高超声速动力能热管理技术综述

摘要：高超声速飞行器因良好的高速突防和快速打击能力成为重要的装备发展方向，但高超声速飞行工况的特殊性使其动力系统对热管理和能源供给提出了严苛的需求。通过分析对高超声速动力的热防护、燃油热管理和进气预冷等技术进行了详细评述。热管理对高超声速动力装置的功能和性能实现具有重要影响，但其目前在该领域研究技术的成熟度较低，飞发一体化是解决问题的重要技术途径之一。通过综述对能源供给的生成及利用等技术与传统飞行器进行了对比，概述了现有高超声速动力主要的能源供给方式的关键技术为燃油裂解气涡轮等，在此基础上总结了能热（能源与热）管理的未来发展趋势为热电转换等，为高超声速动力能量综合能热管理技术的发展提供借鉴。

高超声速动力、热管理、能源供给可以归结为机载能量的有效管理及利用，合理的能热管理方式将直接影响飞行器的功能和性能。由于高超声速工作模式特殊导致无法直接沿用常规的能热管理方式，设计适用的能热管理方案也成为了未来高超声速飞行器和动力的研究重点。

本文以高超声速动力涡轮基组合循环（Turbine Based Combined Cycle，TBCC）为目标，对其热管理、能源供给、能热综合等进行综合分析，并在此基础上展望未来能热管理的发展趋势，以期为高超声速动力研制提供技术支撑。

1、高超声速动力对能热的需求

高超声速飞行器由于大空域、宽速域的工作特点，要求其动力系统的速度必须能够实现从零至规定最高马赫数。不同马赫数、不同动力系统的比冲特性如图 1所示，包括涡轮发动机、冲压发动机、超燃冲压发动机和火箭发动机。涡轮发动机的马赫数为 0～3，对于更高马赫数的工作条件，容易因来流温度过高导致涡轮叶片损坏；冲压发动机一般在亚声速 （马赫数通常为 3～6）；超燃冲压发动机工作马赫数则在6以上，具有良好的比冲特性。单一动力系统在执行大空域、宽速域飞行任务时存在性能短板，无法独立实现从起飞到高速巡航全过程。因此，组合动力技术得到了广泛的重视，主要思路是将2种或以上的动力系统通过热力循环结构布局等有机融合形成新型宽包线多模态动力，根据预先飞行工况进行划分，在每种特定飞行工况下选用合适的动力，再结合每种动力的优势，拓宽飞行器工作范围、提升平均比冲。

TBCC 发动机由涡轮发动机和冲压发动机/超燃冲压发动机构成，在低马赫数下采用涡轮发动机，在高马赫数下采用冲压/超燃冲压发动机。在马赫数为 3～4 时，从涡轮模式切换至冲压/超燃冲压发动机模式。TBCC发动机是当前技术成熟度最高的一种动力装置，但在低马赫数下涡轮推进切换至高马赫数冲压推进的过渡阶段存在“推力陷阱”难题，现阶段的工作重点在于突破模态转换、跨声速下的推阻比矛盾 。

基于 TBCC 发动机从起动-爬升-模态转换-巡航-返回的任务场景分析，发动机舱舱温升高、进气温度和入口燃油温度高等成为高超声速动力面临的主要热管理需求，这归根结底是因为高马赫数飞行时冲压作用使得飞机环境温度大幅提高。通过对涡轮机进气进行预冷增大涡轮机推力来解决 “推力陷阱” 难题，同时，飞行器利用燃油作为冷源对航电等系统进行散热，导致发动机入口燃油温度大幅升高为了使用飞机利用燃油热沉导致发动机入口燃油温度大幅提升。

在能源供给技术方面，高超声速飞行时，不能通过提取涡轮发动机的轴功来获得能源供给用于驱动发电机、液压泵等。对长航时高超声速飞行器的大功率供电不能仅靠电池实现，因此，在模态转换过程及模态转换后，飞机的能源供给成为新的技术难题。

