杜晨慧

高超聲速飛行器綜合熱管理及關(guān)鍵技術(shù)研究進(jìn)展

杜晨慧1,2

（1.中國(guó)航空研究院，北京 100291；2.中國(guó)航空研究院研究生院，江蘇 揚(yáng)州 225002）

從高超聲速飛行器面臨的內(nèi)外熱環(huán)境特點(diǎn)、熱防護(hù)與艙內(nèi)熱管理的需求入手，面對(duì)熱源增大、熱沉受限的現(xiàn)狀，提出需對(duì)高超聲速飛行器艙外熱防護(hù)與艙內(nèi)熱管理開(kāi)展綜合熱管理與一體化設(shè)計(jì)，并分別針對(duì)熱防護(hù)、艙內(nèi)熱管理以及綜合熱管理現(xiàn)有技術(shù)手段、應(yīng)用特點(diǎn)以及發(fā)展趨勢(shì)等方面開(kāi)展綜合論述與分析。在此基礎(chǔ)上，對(duì)美國(guó)已經(jīng)提出的一系列綜合熱管理計(jì)劃的發(fā)展?fàn)顩r與關(guān)鍵技術(shù)點(diǎn)進(jìn)行了綜合論述。最后，從先進(jìn)熱管理單點(diǎn)技術(shù)、高超聲速飛行器內(nèi)外一體化耦合設(shè)計(jì)以及綜合熱管理系統(tǒng)快速建模與分析3方面分析了高超聲速飛行器綜合熱管理關(guān)鍵技術(shù)。

高超聲速飛行器；熱防護(hù)；艙內(nèi)熱管理；綜合熱管理

自2001年美國(guó)“9·11”事件后，五角大樓提出了“常規(guī)快速全球打擊”的能力，目的是在1 h內(nèi)打擊世界上任何一個(gè)目標(biāo)[1]。2003年，美國(guó)空軍和DARPA啟動(dòng)了“獵鷹”計(jì)劃，旨在開(kāi)發(fā)一種類似彈道導(dǎo)彈的運(yùn)載火箭以及高超聲速再入飛行器[2]。這種飛行器應(yīng)該能以5馬赫的速度飛行，這樣它就能在不到2 h的時(shí)間內(nèi)將大量有效載荷從美國(guó)本土投送到地球上的任何地點(diǎn)，這種通用航空飛行器是實(shí)現(xiàn)全球1 h攻擊任何目標(biāo)的重要支撐，高超聲速飛機(jī)初見(jiàn)端倪。2021年，美國(guó)會(huì)研究服務(wù)處發(fā)布最新版《常規(guī)快速全球打擊和遠(yuǎn)程彈道導(dǎo)彈：背景和問(wèn)題》報(bào)告[2]，報(bào)告再次強(qiáng)調(diào)國(guó)會(huì)議員和五角大樓官員越來(lái)越重視美國(guó)研發(fā)高超聲速武器的發(fā)展。

飛行器高速飛行時(shí)，因空氣強(qiáng)烈壓縮和摩擦作用，產(chǎn)生強(qiáng)烈的氣動(dòng)熱，使得飛行器在高溫高壓的熱環(huán)境中飛行，飛行速度更快，其面臨的氣動(dòng)加熱也更加嚴(yán)重。新一代臨近空間高超聲速飛行器由于氣動(dòng)布局復(fù)雜、飛行時(shí)間長(zhǎng)、氣動(dòng)總加熱量與發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒廢熱大以及艙內(nèi)高能密度儀器設(shè)備使用廣泛等新特點(diǎn)，使得飛行器的熱防護(hù)和艙內(nèi)熱管理面臨嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)[3-6]。本文針對(duì)飛行器熱防護(hù)和艙內(nèi)熱管理提出了綜合熱管理思路，并對(duì)比分析了熱防護(hù)和熱管理的典型方式特點(diǎn)和適用情況。在此基礎(chǔ)上，分析了高超聲速飛行器綜合熱管理關(guān)鍵技術(shù)。

1 高超聲速飛行器面臨的熱環(huán)境特性分析

1.1 艙外氣動(dòng)熱特性

高超聲速飛行器面臨著高溫高熱流氣動(dòng)熱環(huán)境。美國(guó)空軍實(shí)驗(yàn)室曾在一份研究報(bào)告中指出[4]：飛行器所承載的熱負(fù)荷隨著馬赫數(shù)的提高而增加，當(dāng)馬赫數(shù)大于5時(shí)，馬赫數(shù)每提高1，總溫約增加556 K；在28 km高空，當(dāng)馬赫數(shù)達(dá)到10時(shí)，飛行器外結(jié)構(gòu)總溫可達(dá)3 889 K，超出現(xiàn)有材料承受溫限。高超聲速飛行器再入時(shí)典型部位熱環(huán)境如圖1所示[7]，端頭熱流為14 MW/m2，水平翼前緣熱流為10.5 MW/m2，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道唇口達(dá)到了40 MW/m2。面對(duì)高熱流和高溫?zé)岘h(huán)境，要保持飛行器外結(jié)構(gòu)特性，必須針對(duì)高超聲速飛行器駐點(diǎn)、前緣、機(jī)身大面積等不同區(qū)域分別采取有效的熱防護(hù)措施。

圖1 高超聲速飛行器氣動(dòng)加熱熱環(huán)境

1.2 發(fā)動(dòng)機(jī)廢熱特性

伴隨高超聲速飛行器飛行速度的增加，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)熱防護(hù)問(wèn)題越來(lái)越突出。由圖2可見(jiàn)，飛行速度在馬赫數(shù)5時(shí)，來(lái)流空氣經(jīng)進(jìn)氣道壓縮后，溫度超過(guò)1 200 K，燃?xì)鉁囟却笥? 500 K；馬赫數(shù)7時(shí)，燃燒室（未冷卻）溫度超過(guò)2 800 K，這將超過(guò)現(xiàn)有材料承受能力；馬赫8時(shí)，燃燒室溫度高達(dá)3 000 K[8]。為保證超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能，保證長(zhǎng)時(shí)間穩(wěn)定工作，必須對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)高溫區(qū)域?qū)嵤岱雷o(hù)。

