綜合熱管理在先進戰(zhàn)斗機系統(tǒng)研制中的應(yīng)用

屠敏，袁耿民，薛飛，王曉明

中國航空工業(yè)成都飛機設(shè)計研究所，成都 610091

隨著航空科學(xué)技術(shù)的發(fā)展及飛行器性能的不斷提高，先進飛行器采用大量高集成度的電子設(shè)備，其散熱需求不斷攀升。加之動力系統(tǒng)、電源系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)等產(chǎn)生的熱載荷，現(xiàn)代飛行器熱設(shè)計與熱管理面臨更大的挑戰(zhàn)。同時，隨著飛行器設(shè)計的綜合化、緊湊化，大量的熱源被封裝在狹小的空間中；并且由于減重的需要，機身表面常采用導(dǎo)熱能力差的復(fù)合材料；為了隱身及減阻的需要，飛機要盡可能減少外表面開口數(shù)量和面積，這些因素都限制了飛行器通過外表面與外界空氣對流進行散熱的能力。此外，超聲速巡航導(dǎo)致沖壓空氣的滯止溫度很高，降低了外界空氣的熱沉能力[1-2]。

飛行器全任務(wù)周期內(nèi)，多系統(tǒng)工作中產(chǎn)生的熱能在時序和量級上存在著不確定性，熱源分散、可用熱沉資源有限，這些約束條件給飛行器環(huán)境控制與熱管理系統(tǒng)(簡稱環(huán)控系統(tǒng))設(shè)計帶來極大的挑戰(zhàn)，綜合熱管理的思想顯得愈來愈重要[3-4]。

本文結(jié)合某先進戰(zhàn)斗機的研制，圍繞著先進戰(zhàn)斗機對熱管理的需求，從系統(tǒng)架構(gòu)、熱收集與傳輸、熱排散、控制與管理等方面出發(fā)，結(jié)合中國實情，采用綜合熱管理設(shè)計，合理安排熱沉的分配和利用，解決了先進戰(zhàn)斗機“苦不堪熱”的問題。

1 先進戰(zhàn)斗機的特點

追蹤先進飛行器發(fā)展歷程，先進飛行器正朝著高空高速、長航時、臨近空間飛行、隱身等方向發(fā)展。飛行器所搭載的武器設(shè)備也越來越先進，功率提取也越來越大。圖1給出了軍用飛機熱負(fù)載的發(fā)展趨勢[5]。

圖1 軍用飛機熱負(fù)載發(fā)展趨勢[5]

資料顯示，第3代戰(zhàn)機F-15的電子設(shè)備熱載荷約為10 kW量級[6]，第4代戰(zhàn)機F-22的電子設(shè)備熱載荷達到了50 kW量級[7]，與此同時電子設(shè)備的熱流密度也逐漸提高。

以第4代戰(zhàn)機為代表的先進戰(zhàn)斗機，其典型特征是：超聲速巡航、超隱身能力、超視距作戰(zhàn)、超機動能力[8]。這些特征對環(huán)控系統(tǒng)的設(shè)計提出了巨大的挑戰(zhàn)。無論是F-22還是F-35在環(huán)控系統(tǒng)設(shè)計方面均遭遇過諸多設(shè)計難題[9-10]，比如熱沉有限、大功率高熱流密度設(shè)備冷卻難、熱排散對隱身有影響等問題。

超聲速巡航使得外界空氣的滯止溫度升高，可用熱沉被壓縮；由于隱身的限制，飛機的熱排散變得更加困難；由于要具備超視距作戰(zhàn)能力，大功率高熱流密度的雷達、電子戰(zhàn)等電子設(shè)備要大量使用，散熱需求大幅提升，這對飛機的熱傳輸和制冷能力提出了較高要求；超機動能力也導(dǎo)致了機載環(huán)境的惡劣，這一方面要求系統(tǒng)及成品要具備耐受更加惡劣力學(xué)環(huán)境的能力，另一方面也要求系統(tǒng)要具備更高的任務(wù)可靠性，要求系統(tǒng)有較強的魯棒性，這對系統(tǒng)方案構(gòu)架的設(shè)計提出了更高的要求。

2 先進戰(zhàn)斗機熱管理架構(gòu)

傳統(tǒng)飛機的環(huán)控系統(tǒng)以空氣循環(huán)制冷為主，并且環(huán)控系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)、滑油系統(tǒng)、動力系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)都是相互獨立和隔離的，各系統(tǒng)的熱量不能相互補充，廢熱無法利用，熱量的使用有重復(fù)和浪費的現(xiàn)象。例如，飛機燃油在進入發(fā)動機燃油噴嘴之前要預(yù)熱到某個溫度范圍，以利于燃燒；電子設(shè)備的發(fā)熱又要通過環(huán)控系統(tǒng)排散出去。傳統(tǒng)系統(tǒng)不能將這兩者結(jié)合起來，無法實現(xiàn)能量的互補，造成浪費。各系統(tǒng)相互獨立，但又有相似的散熱需求，具有各自的一套冷卻子系統(tǒng)，從而造成功能冗余、結(jié)構(gòu)復(fù)雜、重量大等問題。另外，從代償損失和經(jīng)濟利益方面考慮，進行飛機綜合熱管理，實現(xiàn)熱量的合理利用符合未來高性能飛機發(fā)展的要求。因此在中國先進戰(zhàn)斗機上應(yīng)用綜合熱管理是必要的。

