摘要：高超聲速飛行器因良好的高速突防和快速打擊能力成為重要的裝備發(fā)展方向，但高超聲速飛行工況的特殊性使其動(dòng)力系統(tǒng)對熱管理和能源供給提出了嚴(yán)苛的需求。通過分析對高超聲速動(dòng)力的熱防護(hù)、燃油熱管理和進(jìn)氣預(yù)冷等技術(shù)進(jìn)行了詳細(xì)評(píng)述。熱管理對高超聲速動(dòng)力裝置的功能和性能實(shí)現(xiàn)具有重要影響，但其目前在該領(lǐng)域研究技術(shù)的成熟度較低，飛發(fā)一體化是解決問題的重要技術(shù)途徑之一。通過綜述對能源供給的生成及利用等技術(shù)與傳統(tǒng)飛行器進(jìn)行了對比，概述了現(xiàn)有高超聲速動(dòng)力主要的能源供給方式的關(guān)鍵技術(shù)為燃油裂解氣渦輪等，在此基礎(chǔ)上總結(jié)了能熱（能源與熱）管理的未來發(fā)展趨勢為熱電轉(zhuǎn)換等，為高超聲速動(dòng)力能量綜合能熱管理技術(shù)的發(fā)展提供借鑒。

關(guān)鍵詞：高超聲速動(dòng)力；能熱管理；推進(jìn)系統(tǒng)；

引言

未來戰(zhàn)爭要求戰(zhàn)機(jī)在極具復(fù)雜的空天戰(zhàn)場態(tài)勢 下“快速響應(yīng)、遠(yuǎn)程打擊”、“先敵發(fā)現(xiàn)、先發(fā)制敵”，形成對敵全面壓制的戰(zhàn)略優(yōu)勢。在此背景下，高超聲速飛行器技術(shù)引發(fā)了世界各國的關(guān)注。高超聲速飛行器是指在大氣層或臨近大氣層運(yùn)行且速度為 5 倍聲速甚至更高，未來將廣泛應(yīng)用于遠(yuǎn)程軍事打擊以及太空運(yùn)輸，憑其良好的威懾力和實(shí)用性逐步成為了下一代軍事領(lǐng)域博弈的重點(diǎn)武器裝備之一。

近些年來，以美國為代表的國家啟動(dòng)了 HyperX、“獵鷹”發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)、“佩刀”發(fā)動(dòng)機(jī)、“火神”等系列研究計(jì)劃，旨在突破飛行器在全空域、全速域內(nèi)的推進(jìn)、氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)和發(fā)電等關(guān)鍵技術(shù)。高超聲速動(dòng)力是飛行器實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行的基礎(chǔ)，也是制約飛行器性能提升的最主要因素。在完整的任務(wù)包線下，飛行器需要完成水平起降、從零到高馬赫數(shù)的寬速域飛行、遠(yuǎn)超傳統(tǒng)飛行器飛行區(qū)間的大空域飛行等一系列復(fù)雜工作，當(dāng)前動(dòng)力系統(tǒng)方案存在特定的使用條件及工況，并且受限于燃燒、進(jìn)氣道、材料、飛發(fā)一體化等技術(shù)，動(dòng)力性能仍有很大的提升空間 。隨著飛行馬赫數(shù)的提高和飛行時(shí)間的延長，在飛行器外表面和發(fā)動(dòng)機(jī)壁面形成高溫?zé)崃鳎诖藰O端熱環(huán)境下，亟待熱防護(hù)技術(shù)對受熱部位進(jìn)行保護(hù)。在飛行器艙內(nèi)雷達(dá)、用電設(shè)備帶來的廢熱需要熱管理系統(tǒng)去合理調(diào)控，以保證各部件正常工作。熱防護(hù)和熱管理技術(shù)嚴(yán)重制約了動(dòng)力性能和飛行馬赫數(shù)的提高，成為了高超聲速飛行器動(dòng)力發(fā)展瓶頸之一 。此外，隨著飛機(jī)一體化趨勢的發(fā)展，飛行控制單元、航電系統(tǒng)、起落架系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)對能源的需求愈發(fā)強(qiáng)烈，同時(shí)隨著雷達(dá)、大功率激光武器的應(yīng)用，甚至呈現(xiàn)出兆瓦級(jí)別的能源需求。傳統(tǒng)低速飛行器發(fā)電方式不適用于高超聲速飛行器，亟待開發(fā)適配高超聲速飛行器的能源技術(shù)。

高超聲速動(dòng)力、熱管理、能源供給可以歸結(jié)為機(jī)載能量的有效管理及利用，合理的能熱管理方式將直接影響飛行器的功能和性能。由于高超聲速工作模式特殊導(dǎo)致無法直接沿用常規(guī)的能熱管理方式，設(shè)計(jì)適用的能熱管理方案也成為了未來高超聲速飛行器和動(dòng)力的研究重點(diǎn)。

