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一、引言

航空技術(shù)的快速發(fā)展和軍事領(lǐng)域的迫切需求，對飛機(jī)的隱身性、機(jī)動性和高速巡航等各方面性能的要求越來越高，而性能的提升必然伴隨著機(jī)載電子設(shè)備數(shù)量和功率的不斷提高。對于國外典型飛機(jī)，俄羅斯三代機(jī)Su-27的機(jī)載電子設(shè)備熱載荷為18kW，而發(fā)展到四代機(jī)，美國F-22的機(jī)載電子設(shè)備熱載荷高達(dá)55kW。早期飛機(jī)僅采取環(huán)控系統(tǒng)對座艙及電子設(shè)備進(jìn)行環(huán)境控制，采用的冷卻介質(zhì)為沖壓空氣，而隨著機(jī)載設(shè)備功率的增加，采用沖壓空氣愈發(fā)難以滿足機(jī)上冷卻需求，熱管理系統(tǒng)應(yīng)運(yùn)而生。熱管理系統(tǒng)綜合了液壓、環(huán)控、燃油、滑油、液冷等子系統(tǒng)，采用沖壓空氣、燃油、消耗性工質(zhì)等熱沉，能夠有效地對全機(jī)熱量進(jìn)行管理和調(diào)控，保障飛機(jī)的安全性與穩(wěn)定性，同時提高能源利用效率。

二、環(huán)控系統(tǒng)

飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)最早出現(xiàn)于20世紀(jì)40年代，1944年美國P-80飛機(jī)首次采用了簡單式空調(diào)系統(tǒng)，50年代以后渦輪噴氣式發(fā)動機(jī)的出現(xiàn)推動了環(huán)控系統(tǒng)壓縮空氣的品質(zhì)提升，60年代渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的普遍應(yīng)用催生了三輪空氣制冷循環(huán)裝置的使用，70年代高壓除水空氣循環(huán)系統(tǒng)開始出現(xiàn)并發(fā)展，直到80年代動力渦輪被用于驅(qū)動環(huán)控系統(tǒng)，環(huán)控系統(tǒng)開始走上綜合化的道路。

環(huán)控系統(tǒng)主要由引氣系統(tǒng)、空氣循環(huán)系統(tǒng)和座艙壓力調(diào)節(jié)系統(tǒng)組成，一般可以分為以下幾類：（a）簡單式空氣循環(huán)制冷系統(tǒng)，（b）升壓式空氣循環(huán)制冷系統(tǒng)，（c）升壓式低壓除水空氣循環(huán)制冷系統(tǒng)，（d）升壓式高壓除水空氣循環(huán)制冷系統(tǒng)，（e）三輪升壓式高壓除水空氣循環(huán)制冷系統(tǒng)，（f）動力渦輪驅(qū)動的環(huán)境控制系統(tǒng)。

圖1 環(huán)控系統(tǒng)種類

早期的飛機(jī)環(huán)控系統(tǒng)主要應(yīng)用于座艙及電子設(shè)備的熱調(diào)節(jié)，以簡單式空氣循環(huán)制冷系統(tǒng)為例，來自主發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)的高溫高壓空氣首先通過沖壓空氣熱交換器冷卻，隨后進(jìn)入渦輪降溫降壓，同時對風(fēng)扇做功，冷卻后的空氣供給座艙和電子設(shè)備，最后排出大氣。整個系統(tǒng)相對簡單，只涉及空氣冷卻。

隨著高功率雷達(dá)的發(fā)展，“液冷系統(tǒng)+空氣循環(huán)系統(tǒng)”的形式逐漸出現(xiàn)，液冷劑（Coolanol 25或者聚α烯烴PAO）帶走雷達(dá)產(chǎn)生的熱量并通過空氣-液體換熱器將熱量傳遞給沖壓空氣。工作時，若沖壓空氣的溫度滿足制冷要求，可通過旁通閥來調(diào)節(jié)冷卻液的供給溫度；若沖壓空氣的溫度過高，制冷條件不滿足，則沖壓空氣源會被關(guān)閉，空氣循環(huán)系統(tǒng)的空氣用于維持冷卻液的供給溫度在設(shè)計(jì)范圍內(nèi)?？諝庋h(huán)系統(tǒng)使用高壓除水系統(tǒng)，來自發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)的引氣經(jīng)沖壓空氣預(yù)先冷卻、壓力調(diào)節(jié)和除水后提供給空氣循環(huán)系統(tǒng)。