綜合熱管理是對熱量、熱沉的合理利用、分配和調(diào)度，通過高效的熱量收集、傳輸和排散手段，結(jié)合有效的控制技術(shù)，實現(xiàn)熱量、熱沉的綜合利用和管理。飛行器綜合熱管理系統(tǒng)需要立足機載系統(tǒng)熱管理的全局，合理解決整機熱量分配與管理問題，在滿足飛機系統(tǒng)工作溫度指標(biāo)的情況下，合理利用有限熱沉，實現(xiàn)熱量控制的最優(yōu)化。

根據(jù)文獻[11]中系統(tǒng)架構(gòu)的劃分方式，中國某先進戰(zhàn)斗機的熱管理系統(tǒng)架構(gòu)如圖2所示。熱管理系統(tǒng)由若干子系統(tǒng)組成，各子系統(tǒng)又由若干部件組成。

圖3給出了在中國某先進戰(zhàn)斗機熱管理系統(tǒng)中，對“熱”所進行的控制與管理。環(huán)控氣冷回路從發(fā)動機引氣為座艙提供調(diào)溫，為關(guān)鍵電子設(shè)備提供冷卻；環(huán)控液冷回路對高熱流密度電子設(shè)備進行冷卻，并通過蒸發(fā)循環(huán)提高燃油熱沉的可用度；液壓油回路、滑油回路以及燃油回路，實現(xiàn)將電源系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)的熱量收集后傳輸給燃油。通過控制系統(tǒng)實現(xiàn)熱量在外界空氣和被發(fā)動機燃燒的燃油以及機內(nèi)剩余燃油等方面的分配。

圖2 熱管理系統(tǒng)架構(gòu)

圖3 “熱”的控制與管理

3 熱源特點

先進戰(zhàn)斗機上熱源具備分布區(qū)域廣、時間分布差異大等特點。從熱源分布區(qū)域來看，發(fā)動機引氣的熱主要集中在發(fā)動機艙附近，發(fā)電機以及輔助動力的發(fā)熱主要集中在后機身；而雷達、電子戰(zhàn)等任務(wù)系統(tǒng)的發(fā)熱則廣泛地分布在全機各個地方，雷達主要在前機身，電子戰(zhàn)在前機身、中機身等多處均有分布。可以說先進戰(zhàn)斗機上熱源的分布幾乎涵蓋了飛機的各個區(qū)域。并且從未來戰(zhàn)斗機發(fā)展的角度來講，要求戰(zhàn)斗機有更強的態(tài)勢感知能力，這會帶來全機孔徑、傳感器的廣泛分布，從而使得熱源區(qū)域分布更加廣泛。

從熱源分布時間維度來講，熱源在時間上的分布差異也較大。任務(wù)系統(tǒng)的載荷隨作戰(zhàn)任務(wù)變化幅度大，且變化速率快，液壓系統(tǒng)的發(fā)熱與飛機的機動特性密切相關(guān)，發(fā)電機發(fā)熱量與從發(fā)動機的功率提取緊密聯(lián)系，而發(fā)動機引氣的發(fā)熱量跟隨發(fā)動機轉(zhuǎn)速不停變化。可以說，不同的熱源在任務(wù)剖面內(nèi)的變化幅值大，變化速率快。

機上的熱源從是否能夠被利用的角度，可以分為被利用熱源和需要散熱的熱源。例如發(fā)動機引氣屬于被利用熱源，可以用來對座艙進行溫度控制；而液壓系統(tǒng)、發(fā)電機、雷達、電子戰(zhàn)等的發(fā)熱是由于能量轉(zhuǎn)化效率的問題而產(chǎn)生的，屬于需要被散熱的熱源。

綜合熱管理的任務(wù)就是要從區(qū)域分布、時間分布的角度來對熱源進行管理與控制，通過對熱源的利用，變廢為寶。

4 多路徑高效熱收集傳輸

4.1 多路徑熱收集

針對機上熱源區(qū)域分布廣的特點，某先進戰(zhàn)機采用多路徑熱收集、集中熱排散的方式對熱量進行管理。其中，對于雷達、電子戰(zhàn)等設(shè)備的熱收集采用冷板進行。全機十余臺電子設(shè)備采用串、并聯(lián)混合管網(wǎng)的型式進行熱量的收集。

針對液壓、電源、輔助動力系統(tǒng)的熱源，則采用串聯(lián)式分級熱收集，依次對環(huán)控液冷、液壓及滑油的熱量進行收集。其中，環(huán)控液冷系統(tǒng)要求的燃油溫度較低，放在第1級；液壓系統(tǒng)的耐受溫度較高，放在第2級；滑油可以耐受的溫度最高，放在第3級。這樣，既可以保證各系統(tǒng)散熱需求，又使得逐級升溫的燃油供往發(fā)動機消耗，極大地提高了發(fā)動機耗油排散的熱量。對于輔助動力系統(tǒng)的熱量，在供油管上引出一路對其進行收集傳輸，以保證其各種工況下的使用要求。

