综合热管理在先进战斗机系统研制中的应用

屠敏，袁耿民，薛飞，王晓明

中国航空工业成都飞机设计研究所，成都 610091

随着航空科学技术的发展及飞行器性能的不断提高，先进飞行器采用大量高集成度的电子设备，其散热需求不断攀升。加之动力系统、电源系统、液压系统等产生的热载荷，现代飞行器热设计与热管理面临更大的挑战。同时，随着飞行器设计的综合化、紧凑化，大量的热源被封装在狭小的空间中；并且由于减重的需要，机身表面常采用导热能力差的复合材料；为了隐身及减阻的需要，飞机要尽可能减少外表面开口数量和面积，这些因素都限制了飞行器通过外表面与外界空气对流进行散热的能力。此外，超声速巡航导致冲压空气的滞止温度很高，降低了外界空气的热沉能力[1-2]。

飞行器全任务周期内，多系统工作中产生的热能在时序和量级上存在着不确定性，热源分散、可用热沉资源有限，这些约束条件给飞行器环境控制与热管理系统(简称环控系统)设计带来极大的挑战，综合热管理的思想显得愈来愈重要[3-4]。

本文结合某先进战斗机的研制，围绕着先进战斗机对热管理的需求，从系统架构、热收集与传输、热排散、控制与管理等方面出发，结合中国实情，采用综合热管理设计，合理安排热沉的分配和利用，解决了先进战斗机“苦不堪热”的问题。

1 先进战斗机的特点

追踪先进飞行器发展历程，先进飞行器正朝着高空高速、长航时、临近空间飞行、隐身等方向发展。飞行器所搭载的武器设备也越来越先进，功率提取也越来越大。图1给出了军用飞机热负载的发展趋势[5]。

图1 军用飞机热负载发展趋势[5]

资料显示，第3代战机F-15的电子设备热载荷约为10 kW量级[6]，第4代战机F-22的电子设备热载荷达到了50 kW量级[7]，与此同时电子设备的热流密度也逐渐提高。

以第4代战机为代表的先进战斗机，其典型特征是：超声速巡航、超隐身能力、超视距作战、超机动能力[8]。这些特征对环控系统的设计提出了巨大的挑战。无论是F-22还是F-35在环控系统设计方面均遭遇过诸多设计难题[9-10]，比如热沉有限、大功率高热流密度设备冷却难、热排散对隐身有影响等问题。

超声速巡航使得外界空气的滞止温度升高，可用热沉被压缩；由于隐身的限制，飞机的热排散变得更加困难；由于要具备超视距作战能力，大功率高热流密度的雷达、电子战等电子设备要大量使用，散热需求大幅提升，这对飞机的热传输和制冷能力提出了较高要求；超机动能力也导致了机载环境的恶劣，这一方面要求系统及成品要具备耐受更加恶劣力学环境的能力，另一方面也要求系统要具备更高的任务可靠性，要求系统有较强的鲁棒性，这对系统方案构架的设计提出了更高的要求。

2 先进战斗机热管理架构

传统飞机的环控系统以空气循环制冷为主，并且环控系统、液压系统、滑油系统、动力系统、燃油系统都是相互独立和隔离的，各系统的热量不能相互补充，废热无法利用，热量的使用有重复和浪费的现象。例如，飞机燃油在进入发动机燃油喷嘴之前要预热到某个温度范围，以利于燃烧；电子设备的发热又要通过环控系统排散出去。传统系统不能将这两者结合起来，无法实现能量的互补，造成浪费。各系统相互独立，但又有相似的散热需求，具有各自的一套冷却子系统，从而造成功能冗余、结构复杂、重量大等问题。另外，从代偿损失和经济利益方面考虑，进行飞机综合热管理，实现热量的合理利用符合未来高性能飞机发展的要求。因此在中国先进战斗机上应用综合热管理是必要的。

综合热管理是对热量、热沉的合理利用、分配和调度，通过高效的热量收集、传输和排散手段，结合有效的控制技术，实现热量、热沉的综合利用和管理。飞行器综合热管理系统需要立足机载系统热管理的全局，合理解决整机热量分配与管理问题，在满足飞机系统工作温度指标的情况下，合理利用有限热沉，实现热量控制的最优化。