圖2 液冷系統(tǒng)

圖3 空氣循環(huán)系統(tǒng)

三、熱管理系統(tǒng)

從三代機(jī)后期開始，燃油成為主要熱沉，燃油循環(huán)子系統(tǒng)將各個熱管理子系統(tǒng)聯(lián)系起來，形成了較為復(fù)雜的熱管理系統(tǒng)。早期的熱管理系統(tǒng)主要包括空氣循環(huán)子系統(tǒng)、液冷子系統(tǒng)、輔助動力子系統(tǒng)、燃油循環(huán)子系統(tǒng)和液壓子系統(tǒng)。從供油箱供給的燃油，一部分用于冷卻液冷子系統(tǒng)、輔助動力子系統(tǒng)及液壓子系統(tǒng)，另一部分經(jīng)過增壓泵，增壓后與經(jīng)各子系統(tǒng)吸熱后的燃油進(jìn)行混合，隨后進(jìn)入發(fā)動機(jī)。根據(jù)發(fā)動機(jī)的工作狀態(tài)分配燃油的消耗量，若發(fā)動機(jī)工作在小推力狀態(tài)，過量的燃油利用沖壓空氣來進(jìn)行冷卻，冷卻后的燃油回到油箱。

圖4 早期熱管理系統(tǒng)流程圖

隨著熱管理技術(shù)的發(fā)展，四代機(jī)的熱管理系統(tǒng)已經(jīng)較為成熟。典型的綜合熱管理系統(tǒng)主要包括低溫PAO循環(huán)子系統(tǒng)、蒸汽循環(huán)子系統(tǒng)、空氣循環(huán)子系統(tǒng)、高溫PAO循環(huán)子系統(tǒng)、滑油子系統(tǒng)、液壓子系統(tǒng)及燃油循環(huán)子系統(tǒng)。

空氣循環(huán)子系統(tǒng)從發(fā)動機(jī)引氣，引氣先后經(jīng)過沖壓空氣冷卻，壓氣機(jī)壓縮，空氣/PAO換熱器冷卻，水分離器除水，渦輪冷卻后向座艙和電子艙A提供足夠的冷量，以達(dá)到空氣調(diào)節(jié)的目的。低溫PAO循環(huán)子系統(tǒng)的載冷劑直接與電子艙B進(jìn)行熱交換，通過蒸發(fā)器將電子艙B的熱負(fù)荷傳遞給蒸汽循環(huán)。蒸汽循環(huán)子系統(tǒng)采用蒸汽壓縮式制冷循環(huán)，把從低溫PAO循環(huán)子系統(tǒng)吸收的熱量傳遞給高溫PAO循環(huán)子系統(tǒng)，高溫PAO循環(huán)子系統(tǒng)從空氣循環(huán)和蒸汽循環(huán)子系統(tǒng)吸收熱量，通過燃油/PAO換熱器傳遞給燃油。燃油從油箱流出，依次經(jīng)過燃油/PAO換熱器、滑油/燃油換熱器、液壓油/燃油換熱器、發(fā)動機(jī)冷卻換熱器，過程中吸收座艙、電子艙A和B的熱負(fù)荷，并起到冷卻滑油和液壓油的作用，從而作為熱沉，實(shí)現(xiàn)全機(jī)綜合熱管理。燃油吸熱后若流量大于發(fā)動機(jī)的所需流量，則多余的燃油經(jīng)燃油冷卻換熱器冷卻后再返回油箱。

圖5 綜合熱管理系統(tǒng)

能量和熱管理系統(tǒng)（PTMS）在考慮熱管理的同時，整合了環(huán)控系統(tǒng)、緊急電源系統(tǒng)、發(fā)動機(jī)起動系統(tǒng)、輔助電源系統(tǒng)的功能，提供包括輔助動力、應(yīng)急動力、熱管理和發(fā)動機(jī)起動在內(nèi)的所有功能。其特有的能量包（IPP）主要包含了一個制冷渦輪、一個起動/發(fā)電機(jī)、一個壓縮機(jī)和一個動力渦輪。