在美国高超声速技术研究中，2014年，美国空军实验室公布了重复使用高超声速飞行器 6 大关键技术如图2所示。其中，“能源与热管理技术” 是其一。

2、高超声速动力热管理技术

在长时间、高马赫数、高功率需求的工作环境下，高超声速动力面临严重的热防护、热管理问题。随着飞行马赫数的提高，飞行器气动加热效应愈发显著，所承载的热负荷呈指数增长。在飞行马赫数为5时， 空气滞止温度达到1200 K，发动舱温达到573 K，而现 有发动机外部附件工作环境温度大部分在 473 K 以 下。因此，采取热防护措施对高温区域进行防护和满足各部件/系统散热需求是高超声速动力的热管理的主要内容。

热防护技术是对热量进行阻隔、削弱热量向机身传递，最终目的是消耗热量。当前主流的热防护技术分为主动热防护、被动热防护和半被动热防护3种形式。在选取热防护技术时，需综合考虑飞行任务包线下热环境参数、飞行时长、受热材料特性、使用成本和防护效果。在冷却效果上，主动热防护方式效果最佳，半被动热防护次之，被动热防护方式效果较差；在使用成本上，从高到低依次是主动热防护、半被动热防护、被动热防护，主动防护技术如图3所示；在工作环境上，被动热防护方式适用于加热时间短的工作条件，半被动热防护方式多数无法重复使用，仅限在单次任务下使用。相比之下，主动热防护方式能够持续使用热沉进行热防护，兼具可重复使用的优点，适用在长时间、高热流密度的工作环境，是未来高超声速动力热防护技术的研究重点。

对于发动机表面安装的燃滑油附件、外部管路等，开展热防护是必要的，无论采取哪种热防护形式，其本质均为保证结构在高温工作环境下可靠地工作。发动机舱内温度控制技术综合了主动和被动热防护 2 种形式来保障成附件在耐温水平的环境温度下正常工作。目前，该项工作研究较少。刘友宏等针对高超声速动力的外部附件开展了热环境研究，对不同工况下不同热防护和主动冷却策略下的发动机舱环境温度进行了仿真。其余的大部分相关的发动机舱环境温度研究主要集中在常规飞行器。

对于高超声速飞行器，燃油更是作为最重要的热沉实现各个部件和系统的冷却，飞机利用燃油对环控系统、航电系统、液压系统等部件和系统进行散热。飞机部分的燃油热管理相关研究较多，主要包括燃油系统的建模和控制策略。其中，徐志英等以油箱、输送燃油的各类部件及管道等组成的自供能源式输油系统为研究对象，构建了输运网络和各部件的数学模型，求解获得流体网络各节点的流量、压力、温度和热损失，从而预测出主要位置和进入发动机前的燃油温度；常士楠等采用仿真软件构建了机载综合热管理系统的稳态仿真数学模型，分析了飞行高度和马赫数对各状态点温度的影响。热控制策略可采用系统辨识与热载荷预测算法，于喜奎等提出了基于能量平衡与温度反馈配合的热控制模型，解决热惯性带来的控制延迟问题，基于热沉冷却能力评估与热载荷匹配构建的热沉调度模型，旨在合理利用各种冷源，解决飞行后期冷源不足的问题。

此外，飞机对燃油热沉的利用使得发动机入口燃油温度大幅升高。这降低了发动机控制系统的控制精度和可靠性，并显著降低了滑油系统的冷却效率。典型的燃油系统方案如图 4所示，高温燃油对液压机械装置的影响主要体现在对燃油泵特性和液压机械装置可靠性的影响。同时，高温燃油特性改变影响控制系统相关的密度、运动黏度、饱和蒸汽压、橡胶相容性和热安定性等参数。

在发动机燃油热管理系统的建模仿真方法方面开展了较多的研究。苏壮等分析了滑油系统散热在不同的热管理架构下的性能；针对发动机燃油系统，采用理论简化计算方法和软件仿真方法对燃油温升特性进行了研究；刘友宏等针对 TBCC 发动机燃油系统流动传热特性进行了联合仿真软件开发研究，根据燃油系统的工作原理、流动传热机理，构建了燃油系统各元组件的 Flowmaster数学模型，并开展了涡轮冲压组合发动机燃油系统温升的仿真研究。

