高超聲速飛行器綜合熱管理及關鍵技術研究進展

杜晨慧

高超聲速飛行器綜合熱管理及關鍵技術研究進展

杜晨慧1,2

（1.中國航空研究院，北京 100291；2.中國航空研究院研究生院，江蘇 揚州 225002）

從高超聲速飛行器面臨的內外熱環(huán)境特點、熱防護與艙內熱管理的需求入手，面對熱源增大、熱沉受限的現(xiàn)狀，提出需對高超聲速飛行器艙外熱防護與艙內熱管理開展綜合熱管理與一體化設計，并分別針對熱防護、艙內熱管理以及綜合熱管理現(xiàn)有技術手段、應用特點以及發(fā)展趨勢等方面開展綜合論述與分析。在此基礎上，對美國已經(jīng)提出的一系列綜合熱管理計劃的發(fā)展狀況與關鍵技術點進行了綜合論述。最后，從先進熱管理單點技術、高超聲速飛行器內外一體化耦合設計以及綜合熱管理系統(tǒng)快速建模與分析3方面分析了高超聲速飛行器綜合熱管理關鍵技術。

高超聲速飛行器；熱防護；艙內熱管理；綜合熱管理

自2001年美國“9·11”事件后，五角大樓提出了“常規(guī)快速全球打擊”的能力，目的是在1 h內打擊世界上任何一個目標[1]。2003年，美國空軍和DARPA啟動了“獵鷹”計劃，旨在開發(fā)一種類似彈道導彈的運載火箭以及高超聲速再入飛行器[2]。這種飛行器應該能以5馬赫的速度飛行，這樣它就能在不到2 h的時間內將大量有效載荷從美國本土投送到地球上的任何地點，這種通用航空飛行器是實現(xiàn)全球1 h攻擊任何目標的重要支撐，高超聲速飛機初見端倪。2021年，美國會研究服務處發(fā)布最新版《常規(guī)快速全球打擊和遠程彈道導彈：背景和問題》報告[2]，報告再次強調國會議員和五角大樓官員越來越重視美國研發(fā)高超聲速武器的發(fā)展。

飛行器高速飛行時，因空氣強烈壓縮和摩擦作用，產(chǎn)生強烈的氣動熱，使得飛行器在高溫高壓的熱環(huán)境中飛行，飛行速度更快，其面臨的氣動加熱也更加嚴重。新一代臨近空間高超聲速飛行器由于氣動布局復雜、飛行時間長、氣動總加熱量與發(fā)動機燃燒廢熱大以及艙內高能密度儀器設備使用廣泛等新特點，使得飛行器的熱防護和艙內熱管理面臨嚴峻的挑戰(zhàn)[3-6]。本文針對飛行器熱防護和艙內熱管理提出了綜合熱管理思路，并對比分析了熱防護和熱管理的典型方式特點和適用情況。在此基礎上，分析了高超聲速飛行器綜合熱管理關鍵技術。

1 高超聲速飛行器面臨的熱環(huán)境特性分析

1.1 艙外氣動熱特性

高超聲速飛行器面臨著高溫高熱流氣動熱環(huán)境。美國空軍實驗室曾在一份研究報告中指出[4]：飛行器所承載的熱負荷隨著馬赫數(shù)的提高而增加，當馬赫數(shù)大于5時，馬赫數(shù)每提高1，總溫約增加556 K；在28 km高空，當馬赫數(shù)達到10時，飛行器外結構總溫可達3 889 K，超出現(xiàn)有材料承受溫限。高超聲速飛行器再入時典型部位熱環(huán)境如圖1所示[7]，端頭熱流為14 MW/m2，水平翼前緣熱流為10.5 MW/m2，超燃沖壓發(fā)動機進氣道唇口達到了40 MW/m2。面對高熱流和高溫熱環(huán)境，要保持飛行器外結構特性，必須針對高超聲速飛行器駐點、前緣、機身大面積等不同區(qū)域分別采取有效的熱防護措施。

圖1 高超聲速飛行器氣動加熱熱環(huán)境

1.2 發(fā)動機廢熱特性

伴隨高超聲速飛行器飛行速度的增加，沖壓發(fā)動機熱防護問題越來越突出。由圖2可見，飛行速度在馬赫數(shù)5時，來流空氣經(jīng)進氣道壓縮后，溫度超過1 200 K，燃氣溫度大于2 500 K；馬赫數(shù)7時，燃燒室（未冷卻）溫度超過2 800 K，這將超過現(xiàn)有材料承受能力；馬赫8時，燃燒室溫度高達3 000 K[8]。為保證超燃沖壓發(fā)動機性能，保證長時間穩(wěn)定工作，必須對發(fā)動機高溫區(qū)域實施熱防護。