本文以高超聲速動(dòng)力渦輪基組合循環(huán)（Turbine Based Combined Cycle，TBCC）為目標(biāo)，對其熱管理、能源供給、能熱綜合等進(jìn)行綜合分析，并在此基礎(chǔ)上展望未來能熱管理的發(fā)展趨勢，以期為高超聲速動(dòng)力研制提供技術(shù)支撐。

1、高超聲速動(dòng)力對能熱的需求

高超聲速飛行器由于大空域、寬速域的工作特點(diǎn)，要求其動(dòng)力系統(tǒng)的速度必須能夠?qū)崿F(xiàn)從零至規(guī)定最高馬赫數(shù)。不同馬赫數(shù)、不同動(dòng)力系統(tǒng)的比沖特性如圖 1所示，包括渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)、超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的馬赫數(shù)為 0～3，對于更高馬赫數(shù)的工作條件，容易因來流溫度過高導(dǎo)致渦輪葉片損壞；沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)一般在亞聲速 （馬赫數(shù)通常為 3～6）；超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)則在6以上，具有良好的比沖特性。單一動(dòng)力系統(tǒng)在執(zhí)行大空域、寬速域飛行任務(wù)時(shí)存在性能短板，無法獨(dú)立實(shí)現(xiàn)從起飛到高速巡航全過程。因此，組合動(dòng)力技術(shù)得到了廣泛的重視，主要思路是將2種或以上的動(dòng)力系統(tǒng)通過熱力循環(huán)結(jié)構(gòu)布局等有機(jī)融合形成新型寬包線多模態(tài)動(dòng)力，根據(jù)預(yù)先飛行工況進(jìn)行劃分，在每種特定飛行工況下選用合適的動(dòng)力，再結(jié)合每種動(dòng)力的優(yōu)勢，拓寬飛行器工作范圍、提升平均比沖。

TBCC 發(fā)動(dòng)機(jī)由渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)/超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)成，在低馬赫數(shù)下采用渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)，在高馬赫數(shù)下采用沖壓/超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。在馬赫數(shù)為 3～4 時(shí)，從渦輪模式切換至沖壓/超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模式。TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)是當(dāng)前技術(shù)成熟度最高的一種動(dòng)力裝置，但在低馬赫數(shù)下渦輪推進(jìn)切換至高馬赫數(shù)沖壓推進(jìn)的過渡階段存在“推力陷阱”難題，現(xiàn)階段的工作重點(diǎn)在于突破模態(tài)轉(zhuǎn)換、跨聲速下的推阻比矛盾 。

基于 TBCC 發(fā)動(dòng)機(jī)從起動(dòng)-爬升-模態(tài)轉(zhuǎn)換-巡航-返回的任務(wù)場景分析，發(fā)動(dòng)機(jī)艙艙溫升高、進(jìn)氣溫度和入口燃油溫度高等成為高超聲速動(dòng)力面臨的主要熱管理需求，這歸根結(jié)底是因?yàn)楦唏R赫數(shù)飛行時(shí)沖壓作用使得飛機(jī)環(huán)境溫度大幅提高。通過對渦輪機(jī)進(jìn)氣進(jìn)行預(yù)冷增大渦輪機(jī)推力來解決 “推力陷阱” 難題，同時(shí)，飛行器利用燃油作為冷源對航電等系統(tǒng)進(jìn)行散熱，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)入口燃油溫度大幅升高為了使用飛機(jī)利用燃油熱沉導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)入口燃油溫度大幅提升。

在能源供給技術(shù)方面，高超聲速飛行時(shí)，不能通過提取渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的軸功來獲得能源供給用于驅(qū)動(dòng)發(fā)電機(jī)、液壓泵等。對長航時(shí)高超聲速飛行器的大功率供電不能僅靠電池實(shí)現(xiàn)，因此，在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程及模態(tài)轉(zhuǎn)換后，飛機(jī)的能源供給成為新的技術(shù)難題。

2、高超聲速動(dòng)力熱管理技術(shù)

在長時(shí)間、高馬赫數(shù)、高功率需求的工作環(huán)境下，高超聲速動(dòng)力面臨嚴(yán)重的熱防護(hù)、熱管理問題。隨著飛行馬赫數(shù)的提高，飛行器氣動(dòng)加熱效應(yīng)愈發(fā)顯著，所承載的熱負(fù)荷呈指數(shù)增長。在飛行馬赫數(shù)為5時(shí)， 空氣滯止溫度達(dá)到1200 K，發(fā)動(dòng)艙溫達(dá)到573 K，而現(xiàn) 有發(fā)動(dòng)機(jī)外部附件工作環(huán)境溫度大部分在 473 K 以 下。因此，采取熱防護(hù)措施對高溫區(qū)域進(jìn)行防護(hù)和滿足各部件/系統(tǒng)散熱需求是高超聲速動(dòng)力的熱管理的主要內(nèi)容。