圖2 燃燒室（未冷卻）壁面溫度隨馬赫數(shù)變化和可用材料

1.3 艙內(nèi)熱環(huán)境特性

飛行器傳統(tǒng)熱源包括發(fā)動(dòng)機(jī)高溫高壓引氣、機(jī)載航電設(shè)備散熱、機(jī)電設(shè)備散熱等。相較于傳統(tǒng)熱源，高超聲速飛行器內(nèi)外熱環(huán)境熱源在量級(jí)上大幅增加，其中飛行器氣動(dòng)熱以及發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒廢熱輸入量大幅增加，并通過(guò)熱防護(hù)結(jié)構(gòu)進(jìn)入到飛機(jī)機(jī)體中。艙內(nèi)高能設(shè)備散熱，如雷達(dá)等機(jī)載大功率電子設(shè)備、其他傳感器系統(tǒng)、部件低效率與能量發(fā)生系統(tǒng)（熱流密度高達(dá)100 W/cm2）、先進(jìn)處理器（熱流密度高達(dá)250～500 W/cm2）等所產(chǎn)生的熱載荷大幅增加[9]。根據(jù)熱源來(lái)源和任務(wù)使用特點(diǎn)分析，高超聲速飛行器熱源存在空間分布區(qū)域廣且分布不均勻、時(shí)間分布差異大的特點(diǎn)。隨著飛行器在大氣層內(nèi)高超聲速飛行的時(shí)間越來(lái)越長(zhǎng)，飛行器熱環(huán)境由高熱流密度和短加熱時(shí)間向中等熱流密度、長(zhǎng)加熱時(shí)間轉(zhuǎn)變，高超聲速飛行器面臨的熱環(huán)境更加劇烈[3]。

1.4 熱環(huán)境特性分析

目前，高超聲速飛行器正在向高空、高速、長(zhǎng)航時(shí)發(fā)展，隨著艙內(nèi)高能量密度應(yīng)用更加普遍，高超聲速飛行器面臨著更加嚴(yán)酷的內(nèi)外熱環(huán)境。熱防護(hù)技術(shù)可阻止外界惡劣環(huán)境對(duì)飛行器艙環(huán)境影響，降低飛行器結(jié)構(gòu)溫度梯度及結(jié)構(gòu)熱疲勞。艙內(nèi)環(huán)境熱控制通過(guò)有效排出艙內(nèi)廢熱，從而保障飛行器結(jié)構(gòu)、乘員安全以及儀器設(shè)備正常工作，如圖3所示。

熱防護(hù)主要問(wèn)題包括2方面：高超聲速飛行器駐點(diǎn)、前緣等小曲率半徑結(jié)構(gòu)熱流密度大，面對(duì)重復(fù)使用需求，成熟熱防護(hù)手段不適用；面對(duì)高超聲速飛行器長(zhǎng)航時(shí)飛行表面持續(xù)加熱，受限于質(zhì)量因素，熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的質(zhì)量與長(zhǎng)時(shí)間熱防護(hù)溫度要求存在不匹配。熱管理主要存在2方面問(wèn)題：熱管理需要管理熱源量大幅增加；散熱途徑受到限制。

圖3 高超飛行器綜合熱管理內(nèi)涵

2 高超聲速飛行器綜合熱管理技術(shù)

面對(duì)嚴(yán)酷的艙外環(huán)境和艙內(nèi)環(huán)境、熱沉不足等復(fù)雜情況，傳統(tǒng)熱防護(hù)與熱管理設(shè)計(jì)方式，已經(jīng)不能夠滿足高超聲速飛行器的熱管理需求。將機(jī)身結(jié)構(gòu)、熱防護(hù)與艙內(nèi)熱管理系統(tǒng)、推進(jìn)系統(tǒng)耦合，進(jìn)行一體化綜合熱管理，實(shí)現(xiàn)艙內(nèi)有限資源的綜合利用，是解決高超聲速飛行器“保暖瓶”飛行問(wèn)題的有效途徑。

2.1 高超聲速飛行器熱防護(hù)技術(shù)

高超聲速熱防護(hù)包括3類：被動(dòng)冷卻、半主動(dòng)冷卻以及主動(dòng)冷卻。被動(dòng)冷卻、半主動(dòng)冷卻以及主動(dòng)冷卻的原理、分類以及特點(diǎn)見(jiàn)表1[10-17]。

表1 熱防護(hù)形式以及特點(diǎn)

Tab.1 Forms and features of thermal protection

分析表1可以發(fā)現(xiàn)，被動(dòng)熱防護(hù)、半主動(dòng)熱防護(hù)以及主動(dòng)熱防護(hù)的冷卻原理不同，在相同熱環(huán)境下，主動(dòng)熱防護(hù)冷卻效果最好，半主動(dòng)熱防護(hù)次之，被動(dòng)熱防護(hù)相對(duì)較差。主動(dòng)熱防護(hù)通過(guò)消耗熱沉持續(xù)實(shí)現(xiàn)熱防護(hù)，因此可以用來(lái)承受長(zhǎng)時(shí)間較高密度熱流。主動(dòng)熱防護(hù)具備閉環(huán)溫度控制、可重復(fù)使用等優(yōu)點(diǎn)，其可用于較高的熱流密度并持續(xù)長(zhǎng)時(shí)間氣動(dòng)加熱部件的熱防護(hù)。然而從研制難度和成本而言，被動(dòng)熱防護(hù)不需要攜帶額外冷卻工質(zhì)，冷卻過(guò)程最簡(jiǎn)單，研制難度和成本最低，半主動(dòng)、主動(dòng)熱防護(hù)的研制難度和成本依次增加。