發(fā)動機引氣熱源根據(jù)氣體溫度的高低，分別采用空氣/空氣換熱器、空氣/液體換熱器等多種途徑進行收集。

4.2 高效熱傳輸

1) 熱傳輸方式的選擇

常用的熱傳輸方式包括：空氣自然冷卻、空氣強迫冷卻、液體冷卻、相變冷卻等。圖4給出了不同冷卻方式的換熱系數(shù)水平[12]。

在中國某先進戰(zhàn)斗機的研制中，根據(jù)不同的冷卻需求，采用了靈活多變的熱傳輸方式。對關(guān)鍵電子設(shè)備通常選擇空氣強迫冷卻，對高熱流密度以及大功率的任務(wù)類電子設(shè)備通常采用液體冷卻，對電源系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)等均采用液體冷卻的熱傳輸方式。

2) 熱傳輸介質(zhì)的選擇

熱傳輸介質(zhì)的選擇，需要考慮多種因素，多種因素間通常相互影響。進行定量分析時，主要從對流換熱系數(shù)的角度進行比較，文獻[13]中介紹了無量綱的“品質(zhì)因數(shù)”來對各種冷卻介質(zhì)進行評價。

圖4 不同冷卻方式的換熱系數(shù)對比[12]

常用的液冷系統(tǒng)冷卻介質(zhì)有水、乙二醇水溶液(簡稱冷卻液)、聚α乙烯烴(簡稱PAO)等。俄羅斯飛機的液冷系統(tǒng)常采用冷卻液[14]，美國的飛機早期采用硅酸鹽酯作為冷卻介質(zhì)，但由于這類介質(zhì)的不穩(wěn)定性和腐蝕性(當(dāng)存在濕氣和高電應(yīng)力時，會形成硅膠凝體并沉淀在電氣元器件上，該過程也會形成極易燃的酒精副產(chǎn)品，降低冷卻介質(zhì)的閃點)，美國研發(fā)了替代物即PAO，目前美國常見軍用飛機的液冷系統(tǒng)均采用PAO作為冷卻介質(zhì)[15]。

表1對常用載冷劑(水、65號冷卻液(GJB 6100—2007)、PAO(MIL-C-87252))的“品質(zhì)因數(shù)”進行了簡單的比較。表中：η1為自然對流下的冷卻介質(zhì)品質(zhì)因數(shù)；η2為強迫對流下層流時的冷卻介質(zhì)品質(zhì)因數(shù)；η3為強迫對流下湍流時的冷卻介質(zhì)品質(zhì)因數(shù)；P2為強迫對流下層流時的泵功率評價因數(shù)；P3為強迫對流下湍流時的泵功率評價因數(shù)。

表1 品質(zhì)因數(shù)對比

由表1可知，水是一種很好的熱傳輸介質(zhì)，但是由于水的冰點是0 ℃，不能滿足先進戰(zhàn)機的使用環(huán)境，所以無法采用。65號冷卻液的品質(zhì)因數(shù)優(yōu)于PAO，成為熱傳輸介質(zhì)較好的選擇對象。因此在中國某先進戰(zhàn)斗機上選取了65號冷卻液作為液冷的熱傳輸介質(zhì)。

3) 基于大功率蒸發(fā)循環(huán)的熱傳輸

先進戰(zhàn)斗機上電子設(shè)備有多種工作模式，發(fā)熱功率變化范圍和變化率大，比如發(fā)熱功率在“0～ 額定功率”內(nèi)可能任意變化，發(fā)熱功率變化時最大會瞬間上升幾十千瓦。針對機上熱源時間維度上變化幅值大、速率快的問題，中國某先進戰(zhàn)斗機對雷達、電子戰(zhàn)等任務(wù)系統(tǒng)的熱傳輸采用了基于大功率蒸發(fā)循環(huán)的熱傳輸方式。

如圖5所示，蒸發(fā)循環(huán)由壓縮機、冷凝器、儲液器、膨脹閥、蒸發(fā)器、過濾器等組成。雷達、電子戰(zhàn)等熱源通過低溫液冷循環(huán)子系統(tǒng)，將熱量傳遞給蒸發(fā)循環(huán)的蒸發(fā)器，蒸發(fā)循環(huán)再通過冷凝器傳輸給高溫液冷循環(huán)子系統(tǒng)，進而最終傳遞給燃油。

蒸發(fā)循環(huán)采用270 V高壓直流驅(qū)動，具備無級調(diào)速功能；控制器采用“雙DSP(Digital Signal Processor)+CPLD (Complex Programmable Logic Device)”的先進架構(gòu)，實現(xiàn)了基于能量優(yōu)化的驅(qū)動，具備了健康管理的功能。