熱防護(hù)技術(shù)是對熱量進(jìn)行阻隔、削弱熱量向機(jī)身傳遞，最終目的是消耗熱量。當(dāng)前主流的熱防護(hù)技術(shù)分為主動(dòng)熱防護(hù)、被動(dòng)熱防護(hù)和半被動(dòng)熱防護(hù)3種形式。在選取熱防護(hù)技術(shù)時(shí)，需綜合考慮飛行任務(wù)包線下熱環(huán)境參數(shù)、飛行時(shí)長、受熱材料特性、使用成本和防護(hù)效果。在冷卻效果上，主動(dòng)熱防護(hù)方式效果最佳，半被動(dòng)熱防護(hù)次之，被動(dòng)熱防護(hù)方式效果較差；在使用成本上，從高到低依次是主動(dòng)熱防護(hù)、半被動(dòng)熱防護(hù)、被動(dòng)熱防護(hù)，主動(dòng)防護(hù)技術(shù)如圖3所示；在工作環(huán)境上，被動(dòng)熱防護(hù)方式適用于加熱時(shí)間短的工作條件，半被動(dòng)熱防護(hù)方式多數(shù)無法重復(fù)使用，僅限在單次任務(wù)下使用。相比之下，主動(dòng)熱防護(hù)方式能夠持續(xù)使用熱沉進(jìn)行熱防護(hù)，兼具可重復(fù)使用的優(yōu)點(diǎn)，適用在長時(shí)間、高熱流密度的工作環(huán)境，是未來高超聲速動(dòng)力熱防護(hù)技術(shù)的研究重點(diǎn)。

對于發(fā)動(dòng)機(jī)表面安裝的燃滑油附件、外部管路等，開展熱防護(hù)是必要的，無論采取哪種熱防護(hù)形式，其本質(zhì)均為保證結(jié)構(gòu)在高溫工作環(huán)境下可靠地工作。發(fā)動(dòng)機(jī)艙內(nèi)溫度控制技術(shù)綜合了主動(dòng)和被動(dòng)熱防護(hù) 2 種形式來保障成附件在耐溫水平的環(huán)境溫度下正常工作。目前，該項(xiàng)工作研究較少。劉友宏等針對高超聲速動(dòng)力的外部附件開展了熱環(huán)境研究，對不同工況下不同熱防護(hù)和主動(dòng)冷卻策略下的發(fā)動(dòng)機(jī)艙環(huán)境溫度進(jìn)行了仿真。其余的大部分相關(guān)的發(fā)動(dòng)機(jī)艙環(huán)境溫度研究主要集中在常規(guī)飛行器。

對于高超聲速飛行器，燃油更是作為最重要的熱沉實(shí)現(xiàn)各個(gè)部件和系統(tǒng)的冷卻，飛機(jī)利用燃油對環(huán)控系統(tǒng)、航電系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)等部件和系統(tǒng)進(jìn)行散熱。飛機(jī)部分的燃油熱管理相關(guān)研究較多，主要包括燃油系統(tǒng)的建模和控制策略。其中，徐志英等以油箱、輸送燃油的各類部件及管道等組成的自供能源式輸油系統(tǒng)為研究對象，構(gòu)建了輸運(yùn)網(wǎng)絡(luò)和各部件的數(shù)學(xué)模型，求解獲得流體網(wǎng)絡(luò)各節(jié)點(diǎn)的流量、壓力、溫度和熱損失，從而預(yù)測出主要位置和進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)前的燃油溫度；常士楠等采用仿真軟件構(gòu)建了機(jī)載綜合熱管理系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)仿真數(shù)學(xué)模型，分析了飛行高度和馬赫數(shù)對各狀態(tài)點(diǎn)溫度的影響。熱控制策略可采用系統(tǒng)辨識(shí)與熱載荷預(yù)測算法，于喜奎等提出了基于能量平衡與溫度反饋配合的熱控制模型，解決熱慣性帶來的控制延遲問題，基于熱沉冷卻能力評(píng)估與熱載荷匹配構(gòu)建的熱沉調(diào)度模型，旨在合理利用各種冷源，解決飛行后期冷源不足的問題。

此外，飛機(jī)對燃油熱沉的利用使得發(fā)動(dòng)機(jī)入口燃油溫度大幅升高。這降低了發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)的控制精度和可靠性，并顯著降低了滑油系統(tǒng)的冷卻效率。典型的燃油系統(tǒng)方案如圖 4所示，高溫燃油對液壓機(jī)械裝置的影響主要體現(xiàn)在對燃油泵特性和液壓機(jī)械裝置可靠性的影響。同時(shí)，高溫燃油特性改變影響控制系統(tǒng)相關(guān)的密度、運(yùn)動(dòng)黏度、飽和蒸汽壓、橡膠相容性和熱安定性等參數(shù)。

在發(fā)動(dòng)機(jī)燃油熱管理系統(tǒng)的建模仿真方法方面開展了較多的研究。蘇壯等分析了滑油系統(tǒng)散熱在不同的熱管理架構(gòu)下的性能；針對發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)，采用理論簡化計(jì)算方法和軟件仿真方法對燃油溫升特性進(jìn)行了研究；劉友宏等針對 TBCC 發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)流動(dòng)傳熱特性進(jìn)行了聯(lián)合仿真軟件開發(fā)研究，根據(jù)燃油系統(tǒng)的工作原理、流動(dòng)傳熱機(jī)理，構(gòu)建了燃油系統(tǒng)各元組件的Flowmaster數(shù)學(xué)模型，并開展了渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)溫升的仿真研究。