高超声速动力燃油热管理的主要难点在于发动机入口燃油温度提升的方案架构设计和飞发一体化热管理研究，但是，目前尚无文献详细论述。

高超声速飞行器的航电系统、液压系统、大功率用电设备产生的热量通过热管理系统进行转移，最终通过燃油燃烧的形式耗散。完整的热管理过程包括飞机和发动机的热量收集、储存、传输和耗散等。其中，热量收集采用各式换热器，结合蒸汽循环、空气循环，并通过自然冷却、强迫冷却和换热冷却等方式实现；热量储存由相变材料或冷却循环实现；热量耗散是机舱热管理系统通过热沉实现热量的消散或转移。传统低速飞行器采用发动机引气、冲压空气以及燃油作为热沉，而在高超声速飞行器中，仅有燃油可用热管理。

在飞发热管理系统级研究上，传统的高性能军用飞机热管理系统主要是由发动机引气流经压气机涡轮组件后制冷的冷却方式。在该热管理方式下，空气循环系统、燃油系统、滑油系统、液压系统各自独立，子系统间能量无法互补，在能量的使用上存在重复和浪费现象。为了对各子系统之间进行热量的综合管理，实现热量充分、高效利用，综合热管理系统技术是解决该问题的重要手段。

Sprouse和Ashford等详细描述了F-22飞机先进的环控与综合热管理系统的架构和主要功能，采用燃油和冲压空气的热沉综合解决了各系统的散热需求。该飞机的燃油热管理系统如图5所示，利用燃油热管理系统将环境控制系统、液压系统、机电系统紧密交联，各系统废热均由燃油热管理系统输送并处理。与传统的空气制冷循环系统相比，该方式的代偿损失显著降低。飞行器综合能量技术（Integrated Vehicle Energy Technology，INVENT）计划进一步扩展综合热管理技术内涵：旨在对全机能量按需、实际工作状态进行综合管理，以实现能量利用效率最大化 。自 适 应 动 力 与 热 管 理 系 统（Adaptive Power Thermal Management System，APTMS）如图 6 所示，是 INVENT 计划中重要的子系统，率先在结构及功能上综合了辅助动力系统、环境控制系统和应急动力系统。该系统通过采取多能量自适应的组合动力装置， 能够依据实时能效需求，实现系统内引气、功率提取、 燃油、电能等多能量形式的交联和管理。此外， APTMS 应用包括燃油、冲压空气和风扇涵道空气在内的多种热沉形式，为座舱及电子舱制冷。这种多种热沉并行工作方式，能够提升系统的热管理能力并减少传统机载机电热管理系统对冲压换热的依赖。

与传统飞行器的发展趋势一致，未来高超飞行器热管理系统在有限空间和热沉下，也需要通过系统结构一体化手段，紧凑系统布局、集成系统功能并降低系统总质量。此外，需要更加注重热管理系统之间的耦合，通过动态梯级利用热沉，采用高效换热手段，提高热管理系统效率，实现飞发热管理一体化设计和效能优化。

进气预冷是高超声速动力重要的热管理需求，是提高涡轮发动机工作马赫数的有效手段之一。通过将预冷器布置在压缩机前面，将燃料作为冷却剂可以显著降低进入空气的温度，从而大幅降低压缩机的功耗并提高发动机的循环效率。预冷发动机主要采用燃油预冷方式、质量注入预压缩冷却循环方式、组合方式、和第 3 流体预冷 4 种预冷方式。这 4 种冷却模式包括9种具有代表性的预冷发动机，其中 ，ATREX发动机和佩刀发动机是最具应用前景的组合发动机。

佩刀发动机一般采用深度预冷技术，具有吸气和火箭2种工作模式，能够极大拓宽涡轮发动机工作马赫数上限，可实现全空域、全速域工作，是目前单级入轨天地往返飞行器的理想选择。预冷循环发动机引入冷却介质，系统复杂程度高，调节参数非常困难，未来需要着重突破深度预冷、结霜控制和高效热交换等关键技术。