圖2 燃燒室（未冷卻）壁面溫度隨馬赫數(shù)變化和可用材料

1.3 艙內熱環(huán)境特性

飛行器傳統(tǒng)熱源包括發(fā)動機高溫高壓引氣、機載航電設備散熱、機電設備散熱等。相較于傳統(tǒng)熱源，高超聲速飛行器內外熱環(huán)境熱源在量級上大幅增加，其中飛行器氣動熱以及發(fā)動機燃燒廢熱輸入量大幅增加，并通過熱防護結構進入到飛機機體中。艙內高能設備散熱，如雷達等機載大功率電子設備、其他傳感器系統(tǒng)、部件低效率與能量發(fā)生系統(tǒng)（熱流密度高達100 W/cm2）、先進處理器（熱流密度高達250～500 W/cm2）等所產(chǎn)生的熱載荷大幅增加[9]。根據(jù)熱源來源和任務使用特點分析，高超聲速飛行器熱源存在空間分布區(qū)域廣且分布不均勻、時間分布差異大的特點。隨著飛行器在大氣層內高超聲速飛行的時間越來越長，飛行器熱環(huán)境由高熱流密度和短加熱時間向中等熱流密度、長加熱時間轉變，高超聲速飛行器面臨的熱環(huán)境更加劇烈[3]。

1.4 熱環(huán)境特性分析

目前，高超聲速飛行器正在向高空、高速、長航時發(fā)展，隨著艙內高能量密度應用更加普遍，高超聲速飛行器面臨著更加嚴酷的內外熱環(huán)境。熱防護技術可阻止外界惡劣環(huán)境對飛行器艙環(huán)境影響，降低飛行器結構溫度梯度及結構熱疲勞。艙內環(huán)境熱控制通過有效排出艙內廢熱，從而保障飛行器結構、乘員安全以及儀器設備正常工作，如圖3所示。

熱防護主要問題包括2方面：高超聲速飛行器駐點、前緣等小曲率半徑結構熱流密度大，面對重復使用需求，成熟熱防護手段不適用；面對高超聲速飛行器長航時飛行表面持續(xù)加熱，受限于質量因素，熱防護結構的質量與長時間熱防護溫度要求存在不匹配。熱管理主要存在2方面問題：熱管理需要管理熱源量大幅增加；散熱途徑受到限制。

圖3 高超飛行器綜合熱管理內涵

2 高超聲速飛行器綜合熱管理技術

面對嚴酷的艙外環(huán)境和艙內環(huán)境、熱沉不足等復雜情況，傳統(tǒng)熱防護與熱管理設計方式，已經(jīng)不能夠滿足高超聲速飛行器的熱管理需求。將機身結構、熱防護與艙內熱管理系統(tǒng)、推進系統(tǒng)耦合，進行一體化綜合熱管理，實現(xiàn)艙內有限資源的綜合利用，是解決高超聲速飛行器“保暖瓶”飛行問題的有效途徑。

2.1 高超聲速飛行器熱防護技術

高超聲速熱防護包括3類：被動冷卻、半主動冷卻以及主動冷卻。被動冷卻、半主動冷卻以及主動冷卻的原理、分類以及特點見表1[10-17]。

表1 熱防護形式以及特點

Tab.1 Forms and features of thermal protection

分析表1可以發(fā)現(xiàn)，被動熱防護、半主動熱防護以及主動熱防護的冷卻原理不同，在相同熱環(huán)境下，主動熱防護冷卻效果最好，半主動熱防護次之，被動熱防護相對較差。主動熱防護通過消耗熱沉持續(xù)實現(xiàn)熱防護，因此可以用來承受長時間較高密度熱流。主動熱防護具備閉環(huán)溫度控制、可重復使用等優(yōu)點，其可用于較高的熱流密度并持續(xù)長時間氣動加熱部件的熱防護。然而從研制難度和成本而言，被動熱防護不需要攜帶額外冷卻工質，冷卻過程最簡單，研制難度和成本最低，半主動、主動熱防護的研制難度和成本依次增加。

對高超聲速飛行器熱防護設計而言，應根據(jù)飛行器飛行任務包線下的熱環(huán)境參數(shù)、飛行時間、飛行器外形特點以及結構材料特性等進行合理選擇。對可重復使用高超聲速飛行器，要求熱防護系統(tǒng)能長時間保持良好氣動外形，可重復使用，并且維護維修方便。對飛行器與推進系統(tǒng)一體化設計而言，采用單一熱防護措施將無法滿足一體化設計要求，應針對不同部位氣動加熱環(huán)境和熱防護需求，采取相應的措施。對小曲率半徑廣義前緣類結構（如尖化前緣、鼻錐、舵面、發(fā)動機唇口、燃燒室噴注面板等），其熱流密度高達MW/m2量級，利用主動冷卻熱防護可以實現(xiàn)對其持續(xù)冷卻，進而保證結構熱載荷特性。針對飛行器大面積區(qū)域、熱流密度相對比較低的情況，可以根據(jù)飛行器具體特點，采用被動、半主動冷卻熱防護。

