基于LNG的高速飛機(jī)熱管理系統(tǒng)設(shè)計(jì)建模與分析

成超乾，于鵬，謝宗齊，李洋，焦宗夏

1.北京航空航天大學(xué) 自動(dòng)化科學(xué)與電氣工程學(xué)院，北京 100191

2.北京航空航天大學(xué) 寧波創(chuàng)新研究院，寧波 315800

3.北京航空航天大學(xué) 前沿科學(xué)技術(shù)創(chuàng)新研究院，北京 100191

4.北京航空航天大學(xué) 飛行器控制一體化技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100191

5.北京航空航天大學(xué) 先進(jìn)航空機(jī)載系統(tǒng)工業(yè)和信息化部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100191

6.北京空天技術(shù)研究所，北京 100074

7.天目山實(shí)驗(yàn)室，杭州 311115

高速飛機(jī)可依靠速度和高度優(yōu)勢進(jìn)行遠(yuǎn)程突防并顯著提高戰(zhàn)場的生存能力，實(shí)現(xiàn)空域戰(zhàn)略威懾和打擊。其中基于組合發(fā)動(dòng)機(jī)的高速飛機(jī)具有水平起降和重復(fù)使用功能，飛行速度可跨越亞聲速、聲速和高超聲速，性能具有寬速域全包線的適應(yīng)性［1-2］，是各國航空航天領(lǐng)域競爭的焦點(diǎn)，具有重要的軍事和民用價(jià)值［3-8］。

先進(jìn)高速飛機(jī)雖然性能優(yōu)異但熱矛盾突出，在飛行任務(wù)中熱管理系統(tǒng)超溫將嚴(yán)重影響飛機(jī)的安全性和可靠性。高速飛機(jī)熱源主要包括3個(gè)方面：機(jī)身外表面的氣動(dòng)熱、發(fā)動(dòng)機(jī)廢熱和機(jī)載設(shè)備熱負(fù)荷。在高超聲速飛行時(shí)，機(jī)身外表面的氣動(dòng)熱溫度急劇升高，且沖壓空氣口關(guān)閉，導(dǎo)致熱排散極其困難；高速飛機(jī)機(jī)載設(shè)備為了整機(jī)減重、提升可靠性和維護(hù)性，大量應(yīng)用多電技術(shù)，如電作動(dòng)，加重終端設(shè)備的熱負(fù)荷，加劇了局部熱積聚，增加了全機(jī)熱管理難度。為解決高速飛機(jī)熱管理系統(tǒng)中存在的問題，國內(nèi)外學(xué)者分別提出了不同的研究思路，進(jìn)行了諸多探討方案，北京航空航天大學(xué)王浚等［9］針對短航時(shí)高超聲速飛行器提出了液氫加相變蓄熱材料的熱管理方案，以液氫燃料為主熱沉，相變蓄熱材料為輔助熱沉；針對長航時(shí)飛行器提出了吸熱型碳?xì)淙剂献鰺岢恋臒峁芾矸桨?，并指出?套方案需要解決的關(guān)鍵技術(shù)問題［9］；國防科技大學(xué)王中偉等［10］提出了一種集成熱電轉(zhuǎn)換裝置的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)熱管理方案，將熱電轉(zhuǎn)換裝置與冷卻系統(tǒng)相結(jié)合，降低了燃料熱沉的散熱壓力并將部分熱能轉(zhuǎn)換為電能。北京動(dòng)力機(jī)械研究所的劉建等［11］研究了高超聲速飛機(jī)組合發(fā)動(dòng)機(jī)綜合熱管理技術(shù)，指出吸氣式組合發(fā)動(dòng)機(jī)在高速段飛行時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)高速通道沿程總溫達(dá)3 000 K，熱環(huán)境極其惡劣。中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心劉磊等［12］分析了長航時(shí)高超聲速飛行器的綜合熱效應(yīng)問題，提出艙內(nèi)熱管理的幾何和物理多尺度耦合計(jì)算方法。毛羽豐等［13-14］分析了高超聲速飛機(jī)不同熱沉的制冷能力與可用熱沉量，對比了機(jī)上能耗與花費(fèi)代價(jià)，引入消耗性冷源液氨并結(jié)合飛行工況進(jìn)行仿真分析。

針對高速飛機(jī)長時(shí)高速飛行面臨機(jī)載熱管理系統(tǒng)潛在的超溫問題，本文對具有水平起降和重復(fù)使用功能的遠(yuǎn)距離高超聲速飛機(jī)熱管理系統(tǒng)進(jìn)行研究，引入消耗性冷源液化天然氣（Liquid Natural Gas，LNG）作為熱管理系統(tǒng)熱沉量不足時(shí)的補(bǔ)充，LNG具有單位質(zhì)量汽化潛熱高、汽化溫度低、無毒、無腐蝕性的優(yōu)點(diǎn)，基于LNG面向高速飛機(jī)機(jī)載設(shè)備熱載荷、機(jī)身結(jié)構(gòu)熱載荷和發(fā)動(dòng)機(jī)滑油冷卻系統(tǒng)熱載荷設(shè)計(jì)了熱管理系統(tǒng)架構(gòu)，提出了新型熱管理方案，并建立了熱管理系統(tǒng)模型，而后對其進(jìn)行仿真分析，結(jié)果表明在熱管理系統(tǒng)引入LNG后各熱源溫度得到了較好控制，未出現(xiàn)長時(shí)間超溫現(xiàn)象，高速飛機(jī)使用LNG進(jìn)行熱管理具有一定可行性，并進(jìn)一步對比分析了不同飛行工況下LNG的使用量與控溫能力，分析了飛機(jī)使用LNG后體積和重量的代價(jià)，擬合得到了LNG消耗量的經(jīng)驗(yàn)公式，為同類型系統(tǒng)設(shè)計(jì)和分析提供了參考。

