CN115042977A - 应用低温消耗性热沉的兆瓦级热负载机载热管理系统 - Google Patents
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Abstract
本申请公开了应用低温消耗性热沉的兆瓦级热负载机载热管理系统，系统包括LNG冷却子系统、低温液冷循环子系统、蒸发循环子系统、高温液冷循环子系统、燃油热管理子系统、空气冷却子系统和定向能武器冷却子系统。本申请使用低温消耗性热沉液化天然气作为新的热沉手段，配合燃油和发动机涵道气流解决机载设备的散热需求。提出利用蒸发循环和LNG两种冷却方式协同工作的方法吸收电子设备的热负载；蒸发循环配合高低温液冷循环将部分热量输送到燃油；LNG在吸收电子设备热负载或冷却定向能武器后可以为燃油系统回油提供冷却；同时系统能够根据不同的飞行状态，选择合适的热沉路径组合来冷却发动机引气，以解决座舱和空冷电子设备舱的冷却问题。
Description
技术领域
本申请涉及飞机综合热管理技术领域，特别是一种应用低温消耗性热沉的兆瓦级热负载机载热管理系统。
背景技术
热管理系统是现代飞机重要的子系统之一，其设计目的是用来保证飞机各类机载设备在安全高效的温度范围内工作。
为满足飞机日益增长的任务需求，越来越多的先进技术被应用于飞机设计，系统的数量和复杂度在不断增加。更高功率的电子设备、更先进的雷达探测设备、更优异的隐身性能等等，这些在提高飞机性能和生存能力的同时，对于飞机热管理系统带来了越来越大的压力。
下一代飞机面临的热载荷的增加主要来自以下几个方面：
1)飞机超声速飞行时机体表面的气动加热；
2)更多的大功率电子设备和任务系统支持设备产生的热量；
3)由于多电结构的巨大优势，下一代飞机将配备更多的电气设备去取代部分液压作动设备和为部分部件提供动力，这部分电气设备产生的热量需要热管理系统进行排散；
4)下一代飞机有望配备定向能武器，由于定向能武器将电能转化为激光的效率低下，导致定向能武器工作时会放出巨大的热量。
与飞机越来越严重的热载荷相不对称的是飞机散热能力的缺失。由于飞行速度和飞行高度的提高，以及对飞机气动性和隐身性的要求，使得冲压空气的获取受到越来越严格的限制，燃油作为主要热沉的压力越来越大。同时复合材料的大量应用也减弱了飞机通过结构向外界环境散热的能力。
随着机载设备多电化和电子设备小型集成化，机载热负载与能量需求呈指数上升趋势，越来越高的热流密度使得传统的散热手段——空气循环制冷和液体循环制冷难以应对，消耗性热沉逐渐成为处理激光武器、相控阵雷达等瞬时高热流设备散热的有效途径。消耗性热沉通常为挥发性液体或化学系热物质，通过其相变反应或者化学反应时吸收热量的特性实现机载设备的温度控制，具有温度低、冷流量大的显著优点。
发明内容
为迎接下一代飞机将面临的十分严峻的热管理挑战，本申请提供了一种热管理系统，在设计初期明确飞机各系统的散热需求以及温度限制，将机载系统和飞机发动机综合考虑，选择合适的热沉形式，通过综合全机的热管理系统设计，实现热沉的最大化利用。
为实现上述目的，本申请公开了一种应用低温消耗性热沉的兆瓦级热负载机载热管理系统，包括：LNG冷却子系统、低温液冷循环子系统、蒸发循环子系统、高温液冷循环子系统、燃油热管理子系统、空气冷却子系统和定向能武器冷却子系统；
所述LNG冷却子系统用于为所述低温液冷循环子系统和所述定向能武器冷却子系统提供低温的液化天然气，初步升温后的LNG还能为所述燃油热管理子系统的回油提供冷却；
所述低温液冷循环子系统用于吸收电子设备和所述空气冷却子系统的热负载；
所述蒸发循环子系统用于吸收低温液冷循环中电子设备的部分热量，并将其输送到所述高温液冷循环子系统；
