油箱 三涵道發動機

中圖分類號： V263.6 文獻標識碼： A 文章編號： 1672-3791（2023）24-0049-05

隨著飛機飛行技術的發展，飛行器一方面需要更多電子設備來實現更高的飛行性能，熱載荷隨之大幅增加［1-3］；另一方面為了滿足更高隱身性需求，采用大量復合材料和減少飛行器進氣口，使得散熱路徑大大受限［4-5］。尤其在面臨超音速飛行時，嚴重的氣動加熱將導致飛行器表面及系統部件暴露在高溫下［6-7］。過高的機體及設備溫度不利于設備的安全使用和維護，因此超音速飛行器對制冷量和制冷方式的要求日益提升［8-9］。傳統的熱管理系統將機載熱管理系統與發動機熱管理系統分開設計，通過設置燃油溫度邊界實現兩個熱管理系統的耦合，這造成了熱管理系統設計指標裕度低，增加了飛機與發動機熱管理系統的設計難度，越發難以適應飛機發展的高性能需求。

飛機發動機一體化（簡稱“飛發一體化”）熱管理系統正是解決上述問題的有效手段。面對寬速域、寬空域的飛行任務，采用自適應調控技術能夠更好地解決時變多工況問題，即針對不同飛行條件，熱管理系統可自動調節系統工作模式，選擇最佳熱管理路徑和熱沉，實現系統的最大散熱能力和最高工作效率。目前飛發一體化的研究主要集中在氣動方面［10-12］，在熱管理方面的研究較少［13-14］。真正而深入地研究飛發一體化熱管理模式，對未來整機性能發展以及熱載荷性能提升有深遠的意義。

傳統的沖壓空氣制冷系統由于制冷量不足、代償損失較大等原因使其應用越發受限。與之相比，機載燃油由于具有熱容大、溫度穩定和不影響飛行器隱身效果等優勢，被更加廣泛地用作飛行器的熱沉，基于此的綜合熱管理系統應運而生［15-16］。此外，較為常見的熱排散技術手段包含以下幾個。

（1）閉式循環空氣系統，通過緊湊結構實現機載熱管理和發動機各種狀態的綜合控制［17］。區別于傳統機載機電系統各結構獨立設計，該系統優勢首先是將獨立的各系統進行整合，減少系統部件和質量，降低了機載代償損失，同時采用多部件共軸的方式，可以最大限度地實現空間結構緊湊。其次，系統將應急動力裝置、輔助動力裝置、環境控制系統和熱管理系統等功能進行整合，實現自適應動力與熱量功能管理。最后，系統可以減少使用沖壓空氣，提高飛行器的隱身能力。（2）變循環發動機結構，通過改變發動機內部幾何結構實現寬速域下發動機飛行狀態的改變，通過改變其自身熱力循環參數，使發動機能夠在跨度較大的速域和空域范圍內，以較高推力和較低耗油率進行工作［18-19］。（3）采用具有較好的熱排散潛力的材料或結構，如消耗性熱沉、儲能材料、蓄冷結構和涵道結構等。其中，蓄冷結構如蓄冷油箱［20］，可在系統散熱能力充裕的條件下，通過散熱路徑冷卻更多的燃油工質，采用保溫結構回收儲存低溫燃油熱沉工質，當系統散熱能力不足時，將蓄冷油箱中的低溫燃油工質引出，用于熱管理系統中需要進一步冷卻的環節中，實現短時間內對熱管理系統中高溫工質的冷卻與熱量傳輸。涵道結構如三涵道結構，通過增大發動機涵道比提升發動機工作效率［21］。

結合以上各系統與結構的散熱優勢，本文將構建基于閉式空氣循環、燃油熱管理系統以及裝備蓄冷油箱的三涵道發動機的飛發一體化熱管理系統，并進行建模仿真和試驗分析。

1 飛機發動機一體化設計

飛發一體化熱管理是指在工作時序和空間結構上實現飛機熱管理和發動機熱管理的綜合統一調配，這樣既能實現結構緊湊、輕質高效的熱管理系統設計，同時也能夠更大程度地提高熱管理系統的熱排散潛力。飛發一體化熱管理系統采用更加高效、輕質的系統設計，如變循環發動機系統、閉式空氣循環系統、涵道結構等，對于提升熱管理系統的散熱能力更為有效，如圖1所示。

相較于傳統綜合熱管理系統，飛發一體化熱管理系統具備以下優點。

（1）實現了熱管理系統在結構上和功能上的一體化綜合管理，同時也實現了熱管理系統自適應調控。（2）在滿足飛行器隱身要求的前提下，能夠采用第三涵道結構中的低溫涵道空氣，實現熱量的多路徑傳輸與排散，滿足不斷增加的散熱需求；在增加熱排散路徑和散熱量的同時，能夠降低燃油作為熱沉的流量，提升燃油的經濟效益。（3）采用蓄冷油箱存儲低溫熱沉的方法，可以在不同飛行任務中進行自適應調用，增強熱管理系統適應性。（4）采用閉式空氣循環系統，能夠減輕機載系統質量和體積，同時滿足機載設備和座艙的散熱需求。（5）充分利用自適應變循環發動機的適應性強、散熱潛力大的特點，使飛行器在高性能的飛行狀態下，追求低油耗、高散熱性能的工作狀態。