2.2 高超聲速飛行器艙內熱管理技術

高超聲速飛行器艙內熱管理涉及熱量收集、傳輸、存儲以及排散等過程，涉及到流體力學、熱力學、傳熱傳質學等交叉學科的復雜物理過程。

1）熱量收集和傳輸技術。按照熱流量大小和溫度高低，飛機上熱量可以分為高品階熱量和低品階熱量。對于高品階熱量的收集和傳輸，通過燃油–滑油換熱器、燃油–液壓油換熱器、燃油–空氣換熱器、空–空換熱器等實現(xiàn)。對于低品階低熱量，通過熱泵、蒸汽循環(huán)、空氣循環(huán)裝置實現(xiàn)。開展熱量收集的冷邊可以是燃油、沖壓空氣、消耗性介質等，熱邊可以是液壓油、滑油、高溫空氣等其他高溫待冷卻介質。常見換熱方式包括空氣自然冷卻、空氣強迫冷卻、液體冷卻、相變冷卻等。熱管理冷卻方式依據(jù)熱流密度、系統(tǒng)復雜性、環(huán)境需求、材料、冷卻工質可用性等因素選擇[9]，如圖4所示。

2）儲熱技術。通過使用相變材料、冷卻循環(huán)等實現(xiàn)熱能的存儲或傳遞，用于高功率、低負載周期任務載荷熱與飛行器終端的散熱緩沖和熱存儲，從而降低此類熱載荷對飛機熱管理系統(tǒng)的熱沖擊。機上已經(jīng)使用的冷卻循環(huán)采用聚α乙烯烴（PAO）、乙二醇水溶液作為冷卻介質，燃油作為熱沉[18]。相變材料方面，石蠟類相變材料已經(jīng)實現(xiàn)在航空航天領域的熱控和儲能方面的應用[19]。

圖4 熱管理冷卻方式選擇

3）熱量排散技術。熱量排散一般通過飛機表面和熱沉實現(xiàn)。然而復合材料蒙皮、高效率發(fā)動機和高度嵌入式的系統(tǒng)將使得高超飛機通過表面實現(xiàn)散熱更加困難。傳統(tǒng)熱沉包括沖壓空氣、燃油等，隨著飛行速度的增加，高速階段沖壓空氣溫度較高，很難作為熱沉使用[20]。燃油熱沉能力達到限制，熱沉散熱能力嚴重不足，已經(jīng)不能滿足熱管理需求，亟需發(fā)展新型熱沉或采用可消耗性熱沉。目前超聲速/高超聲速飛行器使用熱沉見表2[21]。

表2 典型相變材料熱沉熱物理性質

Tab.2 Thermal physical properties of typical phase change materials

傳統(tǒng)飛行器（尤指飛機）熱管理系統(tǒng)以飛行器環(huán)境控制為主，其中空氣循環(huán)系統(tǒng)、蒸發(fā)循環(huán)系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、惰化系統(tǒng)、滑油系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)等相互獨立、無交聯(lián)，各個系統(tǒng)熱量隔離，分別進行管理，造成大量能量浪費。以燃油為熱沉的熱管理系統(tǒng)實現(xiàn)了多個系統(tǒng)交聯(lián)，如圖5所示。F-22首次運用了綜合熱管理理念，創(chuàng)造性地利用燃油系統(tǒng)等將環(huán)控系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)和滑油系統(tǒng)交聯(lián)進行熱管理[22]。F-35飛機首次將輔助動力、應急動力、液壓、環(huán)控系統(tǒng)以及熱管理等整合至一個整體系統(tǒng)，即熱/能量管理系統(tǒng)（T/EMM）。其中，動力裝置共用齒輪箱，原EPU和APU獨立的燃燒室集成為一個雙模態(tài)燃燒室，原EPU和APU渦輪共用，由此誕生了以熱/能量管理型綜合動力裝置為核心的機電系統(tǒng)綜合熱/能量管理系統(tǒng)，初步實現(xiàn)了能量優(yōu)化[23-24]。F-35的T/EMM是美國綜合飛行器能量技術計劃（INVENT）成果的典型應用。高超聲速飛行器的布局更加緊湊，系統(tǒng)功能集成度會更高，受限于熱沉和散熱途徑，其熱管理將更加強調熱能綜合利用和管理，各系統(tǒng)熱管理之間耦合度更緊密，熱沉利用更加動態(tài)化和高效化。

