基于第三流和燃油热沉的自适应飞发一体化热管理系统技术方案

本申请公开了一种基于第三流和燃油热沉的自适应飞发一体化热管理系统，主要用于超声速飞行器，系统包括闭式空气循环子系统、燃油热管理子系统和三涵道变循环发动机子系统；三涵道变循环发动机子系统具有三涵道、双涵道和单涵道工作模式。当飞行马赫数低于1.5时，三涵道变循环发动机子系统开启第三涵道，通过第三涵道散热器冷却机载电子设备热载荷和高温回油，并将多余热沉能力存储于蓄冷油箱中；当飞行马赫数高于1.5时，第三涵道关闭，采用蓄冷油箱内低温燃油作为热沉，实现机载热载荷冷却。本申请充分利用第三涵道低温空气热沉能力及燃油蓄热能力，实现时空自适应的飞发一体化热管理，有效提升不同飞行模式下热管理系统的冷却性能。却性能。却性能。

【技术实现步骤摘要】
基于第三流和燃油热沉的自适应飞发一体化热管理系统


[0001]本申请涉及航空航天领域，具体涉及一种基于第三流和燃油热沉的自适应飞发一体化热管理系统。

技术介绍

[0002]航空飞行器向着高机动性、宽速域、宽空域、高隐身等方向发展，对飞行器热管理技术提出了更高的挑战。从飞机机载角度来看，一方面，飞机结构上大量采用复合材料，导致飞机内部产热的热排散途径不断减少；另一方面，飞行器作战需要更多高功率机载设备工作(如雷达、定向能武器等)，导致机载设备产生的热量大幅攀升。从发动机角度来看，实现宽速域、宽空域以及作战机动性等高性能的动力需求，将导致发动机燃烧室和旋转件工作过程中产生更多的热量。然而传统的热管理系统将机载热管理系统与发动机热管理系统分开设计，通过设置燃油温度边界实现两个热管理系统的耦合，这造成了热管理系统设计指标裕度低，增加了飞机与发动机热管理系统的设计难度。飞机发动机一体化热管理能够有效打破温度边界壁垒，并从功能上实现飞机与发动机热量和热沉的综合分配与调控，从结构上实现更加紧凑、轻质设计，满足未来高性能飞行器发展要求。
[0003]飞发一体化热管理是指在工作时序和空间结构上实现飞机热管理和发动机热管理的综合统一调配，这样既能实现结构紧凑、轻质高效的热管理系统设计，同时也能够更大程度的提高热管理系统的热排散潜力。面对宽速域、宽空域的飞行任务，采用自适应调控技术能够更好的解决时变多工况问题，即针对不同飞行条件，热管理系统可自动调节系统工作模式，选择最佳热管理路径和热沉，实现系统的最大散热能力和最高工作效率。r/>[0004]未来的超声速战斗机需具有宽速域、宽空域、高隐身性和高机动性等特性，这使得飞行器一方面需要更多电子设备来实现更高的飞行性能，使得热载荷大幅增加；另一方面为了满足更高隐身性需求，采用大量复合材料和减少飞行器进气口，使得散热路径大大受限。热管理问题中不断增加的热负荷与降低的散热能力间的矛盾越来越突出，依靠空气和燃油作为热沉的传统热管理系统已经无法满足散热能力需求，需采取新的热排散方法来缓解散热压力。目前较为常见技术手段包括：采用闭式循环空气系统，通过紧凑结构实现机载热管理和发动机各种状态的综合控制；采用变循环发动机结构，通过改变发动机内部几何结构实现宽速域下发动机飞行状态的改变。此外，消耗性热沉、储能材料、蓄冷结构和涵道结构等也表现出较好的热排散潜力。其中，蓄冷结构包括蓄冷油箱等，即在系统散热能力充裕的条件下，通过散热路径冷却更多的燃油工质，同时采用保温结构回收储存低温燃油热沉工质，在系统散热能力不足的条件下，将蓄冷油箱中的低温燃油工质引出，用于热管理系统中需要进一步冷却的环节中，实现短时间内对热管理系统中高温工质的冷却与热量传输；涵道结构包括涵道散热器等，采用三涵道结构，通过增大发动机涵道比提升发动机工作效率，同时一方面第三涵道空气温度较传统涡扇发动机外涵气流温度低，以涵道内低温空气作为热沉，可冷却热管理系统中较高温度的热沉工质，另一方面涵道结构内换热不影响发动机气动布局和隐身特性，增加发动机热排散路径。鉴于此，采用更加高效、轻质的系统
设计，如变循环发动机系统、闭式空气循环系统、涵道结构等对于提升热管理系统的散热能力更为有效。
[0005]变循环发动机是一种能够根据不同飞行任务条件，通过改变自身结构部件的尺寸与几何形状以适应需求的自适应发动机。通过改变其自身热力循环参数，使发动机能够在跨度较大的速域和空域范围内，以较高推力和较低耗油率进行工作。基于变循环发动机采用第三涵道结构，可以在不同的飞行状态下进一步改变发动机结构，实现发动机热管理能力和燃油经济性的全面提升。
[0006]区别于传统机载机电系统各结构独立设计，闭式空气循环系统具有较大优势：一方面，将独立的各系统进行整合，减少系统部件和质量，降低了机载代偿损失，同时采用采用多部件共轴的方式，可以最大限度地实现空间结构紧凑；另一方面，该系统将应急动力装置、辅助动力装置、环境控制系统和热管理系统等功能进行整合，实现自适应动力与热量功能管理；此外，该系统可以减少使用冲压空气，提高飞行器的隐身能力。
[0007]因此，结合以上各系统与结构的散热优势，专利技术一种基于第三流和燃油热沉的时空自适应飞发一体化热管理系统，以高超声速战斗机作战需要需求为背景进行飞发一体化热管理设计，实现热量在从飞机到与发动机热管理系统内的一体化管理，同时能够保障战斗机在超音速巡航状态下机载设备的正常工作和散热需求，实现飞发一体化综合热管理，为下一代战斗机能量综合管理奠定基础。