3、高超声速动力能源提供技术

高超声速组合动力因严峻的飞行环境及独特的发动机构型，在能源提供技术上与传统低速飞行器区别很大。在冲压发动机上无旋转部件，因此无法提取轴功率驱动电机。此外，冲压发动机在高马赫数下工作，飞机辅助动力装置压缩机的入口温度太高，无法获得净功率，甚至叶片容易烧蚀，难以用于高超声速飞行器；同样，入口高温气流会破坏吸气式燃料电池结构，降低能量转化效率，使燃料电池也很难在高超声速飞行器上使用。空气涡轮发电方式具备较强的发电能力，但需要热保护结构。

考虑到飞行器的热量丰富，从能量转化利用的角度出发，探究了适用于高超声速动力的能量供给技术，包括适用于高马赫数环境的燃油裂解气涡轮、热电转换和热力循环发电等方案。2015 年，美国空军发布项目指南文件“长航时高超声速平台发电技术” 子项目中也指出，需要依靠高温或高速气流进行发电提供能源，例如采用环境友好的燃料或通过热电器件从高温气流中吸收热量。

3.1燃油裂解气涡轮

燃油裂解气涡轮发电（Fuel Vapor Turbine，FVT） 是一种基于蓄热冷却的发电技术，如图9所示。碳氢化合物首先由燃油泵抽出，进入冷却通道，利用燃料自身吸热能力冷却发动机壁面，经过不断吸热过程燃油裂解为小分子碳氢化合物并进入涡轮，在涡轮机中 膨胀作功实现发电，最后将膨胀后裂解燃料注入发动机燃烧室。Kanda 等基于上述膨胀循环理念，提出将气态燃料涡轮方式应用于氢燃料超燃冲压发动机中。Sforza提出以碳氢燃料为工质的半闭式朗肯循环。在该方案中，碳氢燃料经燃油泵抽出，作为发动机壁面的冷源，换热汽化后的碳氢燃料一部分进入燃烧室用于燃烧反应，另一部分则推动涡轮作功，经过 涡轮冷却后的燃料流经冷凝器液化最后回到油箱。

Li等构建描述裂解燃料膨胀特性的分析模型，并通过试验验证了FVT的发电性能，并探究燃料温度和压力对燃料膨胀能力的影响，表明裂解燃料的作功能力远高于未裂解燃料的，在其仿真条件下仿真温度超过 800 K 可获得正输出功。在此基础上，Li 等提出 2 种 FVT 性能改进方式并进行效果验证，其中，部分质量流改进方法提高了系统的最大输出功率，采用水蒸气催化方法降低了获得正输出功的燃料温度。

为评估燃气轮机驱动的发电系统性能，Zhang 等构建基于 SRK 状态方程的燃气轮机性能评价模型，表明在汽轮机膨胀比为 2 时，烃类燃气轮机能产生足够的动力驱动供油泵。在入口温度为 100 K、汽轮机膨胀比为 5 时，燃料蒸气等熵焓降超过 940 kJ/ kg。

基于FVT技术的能源提供方式结构简单、体积紧凑，在高超声速飞行器中具有广泛的前景。但由于燃料质量流量有限、化学性质在高温下不稳定，同时系统输出功率受到裂解气体成分影响极易出现波动，加之能量转换效率不够高，制约了该系统的发展。未来该技术的发展核心在于能量转换效率的提高。

3.2热电转换

在飞行过程中，燃烧和空气动力学效应产生的大量热量为热电转换技术发电提供了可能。半导体温差发电技术基于热电材料的赛贝克效应，即在温度梯度下 2 种不同电子密度的金属导体/半导体间形成电势差，从而实现将热能到电能的转换。对比常见的热 力学循环发电方式，热电转换发电机（Thermoelectric Generators，TEG）由于没有旋转部件，具有结构简单紧凑、可靠性高、无振动的优势，且能够灵活的布置，在高超声速能源供给方面具有良好应用前景。