根据文献[11]中系统架构的划分方式，中国某先进战斗机的热管理系统架构如图2所示。热管理系统由若干子系统组成，各子系统又由若干部件组成。

图3给出了在中国某先进战斗机热管理系统中，对“热”所进行的控制与管理。环控气冷回路从发动机引气为座舱提供调温，为关键电子设备提供冷却；环控液冷回路对高热流密度电子设备进行冷却，并通过蒸发循环提高燃油热沉的可用度；液压油回路、滑油回路以及燃油回路，实现将电源系统、液压系统的热量收集后传输给燃油。通过控制系统实现热量在外界空气和被发动机燃烧的燃油以及机内剩余燃油等方面的分配。

图2 热管理系统架构

图3 “热”的控制与管理

3 热源特点

先进战斗机上热源具备分布区域广、时间分布差异大等特点。从热源分布区域来看，发动机引气的热主要集中在发动机舱附近，发电机以及辅助动力的发热主要集中在后机身；而雷达、电子战等任务系统的发热则广泛地分布在全机各个地方，雷达主要在前机身，电子战在前机身、中机身等多处均有分布。可以说先进战斗机上热源的分布几乎涵盖了飞机的各个区域。并且从未来战斗机发展的角度来讲，要求战斗机有更强的态势感知能力，这会带来全机孔径、传感器的广泛分布，从而使得热源区域分布更加广泛。

从热源分布时间维度来讲，热源在时间上的分布差异也较大。任务系统的载荷随作战任务变化幅度大，且变化速率快，液压系统的发热与飞机的机动特性密切相关，发电机发热量与从发动机的功率提取紧密联系，而发动机引气的发热量跟随发动机转速不停变化。可以说，不同的热源在任务剖面内的变化幅值大，变化速率快。

机上的热源从是否能够被利用的角度，可以分为被利用热源和需要散热的热源。例如发动机引气属于被利用热源，可以用来对座舱进行温度控制；而液压系统、发电机、雷达、电子战等的发热是由于能量转化效率的问题而产生的，属于需要被散热的热源。

综合热管理的任务就是要从区域分布、时间分布的角度来对热源进行管理与控制，通过对热源的利用，变废为宝。

4 多路径高效热收集传输

4.1 多路径热收集

针对机上热源区域分布广的特点，某先进战机采用多路径热收集、集中热排散的方式对热量进行管理。其中，对于雷达、电子战等设备的热收集采用冷板进行。全机十余台电子设备采用串、并联混合管网的型式进行热量的收集。

针对液压、电源、辅助动力系统的热源，则采用串联式分级热收集，依次对环控液冷、液压及滑油的热量进行收集。其中，环控液冷系统要求的燃油温度较低，放在第1级；液压系统的耐受温度较高，放在第2级；滑油可以耐受的温度最高，放在第3级。这样，既可以保证各系统散热需求，又使得逐级升温的燃油供往发动机消耗，极大地提高了发动机耗油排散的热量。对于辅助动力系统的热量，在供油管上引出一路对其进行收集传输，以保证其各种工况下的使用要求。

发动机引气热源根据气体温度的高低，分别采用空气/空气换热器、空气/液体换热器等多种途径进行收集。

4.2 高效热传输

1) 热传输方式的选择

常用的热传输方式包括：空气自然冷却、空气强迫冷却、液体冷却、相变冷却等。图4给出了不同冷却方式的换热系数水平[12]。

在中国某先进战斗机的研制中，根据不同的冷却需求，采用了灵活多变的热传输方式。对关键电子设备通常选择空气强迫冷却，对高热流密度以及大功率的任务类电子设备通常采用液体冷却，对电源系统、液压系统等均采用液体冷却的热传输方式。

2) 热传输介质的选择

热传输介质的选择，需要考虑多种因素，多种因素间通常相互影响。进行定量分析时，主要从对流换热系数的角度进行比较，文献[13]中介绍了无量纲的“品质因数”来对各种冷却介质进行评价。