高超聲速動(dòng)力燃油熱管理的主要難點(diǎn)在于發(fā)動(dòng)機(jī)入口燃油溫度提升的方案架構(gòu)設(shè)計(jì)和飛發(fā)一體化熱管理研究，但是，目前尚無文獻(xiàn)詳細(xì)論述。

高超聲速飛行器的航電系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)、大功率用電設(shè)備產(chǎn)生的熱量通過熱管理系統(tǒng)進(jìn)行轉(zhuǎn)移，最終通過燃油燃燒的形式耗散。完整的熱管理過程包括飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的熱量收集、儲(chǔ)存、傳輸和耗散等。其中，熱量收集采用各式換熱器，結(jié)合蒸汽循環(huán)、空氣循環(huán)，并通過自然冷卻、強(qiáng)迫冷卻和換熱冷卻等方式實(shí)現(xiàn)；熱量儲(chǔ)存由相變材料或冷卻循環(huán)實(shí)現(xiàn)；熱量耗散是機(jī)艙熱管理系統(tǒng)通過熱沉實(shí)現(xiàn)熱量的消散或轉(zhuǎn)移。傳統(tǒng)低速飛行器采用發(fā)動(dòng)機(jī)引氣、沖壓空氣以及燃油作為熱沉，而在高超聲速飛行器中，僅有燃油可用熱管理。

在飛發(fā)熱管理系統(tǒng)級(jí)研究上，傳統(tǒng)的高性能軍用飛機(jī)熱管理系統(tǒng)主要是由發(fā)動(dòng)機(jī)引氣流經(jīng)壓氣機(jī)渦輪組件后制冷的冷卻方式。在該熱管理方式下，空氣循環(huán)系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、滑油系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)各自獨(dú)立，子系統(tǒng)間能量無法互補(bǔ)，在能量的使用上存在重復(fù)和浪費(fèi)現(xiàn)象。為了對各子系統(tǒng)之間進(jìn)行熱量的綜合管理，實(shí)現(xiàn)熱量充分、高效利用，綜合熱管理系統(tǒng)技術(shù)是解決該問題的重要手段。

Sprouse和Ashford等詳細(xì)描述了F-22飛機(jī)先進(jìn)的環(huán)控與綜合熱管理系統(tǒng)的架構(gòu)和主要功能，采用燃油和沖壓空氣的熱沉綜合解決了各系統(tǒng)的散熱需求。該飛機(jī)的燃油熱管理系統(tǒng)如圖5所示，利用燃油熱管理系統(tǒng)將環(huán)境控制系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)、機(jī)電系統(tǒng)緊密交聯(lián)，各系統(tǒng)廢熱均由燃油熱管理系統(tǒng)輸送并處理。與傳統(tǒng)的空氣制冷循環(huán)系統(tǒng)相比，該方式的代償損失顯著降低。飛行器綜合能量技術(shù)（Integrated Vehicle Energy Technology，INVENT）計(jì)劃進(jìn)一步擴(kuò)展綜合熱管理技術(shù)內(nèi)涵：旨在對全機(jī)能量按需、實(shí)際工作狀態(tài)進(jìn)行綜合管理，以實(shí)現(xiàn)能量利用效率最大化 。自 適 應(yīng) 動(dòng) 力 與 熱 管 理 系 統(tǒng)（Adaptive Power Thermal Management System，APTMS）如圖 6 所示，是 INVENT 計(jì)劃中重要的子系統(tǒng)，率先在結(jié)構(gòu)及功能上綜合了輔助動(dòng)力系統(tǒng)、環(huán)境控制系統(tǒng)和應(yīng)急動(dòng)力系統(tǒng)。該系統(tǒng)通過采取多能量自適應(yīng)的組合動(dòng)力裝置， 能夠依據(jù)實(shí)時(shí)能效需求，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)內(nèi)引氣、功率提取、 燃油、電能等多能量形式的交聯(lián)和管理。此外， APTMS 應(yīng)用包括燃油、沖壓空氣和風(fēng)扇涵道空氣在內(nèi)的多種熱沉形式，為座艙及電子艙制冷。這種多種熱沉并行工作方式，能夠提升系統(tǒng)的熱管理能力并減少傳統(tǒng)機(jī)載機(jī)電熱管理系統(tǒng)對沖壓換熱的依賴。

與傳統(tǒng)飛行器的發(fā)展趨勢一致，未來高超飛行器熱管理系統(tǒng)在有限空間和熱沉下，也需要通過系統(tǒng)結(jié)構(gòu)一體化手段，緊湊系統(tǒng)布局、集成系統(tǒng)功能并降低系統(tǒng)總質(zhì)量。此外，需要更加注重?zé)峁芾硐到y(tǒng)之間的耦合，通過動(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，實(shí)現(xiàn)飛發(fā)熱管理一體化設(shè)計(jì)和效能優(yōu)化。