1 高速飛機(jī)熱管理問題

1.1 面臨多重極端熱負(fù)載

先進(jìn)高速飛機(jī)面臨氣動(dòng)熱、發(fā)動(dòng)機(jī)廢熱和大功率電子設(shè)備發(fā)熱等多重?zé)嶝?fù)荷，使得制冷需求呈指數(shù)上升，若無法有效進(jìn)行熱管理將導(dǎo)致機(jī)體溫度失控、電子設(shè)備故障、發(fā)動(dòng)機(jī)性能下降、耗油量增加，嚴(yán)重制約了飛機(jī)性能的提升。對于速度較低的亞聲速流動(dòng)，氣動(dòng)熱雖然存在，但數(shù)值較小通常可忽略不計(jì)，而高超聲速飛行時(shí)氣動(dòng)熱將成為熱設(shè)計(jì)的一個(gè)重要影響因素。當(dāng)飛行速度達(dá)到馬赫數(shù)5時(shí)，根據(jù)氣動(dòng)熱估算機(jī)身上大面積蒙皮溫度將升至1 100 ℃以上［6，12，15］，當(dāng)飛行速度達(dá)到馬赫數(shù)10時(shí)，滯止區(qū)域熱流密度峰值可達(dá)1 MW/m2量級。2012年，美國國防高級研究計(jì)劃局（Defense Advanced Research Projects Agency，DARPA）公布的超聲速飛機(jī)（Hypersonic Technology Vehicle 2，HTV-2）飛行器第2次試飛提前結(jié)束［16］，其原因?yàn)闃O高速度導(dǎo)致的蒙皮溫度過高，出現(xiàn)了裂口并產(chǎn)生了強(qiáng)烈的激波，導(dǎo)致飛行器出現(xiàn)翻而提前終止了試驗(yàn)。

1.2 高速段制冷困難

當(dāng)飛機(jī)以馬赫數(shù)為2以下速度飛行時(shí)，飛機(jī)的空氣循環(huán)系統(tǒng)可通過渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)引氣結(jié)合沖壓空氣制冷。其原理為通過引氣驅(qū)動(dòng)壓氣機(jī)再經(jīng)過沖壓空氣換熱器和膨脹渦輪冷卻產(chǎn)生冷氣調(diào)節(jié)各設(shè)備溫度。而高速飛機(jī)的動(dòng)力一般為組合發(fā)動(dòng)機(jī)，高速段飛行時(shí)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)不工作且沖壓空氣溫度急劇升高，空氣循環(huán)機(jī)無法制冷。

沖壓空氣溫度與環(huán)境溫度和飛行速度關(guān)系如圖1所示［13］，飛行馬赫數(shù)達(dá)到3以上時(shí)沖壓空氣溫度將達(dá)300 ℃［13］，無法用空氣循環(huán)制冷。這就要求熱管理系統(tǒng)能獨(dú)立、有效地利用機(jī)載熱沉帶走熱量并通過發(fā)動(dòng)機(jī)口排出或者將廢熱利用、暫時(shí)存儲等，如燃油、消耗性冷源、相變儲熱材料等。例如在“黑鳥”（SR-71）高超聲速飛機(jī)上，變循環(huán)噴氣（J58）發(fā)動(dòng)機(jī)使用了具有更高溫度上限和熱沉能力的JP7型燃油，此燃油除為飛機(jī)提供燃燒動(dòng)力以外還為SR-71飛機(jī)提供了大量熱沉并保證了高速飛行時(shí)的機(jī)內(nèi)溫度。

圖1 沖壓空氣溫度與環(huán)境溫度和飛行速度關(guān)系［13］Fig.1 Relationship between ram air temperature vs ambient temperature and flight speed［13］

1.3 機(jī)載熱沉量不足

雖然高速飛機(jī)燃油重量可達(dá)起飛重量的50%以上，但燃油溫度與起飛時(shí)環(huán)境的溫度有關(guān)，當(dāng)環(huán)境溫度較高時(shí)將導(dǎo)致燃油溫度升高，使燃油的可用熱沉量減小，同時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)燃油消耗量與飛行任務(wù)的剖面相關(guān)，一般在返航階段油箱的剩余量較少［14，17］。某飛行剖面下的燃油消耗量如圖2所示［14］，在返航階段燃油消耗量明顯減小，燃油作為機(jī)載熱沉主要的組成部分，這也意味著機(jī)內(nèi)可用熱沉變少，同時(shí)熱沉量也與油溫相關(guān)，返航時(shí)油溫過高也會導(dǎo)致同等質(zhì)量的燃油可用熱沉量減少。此時(shí)，若無其他可用熱沉源將導(dǎo)致熱管理系統(tǒng)超溫引起故障等。

