导读：本文是2022年英国克莱菲尔德大学专家和英国美捷特公司（Meggitt PLC）专家在行业顶级期刊《Progress in Aerospace Sciences》发表的评述性论文。涉及热管理系统的五大要素：热源、热吸收、热输运、热排放、热沉，及其在实际民用、军用、全电、超音速等飞行器的具体实践，案例丰富、观点明确，具有重要的指导意义。
整理：刘金鑫@XJTU，全文4万余字，
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摘要：为军用和民用飞机提供充分的热管理正变得日益困难。这既源于机载热负荷量级的显著增长，也因其性质变化所致——例如更多低品位、高热通量热源的出现，以及部分废热无法通过发动机排气排出的问题。复合材料使用比例的增加带来了新的挑战，这类材料在将废热从飞机传导至周围大气方面的效率远低于金属材料。这些热管理难题已严重到成为制约飞机性能与效率提升的主要障碍之一。本文综述将详述这些挑战，并结合文献资料探讨可能的解决方案与机遇。
在介绍环境相关因素后，我们将通过热管理系统组成要素的简易分类来展开挑战与机遇的讨论。热管理系统的五大要素：（1）热源、（2）热量获取机制、（3）热传输系统、（4）向散热终端的排热、（5）能量转换与存储/热沉。热源涵盖推进系统与机体结构产生的热量；热量获取机制指从热源采集热能的方式；热传输系统包含冷却回路、热力循环及其相关组件与工质，负责将热量长距离输送至散热终端；飞行器最终热沉则包括大气空气、燃油及机体结构。
除对各热管理要素的讨论外，本文还重点详述了当前飞机热管理研究的若干优先领域：电动推进飞机、超高涵道比齿轮传动涡扇发动机及大功率军用机载系统的热管理；环境控制系统；动力与热管理综合系统；超音速运输机的热管理；以及新型热管理建模与仿真工具的开发。
全文结构安排如下，第二节阐述文献综述采用的研究方法，第三节介绍热管理基础概念，并说明本文的组织架构逻辑，第四节简要分析航空器运行环境特征，第五节讨论机载热源特性（主体），第六节分析热沉技术，第七节探讨热能传输方式，第八节聚焦若干重点专题，第九节总结全文，并指出未来研究面临的挑战与发展机遇。
1. 引言
在现代飞机上有效管理日益增长的废热正成为极具挑战性的难题。热管理问题曾仅局限于高马赫数飞行时面临严重气动加热的机型，但随着机内热负荷总量与种类的普遍增加，该问题已逐渐影响亚音速飞机的设计。未来飞机所需的冷却能力预计将达到兆瓦级，远超当前飞机所需的千瓦级水平。
该问题在军用飞机领域尤为严峻。事实上，某些先进战斗机的任务能力与续航时间现已受限于热管理系统而非燃油容量。这一现象源于近几十年来机载设备（如航电系统、机电飞行控制作动器、发动机附件及武器任务系统）功耗及相关热损耗的大幅增长。与此同时，复合材料在机体结构中的广泛应用，使得通过机身结构向大气传导废热的效率显著降低——这类材料的导热性能通常逊于金属材料。某些情况下，为降低飞机红外特征以提升生存能力，还需对结构进行主动冷却，这进一步增加了待管理的热负荷。
图1 战术飞机机载热负荷增长趋势（注：ECS=环境控制系统；LRSA=远程打击飞机）。图片中的柱状图展示了不同飞机型号的热负荷（单位：KW），蓝色代表液压（Hydraulics）、橙色代表ECS（环境控制系统）、黄色代表电气（Electrical）、紫色代表发动机（Engine），具体数据如下：
○F-4：约120kW，液压和ECS负荷较低，发动机负荷相对较高（75%）
○F-15C/D：约200kW，液压和ECS负荷有所增加，发动机负荷依然较高（75%）
○F-15E：约220kW，液压、ECS和电气负荷有所增加，发动机负荷依然很高（75%）
○高级战斗机（Advanced Fighter）：约550kW，液压、ECS和电气负荷较高，发动机负荷非常高（60%）
○远程打击飞机：高达15000kW，液压负荷显著增加，ECS和电气负荷较高，发动机负荷极度高（96%）
军用飞机热源的持续强化导致对燃油作为热沉的依赖度显著提升。然而这种热管理方式可能使燃油温度在任务执行期间超出允许操作限值。当突破该阈值时，即达到飞机的"热续航极限"——这意味着尽管推进系统仍有燃油储备，整体任务续航能力却被迫提前终止。随着定向能武器等新技术的即将列装，这些问题预计将进一步加剧。
对于民用运输机而言，电气化子系统的普及、超高涵道比齿轮传动涡扇发动机的应用，以及电推进技术的发展，同样将导致机载废热负荷大幅增加。与军机类似，这种热负荷增长恰逢复合材料机身结构的广泛应用，导致传统热沉能力持续衰减。而新增的热管理措施（无论是发动机功率提取的增加，还是额外阻力/质量的引入）可能抵消新技术带来的能效收益。因此，必须审慎设计新型热管理系统并积极探索创新解决方案。
基于上述挑战，亟需对飞行器热管理开展系统性综述，以支撑未来热管理系统的设计研发。为此，本研究对当前实践、技术路径、系统架构及未来挑战进行了全面梳理，主要目标包括：
○整合现代军民用运输机现有及潜在热管理系统实施方案（含适航认证考量）
○对热管理领域最新学术文献开展批判性分析
○明确未来研发面临的挑战与
本研究将"飞行器热管理"定义为：通过建立机载热环境确保飞机及其系统安全高效运行，并满足有效载荷热需求的综合方法。该定义中的"方法"既涉及对流/传导/辐射等传热过程，也包括执行热传输功能的物理组件（或组件系统）。但研究重点集中于"系统级"热管理——即分布在飞机不同物理区域、协同工作的多组件系统，而非电子元件翅片散热器等"局部"或"组件级"热管理方案。如此限定研究范围基于以下考量：
○局部热管理已在其他文献中充分涵盖，但系统级热管理的实践与挑战缺乏整合性研究
○业界日益认识到必须采用系统方法（即跨飞机全区域集成管理热能传输）才能应对持续增长的热负荷
○被动式局部方案已显不足，亟需发展跨区域专用热管理系统
不过，对于可能构成大型系统组成部分的新型高效局部热沉或热交换器技术，本文在相关章节仍会进行简要探讨。研究范围进一步限定为在地球大气层内以亚音速和超音速飞行的航空器热管理系统。高超音速飞行器未被纳入研究范畴，因其面临的热管理挑战与亚/超音速航空器存在本质差异，且近期已有相关研究文献可供参考。本项研究是英国创新署与美捷特公司联合资助的"超高涵道比热管理（UHBR Thermals）"大型研究项目的文献准备阶段成果。该项目重点研究了面向未来超高涵道比齿轮传动涡扇发动机的新型机体/发动机热交换方案，并在系统级和整机层面量化评估了其技术效益。
2. 研究方法
为开展本次综述研究，我们对航空器热管理领域的学术文献进行了系统梳理，以获取最具参考价值的研究成果。研究采用Scopus科学数据库作为主要检索工具，核心检索关键词设定为"航空器热管理"和"航空器热管理系统"。Scopus数据库的检索结果显示，过去20年间以"航空器热管理"为关键词的研究成果呈现显著增长趋势（见图2）。这一趋势反映出该研究领域的重要性正在持续提升。相关文献的时间跨度近60年，其中会议论文占比近三分之二，期刊论文约占四分之一，其余为研究报告。会议论文占比较高符合预期，因为航空器热管理系统的研发主要由工业界主导，而企业更倾向于通过学术会议而非期刊发表研究成果。
图2. 基于Scopus数据库以"航空器热管理"为关键词检索结果的年度文献发表数量统计