2 飛機發動機一體化熱管理系統數學建模

2.1 熱管理子系統建模

基于一體化熱管理系統內主要部件的數學建模，進一步進行閉式空氣循環子系統、燃油熱管理子系統和三涵道發動機子系統的數學建模，為飛發一體化熱管理綜合系統奠定功能基礎。

2.1.1 閉式空氣循環子系統

閉式空氣循環子系統，如圖2 所示，將發動機引氣進行冷卻，得到的低溫低壓氣體用于吸收機載設備產生的熱量，并傳輸到燃油和發動機涵道結構。

閉式空氣循環子系統在應對不同飛行任務的過程中主要分為兩種工作模式，即第三涵道開啟模式和第三涵道關閉模式。第三涵道開啟時，一部分發動機壓氣機引氣進入動力渦輪，為旋轉軸提供動力，并將降溫后的空氣直接排散到環境中。另一部分引氣經過第二涵道散熱器冷卻后，進入壓氣機中進行壓縮；被壓縮后的空氣依次經過第三涵道散熱器-空氣和高溫液體空氣換熱器，分別將熱量傳遞給涵道空氣和液體冷卻工質。該過程中，氣路閥門關閉，燃油-空氣換熱器不參與空氣冷卻，然后通過回熱器冷去后進入冷卻渦輪，經過冷卻渦輪冷卻后的空氣一部分經過低溫液體空氣換熱器吸收機載電子設備的熱載荷，另一部分空氣與經過升溫的高溫空氣混合后輸送到座艙和電子設備艙進行冷卻，并從飛機排放到外界環境。剩余低溫空氣則經過回熱器加熱后與流經第二涵道散熱器的空氣混合，實現空氣系統的閉式循環。在第三涵道關閉時，被壓縮機壓縮后的空氣，無法通過第三涵道散熱器-空氣進行冷卻，因此該工作狀態下氣路閥門打開。高溫空氣通過燃油-空氣換熱器將熱量傳遞給蓄冷油箱中在第三涵道開啟時收集的低溫燃油，然后繼續使用高溫液體空氣換熱器進行冷卻，再經過回熱器冷卻后進入冷卻渦輪；其余過程與第三涵道開啟時工作模式相同。

2.1.2 燃油熱管理子系統

燃油熱管理子系統，如圖3 所示，以燃油為熱沉冷卻飛機機載熱載荷和發動機內部產熱，所述燃油熱管理子系統中的蓄冷油箱，在三涵道工作模式下收集低溫回油，用于在其他涵道工作模式下冷卻機載熱載荷。

燃油熱管理子系統在不同飛行任務過程中有兩種工作模式，即加力關閉模式和加力開啟模式。燃油作為熱沉從油箱流出，首先經過液體燃油換熱器，吸收液體冷卻工質中的熱量，實現熱量從空氣到燃油的傳輸；然后依次經過液壓燃油散熱器、滑油燃油散熱器，吸收液壓系統和滑油系統的熱量；升溫后的燃油在進入發動機前，大部分燃油會通過回油管路流回油箱，剩余的燃油則會通過燃油增壓泵驅動后分為三路。其中，一路流向主泵調節器，通過計量活門控制流向主燃燒室的燃油流量，多余燃油經過回油管路流回至增壓泵前，確定流量后的燃油流向燃滑油散熱器，吸收在發動機轉軸軸承中用于潤滑冷卻的高溫滑油中熱量后，最終流向燃燒室進行燃燒，實現熱量的燃燒排散。另一路流向加力泵，經過加力泵增壓的燃油，通過噴口加力調節器進行分流，當發動機關閉加力模式時，燃油全部回流到增壓泵前，當發動機開啟加力模式時，一部分燃油經過回油管路流回至增壓泵前，其余燃油則流經加力燃滑油散熱器，吸收在發動機轉軸軸承中用于潤滑冷卻的高溫滑油中的熱量，然后進入分布器進行燃油噴嘴流量分配，最終流向加力燃燒室進行燃燒。當增壓泵后的燃油溫度過高時，第一控制閥門開啟，發動機燃油系統需要將一部分燃油調回油箱，在發動機不開啟加力狀態時，燃油回流過程中會經過第三涵道散熱器-燃油，將燃油中收集的一部分熱載荷通過涵道空氣排散，實現多路徑熱管理；第二控制閥門打開，第三控制閥門關閉，經過降溫后的低溫燃油，可以進入蓄冷油箱進行保溫儲存，在發動機第三涵道關閉時打開油路閥門，為閉式空氣循環系統提供冷源；待蓄冷油箱儲滿后，第二控制閥門關閉，第三控制閥門打開低溫燃油直接流回至油箱；當發動機開啟加力狀態時，第三涵道關閉，燃油繼續流經第三涵道散熱器-燃油，但無法實現冷卻，第二控制閥門關閉，第三控制閥門打開，高溫燃油直接流回油箱。