所述高温液冷循环子系统用于将所述蒸发循环子系统和所述空气冷却子系统传递来的热量传递给燃油；
所述燃油热管理子系统用于输送与分配所述燃油；
所述空气冷却子系统的发动机引气经由涵道散热器、所述高温液冷循环子系统和所述低温液冷循环子系统组合冷却后，给飞机座舱和电子设备舱提供冷却；
所述定向能武器冷却子系统用于冷却激光武器。
优选的，所述LNG冷却子系统包括LNG储液箱、LNG-低温液冷循环热交换器和LNG-燃油回油热交换器；
所述LNG储液箱用于储存低温液化天然气；
所述LNG-低温液冷循环热交换器用于使用LNG冷却低温液冷循环中的冷却液；
所述LNG-燃油回油热交换器用于使用LNG冷却所述燃油热管理子系统的回油。
优选的，所述低温液冷循环子系统包括：一号储液箱和低温液冷循环泵；
所述一号储液箱用于储存低温冷却液；
所述低温液冷循环泵用于驱动整个低温液冷循环内所述低温冷却液的流动。
优选的，所述蒸发循环子系统包括：蒸发器、压缩机、冷凝器和膨胀阀；
所述蒸发器用于在蒸发循环中利用制冷剂吸收所述低温冷却液输送来的部分电子设备热负载；
在所述蒸发器中吸热气化的所述制冷剂，在所述压缩机中升压升温；
经过所述压缩机升温升压的所述制冷剂，在所述冷凝器中等压放热，将热量传递给高温液冷循环；
在所述冷凝器出口的高压过冷的所述制冷剂进入所述膨胀阀减压，之后返回所述蒸发器完成循环。
优选的，所述高温液冷循环子系统包括：二号储液箱和高温液冷循环泵；
所述二号储液箱用于储存高温冷却液；
所述高温液冷循环泵用于驱动整个高温液冷循环内所述高温冷却液的流动。
优选的，所述燃油热管理子系统包括：燃油箱、燃油-冷却液热交换器和滑油液压热交换器；
所述燃油箱用于储存燃油，同时接收回油；
所述燃油-冷却液热交换器用于将吸收了所述蒸发循环传递来的所述高温冷却液中的热量输送到所述燃油中去；
所述滑油液压热交换器用于通过所述燃油吸收滑油部件和液压部件的热量。
优选的，所述空气冷却子系统包括：涵道散热器、高温冷却液-空气热交换器和低温冷却液-空气热交换器；
所述涵道散热器用于利用发动机涵道气流冷却所述发动机引气；
所述高温冷却液-空气热交换器用于使用高温冷却液吸收所述发动机引气的热量；
所述低温冷却液-空气热交换器用于使用低温冷却液吸收所述发动机引气的热量，并供往飞机座舱和电子设备舱。
优选的，所述定向能武器冷却子系统包括：喷雾冷却室；
所述喷雾冷却室用于利用LNG来冷却定向能武器。
优选的，当飞行速度低于预设速度时，所述空气冷却子系统应用所述涵道散热器和所述低温冷却液-空气热交换器冷却从发动机引出的高温高压气体。
优选的，当飞行速度高于预设速度时，所述空气冷却子系统应用所述高温冷却液-空气热交换器和所述低温冷却液-空气热交换器冷却从发动机引出的高温高压气体。
与现有技术相比，本申请的有益效果如下：
1)提出使用低温消耗性热沉液化天然气(LNG)作为新的热沉手段，配合飞机上的燃油以及涵道低温气流，通过合理的综合热管理系统设计，实现对于各系统热负载的排散以及热沉的高效利用。
2)创新性地提出使用蒸发循环系统与LNG两种冷却手段并行的方式，蒸发循环系统可以将部分热负载输送到温度较高的燃油中去，充分利用燃油热沉能力的同时，提高了燃油在发动机中的燃烧效率。LNG热沉的引入，避免了飞行阶段后期燃油温度过高导致的机内无热沉可用的局面，同时由LNG冷却低温冷却液后仍能为燃油系统的回油提供散热。在设计中充分利用LNG的低温特性，实现其热沉能力逐步梯级释放。同时LNG的使用为定向能武器系统的高效工作提供了低温环境，在提高了系统的工作效率的同时，其相变吸热的特性也解决了系统的散热需求。