圖5 基于燃油系統(tǒng)等綜合熱管理

表3給出了一代到四代國外戰(zhàn)斗機熱管理系統(tǒng)的發(fā)展情況，并預測了未來飛機熱管理系統(tǒng)的發(fā)展趨勢[25]。隨著熱載荷散熱需求的增加，熱管理系統(tǒng)制冷能力要求同步增加，在有限熱沉、安裝空間、質量等多因素限制下，熱管理系統(tǒng)向自適應控制方向發(fā)展，通過動態(tài)梯級利用熱沉，采用高效換熱手段，提高熱管理系統(tǒng)效率，降低系統(tǒng)總質量。

2.3 高超聲速飛行器綜合熱管理技術

美國開展整機綜合熱管理研究比較早。自20世紀90年代起，美國相繼推出了一系列研究計劃，通過提高能源與熱管領域相關的基礎科研、模型開發(fā)、仿真分析、系統(tǒng)綜合、地面演示驗證等系列研究，旨在加快提高相關領域技術成熟度，以保證美國空中力量優(yōu)勢。其中各個計劃中熱科學以及熱管相關的研究內容如圖6所示[26-29]。

表3 國外戰(zhàn)斗機熱管理系統(tǒng)

Tab.3 Thermal management systems of foreign aircrafts

圖6 美國綜合熱管理相關計劃及研究內容

其中INVENT的核心子計劃——建模需求和實施計劃（MRIP），針對以往飛機設計中整機建模采用“靜態(tài)”模型的不足，利用基于模型的設計方法，開展整機建模，同時給出模塊之間的能量傳遞關系，包括熱能、電理能和機械能等的傳遞，運用全機系統(tǒng)動態(tài)模型進行仿真與設計，從而實現(xiàn)全機能量的優(yōu)化設計。MRIP中熱能在任務級“從頭到尾”模型的設計框架如圖7所示[30]。框架中明確了飛機熱載荷模塊、飛行器系統(tǒng)特性模塊、發(fā)動機特性模塊、燃油熱管理系統(tǒng)模塊、動力熱管理模塊，實現(xiàn)了內外環(huán)境的耦合建模，完整覆蓋飛行器綜合熱管理主要因素。

圖7 飛行器熱管理模型

通過上述一系列熱管理相關的基礎科研研究計劃，美國已經(jīng)建立了能熱綜合設計、仿真與試驗驗證技術體系，基本具備了高超聲速飛行器能熱綜合設計的能力。

3 綜合熱管理關鍵技術研究進展

3.1 先進熱管理關鍵技術

先進綜合熱管理技術的關鍵技術重點圍繞改善熱防護綜合性能以及熱管理熱能生成、采集、輸送、儲存和排放過程所涉及的關鍵技術和基礎研究，具體包括以下4個方面。

1）輕質多功能熱防護技術。氣動熱是高超聲速飛行器典型特點，受限于現(xiàn)有結構材料耐溫性和質量要求，輕質、集承載、防熱一體化多功能結構設計是未來熱防護結構發(fā)展的大趨勢。由于主動熱防護技術具有傳熱效率高、防護性效果好、質量輕等特點，具備主動熱防護功能的結構（如復合冷卻結構、仿生發(fā)汗冷卻結構、再生冷卻結構）將會發(fā)揮越來越大的作用。

2）高效熱利用技術。針對飛機外表面氣動熱、發(fā)動機燃燒熱高品質穩(wěn)定熱源，通過熱沉進行熱管理，會造成熱沉大量浪費，通過熱電轉化技術實施熱能利用是比較有前景的手段。熱電轉換技術手段主要包括半導體溫差發(fā)電、堿金屬熱電轉換、磁流體發(fā)電等直接熱電轉換技術和斯特林循環(huán)、朗肯循環(huán)、布雷頓循環(huán)等熱力循環(huán)發(fā)電[31]。熱電轉化技術尚未應用到機上，對比較成熟的布雷頓循環(huán)，技術存在轉換效率低、比功率低的特點，機上利用需要顯著提高熱電轉換效率、比功率，系統(tǒng)集成化輕質化研發(fā)。另外，對于直接熱電轉化技術，應增加超導材料、半導體材料等基礎材料科學投入，增大材料耐溫性和力學特性，加快技術成熟度。

3）大功率部件熱管理。隨著機載設備高功率化、集成化，開展高效發(fā)電機、高功率雷達、電動作動裝置等大功率電子設備和高功率密度有效載荷熱管理研究將是從源頭降低熱量的一項重要手段。一方面，通過降低部件發(fā)熱量，提高部件級熱管理效率；另一方面，通過提高部件敏感元器件的耐溫性，進而提高設備的環(huán)境耐受性。部件級熱管理能力提升，將降低飛機設備艙內熱管理系統(tǒng)的復雜度，并且降低熱沉需求。