图4 不同冷却方式的换热系数对比[12]

常用的液冷系统冷却介质有水、乙二醇水溶液(简称冷却液)、聚α乙烯烃(简称PAO)等。俄罗斯飞机的液冷系统常采用冷却液[14]，美国的飞机早期采用硅酸盐酯作为冷却介质，但由于这类介质的不稳定性和腐蚀性(当存在湿气和高电应力时，会形成硅胶凝体并沉淀在电气元器件上，该过程也会形成极易燃的酒精副产品，降低冷却介质的闪点)，美国研发了替代物即PAO，目前美国常见军用飞机的液冷系统均采用PAO作为冷却介质[15]。

表1对常用载冷剂(水、65号冷却液(GJB 6100—2007)、PAO(MIL-C-87252))的“品质因数”进行了简单的比较。表中：η1为自然对流下的冷却介质品质因数；η2为强迫对流下层流时的冷却介质品质因数；η3为强迫对流下湍流时的冷却介质品质因数；P2为强迫对流下层流时的泵功率评价因数；P3为强迫对流下湍流时的泵功率评价因数。

表1 品质因数对比

由表1可知，水是一种很好的热传输介质，但是由于水的冰点是0 ℃，不能满足先进战机的使用环境，所以无法采用。65号冷却液的品质因数优于PAO，成为热传输介质较好的选择对象。因此在中国某先进战斗机上选取了65号冷却液作为液冷的热传输介质。

3) 基于大功率蒸发循环的热传输

先进战斗机上电子设备有多种工作模式，发热功率变化范围和变化率大，比如发热功率在“0～ 额定功率”内可能任意变化，发热功率变化时最大会瞬间上升几十千瓦。针对机上热源时间维度上变化幅值大、速率快的问题，中国某先进战斗机对雷达、电子战等任务系统的热传输采用了基于大功率蒸发循环的热传输方式。

如图5所示，蒸发循环由压缩机、冷凝器、储液器、膨胀阀、蒸发器、过滤器等组成。雷达、电子战等热源通过低温液冷循环子系统，将热量传递给蒸发循环的蒸发器，蒸发循环再通过冷凝器传输给高温液冷循环子系统，进而最终传递给燃油。

蒸发循环采用270 V高压直流驱动，具备无级调速功能；控制器采用“双DSP(Digital Signal Processor)+CPLD (Complex Programmable Logic Device)”的先进架构，实现了基于能量优化的驱动，具备了健康管理的功能。

小功率蒸发循环在中国直升机上有成熟应用，但大功率蒸发循环在中国战斗机上的使用属于空白，其核心难题就是环境适应性问题。在中国某先进战斗机上，采用系统工程思维，集成设计，通过仿真分析和地面试验验证相结合的手段，实现了大功率蒸发循环带工况的多变环境试验，解决了蒸发循环的环境适应性问题。

蒸发循环冷凝器冷边的热沉温度变化范围大，随着发动机状态的不同以及其他系统发热量的变化，蒸发循环冷凝器冷边的热沉温度短时间内可能出现几十摄氏度的变化。为了应对这一复杂边界条件，压缩机采用无级调速驱动技术，随着热负载及冷凝器冷边温度的变化，实时调整压缩机的转速；膨胀阀采用步进电机驱动，采用基于转速和过热度的增量控制方式，确保制冷剂的流量满足使用要求。同时在蒸发循环制冷装置的控制律中，设计了多种监控和保护措施，可以实时监测蒸发循环制冷装置的运行情况，并给装置提供必要的保护，保证产品不被损坏。

图5 蒸发循环原理图

蒸发循环是基于相变的热传输技术，在先进战斗机上的应用，大大提高了系统的热传输效率，缩小了热源与热沉间的温差，提高了燃油热沉的可用度。

4) 基于高效换热装置的热传输

在中国某先进战斗机上，液压、发电机、辅助动力系统的热量通过高效的换热装置将热量传递给燃油。

液压系统中的液压油既传递功驱动舵面运动，又是热量传输的介质。液压系统具有高压力的特点，液压系统的热传输采用列管式高效换热装置。列管式散热装置耐压能力强，采用紧凑式设计后，冷热两侧均是液体换热，换热效率高。