進(jìn)氣預(yù)冷是高超聲速動(dòng)力重要的熱管理需求，是提高渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)的有效手段之一。通過將預(yù)冷器布置在壓縮機(jī)前面，將燃料作為冷卻劑可以顯著降低進(jìn)入空氣的溫度，從而大幅降低壓縮機(jī)的功耗并提高發(fā)動(dòng)機(jī)的循環(huán)效率。預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)主要采用燃油預(yù)冷方式、質(zhì)量注入預(yù)壓縮冷卻循環(huán)方式、組合方式、和第 3 流體預(yù)冷 4 種預(yù)冷方式。這 4 種冷卻模式包括9種具有代表性的預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)，其中 ，ATREX發(fā)動(dòng)機(jī)和佩刀發(fā)動(dòng)機(jī)是最具應(yīng)用前景的組合發(fā)動(dòng)機(jī)。

佩刀發(fā)動(dòng)機(jī)一般采用深度預(yù)冷技術(shù)，具有吸氣和火箭2種工作模式，能夠極大拓寬渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)上限，可實(shí)現(xiàn)全空域、全速域工作，是目前單級(jí)入軌天地往返飛行器的理想選擇。預(yù)冷循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)引入冷卻介質(zhì)，系統(tǒng)復(fù)雜程度高，調(diào)節(jié)參數(shù)非常困難，未來需要著重突破深度預(yù)冷、結(jié)霜控制和高效熱交換等關(guān)鍵技術(shù)。

3、高超聲速動(dòng)力能源提供技術(shù)

高超聲速組合動(dòng)力因嚴(yán)峻的飛行環(huán)境及獨(dú)特的發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型，在能源提供技術(shù)上與傳統(tǒng)低速飛行器區(qū)別很大。在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)上無旋轉(zhuǎn)部件，因此無法提取軸功率驅(qū)動(dòng)電機(jī)。此外，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在高馬赫數(shù)下工作，飛機(jī)輔助動(dòng)力裝置壓縮機(jī)的入口溫度太高，無法獲得凈功率，甚至葉片容易燒蝕，難以用于高超聲速飛行器；同樣，入口高溫氣流會(huì)破壞吸氣式燃料電池結(jié)構(gòu)，降低能量轉(zhuǎn)化效率，使燃料電池也很難在高超聲速飛行器上使用。空氣渦輪發(fā)電方式具備較強(qiáng)的發(fā)電能力，但需要熱保護(hù)結(jié)構(gòu)。

考慮到飛行器的熱量豐富，從能量轉(zhuǎn)化利用的角度出發(fā)，探究了適用于高超聲速動(dòng)力的能量供給技術(shù)，包括適用于高馬赫數(shù)環(huán)境的燃油裂解氣渦輪、熱電轉(zhuǎn)換和熱力循環(huán)發(fā)電等方案。2015 年，美國空軍發(fā)布項(xiàng)目指南文件“長航時(shí)高超聲速平臺(tái)發(fā)電技術(shù)” 子項(xiàng)目中也指出，需要依靠高溫或高速氣流進(jìn)行發(fā)電提供能源，例如采用環(huán)境友好的燃料或通過熱電器件從高溫氣流中吸收熱量。

3.1燃油裂解氣渦輪

燃油裂解氣渦輪發(fā)電（Fuel Vapor Turbine，F(xiàn)VT） 是一種基于蓄熱冷卻的發(fā)電技術(shù)，如圖9所示。碳?xì)浠衔锸紫扔扇加捅贸槌觯M(jìn)入冷卻通道，利用燃料自身吸熱能力冷卻發(fā)動(dòng)機(jī)壁面，經(jīng)過不斷吸熱過程燃油裂解為小分子碳?xì)浠衔锊⑦M(jìn)入渦輪，在渦輪機(jī)中 膨脹作功實(shí)現(xiàn)發(fā)電，最后將膨脹后裂解燃料注入發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室。Kanda 等基于上述膨脹循環(huán)理念，提出將氣態(tài)燃料渦輪方式應(yīng)用于氫燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中。Sforza提出以碳?xì)淙剂蠟楣べ|(zhì)的半閉式朗肯循環(huán)。在該方案中，碳?xì)淙剂辖?jīng)燃油泵抽出，作為發(fā)動(dòng)機(jī)壁面的冷源，換熱汽化后的碳?xì)淙剂弦徊糠诌M(jìn)入燃燒室用于燃燒反應(yīng)，另一部分則推動(dòng)渦輪作功，經(jīng)過 渦輪冷卻后的燃料流經(jīng)冷凝器液化最后回到油箱。