4）高效換熱/儲熱技術。采用高效換熱技術，通過熱載荷采集、傳輸，有效提高部件以及熱管理系統(tǒng)的換熱效率，繼而提高熱沉利用率，降低熱沉用量。高效換熱技術包括高效緊湊式換熱器、噴霧、射流冷卻、熱管、納米流體強化換熱、微槽道換熱等單一方式和多種形式組合的復合換熱方式。儲熱技術主要側重于相變材料的儲熱應用，相變儲熱可以有效緩沖高熱流熱載荷對熱管理系統(tǒng)的熱沖擊，儲熱技術需要考慮儲熱速度和儲熱效率兩大關鍵要素。通過增加相變儲熱材料傳熱性能、增加有效換熱面積等方式實現(xiàn)相變儲熱系統(tǒng)的強化傳熱[32-33]。

3.2 高超聲速飛行器內外一體化耦合設計

當高超聲速飛行器高超聲速長航時飛行時，飛行器表面大面積氣動熱可達幾十kW/m2量級。一方面，飛行器結構熱防護作用趨于穩(wěn)態(tài)，氣動熱“熱透”飛行器結構進入飛行器艙內；另一方面，隨著設備高能化設備熱增加，飛行器內環(huán)境熱環(huán)境變得更加嚴苛，高超飛行器面臨嚴峻的內外熱環(huán)境。同時，受限于高超飛行器有限熱沉與載質量資源，高超聲速飛行器內外熱管理面臨著高效和減質量雙重挑戰(zhàn)。

目前，飛行器氣動熱、熱防護以及艙內熱管理內外熱分析與系統(tǒng)熱設計都相對獨立，熱防護與熱管理設計耦合度很低，系統(tǒng)設計冗余度大。面對高超聲速飛行器長航時飛行熱量累積效應更加嚴重的情況下，從熱總體角度，開展高超飛行器艙外熱流環(huán)境評估、艙內熱環(huán)境分析以及飛行器內外一體化耦合熱分析，進行高超聲速飛行器內外環(huán)境熱管理一體化耦合設計與優(yōu)化，將成為飛行器熱分析研究領域的重點發(fā)展方向[34]。通過高超飛行器熱綜合管理設計，精細化提高系統(tǒng)效率，在保證飛行器熱安全的前提下，盡量減少不必要的安全冗余，降低載荷和有效空間負擔[35-36]。

3.3 綜合熱管理系統(tǒng)快速建模與分析

高超聲速飛行器面臨復雜的外部與內部熱環(huán)境，艙外氣動熱、發(fā)動機廢熱通過熱傳導、輻射等手段傳導至艙內，艙內環(huán)境通過熱傳導、輻射、對流換熱等手段高度耦合。艙內外熱載荷聯(lián)合作用導致整個換熱過程極其復雜，并涉及環(huán)控、燃油、液壓等多個系統(tǒng)，包含電、熱、機械和控制多個學科。傳統(tǒng)建模分析中不同學科建模方式存在差異，模型之間接口匹配性差，面對高超聲速飛行器不同時段與不同任務階段，主要熱載荷不同，且載荷峰值波動比較大的特點，傳統(tǒng)建模手段很難實現(xiàn)時域與任務域2個維度的快速建模與仿真分析[37]。通過開展模塊化與標準化建模，定義各子系統(tǒng)之間的共享載荷和能源等信息，建立系統(tǒng)間標準化接口，利用層級式和分布式架構等方式實現(xiàn)多系統(tǒng)、多學科之間數(shù)據(jù)聯(lián)通，實現(xiàn)子系統(tǒng)之間數(shù)據(jù)同步與共享，進而大大縮短建模與分析時間。通過定義開放式、模塊化接口，降低熱管理系統(tǒng)新技術綜合的難度。優(yōu)化控制策略，在子系統(tǒng)之間根據(jù)需要動態(tài)分配能源，提高系統(tǒng)能源的利用效率，降低各子系統(tǒng)的設計余量。

在此基礎上，開展部件精細化與系統(tǒng)集成化兼顧的熱分析，提高熱管理系統(tǒng)效能與動態(tài)管理能力，降低系統(tǒng)冗余。通過熱管理系統(tǒng)綜合仿真，一方面可以通過不同系統(tǒng)協(xié)同仿真，打破系統(tǒng)之間獨立的設計，降低系統(tǒng)冗余性；另一方面，通過綜合熱管理系統(tǒng)可以實現(xiàn)時間級和任務級等多維度和多顆粒度仿真，更貼近真實熱管理需求。