圖2 某飛行剖面下的燃油消耗量［14］Fig.2 Fuel consumption in flight profile［14］

綜上分析可知飛機(jī)存在嚴(yán)重?zé)岢亮坎蛔闱耶a(chǎn)熱量增加的尖銳矛盾。針對熱矛盾問題，本文引入消耗性冷源作為熱沉量不足時(shí)的補(bǔ)充以保證熱管理系統(tǒng)的溫控能力。同時(shí)因引入新型熱沉，需設(shè)計(jì)對應(yīng)的熱管理系統(tǒng)架構(gòu)，以解決高速飛機(jī)存在的熱管理問題。

2 基于LNG的熱管理系統(tǒng)設(shè)計(jì)

2.1 消耗性熱沉選擇

針對高速飛機(jī)熱管理系統(tǒng)熱沉量不足問題，通過引入消耗性熱沉增加機(jī)載熱沉量，消耗性熱沉材料有：LNG、液氫、液氨等［18］，但機(jī)載熱沉材料的選擇需要考慮諸多因素，本文熱沉材料的參數(shù)對比主要考慮3方面因素：單位質(zhì)量的汽化潛熱值、存儲難度和安全性。3種消耗性熱沉的詳細(xì)數(shù)據(jù)如表1所示。為最大程度利用消耗性熱沉的汽化潛熱，熱沉材料一般為液體，相同儲罐壓力下液氫儲存溫度最低，這也導(dǎo)致儲罐的技術(shù)難度和成本都較高，液氨雖然密度較高且存儲條件要求也較低，但單位質(zhì)量的汽化潛熱值最低，具有腐蝕性、毒性和揮發(fā)性。LNG無毒、無腐蝕性，單位質(zhì)量的汽化潛熱值高，還是一種碳?xì)淙剂?，可作為飛機(jī)的燃料使用，LNG在工程中應(yīng)用廣泛，儲罐技術(shù)也較為成熟，綜合對比，LNG比液氫和液氨都具有優(yōu)勢，本文也選擇基于LNG進(jìn)行高速飛機(jī)熱管理系統(tǒng)的研究。

表1 LNG、液氫、液氨數(shù)據(jù)Table 1 Data of LNG，liquid hydrogen，and liquid ammonia

2.2 飛行平臺總體輸入?yún)?shù)

熱管理架構(gòu)面向具有水平起降和重復(fù)使用功能的高超聲速飛機(jī)，采用翼身融合方案，動(dòng)力系統(tǒng)為渦輪基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)（Turbine Based Combined Cycle，TBCC）［19-21］，在馬赫數(shù)1.8以下時(shí)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作，大于馬赫數(shù)1.8時(shí)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作，為飛機(jī)提供所需的動(dòng)力，此時(shí)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)將處于風(fēng)車狀態(tài)不再提供動(dòng)力，飛機(jī)起飛總重量為50 t級，燃油攜帶量不小于30 t，最高巡航速度馬赫數(shù)7 ，最高巡航高度30 km，單次任務(wù)的飛行時(shí)長不小于1 h，無座艙設(shè)計(jì)，為無人控制。飛行平臺總體參數(shù)輸入見表2。

表2 飛行平臺總體參數(shù)Table 2 Aircraft parameters

2.3 熱管理架構(gòu)設(shè)計(jì)

全機(jī)熱管理架構(gòu)設(shè)計(jì)如圖3所示，考慮機(jī)身熱源為機(jī)身內(nèi)部結(jié)構(gòu)熱載荷、發(fā)動(dòng)機(jī)滑油冷卻熱載荷和機(jī)載設(shè)備熱載荷，其中機(jī)身結(jié)構(gòu)熱為外部氣動(dòng)熱經(jīng)過隔熱防護(hù)層后傳至機(jī)身內(nèi)部的熱量，其溫度與飛行速度相關(guān)，按飛機(jī)部位分為頭錐、機(jī)翼和發(fā)動(dòng)機(jī)整流罩?；屠鋮s熱為發(fā)動(dòng)機(jī)附件機(jī)匣、發(fā)動(dòng)機(jī)控制器和一些旋轉(zhuǎn)滑油部件產(chǎn)生的廢熱；設(shè)備熱載荷為機(jī)載電子設(shè)備、液壓系統(tǒng)和機(jī)載高功率雷達(dá)。全機(jī)熱沉源包括低速段的空氣熱沉、燃油熱沉和LNG消耗性熱沉?？諝庋h(huán)系統(tǒng)由發(fā)動(dòng)機(jī)引氣提供動(dòng)力源并經(jīng)過空氣循環(huán)機(jī)后產(chǎn)生低溫冷氣；燃油回路中同時(shí)掛載機(jī)身結(jié)構(gòu)熱載荷和發(fā)動(dòng)機(jī)滑油冷卻熱載荷，經(jīng)過熱負(fù)載后的高溫油一部分可直接經(jīng)燃燒室排出，流量與發(fā)動(dòng)機(jī)燃油消耗量一致，多余熱油將回流到燃油箱中。PAO循環(huán)回路掛載低功率電子熱負(fù)載、液壓系統(tǒng)和機(jī)載高功率雷達(dá)，LNG由高壓低溫罐儲存，液態(tài)甲烷相變吸熱后變?yōu)闅怏w經(jīng)由排氣孔排出，本文僅研究其相變吸熱和控溫性能，未考慮LNG參與發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室燃燒或者發(fā)電的過程。