用于文献综述的其他关键词组合还包括以下短语（根据语境在前缀添加“飞行器”、“航空”或“航空航天”）："热源/热沉"、"发动机/燃气轮机热浸透"、"航电设备/电力电子冷却"、"电动推进/混合动力冷却与热管理"、"液压系统冷却"、"作动器冷却"、"（冲压/风扇）空气冷却"、"蒙皮/表面换热器"、"燃油冷却/热管理/特性"、"燃油可燃性"、"冷却流体"、"换热器"、"热管"、"制冷循环"、"定向能武器冷却"、"环境控制系统"、"动力与热管理系统"、"齿轮传动涡扇冷却与热管理"以及"热建模"。针对每组关键词，通过查阅检索结果的标题和摘要判断文献是否在综述范围内。经筛选后，对纳入文献重点提取以下信息（根据具体主题有所侧重）：基础工作原理、已识别的热源/热沉及其相关参数、采用/提出的热传输系统、应用场景/案例研究（涉及飞行器类型及任务等）、引入的创新点、以及阐述的关键挑战与机遇。这些信息最终用于构建综述的叙事框架。
3. 航空器热管理系统基础概念
在探讨航空器热管理系统（TMS）这一广泛课题时，通常可将其不同组成部分按功能特性进行分类梳理。现有多种分类方法，本文基于Pal和Severson的研究框架进行拓展完善，提出如图3所示的综合分类体系。
图3 通用航空器热管理系统组成五大类要素，箭头表示热能流动方向。
（1）热源：环境辐射（例如太阳能）、大气（例如气动加热）、发动机燃烧、齿轮箱、电机、电池、电力/电子元件和电源馈送器（液压系统元件、气动系统元件、有效载荷/乘客和相关系统元件、加热器）
（2）热获取：工作原理（传导、对流、辐射、汽化、熔化、升华）、典型组件/流体/技术（空气或其他气体、燃料、润滑油、液体冷却剂例如乙二醇、电介质流体例如PAO、制冷剂/工作流体、冷板、翅片/销钉以增强传热、冲击/喷雾和相关冷却机制、传感器）
（3）热传输：工作原理（质量与能量传输例如流体冷却回路、热力学循环、能量转换例如热做功、控制方法）、典型组件/流体/技术（空气或其他气体、燃料、润滑油、液体冷却剂例如乙二醇、电介质流体例如PAO、制冷剂/工作流体、管道/管道、泵/风扇、阀门、土工机械、热交换器、热管、传感器和控制装置）
（4）热排放：工作原理（传导、对流、辐射、凝结、冻结、沉积）、典型组件/流体/技术（空气或其他气体、燃料、润滑油、液体冷却剂例如乙二醇、电介质流体例如PAO、制冷剂/工作流体、翅片/销钉以增强传热、传感器）
（5）热沉：大气空气、引擎空气流（例如风扇）、通过机身蒙皮、燃料（油箱、馈线、再循环）、飞机结构、辐射（至环境）、热能存储或转换（轴功率、相变材料、热电发电机、卡洛里材料、吸收制冷、需要加热的设备例如用于防/除冰）
如图3所示，航空器热管理系统主要包含五大类要素：「热源」、「热量获取」机制、「热量传输」方式、「热量排放」机制以及「热沉」。热管理系统（TMS）本身仅涵盖热量获取、传输、排放和热沉等环节。然而，热源作为系统的基础要素，其特性直接影响热管理系统的设计要求。需特别说明的是，终端热沉同样可视为独立于TMS的存在——它们可能完全外在于系统（如大气环境），或仅次要承担热沉功能（如燃油）。但正如热源的情况，鉴于其关键作用，必须纳入讨论范畴。图4展示了本综述涉及的民用运输机与战术军机两类机型的主要热源与热沉分布示意图。
图4 本综述涉及的主要航空器热源与热沉分布示意图，（1）主要热源：太阳辐射、气动加热、发动机/辅助动力装置、电力发电/分配、航空电子/电力电子设备、防冰/除冰、执行器、液压动力系统、环境控制系统、驾驶舱、客舱、货物区、有效载荷体积（乘员、有效载荷、武器、厨房和/或其他系统）、起落架（刹车和驱动）；（2）终端散热器：环境空气（气动冷却）（也可以使用皮肤/表面换热器）、发动机风扇空气、冲压空气、燃料、结构。
热源是指任何产生热量的部件或系统——无论是其功能运行的副产品（即因能量转换效率不足而产生的废热），还是其主要功能（如客舱加热器或除防冰系统）。环境中的太阳辐射、地表辐射、以及与空气摩擦导致的对流加热（称为"气动加热"）也属于常见热源。当热源产生的热量需要消除时，就需要采用某种热量获取手段，即通过传导、对流、辐射等基本传热原理及潜热机制，将热量从部件传递至周围环境的技术方法。其核心目标是维持或降低热源温度，目前已发展出多种成熟技术，典型应用包括：
o 传导（使热源与接触材料间发生热传递）
o 推进系统等动力部件的空气/油冷对流冷却
o 电子设备通过传导至翅片/针状散热结构，再通过对流传递至空气或冷却工质
o 电力设备采用的冷板技术，热量经传导至安装基板后，由嵌入流道内的冷却工质通过对流带走
o 伴随/不伴随相变的喷雾冷却或冲击冷却
o 浸没式燃油泵向周围燃油的对流传热
需注意的是上述案例中热量均直接传递至热源邻近的流体或结构，这类介质可视为"中间热沉"，以区别于图3最右侧模块所示的"终端热沉"。在多数（甚至传统设计中绝大多数）情况下，中间热沉与终端热沉可能合二为一。例如：作为终端热沉的大气流过机身时，会直接从发动机外露部件等热源获取热量；又如前文所述浸没在燃油（可能作为终端热沉）中的燃油泵（热源）。这类场景无需长距离热量传输机制。从热源角度看是废热被获取，从热沉角度看则是热量被排放至其中，因此热量排放机制实际与获取机制采用相同或逆向的工作原理。
然而在现代航空器（且应用场景日益增多）中，局部冷却往往难以满足需求（或实施受限），必须通过热传输机制将废热远距离输送至热沉。此处特指热源与终端热沉既非直接接触也不相邻的远距离传热，其系统通常由工质流体、传感器、控制单元等组成的集成网络实现热量输送。具体涵盖冷却/工作流体、热力循环（包括制冷与动力转换循环），以及泵体、涡轮、压缩机、换热器、阀门、传感器等配套设备。对于普通工况，简单液冷循环即可胜任；但当热源温度较低（即"低品位"热源）时，则需要采用制冷循环等"热提升"技术才能实现热量排放。此外，像朗肯循环这样将热能转化为有用功的回收方案也是可选手段。值得注意的是，许多流体和设备可能同时承担热量获取、传输与排放功能，这三类机制的划分存在交叉性。
终端热沉是指热能的最终归宿。大气层是最常用的终端热沉，因其无处不在且在高空温度极低。但如前所述，在某些工况下大气也可能成为热源。燃油也是常见热沉，因其储量充足且可在机体内循环输送至需冷却部位。从热力学角度看，燃油在燃烧前预热还能提升能量利用率。但必须注意，燃油作为热沉存在明显安全隐患和限制条件，包括易燃特性以及碳基燃油超过临界温度时易产生焦化等问题。其他终端热沉还包括机体结构或某些能量存储/转换装置（如转化为电能或机械能）。本文主要采用上述热管理系统要素分类法来组织内容架构：第四章首先阐述航空器运行环境特征，第五章分析典型航空热源及热量获取方式，第六章讨论终端热沉，第七章则专述热量传输机制。
4. 环境工况分析
在飞行器热特性分析中，其运行环境的热交换过程至关重要。环境温度是影响热交换的关键参数，地球表面不同位置、海拔高度及时间变化都会导致大气温度显著波动。国际标准大气模型（ISA）作为通用航空器设计与性能分析的基准，通过地缘海拔高度的函数关系，为大气温度等参数提供了理想化的参考值。该模型基于以下假设：空气干燥无湿度、处于静态无风状态、且成分恒定。虽然其大气参数反映全球平均状况，但可通过在标准条件上增减"温差"值来修正非标准工况。类似模型还包括美国标准大气参考体系。
热管理系统设计时更需关注航空器全寿命周期可能遭遇的极端气候条件。为此，美国国防部开发了多类基准工况模型，包括"高温日""热带日""极地日"等典型气候分类，或以发生频率界定的工况（如1%、5%、20%出现概率）。这些基于全球气候数据建立的海拔-温度关系模型，详见于美军标与技术手册，其整合说明可参阅相关文献。图5展示了航空器热效应分析采用的典型极端外界气温范围，包含出现概率5%与1%的高/低温日工况，以及"极端"案例的温度分布。