4 結語

飛行器內外高熱流環(huán)境是高超聲速飛行器典型特性，熱相關問題是亟待解決的難題。飛行器需要具有更強、更智能的熱管理能力，需要發(fā)展數(shù)字控制綜合熱管理技術。熱管理手段從單一形式換熱向復合形式、綜合一體化形式轉換，熱管理效率逐步提升。熱管理技術從局部熱量控制到全機綜合熱管理，從簡單狀態(tài)控制到數(shù)字綜合控制。不僅僅是系統(tǒng)層級通過新方法解決問題，而且是通過現(xiàn)有技術優(yōu)化，通過局部部件優(yōu)化或者系統(tǒng)優(yōu)化，實現(xiàn)應用創(chuàng)新，提高系統(tǒng)熱效率，從而實現(xiàn)熱沉利用率提升。熱管理綜合化，不僅有助于優(yōu)化系統(tǒng)設計，更將有助于提高系統(tǒng)效能和設計精度，降低系統(tǒng)冗余，提升高超聲速飛行器效能。

[1] 黃得剛. 高超聲速飛行器路徑規(guī)劃、制導與控制研究[D]. 西安: 西北工業(yè)大學, 2016.

HUANG De-gang. Path Planning, Guidance and Control for a Hypersonic Vehicle[D]. Xi'an: Northwestern Polytechnical University, 2016.

[2] WOOLF A F. Conventional Prompt Global Strike and Long-Range Ballistic Missiles: Background and Issues[R].The Submarine Review, 2013.

[3] 桂業(yè)偉, 唐偉, 杜雁霞. 臨近空間高超聲速飛行器熱安全[M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 2019.

GUI Ye-wei, TANG Wei, DU Yan-xia. Thermal Safety Issues of Near-Space Hypersonic Vehicles[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2019.

[4] JACKSON T A, EKLUND D R, FINK A J. High Speed Propulsion: Performance Advantage of Advanced Materials[J]. Journal of Materials Science, 2004, 39(19): 5905-5913.

[5] MARLEY C D. Thermal Management in a Scramjet- Powered Hypersonic Cruise Vehicle[D]. Ann Arbor, MI, USA: University of Michigan, 2018.

[6] 桂業(yè)偉. 高超聲速飛行器綜合熱效應問題[J]. 中國科學: 物理學力學天文學, 2019, 49(11): 139-153.

GUI Ye-wei. Combined Thermal Phenomena of Hypersonic Vehicle[J]. Scientia Sinica (Physica, Mechanica & Astronomica), 2019, 49(11): 139-153.

[7] SONG K D, CHOI S H, SCOTTI S J. Transpiration Cooling Experiment for Scramjet Engine Combustion Chamber by High Heat Fluxes[J]. Journal of Propulsion and Power, 2006, 22(1): 96-102.

[8] 孫弘原. 超燃沖壓發(fā)動機燃燒室煤油再生冷卻研究[D]. 長沙: 國防科學技術大學, 2009.

SUN Hong-yuan. Investigation of Kerosene's Regenerated Cooling of Supersonic Combustion Chamber[D]. Changsha: National University of Defense Technology, 2009.

[9] MEHTA J, CHARNESKI J, WELLS P. Unmanned Aerial Systems (UAS) Thermal Management Needs, Current Status, and Future Innovations[C]//10th International Energy Conversion Engineering Conference. Atlanta: AIAA, 2012.

[10] 閔昌萬, 付秋軍, 焦子涵. 史記·高超聲速飛行[M]. 北京: 科學出版社, 2019.

MIN Chang-wan, FU Qiu-jun, JIAO Zi-han. Historical Records Hypersonic Flight[M]. Beijing: Science Press, 2019.

[11] 段卓毅. X系列飛行器概覽[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社, 2017.

DUAN Zhuo-yi. Survey of X-planes[M]. Beijing: Aviation Industry Press, 2017.

[12] 王璐, 王友利. 高超聲速飛行器熱防護技術研究進展和趨勢分析[J]. 宇航材料工藝, 2016, 46(1): 1-6.

WANG Lu, WANG You-li. Research Progress and Trend Analysis of Hypersonic Vehicle Thermal Protection Technology[J]. Aerospace Materials & Technology, 2016, 46(1): 1-6.

[13] KELLY H, BLOSSER M. Active Cooling from the Sixties to NASP[R]. NASA Sti/Recon Technical Report, 1994.

[14] DARYABEIGI K. Thermal Analysis and Design of Multi-Layer Insulation for re-Entry Aerodynamic Heating[C]//35th AIAA Thermophysics Conference. Anaheim: AIAA, 2001.

[15] 許青. 高超聲速飛行器熱防護系統(tǒng)概念設計與分析方法研究[D]. 南京: 南京航空航天大學, 2017.

