油電混合動力推進(jìn)系統(tǒng)熱管理技術(shù)發(fā)展

航空油電混合動力的主要技術(shù)挑戰(zhàn)之一是熱管理問題。對于傳統(tǒng)燃油推進(jìn)系統(tǒng)，絕大多數(shù)熱負(fù)荷可以隨著推進(jìn)系統(tǒng)的排氣排出。但是，對于混合動力推進(jìn)系統(tǒng)，大部分熱負(fù)荷不能通過排氣排出，而且其熱負(fù)荷比現(xiàn)有飛行器電子系統(tǒng)的熱負(fù)荷大得多。如何設(shè)計滿足需求且額外代價最小的熱管理系統(tǒng)是需要解決的關(guān)鍵問題。混合動力推進(jìn)技術(shù)已成為航空動力領(lǐng)域的重點研究方向，包括美國國家航空航天局（NASA）、美國國防預(yù)先研究計劃局（DARPA）、波音、空客、GE、羅羅、賽峰和西門子公司等在內(nèi)的機(jī)構(gòu)與企業(yè)都在此領(lǐng)域開展了研究，而熱管理技術(shù)是其中的主要技術(shù)挑戰(zhàn)之一。以NASA的大學(xué)領(lǐng)導(dǎo)創(chuàng)新（ULI）項目支持的分布式混合電推進(jìn)（HTeDP）概念方案為例：由8臺電動機(jī)驅(qū)動推進(jìn)風(fēng)扇，每臺電動機(jī)設(shè)計功率為2.1MW，假設(shè)效率為0.98，則總熱負(fù)荷為336kW，僅此一項就比現(xiàn)有飛行器電子系統(tǒng)散熱量大很多；此外，熱負(fù)荷的來源還包括電池系統(tǒng)、發(fā)電機(jī)、電動機(jī)控制器和電纜等。無獨有偶，霍尼韋爾公司在研制高性能1MW級發(fā)電機(jī)時，也在熱管理技術(shù)上遇到瓶頸，使該項目在第二階段難以制造出全尺寸原型機(jī)，因此，DARPA決定取消項目第三階段的研發(fā)和相關(guān)飛行試驗?？梢姡碗娀旌蟿恿ν七M(jìn)系統(tǒng)的熱管理技術(shù)所面臨的挑戰(zhàn)巨大，甚至決定了型號研制的成敗。設(shè)計流程在確定了油電混合動力推進(jìn)系統(tǒng)的方案以后，熱管理系統(tǒng)的設(shè)計流程總體上可以從任務(wù)定義、熱負(fù)荷分析、系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計、系統(tǒng)性能及收益分析和部件熱分析及試驗等幾個階段進(jìn)行。任務(wù)定義及熱負(fù)荷分析任務(wù)包括滑行、海平面靜態(tài)、起飛、不同高度爬升、巡航、不同高度下降和進(jìn)近等不同類型，規(guī)定了各任務(wù)的飛行高度、飛行馬赫數(shù)和時長。結(jié)合飛行器模型以及油電混合動力推進(jìn)系統(tǒng)模型分析，可以獲得飛行器的推力需求、環(huán)境溫度和壓力、發(fā)動機(jī)進(jìn)口溫度和壓力、風(fēng)扇出口溫度和壓力、沖壓空氣溫度和壓力、燃油溫度和壓力以及燃油流量等參數(shù)。對于已確定的油電混合動力推進(jìn)系統(tǒng)方案，根據(jù)任務(wù)推力需求可以分析得到推進(jìn)系統(tǒng)的功率分配模式，如電池系統(tǒng)僅在起飛爬升和初始爬升階段提供能量。依據(jù)功率分配模式即可得到不同任務(wù)階段發(fā)電機(jī)、風(fēng)扇驅(qū)動系統(tǒng)、電機(jī)控制器、電池系統(tǒng)、發(fā)動機(jī)軸承和附件齒輪箱的工作狀態(tài)。在獲得上述部件的效率的情況下，即可計算得到各部件的任務(wù)熱負(fù)荷，見表1。表1

典型任務(wù)熱負(fù)荷分析熱管理系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計熱管理系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計是在有限的熱沉條件下，通過對熱管理系統(tǒng)流體網(wǎng)絡(luò)、傳熱部件和驅(qū)動部件等的優(yōu)化設(shè)計，保證各個關(guān)鍵部件工作溫度不超限，如圖1所示。熱管理系統(tǒng)架構(gòu)優(yōu)化設(shè)計的主要原則包括：按照關(guān)鍵部件極限工作溫度范圍選擇不同熱沉；按照關(guān)鍵部件極限工作溫度對比關(guān)系選擇熱沉介質(zhì)流動方向。其中主要的設(shè)計輸入是各個關(guān)鍵部件的熱負(fù)荷，而主要的設(shè)計約束是最終熱沉的散熱能力，包括通過燃油、外涵道氣流、沖壓空氣、相變材料和消耗性熱沉等，以及各個關(guān)鍵部件的極限工作溫度。圖1