图5. 基于国际标准大气及美国军用手册MIL-HNDB-310的飞行器典型外部环境温度设计条件
飞行器与环境的热交换受多重因素影响，其中外界气温（OAT）是量化各因素影响程度的关键变量。主要影响因素包括：
o 机体蒙皮强制对流气动加热（紧贴蒙皮的空气因压缩和摩擦作用会被加热）
o 蒙皮外部热辐射
o 太阳辐射对蒙皮的加热
o 大气向蒙皮的热辐射
o 飞行器头部高温气体包层的近场辐射
这些因素的影响程度各异，且与飞行速度等参数密切相关。例如在超音速状态下，(1)-(4)项均不可忽视，但(3)(4)项相对于(1)项的重要性需视具体工况而定。对于机体蒙皮温度的影响，高超声速状态下通常以(1)(2)项为主导，但当马赫数足够高时(5)项的影响也会凸显。需特别说明的是，当蒙皮表面温度显著高于环境温度时，大气辐射（上述第4项）的影响将变得微弱。
太阳辐射（第3项）的影响强度取决于太阳光线与蒙皮表面的入射角度。在地面停放阶段（缺乏强烈气动对流换热时），太阳辐射加热效应尤为显著，可能导致机体结构温度大幅升高。除太阳直射外，还需考虑地面反射的二次辐射效应。这种结构加热可能危及材料完整性，对采用复合材料的航空器影响更为突出。应对措施包括选用具有低太阳吸收率、高发射率的特殊涂层——这正是多数航空涂料的特性。
结构温度升高会显著增加地面状态下的制冷负荷。当太阳辐射透过舷窗或座舱盖直射时，将急剧恶化制冷需求，甚至影响环境控制系统的选型设计。关于如何综合考量(1)-(5)项外部因素及飞行器内部特征参数来计算蒙皮热交换，建议参阅专题文献获取完整计算方法。
5. 热源与热量获取
本章概述飞机内部主要热源及其相关发展趋势，涵盖当前及未来推进系统、有效载荷（包括乘员、厨房及其他客舱设备产生的废热）、环境控制系统、航电设备、电气装置、作动器以及液压设备等产生的热量。
5.1. 动力系统组件
动力系统相关热源通常包括：燃气发动机的热浸现象、机械传动产生的废热、电动推进飞机中电驱动系统的组件热量以及其他设备产热。
5.1.1. 燃气发动机的热浸现象
燃气轮机或内燃机等热机通过摩擦（如轴承）、空气压缩、燃油-空气混合燃烧或其他不可逆过程产生大量废热。虽然大部分热量随废气排出，但仍有显著部分会从气体传递至发动机结构，大幅提升其温度。这种现象称为“热浸”，必须有效管理以确保发动机安全可靠运行。热浸会导致部件工作温度升高及燃油转化效率下降。例如，燃气轮机从怠速加速至全功率时，热浸热量可占过剩燃料能量的约30%。精确计算各发动机部件的热浸需获取材料、几何结构、质量及传热系数等数据，但这些参数往往难以获得或估算。因此，通常采用零维计算方法来估算部件的传热量与温升值。
喷气发动机中，可对低压压气机（LPC）、高压压气机（HPC）、燃烧室（CC）、高压涡轮（HPT）及低压涡轮（LPT）进行热浸计算。针对罗尔斯·罗伊斯RB153涡扇发动机的理论与实验研究表明，燃烧室、高压压气机和高压涡轮的热通量最高。该研究中，LPC、HPC、CC、HPT及LPT的传热系数分别为1050、3350、3150、3150和850 W/m²K。热浸管理可通过不同热量获取手段实现，例如：利用空气对发动机舱进行通风散热、采用发动机油对流换热，以及燃气轮机中的涡轮叶片冷却技术。后续小节将详细讨论这些方法。
5.1.1.1. 发动机舱通风
热浸产生的部分废热通常通过空气通风从发动机结构中排出。用于通风的空气来源包括环境空气（通过冲压空气管道）、涡扇发动机的旁通风扇气流，或燃气涡轮发动机的压气机级引气。这些气流流经发动机舱内外，或用于涡轮叶片的对流冷却、冲击冷却与气膜冷却。
针对民用飞机涡扇发动机，Verseux与Sommerer指出发动机舱冷却面临以下相互关联的挑战：（1）增压比提高将导致发动机主气流压力与温度上升，需管理的热负荷随之增加；（2）未来发动机的更高涵道比会降低风扇压比，从而减小驱动通风的压力差，削弱冷却能力。
5.1.1.2. 发动机滑油冷却
另一种广泛采用的热浸管理方法是利用发动机润滑滑油。滑油从发动机壳体、轴承（以及齿轮箱、恒速驱动装置、泵、发电机等部件）吸收热浸废热，随后通过适当冷源释放热量。冷源通常为燃油（采用燃油-滑油热交换器FOHE，亦称燃油冷却式滑油散热器FCOC）或空气（采用空气-滑油热交换器AOHE，亦称空气冷却式滑油散热器ACOC）。
对于FOHE系统，燃油在进入燃烧室前流经热交换器。燃油预热对燃烧过程具有热力学益处，可提升燃油效率，但需限制燃油温升以避免结焦损坏燃油系统部件。部分飞机采用燃油回流通油箱的设计，通过增大流量提升冷却效果。AOHE系统通常利用风扇气流，仅在FOHE燃油流量不足时启用。
流经AOHE与FOHE的滑油特性需符合发动机要求。当前多数喷气发动机使用合成滑油（如MIL-PRF-23699和MIL-PRF-7808），这两种滑油可满足燃气涡轮需求且兼容混用。发动机热管理系统应将滑油温度维持在-10°C至140°C范围内。关于空气与燃油冷却技术的详细讨论见第6章。
5.1.1.3 涡轮叶片冷却
作为提升燃气轮机效率的核心参数，涡轮进口温度（TET）在过去几十年显著提高。当前TET值常超过叶片材料的许用工作温度，冷却技术因此成为必要。叶片冷却技术包含内部与外部冷却机制，其冷却空气来源于压气机级的引气阀门。内部冷却采用对流与冲击冷却方式，通常通过强制气流（或其他流体）流经叶片内部通道实现。该技术已从单通道对流冷却发展为先进的多通道蛇形冷却结构。外部冷却技术涵盖气膜冷却、发散冷却与渗透冷却。其中气膜冷却作为主流技术，通过将冷却空气从叶片表面孔道喷出，在高温燃气流与叶片表面之间形成保护气膜。冷却机制覆盖叶片端壁、前缘、后缘及叶尖区域，其中叶尖冷却因承受极高热负荷而最为关键。
5.1.2 机械功率传输
齿轮箱（如从发动机提取功率供飞机各系统使用的附件齿轮箱）、联轴器、恒速传动装置等机械传动设备，因运行中的摩擦损耗、齿轮风阻损失和滑油搅动损失必然产生废热。此类部件以往因体积较小且传输功率有限，其废热问题未受重视。但随着减速齿轮箱在齿轮传动涡扇发动机中的应用，以及为即将到来的超高涵道比齿轮传动涡扇发动机（UHBR GTF）设计的更大功率齿轮箱出现，预计将产生大量需强化管理的废热。采用滑油冷却仍是机械传动设备废热排除的主要方式，如前述热浸管理章节所述。关于UHBR GTF发动机热管理的详细讨论见第8.2章。
5.1.3 电推进系统热负荷
任何类型的飞机电推进系统都将对热管理提出重大挑战。与燃烧发动机通过排气排出热量不同，电驱动系统的产热将全部留存于飞机内部。本节主要阐述电驱动系统核心热源（电机、电池、功率转换器及配电系统）及其热量获取技术，关于电推进飞机（EPA）热管理方案的深入分析见第8.1章。
5.1.3.1 电机系统（电动机与发电机）
当前航空推进领域最先进的电动机代表是西门子Extra 330LE飞机采用的580伏直流、260千瓦电机。该电机宣称具有95%的效率，功率密度超过5千瓦/千克。在民航客机发电机方面，波音787采用的250千伏安变频起动发电机代表了当前最先进水平。美国宇航局资助的大型电动推进飞机电机研究表明，未来这类飞机需要兆瓦级、高效、轻量化且紧凑的电机系统。主要技术目标包括：效率超过96%，比功率至少达到13-16千瓦/千克。以一台2.6兆瓦电机为例，即使实现96%的效率，在额定功率运行时仍将产生104千瓦的废热，这需要配置强大的散热系统来处理。