圖3 引入LNG的熱管理架構(gòu)Fig.3 Thermal management system architecture with LNG

2.4 LNG使用量評估計(jì)算

考慮LNG引入熱管理系統(tǒng)后在體積和重量方面的可行性，需進(jìn)行如下評估計(jì)算：根據(jù)總體飛行參數(shù)計(jì)算熱沉量與熱源產(chǎn)熱量相等時(shí)所需的LNG總質(zhì)量。

飛行參數(shù)：任務(wù)總飛行時(shí)間1 h，環(huán)境溫度35 ℃，攜帶燃油總重量30 t，起飛時(shí)燃油與環(huán)境溫度相同?？諝庋h(huán)系統(tǒng)打開總時(shí)間1 500 s，可輸出質(zhì)量流量1 kg/s，溫度5 ℃的冷氣。

1） 熱平衡方程

式中：QLNG、Qair、Qfuel分別為LNG熱沉量、空氣熱沉量、燃油熱沉量；Psum為熱源總功率；tmission為任務(wù)總飛行時(shí)間，即1 h。

2） LNG熱沉量

式中：cp，LNG，latent為LNG的汽化潛熱值，取值509 kJ/kg；cp，LNG，sensible為LNG顯熱比熱容，取值2.19 kJ/（kg·K）；ΔTLNG為LNG進(jìn)出口溫差，取值為180 K；MLNG為LNG總質(zhì)量；VLNG為LNG總體積；ρLNG為LNG密度，取值430 kg/m3。

3） 空氣熱沉量

式中：Qair為空氣熱沉量；cp，air為空氣比熱容；取值1.005 kJ/（kg·K）；Mair為空氣總質(zhì)量；qair為空氣質(zhì)量流量，即1 kg/s；tair為空氣循環(huán)系統(tǒng)總工作時(shí)間，即1 500 s；Tair，out、Tair，in分別對應(yīng)空氣循環(huán)系統(tǒng)中氣體換熱器的出口和入口溫度，取值Tair，out=25 ℃，Tair，in=5 ℃。

4） 燃油熱沉量

式中：Qfuel為燃油熱沉量；cp，fuel為燃油比熱容，取值2.1 kJ/（kg·K）；Mfuel為燃油總質(zhì)量，即30 t；Tfuel，out、Tfuel，in分別為燃油換熱器的出口和入口溫度，Tfuel，out=55 ℃、Tfuel，in=35 ℃，ηfuel為燃油熱沉總體利用率，取值0.82。

5） 熱源總功率

電子設(shè)備平均熱功率15 kW，液壓設(shè)備平均熱功率32 kW，雷達(dá)設(shè)備平均熱功率40 kW，滑油系統(tǒng)平均熱功率35 kW，機(jī)身內(nèi)部結(jié)構(gòu)熱負(fù)載平均總熱功率195 kW，則Psum=317 kW。聯(lián)立式（1）～式（8）可得

綜上評估計(jì)算結(jié)果，考慮飛行平臺總重50 t級，攜帶LNG的體積和重量滿足設(shè)計(jì)需求。

2.5 熱源溫度梯度

在熱架構(gòu)設(shè)計(jì)中換熱器和傳熱工質(zhì)存在不同的熱阻，各熱源串聯(lián)或并聯(lián)于各傳熱回路上，熱沉的使用和目標(biāo)溫度控制存在梯級利用關(guān)系，考慮到各部分熱源實(shí)際工作溫度限制和飛機(jī)總體參數(shù)要求，各部分熱源在熱管理系統(tǒng)中設(shè)置的最高溫度限制如表3所示。

表3 熱源溫度梯度Table 3 Temperature gradient/℃

2.6 控制系統(tǒng)

控制系統(tǒng)主要由3部分組成：燃油循環(huán)泵流量控制器、PAO循環(huán)泵流量控制器和LNG閥控制器。燃油/PAO泵流量控制以熱載荷的冷板溫度為反饋，保證各熱載荷冷板溫度不超溫。LNG流量為2個(gè)獨(dú)立的控制器，由LNG儲罐后的2個(gè)流量控制閥分別獨(dú)立控制，以燃油溫度和PAO溫度為反饋，當(dāng)各回路溫度超過設(shè)定值時(shí)LNG將開啟，為熱管理系統(tǒng)進(jìn)行熱循環(huán)工質(zhì)的降溫，以達(dá)到控制溫度的目的。詳細(xì)系統(tǒng)控制框圖和控制器如圖4和圖5所示。

圖4 熱管理系統(tǒng)控制框圖Fig 4 Block of thermal management system control system

圖5 各控制器框圖Fig.5 Block of controllers

3 熱管理系統(tǒng)建模

3.1 熱載荷冷板模型

熱載荷部件熱量的計(jì)算模型為有質(zhì)量和熱屬性冷板，熱源與冷板的熱交換過程示意圖如圖6所示。

圖6 冷板模型示意圖Fig.6 Cold plate model

冷板能量守恒方程為

式中：m1為冷板質(zhì)量；c1、c2為冷板比熱容和載冷劑比熱容；T1、T2、T3為冷板溫度和載冷劑進(jìn)出口溫度；t為時(shí)間；?為熱功率；q0為載冷劑質(zhì)量流量。

