飛機發(fā)動機一體化熱管理系統(tǒng)建模與性能研究

張啟冬　林貴平　郭京輝　劉子鈺

摘要： 面對具有大幅變化范圍的飛行器飛行條件，飛機和發(fā)動機熱載荷也在隨之發(fā)生劇烈變化，飛機/發(fā)動機如何有效解決寬范圍下熱載荷散熱問題變得尤為突出。設(shè)計了基于閉式空氣循環(huán)、燃油熱管理系統(tǒng)以及裝備蓄冷油箱的三涵道發(fā)動機的飛機發(fā)動機一體化熱管理系統(tǒng)，并對此系統(tǒng)進行建模和數(shù)值仿真分析。分別建立一體化熱管理系統(tǒng)在亞音速巡航、加速爬升和超音速巡航狀態(tài)下的調(diào)控方案和熱沉組合形式。三涵道模式給一體化熱管理系統(tǒng)帶來散熱能力的提升。加速爬升和超音速巡航狀態(tài)下，蓄冷油箱在嚴(yán)苛的飛行狀態(tài)下能有效緩解單一燃油熱沉在熱管理系統(tǒng)中散熱能力的局限性，提升熱管理系統(tǒng)散熱能力，保障飛行器安全可靠地工作。

關(guān)鍵詞： 飛機發(fā)動機一體化 燃油熱管理系統(tǒng) 閉式空氣循環(huán) 蓄冷油箱 三涵道發(fā)動機

中圖分類號： V263.6 文獻標(biāo)識碼： A 文章編號： 1672-3791（2023）24-0049-05

隨著飛機飛行技術(shù)的發(fā)展，飛行器一方面需要更多電子設(shè)備來實現(xiàn)更高的飛行性能，熱載荷隨之大幅增加［1-3］；另一方面為了滿足更高隱身性需求，采用大量復(fù)合材料和減少飛行器進氣口，使得散熱路徑大大受限［4-5］。尤其在面臨超音速飛行時，嚴(yán)重的氣動加熱將導(dǎo)致飛行器表面及系統(tǒng)部件暴露在高溫下［6-7］。過高的機體及設(shè)備溫度不利于設(shè)備的安全使用和維護，因此超音速飛行器對制冷量和制冷方式的要求日益提升［8-9］。傳統(tǒng)的熱管理系統(tǒng)將機載熱管理系統(tǒng)與發(fā)動機熱管理系統(tǒng)分開設(shè)計，通過設(shè)置燃油溫度邊界實現(xiàn)兩個熱管理系統(tǒng)的耦合，這造成了熱管理系統(tǒng)設(shè)計指標(biāo)裕度低，增加了飛機與發(fā)動機熱管理系統(tǒng)的設(shè)計難度，越發(fā)難以適應(yīng)飛機發(fā)展的高性能需求。

飛機發(fā)動機一體化（簡稱“飛發(fā)一體化”）熱管理系統(tǒng)正是解決上述問題的有效手段。面對寬速域、寬空域的飛行任務(wù)，采用自適應(yīng)調(diào)控技術(shù)能夠更好地解決時變多工況問題，即針對不同飛行條件，熱管理系統(tǒng)可自動調(diào)節(jié)系統(tǒng)工作模式，選擇最佳熱管理路徑和熱沉，實現(xiàn)系統(tǒng)的最大散熱能力和最高工作效率。目前飛發(fā)一體化的研究主要集中在氣動方面［10-12］，在熱管理方面的研究較少［13-14］。真正而深入地研究飛發(fā)一體化熱管理模式，對未來整機性能發(fā)展以及熱載荷性能提升有深遠(yuǎn)的意義。

傳統(tǒng)的沖壓空氣制冷系統(tǒng)由于制冷量不足、代償損失較大等原因使其應(yīng)用越發(fā)受限。與之相比，機載燃油由于具有熱容大、溫度穩(wěn)定和不影響飛行器隱身效果等優(yōu)勢，被更加廣泛地用作飛行器的熱沉，基于此的綜合熱管理系統(tǒng)應(yīng)運而生［15-16］。此外，較為常見的熱排散技術(shù)手段包含以下幾個。