3)综合热管理系统能够根据不同的飞行状态，选择合适的散热途径，解决座舱和空冷电子设备舱的冷却问题。在低空低速的飞行工况下，利用与发动机涵道气流和低温冷却液的实现将高温发动机引气冷却降温，从而供给座舱和设备舱。在高空高速的情况下，涵道气流温度升高，同时由于飞机更高推力的需求，更多的进气道气流进入发动机核心区，涵道内的空气流量减少，不能提供有效的制冷能力，在这种情况下，采用高温液冷循环中的冷却液初步冷却高温引气，再利用低温冷却液充分降温。这种切换方式，既满足了座舱和空冷电子设备舱的散热需求，也充分利用了各种可用热沉。
附图说明
为了更清楚地说明本申请的技术方案，下面对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本申请的系统结构示意图；
图2为本申请的连接关系示意图；
图3为本申请系统中LNG冷却子系统与定向能武器冷却子系统结构示意图。
图中：101、一号储液箱；102、低温液冷循环泵；103、电子设备热负载；104、蒸发器；105、LNG-冷却液热交换器；106、低温冷却液-空气热交换器；107、压缩机；108、冷凝器；109、膨胀阀；110、二号储液箱；111、高温液冷循环泵；112、燃油-冷却液热交换器；113、高温冷却液-空气热交换器；114、燃油箱；115、滑油、液压热交换器；116、LNG-燃油热交换器；117、涵道散热器；201、LNG储液箱；202、阀门1；203、阀门2；204、泵；205、LNG-低温液冷循环热交换器；206、LNG-燃油回油热交换器；207、喷雾冷却室。
具体实施方式
下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
为使本申请的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本申请作进一步详细的说明。
实施例一
本申请面向的目标是配备大功率电子设备和定向能武器的下一代军用飞机。
随着电子器件高度集成化和微型化的发展，尤其是在航空航天领域，使得设备的性能得到了显著提高，随之而来的高功耗与散热问题成为了制约电子器件进一步发展的瓶颈。下一代飞机必将配备更多先进电子设备，由此带来了更加严峻的热管理挑战。与此同时，定向能武器以其强杀伤、高速度和多目标同时打击能力，也有希望装备下一代飞机，其瞬时的高热流散热需求是当前任何热管理系统都无法解决的难题。
综合分析下一代飞机飞行工况、内部热载荷来源和发动机散热需求，选择发动机涵道气流、燃油和消耗性热沉(液化天然气LNG)作为热沉。传统热沉手段冲压空气则由于飞行速度的提高以及飞机隐身性能的要求不再使用。
由此设计了如图1所示的飞机综合热管理系统。下面将结合图2来具体说明各模块之间的连接关系及作用。
一号储液箱101，储存低温冷却液；
低温液冷循环泵102，驱动整个低温液冷循环内冷却液的流动；
电子热负载103，利用低温冷却液吸收电子设备的热负载；
蒸发器104，在蒸发器中，蒸发循环中制冷剂吸收低温冷却液输送来的部分电子设备的热负载；
LNG-冷却液热交换器105，在此换热器中，LNG吸收低温冷却液中剩余的电子设备的热负载；
冷却液-空气热交换器106，在此换热器中，低温冷却液吸收空冷循环中空气的热量，冷却后的空气供往飞机座舱和电子设备舱；
压缩机107，在蒸发器中吸热气化的制冷剂，在压缩机中升压升温；
冷凝器108，经过压缩机升温升压的制冷剂，在冷凝器中等压放热，将热量传递给高温液冷循环；
膨胀阀109，冷凝器出口的高压过冷制冷剂进入膨胀阀减压，之后返回蒸发器完成循环；
二号储液箱110，储存高温冷却液；
低温液冷循环泵111，驱动整个高温液冷循环内冷却液的流动；
燃油-冷却液热交换器112，在冷凝器中吸收了蒸发循环传递来的电子设备热负载的高温冷却液，在此换热器中，将热量输送到燃油中去；