小功率蒸發(fā)循環(huán)在中國直升機上有成熟應(yīng)用，但大功率蒸發(fā)循環(huán)在中國戰(zhàn)斗機上的使用屬于空白，其核心難題就是環(huán)境適應(yīng)性問題。在中國某先進戰(zhàn)斗機上，采用系統(tǒng)工程思維，集成設(shè)計，通過仿真分析和地面試驗驗證相結(jié)合的手段，實現(xiàn)了大功率蒸發(fā)循環(huán)帶工況的多變環(huán)境試驗，解決了蒸發(fā)循環(huán)的環(huán)境適應(yīng)性問題。

蒸發(fā)循環(huán)冷凝器冷邊的熱沉溫度變化范圍大，隨著發(fā)動機狀態(tài)的不同以及其他系統(tǒng)發(fā)熱量的變化，蒸發(fā)循環(huán)冷凝器冷邊的熱沉溫度短時間內(nèi)可能出現(xiàn)幾十?dāng)z氏度的變化。為了應(yīng)對這一復(fù)雜邊界條件，壓縮機采用無級調(diào)速驅(qū)動技術(shù)，隨著熱負(fù)載及冷凝器冷邊溫度的變化，實時調(diào)整壓縮機的轉(zhuǎn)速；膨脹閥采用步進電機驅(qū)動，采用基于轉(zhuǎn)速和過熱度的增量控制方式，確保制冷劑的流量滿足使用要求。同時在蒸發(fā)循環(huán)制冷裝置的控制律中，設(shè)計了多種監(jiān)控和保護措施，可以實時監(jiān)測蒸發(fā)循環(huán)制冷裝置的運行情況，并給裝置提供必要的保護，保證產(chǎn)品不被損壞。

圖5 蒸發(fā)循環(huán)原理圖

蒸發(fā)循環(huán)是基于相變的熱傳輸技術(shù)，在先進戰(zhàn)斗機上的應(yīng)用，大大提高了系統(tǒng)的熱傳輸效率，縮小了熱源與熱沉間的溫差，提高了燃油熱沉的可用度。

4) 基于高效換熱裝置的熱傳輸

在中國某先進戰(zhàn)斗機上，液壓、發(fā)電機、輔助動力系統(tǒng)的熱量通過高效的換熱裝置將熱量傳遞給燃油。

液壓系統(tǒng)中的液壓油既傳遞功驅(qū)動舵面運動，又是熱量傳輸?shù)慕橘|(zhì)。液壓系統(tǒng)具有高壓力的特點，液壓系統(tǒng)的熱傳輸采用列管式高效換熱裝置。列管式散熱裝置耐壓能力強，采用緊湊式設(shè)計后，冷熱兩側(cè)均是液體換熱，換熱效率高。

研究表明，把換熱裝置當(dāng)量水力直徑減小到1 mm量級，可大大提高換熱裝置的單位換熱面積，冷卻介質(zhì)通過時，具有極高的換熱能力。微小通道的板翅式換熱裝置，具有較高的換熱面積體積比，體積小重量輕。滑油、輔助動力系統(tǒng)采用緊湊的換熱設(shè)計，換熱裝置兩側(cè)均采用了強化換熱措施，燃油與滑油換熱也屬于液體換熱，傳熱系數(shù)高。

在高效換熱裝置的熱交換中，熱邊分別是液壓油、滑油等，冷邊均為燃油，燃油既是熱沉又是熱傳輸介質(zhì)。由于采用了緊湊式設(shè)計，采用液/液換熱，換熱系數(shù)僅次于相變換熱，熱傳輸效率高。

同時考慮到這些系統(tǒng)都與飛機的飛行安全相關(guān)，均采用了左右系統(tǒng)互相隔離的設(shè)計。確保單一系統(tǒng)失效不會對系統(tǒng)換熱產(chǎn)生明顯影響，不會影響飛行安全。

5 基于隱身的熱排散

5.1 熱沉的選擇

飛機的可用熱沉主要包括：沖壓空氣、機內(nèi)燃油、消耗性冷卻介質(zhì)、蓄熱材料等。

一直以來沖壓空氣是首選的熱沉，但是沖壓空氣的使用，將增加飛行器的阻力，需要更多的燃油消耗，帶來更大的代償損失，且受飛行狀態(tài)的變化影響顯著。

機內(nèi)燃油是很好的熱沉資源，特別適用于超聲速飛行器。飛行器最早使用燃油作為熱沉開始于20世紀(jì)70年代。為了更好地利用燃油作為熱沉，對于燃油本身的研究也在不斷進行，比如JP-8+100就大幅提高了溫度穩(wěn)定性[16-17]。但是用燃油作為熱沉，往往受到發(fā)動機耗油率、發(fā)動機入口燃油溫度、燃油本身的溫度穩(wěn)定性等方面的限制。

消耗性冷卻主要指液氮、水等介質(zhì)，通過相變吸熱，但是需要不斷損失消耗。飛行器上需要額外攜帶這部分冷卻介質(zhì)，帶來更大的代償損失。

機體結(jié)構(gòu)等是一個天然的熱容，可以通過將熱量蓄積在材料中，從而實現(xiàn)部分設(shè)備的冷卻。但是這種資源往往比較有限，可用的條件比較苛刻。