（1）閉式循環(huán)空氣系統(tǒng)，通過緊湊結(jié)構(gòu)實現(xiàn)機載熱管理和發(fā)動機各種狀態(tài)的綜合控制［17］。區(qū)別于傳統(tǒng)機載機電系統(tǒng)各結(jié)構(gòu)獨立設(shè)計，該系統(tǒng)優(yōu)勢首先是將獨立的各系統(tǒng)進行整合，減少系統(tǒng)部件和質(zhì)量，降低了機載代償損失，同時采用多部件共軸的方式，可以最大限度地實現(xiàn)空間結(jié)構(gòu)緊湊。其次，系統(tǒng)將應(yīng)急動力裝置、輔助動力裝置、環(huán)境控制系統(tǒng)和熱管理系統(tǒng)等功能進行整合，實現(xiàn)自適應(yīng)動力與熱量功能管理。最后，系統(tǒng)可以減少使用沖壓空氣，提高飛行器的隱身能力。（2）變循環(huán)發(fā)動機結(jié)構(gòu)，通過改變發(fā)動機內(nèi)部幾何結(jié)構(gòu)實現(xiàn)寬速域下發(fā)動機飛行狀態(tài)的改變，通過改變其自身熱力循環(huán)參數(shù)，使發(fā)動機能夠在跨度較大的速域和空域范圍內(nèi)，以較高推力和較低耗油率進行工作［18-19］。（3）采用具有較好的熱排散潛力的材料或結(jié)構(gòu)，如消耗性熱沉、儲能材料、蓄冷結(jié)構(gòu)和涵道結(jié)構(gòu)等。其中，蓄冷結(jié)構(gòu)如蓄冷油箱［20］，可在系統(tǒng)散熱能力充裕的條件下，通過散熱路徑冷卻更多的燃油工質(zhì)，采用保溫結(jié)構(gòu)回收儲存低溫燃油熱沉工質(zhì)，當(dāng)系統(tǒng)散熱能力不足時，將蓄冷油箱中的低溫燃油工質(zhì)引出，用于熱管理系統(tǒng)中需要進一步冷卻的環(huán)節(jié)中，實現(xiàn)短時間內(nèi)對熱管理系統(tǒng)中高溫工質(zhì)的冷卻與熱量傳輸。涵道結(jié)構(gòu)如三涵道結(jié)構(gòu)，通過增大發(fā)動機涵道比提升發(fā)動機工作效率［21］。

結(jié)合以上各系統(tǒng)與結(jié)構(gòu)的散熱優(yōu)勢，本文將構(gòu)建基于閉式空氣循環(huán)、燃油熱管理系統(tǒng)以及裝備蓄冷油箱的三涵道發(fā)動機的飛發(fā)一體化熱管理系統(tǒng)，并進行建模仿真和試驗分析。

1 飛機發(fā)動機一體化設(shè)計

飛發(fā)一體化熱管理是指在工作時序和空間結(jié)構(gòu)上實現(xiàn)飛機熱管理和發(fā)動機熱管理的綜合統(tǒng)一調(diào)配，這樣既能實現(xiàn)結(jié)構(gòu)緊湊、輕質(zhì)高效的熱管理系統(tǒng)設(shè)計，同時也能夠更大程度地提高熱管理系統(tǒng)的熱排散潛力。飛發(fā)一體化熱管理系統(tǒng)采用更加高效、輕質(zhì)的系統(tǒng)設(shè)計，如變循環(huán)發(fā)動機系統(tǒng)、閉式空氣循環(huán)系統(tǒng)、涵道結(jié)構(gòu)等，對于提升熱管理系統(tǒng)的散熱能力更為有效，如圖1所示。

相較于傳統(tǒng)綜合熱管理系統(tǒng)，飛發(fā)一體化熱管理系統(tǒng)具備以下優(yōu)點。

（1）實現(xiàn)了熱管理系統(tǒng)在結(jié)構(gòu)上和功能上的一體化綜合管理，同時也實現(xiàn)了熱管理系統(tǒng)自適應(yīng)調(diào)控。（2）在滿足飛行器隱身要求的前提下，能夠采用第三涵道結(jié)構(gòu)中的低溫涵道空氣，實現(xiàn)熱量的多路徑傳輸與排散，滿足不斷增加的散熱需求；在增加熱排散路徑和散熱量的同時，能夠降低燃油作為熱沉的流量，提升燃油的經(jīng)濟效益。（3）采用蓄冷油箱存儲低溫?zé)岢恋姆椒?，可以在不同飛行任務(wù)中進行自適應(yīng)調(diào)用，增強熱管理系統(tǒng)適應(yīng)性。（4）采用閉式空氣循環(huán)系統(tǒng)，能夠減輕機載系統(tǒng)質(zhì)量和體積，同時滿足機載設(shè)備和座艙的散熱需求。（5）充分利用自適應(yīng)變循環(huán)發(fā)動機的適應(yīng)性強、散熱潛力大的特點，使飛行器在高性能的飛行狀態(tài)下，追求低油耗、高散熱性能的工作狀態(tài)。