冷却液-空气热交换器113，在某些飞行工况下，利用高温冷却液吸收发动机引气的热量；
燃油箱114，储存燃油，同时接收回油；
滑油、液压热交换器115，燃油吸收滑油部件和液压部件的热量；
LNG-燃油热交换器116，在为电子设备提供散热后的LNG仍具备一定的冷却能力，在此换热器中冷却燃油系统的回油；
涵道散热器117，在某些飞行工况下，利用发动机涵道气流冷却发动机引气。
如图2所示，对于热负载中所占比重最大的电子设备热负载103，采用蒸发循环制冷和LNG冷却共同处理。
由低温液冷循环子系统中的65号冷却液吸收电子设备的热负载，控制电子设备的温度不超过60℃。升温后的冷却液首先与蒸发循环子系统中的制冷剂进行热交换，然后与LNG进行热交换。
被冷却后的低温冷却液可用来吸收从发动机引出的用于座舱和电子舱冷却的高温引气。之后返回一号储液箱101，完成一次冷却循环。
蒸发循环的蒸发器104吸收来自液冷循环的电子设备的热负载后，制冷剂气化并处于过热状态。经过压缩机107压缩升压后，进入冷凝器108等压降温，将热量输送到温度较高的液冷循环中，最后传递至燃油。从冷凝器流出的过冷制冷剂经过膨胀阀109减压后进入蒸发器104完成整个循环过程。
蒸发循环制冷剂的潜热和LNG的低温特性被用来吸收电子设备的热负荷。在系统示意图只画出了LNG和液体冷却循环之间的热交换，并没有描绘出LNG从储罐中运输的过程。LNG与冷却剂热交换后仍有一定的冷却能力，可以冷却燃油热管理子系统的回油。
高温液冷循环子系统在整个热管理系统中起着热量传递的作用。它主要用于将蒸发循环子系统传递来的热量传递给燃油。同时，在某些飞行条件下，它还承担着冷却发动机高温引气的作用。
作为飞机的传统热沉，燃油吸收了飞机上的热负荷的同时，提高了其在发动机中的燃烧效率。在综合热管理系统设计中，燃油吸收了经由低温液冷循环子系统、蒸发循环子系统和高温液冷循环子系统传输而来的电子设备的热负荷。然后吸收液压系统和燃料回路中的滑油的热量。部分被加热的燃油进入发动机进行燃烧，其余的进入回油管路，在那里被LNG冷却后返回燃油箱114。
从发动机引出的高温高压气体经过两级冷却后供往飞机座舱和电子设备舱。在综合热管理系统设计中，空气冷却子系统有两种不同的冷却组合以适应不同的飞行工况。当飞行速度较低时，飞机内涵道气流充足且温度较低，可以为发动机引气提供初步的冷却。之后引气与低温液冷循环中的冷却液进行换热获得低温气流。当飞行速度较高时，涵道气流由于流量降低且温度升高不能提供有效的冷却，在这种情况下启用发动机引气与高温液冷循环中冷却液的热交换换热器，最终由燃油吸收这部分热量。
针对定向能武器瞬时高热流密度的散热需求，本申请还设计了武器冷却子系统，如图3所示：
LNG储液箱201，储存低温过冷的液化天然气；
一号阀门202，用于控制LNG冷却系统的通断以及配合泵调节系统流量；
二号阀门203，用于控制LNG喷雾冷却支路的通断；
泵204，用于从储液箱中输送LNG到换热器或喷雾冷却室；
LNG-低温液冷循环热交换器205，LNG冷却吸收电子设备热负载升温后的低温冷却液；
LNG-燃油回油热交换器206，LNG冷却燃油系统回油；
喷雾冷却室207，LNG吸收激光武器工作产生的瞬时高功率热负载。
主要利用喷雾冷却室207，LNG的低温特性为激光武器提供了更好的工作环境，在低温(100K左右)情况下，激光武器有更高的能量转换效率，相比于室温的20％，可以提高到60％，由此产生的废热也会减少。同时低温状态下激光晶体的热膨胀率低，激光晶体高效工作时的允许温升从2K提高至6K。
实施例二
下面结合本实施例以一典型飞行剖面来介绍整个热管理系统的工作流程。