2.1.3 三涵道變循環發動機子系統

三涵道變循環發動機子系統，如圖4所示。通過涵道散熱器，將空氣和燃油中吸收的熱量通過低溫涵道空氣排散到燃燒室或者是外界環境中，三涵道變循環發動機子系統通過自適應調整工作模式保證飛行器熱管理系統在飛行馬赫數0～3.2 范圍內穩定工作，增強熱管理系統散熱能力。

三涵道變循環發動機子系統，針對不同的飛行任務需求，采取不同的模式：當飛行速度較低時，三涵道全部開啟，能夠增大涵道比，提高發動機續航能力，降低耗油率，同時第三涵道散熱器-燃油、第三涵道散熱器-空氣和第二涵道散熱器能夠帶走燃油和空氣中的熱量，提升熱管理系統工作潛能。當飛行速度提升到跨聲速時，關閉第三涵道，蓄冷油箱開始使用，調節第二涵道開度，打開加力燃燒室，能夠降低涵道比，提升發動機推力，同時第二涵道散熱器工作增加熱管理散熱能力；當飛行速度達到超音速時，逐漸關閉第二涵道，滿足發動機動力提供需求和機動性要求。在發動機系統中，高壓壓氣機出口引出高壓氣體，經過第三涵道散熱器-引氣冷卻后，得到低溫氣體輸送到渦輪機匣中進行渦輪導向葉片的冷卻。此外，直接引用風扇后低溫空氣進入發動機機匣艙進行冷卻，保證機匣滿足工作溫度要求。

2.2 一體化熱管理系統建模

由于飛行器面臨工作條件跨度大的嚴苛研究，因此該飛發一體化熱管理系統具備調節功能，保證一體化熱管理系統能夠在不同飛行任務條件下均滿足飛機和發動機熱載荷散熱需求（見圖1）。

2.2.1 亞音速狀態

當飛行器處于長航時巡航階段時，三涵道變循環發動機系統打開第三涵道，增大發動機涵道比；閉式循環系統將機載電子設備持續產熱分別傳遞到燃油和第三涵道散熱器-空氣中，進行熱量排散；發動機系統僅開啟主燃燒室，燃油熱管理系統中收集的熱量，通過主燃燒室燃燒，未被燃燒的燃油則在回油過程中通過第三涵道散熱器-燃油將熱量排散到涵道空氣中。同時，蓄冷油箱會將該模式下的低溫燃油進行儲存，為其他飛行狀態條件提供冷源。

2.2.2 機動作戰狀態

當飛行器處于起飛、爬升等狀態時，發動機需要提供更大推力，同時仍需保證較低耗油率，三涵道變循環發動機關閉第三涵道，僅使用第二涵道與核心涵道，降低涵道比，提高推力。閉式空氣循環系統將機載系統中的熱量不僅可以通過高溫液體-空氣換熱器傳遞到燃油中，還可以采取調用蓄冷油箱中低溫燃油的方法，通過燃油-空氣換熱器吸收和傳輸。該模式下，發動機開啟加力燃燒室，燃油可將收集的熱量通過主燃燒室和加力燃燒室燃燒排散到飛行器外。

2.2.3 超音速狀態

當飛行器處于超聲速飛行或機動作戰狀態時，三涵道變循環發動機僅開啟核心涵道，以較大耗油率實現飛行器的機動性。閉式空氣循環系統需加大發動機引氣量來吸收更高的機載設備熱量，在將熱量通過高溫液體-空氣換熱器傳遞給燃油的同時，也可以通過蓄冷油箱中低溫燃油在燃油-空氣換熱器中進行熱量的吸收和傳輸。燃油熱管理吸收更多熱量，同時以較大流量流向主燃燒室和加力燃燒室燃燒，實現更高熱量的排散，提升系統在高熱載荷下的熱管理能力。

3 結語

本文設計了基于閉式空氣循環、燃油熱管理系統以及裝備蓄冷油箱的三涵道發動機的飛發一體化熱管理系統，并對此系統進行建模和數值仿真分析。主要結論如下。

（1）亞音速巡航狀態下，三涵道開啟，保持蓄冷油箱儲油狀態，一體化熱管理系統保證動力供給，進一步提升散熱能力，同時為后續更加嚴苛的飛行狀態提供了低溫燃油的熱沉支持。（2）加速爬升狀態下，關閉第三涵道，采用蓄冷油箱內低溫燃油持續冷卻的方法，保證此狀態下的散熱需求。閉式空氣循環系統將發動機引氣中的熱載荷合理分配到飛機和發動機結構中，在功能上實現了熱量一體化管理。（3）超音速巡航狀態下，采用單涵道模式，僅利用供油箱和蓄冷油箱存貯的低溫燃油進行冷卻，保證熱管理系統在該飛行狀態下的散熱需求。

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