飞机发动机一体化热管理系统建模与性能研究

张启冬　林贵平　郭京辉　刘子钰

摘要： 面对具有大幅变化范围的飞行器飞行条件，飞机和发动机热载荷也在随之发生剧烈变化，飞机/发动机如何有效解决宽范围下热载荷散热问题变得尤为突出。设计了基于闭式空气循环、燃油热管理系统以及装备蓄冷油箱的三涵道发动机的飞机发动机一体化热管理系统，并对此系统进行建模和数值仿真分析。分别建立一体化热管理系统在亚音速巡航、加速爬升和超音速巡航状态下的调控方案和热沉组合形式。三涵道模式给一体化热管理系统带来散热能力的提升。加速爬升和超音速巡航状态下，蓄冷油箱在严苛的飞行状态下能有效缓解单一燃油热沉在热管理系统中散热能力的局限性，提升热管理系统散热能力，保障飞行器安全可靠地工作。

关键词： 飞机发动机一体化 燃油热管理系统 闭式空气循环 蓄冷油箱 三涵道发动机

中图分类号： V263.6 文献标识码： A 文章编号： 1672-3791（2023）24-0049-05

随着飞机飞行技术的发展，飞行器一方面需要更多电子设备来实现更高的飞行性能，热载荷随之大幅增加［1-3］；另一方面为了满足更高隐身性需求，采用大量复合材料和减少飞行器进气口，使得散热路径大大受限［4-5］。尤其在面临超音速飞行时，严重的气动加热将导致飞行器表面及系统部件暴露在高温下［6-7］。过高的机体及设备温度不利于设备的安全使用和维护，因此超音速飞行器对制冷量和制冷方式的要求日益提升［8-9］。传统的热管理系统将机载热管理系统与发动机热管理系统分开设计，通过设置燃油温度边界实现两个热管理系统的耦合，这造成了热管理系统设计指标裕度低，增加了飞机与发动机热管理系统的设计难度，越发难以适应飞机发展的高性能需求。

飞机发动机一体化（简称“飞发一体化”）热管理系统正是解决上述问题的有效手段。面对宽速域、宽空域的飞行任务，采用自适应调控技术能够更好地解决时变多工况问题，即针对不同飞行条件，热管理系统可自动调节系统工作模式，选择最佳热管理路径和热沉，实现系统的最大散热能力和最高工作效率。目前飞发一体化的研究主要集中在气动方面［10-12］，在热管理方面的研究较少［13-14］。真正而深入地研究飞发一体化热管理模式，对未来整机性能发展以及热载荷性能提升有深远的意义。

传统的冲压空气制冷系统由于制冷量不足、代偿损失较大等原因使其应用越发受限。与之相比，机载燃油由于具有热容大、温度稳定和不影响飞行器隐身效果等优势，被更加广泛地用作飞行器的热沉，基于此的综合热管理系统应运而生［15-16］。此外，较为常见的热排散技术手段包含以下几个。

（1）闭式循环空气系统，通过紧凑结构实现机载热管理和发动机各種状态的综合控制［17］。区别于传统机载机电系统各结构独立设计，该系统优势首先是将独立的各系统进行整合，减少系统部件和质量，降低了机载代偿损失，同时采用多部件共轴的方式，可以最大限度地实现空间结构紧凑。其次，系统将应急动力装置、辅助动力装置、环境控制系统和热管理系统等功能进行整合，实现自适应动力与热量功能管理。最后，系统可以减少使用冲压空气，提高飞行器的隐身能力。（2）变循环发动机结构，通过改变发动机内部几何结构实现宽速域下发动机飞行状态的改变，通过改变其自身热力循环参数，使发动机能够在跨度较大的速域和空域范围内，以较高推力和较低耗油率进行工作［18-19］。（3）采用具有较好的热排散潜力的材料或结构，如消耗性热沉、储能材料、蓄冷结构和涵道结构等。其中，蓄冷结构如蓄冷油箱［20］，可在系统散热能力充裕的条件下，通过散热路径冷却更多的燃油工质，采用保温结构回收储存低温燃油热沉工质，当系统散热能力不足时，将蓄冷油箱中的低温燃油工质引出，用于热管理系统中需要进一步冷却的环节中，实现短时间内对热管理系统中高温工质的冷却与热量传输。涵道结构如三涵道结构，通过增大发动机涵道比提升发动机工作效率［21］。

结合以上各系统与结构的散热优势，本文将构建基于闭式空气循环、燃油热管理系统以及装备蓄冷油箱的三涵道发动机的飞发一体化热管理系统，并进行建模仿真和试验分析。

1 飞机发动机一体化设计

飞发一体化热管理是指在工作时序和空间结构上实现飞机热管理和发动机热管理的综合统一调配，这样既能实现结构紧凑、轻质高效的热管理系统设计，同时也能够更大程度地提高热管理系统的热排散潜力。飞发一体化热管理系统采用更加高效、轻质的系统设计，如变循环发动机系统、闭式空气循环系统、涵道结构等，对于提升热管理系统的散热能力更为有效，如图1所示。