整个飞行任务包括起飞与爬升(600s)、超音速巡航(900s)、机动阶段(900s)、低超音速巡航(1500s)、亚音速巡航(1500s)以及下降与着陆(1200s)，共计6600s。飞机的电子设备在除去起飞和降落两个飞行阶段外的所有时间内全程满功率开启，电子设备的热负载设定为500kW，在起飞和降落阶段，电子设备热负载为50kW。
在起飞与爬升阶段，飞机电子设备热负载较低，燃油消耗率较大，此阶段电子设备的热负载绝大部分被蒸发循环吸收输送到燃油中去，LNG起到辅助冷却的作用，流量较小。由于飞行速度较小，涵道气流温度较低，所以从发动机引出的高温高压气体经过涵道气流和低温冷却液的冷却后输送到座舱和电子设备舱。
经历起飞与爬升阶段后，飞机进入超音速巡航与机动阶段，此阶段飞机的飞行马赫数大于3，同时，电子设备的热负载上升，燃油的消耗率相较起飞与爬升阶段减少，仅靠燃油作为热沉已不能满足电子设备的散热需求，采用蒸发循环系统与LNG冷却系统配合工作的模式处理电子设备的热负载，控制整个低温液冷循环中冷却液的温度。在此阶段，为保证飞机发动机足够的推力，选择关闭涵道气流，让更多的空气流经核心涵道参与燃烧。此外，飞行速度的提升也会导致涵道气流温度的升高，不再适用于冷却发动机引气，所以将系统切换至使用高温液冷循环中的冷却液初步冷却高温引气，再利用低温冷却液充分降温的模式。在机动阶段，定向能武器间歇工作，在感知到敌情或者预见到定向能武器即将工作的情况下，预先开启LNG喷雾冷却系统，为定向能武器提供低温工作环境，待武器结束工作后，关闭LNG供液。
在低超音速巡航阶段，飞机的飞行马赫数在1.2左右，由于电子设备的热负载仍然较高，所以延续使用蒸发循环系统和LNG冷却系统协同工作，发动机引气的冷却则切换回涵道气流和低温冷却液两级冷却。
在亚音速巡航阶段，飞机的飞行马赫数在0.9左右，此时涵道气流的温度更低，能够提高更多的冷却能力。系统此时的工作模式与低超音速巡航阶段完全一致。
在下降与着陆阶段，电子设备的热负载降低，主要采用蒸发循环系统吸收热量输送到燃油中，但由于燃油温度高于起飞与爬升阶段，且燃油消耗率降低，所以LNG冷却系统辅助冷却的流量要大于起飞与爬升阶段。至此，一个典型的飞行剖面过程结束，整个热管理系统根据不同的飞行工况做出相应的调整与切换，保证各任务系统的正常工作。
以上所述的实施例仅是对本申请优选方式进行的描述，并非对本申请的范围进行限定。在不脱离本申请设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本申请的技术方案做出的各种变形和改进，均应落入本申请权利要求书确定的保护范围内。
Claims (10)
1.应用低温消耗性热沉的兆瓦级热负载机载热管理系统,包括：LNG冷却子系统、低温液冷循环子系统、蒸发循环子系统、高温液冷循环子系统、燃油热管理子系统、空气冷却子系统和定向能武器冷却子系统；
所述LNG冷却子系统用于为所述低温液冷循环子系统和所述定向能武器冷却子系统提供低温的液化天然气，初步升温后的LNG还用于为所述燃油热管理子系统的回油提供冷却；
所述低温液冷循环子系统用于吸收电子设备和所述空气冷却子系统的热负载；
所述蒸发循环子系统用于吸收低温液冷循环中电子设备的部分热量，并将其输送到所述高温液冷循环子系统；
所述高温液冷循环子系统用于将所述蒸发循环子系统和所述空气冷却子系统传递来的热量传递给燃油；
所述燃油热管理子系统用于输送与分配所述燃油；
所述空气冷却子系统的发动机引气经由涵道散热器、所述高温液冷循环子系统和所述低温液冷循环子系统组合冷却后，给飞机座舱和电子设备舱提供冷却；
所述定向能武器冷却子系统用于冷却激光武器。
2.根据权利要求1所述的应用低温消耗性热沉的兆瓦级热负载机载热管理系统，其特征在于，所述LNG冷却子系统包括LNG储液箱、LNG-低温液冷循环热交换器和LNG-燃油回油热交换器；