PTMS利用發(fā)動機(jī)引氣帶動動力渦輪旋轉(zhuǎn)，驅(qū)動起動/發(fā)電機(jī)提供電力，同時向航電設(shè)備和座艙提供冷量。飛機(jī)系統(tǒng)產(chǎn)生的熱量被引向安裝在發(fā)動機(jī)風(fēng)扇涵道的換熱器內(nèi)，再將發(fā)動機(jī)引氣系統(tǒng)與風(fēng)扇涵道換熱器相連，省去了沖壓空氣進(jìn)氣口。起動/發(fā)電機(jī)用于起動發(fā)電機(jī)和PTMS，在必要時能提供電力，省去用于起動發(fā)動機(jī)和供電的地面設(shè)備。

自啟動模式時，IPP使用飛機(jī)電池電能驅(qū)動IPP設(shè)備，壓縮機(jī)進(jìn)氣道打開，吸入周圍大氣，通過小發(fā)動機(jī)燃燒室與燃料燃燒后，帶動動力渦輪使整個IPP循環(huán)工作。一旦IPP能維持自身工作，便開始為機(jī)載計(jì)算機(jī)和主發(fā)動機(jī)的電動機(jī)供電。當(dāng)發(fā)動機(jī)能維持運(yùn)行后，IPP停止燃燒，關(guān)閉進(jìn)氣口，轉(zhuǎn)為冷卻模式。

冷卻模式時，空氣循環(huán)系統(tǒng)的氣體依次經(jīng)過壓縮機(jī)壓縮，風(fēng)扇涵道換熱器冷卻，冷卻渦輪膨脹，冷卻后的部分氣體送進(jìn)座艙，另一部分通過氣-液熱交換器吸收液體冷卻循環(huán)的熱載荷。吸熱后的氣體與來自單獨(dú)風(fēng)扇涵道換熱器的補(bǔ)充氣體混合，重新進(jìn)入壓縮機(jī)形成循環(huán)。

空中停車時，IPP可以重新打開壓縮機(jī)的進(jìn)氣口，使得小發(fā)動機(jī)燃燒室能重新工作，帶動IPP提供電能給飛行重要設(shè)備，同時能夠重啟主發(fā)動機(jī)。

圖6 PTMS自啟動模式

圖7 PTMS冷卻模式

圖8 能量包（IPP）

上述環(huán)控與熱管理系統(tǒng)的發(fā)展與特點(diǎn)如表1所示，隨著飛機(jī)機(jī)載設(shè)備功能需求的不斷發(fā)展，環(huán)控與熱管理系統(tǒng)的主要熱沉從沖壓空氣變成燃油，低壓除水系統(tǒng)被除水效果更好的高壓除水空氣循環(huán)系統(tǒng)取代，機(jī)載電子設(shè)備由早期空氣循環(huán)系統(tǒng)進(jìn)行溫度控制，到后期隨著功率的提高轉(zhuǎn)而采用液冷循環(huán)系統(tǒng)對其進(jìn)行冷卻。

隨著戰(zhàn)術(shù)的不斷發(fā)展，飛機(jī)隱身性的需求不斷提高，要求機(jī)身具有較高的完整度，而沖壓空氣引氣口的存在會對飛機(jī)的隱身性能有不利影響，同時帶來飛機(jī)的代償損失，因此盡量減少沖壓空氣作為冷源或者采用風(fēng)扇涵道換熱器代替沖壓空氣口是新一代飛機(jī)的優(yōu)化目標(biāo)。另一方面，飛機(jī)性能的提高使得整機(jī)散熱需求提高，熱管理子系統(tǒng)復(fù)雜度增加，采用能量和熱管理系統(tǒng)對全機(jī)熱量進(jìn)行管理和調(diào)控能夠有效統(tǒng)籌全機(jī)的熱量交換，節(jié)省能源的同時提高系統(tǒng)效率。同時，能量和熱管理系統(tǒng)整合了環(huán)控系統(tǒng)、緊急電源系統(tǒng)、發(fā)動機(jī)起動系統(tǒng)、輔助電源系統(tǒng)的功能，能夠減少零部件數(shù)量，提升飛機(jī)的維修效率?？傊捎媚芰亢蜔峁芾硐到y(tǒng)對飛機(jī)各子系統(tǒng)之間進(jìn)行能源與熱量的控制和管理，實(shí)現(xiàn)能源與熱量的充分綜合利用，是下一代飛機(jī)的發(fā)展方向。

表1 飛機(jī)環(huán)控與熱管理系統(tǒng)發(fā)展與特點(diǎn)

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