为评估大温差条件下多级热电发电机性能， Cheng等构建了一种考虑冷、热源流动的TEG模型， 研究了最大输出功率和转换效率的影响因素，仿真结果表明，在大温差条件下采用多级结构、先进的热电材料能够实现 18.38% 的热电转化效率，TEG 系统如 图 10所示。为探究 TEG合适的级数，Cheng等构建 了可变级数的TEG模型，对比单极和2级TEG的热电性能，仿真结果表明，发现 2 级 TEG 的性能更好。Cheng 等进一步探究不同热源入口温度和温差下 TEG的性能，表明TEG的最佳级数与热源入口温度相 关，且TEG的最大功率输出和能量转换效率随热源入口温度的升高而提高；在超过 500 K 的大温差下，多级 TEG 性能明显优于单级 TEG 的，并且综合考虑材料成本等因素，4 级 TEG 配重最优。Li 等提出了一 种用于发电的集成TEG和再生冷却系统，在燃料流量 为61.69 kg/s时，输出功率为0.4 kW。

综上所述，采用多级结构、改进冷/热源能够提提高 TEG 的发电能力，未来温差较大的 TEG 系统在高超声速动力中具有广阔应用前景。但目前的 TEG 方法受限于燃油流量、热电材料性能，以及供电能力存在瓶颈，无法独立承担大规模能源供给任务，常与其 它发电方式组合使用，协同完成飞行器供电。

3.3布雷顿循环发电

由于较高的功率密度、热效率以及紧凑的尺寸， 闭式布雷顿循环（Closed Brayton Cycle，CBC）引发了诸多关注，被视作高超声速飞行器供电的可行方案之 一。CBC作为一种封闭式热力学循环，在高超声速能源供给上具有 2 种优势：高温气流仅作为循环工质，降低了对热源总压力需求；以二氧化碳或者氦气作为循环工质，对比开式循环以空气或燃料蒸汽工质，具有更好的传热性能，有利于提高循环性能。

Qin等提出一种基于闭式热力学循环的热管理系统，并通过将部分热量转化为电能显著降低超燃冲压换热器再生冷却燃油流量，间接增加了 54% 的热沉；Cheng等构建了闭式布雷顿循环模型，比较有限冷源条件下氢、碳氢燃料的发电能力，表明在相同的推进功率下，采用液氢冷却的循环温度更低，能够产生更多的电力；在此基础上，Cheng 等还提出一种闭式回热布雷顿循环的发电及冷却一体化系统，如图 11所示。其中，氦气仅作为布雷顿循环的工质，发动机壁面冷却由液态金属完成，燃料作为冷源经换热冷却进入燃烧室。仿真结果表明，该方案能够满足高超声速飞行器大功率供电和发动机冷却需求，且对推力影响小，相比于无燃烧散热情况，比冲降低 2%、推力 减小2%。

超临界二氧化碳布雷顿循环是近年兴起的一种新型热力循环方式，相比蒸汽循环，其循环效率高，系统结构紧凑且安全稳定。针对超临界二氧化碳闭式布雷顿循环的发电性能和结构布局等关键技术，开展系列研究。Cheng等研究了超临界二氧化碳闭式布雷顿循环在冷源有限条件下的发电功率，对比设计简单回收和再压缩2种循环布局，超临界二氧化碳闭式布雷顿循环如图 12 所示。仿真结果表明，由于预冷器燃料温差变化大，简单回收布局单位燃料质量流量发电能力高于再压缩布局的。

为进一步研究超临界二氧化碳闭式布雷顿循环的发电和冷却性能，Miao等对比了 3种典型布局下的循环发电性能，仿真结果表明，对比传统再生冷却发电系统，超临界二氧化碳闭式布雷顿循环的油耗降低30%，功率输出为167.9 kW。

闭式布雷顿循环的功率密度高，但功率水平受有限冷源和高超声速飞行器循环工质加热温度的限制，未来还需继续研究。

3.4组合发电技术

组合发电技术将2种或者2种以上的发电系统有机结合，充分发挥各自的发电优势，有望实现最佳的发电性能。近年来，为进一步提高高超声速飞行器的发电能力，诸多学者开展大量组合发电技术研究。