所述LNG储液箱用于储存低温液化天然气；
所述LNG-低温液冷循环热交换器用于使用LNG冷却低温液冷循环中的冷却液；
所述LNG-燃油回油热交换器用于使用LNG冷却所述燃油热管理子系统的回油。
3.根据权利要求1所述的应用低温消耗性热沉的兆瓦级热负载机载热管理系统，其特征在于，所述低温液冷循环子系统包括：一号储液箱和低温液冷循环泵；
所述一号储液箱用于储存低温冷却液；
所述低温液冷循环泵用于驱动整个低温液冷循环内所述低温冷却液的流动。
4.根据权利要求1所述的应用低温消耗性热沉的兆瓦级热负载机载热管理系统，其特征在于，所述蒸发循环子系统包括：蒸发器、压缩机、冷凝器和膨胀阀；
所述蒸发器用于在蒸发循环中利用制冷剂吸收所述低温冷却液输送来的部分电子设备热负载；
在所述蒸发器中吸热气化的所述制冷剂，在所述压缩机中升压升温；
经过所述压缩机升温升压的所述制冷剂，在所述冷凝器中等压放热，将热量传递给高温液冷循环；
在所述冷凝器出口的高压过冷的所述制冷剂进入所述膨胀阀减压，之后返回所述蒸发器完成循环。
5.根据权利要求1所述的应用低温消耗性热沉的兆瓦级热负载机载热管理系统，其特征在于，所述高温液冷循环子系统包括：二号储液箱、高温液冷循环泵；
所述二号储液箱用于储存高温冷却液；
所述高温液冷循环泵用于驱动整个高温液冷循环内所述高温冷却液的流动。
6.根据权利要求1所述的应用低温消耗性热沉的兆瓦级热负载机载热管理系统，其特征在于，所述燃油热管理子系统包括：燃油箱、燃油-冷却液热交换器和滑油液压热交换器；
所述燃油箱用于储存燃油，同时接收回油；
所述燃油-冷却液热交换器用于将吸收了所述蒸发循环传递来的所述高温冷却液中的热量输送到所述燃油中去；
所述滑油液压热交换器用于通过所述燃油吸收滑油部件和液压部件的热量。
7.根据权利要求1所述的应用低温消耗性热沉的兆瓦级热负载机载热管理系统，其特征在于，所述空气冷却子系统包括：涵道散热器、高温冷却液-空气热交换器和低温冷却液-空气热交换器；
所述涵道散热器用于利用发动机涵道气流冷却所述发动机引气；
所述高温冷却液-空气热交换器用于使用高温冷却液吸收所述发动机引气的热量；
所述低温冷却液-空气热交换器用于使用低温冷却液吸收所述发动机引气的热量，并供往飞机座舱和电子设备舱。
8.根据权利要求1所述的应用低温消耗性热沉的兆瓦级热负载机载热管理系统，其特征在于，所述定向能武器冷却子系统包括：喷雾冷却室；
所述喷雾冷却室用于利用LNG来冷却定向能武器。
9.根据权利要求7所述的应用低温消耗性热沉的兆瓦级热负载机载热管理系统，其特征在于，当飞行速度低于预设速度时，所述空气冷却子系统应用所述涵道散热器和所述低温冷却液-空气热交换器冷却从发动机引出的高温高压气体。
10.根据权利要求7所述的应用低温消耗性热沉的兆瓦级热负载机载热管理系统，其特征在于，当飞行速度高于预设速度时，所述空气冷却子系统应用所述高温冷却液-空气热交换器和所述低温冷却液-空气热交换器冷却从发动机引出的高温高压气体。
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|---|---|---|---|---|
| CN116552792A (zh) * | 2023-07-10 | 2023-08-08 | 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 | 一种具有膨胀节的飞行器喷射冷却系统 |
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2022
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