Li等構(gòu)建描述裂解燃料膨脹特性的分析模型，并通過試驗(yàn)驗(yàn)證了FVT的發(fā)電性能，并探究燃料溫度和壓力對燃料膨脹能力的影響，表明裂解燃料的作功能力遠(yuǎn)高于未裂解燃料的，在其仿真條件下仿真溫度超過 800 K 可獲得正輸出功。在此基礎(chǔ)上，Li 等提出 2 種 FVT 性能改進(jìn)方式并進(jìn)行效果驗(yàn)證，其中，部分質(zhì)量流改進(jìn)方法提高了系統(tǒng)的最大輸出功率，采用水蒸氣催化方法降低了獲得正輸出功的燃料溫度。

為評(píng)估燃?xì)廨啓C(jī)驅(qū)動(dòng)的發(fā)電系統(tǒng)性能，Zhang 等構(gòu)建基于 SRK 狀態(tài)方程的燃?xì)廨啓C(jī)性能評(píng)價(jià)模型，表明在汽輪機(jī)膨脹比為 2 時(shí)，烴類燃?xì)廨啓C(jī)能產(chǎn)生足夠的動(dòng)力驅(qū)動(dòng)供油泵。在入口溫度為 100 K、汽輪機(jī)膨脹比為 5 時(shí)，燃料蒸氣等熵焓降超過 940 kJ/ kg。

基于FVT技術(shù)的能源提供方式結(jié)構(gòu)簡單、體積緊湊，在高超聲速飛行器中具有廣泛的前景。但由于燃料質(zhì)量流量有限、化學(xué)性質(zhì)在高溫下不穩(wěn)定，同時(shí)系統(tǒng)輸出功率受到裂解氣體成分影響極易出現(xiàn)波動(dòng)，加之能量轉(zhuǎn)換效率不夠高，制約了該系統(tǒng)的發(fā)展。未來該技術(shù)的發(fā)展核心在于能量轉(zhuǎn)換效率的提高。

3.2熱電轉(zhuǎn)換

在飛行過程中，燃燒和空氣動(dòng)力學(xué)效應(yīng)產(chǎn)生的大量熱量為熱電轉(zhuǎn)換技術(shù)發(fā)電提供了可能。半導(dǎo)體溫差發(fā)電技術(shù)基于熱電材料的賽貝克效應(yīng)，即在溫度梯度下 2 種不同電子密度的金屬導(dǎo)體/半導(dǎo)體間形成電勢差，從而實(shí)現(xiàn)將熱能到電能的轉(zhuǎn)換。對比常見的熱 力學(xué)循環(huán)發(fā)電方式，熱電轉(zhuǎn)換發(fā)電機(jī)（Thermoelectric Generators，TEG）由于沒有旋轉(zhuǎn)部件，具有結(jié)構(gòu)簡單緊湊、可靠性高、無振動(dòng)的優(yōu)勢，且能夠靈活的布置，在高超聲速能源供給方面具有良好應(yīng)用前景。

為評(píng)估大溫差條件下多級(jí)熱電發(fā)電機(jī)性能， Cheng等構(gòu)建了一種考慮冷、熱源流動(dòng)的TEG模型， 研究了最大輸出功率和轉(zhuǎn)換效率的影響因素，仿真結(jié)果表明，在大溫差條件下采用多級(jí)結(jié)構(gòu)、先進(jìn)的熱電材料能夠?qū)崿F(xiàn) 18.38% 的熱電轉(zhuǎn)化效率，TEG 系統(tǒng)如 圖 10所示。為探究 TEG合適的級(jí)數(shù)，Cheng等構(gòu)建 了可變級(jí)數(shù)的TEG模型，對比單極和2級(jí)TEG的熱電性能，仿真結(jié)果表明，發(fā)現(xiàn) 2 級(jí) TEG 的性能更好。Cheng 等進(jìn)一步探究不同熱源入口溫度和溫差下 TEG的性能，表明TEG的最佳級(jí)數(shù)與熱源入口溫度相 關(guān)，且TEG的最大功率輸出和能量轉(zhuǎn)換效率隨熱源入口溫度的升高而提高；在超過 500 K 的大溫差下，多級(jí) TEG 性能明顯優(yōu)于單級(jí) TEG 的，并且綜合考慮材料成本等因素，4 級(jí) TEG 配重最優(yōu)。Li 等提出了一 種用于發(fā)電的集成TEG和再生冷卻系統(tǒng)，在燃料流量 為61.69 kg/s時(shí)，輸出功率為0.4 kW。

綜上所述，采用多級(jí)結(jié)構(gòu)、改進(jìn)冷/熱源能夠提提高 TEG 的發(fā)電能力，未來溫差較大的 TEG 系統(tǒng)在高超聲速動(dòng)力中具有廣闊應(yīng)用前景。但目前的 TEG 方法受限于燃油流量、熱電材料性能，以及供電能力存在瓶頸，無法獨(dú)立承擔(dān)大規(guī)模能源供給任務(wù)，常與其 它發(fā)電方式組合使用，協(xié)同完成飛行器供電。