表1 美国宇航局资助的兆瓦级电机研发项目概览
由于在热管理中扮演着关键角色，电动飞机推进系统（EPA）用电机研发的大量研究都聚焦于效率提升。学界同时致力于发展超导电机技术（特别是采用低温方法），这项技术有望实现效率的显著提升。对于采用高温超导技术的电机，未来预期可实现99%以上的效率和超过15kW/kg的功率密度。在散热方案方面，电机可采用空冷、油冷或混合冷却方式。研究表明，空冷方案将难以满足大型EPA的需求。即便对于X-57这类小型飞机，其空冷电机在爬升阶段也会达到温度极限从而限制爬升速率。不过有研究证明，仅依靠螺旋桨尾流掠过电机舱外表面的冷却方式，X-57电机仍能实现96%以上的效率。
5.1.3.2 电池系统
电池工作时的温度波动会显著影响其可靠性、寿命和性能表现，因此精确控温至关重要。文献指出锂离子电池的理想工作温度区间约为-20°C至65°C，这意味着需要同时配备加热与冷却系统。电池热管理还需重点防范"热失控"现象。当温度升高形成自持效应时，可能造成电池损毁并引发严重安全隐患。为此需要实施包括保护电路和特殊物理设计在内的多重安全措施。电池产热主要来自两种机制：焦耳热效应和伴随熵变的电化学反应过程。这两种机制可通过以下热平衡方程进行量化计算（用于确定电池产热量Q）
5.1.3.3 逆变器与整流器
前主流功率变换器（逆变器和整流器）的典型效率约为98%。表2汇总了NASA针对未来电动推进飞机开展的功率变换器研究项目。数据显示，这些研究旨在实现99%以上的效率目标，同时达到16-26 kW/kg的比功率指标。整流器和逆变器产生的热负荷可通过公式计算，其中包含初始压降、动态电阻和电流参数。该计算假设电压降随时间呈线性变化。这些热量需要通过空气对流或冷板液冷方式排出。如表2所示，波音正在开发采用液化天然气或氢进行低温冷却的兆瓦级逆变器。
5.1.3.4 电力传输系统
航空领域同时采用铝芯和铜芯电缆进行电力传输。虽然铝材导电效率较低，但其质量更轻的特性使其成为大功率应用的首选。传统设计中，穿越加压舱段的电缆通过环境控制系统增加空气流量，将发热量纳入舱室热平衡进行间接冷却。电动推进系统的电缆通常不经过客舱区域，此时依靠大气自然对流或强制对流即可满足冷却需求，但需根据具体案例进行评估。传输线损可通过欧姆定律计算，只需获知单位长度电阻值即可。对于大功率应用，高温超导电缆是提升传输效率的潜在解决方案，但配套冷却系统可能抵消其效率优势。需注意电力传输系统还包含开关、断路器、母线等组件，这些设备同样会产生废热并需要冷却，可采用空气对流或冷板液冷等方式进行热管理。
5.1.4 燃料电池
氢燃料电池等燃料电池可作为电动动力系统的供能单元。其内部电化学反应会产生热量，但与内燃机不同，燃料电池排气热流较低，这对冷却系统提出了更高要求。此外，质子交换膜燃料电池的工作温度受限于水的沸点，使其成为低品位热源。燃料电池冷却需求可通过能量平衡方程确定，该方程涉及电堆质量、比热容、温度、燃料高热值、反应物/生成物焓值、输出电功率等参数。现有冷却方式主要分为三类：
o 空气冷却：冷却空气流经阴极和/或电池间冷却板
o 液冷（主流方案）：液态冷却剂在电池间冷却通道循环吸热，再通过换热器将热量传递至空气等冷源
o 相变冷却：利用冷却流体汽化潜热排热，可通过沸腾冷却或促进蒸发实现，热管是典型应用装置
5.2 环境控制系统、乘员与有效载荷
环境控制系统（ECS）的主要功能是为乘员、有效载荷及部分机载系统维持适宜的温度、压力和空气质量。该系统本质上是一套热管理系统，更准确地说可视为热传输系统。然而，该系统的某些组件可能因其运行状态成为强热源——例如空气循环装置中的涡轮机械、为其供气的高温引气管道，以及多电化环境控制系统中的电动机与压缩机，这些部件会因压缩气流或功率损耗产生高温。因此必须评估这些热源对周边热敏感结构（如燃油箱）、流体或设备的热影响。关于环境控制系统作为热管理系统的研究进展详见第8.4节。活体乘员（机组与乘客）会通过显热与潜热形式释放大量热量。设计时通常假定每位乘客在18℃环境中的产热量约为102瓦，该热量需与厨房、娱乐系统等设备废热共同纳入环境控制系统的热平衡计算。同理，任何需要冷却的有效载荷（如武器系统）也应计入热负荷。
5.3 电力系统
电力系统（EPS）负责为飞机各用电设备供电，包含发电（通过发动机/辅助动力单元驱动的发电机或蓄电池）与配电（通过馈线、总线、开关及断路电路）两大部分。如第5.1.3节所述，尽管航空电气设备效率较高，但其大规模电能生产/传输过程仍会产生可观废热。随着机载电力需求持续增长，此类热负荷预计将进一步增加。发电机通常毗邻发动机安装，采用发动机滑油冷却。如第5.1.1节所述，热量通过燃油-滑油换热器（FOHE）转移至流向燃烧室的燃油，或通过空气-滑油换热器（AOHE）传递至冷却空气。
电力馈线是将电能从发动机/辅助动力单元发电机、蓄电池或地面电源输送至全机用电设备的电缆。第5.1.3节"配电系统"所述热管理原则同样适用于此。飞机多电化趋势导致馈线热负荷显著提升，位于机身增压区的馈线通常由环境控制系统提供冷却（即ECS设计阶段需将馈线热负荷纳入舱室热平衡计算）。
如前所述，电力系统可能采用蓄电池供电，其热特性遵循第5.1.3节"蓄电池"部分所述原理。辅助动力单元作为另一电力来源，本质上是燃气发生器，其热管理原则与第5.1.1节描述一致。
5.4 用电设备
用电设备涵盖航电系统、电力电子装置、飞控计算机（含全权限数字发动机控制系统FADEC）、客舱娱乐系统、厨房设备及武器系统等。过去几十年间，此类设备用量激增导致整机电力消耗与废热排放量显著攀升。随着技术进步与功能需求增长，这一趋势预计将持续加剧，尤其在环境控制、防冰系统及飞控系统等子系统电气化进程中更为明显。
设备小型化与废热增加的叠加效应，使得高热流密度问题成为严峻的热管理挑战。更复杂的是，尽管多数用电设备可在宽温域工作，但高温环境会降低其寿命与可靠性，进而推高维护成本。此类设备产生的废热属于"低品位热源"，因其与散热端温差极小甚至为负值，极大阻碍了高效传热。某些场景还需精确控温，并要求冷却表面保持等温分布。
除可被动冷却的设备外，电气设备通常集中布置于配备专用冷却系统（本文称为"热获取系统"）的电气设备舱。商用飞机多采用环境控制系统的空气分配子系统进行冷却（通风空气源自客舱），而军用飞机已普遍采用独立液冷系统应对更高热流密度，这一方案在多电飞机中日益普及。所用冷却液多为乙二醇-水混合防冻剂或聚α烯烃等介电流体，通过冷板吸收电子设备热量后，经由换热器将热量传递给冲压空气、发动机风扇气流、客舱空气或燃油。预计未来超音速运输机与电推进飞机将广泛采用液冷技术。
有学者提出航空电气设备舱概念设计阶段的热风险预测方法，将热风险定义为"违反热管理要求的潜在可能性"，即飞机运营过程中可能出现局部超温现象。该方法通过无量纲数综合分析设备舱通风条件、温度分层等热因素及系统集成度，量化热风险等级，既可辅助制定热设计要求，又能优化设备舱布局以降低后续设计阶段出现热问题的概率。未来军用飞机中，定向能武器将成为产生巨量废热的核心用电设备，其具体内容详见第8.3节。
5.5 飞控与其他作动装置