對(duì)高超聲速飛行器熱防護(hù)設(shè)計(jì)而言，應(yīng)根據(jù)飛行器飛行任務(wù)包線下的熱環(huán)境參數(shù)、飛行時(shí)間、飛行器外形特點(diǎn)以及結(jié)構(gòu)材料特性等進(jìn)行合理選擇。對(duì)可重復(fù)使用高超聲速飛行器，要求熱防護(hù)系統(tǒng)能長(zhǎng)時(shí)間保持良好氣動(dòng)外形，可重復(fù)使用，并且維護(hù)維修方便。對(duì)飛行器與推進(jìn)系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)而言，采用單一熱防護(hù)措施將無(wú)法滿足一體化設(shè)計(jì)要求，應(yīng)針對(duì)不同部位氣動(dòng)加熱環(huán)境和熱防護(hù)需求，采取相應(yīng)的措施。對(duì)小曲率半徑廣義前緣類結(jié)構(gòu)（如尖化前緣、鼻錐、舵面、發(fā)動(dòng)機(jī)唇口、燃燒室噴注面板等），其熱流密度高達(dá)MW/m2量級(jí)，利用主動(dòng)冷卻熱防護(hù)可以實(shí)現(xiàn)對(duì)其持續(xù)冷卻，進(jìn)而保證結(jié)構(gòu)熱載荷特性。針對(duì)飛行器大面積區(qū)域、熱流密度相對(duì)比較低的情況，可以根據(jù)飛行器具體特點(diǎn)，采用被動(dòng)、半主動(dòng)冷卻熱防護(hù)。

2.2 高超聲速飛行器艙內(nèi)熱管理技術(shù)

高超聲速飛行器艙內(nèi)熱管理涉及熱量收集、傳輸、存儲(chǔ)以及排散等過(guò)程，涉及到流體力學(xué)、熱力學(xué)、傳熱傳質(zhì)學(xué)等交叉學(xué)科的復(fù)雜物理過(guò)程。

1）熱量收集和傳輸技術(shù)。按照熱流量大小和溫度高低，飛機(jī)上熱量可以分為高品階熱量和低品階熱量。對(duì)于高品階熱量的收集和傳輸，通過(guò)燃油–滑油換熱器、燃油–液壓油換熱器、燃油–空氣換熱器、空–空換熱器等實(shí)現(xiàn)。對(duì)于低品階低熱量，通過(guò)熱泵、蒸汽循環(huán)、空氣循環(huán)裝置實(shí)現(xiàn)。開(kāi)展熱量收集的冷邊可以是燃油、沖壓空氣、消耗性介質(zhì)等，熱邊可以是液壓油、滑油、高溫空氣等其他高溫待冷卻介質(zhì)。常見(jiàn)換熱方式包括空氣自然冷卻、空氣強(qiáng)迫冷卻、液體冷卻、相變冷卻等。熱管理冷卻方式依據(jù)熱流密度、系統(tǒng)復(fù)雜性、環(huán)境需求、材料、冷卻工質(zhì)可用性等因素選擇[9]，如圖4所示。

2）儲(chǔ)熱技術(shù)。通過(guò)使用相變材料、冷卻循環(huán)等實(shí)現(xiàn)熱能的存儲(chǔ)或傳遞，用于高功率、低負(fù)載周期任務(wù)載荷熱與飛行器終端的散熱緩沖和熱存儲(chǔ)，從而降低此類熱載荷對(duì)飛機(jī)熱管理系統(tǒng)的熱沖擊。機(jī)上已經(jīng)使用的冷卻循環(huán)采用聚α乙烯烴（PAO）、乙二醇水溶液作為冷卻介質(zhì)，燃油作為熱沉[18]。相變材料方面，石蠟類相變材料已經(jīng)實(shí)現(xiàn)在航空航天領(lǐng)域的熱控和儲(chǔ)能方面的應(yīng)用[19]。

圖4 熱管理冷卻方式選擇

3）熱量排散技術(shù)。熱量排散一般通過(guò)飛機(jī)表面和熱沉實(shí)現(xiàn)。然而復(fù)合材料蒙皮、高效率發(fā)動(dòng)機(jī)和高度嵌入式的系統(tǒng)將使得高超飛機(jī)通過(guò)表面實(shí)現(xiàn)散熱更加困難。傳統(tǒng)熱沉包括沖壓空氣、燃油等，隨著飛行速度的增加，高速階段沖壓空氣溫度較高，很難作為熱沉使用[20]。燃油熱沉能力達(dá)到限制，熱沉散熱能力嚴(yán)重不足，已經(jīng)不能滿足熱管理需求，亟需發(fā)展新型熱沉或采用可消耗性熱沉。目前超聲速/高超聲速飛行器使用熱沉見(jiàn)表2[21]。

表2 典型相變材料熱沉熱物理性質(zhì)

Tab.2 Thermal physical properties of typical phase change materials

傳統(tǒng)飛行器（尤指飛機(jī)）熱管理系統(tǒng)以飛行器環(huán)境控制為主，其中空氣循環(huán)系統(tǒng)、蒸發(fā)循環(huán)系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、惰化系統(tǒng)、滑油系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)等相互獨(dú)立、無(wú)交聯(lián)，各個(gè)系統(tǒng)熱量隔離，分別進(jìn)行管理，造成大量能量浪費(fèi)。以燃油為熱沉的熱管理系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了多個(gè)系統(tǒng)交聯(lián)，如圖5所示。F-22首次運(yùn)用了綜合熱管理理念，創(chuàng)造性地利用燃油系統(tǒng)等將環(huán)控系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)和滑油系統(tǒng)交聯(lián)進(jìn)行熱管理[22]。F-35飛機(jī)首次將輔助動(dòng)力、應(yīng)急動(dòng)力、液壓、環(huán)控系統(tǒng)以及熱管理等整合至一個(gè)整體系統(tǒng)，即熱/能量管理系統(tǒng)（T/EMM）。其中，動(dòng)力裝置共用齒輪箱，原EPU和APU獨(dú)立的燃燒室集成為一個(gè)雙模態(tài)燃燒室，原EPU和APU渦輪共用，由此誕生了以熱/能量管理型綜合動(dòng)力裝置為核心的機(jī)電系統(tǒng)綜合熱/能量管理系統(tǒng)，初步實(shí)現(xiàn)了能量?jī)?yōu)化[23-24]。F-35的T/EMM是美國(guó)綜合飛行器能量技術(shù)計(jì)劃（INVENT）成果的典型應(yīng)用。高超聲速飛行器的布局更加緊湊，系統(tǒng)功能集成度會(huì)更高，受限于熱沉和散熱途徑，其熱管理將更加強(qiáng)調(diào)熱能綜合利用和管理，各系統(tǒng)熱管理之間耦合度更緊密，熱沉利用更加動(dòng)態(tài)化和高效化。