2 飛機發(fā)動機一體化熱管理系統(tǒng)數(shù)學(xué)建模

2.1 熱管理子系統(tǒng)建模

基于一體化熱管理系統(tǒng)內(nèi)主要部件的數(shù)學(xué)建模，進一步進行閉式空氣循環(huán)子系統(tǒng)、燃油熱管理子系統(tǒng)和三涵道發(fā)動機子系統(tǒng)的數(shù)學(xué)建模，為飛發(fā)一體化熱管理綜合系統(tǒng)奠定功能基礎(chǔ)。

2.1.1 閉式空氣循環(huán)子系統(tǒng)

閉式空氣循環(huán)子系統(tǒng)，如圖2 所示，將發(fā)動機引氣進行冷卻，得到的低溫低壓氣體用于吸收機載設(shè)備產(chǎn)生的熱量，并傳輸?shù)饺加秃桶l(fā)動機涵道結(jié)構(gòu)。

閉式空氣循環(huán)子系統(tǒng)在應(yīng)對不同飛行任務(wù)的過程中主要分為兩種工作模式，即第三涵道開啟模式和第三涵道關(guān)閉模式。第三涵道開啟時，一部分發(fā)動機壓氣機引氣進入動力渦輪，為旋轉(zhuǎn)軸提供動力，并將降溫后的空氣直接排散到環(huán)境中。另一部分引氣經(jīng)過第二涵道散熱器冷卻后，進入壓氣機中進行壓縮；被壓縮后的空氣依次經(jīng)過第三涵道散熱器-空氣和高溫液體空氣換熱器，分別將熱量傳遞給涵道空氣和液體冷卻工質(zhì)。該過程中，氣路閥門關(guān)閉，燃油-空氣換熱器不參與空氣冷卻，然后通過回?zé)崞骼淙ズ筮M入冷卻渦輪，經(jīng)過冷卻渦輪冷卻后的空氣一部分經(jīng)過低溫液體空氣換熱器吸收機載電子設(shè)備的熱載荷，另一部分空氣與經(jīng)過升溫的高溫空氣混合后輸送到座艙和電子設(shè)備艙進行冷卻，并從飛機排放到外界環(huán)境。剩余低溫空氣則經(jīng)過回?zé)崞骷訜岷笈c流經(jīng)第二涵道散熱器的空氣混合，實現(xiàn)空氣系統(tǒng)的閉式循環(huán)。在第三涵道關(guān)閉時，被壓縮機壓縮后的空氣，無法通過第三涵道散熱器-空氣進行冷卻，因此該工作狀態(tài)下氣路閥門打開。高溫空氣通過燃油-空氣換熱器將熱量傳遞給蓄冷油箱中在第三涵道開啟時收集的低溫燃油，然后繼續(xù)使用高溫液體空氣換熱器進行冷卻，再經(jīng)過回?zé)崞骼鋮s后進入冷卻渦輪；其余過程與第三涵道開啟時工作模式相同。

2.1.2 燃油熱管理子系統(tǒng)

燃油熱管理子系統(tǒng)，如圖3 所示，以燃油為熱沉冷卻飛機機載熱載荷和發(fā)動機內(nèi)部產(chǎn)熱，所述燃油熱管理子系統(tǒng)中的蓄冷油箱，在三涵道工作模式下收集低溫回油，用于在其他涵道工作模式下冷卻機載熱載荷。