相较于传统综合热管理系统，飞发一体化热管理系统具备以下优点。

（1）实现了热管理系统在结构上和功能上的一体化综合管理，同时也实现了热管理系统自适应调控。（2）在满足飞行器隐身要求的前提下，能够采用第三涵道结构中的低温涵道空气，实现热量的多路径传输与排散，满足不断增加的散热需求；在增加热排散路径和散热量的同时，能够降低燃油作为热沉的流量，提升燃油的经济效益。（3）采用蓄冷油箱存储低温热沉的方法，可以在不同飞行任务中进行自适应调用，增强热管理系统适应性。（4）采用闭式空气循环系统，能够减轻机载系统质量和体积，同时满足机载设备和座舱的散热需求。（5）充分利用自适应变循环发动机的适应性强、散热潜力大的特点，使飞行器在高性能的飞行状态下，追求低油耗、高散热性能的工作状态。

2 飞机发动机一体化热管理系统数学建模

2.1 热管理子系统建模

基于一体化热管理系统内主要部件的数学建模，进一步进行闭式空气循环子系统、燃油热管理子系统和三涵道发动机子系统的数学建模，为飞发一体化热管理综合系统奠定功能基础。

2.1.1 闭式空气循环子系统

闭式空气循环子系统，如图2 所示，将发动机引气进行冷却，得到的低温低压气体用于吸收机载设备产生的热量，并传输到燃油和发动机涵道结构。

闭式空气循环子系统在应对不同飞行任务的过程中主要分为两种工作模式，即第三涵道开启模式和第三涵道关闭模式。第三涵道开启时，一部分发动机压气机引气进入动力涡轮，为旋转轴提供动力，并将降温后的空气直接排散到环境中。另一部分引气经过第二涵道散热器冷却后，进入压气机中进行压缩；被压缩后的空气依次经过第三涵道散热器-空气和高温液体空气换热器，分别将热量传递给涵道空气和液体冷却工质。该过程中，气路阀门关闭，燃油-空气换热器不参与空气冷却，然后通过回热器冷去后进入冷却涡轮，经过冷却涡轮冷却后的空气一部分经过低温液体空气换热器吸收机载电子设备的热载荷，另一部分空气与经过升温的高温空气混合后输送到座舱和电子设备舱进行冷却，并从飞机排放到外界环境。剩余低温空气则经过回热器加热后与流经第二涵道散热器的空气混合，实现空气系统的闭式循环。在第三涵道关闭时，被压缩机压缩后的空气，无法通过第三涵道散热器-空气进行冷却，因此该工作状态下气路阀门打开。高温空气通过燃油-空气换热器将热量传递给蓄冷油箱中在第三涵道开启时收集的低温燃油，然后继续使用高温液体空气换热器进行冷却，再经过回热器冷却后进入冷却涡轮；其余过程与第三涵道开启时工作模式相同。

2.1.2 燃油热管理子系统

燃油热管理子系统，如图3 所示，以燃油为热沉冷却飞机机载热载荷和发动机内部产热，所述燃油热管理子系统中的蓄冷油箱，在三涵道工作模式下收集低温回油，用于在其他涵道工作模式下冷却机载热载荷。

燃油热管理子系统在不同飞行任务过程中有两种工作模式，即加力关闭模式和加力开启模式。燃油作为热沉从油箱流出，首先经过液体燃油换热器，吸收液体冷却工质中的热量，实现热量从空气到燃油的传输；然后依次经过液压燃油散热器、滑油燃油散热器，吸收液压系统和滑油系统的热量；升温后的燃油在进入发动机前，大部分燃油会通过回油管路流回油箱，剩余的燃油则会通过燃油增压泵驱动后分为三路。其中，一路流向主泵调节器，通过计量活门控制流向主燃烧室的燃油流量，多余燃油经过回油管路流回至增压泵前，确定流量后的燃油流向燃滑油散热器，吸收在发动机转轴轴承中用于润滑冷却的高温滑油中热量后，最终流向燃烧室进行燃烧，实现热量的燃烧排散。另一路流向加力泵，经过加力泵增压的燃油，通过喷口加力调节器进行分流，当发动机关闭加力模式时，燃油全部回流到增压泵前，当发动机开启加力模式时，一部分燃油经过回油管路流回至增压泵前，其余燃油则流经加力燃滑油散热器，吸收在发动机转轴轴承中用于润滑冷却的高温滑油中的热量，然后进入分布器进行燃油喷嘴流量分配，最终流向加力燃烧室进行燃烧。当增压泵后的燃油温度过高时，第一控制阀门开启，发動机燃油系统需要将一部分燃油调回油箱，在发动机不开启加力状态时，燃油回流过程中会经过第三涵道散热器-燃油，将燃油中收集的一部分热载荷通过涵道空气排散，实现多路径热管理；第二控制阀门打开，第三控制阀门关闭，经过降温后的低温燃油，可以进入蓄冷油箱进行保温储存，在发动机第三涵道关闭时打开油路阀门，为闭式空气循环系统提供冷源；待蓄冷油箱储满后，第二控制阀门关闭，第三控制阀门打开低温燃油直接流回至油箱；当发动机开启加力状态时，第三涵道关闭，燃油继续流经第三涵道散热器-燃油，但无法实现冷却，第二控制阀门关闭，第三控制阀门打开，高温燃油直接流回油箱。