典型熱管理系統(tǒng)架構(gòu)概念設(shè)計系統(tǒng)性能及收益分析確定熱管理系統(tǒng)架構(gòu)即可進(jìn)行系統(tǒng)性能及收益分析，主要包括系統(tǒng)非設(shè)計點性能分析和任務(wù)剖面收益分析。對于油電混合動力推進(jìn)系統(tǒng)而言，熱管理系統(tǒng)的最大負(fù)荷狀態(tài)是地面起飛狀態(tài)，一方面是因為該狀態(tài)下沖壓空氣的溫度高，散熱能力受到限制；另一方面是因為該狀態(tài)是三電系統(tǒng)的最大負(fù)荷狀態(tài)，也是熱管理系統(tǒng)的最大熱負(fù)荷狀態(tài)。因此，熱管理系統(tǒng)的設(shè)計點一般就選在地面起飛狀態(tài)。但僅在設(shè)計點狀態(tài)通過系統(tǒng)性能分析是不夠的，還必須對非設(shè)計點性能進(jìn)行分析。因為盡管地面起飛狀態(tài)下三電系統(tǒng)處于最大負(fù)荷狀態(tài)，但并不意味著熱管理系統(tǒng)所有工作條件都是最惡劣的，例如，此時燃油流量是最大的，為散熱提供了優(yōu)質(zhì)的熱沉，也保證了燃油溫度不會在這個狀態(tài)下達(dá)到極限值。對典型熱管理系統(tǒng)巡航狀態(tài)非設(shè)計點進(jìn)行性能分析可以發(fā)現(xiàn)，發(fā)動機(jī)燃油進(jìn)口溫度在此時達(dá)到了極限值，主要是因為該狀態(tài)下燃油流量下降了。熱管理系統(tǒng)對于飛行器而言必然會增加額外的負(fù)擔(dān)，主要體現(xiàn)在提取外涵道空氣、提取沖壓空氣、提取軸功率，以及引入額外質(zhì)量等方面，所以僅考慮熱管理系統(tǒng)對于飛行任務(wù)而言，肯定是負(fù)收益。因此，對熱管理系統(tǒng)進(jìn)行任務(wù)剖面收益分析必須把飛行器、油電混合動力推進(jìn)系統(tǒng)、熱管理系統(tǒng)一起納入分析范圍，以獲得綜合收益。美國空軍研究實驗室（AFRL）將飛行器、混合動力發(fā)動機(jī)以及熱管理系統(tǒng)耦合起來進(jìn)行了混動飛行器熱管理系統(tǒng)方案研究，其中飛行器采用降自由度飛行器模型，飛行器起飛質(zhì)量為5398kg，渦槳發(fā)動機(jī)方案的飛行器干質(zhì)量為2223kg。AFRL分別對渦槳發(fā)動機(jī)方案和串聯(lián)混合動力推進(jìn)器方案進(jìn)行了對比分析，其中串聯(lián)混合動力推進(jìn)器方案又分為原始方案和改進(jìn)方案，兩個方案的區(qū)別在于前者在爬升和初始巡航階段采用電池輔助提供額外功率，而后者僅在爬升階段使用。此外，改進(jìn)方案還對渦槳發(fā)動機(jī)進(jìn)行了重新設(shè)計，使之在高度為7925m、速度為馬赫數(shù)（Ma）0.275的設(shè)計點能夠有更高的效率。得到的最終任務(wù)剖面收益分析結(jié)果是，相比于渦槳發(fā)動機(jī)方案，原始串聯(lián)混合動力推進(jìn)器方案帶來的收益并不明顯，而改進(jìn)方案則比渦槳發(fā)動機(jī)方案在全任務(wù)中省油340kg，即相比于渦槳發(fā)動機(jī)方案，改進(jìn)混合動力推進(jìn)器方案能夠?qū)崿F(xiàn)任務(wù)省油10.7%。值得一提的是，采用改進(jìn)方案的飛行器干質(zhì)量比渦槳發(fā)動機(jī)方案增加了321kg。美國聯(lián)合技術(shù)研究中心（UTRC）對5MW級并聯(lián)混合動力商用飛行器的熱管理系統(tǒng)開展了方案論證，其中能量儲存、轉(zhuǎn)化及分配（ESC&D）系統(tǒng)與齒輪傳動渦扇（GTF）發(fā)動機(jī)并聯(lián)，ESC&D系統(tǒng)包括1.78MW·h的電池系統(tǒng)、2個2.2MW的電動機(jī)控制器、2臺2.1MW的電動機(jī)。UTRC對混合動力熱管理系統(tǒng)進(jìn)行了構(gòu)型優(yōu)化設(shè)計，并且對電池采取了起飛前預(yù)先冷卻措施。對熱管理系統(tǒng)進(jìn)行任務(wù)剖面收益分析，結(jié)果表明：混合動力熱管理系統(tǒng)導(dǎo)致的額外的燃油消耗為任務(wù)總油耗的0.75%，考慮到混合動力帶來的收益為4%～7%，扣除熱管理系統(tǒng)消耗之后的燃油消耗凈收益為3.25%～6.25%，如圖2所示。圖2