圖5 基于燃油系統(tǒng)等綜合熱管理

表3給出了一代到四代國(guó)外戰(zhàn)斗機(jī)熱管理系統(tǒng)的發(fā)展情況，并預(yù)測(cè)了未來(lái)飛機(jī)熱管理系統(tǒng)的發(fā)展趨勢(shì)[25]。隨著熱載荷散熱需求的增加，熱管理系統(tǒng)制冷能力要求同步增加，在有限熱沉、安裝空間、質(zhì)量等多因素限制下，熱管理系統(tǒng)向自適應(yīng)控制方向發(fā)展，通過(guò)動(dòng)態(tài)梯級(jí)利用熱沉，采用高效換熱手段，提高熱管理系統(tǒng)效率，降低系統(tǒng)總質(zhì)量。

2.3 高超聲速飛行器綜合熱管理技術(shù)

美國(guó)開(kāi)展整機(jī)綜合熱管理研究比較早。自20世紀(jì)90年代起，美國(guó)相繼推出了一系列研究計(jì)劃，通過(guò)提高能源與熱管領(lǐng)域相關(guān)的基礎(chǔ)科研、模型開(kāi)發(fā)、仿真分析、系統(tǒng)綜合、地面演示驗(yàn)證等系列研究，旨在加快提高相關(guān)領(lǐng)域技術(shù)成熟度，以保證美國(guó)空中力量?jī)?yōu)勢(shì)。其中各個(gè)計(jì)劃中熱科學(xué)以及熱管相關(guān)的研究?jī)?nèi)容如圖6所示[26-29]。

表3 國(guó)外戰(zhàn)斗機(jī)熱管理系統(tǒng)

Tab.3 Thermal management systems of foreign aircrafts

圖6 美國(guó)綜合熱管理相關(guān)計(jì)劃及研究?jī)?nèi)容

其中INVENT的核心子計(jì)劃——建模需求和實(shí)施計(jì)劃（MRIP），針對(duì)以往飛機(jī)設(shè)計(jì)中整機(jī)建模采用“靜態(tài)”模型的不足，利用基于模型的設(shè)計(jì)方法，開(kāi)展整機(jī)建模，同時(shí)給出模塊之間的能量傳遞關(guān)系，包括熱能、電理能和機(jī)械能等的傳遞，運(yùn)用全機(jī)系統(tǒng)動(dòng)態(tài)模型進(jìn)行仿真與設(shè)計(jì)，從而實(shí)現(xiàn)全機(jī)能量的優(yōu)化設(shè)計(jì)。MRIP中熱能在任務(wù)級(jí)“從頭到尾”模型的設(shè)計(jì)框架如圖7所示[30]?？蚣苤忻鞔_了飛機(jī)熱載荷模塊、飛行器系統(tǒng)特性模塊、發(fā)動(dòng)機(jī)特性模塊、燃油熱管理系統(tǒng)模塊、動(dòng)力熱管理模塊，實(shí)現(xiàn)了內(nèi)外環(huán)境的耦合建模，完整覆蓋飛行器綜合熱管理主要因素。

圖7 飛行器熱管理模型

通過(guò)上述一系列熱管理相關(guān)的基礎(chǔ)科研研究計(jì)劃，美國(guó)已經(jīng)建立了能熱綜合設(shè)計(jì)、仿真與試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)體系，基本具備了高超聲速飛行器能熱綜合設(shè)計(jì)的能力。

3 綜合熱管理關(guān)鍵技術(shù)研究進(jìn)展

3.1 先進(jìn)熱管理關(guān)鍵技術(shù)

先進(jìn)綜合熱管理技術(shù)的關(guān)鍵技術(shù)重點(diǎn)圍繞改善熱防護(hù)綜合性能以及熱管理熱能生成、采集、輸送、儲(chǔ)存和排放過(guò)程所涉及的關(guān)鍵技術(shù)和基礎(chǔ)研究，具體包括以下4個(gè)方面。

1）輕質(zhì)多功能熱防護(hù)技術(shù)。氣動(dòng)熱是高超聲速飛行器典型特點(diǎn)，受限于現(xiàn)有結(jié)構(gòu)材料耐溫性和質(zhì)量要求，輕質(zhì)、集承載、防熱一體化多功能結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是未來(lái)熱防護(hù)結(jié)構(gòu)發(fā)展的大趨勢(shì)。由于主動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)具有傳熱效率高、防護(hù)性效果好、質(zhì)量輕等特點(diǎn)，具備主動(dòng)熱防護(hù)功能的結(jié)構(gòu)（如復(fù)合冷卻結(jié)構(gòu)、仿生發(fā)汗冷卻結(jié)構(gòu)、再生冷卻結(jié)構(gòu)）將會(huì)發(fā)揮越來(lái)越大的作用。