2.1.3 三涵道变循环发动机子系统

三涵道变循环发动机子系统，如图4所示。通过涵道散热器，将空气和燃油中吸收的热量通过低温涵道空气排散到燃烧室或者是外界环境中，三涵道变循环发动机子系统通过自适应调整工作模式保证飞行器热管理系统在飞行马赫数0～3.2 范围内稳定工作，增强热管理系统散热能力。

三涵道变循环发动机子系统，针对不同的飞行任务需求，采取不同的模式：当飞行速度较低时，三涵道全部开启，能够增大涵道比，提高发动机续航能力，降低耗油率，同时第三涵道散热器-燃油、第三涵道散热器-空气和第二涵道散热器能够带走燃油和空气中的热量，提升热管理系统工作潜能。当飞行速度提升到跨声速时，关闭第三涵道，蓄冷油箱开始使用，调节第二涵道开度，打开加力燃烧室，能够降低涵道比，提升发动机推力，同时第二涵道散热器工作增加热管理散热能力；当飞行速度达到超音速时，逐渐关闭第二涵道，满足发动机动力提供需求和机动性要求。在发动机系统中，高压压气机出口引出高压气体，经过第三涵道散热器-引气冷却后，得到低温气体输送到涡轮机匣中进行涡轮导向叶片的冷却。此外，直接引用风扇后低温空气进入发动机机匣舱进行冷却，保证机匣满足工作温度要求。

2.2 一体化热管理系统建模

由于飞行器面临工作条件跨度大的严苛研究，因此该飞发一体化热管理系统具备调节功能，保证一体化热管理系统能够在不同飞行任务条件下均满足飞机和发动机热载荷散热需求（见图1）。

2.2.1 亚音速状态

当飞行器处于长航时巡航阶段时，三涵道变循环发动机系统打开第三涵道，增大发动机涵道比；闭式循环系统将机载电子设备持续产热分别传递到燃油和第三涵道散热器-空气中，进行热量排散；发动机系统仅开启主燃烧室，燃油热管理系统中收集的热量，通过主燃烧室燃烧，未被燃烧的燃油则在回油过程中通过第三涵道散热器-燃油将热量排散到涵道空气中。同时，蓄冷油箱会将该模式下的低温燃油进行储存，为其他飞行状态条件提供冷源。

2.2.2 机动作战状态

当飞行器处于起飞、爬升等状态时，发动机需要提供更大推力，同时仍需保证较低耗油率，三涵道变循环发动机关闭第三涵道，仅使用第二涵道与核心涵道，降低涵道比，提高推力。闭式空气循环系统将机载系统中的热量不仅可以通过高温液体-空气换热器传递到燃油中，还可以采取调用蓄冷油箱中低温燃油的方法，通过燃油-空气换热器吸收和传输。该模式下，发动机开启加力燃烧室，燃油可将收集的热量通过主燃烧室和加力燃烧室燃烧排散到飞行器外。

2.2.3 超音速狀态

当飞行器处于超声速飞行或机动作战状态时，三涵道变循环发动机仅开启核心涵道，以较大耗油率实现飞行器的机动性。闭式空气循环系统需加大发动机引气量来吸收更高的机载设备热量，在将热量通过高温液体-空气换热器传递给燃油的同时，也可以通过蓄冷油箱中低温燃油在燃油-空气换热器中进行热量的吸收和传输。燃油热管理吸收更多热量，同时以较大流量流向主燃烧室和加力燃烧室燃烧，实现更高热量的排散，提升系统在高热载荷下的热管理能力。

3 结语

本文设计了基于闭式空气循环、燃油热管理系统以及装备蓄冷油箱的三涵道发动机的飞发一体化热管理系统，并对此系统进行建模和数值仿真分析。主要结论如下。

（1）亚音速巡航状态下，三涵道开启，保持蓄冷油箱储油状态，一体化热管理系统保证动力供给，进一步提升散热能力，同时为后续更加严苛的飞行状态提供了低温燃油的热沉支持。（2）加速爬升状态下，关闭第三涵道，采用蓄冷油箱内低温燃油持续冷却的方法，保证此状态下的散热需求。闭式空气循环系统将发动机引气中的热载荷合理分配到飞机和发动机结构中，在功能上实现了热量一体化管理。（3）超音速巡航状态下，采用单涵道模式，仅利用供油箱和蓄冷油箱存贮的低温燃油进行冷却，保证热管理系统在该飞行状态下的散热需求。

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