传统液压作动器（用于飞行控制面、舱门等）产生的废热量较低，且这些热量通常通过液压油分散至整个集中式液压系统，飞行中液压油温度最终会达到稳态。新型多电作动器（如电静液作动器EHA与机电作动器EMA）则截然不同。这类装置会产生显著的局部废热，例如空客A380的副翼EHA就需专门冷却——该机型甚至为此重新设计了部分机翼结构以增强空气对流冷却。相关研究主要聚焦作动器电机及其功率电子器件（这两大主要热源）的功率损耗特性。作动器电机的热管理至关重要，因为温度升高会导致：
o 铜绕组电阻增大，效率下降
o 绕组绝缘材料可靠性降低，寿命缩短
o 电机磁性材料损耗增加，进一步降低效率
功率电子控制器产生的热负荷通常与电机本身同量级。作动器过热还可能威胁周边机体结构与系统，尤其需警惕靠近燃油箱的作动器。某A320级多电飞机的EMA废热估算数据显示：
o 副翼作动器峰值/额定工况总发热量分别为589W/212W
o 扰流板作动器为612W/220W
o 升降舵作动器为227W/82W
o 方向舵作动器为664W/239W
研究表明，热管、热虹吸管与气冷冷板等散热手段可确保作动器在80℃（额定）至125℃（峰值）温度区间工作。值得注意的是，除冷却措施外，优化电机控制策略也能显著减少废热产生。未来若将EMA/EHA应用于超音速运输机，几乎必然需要配备专用热管理系统。此外，其他飞控组件（如安装在电气设备舱的飞控计算机）也可能需要冷却，其热管理方案可参考第5.4节电气设备相关内容。
5.6 液压系统
集中式液压系统通过高流速设计满足各类飞机作动器的运动速率需求。由于管道网络摩擦损耗以及泵体的机械与流体效率损失，系统会产生废热需进行管理。此外，液压作动器产生的热量会被液压油吸收并扩散至整个系统。虽然裸露管道会自然散热，但通常不足以维持油液最佳工作温度。现代系统设计采用多种热交换机制控制油温，典型方案是采用浸入燃油的液压油-燃油热交换器。
空客A380、A350等现代机型采用高达5000 psi设计压力的液压系统，导致液压油热负荷显著增加。A380在油箱上游的回油管路配置了双矩阵空气-液压热交换器及备用燃油-液压热交换器。A350的热管理系统更为精密，同时具备油液加热与冷却功能，通过两个浸入式燃油-液压热交换器配合温控阀组，将液压油温度精确维持在20℃的设计值附近。
为持续提升性能，液压系统正朝着更高工作压力与更严格温控方向发展。保持接近设计值的温度可确保油液粘度处于最佳状态，这对部件润滑和减少系统泄漏至关重要。现有研究主要聚焦建模工具开发，用于评估不同架构方案在实现温控目标时的性能表现。研究人员还探索了集中式、电动化与联邦式液压回路的混合架构方案。这类创新设计带来新的集成挑战：电动泵需与高功率配电系统耦合，而联邦式液压回路（如电静液作动器）会产生局部热负荷。
液压系统热建模技术呈现多样化特征。简易方法是将流体回路简化为单节点模型，叠加各组件热负荷来计算平均工作温度，适用于研究任务周期内的热负荷变化。更精细的建模则采用集总参数热节点网络法，动态模拟热交换器、作动器等各部件的温度变化。
6. 废热排放与飞机终端热沉
目前大多数航空应用中，飞机最终仅有两个终端热沉用于废热排放：外界大气空气与机载燃油。其他所有热获取方法本质上都只是将热能传递至这两个终端热沉。例如，即使超音速飞机的发动机结构在运行中会显著升温，所有热量最终仍会传递至大气（尽管可能发生在飞机着陆后）。事实上，当飞行速度足够快时，外界空气反而会成为热源而非热沉，此时飞机将完全依赖燃油进行废热排放。
本节将详细阐述与这两个热沉相关的核心概念与技术发展，并在后续小节简要介绍其他潜在的未来热沉方案。
6.1 大气（空气冷却）
由于高空环境温度极低，外界大气空气常被用作有效热沉。事实上，凭借其无处不在的特性，空气已成为航空领域应用最广泛的热沉介质，相关空气冷却系统的技术成熟度通常较高。但受空气可压缩性和粘性效应影响，飞机蒙皮表面实际温度可能显著高于环境温度。热分析中通常需考虑以下三个关键温度参数：
o 环境气温：根据大气模型计算得出的大气温度
o 冲压空气温度：空气相对于飞机静止时的温度（如机翼前缘或冲压进气口处）
o 绝热壁温（又称恢复温度）：飞机大部分外露表面蒙皮附近的温度
对于较低马赫数飞行工况，冲压温度与恢复温度可通过公式计算得出，其中涉及大气模型计算的环境温度、空气比热比、马赫数、恢复因子以及普朗特数等参数。图6展示了某商用运输机在三种典型气候条件下飞行时这些温度的变化趋势。
图6 某型飞机在极端高温日、极端低温日及MIL-HNDB-310标准日条件下，从海平面爬升至10,000米巡航高度后返回海平面过程中所经历的温度变化曲线
飞机通常通过三种方式向外界空气排放废热：采用冲压空气冷却系统、从发动机旁通管道或压气机级引气，以及使用"蒙皮热交换器"（又称表面热交换器）。若考虑通过前缘结构排放防冰/除冰系统产生的热量，则可视为第四种方式。以下分小节详述这些散热方式。
6.1.1 冲压空气冷却
冲压空气系统（图7）利用飞机运动产生的动压将空气引入管道。该气流经过空气-空气或空气-液体热交换器，吸收飞机系统收集的废热后排出机外。当飞机静止或地面低速滑行时，需要风扇装置辅助引气。这种地面辅助风扇系统会增加机体重量和结构复杂性。
图7 冲压空气冷却系统示意图
冲压空气冷却系统因其结构相对简单且效率优异（单位体积散热能力优于蒙皮热交换器），被广泛应用于各类航空器。以活塞发动机为例，吸入的空气通常直接流经带导流板的汽缸舱或散热器来收集废热。该系统同样广泛用于商用及军用飞机的空调组件冷却。
该系统的显著缺陷在于会产生可观的"冷却阻力"。这种阻力源于空气流经系统时的动量损失，需要通过精心设计进/排气口来最小化影响。实践中常采用具有优良气动特性的NACA嵌入式进气口，而出气口则可部分利用"梅雷迪斯效应"来降低阻力——该效应曾成功应用于北美P-51"野马"战斗机，通过特殊排气方式获得辅助推力。欧洲航天局ECO-150R涡轮电动飞机冷却系统的研究表明，巡航状态下冷却系统阻力约占总阻力的2-3%。
对于需要保持低热辐射与电磁特征的隐身战机，冲压空气系统会带来特殊挑战。这类飞机不得不限制系统尺寸，导致热管理问题加剧，从而更依赖燃油作为主要热沉。在涡桨发动机及开式转子发动机中，通过NACA管道获取的冲压空气用于压缩机舱、燃烧室和涡轮舱（统称附件区）的通风冷却，以及涡轮叶片冷却。而涵道涡扇发动机更多将冲压空气用于短舱附件区通风，发动机核心区附件通风则采用风扇引气（详见下节）。展望未来，电动推进飞机预计将更广泛采用冲压空气冷却系统。由于这类飞机无法像燃气轮机那样通过尾喷管排放主要废热，必须通过更精细的系统设计来平衡冷却阻力、额外功耗及质量增加对推进效率的影响。
6.1.2 发动机风扇与压气机引气冷却
在燃气涡轮动力飞机上，另一种常见的大气冷却方式是利用发动机外涵道空气排放废热。这种方案极具优势，因为风扇空气与发动机内众多需要冷却的部件和系统距离较近。但由于气流经过风扇压缩后温度高于冲压空气，其作为热沉的冷却效能相对较低。
压气机级引气也可用于冷却，但这类空气因压力更高而温度显著提升，会导致更严重的燃油消耗率损失。因此该方式仅限用于涡轮叶片等高温工作部件的冷却。图8展示了涡扇发动机采用风扇与压气机引气进行冷却的多种实施方案。
图8 燃气涡轮发动机（涡扇发动机）利用风扇与压气机级引气进行冷却的实施方案及热交换器可能安装位置示意图（涡扇发动机图像采用Simcenter Amesim软件生成），图中文字翻译如下：
o Cooled bleed air to ECS and anti-/de-icing systems: 冷却的放气空气到ECS和防/除冰系统
o Pre-cooler: 预冷却器
o Fan and HX: 风扇和换热器