研究表明，把换热装置当量水力直径减小到1 mm量级，可大大提高换热装置的单位换热面积，冷却介质通过时，具有极高的换热能力。微小通道的板翅式换热装置，具有较高的换热面积体积比，体积小重量轻。滑油、辅助动力系统采用紧凑的换热设计，换热装置两侧均采用了强化换热措施，燃油与滑油换热也属于液体换热，传热系数高。

在高效换热装置的热交换中，热边分别是液压油、滑油等，冷边均为燃油，燃油既是热沉又是热传输介质。由于采用了紧凑式设计，采用液/液换热，换热系数仅次于相变换热，热传输效率高。

同时考虑到这些系统都与飞机的飞行安全相关，均采用了左右系统互相隔离的设计。确保单一系统失效不会对系统换热产生明显影响，不会影响飞行安全。

5 基于隐身的热排散

5.1 热沉的选择

飞机的可用热沉主要包括：冲压空气、机内燃油、消耗性冷却介质、蓄热材料等。

一直以来冲压空气是首选的热沉，但是冲压空气的使用，将增加飞行器的阻力，需要更多的燃油消耗，带来更大的代偿损失，且受飞行状态的变化影响显著。

机内燃油是很好的热沉资源，特别适用于超声速飞行器。飞行器最早使用燃油作为热沉开始于20世纪70年代。为了更好地利用燃油作为热沉，对于燃油本身的研究也在不断进行，比如JP-8+100就大幅提高了温度稳定性[16-17]。但是用燃油作为热沉，往往受到发动机耗油率、发动机入口燃油温度、燃油本身的温度稳定性等方面的限制。

消耗性冷却主要指液氮、水等介质，通过相变吸热，但是需要不断损失消耗。飞行器上需要额外携带这部分冷却介质，带来更大的代偿损失。

机体结构等是一个天然的热容，可以通过将热量蓄积在材料中，从而实现部分设备的冷却。但是这种资源往往比较有限，可用的条件比较苛刻。

超隐身能力是现代先进战斗机典型的特征之一。隐身主要包括雷达隐身、红外隐身、射频隐身等。热排散无论对雷达隐身还是红外隐身均有影响。在隐身的限制下，热排散要严格限制冲压口的使用，同时要严格控制热排散口的红外辐射能。

中国某先进战斗机优先选择了外界空气和燃油作为主要热沉。但是对外界空气的利用方式与传统飞机采用冲压空气的方式有所区别。

5.2 热排散方案

飞机的进气道是一个天然的与外界大气联通的地方，可通过进气道使“热排散”在飞机内部解决，将“外部矛盾”转化为“内部矛盾”。

某先进战斗机在热排散通道的设计上，摒弃了传统的各系统单独排散，而采用了多路径热收集、集中热排散的设计理念，将收集后的热量在飞机内部解决，通过空气和燃油为冷却介质，最终从发动机(含进气道)中排出。

1) 基于进气道的热排散

某先进战斗机采用环形散热器进行热排散，如图6、图7所示，环形散热器作为进气道结构的一部分，取消了传统飞机所需的进气道-发动机转接段，实现了散热功能与结构功能一体化设计。环形散热器的设计思想虽然不是新理念，但是在先进战斗机的应用中，一体化设计的综合程度更高，特别是在辅助动力开车情况下的应用，更是一个创新。

环形散热器利用进气道气流对来自发动机的高温空气进行降温。环形散热器有3个冷边，一个是进气道内主气流(简称“一冷”)，一个是由进气道与外界大气由于有压差而形成的冷却气流(简称“二冷”)， 还有一个是通往发动机舱的冷却气流(简称“三冷”)。3股冷却气流与热路气流充分换热，使得换热效率得到提高。