典型熱管理系統(tǒng)導(dǎo)致的額外油耗分析部件熱分析及試驗在熱管理系統(tǒng)架構(gòu)滿足設(shè)計要求的情況下，有必要對油電混合動力推進(jìn)系統(tǒng)的關(guān)鍵部件進(jìn)行熱分析和試驗驗證。NASA格倫研究中心在可擴(kuò)展且收斂的電推進(jìn)技術(shù)實施研究（SCEPTOR）計劃的支持下，對X-57驗證機(jī)的電池、高升力推進(jìn)器電動機(jī)、控制器和電纜分別進(jìn)行了瞬態(tài)熱分析，并對關(guān)鍵部件開展了散熱性能試驗。UTRC對電池進(jìn)行了瞬態(tài)熱分析，電池系統(tǒng)由18650塊電池組裝而成，通過50%乙二醇溶液進(jìn)行冷卻，冷卻液通過換熱器向沖壓空氣散熱。分析結(jié)果表明，采用這種散熱方案可以保證在初始溫度為26℃的情況下，電池在整個任務(wù)剖面內(nèi)不會超過其最高工作溫度。關(guān)鍵技術(shù)由于熱管理系統(tǒng)在氣溫高時的地面起飛狀態(tài)下熱負(fù)荷最大，而此時沖壓空氣的流量以及換熱端溫差都不足，在限制散熱器尺寸以及質(zhì)量的情況下，無法實現(xiàn)有效散熱。因此，在基本熱管理系統(tǒng)方案的基礎(chǔ)上，需要采用一些關(guān)鍵技術(shù)保證熱管理系統(tǒng)能夠滿足最大熱負(fù)荷狀態(tài)下的散熱需求。預(yù)先冷卻技術(shù)UTRC采取的方案是在充電階段對電池進(jìn)行預(yù)先冷卻。在飛機(jī)達(dá)到6096m（20000ft）高度之前不是通過沖壓空氣冷卻，而是利用電池自身熱容保證電池不超溫。因為在飛機(jī)達(dá)到6096m高度之前沖壓空氣溫度太高，不能起到有效散熱的作用，甚至?xí)催^來對電池加熱。當(dāng)飛機(jī)達(dá)到6096m高度之后，由于電池系統(tǒng)熱負(fù)荷和沖壓空氣溫度都降低了，因此僅靠沖壓空氣能夠滿足散熱需求。熱油箱技術(shù)熱油箱技術(shù)是指增加一個冷卻液熱油箱，增大冷卻液的攜帶量，并且在地面起飛階段增大經(jīng)過熱源的冷卻液流量，但是在風(fēng)冷散熱器前對冷卻液進(jìn)行分流，僅有部分冷卻液經(jīng)過風(fēng)冷散熱器，而另一部分冷卻液則流回?zé)嵊拖?，如圖3所示。佐治亞理工大學(xué)團(tuán)隊對熱油箱技術(shù)帶來的額外起飛質(zhì)量進(jìn)行了評估，結(jié)果表明，對于混合電推進(jìn)的支線客機(jī)的熱管理系統(tǒng)而言，采用基本熱管理系統(tǒng)最大起飛質(zhì)量增加不超過2%，但是額外增加熱油箱，則最大起飛質(zhì)量增加了9%。圖3

熱油箱方案示意相變材料吸熱技術(shù)相變材料吸熱技術(shù)是指在電動機(jī)及控制系統(tǒng)外周包裹相變材料，使得地面起飛階段的一部分熱負(fù)荷被相變材料吸收，一部分被冷卻液帶走。佐治亞理工大學(xué)團(tuán)隊采用了兩種相變材料進(jìn)行分析：一種是六水氯化鎂；另一種是尿素-氯化鉀，如圖4所示。結(jié)果表明，對于混合電推進(jìn)的支線客機(jī)的熱管理系統(tǒng)而言，采用基本熱管理系統(tǒng)最大起飛質(zhì)量增加不超過2%，但是額外增加相變材料吸熱，則最大起飛質(zhì)量增加了約4%，兩種相變材料對最大起飛質(zhì)量影響相當(dāng)。圖4

相變材料吸熱方案示意消耗性熱沉技術(shù)消耗性熱沉技術(shù)是指在起飛前攜帶一部分具有高比熱容或者高相變潛熱的流體，在地面起飛階段讓消耗性熱沉流經(jīng)熱源，吸熱之后直接排出。相比于熱油箱技術(shù)而言，消耗性熱沉技術(shù)可以采用不同于冷卻液的工質(zhì)，如具有較高比熱容或者相變潛熱的工質(zhì)，從而可以大幅減小熱沉攜帶量，減小對飛行器最大起飛質(zhì)量的影響。相比于相變材料吸熱技術(shù)，消耗性熱沉技術(shù)在解決起飛階段熱負(fù)荷太大的問題之后即排出機(jī)外，不存在“死重”問題。結(jié)束語

油電混合動力的熱管理技術(shù)要解決的問題是：以最小的代價保證動力系統(tǒng)的產(chǎn)熱部件能夠