XU Qing. Research on Conceptual Design & Analyze Methods for Tps of Hypersonic Vehicles[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2017.

[16] GLASS D. Ceramic Matrix Composite (CMC) Thermal Protection Systems (TPS) and Hot Structures for Hypersonic Vehicles[C]//15th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference. Dayton: AIAA, 2008.

[17] 周印佳, 張志賢. 航天器可重復使用熱防護技術研究進展與應用[J]. 航天返回與遙感, 2019, 40(5): 27-40.

ZHOU Yin-jia, ZHANG Zhi-xian. Research Progress and Applications of Reusable Thermal Protection Technology for Spacecraft[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2019, 40(5): 27-40.

[18] 屠敏, 袁耿民, 薛飛, 等. 綜合熱管理在先進戰(zhàn)斗機系統(tǒng)研制中的應用[J]. 航空學報, 2020, 41(6): 523629.

TU Min, YUAN Geng-min, XUE Fei, et al. Application of Integrated Thermal Management in Development of Advanced Fighter System[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2020, 41(6): 523629.

[19] 高光波, 韓林森. 機載激光武器熱管理系統(tǒng)研究[J]. 航空制造技術, 2018, 61(7): 93-96.

GAO Guang-bo, HAN Lin-sen. Study on Thermal Management of Airborne Laser Weapon[J]. Aeronautical Manufacturing Technology, 2018, 61(7): 93-96.

[20] 于喜奎, 毛羽豐. 高超聲速飛機熱管理系統(tǒng)控制模型構建與仿真[J]. 航空動力學報, 2018, 33(3): 741-751.

YU Xi-kui, MAO Yu-feng. Research and Simulation of Hypersonic Aircraft Thermal Management System and Its Control Model[J]. Journal of Aerospace Power, 2018, 33(3): 741-751.

[21] 王浚, 王佩廣. 高超聲速飛行器一體化防熱與熱控設計方法[J]. 北京航空航天大學學報, 2006, 32(10): 1129-1134.

WANG Jun, WANG Pei-guang. Integrated Thermal Protection and Control System Design Methodology for Hypersonic Vehicles[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2006, 32(10): 1129-1134.

[22] 陳悅. 飛機燃油系統(tǒng)熱負荷計算及熱管理分析[D]. 南京: 南京航空航天大學, 2014.

CHEN Yue. Heat Sink Calculation and the Analysis of Thermal Management for Aircraft Fuel System[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2014.

[23] 莫駿韜. 飛機綜合一體化熱/能量管理系統(tǒng)仿真及優(yōu)化研究[D]. 南京: 南京航空航天大學, 2016.

MO Jun-tao. Research on Simulation and Optimization of Aircraft Integrated Thermal/Energy Management System[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2016.

[24] 雷屹坤. 飛機綜合一體化熱/能量管理系統(tǒng)方案研究[D]. 南京: 南京航空航天大學, 2014.

LEI Yi-kun. Research on Scheme of Integrated Thermal and Energy Management System of Aircraft[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2014.

[25] 曹煜國, 周偉, 王鵬. 飛機綜合熱管理系統(tǒng)發(fā)展及試飛驗證技術研究[J]. 中國科技信息, 2020(5): 42-44.

CAO Yu-guo, ZHOU Wei, WANG Peng. Development of Aircraft Integrated Thermal Management System and Research on Flight Test Verification Technology[J]. China Science and Technology Information, 2020(5): 42-44.

[26] 王子熙. 美國能量優(yōu)化飛機設計方法與關鍵技術[J]. 航空科學技術, 2014, 25(5): 7-12.

WANG Zi-xi. Design Method and Key Technologies of US Energy Optimized Aircraft[J]. Aeronautical Science & Technology, 2014, 25(5): 7-12.

[27] 孫友師. 從多電飛機到能量優(yōu)化飛機——美國空軍航空機電領域發(fā)展計劃淺析[C]//2015年第二屆中國航空科學技術大會. 北京: 中國航空學會, 2015.

SUN You-shi. From MEA to EOA—Analysis of USAF Development Programs Related to Aircraft Systems[C]//The 2nd China Aviation Science and Technology Forum. Beijing:Chinese Society of Aeronautics and Astronautics, 2015.

[28] 孫友師. 美國空軍研究實驗室投資下一代電力、熱管理與控制技術[J]. 國際航空, 2018(6): 72-74.

SUN You-shi. AFRL Invests in Next-Generation Power, Thermal Management and Control Technologies[J]. International Aviation, 2018(6): 72-74.

[29] WALTERS E, AMRHEIN M, O'CONNELL T, et al. INVENT Modeling, Simulation, Analysis and Optimization[C]//48th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. Orlando: AIAA, 2010.