燃油熱管理子系統(tǒng)在不同飛行任務(wù)過程中有兩種工作模式，即加力關(guān)閉模式和加力開啟模式。燃油作為熱沉從油箱流出，首先經(jīng)過液體燃油換熱器，吸收液體冷卻工質(zhì)中的熱量，實現(xiàn)熱量從空氣到燃油的傳輸；然后依次經(jīng)過液壓燃油散熱器、滑油燃油散熱器，吸收液壓系統(tǒng)和滑油系統(tǒng)的熱量；升溫后的燃油在進入發(fā)動機前，大部分燃油會通過回油管路流回油箱，剩余的燃油則會通過燃油增壓泵驅(qū)動后分為三路。其中，一路流向主泵調(diào)節(jié)器，通過計量活門控制流向主燃燒室的燃油流量，多余燃油經(jīng)過回油管路流回至增壓泵前，確定流量后的燃油流向燃滑油散熱器，吸收在發(fā)動機轉(zhuǎn)軸軸承中用于潤滑冷卻的高溫滑油中熱量后，最終流向燃燒室進行燃燒，實現(xiàn)熱量的燃燒排散。另一路流向加力泵，經(jīng)過加力泵增壓的燃油，通過噴口加力調(diào)節(jié)器進行分流，當(dāng)發(fā)動機關(guān)閉加力模式時，燃油全部回流到增壓泵前，當(dāng)發(fā)動機開啟加力模式時，一部分燃油經(jīng)過回油管路流回至增壓泵前，其余燃油則流經(jīng)加力燃滑油散熱器，吸收在發(fā)動機轉(zhuǎn)軸軸承中用于潤滑冷卻的高溫滑油中的熱量，然后進入分布器進行燃油噴嘴流量分配，最終流向加力燃燒室進行燃燒。當(dāng)增壓泵后的燃油溫度過高時，第一控制閥門開啟，發(fā)動機燃油系統(tǒng)需要將一部分燃油調(diào)回油箱，在發(fā)動機不開啟加力狀態(tài)時，燃油回流過程中會經(jīng)過第三涵道散熱器-燃油，將燃油中收集的一部分熱載荷通過涵道空氣排散，實現(xiàn)多路徑熱管理；第二控制閥門打開，第三控制閥門關(guān)閉，經(jīng)過降溫后的低溫燃油，可以進入蓄冷油箱進行保溫儲存，在發(fā)動機第三涵道關(guān)閉時打開油路閥門，為閉式空氣循環(huán)系統(tǒng)提供冷源；待蓄冷油箱儲滿后，第二控制閥門關(guān)閉，第三控制閥門打開低溫燃油直接流回至油箱；當(dāng)發(fā)動機開啟加力狀態(tài)時，第三涵道關(guān)閉，燃油繼續(xù)流經(jīng)第三涵道散熱器-燃油，但無法實現(xiàn)冷卻，第二控制閥門關(guān)閉，第三控制閥門打開，高溫燃油直接流回油箱。

2.1.3 三涵道變循環(huán)發(fā)動機子系統(tǒng)

三涵道變循環(huán)發(fā)動機子系統(tǒng)，如圖4所示。通過涵道散熱器，將空氣和燃油中吸收的熱量通過低溫涵道空氣排散到燃燒室或者是外界環(huán)境中，三涵道變循環(huán)發(fā)動機子系統(tǒng)通過自適應(yīng)調(diào)整工作模式保證飛行器熱管理系統(tǒng)在飛行馬赫數(shù)0～3.2 范圍內(nèi)穩(wěn)定工作，增強熱管理系統(tǒng)散熱能力。

三涵道變循環(huán)發(fā)動機子系統(tǒng)，針對不同的飛行任務(wù)需求，采取不同的模式：當(dāng)飛行速度較低時，三涵道全部開啟，能夠增大涵道比，提高發(fā)動機續(xù)航能力，降低耗油率，同時第三涵道散熱器-燃油、第三涵道散熱器-空氣和第二涵道散熱器能夠帶走燃油和空氣中的熱量，提升熱管理系統(tǒng)工作潛能。當(dāng)飛行速度提升到跨聲速時，關(guān)閉第三涵道，蓄冷油箱開始使用，調(diào)節(jié)第二涵道開度，打開加力燃燒室，能夠降低涵道比，提升發(fā)動機推力，同時第二涵道散熱器工作增加熱管理散熱能力；當(dāng)飛行速度達(dá)到超音速時，逐漸關(guān)閉第二涵道，滿足發(fā)動機動力提供需求和機動性要求。在發(fā)動機系統(tǒng)中，高壓壓氣機出口引出高壓氣體，經(jīng)過第三涵道散熱器-引氣冷卻后，得到低溫氣體輸送到渦輪機匣中進行渦輪導(dǎo)向葉片的冷卻。此外，直接引用風(fēng)扇后低溫空氣進入發(fā)動機機匣艙進行冷卻，保證機匣滿足工作溫度要求。