技术实现思路

[0008]本申请公开了一种基于第三流和燃油热沉的自适应飞发一体化热管理系统，闭式空气循环子系统将发动机引气进行冷却，得到的低温低压气体用于吸收机载设备产生的热量；燃油热管理子系统，以燃油为热沉冷却飞机机载热载荷和发动机内部产热；三涵道变循环发动机子系统通过涵道散热器，将空气和燃油中吸收的热量通过低温涵道空气排散到所述燃烧室或者是外界环境中。
[0009]为实现上述目的，本申请公开了以下方案：
[0010]基于第三流和燃油热沉的自适应飞发一体化热管理系统，包括：闭式空气循环子系统、燃油热管理子系统和三涵道变循环发动机子系统；
[0011]所述闭式空气循环子系统将发动机引气进行冷却，得到的低温低压气体用于吸收机载设备产生的热量，并传输到燃油和发动机涵道结构；
[0012]所述燃油热管理子系统，以燃油为热沉冷却飞机机载热载荷和发动机内部产热；所述燃油热管理子系统中的蓄冷油箱，在三涵道工作模式下收集低温回油，用于在其他涵道工作模式下冷却机载热载荷；
[0013]所述三涵道变循环发动机子系统通过涵道散热器，将空气和燃油中吸收的热量通过低温涵道空气排散到燃烧室或者是外界环境中，所述三涵道变循环发动机子系统通过自适应调整工作模式保证飞行器热管理系统在飞行马赫数0～3.2范围内稳定工作，增强热管理系统散热能力。
[0014]优选的，所述闭式空气循环子系统包括：第二涵道散热器、第三涵道散热器
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空气、高温液体
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空气换热器、低温液体
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空气换热器、回热器、燃油
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空气换热器、冷却涡轮、压气机、动力涡轮和气路阀门。
[0015]优选的，所述燃油热管理子系统包括：油箱、液体燃油换热器、液压燃油换热器、滑油燃油散热器、燃油增压泵、主泵调节器、加力泵、喷口油源泵、喷口加力调节器、燃滑油散热器、加力燃滑油散热器、加力分布器、第三涵道散热器
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燃油、蓄冷油箱、油路阀门、计量活门、液压作动筒、第一控制阀门、第二控制阀门和第三控制阀门。
[0016]优选的，所述三涵道变循环发动机子系统包括：风扇、低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、加力燃烧室、发动机喷口和第三涵道散热器
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引气。
[0017]优选的，所述闭式空气循环子系统的工作方法包括：
[0018]通过将发动机引气经过第二涵道散热器散热后，经过压气机本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.基于第三流和燃油热沉的自适应飞发一体化热管理系统，其特征在于，包括：闭式空气循环子系统、燃油热管理子系统和三涵道变循环发动机子系统；所述闭式空气循环子系统将发动机引气进行冷却，得到的低温低压气体用于吸收机载设备产生的热量，并传输到燃油和发动机涵道结构；所述燃油热管理子系统，以燃油为热沉冷却飞机机载热载荷和发动机内部产热；所述燃油热管理子系统中的蓄冷油箱，在三涵道工作模式下收集低温回油，用于在其他涵道工作模式下冷却机载热载荷；所述三涵道变循环发动机子系统通过涵道散热器，将空气和燃油中吸收的热量通过低温涵道空气排散到燃烧室或者是外界环境中，所述三涵道变循环发动机子系统通过自适应调整工作模式保证飞行器热管理系统在飞行马赫数0～3.2范围内稳定工作，增强热管理系统散热能力。2.根据权利要求1所述基于第三流和燃油热沉的自适应飞发一体化热管理系统，其特征在于，所述闭式空气循环子系统包括：第二涵道散热器、第三涵道散热器
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空气、高温液体
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空气换热器、低温液体
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空气换热器、回热器、燃油
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空气换热器、冷却涡轮、压气机、动力涡轮和气路阀门。3.根据权利要求1所述基于第三流和燃油热沉的自适应飞发一体化热管理系统，其特征在于，所述燃油热管理子系统包括：油箱、液体燃油换热器、液压燃油换热器、滑油燃油散热器、燃油增压泵、主泵调节器、加力泵、喷口油源泵、喷口加力调节器、燃滑油散热器、加力燃滑油散热器、加力分布器、第三涵道散热器
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燃油、蓄冷油箱、油路阀门、计量活门、液压作动筒、第一控制阀门、第二控制阀门和第三控制阀门。4.根据权利要求1所述基于第三流和燃油热沉的自适应...

【专利技术属性】
技术研发人员：郭京辉，张启冬，林贵平，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：