Dang 等将 FVT 的高功率密度特性与 CBC 系统的高循环效率特性结合，提出一种 FVT-CBC 组合发电冷却综合系统。FVT-CBC联合发电系统模型如图 13 所示，碳氢化合物燃料首先在发动机壁面冷却通道吸热裂解，裂解后的高温气体进入燃油裂解气涡轮进行膨胀发电，涡轮出口气体作为CBC系统的热源实现热能的梯级利用。为评估该系统的发电性能，构架了系统模型，并基于遗传算法研究最大电力的系统配置参数，验证了 FVT-CBC 联合发电系统可以为高超声速飞行器提供足够的电力。仿真结果表明，FVTCBC 组合系统的供电能力相比于 CBC 独立发电系统至少提高 25%，经算法优化的 FVT-CBC 组合系统最大电功率为326.7 kW。

Guo等结合燃油气涡轮发电和超临界二氧化碳闭式布雷顿循环，建立FVT超临界二氧化碳CBC联合发电模型如图14所示。仿真对比了该系统与仅使用燃油气涡轮的能热管理系统的发电量、热电转化效率、对冷却通道结焦的影响，发现新型能热管理系统能够较好满足高超声速飞行器马赫数为 6～7的冷却要求。该新型能热管理系统可利用超燃冲压发动机的废热，发电能力和热电转化效率更高。

为提高冷源有限下布雷顿循环的发电功率， Cheng等将液态金属磁流体发电技术和闭式布雷顿循环发电技术结合，构建 LMMHD-CBC 发电系统模型如图 15 所示。在该集成化发电系统模型基础上，研究冷源温升、汽轮机入口温度对系统性能的影响，并对比传统布雷顿循环的发电效果。仿真结果表明，该系统在理论上可实现兆瓦级发电，单位质量燃料可发电 637.84 kW。相比传统布雷顿循环，该系统的发电能力显著提高，达到92.44%。

Cheng 等开发了一种以低温燃料为冷源，以高温燃料为热源的一体化发电制冷系统，提出一种基于CBC和TEG的组合发电机，通过扩大冷源的可用温度范围来提高系统的发电能力。仿真结果表明，组合式 CBC-TEG 发电机在提高发电能力方面有巨大潜力。与单个 CBC相比，该系统的功率提高 18.2%。组合发电机的功率增加百分比随着一次冷却器中的燃料出口温度升高而降低。TEG-CBC联合发电模型如图16 所示。

Sun 等将燃油冷却空气涡轮和朗肯循环结合，建立空气涡轮-朗肯循环组合发电系统如图17所示。通过试验研究了该新型发电/冷却系统的发电和冷却效果，结果表明，该系统比空气涡轮机发电功率提高 20.7%，且能生成质量流量为0.292 kg/s的冷却气流。

当前的组合发电技术多集中在一种热力循环搭配其它发电方式，目的是提高有限冷源条件下热力循环的发电功率，实现热能的梯级利用。在未来飞行器马赫数不断提高的需求下，考虑热防护需求和热电转化技术实现系统的发电、热防护一体化是未来发电技术的重点研究方向。

4、结论

高超声速飞行器是未来先进飞机的发展方向，高超声速动力及其热管理和能源供给是未来发展的重要关键技术。介绍了高超声速组合动力的热管理和能源供给技术的需求，并针对热管理的热防护、发动机舱环境控制、燃油热管理、飞发一体化热管理和预冷技术进行了分析。高超声速动力装置的能源供给与传统飞行器的不同，单一发电方式供给能力有限，结合多种发电方式的组合式供给技术是未来的研究重点。为了充分提高飞行器效能，热电转化技术是未来高超声速飞行器热管理和能源管理耦合交联实现综合管理的重要途径。

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来源：中国航发沈阳发动机研究所

作者：梁义强，范宇，周建军，刘太秋

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