2.2 一體化熱管理系統(tǒng)建模

由于飛行器面臨工作條件跨度大的嚴(yán)苛研究，因此該飛發(fā)一體化熱管理系統(tǒng)具備調(diào)節(jié)功能，保證一體化熱管理系統(tǒng)能夠在不同飛行任務(wù)條件下均滿足飛機和發(fā)動機熱載荷散熱需求（見圖1）。

2.2.1 亞音速狀態(tài)

當(dāng)飛行器處于長航時巡航階段時，三涵道變循環(huán)發(fā)動機系統(tǒng)打開第三涵道，增大發(fā)動機涵道比；閉式循環(huán)系統(tǒng)將機載電子設(shè)備持續(xù)產(chǎn)熱分別傳遞到燃油和第三涵道散熱器-空氣中，進行熱量排散；發(fā)動機系統(tǒng)僅開啟主燃燒室，燃油熱管理系統(tǒng)中收集的熱量，通過主燃燒室燃燒，未被燃燒的燃油則在回油過程中通過第三涵道散熱器-燃油將熱量排散到涵道空氣中。同時，蓄冷油箱會將該模式下的低溫燃油進行儲存，為其他飛行狀態(tài)條件提供冷源。

2.2.2 機動作戰(zhàn)狀態(tài)

當(dāng)飛行器處于起飛、爬升等狀態(tài)時，發(fā)動機需要提供更大推力，同時仍需保證較低耗油率，三涵道變循環(huán)發(fā)動機關(guān)閉第三涵道，僅使用第二涵道與核心涵道，降低涵道比，提高推力。閉式空氣循環(huán)系統(tǒng)將機載系統(tǒng)中的熱量不僅可以通過高溫液體-空氣換熱器傳遞到燃油中，還可以采取調(diào)用蓄冷油箱中低溫燃油的方法，通過燃油-空氣換熱器吸收和傳輸。該模式下，發(fā)動機開啟加力燃燒室，燃油可將收集的熱量通過主燃燒室和加力燃燒室燃燒排散到飛行器外。

2.2.3 超音速狀態(tài)

當(dāng)飛行器處于超聲速飛行或機動作戰(zhàn)狀態(tài)時，三涵道變循環(huán)發(fā)動機僅開啟核心涵道，以較大耗油率實現(xiàn)飛行器的機動性。閉式空氣循環(huán)系統(tǒng)需加大發(fā)動機引氣量來吸收更高的機載設(shè)備熱量，在將熱量通過高溫液體-空氣換熱器傳遞給燃油的同時，也可以通過蓄冷油箱中低溫燃油在燃油-空氣換熱器中進行熱量的吸收和傳輸。燃油熱管理吸收更多熱量，同時以較大流量流向主燃燒室和加力燃燒室燃燒，實現(xiàn)更高熱量的排散，提升系統(tǒng)在高熱載荷下的熱管理能力。

3 結(jié)語

本文設(shè)計了基于閉式空氣循環(huán)、燃油熱管理系統(tǒng)以及裝備蓄冷油箱的三涵道發(fā)動機的飛發(fā)一體化熱管理系統(tǒng)，并對此系統(tǒng)進行建模和數(shù)值仿真分析。主要結(jié)論如下。

（1）亞音速巡航狀態(tài)下，三涵道開啟，保持蓄冷油箱儲油狀態(tài)，一體化熱管理系統(tǒng)保證動力供給，進一步提升散熱能力，同時為后續(xù)更加嚴(yán)苛的飛行狀態(tài)提供了低溫燃油的熱沉支持。（2）加速爬升狀態(tài)下，關(guān)閉第三涵道，采用蓄冷油箱內(nèi)低溫燃油持續(xù)冷卻的方法，保證此狀態(tài)下的散熱需求。閉式空氣循環(huán)系統(tǒng)將發(fā)動機引氣中的熱載荷合理分配到飛機和發(fā)動機結(jié)構(gòu)中，在功能上實現(xiàn)了熱量一體化管理。（3）超音速巡航狀態(tài)下，采用單涵道模式，僅利用供油箱和蓄冷油箱存貯的低溫燃油進行冷卻，保證熱管理系統(tǒng)在該飛行狀態(tài)下的散熱需求。

參考文獻

[1] LYU Y G，ZHANG G P，WANG Q W，et al. Thermal ManagementTechnologies Used for High Heat Flux Automobilesand Aircraft： A Review[J].Energies，2022，15：8316.