2）高效熱利用技術(shù)。針對(duì)飛機(jī)外表面氣動(dòng)熱、發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒熱高品質(zhì)穩(wěn)定熱源，通過(guò)熱沉進(jìn)行熱管理，會(huì)造成熱沉大量浪費(fèi)，通過(guò)熱電轉(zhuǎn)化技術(shù)實(shí)施熱能利用是比較有前景的手段。熱電轉(zhuǎn)換技術(shù)手段主要包括半導(dǎo)體溫差發(fā)電、堿金屬熱電轉(zhuǎn)換、磁流體發(fā)電等直接熱電轉(zhuǎn)換技術(shù)和斯特林循環(huán)、朗肯循環(huán)、布雷頓循環(huán)等熱力循環(huán)發(fā)電[31]。熱電轉(zhuǎn)化技術(shù)尚未應(yīng)用到機(jī)上，對(duì)比較成熟的布雷頓循環(huán)，技術(shù)存在轉(zhuǎn)換效率低、比功率低的特點(diǎn)，機(jī)上利用需要顯著提高熱電轉(zhuǎn)換效率、比功率，系統(tǒng)集成化輕質(zhì)化研發(fā)。另外，對(duì)于直接熱電轉(zhuǎn)化技術(shù)，應(yīng)增加超導(dǎo)材料、半導(dǎo)體材料等基礎(chǔ)材料科學(xué)投入，增大材料耐溫性和力學(xué)特性，加快技術(shù)成熟度。

3）大功率部件熱管理。隨著機(jī)載設(shè)備高功率化、集成化，開(kāi)展高效發(fā)電機(jī)、高功率雷達(dá)、電動(dòng)作動(dòng)裝置等大功率電子設(shè)備和高功率密度有效載荷熱管理研究將是從源頭降低熱量的一項(xiàng)重要手段。一方面，通過(guò)降低部件發(fā)熱量，提高部件級(jí)熱管理效率；另一方面，通過(guò)提高部件敏感元器件的耐溫性，進(jìn)而提高設(shè)備的環(huán)境耐受性。部件級(jí)熱管理能力提升，將降低飛機(jī)設(shè)備艙內(nèi)熱管理系統(tǒng)的復(fù)雜度，并且降低熱沉需求。

4）高效換熱/儲(chǔ)熱技術(shù)。采用高效換熱技術(shù)，通過(guò)熱載荷采集、傳輸，有效提高部件以及熱管理系統(tǒng)的換熱效率，繼而提高熱沉利用率，降低熱沉用量。高效換熱技術(shù)包括高效緊湊式換熱器、噴霧、射流冷卻、熱管、納米流體強(qiáng)化換熱、微槽道換熱等單一方式和多種形式組合的復(fù)合換熱方式。儲(chǔ)熱技術(shù)主要側(cè)重于相變材料的儲(chǔ)熱應(yīng)用，相變儲(chǔ)熱可以有效緩沖高熱流熱載荷對(duì)熱管理系統(tǒng)的熱沖擊，儲(chǔ)熱技術(shù)需要考慮儲(chǔ)熱速度和儲(chǔ)熱效率兩大關(guān)鍵要素。通過(guò)增加相變儲(chǔ)熱材料傳熱性能、增加有效換熱面積等方式實(shí)現(xiàn)相變儲(chǔ)熱系統(tǒng)的強(qiáng)化傳熱[32-33]。

3.2 高超聲速飛行器內(nèi)外一體化耦合設(shè)計(jì)

當(dāng)高超聲速飛行器高超聲速長(zhǎng)航時(shí)飛行時(shí)，飛行器表面大面積氣動(dòng)熱可達(dá)幾十kW/m2量級(jí)。一方面，飛行器結(jié)構(gòu)熱防護(hù)作用趨于穩(wěn)態(tài)，氣動(dòng)熱“熱透”飛行器結(jié)構(gòu)進(jìn)入飛行器艙內(nèi)；另一方面，隨著設(shè)備高能化設(shè)備熱增加，飛行器內(nèi)環(huán)境熱環(huán)境變得更加嚴(yán)苛，高超飛行器面臨嚴(yán)峻的內(nèi)外熱環(huán)境。同時(shí)，受限于高超飛行器有限熱沉與載質(zhì)量資源，高超聲速飛行器內(nèi)外熱管理面臨著高效和減質(zhì)量雙重挑戰(zhàn)。

目前，飛行器氣動(dòng)熱、熱防護(hù)以及艙內(nèi)熱管理內(nèi)外熱分析與系統(tǒng)熱設(shè)計(jì)都相對(duì)獨(dú)立，熱防護(hù)與熱管理設(shè)計(jì)耦合度很低，系統(tǒng)設(shè)計(jì)冗余度大。面對(duì)高超聲速飛行器長(zhǎng)航時(shí)飛行熱量累積效應(yīng)更加嚴(yán)重的情況下，從熱總體角度，開(kāi)展高超飛行器艙外熱流環(huán)境評(píng)估、艙內(nèi)熱環(huán)境分析以及飛行器內(nèi)外一體化耦合熱分析，進(jìn)行高超聲速飛行器內(nèi)外環(huán)境熱管理一體化耦合設(shè)計(jì)與優(yōu)化，將成為飛行器熱分析研究領(lǐng)域的重點(diǎn)發(fā)展方向[34]。通過(guò)高超飛行器熱綜合管理設(shè)計(jì)，精細(xì)化提高系統(tǒng)效率，在保證飛行器熱安全的前提下，盡量減少不必要的安全冗余，降低載荷和有效空間負(fù)擔(dān)[35-36]。