超隱身能力是現(xiàn)代先進戰(zhàn)斗機典型的特征之一。隱身主要包括雷達隱身、紅外隱身、射頻隱身等。熱排散無論對雷達隱身還是紅外隱身均有影響。在隱身的限制下，熱排散要嚴(yán)格限制沖壓口的使用，同時要嚴(yán)格控制熱排散口的紅外輻射能。

中國某先進戰(zhàn)斗機優(yōu)先選擇了外界空氣和燃油作為主要熱沉。但是對外界空氣的利用方式與傳統(tǒng)飛機采用沖壓空氣的方式有所區(qū)別。

5.2 熱排散方案

飛機的進氣道是一個天然的與外界大氣聯(lián)通的地方，可通過進氣道使“熱排散”在飛機內(nèi)部解決，將“外部矛盾”轉(zhuǎn)化為“內(nèi)部矛盾”。

某先進戰(zhàn)斗機在熱排散通道的設(shè)計上，摒棄了傳統(tǒng)的各系統(tǒng)單獨排散，而采用了多路徑熱收集、集中熱排散的設(shè)計理念，將收集后的熱量在飛機內(nèi)部解決，通過空氣和燃油為冷卻介質(zhì)，最終從發(fā)動機(含進氣道)中排出。

1) 基于進氣道的熱排散

某先進戰(zhàn)斗機采用環(huán)形散熱器進行熱排散，如圖6、圖7所示，環(huán)形散熱器作為進氣道結(jié)構(gòu)的一部分，取消了傳統(tǒng)飛機所需的進氣道-發(fā)動機轉(zhuǎn)接段，實現(xiàn)了散熱功能與結(jié)構(gòu)功能一體化設(shè)計。環(huán)形散熱器的設(shè)計思想雖然不是新理念，但是在先進戰(zhàn)斗機的應(yīng)用中，一體化設(shè)計的綜合程度更高，特別是在輔助動力開車情況下的應(yīng)用，更是一個創(chuàng)新。

環(huán)形散熱器利用進氣道氣流對來自發(fā)動機的高溫空氣進行降溫。環(huán)形散熱器有3個冷邊，一個是進氣道內(nèi)主氣流(簡稱“一冷”)，一個是由進氣道與外界大氣由于有壓差而形成的冷卻氣流(簡稱“二冷”)， 還有一個是通往發(fā)動機艙的冷卻氣流(簡稱“三冷”)。3股冷卻氣流與熱路氣流充分換熱，使得換熱效率得到提高。

該方案還與發(fā)動機艙通風(fēng)冷卻進行了綜合設(shè)計，如圖7所示。結(jié)合發(fā)動機狀態(tài)與飛行狀態(tài)的相關(guān)性分析，當(dāng)進氣道處于溢流工況時，多余的空氣可用來冷卻發(fā)動機艙。工程上，通過設(shè)計來實現(xiàn)“三冷”引氣口的自動打開和關(guān)閉，既確保了進氣道的結(jié)構(gòu)完整性，又達到了在合適時機引出適當(dāng)冷空氣冷卻發(fā)動機艙的目的。

進氣道內(nèi)和外界環(huán)境之間產(chǎn)生的壓力差，也可以作為環(huán)形散熱器冷邊氣流的動力源。由于發(fā)動機的抽吸作用，大部分情況下，空氣都是從飛機外部經(jīng)過環(huán)形散熱器進入飛機進氣道內(nèi)部，在實現(xiàn)熱排散的同時，對紅外隱身無不利影響。當(dāng)進氣道處于溢流狀態(tài)時，飛機的飛行速度較高，機表溫度相應(yīng)上升，此時空氣可能通過進氣道經(jīng)過環(huán)形散熱器排出機外，但此時由于飛機表面溫度本來就已經(jīng)上升，且熱空氣的流量很小，排出機外的空氣會很快耗散，溫度快速下降，同時結(jié)合飛機外形選擇合適的排氣位置，則可大大降低對飛機紅外隱身的不利影響。

圖6 熱排散與進氣道一體化設(shè)計

圖7 一種進氣道引氣冷卻發(fā)動機艙設(shè)計

這種方式無需飛機運動就可以產(chǎn)生冷卻氣流。與傳統(tǒng)方式相比較，這種利用進氣道資源的冷卻方案，伴隨著發(fā)動機開車工作，即可實現(xiàn)冷卻。

對于有輔助動力裝置的先進戰(zhàn)斗機。當(dāng)?shù)孛鎯H輔助動力開車時，由于此時進氣道內(nèi)沒有空氣流動不能產(chǎn)生冷卻，在某先進戰(zhàn)斗機上引入了引射技術(shù)，對環(huán)形散熱器的“二冷”邊進行引射，并沒有新增資源，而是合理利用機上已有環(huán)形散熱器來解決地面僅輔助動力開車情況下的熱排散問題。