[2] ROBERTS R A， DECKER D D. Control ArchitectureStudy Focused on Energy Savings of an Aircraft ThermalManagement System[J]. Journal of Dynamic Systems，Measurement and Control，2014，136（4）：041003.

[3] SHIBATA P，RAMOUL J，RODRIGUEZ R，et al.WeightReduction Considerations For Thermal Management OfAerospace Power Electronics[C]//2021 IEEE TransportationElectrification Conference and Expo. IEEE， 2021：502-506.

[4] VAN HEERDEN A S J， JUDT D M， JAFARI S， et al.Aircraft Thermal Management： Practices， Technology，System Architectures， Future Challenges， and Opportunities[J]. Progress in Aerospace Sciences， 2022， 128：100767.

[5] CONFREY T， EGAN V， NEWPORT D. Natural ConvectionCooling Of Aircraft Wingbox Structures DuringTurnaround Period[J]. Applied Thermal Engineering，2022，215：118844.

[6] LI K，LIU Z，XU J，et al. Evaluation of High-Speed AircraftThermal Management System Based on SprayCooling Technology： Energy Analysis， Global Cooling，and Multi-Objective Optimization[J]. Applied ThermalEngineering，2023，229：120632.

[7] MAO Y F，LI Y Z，WANG J X，et al.Cooling Ability/Capacityand Exergy Penalty Analysis of Each Heat Sink ofModern Supersonic Aircraft[J].Entropy，2019，21（3）：223.

[8] FUSARO R，F(xiàn)ERRETTO D，VIOLA N，et al.A Methodologyfor Preliminary Sizing of a Thermal and EnergyManagement System for a Hypersonic Vehicle[J]. TheAeronautical Journal，2019，123（1268）：1508-1544.

[9] ZHENG F，CHEN Y，ZHANG J，et al.A Two-Stage EnergyManagement for Integrated Thermal/Energy Optimizationof Aircraft Airborne System Based on StackelbergGame[J].Energy，2023，269：126506.

[10] MEYN L，LANSER W，JAMES K.Full-scale High Angleof-attack Tests of an F/A-18[C]//10th Applied AerodynamicsConference.Reston，Virigina：American Institute ofAeronautics and Astronautics.1992：2676.

[11] ANDERSON W， PATEL S， BLACK C. F/A-22 HighAngle of Attack Buffet-Test Adequacy Analysis[C]//22ndApplied Aerodynamics Conference and Exhibit.2004.

[12] BARHAM R. Thrust Vector Aided Maneuvering of theYF-22 Advanced Tactical Fighter prototype[C]//BiennialFlight Test Conference.1994：2105.

[13] MASER A，GARCIA E，MAVRIS D.Characterization ofThermodynamic Irreversibility for Integrated Propulsionand Thermal Management Systems Design[C]//50thAIAA Aerospace Sciences Meeting including the NewHorizons Forum and Aerospace Exposition.2012：1124.

[14] HUDSON W A， LEVIN M L. Integrated Aircraft FuelThermal Management[C]//SAE Technical Paper Series.1986.

[15] Su Q，Chang S N，Yang S Y.Analysis of Aircraft IntegratedThermal Management Using Fuel as Heat Sink[C]//2016 IEEE International Conference on AircraftUtility Systems （AUS）.IEEE，2016：774-779.

[16] GERMAN B J. Tank Heating Model for Aircraft FuelThermal Systems with Recirculation[J].Journal of Propulsionand Power，2012，28（1）：204-210.

[17] KANG H，HEO J，KIM Y.Performance Characteristics of aVapor Compression Cooling Cycle Adopting a ClosedloopAir-circulation System for Avionic ReconnaissanceEquipment[J].International Journal of Refrigeration，2012，35（4）：785-794.

[18] GOU L， ZHAO C， ZHOU Z， et al. Research on VariableCycle Engine Modeling Technology[C]//2019 ChineseControl Conference （CCC）.IEEE，2019：1707-1712.

[19] YU B，MIAO R，SHU W.A Rapid Method for Modeling aVariable Cycle Engine[J]. Journal of Visualized Experiments，2019（150）：e59151.

[20] MA L，QI S.Dynamic Simulation of Reservoir in the LiquidCooling System[C]//2016 IEEE International Conferenceon Aircraft Utility Systems（AUS）.2016：1013-1019.

[21] CHEN H，ZHANG H，HU Z，at al.The Installation PerformanceControl of Three Ducts Separate Exhaust VariableCycle Engine[J].IEEE Access，2019，7：1764-1774.