3.3 綜合熱管理系統(tǒng)快速建模與分析

高超聲速飛行器面臨復(fù)雜的外部與內(nèi)部熱環(huán)境，艙外氣動(dòng)熱、發(fā)動(dòng)機(jī)廢熱通過(guò)熱傳導(dǎo)、輻射等手段傳導(dǎo)至艙內(nèi)，艙內(nèi)環(huán)境通過(guò)熱傳導(dǎo)、輻射、對(duì)流換熱等手段高度耦合。艙內(nèi)外熱載荷聯(lián)合作用導(dǎo)致整個(gè)換熱過(guò)程極其復(fù)雜，并涉及環(huán)控、燃油、液壓等多個(gè)系統(tǒng)，包含電、熱、機(jī)械和控制多個(gè)學(xué)科。傳統(tǒng)建模分析中不同學(xué)科建模方式存在差異，模型之間接口匹配性差，面對(duì)高超聲速飛行器不同時(shí)段與不同任務(wù)階段，主要熱載荷不同，且載荷峰值波動(dòng)比較大的特點(diǎn)，傳統(tǒng)建模手段很難實(shí)現(xiàn)時(shí)域與任務(wù)域2個(gè)維度的快速建模與仿真分析[37]。通過(guò)開(kāi)展模塊化與標(biāo)準(zhǔn)化建模，定義各子系統(tǒng)之間的共享載荷和能源等信息，建立系統(tǒng)間標(biāo)準(zhǔn)化接口，利用層級(jí)式和分布式架構(gòu)等方式實(shí)現(xiàn)多系統(tǒng)、多學(xué)科之間數(shù)據(jù)聯(lián)通，實(shí)現(xiàn)子系統(tǒng)之間數(shù)據(jù)同步與共享，進(jìn)而大大縮短建模與分析時(shí)間。通過(guò)定義開(kāi)放式、模塊化接口，降低熱管理系統(tǒng)新技術(shù)綜合的難度。優(yōu)化控制策略，在子系統(tǒng)之間根據(jù)需要?jiǎng)討B(tài)分配能源，提高系統(tǒng)能源的利用效率，降低各子系統(tǒng)的設(shè)計(jì)余量。

在此基礎(chǔ)上，開(kāi)展部件精細(xì)化與系統(tǒng)集成化兼顧的熱分析，提高熱管理系統(tǒng)效能與動(dòng)態(tài)管理能力，降低系統(tǒng)冗余。通過(guò)熱管理系統(tǒng)綜合仿真，一方面可以通過(guò)不同系統(tǒng)協(xié)同仿真，打破系統(tǒng)之間獨(dú)立的設(shè)計(jì)，降低系統(tǒng)冗余性；另一方面，通過(guò)綜合熱管理系統(tǒng)可以實(shí)現(xiàn)時(shí)間級(jí)和任務(wù)級(jí)等多維度和多顆粒度仿真，更貼近真實(shí)熱管理需求。

4 結(jié)語(yǔ)

飛行器內(nèi)外高熱流環(huán)境是高超聲速飛行器典型特性，熱相關(guān)問(wèn)題是亟待解決的難題。飛行器需要具有更強(qiáng)、更智能的熱管理能力，需要發(fā)展數(shù)字控制綜合熱管理技術(shù)。熱管理手段從單一形式換熱向復(fù)合形式、綜合一體化形式轉(zhuǎn)換，熱管理效率逐步提升。熱管理技術(shù)從局部熱量控制到全機(jī)綜合熱管理，從簡(jiǎn)單狀態(tài)控制到數(shù)字綜合控制。不僅僅是系統(tǒng)層級(jí)通過(guò)新方法解決問(wèn)題，而且是通過(guò)現(xiàn)有技術(shù)優(yōu)化，通過(guò)局部部件優(yōu)化或者系統(tǒng)優(yōu)化，實(shí)現(xiàn)應(yīng)用創(chuàng)新，提高系統(tǒng)熱效率，從而實(shí)現(xiàn)熱沉利用率提升。熱管理綜合化，不僅有助于優(yōu)化系統(tǒng)設(shè)計(jì)，更將有助于提高系統(tǒng)效能和設(shè)計(jì)精度，降低系統(tǒng)冗余，提升高超聲速飛行器效能。

[1] 黃得剛. 高超聲速飛行器路徑規(guī)劃、制導(dǎo)與控制研究[D]. 西安: 西北工業(yè)大學(xué), 2016.

HUANG De-gang. Path Planning, Guidance and Control for a Hypersonic Vehicle[D]. Xi'an: Northwestern Polytechnical University, 2016.

[2] WOOLF A F. Conventional Prompt Global Strike and Long-Range Ballistic Missiles: Background and Issues[R].The Submarine Review, 2013.

[3] 桂業(yè)偉, 唐偉, 杜雁霞. 臨近空間高超聲速飛行器熱安全[M]. 北京: 國(guó)防工業(yè)出版社, 2019.

GUI Ye-wei, TANG Wei, DU Yan-xia. Thermal Safety Issues of Near-Space Hypersonic Vehicles[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2019.

[4] JACKSON T A, EKLUND D R, FINK A J. High Speed Propulsion: Performance Advantage of Advanced Materials[J]. Journal of Materials Science, 2004, 39(19): 5905-5913.

[5] MARLEY C D. Thermal Management in a Scramjet- Powered Hypersonic Cruise Vehicle[D]. Ann Arbor, MI, USA: University of Michigan, 2018.

[6] 桂業(yè)偉. 高超聲速飛行器綜合熱效應(yīng)問(wèn)題[J]. 中國(guó)科學(xué): 物理學(xué)力學(xué)天文學(xué), 2019, 49(11): 139-153.

GUI Ye-wei. Combined Thermal Phenomena of Hypersonic Vehicle[J]. Scientia Sinica (Physica, Mechanica & Astronomica), 2019, 49(11): 139-153.

[7] SONG K D, CHOI S H, SCOTTI S J. Transpiration Cooling Experiment for Scramjet Engine Combustion Chamber by High Heat Fluxes[J]. Journal of Propulsion and Power, 2006, 22(1): 96-102.

[8] 孫弘原. 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室煤油再生冷卻研究[D]. 長(zhǎng)沙: 國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué), 2009.

SUN Hong-yuan. Investigation of Kerosene's Regenerated Cooling of Supersonic Combustion Chamber[D]. Changsha: National University of Defense Technology, 2009.