3.3布雷頓循環(huán)發(fā)電

由于較高的功率密度、熱效率以及緊湊的尺寸， 閉式布雷頓循環(huán)（Closed Brayton Cycle，CBC）引發(fā)了諸多關(guān)注，被視作高超聲速飛行器供電的可行方案之 一。CBC作為一種封閉式熱力學(xué)循環(huán)，在高超聲速能源供給上具有 2 種優(yōu)勢：高溫氣流僅作為循環(huán)工質(zhì)，降低了對熱源總壓力需求；以二氧化碳或者氦氣作為循環(huán)工質(zhì)，對比開式循環(huán)以空氣或燃料蒸汽工質(zhì)，具有更好的傳熱性能，有利于提高循環(huán)性能。

Qin等提出一種基于閉式熱力學(xué)循環(huán)的熱管理系統(tǒng)，并通過將部分熱量轉(zhuǎn)化為電能顯著降低超燃沖壓換熱器再生冷卻燃油流量，間接增加了 54% 的熱沉；Cheng等構(gòu)建了閉式布雷頓循環(huán)模型，比較有限冷源條件下氫、碳?xì)淙剂系陌l(fā)電能力，表明在相同的推進(jìn)功率下，采用液氫冷卻的循環(huán)溫度更低，能夠產(chǎn)生更多的電力；在此基礎(chǔ)上，Cheng 等還提出一種閉式回?zé)岵祭最D循環(huán)的發(fā)電及冷卻一體化系統(tǒng)，如圖 11所示。其中，氦氣僅作為布雷頓循環(huán)的工質(zhì)，發(fā)動(dòng)機(jī)壁面冷卻由液態(tài)金屬完成，燃料作為冷源經(jīng)換熱冷卻進(jìn)入燃燒室。仿真結(jié)果表明，該方案能夠滿足高超聲速飛行器大功率供電和發(fā)動(dòng)機(jī)冷卻需求，且對推力影響小，相比于無燃燒散熱情況，比沖降低 2%、推力 減小2%。

超臨界二氧化碳布雷頓循環(huán)是近年興起的一種新型熱力循環(huán)方式，相比蒸汽循環(huán)，其循環(huán)效率高，系統(tǒng)結(jié)構(gòu)緊湊且安全穩(wěn)定。針對超臨界二氧化碳閉式布雷頓循環(huán)的發(fā)電性能和結(jié)構(gòu)布局等關(guān)鍵技術(shù)，開展系列研究。Cheng等研究了超臨界二氧化碳閉式布雷頓循環(huán)在冷源有限條件下的發(fā)電功率，對比設(shè)計(jì)簡單回收和再壓縮2種循環(huán)布局，超臨界二氧化碳閉式布雷頓循環(huán)如圖 12 所示。仿真結(jié)果表明，由于預(yù)冷器燃料溫差變化大，簡單回收布局單位燃料質(zhì)量流量發(fā)電能力高于再壓縮布局的。

為進(jìn)一步研究超臨界二氧化碳閉式布雷頓循環(huán)的發(fā)電和冷卻性能，Miao等對比了 3種典型布局下的循環(huán)發(fā)電性能，仿真結(jié)果表明，對比傳統(tǒng)再生冷卻發(fā)電系統(tǒng)，超臨界二氧化碳閉式布雷頓循環(huán)的油耗降低30%，功率輸出為167.9 kW。

閉式布雷頓循環(huán)的功率密度高，但功率水平受有限冷源和高超聲速飛行器循環(huán)工質(zhì)加熱溫度的限制，未來還需繼續(xù)研究。

3.4組合發(fā)電技術(shù)

組合發(fā)電技術(shù)將2種或者2種以上的發(fā)電系統(tǒng)有機(jī)結(jié)合，充分發(fā)揮各自的發(fā)電優(yōu)勢，有望實(shí)現(xiàn)最佳的發(fā)電性能。近年來，為進(jìn)一步提高高超聲速飛行器的發(fā)電能力，諸多學(xué)者開展大量組合發(fā)電技術(shù)研究。

Dang 等將 FVT 的高功率密度特性與 CBC 系統(tǒng)的高循環(huán)效率特性結(jié)合，提出一種 FVT-CBC 組合發(fā)電冷卻綜合系統(tǒng)。FVT-CBC聯(lián)合發(fā)電系統(tǒng)模型如圖 13 所示，碳?xì)浠衔锶剂鲜紫仍诎l(fā)動(dòng)機(jī)壁面冷卻通道吸熱裂解，裂解后的高溫氣體進(jìn)入燃油裂解氣渦輪進(jìn)行膨脹發(fā)電，渦輪出口氣體作為CBC系統(tǒng)的熱源實(shí)現(xiàn)熱能的梯級(jí)利用。為評(píng)估該系統(tǒng)的發(fā)電性能，構(gòu)架了系統(tǒng)模型，并基于遺傳算法研究最大電力的系統(tǒng)配置參數(shù)，驗(yàn)證了 FVT-CBC 聯(lián)合發(fā)電系統(tǒng)可以為高超聲速飛行器提供足夠的電力。仿真結(jié)果表明，F(xiàn)VTCBC 組合系統(tǒng)的供電能力相比于 CBC 獨(dú)立發(fā)電系統(tǒng)至少提高 25%，經(jīng)算法優(yōu)化的 FVT-CBC 組合系統(tǒng)最大電功率為326.7 kW。