[30] BODIE M. Power Thermal Management System Design for Enhanced Performance in an Aircraft Vehicle[C]// SAE Technical Paper Series. Warrendale: SAE International, 2010.

[31] 詹景坤, 王小輝, 蔡昱. 熱電轉換技術在高超聲速飛行器中的應用設想[J]. 電子測試, 2018(4): 27-29.

ZHAN Jing-kun, WANG Xiao-hui, CAI Yu. The Application Study on Thermoelectric Conversion Technology in Hypersonic Aircraft[J]. Electronic Test, 2018(4): 27-29.

[32] 李昭, 李寶讓, 陳豪志, 等. 相變儲熱技術研究進展[J]. 化工進展, 2020, 39(12): 5066-5085.

LI Zhao, LI Bao-rang, CHEN Hao-zhi, et al. State of the Art Review on Phase Change Thermal Energy Storage Technology[J]. Chemical Industry and Engineering Progress, 2020, 39(12): 5066-5085.

[33] 田浩, 曹智睿. 一種適用于高熱流密度芯片的微槽道沖擊射流冷卻系統(tǒng)[J]. 暖通空調, 2017, 47(10): 137-141.

TIAN Hao, CAO Zhi-rui. Micro-Channel Jet Cooling System for High Heat Flux Chips[J]. Heating Ventilating & Air Conditioning, 2017, 47(10): 137-141.

[34] 劉開磊, 王純, 魏太水, 等. 高速飛行器綜合熱管理方案快速仿真平臺[J]. 航空工程進展, 2020, 11(3): 353-359.

LIU Kai-lei, WANG Chun, WEI Tai-shui, et al. Rapid Simulation Platform for Integrated Thermal Management System of High-Speed Aircraft[J]. Advances in Aeronautical Science and Engineering, 2020, 11(3): 353-359.

[35] 時圣波, 唐碩, 梁軍. 臨近空間飛行器防隔熱/承載一體化熱結構設計及力/熱行為[J]. 裝備環(huán)境工程, 2020, 17(1): 36-42.

SHI Sheng-bo, TANG Shuo, LIANG Jun. Design and Thermomechanical Behavior of Full-Composite Structurally Integrated Thermal Protection Structure for near Space Vehicles[J]. Equipment Environmental Engineering, 2020, 17(1): 36-42.

[36] SHI Sheng-bo, CHEN Yong, DAI Cun-xi, et al. Modeling the High Temperature Behavior of All-Composite, Corrugated-Core Sandwich Panels Undergoing Ablation[J]. Thin-Walled Structures, 2021, 164: 107742.

[37] FISHER T, YERKES K, BYRD L, et al. Dynamic Thermal Management for Aerospace Technology: A Review and Outlook[C]//53rd AIAA Aerospace Sciences Meeting. Kissimmee: AIAA, 2015.

Research Progress on Integrated Thermal Management and Key Tec hnology of Hypersonic Vehicles

DU Chen-hui1,2

(1. Chinese Aeronautical Establishment, Beijing 100291, China; 2. Graduate School, Chinese Aeronautical Establishment, Jiangsu Yangzhou, 225002, China)

With the development to high altitude, high speed, and long endurance of hypersonic vehicles, the external and inner thermal environment it faced has become more severe, which has brought great challenges to the current thermal protection and thermal management. Focused on the hypersonic vehicles’ internal and external thermal environment and the requirements of thermal protection and thermal management, and to deal with the status of increasing heat load and limited heat sink, the method of integrated design and management for thermal protection and thermal management in cabin was proposed in this work. Then, comprehensive discussion and analysis on thermal protection and thermal management were carried out, which included current technological means, applications and development trends. Based on these, the series of plans about the integrated thermal management in USA were summarized. At last, three key technologies of integrated thermal management for hypersonic vehicles were analyzed, including advanced thermal management technologies, integrated internal and external coupling design and rapid modeling and analysis of integrated thermal management systems.

hypersonic vehicles; thermal protection; thermal management in cabin; integrated thermal management

V221

A

1672-9242(2023)01-0043-09

10.7643/ issn.1672-9242.2023.01.007

2021–12–05；

2021-12-05；

2022–01–03

2022-01-03

杜晨慧（1989—），女，博士研究生，工程師，主要研究方向為飛行器總體設計。

DU Chen-hui (1989-), Female, Doctoral candidate, Engineer, Research focus: aircraft design.

杜晨慧. 高超聲速飛行器綜合熱管理及關鍵技術研究進展[J]. 裝備環(huán)境工程, 2023, 20(1): 043-051.

DU Chen-hui.ResearchProgress on Integrated Thermal Management and Key Technology of Hypersonic Vehicles[J]. Equipment Environmental Engineering, 2023, 20(1): 043-051.

責任編輯：劉世忠