[9] MEHTA J, CHARNESKI J, WELLS P. Unmanned Aerial Systems (UAS) Thermal Management Needs, Current Status, and Future Innovations[C]//10th International Energy Conversion Engineering Conference. Atlanta: AIAA, 2012.

[10] 閔昌萬(wàn), 付秋軍, 焦子涵. 史記·高超聲速飛行[M]. 北京: 科學(xué)出版社, 2019.

MIN Chang-wan, FU Qiu-jun, JIAO Zi-han. Historical Records Hypersonic Flight[M]. Beijing: Science Press, 2019.

[11] 段卓毅. X系列飛行器概覽[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社, 2017.

DUAN Zhuo-yi. Survey of X-planes[M]. Beijing: Aviation Industry Press, 2017.

[12] 王璐, 王友利. 高超聲速飛行器熱防護(hù)技術(shù)研究進(jìn)展和趨勢(shì)分析[J]. 宇航材料工藝, 2016, 46(1): 1-6.

WANG Lu, WANG You-li. Research Progress and Trend Analysis of Hypersonic Vehicle Thermal Protection Technology[J]. Aerospace Materials & Technology, 2016, 46(1): 1-6.

[13] KELLY H, BLOSSER M. Active Cooling from the Sixties to NASP[R]. NASA Sti/Recon Technical Report, 1994.

[14] DARYABEIGI K. Thermal Analysis and Design of Multi-Layer Insulation for re-Entry Aerodynamic Heating[C]//35th AIAA Thermophysics Conference. Anaheim: AIAA, 2001.

[15] 許青. 高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)概念設(shè)計(jì)與分析方法研究[D]. 南京: 南京航空航天大學(xué), 2017.

XU Qing. Research on Conceptual Design & Analyze Methods for Tps of Hypersonic Vehicles[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2017.

[16] GLASS D. Ceramic Matrix Composite (CMC) Thermal Protection Systems (TPS) and Hot Structures for Hypersonic Vehicles[C]//15th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference. Dayton: AIAA, 2008.

[17] 周印佳, 張志賢. 航天器可重復(fù)使用熱防護(hù)技術(shù)研究進(jìn)展與應(yīng)用[J]. 航天返回與遙感, 2019, 40(5): 27-40.

ZHOU Yin-jia, ZHANG Zhi-xian. Research Progress and Applications of Reusable Thermal Protection Technology for Spacecraft[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2019, 40(5): 27-40.

[18] 屠敏, 袁耿民, 薛飛, 等. 綜合熱管理在先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)系統(tǒng)研制中的應(yīng)用[J]. 航空學(xué)報(bào), 2020, 41(6): 523629.

TU Min, YUAN Geng-min, XUE Fei, et al. Application of Integrated Thermal Management in Development of Advanced Fighter System[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2020, 41(6): 523629.

[19] 高光波, 韓林森. 機(jī)載激光武器熱管理系統(tǒng)研究[J]. 航空制造技術(shù), 2018, 61(7): 93-96.

GAO Guang-bo, HAN Lin-sen. Study on Thermal Management of Airborne Laser Weapon[J]. Aeronautical Manufacturing Technology, 2018, 61(7): 93-96.

[20] 于喜奎, 毛羽豐. 高超聲速飛機(jī)熱管理系統(tǒng)控制模型構(gòu)建與仿真[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 2018, 33(3): 741-751.

YU Xi-kui, MAO Yu-feng. Research and Simulation of Hypersonic Aircraft Thermal Management System and Its Control Model[J]. Journal of Aerospace Power, 2018, 33(3): 741-751.

[21] 王浚, 王佩廣. 高超聲速飛行器一體化防熱與熱控設(shè)計(jì)方法[J]. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2006, 32(10): 1129-1134.

WANG Jun, WANG Pei-guang. Integrated Thermal Protection and Control System Design Methodology for Hypersonic Vehicles[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2006, 32(10): 1129-1134.

[22] 陳悅. 飛機(jī)燃油系統(tǒng)熱負(fù)荷計(jì)算及熱管理分析[D]. 南京: 南京航空航天大學(xué), 2014.

CHEN Yue. Heat Sink Calculation and the Analysis of Thermal Management for Aircraft Fuel System[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2014.

[23] 莫駿韜. 飛機(jī)綜合一體化熱/能量管理系統(tǒng)仿真及優(yōu)化研究[D]. 南京: 南京航空航天大學(xué), 2016.

MO Jun-tao. Research on Simulation and Optimization of Aircraft Integrated Thermal/Energy Management System[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2016.

[24] 雷屹坤. 飛機(jī)綜合一體化熱/能量管理系統(tǒng)方案研究[D]. 南京: 南京航空航天大學(xué), 2014.

LEI Yi-kun. Research on Scheme of Integrated Thermal and Energy Management System of Aircraft[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2014.

[25] 曹煜國(guó), 周偉, 王鵬. 飛機(jī)綜合熱管理系統(tǒng)發(fā)展及試飛驗(yàn)證技術(shù)研究[J]. 中國(guó)科技信息, 2020(5): 42-44.

CAO Yu-guo, ZHOU Wei, WANG Peng. Development of Aircraft Integrated Thermal Management System and Research on Flight Test Verification Technology[J]. China Science and Technology Information, 2020(5): 42-44.

[26] 王子熙. 美國(guó)能量?jī)?yōu)化飛機(jī)設(shè)計(jì)方法與關(guān)鍵技術(shù)[J]. 航空科學(xué)技術(shù), 2014, 25(5): 7-12.

WANG Zi-xi. Design Method and Key Technologies of US Energy Optimized Aircraft[J]. Aeronautical Science & Technology, 2014, 25(5): 7-12.