3.2 換熱器模型

換熱器采用板翅式換熱器如圖7所示，傳熱計(jì)算方法選擇效能-傳熱單元數(shù)（η-NTU）法，根據(jù)換熱器的尺寸參數(shù)和特征計(jì)算出傳熱單元數(shù)NTU，根據(jù)換熱器冷熱兩邊NTU數(shù)計(jì)算換熱器的換熱效率η，最后根據(jù)換熱效率計(jì)算傳熱量和流體出口溫度，具體公式為

圖7 換熱器模型示意圖Fig.7 Heat exchanger model

式中：NTU為傳熱單元數(shù)；K為傳熱系數(shù)；A為傳熱面積；W為熱容；C*為熱容比；T1′、T1″為熱邊進(jìn)口和出口溫度；T2′、T2″為冷邊進(jìn)出口溫度；q1、q2為質(zhì)量流量；cp1、cp2為比熱容。

3.3 油箱模型

油箱采用閉式增壓設(shè)計(jì)，如圖8所示，內(nèi)部壓力0.2 MPa，不計(jì)算與環(huán)境空氣的熱交換，模型包括質(zhì)量流量平衡方程和能量平衡方程為

圖8 油箱模型示意圖Fig.8 Fuel tank model

式中：mo為某時(shí)刻油箱質(zhì)量；cpo為燃油比熱容；To為此時(shí)刻油箱溫度；?a、?b為此時(shí)刻油箱a、b口的熱功率。

3.4 LNG模型

LNG模型為儲罐中LNG經(jīng)過絕熱膨脹閥降壓后進(jìn)入換熱器與熱工質(zhì)（燃油/PAO）熱交換后帶走熱量排入大氣，如圖9所示。

圖9 LNG模型示意圖Fig.9 LNG model

高壓低溫絕熱儲罐設(shè)置罐內(nèi)壓力1.2 MPa，為保證最大程度利用LNG的相變潛熱設(shè)置初始溫度在沸點(diǎn)以下，本文設(shè)為110 K，其質(zhì)量守恒方程與燃油箱相同。膨脹閥模型如下，LNG進(jìn)行制冷的熱力學(xué)過程中壓力和焓值如圖10所示。

圖10 LNG的壓力與焓值圖Fig.10 Pressure-enthalpy diagram of LNG

式中：、為閥口兩端LNG質(zhì)量流量；?a，v、?b，v、?w為進(jìn)出口流體熱功率和閥體熱交換量，考慮閥為絕熱膨脹過程所以?w=0；ha、hb、hv分別為進(jìn)出口比焓值和閥內(nèi)流體平均比焓值；uv為液體比內(nèi)能；pv、vv為壓力和比體積。

3.5 Simulink模型

搭建的仿真模型如圖11所示，燃油箱出口的燃油經(jīng)換熱器HX1與空氣循環(huán)系統(tǒng)熱交換，可將低速段空氣熱沉用于降低燃油溫度，空氣循環(huán)系統(tǒng)在低速段工作時(shí)為固定溫度（5 ℃）和流量（1 kg/s）的冷氣，經(jīng)過換熱器HX1后與燃油進(jìn)行熱交換。降溫之后的燃油可回流入油箱進(jìn)行熱沉存儲或直接經(jīng)過換熱器HX4用于PAO循環(huán)回路散熱。燃油循環(huán)回路上的熱負(fù)載為滑油系統(tǒng)和機(jī)身結(jié)構(gòu)熱負(fù)載，滑油系統(tǒng)和機(jī)身結(jié)構(gòu)熱為串聯(lián)形式。頭錐、機(jī)翼和整流罩為并聯(lián)形式。發(fā)動(dòng)機(jī)燃油泵流量即燃油消耗量，燃油消耗量曲線如圖12所示當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)燃油流量需求大于制冷流量需求時(shí)，經(jīng)結(jié)構(gòu)熱載荷后的高溫燃油直接流入發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)燃油流量需求低于制冷流量需求時(shí)多余燃油回流入燃油油箱。

圖11 引入LNG的熱管理系統(tǒng)模型Fig.11 Thermal management system model with LNG

圖12 燃油消耗量Fig.12 Fuel consumption

PAO循環(huán)回路采用閉式循環(huán)回路，掛載的熱載荷由低溫到高溫依次為：電子設(shè)備、液壓系統(tǒng)、雷達(dá)。通過換熱器HX3和HX4與LNG和燃油進(jìn)行熱交換。LNG可與換熱器HX2和換熱器HX3進(jìn)行熱交換，當(dāng)熱管理系統(tǒng)中燃油回路溫度或者PAO回路溫度升高超出溫度限制時(shí)LNG閥門打開，LNG閥門通過控制節(jié)流孔開度大小控制液體流量達(dá)到控溫的效果，以彌補(bǔ)系統(tǒng)的散熱能力不足。LNG閥門的控制目標(biāo)分別為燃油/PAO回路的流體溫度。