Guo等結(jié)合燃油氣渦輪發(fā)電和超臨界二氧化碳閉式布雷頓循環(huán)，建立FVT超臨界二氧化碳CBC聯(lián)合發(fā)電模型如圖14所示。仿真對比了該系統(tǒng)與僅使用燃油氣渦輪的能熱管理系統(tǒng)的發(fā)電量、熱電轉(zhuǎn)化效率、對冷卻通道結(jié)焦的影響，發(fā)現(xiàn)新型能熱管理系統(tǒng)能夠較好滿足高超聲速飛行器馬赫數(shù)為 6～7的冷卻要求。該新型能熱管理系統(tǒng)可利用超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的廢熱，發(fā)電能力和熱電轉(zhuǎn)化效率更高。

為提高冷源有限下布雷頓循環(huán)的發(fā)電功率， Cheng等將液態(tài)金屬磁流體發(fā)電技術(shù)和閉式布雷頓循環(huán)發(fā)電技術(shù)結(jié)合，構(gòu)建 LMMHD-CBC 發(fā)電系統(tǒng)模型如圖 15 所示。在該集成化發(fā)電系統(tǒng)模型基礎(chǔ)上，研究冷源溫升、汽輪機(jī)入口溫度對系統(tǒng)性能的影響，并對比傳統(tǒng)布雷頓循環(huán)的發(fā)電效果。仿真結(jié)果表明，該系統(tǒng)在理論上可實(shí)現(xiàn)兆瓦級(jí)發(fā)電，單位質(zhì)量燃料可發(fā)電 637.84 kW。相比傳統(tǒng)布雷頓循環(huán)，該系統(tǒng)的發(fā)電能力顯著提高，達(dá)到92.44%。

Cheng 等開發(fā)了一種以低溫燃料為冷源，以高溫燃料為熱源的一體化發(fā)電制冷系統(tǒng)，提出一種基于CBC和TEG的組合發(fā)電機(jī)，通過擴(kuò)大冷源的可用溫度范圍來提高系統(tǒng)的發(fā)電能力。仿真結(jié)果表明，組合式 CBC-TEG 發(fā)電機(jī)在提高發(fā)電能力方面有巨大潛力。與單個(gè) CBC相比，該系統(tǒng)的功率提高 18.2%。組合發(fā)電機(jī)的功率增加百分比隨著一次冷卻器中的燃料出口溫度升高而降低。TEG-CBC聯(lián)合發(fā)電模型如圖16 所示。

Sun 等將燃油冷卻空氣渦輪和朗肯循環(huán)結(jié)合，建立空氣渦輪-朗肯循環(huán)組合發(fā)電系統(tǒng)如圖17所示。通過試驗(yàn)研究了該新型發(fā)電/冷卻系統(tǒng)的發(fā)電和冷卻效果，結(jié)果表明，該系統(tǒng)比空氣渦輪機(jī)發(fā)電功率提高 20.7%，且能生成質(zhì)量流量為0.292 kg/s的冷卻氣流。

當(dāng)前的組合發(fā)電技術(shù)多集中在一種熱力循環(huán)搭配其它發(fā)電方式，目的是提高有限冷源條件下熱力循環(huán)的發(fā)電功率，實(shí)現(xiàn)熱能的梯級(jí)利用。在未來飛行器馬赫數(shù)不斷提高的需求下，考慮熱防護(hù)需求和熱電轉(zhuǎn)化技術(shù)實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)的發(fā)電、熱防護(hù)一體化是未來發(fā)電技術(shù)的重點(diǎn)研究方向。

4、結(jié)論

高超聲速飛行器是未來先進(jìn)飛機(jī)的發(fā)展方向，高超聲速動(dòng)力及其熱管理和能源供給是未來發(fā)展的重要關(guān)鍵技術(shù)。介紹了高超聲速組合動(dòng)力的熱管理和能源供給技術(shù)的需求，并針對熱管理的熱防護(hù)、發(fā)動(dòng)機(jī)艙環(huán)境控制、燃油熱管理、飛發(fā)一體化熱管理和預(yù)冷技術(shù)進(jìn)行了分析。高超聲速動(dòng)力裝置的能源供給與傳統(tǒng)飛行器的不同，單一發(fā)電方式供給能力有限，結(jié)合多種發(fā)電方式的組合式供給技術(shù)是未來的研究重點(diǎn)。為了充分提高飛行器效能，熱電轉(zhuǎn)化技術(shù)是未來高超聲速飛行器熱管理和能源管理耦合交聯(lián)實(shí)現(xiàn)綜合管理的重要途徑。

來源：中國航發(fā)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)研究所作者：梁義強(qiáng)，范宇，周建軍，劉太秋

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