2) 基于燃油的熱排散

燃油是戰(zhàn)斗機上理想的熱容，以1 t燃油、溫度升高10 ℃為例，可以支持發(fā)熱功率為10 kW的設(shè)備工作2 100 s。若采用沖壓空氣作為熱沉，以溫度升高30 ℃為例，則需要約1 200 kg/h的沖壓空氣。結(jié)合中國某先進戰(zhàn)斗機的基本性能數(shù)據(jù)，以起飛總質(zhì)量法來計算代償損失，僅此一項將增加約12 kg重量的代償損失。

因此，在中國某先進戰(zhàn)斗機熱排散的方案設(shè)計中，對于雷達等電子設(shè)備的熱排散是通過液冷回路及蒸發(fā)循環(huán)將熱量排散到燃油中，對于液壓、電源等系統(tǒng)的熱量則通過燃油回路將熱量排散到燃油中。

采用燃油作為熱沉無需額外增加動力源來驅(qū)動燃油，發(fā)動機一開車，燃油就會流動，將燃油系統(tǒng)保障發(fā)動機燃燒的燃油與熱排散相結(jié)合，減去了冗余成品附件，這也符合綜合熱管理及一體化設(shè)計的理念。

6 控制與管理

6.1 制冷量的分配與調(diào)度

中國某先進戰(zhàn)斗機提供了氣體冷卻和液體冷卻。氣體冷卻主要用于飛行關(guān)鍵電子設(shè)備和飛行員座艙的冷卻。液體冷卻主要用于任務(wù)系統(tǒng)相關(guān)大功率或高熱流密度設(shè)備的冷卻。

氣體冷卻方面，一方面根據(jù)熱載荷的需求，盡量減小發(fā)動機的引氣量，另一方面在座艙和飛行關(guān)鍵電子設(shè)備間進行了制冷量的分配和調(diào)度。液體冷卻方面，以電子設(shè)備需求為基礎(chǔ)，在包線范圍內(nèi)進行了制冷量的無級調(diào)節(jié)。同時在氣冷與液冷之間也進行了制冷量的分配。

座艙的熱載荷需求與飛行狀態(tài)相關(guān)，系統(tǒng)根據(jù)不同的飛行狀態(tài)實時解算出座艙需要的載荷，通過流量調(diào)節(jié)，合理控制發(fā)動機的引氣量。

同時，電子設(shè)備與座艙之間也進行了制冷量的分配與調(diào)度。通過在氣冷電子設(shè)備路上設(shè)置氣動調(diào)節(jié)裝置來實時調(diào)節(jié)氣冷電子設(shè)備路的阻力特性，實現(xiàn)座艙和氣冷電子設(shè)備路的流量分配，從而實現(xiàn)制冷量的分配。

針對液冷制冷量的管理，某先進戰(zhàn)斗機采用無級調(diào)速技術(shù)，根據(jù)飛機管理系統(tǒng)采集的溫度、壓力、電子設(shè)備工作模式等參數(shù)，實時調(diào)節(jié)液體泵和蒸發(fā)循環(huán)的轉(zhuǎn)速等，實現(xiàn)按需進行制冷量的控制與管理。

在某先進戰(zhàn)斗機上，進一步地，還采用了氣冷與液冷的耦合設(shè)計，可以將氣冷與液冷之間的制冷量進行分配與調(diào)度。在某些工況下，可以利用氣冷提供一部分制冷量，對重要的液冷設(shè)備進行冷卻；當(dāng)出現(xiàn)發(fā)動機長時間慢車工作氣冷制冷量不足時，可以利用液冷對氣冷供氣溫度進一步降低，以保證對座艙和氣冷電子設(shè)備的冷卻。

6.2 熱沉資源控制與管理

燃油熱沉的控制與管理是熱沉資源管理的核心。理想情況下，在滿足各系統(tǒng)散熱需求的同時，發(fā)動機燒掉的燃油都是溫度最高的燃油，沒有多余的熱油回到油箱。

為了實現(xiàn)上述目標(biāo)，某先進戰(zhàn)斗機采用了多循環(huán)綜合的系統(tǒng)方案(見圖8)。經(jīng)過燃油泵增壓的高壓燃油，流經(jīng)各換熱器后，一路經(jīng)過供油管再次進入燃油泵，形成內(nèi)循環(huán)，通過內(nèi)循環(huán)不斷提高供油溫度，使發(fā)動機燒掉的都是溫度最高的燃油；一路經(jīng)過系統(tǒng)回油進入前供油箱，形成外循環(huán)，確保發(fā)動機的供油溫度不超過發(fā)動機的限制。在外循環(huán)中，熱油在進入前供油箱前通過熱交換器，被外界大氣冷卻，使得回到前供油箱的油溫得到控制。這樣既可以保障飛機各系統(tǒng)正常工作，又保證了發(fā)動機入口燃油溫度限制要求，合理分配了熱沉資源，提高了飛機散熱能力。