o Bleed air: 放气空气
o compressor stage air for compartment ventilation and turbine blade cooling: 用于舱室通风和涡轮叶片冷却的压缩机级空气
o Fan duct heat exchangers (surface coolers): 风扇管道热交换器（表面冷却器）
o Embedded fan air cooling system: 内置风扇空气冷却系统
o Fan air: 风扇空气
o Compressor air: 压缩机空气
o Fan and compressor stage air for compartment ventilation and other cooling applications: 用于舱室通风和其他冷却应用的风扇和压缩机级空气
利用发动机风扇空气进行冷却的常见方式是通过整流罩进气口将其引入发动机核心舱，为舱内设备提供通风冷却。风扇空气还长期用于预冷却从高压压气机级引出的环境控制及防冰系统用气，此时预冷器热交换器通常安装在发动机外部（如吊架内）。部分发动机则采用环形热交换器，将其置于风扇外涵道气流中进行预冷。
如前所述，另一种应用方式是在旁通管道或嵌入式空气冷却系统中安装空气-滑油热交换器（AOHE或ACOC），用于发动机或发动机设备滑油冷却。典型应用如民用航空发动机上为整体驱动发电机（IDG）提供冷却的ACOC系统。
在军用战术飞机领域，直到第五代战斗机问世才开始采用风扇空气冷却技术。这种转变旨在减少对影响隐身性能的冲压空气冷却系统的依赖。受空间限制，军用机的热交换器安装在风扇气流下游较高压级位置，导致冷却空气温度高于民用航空应用，从而降低了冷却效率。
采用风扇空气冷却的优势在于其毗邻待冷却设备，同时能减少机体上产生阻力的进排气口数量。但该技术仍存在显著性能代价：引取风扇空气或在气流中安装热交换器会产生压降，导致推力损失及燃油消耗率上升。此外，发动机内部空间限制也增加了系统集成难度。民用航空超髙涵道比涡扇发动机采用的减阻"超薄"短舱设计，可能进一步压缩这些系统的可用空间。
当前研究重点集中在通过增材制造、新型材料及创新结构设计来提高热交换器性能，实现在减小体积和质量的同时提升传热效率（详见7.1.1节）。军用航空领域正积极探索在空间限制下利用低压级风扇空气的方案，包括研究将新型嵌入式热交换器或集成传热元件融入风扇静子。
值得关注的是，针对战斗机（及未来超音速运输机）的可变循环"双外涵"（三流道）发动机的研发正在进行。这类发动机能根据作战需求调节涵道比和风扇压比，在亚音速时作为高涵道比涡扇运行，超巡或机动时转为低涵道比涡扇或涡轮喷气模式。研究人员提出将外涵道"第三流"空气作为新型热沉，其温度低于现役战斗机采用的高压级风扇空气，具有更好的冷却潜力。
最后，压缩空气冷却的一种创新应用是采用兰克-赫尔胥涡流管。这种无运动部件的装置通过旋流腔将压缩气体分离成冷热两股气流，虽效率相对较低，但因其不使用专用制冷剂的特性，可能提升环境控制系统效率。不过该技术目前在航空领域的成熟度等级仍低于3级。
6.1.3 表面/蒙皮热交换器
如前述章节所述，引气冷却会导致空气动量损失并降低飞行器性能。替代方案是通过机翼、机身或其他暴露部位的蒙皮直接将废热排放至周围气流中，这种"表面热交换器"（又称"蒙皮"热交换器）可避免引气造成的性能损失。在表面热交换器中，高温流体（如滑油、水、空气或其他冷却介质）直接与机体蒙皮接触，而蒙皮又与外界空气直接换热。由于无需引气，该系统理论上可实现"零阻力"（前提是外界侧不安装强化传热的散热鳍片）。但实际情况更为复杂：蒙皮表面加热会提升边界层温度，可能加剧流动扰动，导致气流提前转捩和分离，反而增加阻力。不过加热边界层也可能产生积极影响，例如研究表明在特定雷诺数、攻角、热交换器位置和热通量参数组合下，机翼加热可使升力系数提升2.5%，阻力系数降低1.6%。
这种冷却方式在动力飞行初期就已应用，早期活塞式竞速飞机和军用机的机身、机翼广泛采用该技术。典型案例如Supermarine S.6b水上竞速机，其严苛的冷却需求迫使设计师在大部分机翼、部分机身甚至浮筒上表面都布置了热交换器。随着燃气涡轮发动机的普及（其大部分废热通过尾喷管排放），冷却需求发生变化，蒙皮热交换器应用减少。但现代航空电子设备功耗激增重新激发了对此技术的兴趣。以空客A320为例，其前机身两隔框之间采用隔热材料构成风道，受电子设备加热的空气流经与蒙皮直接接触的风道内壁进行冷却，形成闭式循环系统。该蒙皮热交换器在飞行状态及地面低温条件下运行，常温及高温地面工况则切换为外部引气直冷模式。
图9 类似空客A320采用的机身蒙皮空气/空气热交换器
Pang等人通过实验研究了用于冷却大功率电子设备的蒙皮空气热交换器，证实其在不显著影响飞机性能的前提下具有良好冷却效果。Kellerman团队则探索了蒙皮热交换器在混合电驱系统废热排放中的应用，发现对于各类尺寸的飞行器，表面热交换器的冷却能力与系统产热量处于同一数量级。
有研究提出将蒙皮热交换器与发动机风扇空气而非环境空气结合的创新方案。例如Sousa团队评估了在外涵道安装蒙皮热交换器冷却发动机滑油的方案，其优势在于避免外涵道气压损失。该设计将滑油管路嵌入主次流分隔罩的次流通道侧壁，并设置伸入次流的散热鳍片。通过专用风洞试验和数值分析证实，该方案在起飞阶段可满足高达76%的滑油冷却需求。
6.1.4 防冰系统
作为飞机上少数需要大量热能的系统，防冰系统通过维持表面温度防止结冰或融化积冰。典型防护区域包括机翼前缘、发动机进气道、空速管、废水排放口及风挡玻璃等。传统系统采用从低压或高压压气机引出的高温引气，由于机翼前缘可能属于活动缝翼且距气源较远，需要复杂管路输送热气。替代方案则采用嵌入结构的电加热垫进行局部加热。
防冰系统建模主要关注两方面：被防护表面的积冰特性分析与加热功率需求计算。常用零维热平衡法通过平衡对流热损、潜热耗散及冰层融化/蒸发需求快速确定加热流量。另有研究采用一维传热模型模拟引气分配管、结构件与舱室间的传热过程。
为提高系统效率、简化结构并减轻重量，学界已探索多种替代技术。其中回路热管(LHP)技术尤为突出，可使防冰系统兼作其他机体热源的热沉。全球鹰无人机发动机罩防冰系统即采用液压系统余热驱动的LHP方案，实验表明其不仅满足CS-25防冰标准，系统总重仅18.5公斤，液压热交换器温降17.5℃，表面供热功率达3.8kW。
LHP技术在航空防冰应用曾受毛细芯压差限制，该压差需克服随传输距离增加的系统压损。全球鹰的成功应用得益于其发动机罩与液压系统距离近且尺寸远小于民机进气道。新型毛细芯材料将LHP工作压差提升3.5倍，预计传输距离可从目前的8-10米扩展至28-35米。
6.2 燃油系统
将燃油作为航空器热沉具有多重优势：
o 可用性优势。相对于航空器质量，机上通常携带大量燃油。这种自备资源免除了引入其他冷却介质的需求，且作为推进系统主要能源，不会额外增加阻力或质量。但需注意，若为冷却目的增设燃油输送泵和管路，仍会导致功率损耗和质量增加。
o 冷却效能优势。碳氢燃料的传热特性普遍优于空气，冷却效率更高。
o 邻近热源优势。燃油箱周边通常分布着液压系统、环境控制系统、气动组件等需要冷却的设备，燃油可作为就近热沉。燃油输送至发动机的路径还可用于冷却发动机系统。