[27] 孫友師. 從多電飛機(jī)到能量?jī)?yōu)化飛機(jī)——美國(guó)空軍航空機(jī)電領(lǐng)域發(fā)展計(jì)劃淺析[C]//2015年第二屆中國(guó)航空科學(xué)技術(shù)大會(huì). 北京: 中國(guó)航空學(xué)會(huì), 2015.

SUN You-shi. From MEA to EOA—Analysis of USAF Development Programs Related to Aircraft Systems[C]//The 2nd China Aviation Science and Technology Forum. Beijing:Chinese Society of Aeronautics and Astronautics, 2015.

[28] 孫友師. 美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室投資下一代電力、熱管理與控制技術(shù)[J]. 國(guó)際航空, 2018(6): 72-74.

SUN You-shi. AFRL Invests in Next-Generation Power, Thermal Management and Control Technologies[J]. International Aviation, 2018(6): 72-74.

[29] WALTERS E, AMRHEIN M, O'CONNELL T, et al. INVENT Modeling, Simulation, Analysis and Optimization[C]//48th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. Orlando: AIAA, 2010.

[30] BODIE M. Power Thermal Management System Design for Enhanced Performance in an Aircraft Vehicle[C]// SAE Technical Paper Series. Warrendale: SAE International, 2010.

[31] 詹景坤, 王小輝, 蔡昱. 熱電轉(zhuǎn)換技術(shù)在高超聲速飛行器中的應(yīng)用設(shè)想[J]. 電子測(cè)試, 2018(4): 27-29.

ZHAN Jing-kun, WANG Xiao-hui, CAI Yu. The Application Study on Thermoelectric Conversion Technology in Hypersonic Aircraft[J]. Electronic Test, 2018(4): 27-29.

[32] 李昭, 李寶讓, 陳豪志, 等. 相變儲(chǔ)熱技術(shù)研究進(jìn)展[J]. 化工進(jìn)展, 2020, 39(12): 5066-5085.

LI Zhao, LI Bao-rang, CHEN Hao-zhi, et al. State of the Art Review on Phase Change Thermal Energy Storage Technology[J]. Chemical Industry and Engineering Progress, 2020, 39(12): 5066-5085.

[33] 田浩, 曹智睿. 一種適用于高熱流密度芯片的微槽道沖擊射流冷卻系統(tǒng)[J]. 暖通空調(diào), 2017, 47(10): 137-141.

TIAN Hao, CAO Zhi-rui. Micro-Channel Jet Cooling System for High Heat Flux Chips[J]. Heating Ventilating & Air Conditioning, 2017, 47(10): 137-141.

[34] 劉開(kāi)磊, 王純, 魏太水, 等. 高速飛行器綜合熱管理方案快速仿真平臺(tái)[J]. 航空工程進(jìn)展, 2020, 11(3): 353-359.

LIU Kai-lei, WANG Chun, WEI Tai-shui, et al. Rapid Simulation Platform for Integrated Thermal Management System of High-Speed Aircraft[J]. Advances in Aeronautical Science and Engineering, 2020, 11(3): 353-359.

[35] 時(shí)圣波, 唐碩, 梁軍. 臨近空間飛行器防隔熱/承載一體化熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及力/熱行為[J]. 裝備環(huán)境工程, 2020, 17(1): 36-42.

SHI Sheng-bo, TANG Shuo, LIANG Jun. Design and Thermomechanical Behavior of Full-Composite Structurally Integrated Thermal Protection Structure for near Space Vehicles[J]. Equipment Environmental Engineering, 2020, 17(1): 36-42.

[36] SHI Sheng-bo, CHEN Yong, DAI Cun-xi, et al. Modeling the High Temperature Behavior of All-Composite, Corrugated-Core Sandwich Panels Undergoing Ablation[J]. Thin-Walled Structures, 2021, 164: 107742.

[37] FISHER T, YERKES K, BYRD L, et al. Dynamic Thermal Management for Aerospace Technology: A Review and Outlook[C]//53rd AIAA Aerospace Sciences Meeting. Kissimmee: AIAA, 2015.

Research Progress on Integrated Thermal Management and Key Tec hnology of Hypersonic Vehicles

DU Chen-hui1,2

(1. Chinese Aeronautical Establishment, Beijing 100291, China; 2. Graduate School, Chinese Aeronautical Establishment, Jiangsu Yangzhou, 225002, China)

With the development to high altitude, high speed, and long endurance of hypersonic vehicles, the external and inner thermal environment it faced has become more severe, which has brought great challenges to the current thermal protection and thermal management. Focused on the hypersonic vehicles’ internal and external thermal environment and the requirements of thermal protection and thermal management, and to deal with the status of increasing heat load and limited heat sink, the method of integrated design and management for thermal protection and thermal management in cabin was proposed in this work. Then, comprehensive discussion and analysis on thermal protection and thermal management were carried out, which included current technological means, applications and development trends. Based on these, the series of plans about the integrated thermal management in USA were summarized. At last, three key technologies of integrated thermal management for hypersonic vehicles were analyzed, including advanced thermal management technologies, integrated internal and external coupling design and rapid modeling and analysis of integrated thermal management systems.

hypersonic vehicles; thermal protection; thermal management in cabin; integrated thermal management

V221

A

1672-9242(2023)01-0043-09

10.7643/ issn.1672-9242.2023.01.007

2021–12–05；

2021-12-05；

2022–01–03

2022-01-03

杜晨慧（1989—），女，博士研究生，工程師，主要研究方向?yàn)轱w行器總體設(shè)計(jì)。

DU Chen-hui (1989-), Female, Doctoral candidate, Engineer, Research focus: aircraft design.

杜晨慧. 高超聲速飛行器綜合熱管理及關(guān)鍵技術(shù)研究進(jìn)展[J]. 裝備環(huán)境工程, 2023, 20(1): 043-051.

DU Chen-hui.ResearchProgress on Integrated Thermal Management and Key Technology of Hypersonic Vehicles[J]. Equipment Environmental Engineering, 2023, 20(1): 043-051.

責(zé)任編輯：劉世忠