4 系統(tǒng)仿真

4.1 飛行剖面

仿真飛行剖面如圖13所示，仿真單次任務(wù)飛行時(shí)間1 h，從低速段起飛后，分兩段爬升至最大巡航高度30 km，在最大巡航高度時(shí)以最高巡航速度馬赫數(shù)7飛行，之后分段降速并返航。飛行任務(wù)中燃油消耗量如圖13所示。

圖13 仿真飛行剖面Fig.13 Simulation flight profile

當(dāng)飛行速度低于馬赫數(shù)1.8（圖13綠色虛線下），空氣循環(huán)機(jī)工作，為熱管理系統(tǒng)提供1 kg/s的低溫冷氣（5 ℃），當(dāng)速度大于馬赫數(shù)1.8時(shí)空氣循環(huán)機(jī)關(guān)閉。高速飛行階段僅依靠燃油熱沉和消耗性冷源LNG為系統(tǒng)提供散熱能力。

4.2 熱負(fù)載

熱負(fù)載包括機(jī)載設(shè)備、結(jié)構(gòu)和發(fā)動(dòng)機(jī)滑油熱載荷，其中：發(fā)動(dòng)機(jī)滑油冷卻系統(tǒng)最高功率70 kW、電子設(shè)備熱負(fù)載最高功率20 kW、液壓設(shè)備熱負(fù)載最高功率40 kW、雷達(dá)低功率模式30 kW、高功率模式50 kW?？紤]機(jī)載設(shè)備的散熱和供電能力，雷達(dá)的高功率模式主要為任務(wù)段間歇性使用，隨后轉(zhuǎn)入低功率模式。設(shè)備熱載荷功率如圖14所示。

圖14 設(shè)備熱載荷功率Fig.14 Equipment heat load

結(jié)構(gòu)熱載荷包括：飛機(jī)頭錐、機(jī)翼和發(fā)動(dòng)機(jī)整流罩。各部分熱載荷功率值隨飛行速度變化，飛機(jī)上機(jī)翼面積最大熱功率最高，機(jī)頭頭錐部分雖溫度最高但受熱面積較小熱功率最低，發(fā)動(dòng)機(jī)部分為整流罩傳至機(jī)身內(nèi)部的熱載荷，其功率值介于機(jī)翼和頭錐之間，如圖15所示。

圖15 結(jié)構(gòu)熱載荷功率Fig.15 Structure heat load power

4.3 傳熱工質(zhì)

飛機(jī)機(jī)載燃料選擇JP8型航空燃油，JP8是一種軍用航空燃料，添加了緩蝕劑和防冰劑，熱穩(wěn)定性高于常規(guī)航空燃料，沸點(diǎn)150 ～ 290 ℃，閃點(diǎn)38 ℃，冰點(diǎn)-47 ℃，是洛克希德·馬丁公司U-2遠(yuǎn)程高空偵察機(jī)的指定燃料。其優(yōu)異的熱工質(zhì)屬性使其在高空高速飛機(jī)上廣泛使用，在不考慮裂解吸熱的情況下，從可用溫度292 K（19 ℃）升高到395 K（122 ℃）時(shí)，每千克燃油可吸收213 kJ的熱量［18，22-24］，參數(shù)如圖16所示。

圖16 JP8燃油屬性Fig.16 Fuel properties of JP8

PAO是一種合成潤滑油，是液冷循環(huán)中機(jī)載設(shè)備的主要傳熱工質(zhì)，PAO具有良好的粘溫性和低溫流動(dòng)性且耐高溫，高溫工作可適應(yīng)170 ～200 ℃工況，溫度高于1 000 ℃時(shí)仍能保持較高的粘度，低溫可適應(yīng)-40 ～ -60 ℃工況，20 km高空-50 ℃環(huán)境下仍能穩(wěn)定使用，參數(shù)如圖17所示。

圖17 PAO屬性Fig.17 PAO properties

LNG是一種低溫液冷工質(zhì)，標(biāo)準(zhǔn)大氣壓下沸點(diǎn)112 K（-161 ℃），LNG從液態(tài)到氣態(tài)的相變潛熱達(dá)509 kJ/kg，當(dāng)結(jié)合高效的換熱器時(shí)其可用溫度從沸點(diǎn)溫度112 K（-161 ℃）升高到873 K（599 ℃）時(shí)其吸熱能力可達(dá)2 181 kJ/kg，當(dāng)燃油不考慮裂解時(shí)，JP-8燃油溫度從292 K升高到395 K時(shí)熱容213 kJ/kg。LNG約是JP-8燃油的10倍熱沉量，是一種高效的低溫消耗性熱沉源。其熱工質(zhì)屬性如圖18所示。

圖18 LNG屬性Fig.18 LNG properties

5 結(jié)果分析

考慮真實(shí)工況起飛時(shí)地面環(huán)境溫度的變化，燃油箱與PAO初始溫度與地面環(huán)境溫度相同，機(jī)身結(jié)構(gòu)和設(shè)備初始溫度也與地面環(huán)境溫度相同。仿真不同起飛環(huán)境溫度下，執(zhí)行相同飛行任務(wù)時(shí)，熱管理系統(tǒng)中各熱載荷的溫度變化與消耗性冷源LNG的使用量和控溫效果。