该方案还与发动机舱通风冷却进行了综合设计，如图7所示。结合发动机状态与飞行状态的相关性分析，当进气道处于溢流工况时，多余的空气可用来冷却发动机舱。工程上，通过设计来实现“三冷”引气口的自动打开和关闭，既确保了进气道的结构完整性，又达到了在合适时机引出适当冷空气冷却发动机舱的目的。

进气道内和外界环境之间产生的压力差，也可以作为环形散热器冷边气流的动力源。由于发动机的抽吸作用，大部分情况下，空气都是从飞机外部经过环形散热器进入飞机进气道内部，在实现热排散的同时，对红外隐身无不利影响。当进气道处于溢流状态时，飞机的飞行速度较高，机表温度相应上升，此时空气可能通过进气道经过环形散热器排出机外，但此时由于飞机表面温度本来就已经上升，且热空气的流量很小，排出机外的空气会很快耗散，温度快速下降，同时结合飞机外形选择合适的排气位置，则可大大降低对飞机红外隐身的不利影响。

图6 热排散与进气道一体化设计

图7 一种进气道引气冷却发动机舱设计

这种方式无需飞机运动就可以产生冷却气流。与传统方式相比较，这种利用进气道资源的冷却方案，伴随着发动机开车工作，即可实现冷却。

对于有辅助动力装置的先进战斗机。当地面仅辅助动力开车时，由于此时进气道内没有空气流动不能产生冷却，在某先进战斗机上引入了引射技术，对环形散热器的“二冷”边进行引射，并没有新增资源，而是合理利用机上已有环形散热器来解决地面仅辅助动力开车情况下的热排散问题。

2) 基于燃油的热排散

燃油是战斗机上理想的热容，以1 t燃油、温度升高10 ℃为例，可以支持发热功率为10 kW的设备工作2 100 s。若采用冲压空气作为热沉，以温度升高30 ℃为例，则需要约1 200 kg/h的冲压空气。结合中国某先进战斗机的基本性能数据，以起飞总质量法来计算代偿损失，仅此一项将增加约12 kg重量的代偿损失。

因此，在中国某先进战斗机热排散的方案设计中，对于雷达等电子设备的热排散是通过液冷回路及蒸发循环将热量排散到燃油中，对于液压、电源等系统的热量则通过燃油回路将热量排散到燃油中。

采用燃油作为热沉无需额外增加动力源来驱动燃油，发动机一开车，燃油就会流动，将燃油系统保障发动机燃烧的燃油与热排散相结合，减去了冗余成品附件，这也符合综合热管理及一体化设计的理念。

6 控制与管理

6.1 制冷量的分配与调度

中国某先进战斗机提供了气体冷却和液体冷却。气体冷却主要用于飞行关键电子设备和飞行员座舱的冷却。液体冷却主要用于任务系统相关大功率或高热流密度设备的冷却。

气体冷却方面，一方面根据热载荷的需求，尽量减小发动机的引气量，另一方面在座舱和飞行关键电子设备间进行了制冷量的分配和调度。液体冷却方面，以电子设备需求为基础，在包线范围内进行了制冷量的无级调节。同时在气冷与液冷之间也进行了制冷量的分配。

座舱的热载荷需求与飞行状态相关，系统根据不同的飞行状态实时解算出座舱需要的载荷，通过流量调节，合理控制发动机的引气量。

同时，电子设备与座舱之间也进行了制冷量的分配与调度。通过在气冷电子设备路上设置气动调节装置来实时调节气冷电子设备路的阻力特性，实现座舱和气冷电子设备路的流量分配，从而实现制冷量的分配。

针对液冷制冷量的管理，某先进战斗机采用无级调速技术，根据飞机管理系统采集的温度、压力、电子设备工作模式等参数，实时调节液体泵和蒸发循环的转速等，实现按需进行制冷量的控制与管理。

在某先进战斗机上，进一步地，还采用了气冷与液冷的耦合设计，可以将气冷与液冷之间的制冷量进行分配与调度。在某些工况下，可以利用气冷提供一部分制冷量，对重要的液冷设备进行冷却；当出现发动机长时间慢车工作气冷制冷量不足时，可以利用液冷对气冷供气温度进一步降低，以保证对座舱和气冷电子设备的冷却。