圖8 多循環(huán)熱綜合控制方案

為了實現(xiàn)熱沉的最大化利用還需要進行精細(xì)化控制。某先進戰(zhàn)斗機采用了溫度-流量耦合控制技術(shù)，在燃油散熱路中設(shè)置有流量閥，對散熱路流量進行實時控制。當(dāng)環(huán)控、液壓或滑油三者中任一溫度超過各自規(guī)定的高溫門限時，則控制流量閥增大開度，提高燃油流量，加大燃油散熱能力從而降低各系統(tǒng)溫度；當(dāng)上述三者溫度均低于各自低溫門限時，則控制流量閥開度減小，燃油流量減小則溫升增大，使發(fā)動機盡可能地消耗高溫?zé)嵊停岣甙l(fā)動機耗油帶走的熱量。

利用溫度-流量耦合控制方式對系統(tǒng)散熱流量進行精細(xì)化的實時控制，使環(huán)控、液壓及滑油的溫度處于合適的范圍內(nèi)，在滿足各系統(tǒng)散熱要求的同時，極大地提高了燃油熱沉能力。

6.3 多模式重構(gòu)管理

系統(tǒng)的熱沉包括空氣和燃油，可通過多模式重構(gòu)技術(shù)實現(xiàn)熱沉的自適應(yīng)優(yōu)化利用，氣冷與液冷之間能力互補。當(dāng)空氣溫度較低時，可將制冷量傳遞給液冷系統(tǒng)，為電子設(shè)備提供制冷。當(dāng)空氣溫度較高時，則轉(zhuǎn)換為燃油作為熱沉。

液冷系統(tǒng)正常工作模式見圖9，當(dāng)出現(xiàn)故障時，可進行高低溫直連重構(gòu)(見圖10)。當(dāng)?shù)蜏乇霉收蠠o法為電子設(shè)備提供冷卻時，可根據(jù)條件進入高溫直連模式，采用高溫泵驅(qū)動，利用燃油冷卻電子設(shè)備。當(dāng)高溫泵故障時，可根據(jù)條件進入低溫直連模式，利用燃油冷卻電子設(shè)備。通過直連模式，最大限度地為電子設(shè)備提供液體冷卻。當(dāng)蒸發(fā)循環(huán)故障時，可通過氣冷為關(guān)鍵的電子設(shè)備提供液體冷卻，在高空飛行時，甚至可保證所有電子設(shè)備一定時間的正常工作。

圖9 正常工作模式

圖10 重構(gòu)工作模式

7 效能評價

在某先進戰(zhàn)斗機的研制過程中，踐行了系統(tǒng)工程的理念，采用基于V模型的研發(fā)流程。全機熱管理效能評價主要采用了聯(lián)合仿真分析以及地面試驗相結(jié)合的評價方法。

首先開展全機熱管理需求分析，確定系統(tǒng)設(shè)計架構(gòu)，通過基于熱需求的仿真模擬，提出系統(tǒng)初步方案及相關(guān)成品的技術(shù)指標(biāo)，并且結(jié)合試驗?zāi)M的結(jié)果對仿真模型進行校準(zhǔn)。然后開展多任務(wù)、多邊界條件仿真分析，根據(jù)仿真結(jié)果對系統(tǒng)方案進行反復(fù)的迭代優(yōu)化，形成切實可行的設(shè)計方案。最后是在飛機上實施，針對試飛中出現(xiàn)的問題開展技術(shù)攻關(guān)，提出優(yōu)化解決方案，根據(jù)試飛數(shù)據(jù)進一步完善仿真模型并開展新一輪的仿真分析，驗證通過后再在飛機上實施。在這個過程中，熱管理仿真分析貫穿了系統(tǒng)需求分析、成品需求分析、系統(tǒng)方案設(shè)計、試驗?zāi)M、試飛驗證的整個研制流程。

聯(lián)合仿真基于統(tǒng)一的軟件平臺，構(gòu)建各系統(tǒng)的仿真數(shù)據(jù)庫，包括元部件參數(shù)庫、元部件特性庫、大氣數(shù)據(jù)庫、飛行剖面數(shù)據(jù)庫、測控管理數(shù)據(jù)庫、油料數(shù)據(jù)庫等。綜合仿真分析搭建了環(huán)控、液壓、發(fā)電機滑油等系統(tǒng)換熱模型，進行聯(lián)合計算，實現(xiàn)了多系統(tǒng)協(xié)同仿真分析，極大地提高了仿真分析的準(zhǔn)確性，有效地開展了系統(tǒng)的效能評價。

在試驗階段，由于先進戰(zhàn)斗機電氣成品較多，控制邏輯及連鎖條件復(fù)雜，涉及的故障類型及模式繁多，對故障模式下熱管理系統(tǒng)的效能評價，工作量非常大，因此采用了嵌入式測控設(shè)備建立故障重構(gòu)系統(tǒng)，創(chuàng)建了故障模式庫，自動注入故障，并結(jié)合故障樹分析方法，實現(xiàn)在線故障模擬驗證，為系統(tǒng)控制邏輯優(yōu)化、機上排故提供有力的數(shù)據(jù)支撐。同時也為健康管理、故障隔離、故障預(yù)測等提供了大量的基礎(chǔ)數(shù)據(jù)，為機上健康管理專家系統(tǒng)的建立提供了設(shè)計依據(jù)，有效地評價了熱管理系統(tǒng)在故障模式下的表現(xiàn)。