5.1 不同起飛環(huán)境溫度下溫控效果

5.1.1 低溫起飛時(shí)各設(shè)備溫度與流量

當(dāng)高速飛機(jī)在地面環(huán)境溫度為22 ℃起飛時(shí)各設(shè)備溫度隨飛行時(shí)間的變化如圖19所示，可以看出機(jī)翼溫度隨著巡航速度的升高逐漸達(dá)到65 ℃溫限，而通往發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油量已無法滿足溫控需求，此時(shí)燃油循環(huán)泵流量逐步提升以滿足燃油循環(huán)回路上各部分的溫控需求，熱量被通過燃油帶入油箱。PAO循環(huán)回路上熱量通過燃油-PAO換熱器進(jìn)入燃油循環(huán)回路，因初始燃油溫度較低（22 ℃），PAO循環(huán)回路上各設(shè)備均未超出溫限，系統(tǒng)熱沉量充足，LNG閥飛行任務(wù)全程未開啟，各循環(huán)回路流量變化如圖20所示。

圖19 各設(shè)備溫度（22 ℃起飛）Fig.19 Equipment temperature（take off at 22 ℃）

圖20 各循環(huán)回路流量（22 ℃起飛）Fig.20 Flow rate of pumps（take off at 22 ℃）

5.1.2 高溫起飛時(shí)各設(shè)備溫度與流量

當(dāng)起飛環(huán)境溫度為最嚴(yán)酷工況（41 ℃）執(zhí)行飛行任務(wù)時(shí)各設(shè)備溫度如圖21所示，因燃油初始溫度較高，燃油循環(huán)泵流量和PAO循環(huán)泵流量較22 ℃起飛時(shí)流量增加，PAO循環(huán)回路中各設(shè)備溫度始終高于22 ℃起飛時(shí)各設(shè)備溫度，當(dāng)飛行時(shí)間在1 000 s和1 800 s時(shí)燃油循環(huán)油溫過高，此時(shí)2個(gè)LNG閥門自動(dòng)開啟來控制燃油和PAO循環(huán)回路的溫度，配合燃油循環(huán)控制器和PAO循環(huán)控制器共同控制各設(shè)備溫度在溫限以下以達(dá)到溫度的梯級控制要求，各循環(huán)回路和兩路LNG閥門的質(zhì)量流量曲線如圖22和圖23所示。

圖21 各設(shè)備溫度（41 ℃起飛）Fig.21 Equipment temperature（take off at 41 ℃）

圖22 各循環(huán)回路流量（41 ℃起飛）Fig.22 Flow rate of pumps（take off at 41 ℃）

圖23 LNG閥流量（41 ℃起飛）Fig.23 Flow rate of LNG valves（take off at 41 ℃）

5.2 引入LNG后的溫控效果對比

為比較高速飛機(jī)攜帶消耗性冷源的必要性，通過設(shè)置高溫（41 ℃）起飛時(shí)LNG閥的開/關(guān)狀態(tài)，得到相同飛行條件下有無LNG使用時(shí)各設(shè)備的溫度。機(jī)翼、雷達(dá)、液壓、電子設(shè)備的溫度如圖24～圖27所示，通過對比發(fā)現(xiàn)機(jī)翼處在無LNG使用的情況下最高溫度達(dá)到70 ℃且超溫時(shí)間大于1 000 s，雷達(dá)在第3次高功率模式工作時(shí)超出溫度限制，最高溫度達(dá)到60 ℃，超溫時(shí)間大于500 s，液壓和電子設(shè)備處于溫度梯度的低點(diǎn)隨著雷達(dá)的超溫導(dǎo)致液壓和電子設(shè)備也超出使用溫限，其中電子設(shè)備工作溫度最低超溫時(shí)間也最長，超溫大于1 200 s?？梢姼咚亠w機(jī)熱管理系統(tǒng)引入LNG具有必要性。

圖24 機(jī)翼溫度（41 ℃起飛）Fig 24 Internal temperature of wing（take off at 41 ℃）

圖25 雷達(dá)溫度（41 ℃起飛）Fig.25 Radar temperature（take off at 41 ℃）

圖26 液壓溫度（41 ℃起飛）Fig.26 Hydraulic equipment temperature（take off at 41 ℃）

圖27 電子設(shè)備溫度（41 ℃起飛）Fig.27 Temperature of onboard electronics （take off at 41 ℃）

5.3 LNG使用代價(jià)與環(huán)境溫度的關(guān)系

引入LNG雖然控溫效果得到一定提升但也給高速飛機(jī)帶來了一定的體積和重量代價(jià)，為分析LNG的體積重量代價(jià)通過溫度參數(shù)逐步升高進(jìn)行批量仿真得到LNG消耗量統(tǒng)計(jì)如表4所示，在起飛溫度低于29 ℃時(shí)LNG閥均未開啟，隨著溫度的提升LNG消耗量逐漸升高，當(dāng)達(dá)到41 ℃時(shí)LNG使用量達(dá)到547 L，以LNG密度0.42 g/mL估算重量約229.7 kg。

表4 LNG消耗量Table 4 Consumption of LNG

根據(jù)以上起飛溫度和LNG消耗量的仿真數(shù)據(jù)值，以31 ℃時(shí)為參考點(diǎn)，通過多項(xiàng)式擬合并歸一化可得到LNG消耗量的經(jīng)驗(yàn)公式（22）。多項(xiàng)式擬合曲線與實(shí)際數(shù)據(jù)如圖28所示。