6.2 热沉资源控制与管理

燃油热沉的控制与管理是热沉资源管理的核心。理想情况下，在满足各系统散热需求的同时，发动机烧掉的燃油都是温度最高的燃油，没有多余的热油回到油箱。

为了实现上述目标，某先进战斗机采用了多循环综合的系统方案(见图8)。经过燃油泵增压的高压燃油，流经各换热器后，一路经过供油管再次进入燃油泵，形成内循环，通过内循环不断提高供油温度，使发动机烧掉的都是温度最高的燃油；一路经过系统回油进入前供油箱，形成外循环，确保发动机的供油温度不超过发动机的限制。在外循环中，热油在进入前供油箱前通过热交换器，被外界大气冷却，使得回到前供油箱的油温得到控制。这样既可以保障飞机各系统正常工作，又保证了发动机入口燃油温度限制要求，合理分配了热沉资源，提高了飞机散热能力。

图8 多循环热综合控制方案

为了实现热沉的最大化利用还需要进行精细化控制。某先进战斗机采用了温度-流量耦合控制技术，在燃油散热路中设置有流量阀，对散热路流量进行实时控制。当环控、液压或滑油三者中任一温度超过各自规定的高温门限时，则控制流量阀增大开度，提高燃油流量，加大燃油散热能力从而降低各系统温度；当上述三者温度均低于各自低温门限时，则控制流量阀开度减小，燃油流量减小则温升增大，使发动机尽可能地消耗高温热油，提高发动机耗油带走的热量。

利用温度-流量耦合控制方式对系统散热流量进行精细化的实时控制，使环控、液压及滑油的温度处于合适的范围内，在满足各系统散热要求的同时，极大地提高了燃油热沉能力。

6.3 多模式重构管理

系统的热沉包括空气和燃油，可通过多模式重构技术实现热沉的自适应优化利用，气冷与液冷之间能力互补。当空气温度较低时，可将制冷量传递给液冷系统，为电子设备提供制冷。当空气温度较高时，则转换为燃油作为热沉。

液冷系统正常工作模式见图9，当出现故障时，可进行高低温直连重构(见图10)。当低温泵故障无法为电子设备提供冷却时，可根据条件进入高温直连模式，采用高温泵驱动，利用燃油冷却电子设备。当高温泵故障时，可根据条件进入低温直连模式，利用燃油冷却电子设备。通过直连模式，最大限度地为电子设备提供液体冷却。当蒸发循环故障时，可通过气冷为关键的电子设备提供液体冷却，在高空飞行时，甚至可保证所有电子设备一定时间的正常工作。

图9 正常工作模式

图10 重构工作模式

7 效能评价

在某先进战斗机的研制过程中，践行了系统工程的理念，采用基于V模型的研发流程。全机热管理效能评价主要采用了联合仿真分析以及地面试验相结合的评价方法。

首先开展全机热管理需求分析，确定系统设计架构，通过基于热需求的仿真模拟，提出系统初步方案及相关成品的技术指标，并且结合试验模拟的结果对仿真模型进行校准。然后开展多任务、多边界条件仿真分析，根据仿真结果对系统方案进行反复的迭代优化，形成切实可行的设计方案。最后是在飞机上实施，针对试飞中出现的问题开展技术攻关，提出优化解决方案，根据试飞数据进一步完善仿真模型并开展新一轮的仿真分析，验证通过后再在飞机上实施。在这个过程中，热管理仿真分析贯穿了系统需求分析、成品需求分析、系统方案设计、试验模拟、试飞验证的整个研制流程。

联合仿真基于统一的软件平台，构建各系统的仿真数据库，包括元部件参数库、元部件特性库、大气数据库、飞行剖面数据库、测控管理数据库、油料数据库等。综合仿真分析搭建了环控、液压、发电机滑油等系统换热模型，进行联合计算，实现了多系统协同仿真分析，极大地提高了仿真分析的准确性，有效地开展了系统的效能评价。