o 低温特性优势。亚音速高空飞行时燃油温度显著降低，有时甚至需要加热防冻。这种"热惯性"使得冷却过程具有延时性。反之，超音速飞行时因气动加热，燃油升温同样存在滞后，可在较长时间内保持低于环境温度的低温状态，有利于维持热沉与热源间的高温差。
当然向燃油传热也存在明显缺陷与安全隐患，本节后续将展开讨论。典型燃油冷却应用场景：
o 发动机/发电机滑油冷却。通过燃油-滑油热交换器（FOHE）利用发动机供油冷却滑油是广泛应用的技术，兼具冷却滑油与提升发动机热效率的双重效益，这是当前最主流的燃油冷却应用。
o 液压系统冷却。可采用浸没在燃油箱内的液压油-燃油热交换器，或在油箱外部设置换热器实现集中式液压系统冷却。
o 多电飞控作动器冷却。若采用电静液作动器替代传统液压作动器，可通过FOHE冷却其工作油液实现系统降温。
o 电子设备冷却。包括航电设备、功率电子器件及飞行计算机（如FADEC）等，通常需通过中间液冷回路间接利用燃油冷却。
o 压缩空气循环制冷。超音速飞行等特殊工况下，即使经过次级冲压空气换热器，环境控制系统的压缩空气温度仍可能过高。此时可采用燃油-空气换热器对进入冷却涡轮前的空气进行终级冷却，协和号超音速客机即采用此方案。
o 燃油泵自冷却。燃油泵工作时产生的热量直接传递给浸没其中的燃油实现自冷却。
在油箱外部受热且未立即用于燃烧的燃油可循环回油箱。这种方式能利用油箱内燃油的"热惯性"（尽管该惯性会随燃油消耗而减弱）。通过探索如何在多个油箱间可控分配热量，可最大化这种热沉能力的利用效率。
但需注意燃油高温带来的安全隐患，特别是必须限制燃油的可燃性暴露风险，这可通过油箱惰化处理实现。即便如此，燃油的加热仍存在上限：高温会导致燃油分解并产生结焦，损坏系统部件。提高燃油耐温性的方法包括添加燃油添加剂、采用脱氧系统，或直接使用JP-8-100等专为高温工况设计的军用燃油。这些方案对未来航空热管理应用具有研究价值，同时还需开展可持续航空燃料热管理特性的相关研究。
当燃油吸热达到允许温度上限时，飞机即达到所谓"热续航"极限。对于现代军用战术飞机而言，热续航时间短于推进燃料续航时间已成为突出问题，这促使航空热管理领域开展了大量研发工作。
燃油作为热沉的另一制约因素是其可用量。随着飞机能效提升，推进所需燃油减少，导致可用热沉总量降低。此外，任务进程中燃油持续消耗也会削弱热沉能力。
表4汇总了航空燃油热管理相关研究。现有研究主要集中在以下几个方向：建模方法、提升燃油热稳定性、降低燃油系统自身热负荷、优化热管理系统架构拓扑、以及可燃性控制。需说明的是，本文讨论主要针对传统碳氢燃料（尤其是航空煤油），但部分原理同样适用于氢燃料、生物燃料等替代能源。然而关于替代燃料热管理特性的研究文献仍显不足，这是亟待填补的空白领域。
表4 飞机热管理的燃料研究
6.2.1 燃油热行为建模方法
由于飞机燃油箱体量大且具有动态热沉特性，从整机任务角度理解其热行为往往至关重要。本节简要综述飞机燃油箱热建模方法的研究现状，根据所采用的建模原理，现有方法可分为以下几类（见表5）。
建模方法 |
控制关系 |
集总参数稳态模型 |
一维稳态方程 |
集总参数瞬态模型 |
一维瞬态方程 |
有限体积瞬态模型 |
一维能量平衡 |
三维热扩散CFD模型 |
三维Navier-Stokes方程 |
表5 燃油箱热建模方法分类
采用简化的一维稳态/瞬态模型（集总参数法）进行燃油热行为建模，可实现燃油箱系统的高效热仿真。该方法通过设置"热节点"来表征燃油箱容积（即燃油主体与气相空间）与壁面的热特性。稳态模型中，箱体上下壁面节点温度与外界大气温度相同。基于这些边界条件及各节点的初始条件，运用传导、对流和辐射的一维传热方程即可迭代求解节点参数。若放宽壁面温度均衡假设，该方法可扩展应用于瞬态工况。
某文献提出的有限体积法相比传统一维方法实现了更精细的油箱离散化。该研究将油箱视为梯形体积单元，简化了不同燃油量状态下气相空间与液面面积的计算。其创新点在于将容积离散为多个通过能量平衡求解的体积元，从而可获得单元级（而非整个油箱容积）的温度分布。
另有文献针对带前缘引气导管的主翼燃油箱开展了详细CFD仿真研究。通过建立机翼结构与油箱的网格模型，成功预测了高温引气流经翼根前缘导管时箱体内的温度分布场。
6.2.2.1 添加剂技术
抗氧化剂和分散剂类添加剂可显著提升燃油的结焦临界温度。抗氧化剂通过抑制氧化反应发挥作用，而分散剂则能阻止氧化产物的沉积。这类添加剂的最大优势在于无需加装额外机载设备即可提升燃油热沉能力。
美国空军开展的JP-8+100项目专门研究通过添加剂提升军用航空燃油JP-8的热稳定性。该项目通过优化添加剂配方，成功将JP-8燃油的热稳定极限温度提高了55℃，对应喷嘴处燃油整体温度范围提升至163℃-218℃。研究表明，采用JP-8+100燃油可使F/A-18战斗机的热管理系统冷却能力提升26%-40%，且具备进一步优化空间。当前航空燃油添加剂技术成熟度已达8级，有望实现热沉能力翻倍增长。
6.2.2.2 脱氧系统
脱氧系统通过降低燃油溶解氧含量来抑制结焦反应，从而提升燃油可加热温度上限。这类系统目前尚处探索阶段，技术成熟度评估为3-4级，预计可使热沉能力提升两倍。虽然脱氧系统能有效提升燃油耐温性能，但不可避免会增加系统重量和复杂度。主流脱氧技术包括：
o 先进鼓泡法：在接触反应器内使燃油与惰性气体混合，通过分离器去除富氧气相
o 膜分离法：利用选择性渗透膜将氧分子转移至惰性气体流
o 催化脱氧法：通过催化反应使氧与其他元素（如氢）结合生成可过滤产物（如水）
6.2.3 降低燃油系统自身热负荷
减少燃油泵等部件产生的寄生热负荷，可为吸收其他系统余热提供更大裕度。研究表明：在战术战斗机热管理系统中，变排量泵相较离心泵可提供更优的燃油温度安全裕度；双泵系统中降低主燃油泵容量能显著减少传递给燃油的热能。
6.2.4 燃油系统架构与控制策略
燃油热管理研究重点关注系统架构设计与控制方法优化。系统架构涉及燃油箱布局、循环/再循环路径设计，以及与热源、热沉和燃烧室的连接拓扑。某超音速巡航飞机概念研究对比了四种基础架构的热管理性能：
o 单纯供油架构
o 燃油回注油箱架构
o 回注独立供油箱架构
o 回注主油箱+独立供油箱架构
结果表明，将燃油回注至不受温限约束的大型油箱的方案最具优势，而直接回注小型独立供油箱的方案效果欠佳。
图10展示了Alyanak与Allison研究的燃油热管理系统架构方案：(a) 仅供给，(b) 直接回收到油箱，(c) 直接回收到供给系统，(d) 带单独供给的回收到系统油箱
图11 文献中研究的某概念战斗机燃油箱拓扑结构示意图：（1）再循环至主油箱,（2）具有再循环至专用油箱的双油箱配置，显著提升了热续航性能。
在一系列关于热续航能力、油箱拓扑结构与燃油热管理系统控制策略关联性的研究中发现：采用专门的小型油箱进行燃油循环，并配合另一个储油主油箱的架构方案（如图11所示），相比单一油箱阵列循环方案能显著延长概念战斗机的热续航时间。研究还表明，通过实现燃油流动拓扑的可控调节（特别是结合温度调控与循环油箱液位管理），可进一步提升系统性能。采用动态多油箱拓扑鲁棒控制策略（而非单一或双油箱固定配置）能带来额外优势。相关研究证实，预测控制方法能有效处理燃油系统网络中流体传输延迟的影响。这些技术被应用于开发任务规划系统，并实现了"在线"（实时）热续航能力预测功能。这类技术具有重要实用价值，例如可实时显示飞行员剩余热续航时间等关键参数。