經(jīng)過仿真分析、地面試驗以及試飛驗證，表明某先進戰(zhàn)斗機綜合熱管理系統(tǒng)達到了預(yù)期的設(shè)計目標(biāo)，能夠支持整個飛機有效執(zhí)行任務(wù)。

8 問題與思路

值得指出的是，在具體的工程實踐中，雖然某先進戰(zhàn)斗機攻克了一系列難題，在中國首次實現(xiàn)了先進戰(zhàn)斗機的綜合熱管理。但是就國情而言，中國綜合熱管理的體系架構(gòu)還不夠完整，自適應(yīng)的控制機理尚不明確，熱量收集、傳輸、排散等關(guān)鍵技術(shù)還有待進一步突破，綜合熱管理系統(tǒng)的效能評價方法亟待完善，這些問題都是中國未來更加先進的飛行器綜合熱管理所必須解決的。

體系構(gòu)架方面，目前飛機的主要熱沉是燃油和外界空氣，但是它們的散熱能力也已接近極限。隱身限制下外界空氣的利用受到諸多限制；有效的可用燃油的熱容量限制了燃油冷卻能力。例如，被冷卻電子設(shè)備溫度限值和燃油焦化限制了燃油所允許達到的最高值。因此必須創(chuàng)新綜合熱管理的體系架構(gòu)。

控制機理方面，目前的熱管理系統(tǒng)仍采用傳統(tǒng)的控制方式，控制精度、響應(yīng)時間難以滿足未來先進飛行器綜合熱管理系統(tǒng)的控制要求。未來飛行器將朝著多用途、全天候、多任務(wù)剖面的方向發(fā)展[18-19]，飛行器在不同的任務(wù)周期內(nèi)，熱管理的需求會有極大的差異，采用單一的控制策略無法滿足飛行器全任務(wù)周期內(nèi)的熱管理需求，因此針對未來先進飛行器必須采取更為先進的控制策略，最終實現(xiàn)對飛行器全任務(wù)周期的熱管理自適應(yīng)控制。

關(guān)鍵技術(shù)方面，熱管理系統(tǒng)中熱量的收集、傳遞、排散等典型傳熱技術(shù)將是未來先進飛行器的關(guān)鍵技術(shù)之一。高效的熱量收集、傳輸與排散技術(shù)將大大減小飛行器的代償損失。高功率大熱流密度的收集與排散采用傳統(tǒng)的技術(shù)手段幾乎不可能實現(xiàn)，因此必須在熱量收集和排散手段方面創(chuàng)新。例如采用環(huán)路熱管技術(shù)[20]、多相流熱傳輸技術(shù)等。

評價體系方面，傳統(tǒng)的設(shè)計方法均以系統(tǒng)的峰值功率進行設(shè)計，以各系統(tǒng)自身的體積重量為設(shè)計目標(biāo)，缺乏綜合性和協(xié)調(diào)性。對綜合熱管理系統(tǒng)的評價方法和評價體系仍需完善。系統(tǒng)方案的評價機制在方案設(shè)計階段以及改進設(shè)計階段具有重要意義。若缺失，將大大增加整個設(shè)計過程的工作量，延長設(shè)計周期，造成巨大的經(jīng)濟損失。要發(fā)展面向先進飛行器的綜合熱管理系統(tǒng)，必須建立起完善的熱管理系統(tǒng)效能評價方法，規(guī)范系統(tǒng)設(shè)計階段對方案的評價流程。

9 結(jié) 論

先進戰(zhàn)斗機熱管理系統(tǒng)的研制面臨諸多限制。在某先進戰(zhàn)斗機研制的工程實踐中，通過一系列攻關(guān)，取得了突破。

1) 通過分析先進戰(zhàn)斗機的需求，采用綜合熱管理設(shè)計，解決了先進戰(zhàn)斗機系統(tǒng)架構(gòu)問題。

2) 采用多路徑高效的熱收集傳輸技術(shù)，提高了熱收集和傳輸?shù)男省Ｍㄟ^創(chuàng)新熱排散方法，取得了隱身限制下的有效熱排散。將熱管理系統(tǒng)與飛機結(jié)構(gòu)、燃油、發(fā)動機等綜合考慮，降低了飛機的代償損失。

3) 對制冷量的分配與調(diào)度，對熱沉資源以及系統(tǒng)工作模式的重構(gòu)管理，使得資源得到了合理的分配和利用。同時也提高了系統(tǒng)的任務(wù)可靠性，使系統(tǒng)具有更強的“魯棒性”。

4) 在具體的工程實踐中，與國外對比，中國機載綜合熱管理系統(tǒng)架構(gòu)綜合性不強、控制自適應(yīng)程度不高、關(guān)鍵技術(shù)突破力度不夠、效能評價方法不完善是中國未來先進飛行器綜合熱管理設(shè)計所面臨的四大問題，也是中國構(gòu)建未來先進飛行器綜合熱管理系統(tǒng)必須解決的問題。