在试验阶段，由于先进战斗机电气成品较多，控制逻辑及连锁条件复杂，涉及的故障类型及模式繁多，对故障模式下热管理系统的效能评价，工作量非常大，因此采用了嵌入式测控设备建立故障重构系统，创建了故障模式库，自动注入故障，并结合故障树分析方法，实现在线故障模拟验证，为系统控制逻辑优化、机上排故提供有力的数据支撑。同时也为健康管理、故障隔离、故障预测等提供了大量的基础数据，为机上健康管理专家系统的建立提供了设计依据，有效地评价了热管理系统在故障模式下的表现。

经过仿真分析、地面试验以及试飞验证，表明某先进战斗机综合热管理系统达到了预期的设计目标，能够支持整个飞机有效执行任务。

8 问题与思路

值得指出的是，在具体的工程实践中，虽然某先进战斗机攻克了一系列难题，在中国首次实现了先进战斗机的综合热管理。但是就国情而言，中国综合热管理的体系架构还不够完整，自适应的控制机理尚不明确，热量收集、传输、排散等关键技术还有待进一步突破，综合热管理系统的效能评价方法亟待完善，这些问题都是中国未来更加先进的飞行器综合热管理所必须解决的。

体系构架方面，目前飞机的主要热沉是燃油和外界空气，但是它们的散热能力也已接近极限。隐身限制下外界空气的利用受到诸多限制；有效的可用燃油的热容量限制了燃油冷却能力。例如，被冷却电子设备温度限值和燃油焦化限制了燃油所允许达到的最高值。因此必须创新综合热管理的体系架构。

控制机理方面，目前的热管理系统仍采用传统的控制方式，控制精度、响应时间难以满足未来先进飞行器综合热管理系统的控制要求。未来飞行器将朝着多用途、全天候、多任务剖面的方向发展[18-19]，飞行器在不同的任务周期内，热管理的需求会有极大的差异，采用单一的控制策略无法满足飞行器全任务周期内的热管理需求，因此针对未来先进飞行器必须采取更为先进的控制策略，最终实现对飞行器全任务周期的热管理自适应控制。

关键技术方面，热管理系统中热量的收集、传递、排散等典型传热技术将是未来先进飞行器的关键技术之一。高效的热量收集、传输与排散技术将大大减小飞行器的代偿损失。高功率大热流密度的收集与排散采用传统的技术手段几乎不可能实现，因此必须在热量收集和排散手段方面创新。例如采用环路热管技术[20]、多相流热传输技术等。

评价体系方面，传统的设计方法均以系统的峰值功率进行设计，以各系统自身的体积重量为设计目标，缺乏综合性和协调性。对综合热管理系统的评价方法和评价体系仍需完善。系统方案的评价机制在方案设计阶段以及改进设计阶段具有重要意义。若缺失，将大大增加整个设计过程的工作量，延长设计周期，造成巨大的经济损失。要发展面向先进飞行器的综合热管理系统，必须建立起完善的热管理系统效能评价方法，规范系统设计阶段对方案的评价流程。

9 结 论

先进战斗机热管理系统的研制面临诸多限制。在某先进战斗机研制的工程实践中，通过一系列攻关，取得了突破。

1) 通过分析先进战斗机的需求，采用综合热管理设计，解决了先进战斗机系统架构问题。

2) 采用多路径高效的热收集传输技术，提高了热收集和传输的效率。通过创新热排散方法，取得了隐身限制下的有效热排散。将热管理系统与飞机结构、燃油、发动机等综合考虑，降低了飞机的代偿损失。

3) 对制冷量的分配与调度，对热沉资源以及系统工作模式的重构管理，使得资源得到了合理的分配和利用。同时也提高了系统的任务可靠性，使系统具有更强的“鲁棒性”。

4) 在具体的工程实践中，与国外对比，中国机载综合热管理系统架构综合性不强、控制自适应程度不高、关键技术突破力度不够、效能评价方法不完善是中国未来先进飞行器综合热管理设计所面临的四大问题，也是中国构建未来先进飞行器综合热管理系统必须解决的问题。