圖28 LNG消耗量與起飛溫度擬合曲線圖Fig.28 Fitting curve of LNG consumption and take off temperature

式中：VLNG為LNG消耗體積量；Vref為LNG消耗量參考值，取Vref=30.1 L；Tatm為起飛時(shí)地面環(huán)境溫度；Tref為參考溫度，取Tref=31 ℃；P0、P1、P2、P3為無量綱的多項(xiàng)式擬合系數(shù)。

5.4 不同消耗性冷源熱管理方案數(shù)據(jù)對比

為分析高速飛機(jī)熱管理系統(tǒng)引入不同消耗性冷源后對飛機(jī)平臺的收益與代價(jià)，將本文LNG方案與文獻(xiàn)［14］中液氨方案進(jìn)行對比。為保證數(shù)據(jù)對比的合理性，選擇本文方案中消耗LNG質(zhì)量與液氨方案中消耗質(zhì)量近似時(shí)比較飛機(jī)平臺的收益，詳細(xì)數(shù)據(jù)見表5。

表5 LNG熱管理方案與液氨熱管理方案數(shù)據(jù)對比Table 5 Data comparison of LNG and liquid ammonia

在LNG消耗12.6 kg，液氨消耗15 kg的近似相等條件下，燃油初始溫度分別31 ℃和25 ℃時(shí)，LNG方案所支持飛機(jī)最高飛行速度為馬赫數(shù)7，大于文獻(xiàn)［14］中最高飛行速度馬赫數(shù)4，因最高飛行速度與結(jié)構(gòu)熱載荷峰值功率直接相關(guān)，從表5的數(shù)據(jù)也可看出本文結(jié)構(gòu)熱載荷峰值功率達(dá)到220 kW高于文獻(xiàn)［14］，主要因?yàn)椴煌南男岳湓床牧蠈傩?，LNG比液氨儲存和使用溫度更低，單位質(zhì)量所提供的熱沉量也就更大，相同質(zhì)量流量下所支持的熱載荷峰值功率也越大，這也表明LNG在高超聲速飛機(jī)熱管理上具有優(yōu)勢。

本文方案有燃油和PAO這2個(gè)循環(huán)回路架構(gòu)上，可通過控制器參數(shù)來調(diào)節(jié)不同回路上熱源的溫度梯度，再結(jié)合LNG控制器可滿足不同設(shè)備的不同溫控要求，工程應(yīng)用時(shí)溫控設(shè)置較靈活。

LNG方案所支持的飛機(jī)熱載荷平均功率約為液氨方案的2倍，其中一部分原因是不同類型飛機(jī)所攜帶的燃油質(zhì)量和溫度不同導(dǎo)致，結(jié)果不具有可比性。但LNG方案所支持的熱載荷總平均功率值和LNG消耗量經(jīng)驗(yàn)公式在同類型高速飛機(jī)熱管理系統(tǒng)設(shè)計(jì)上具有一定的參考意義，且LNG在使用后還可供發(fā)動(dòng)機(jī)或其他設(shè)備燃燒使用，具有潛在利用價(jià)值，未來可進(jìn)行更加詳細(xì)的參數(shù)對比和深入研究。

6 結(jié) 論

針對高速飛機(jī)熱管理系統(tǒng)中存在的熱矛盾問題，設(shè)計(jì)了基于消耗性冷源LNG的新型熱管理系統(tǒng)，通過建模仿真與分析可得出以下結(jié)論：

1） 高速飛機(jī)僅通過燃油和空氣循環(huán)系統(tǒng)難以滿足各設(shè)備熱負(fù)載的溫控需求，在高速段和返航段會出現(xiàn)較長時(shí)間的超溫現(xiàn)象，其中各設(shè)備超出溫限5～10 ℃不等，超溫時(shí)間在500～1 200 s，嚴(yán)重影響設(shè)備可靠性和使用壽命。本文基于LNG設(shè)計(jì)了新型熱管理系統(tǒng)架構(gòu)，為高速飛機(jī)熱管理系統(tǒng)超溫問題提供了一種新的解決方案。

2） 通過新型熱管理系統(tǒng)的建模，結(jié)合最高馬赫數(shù)7的完整飛行剖面進(jìn)行了動(dòng)態(tài)仿真，得到了各設(shè)備的動(dòng)態(tài)溫度曲線，對比了22～41 ℃環(huán)境溫度下有/無LNG時(shí)熱管理系統(tǒng)的溫控效果，結(jié)果顯示基于LNG的新型熱管理系統(tǒng)在最嚴(yán)酷工況41 ℃下仍能滿足高速飛機(jī)各熱源45～65 ℃的不同溫控要求，仿真得到LNG的最大使用量547 L，滿足總體設(shè)計(jì)要求，驗(yàn)證了方案可行性。

3） 通過仿真數(shù)據(jù)擬合得到了LNG消耗量與起飛溫度的關(guān)系曲線并總結(jié)了經(jīng)驗(yàn)公式，為高速飛機(jī)熱管理系統(tǒng)代價(jià)分析設(shè)計(jì)提供了參考。