在混合动力运输机燃油热沉可行性研究中，Kellermann团队评估了两种设计方案：一种在机翼上下表面集成燃油热交换器，另一种在现有燃油箱内部安装常规热交换器。研究表明，机翼集成热交换器方案性能更优，相比冲压空气冷却系统可降低0.6%的燃油消耗。
民用航空领域也开展了燃油系统与其他热管理系统的集成研究。例如Seki提出的空气/燃油综合热管理系统，采用蒸气循环系统作为环境控制系统的制冷单元。当前多数燃油热管理系统架构与控制研究聚焦军用飞机，民用飞机多油箱拓扑结构的相关研究尚显不足。虽然军用技术成果可提供参考，但适航认证将成为民用方案的核心考量。
6.2.5 可燃性暴露与点火预防
燃油热沉应用的推广（特别是民航领域）必然引发可燃性安全担忧。FAA适航标准25.981条款与EASA CS-25.981对燃油箱防爆提出明确要求：禁止在可能引发灾难性后果的燃油箱内存在任何点火源，且必须满足可燃性暴露限制标准。
鉴于燃油蒸汽可燃性预测与消除的技术难度，通常假定油箱内始终存在可燃混合气体。因此必须严格限制输入油箱的能量（如电气线路），并通过以下措施消除静电放电风险：
o 抑制油箱内油雾形成、燃油晃动与喷射
o 确保循环燃油从箱体底部或近底区域注入
o 引导循环燃油接触接地导电表面
o 采用微孔管实现低速燃油均匀分布
燃油箱温度压力随飞行高度、速度及航程变化，直接影响可燃状态判定。当气相空间氧浓度超限且温度处于特定区间时即视为可燃状态。现行Jet-A/A1航空煤油的可燃界限按EASA CS-25标准定义：海平面环境下，可燃下限温度（LFL）为闪点温度减5.5℃（Jet-A1为38℃），高度每增加808英尺降低0.55℃；可燃上限温度（UFL）为闪点温度加19.5℃，高度每增加512英尺降低0.55℃。当燃油/气相温度处于LFL-UFL区间时，即判定该油箱处于可燃状态。
燃油/气空间在可燃性区间停留时间过长将违反可燃性降低法规要求。传统解决方案采用惰化系统，通过持续用富氮或富二氧化碳空气替换富氧气相空间，显著降低油箱内氧气浓度。惰化气体通常引自发动机引气，经处理后注入油箱，但这会导致发动机燃油消耗率上升。
替代合规方案包括采用抑爆措施，例如使用聚氨酯泡沫等特殊泡沫材料填充油箱气相空间，或通过强化油箱结构使其能承受爆炸冲击。
美国联邦航空管理局专门制定了可燃性分析工具（见图12）。该工具需要输入与燃油管理系统相关的关键热参数，包括不同油箱构型下的燃油消耗顺序、任务剖面以及油箱传热特性。分析时需分别提供发动机运行与关闭状态下，燃油整体温度与环境温度达到平衡时的温差数据。此外还需确定表征油箱燃油在时间步长内响应热输入的指数时间常数，这些参数需通过热力学油箱模型或飞行测试获取。因此，任何燃油箱热力学模型的最终目标都是生成符合FAA可燃性分析流程要求的时间常数参数。
图12 FAA油箱可燃性评估工具的主要分析模块及关联输入参数概览（1. 燃油箱易燃性暴露的确定，1.1周围环境（1.1.1环境温，1.1.2总空气温，1.1.3环境压力），1.2 任务数据
（1.2.1发动机数量，1.2.2任务时长，1.2.3燃油管理，1.2.4马赫数），1.3燃油特性（闪点温度），1.4 油箱热特性（1.4.1温差，1.4.2预计时间）
6.3 飞机结构
航空器结构本身有时可作为机体或发动机系统的终端热沉。结构部件的材料特性对其导热与储热能力起决定性作用。铝合金与碳纤维增强聚合物（CFRP）复合材料在导热率和热容方面存在显著差异，这要求重新评估传统通过蒙皮表面散热的方法。典型案例如机翼与机身中央油箱，以及复合材料整体油箱所需的附加热评估需求。此外还需研究热致屈曲引发的新型结构失效模式。目前正在开发所谓"热集成结构"技术，旨在提升复合材料的导热性能。
6.4 储热与能量转换热沉
废热利用的优化途径包括存储或转换为更有用的能量形式（如机械功），现有方案涵盖。
6.4.1热力循环能量转换
虽然朗肯循环与有机朗肯循环将废热转化为轴功率的技术原理并不新颖，但在航空领域尚未实现大规模应用。该技术需要较高温度热源才能有效工作。另一种方案是利用吸收式制冷装置（基于蒸汽吸收循环）将热能转化为冷量。但这些热力循环系统需在性能优势与额外质量、复杂度、成本及可靠性风险之间谨慎权衡。
6.4.2 相变材料储热
具有高熔解热的相变材料（PCM）能在温度体积变化极小情况下吸收大量热量，适用于缓冲间歇性热负荷峰值，从而减小热管理系统整体规模。航空应用需评估其质量体积代价与收益的平衡。当前PCM技术成熟度（TRL）处于4-6级，研究重点包括：为传感器供电的能量收集系统，以及电动推进飞机电机冷却等大型热管理应用。
6.4.3热电转换装置
基于塞贝克效应（热电发电）与帕尔帖效应（电致制冷）的器件。现有技术功率密度仍较低（0.05 kW/kg vs 需求值0.5 kg/kW），但材料效率持续提升。研究表明，在涡扇发动机热核心流与冷旁流之间布置热电发电机可形成可行设计方案，并能改善燃油消耗率。该技术当前TRL等级为3-4级。
6.4.4热致变材料
在外加力场（机械/磁/电）作用下可逆吸放热的智能材料。例如利用混合动力飞机电机磁场、通过磁热效应实现电子设备冷却的方案尚处于TRL 3级以下的早期研发阶段。
6.4.5 热声发电机系统
热声发电机是一种利用气体温差产生声波（功）的装置，其逆向工作原理则构成热声制冷机——通过输入声波实现热能传递。戴森等研究者提出的航空应用案例（详见第8.1.6节）展示了如何将这两种原理协同运用于飞行器热管理系统。
7. 热量传输
如第3节所述，本文中的热量传输特指将热能从热源长距离输送至飞行器终端散热装置的过程。这与散热终端直接接触或紧邻热源的情况截然不同。一套完整的热量传输系统包含实现废热转移所需的部件、流体、传感器及控制装置，其研究范畴极为广泛，本节仅聚焦最具相关性的最新技术进展。下文将主要从系统层面展开论述，不过仍会对换热器等关键部件的技术发展作简要说明。
7.1 关键传热部件
如前所述，传热部件涵盖换热器、热管、阀门、泵体、管道/风管、节流阀、压缩机、涡轮机、风扇、传感器及控制设备等。这些部件需最大限度实现轻量化与高效化以降低对飞行器性能的影响。此外还包括气体与液体等工作流体。鉴于这些部件/流体已普遍应用于各工业领域，此处仅从航空工程视角重点讨论换热器、被动式传热装置（如热管）及部分重要传输流体。
7.1.1 换热器
作为热管理系统的核心部件，换热器实现了两种流体间非混合式的热量传递。这类装置在航空领域应用广泛，典型实例包括：用于冷却发动机与发电机润滑油的燃油-空气/滑油换热器（参见第5.1.1节燃烧引擎热浸及第6.2节燃油系统）；环境控制系统空气循环装置中的气-气换热器；利用冲压空气冷却机体系统热流体的各类换热器；浸没于燃油箱中用于液压油冷却的液压换热器等。
尽管换热器技术已相当成熟，但提升其性能的研究仍在持续。航空航天领域尤其关注减轻重量、提高紧凑性/效能及改进制造工艺。为应对新型飞行器即将面临的热管理挑战，学界正着力开发适应狭小异形空间的特殊结构换热器，下文将选取若干研究方向进行阐述。
7.1.1.1 新型换热器几何结构
当前大量研究致力于开发定制化几何结构的换热器，使其能紧密适配有限空间或其他部件周边布局，此举既可降低压损对性能的负面影响，又能优化空间利用率。
例如有学者提出"面板式"换热器设计，这种弧形结构可紧密贴合发动机舱面板，专为超高涵道比齿轮传动涡扇发动机的气-滑油换热需求开发，其面板造型能有效降低外涵道气流损失。某公司正在研发嵌入发动机核心机匣的特殊构型气-滑油换热器，其冷却气流源自风扇涵道（图13）。其他异形换热器案例包括用于引气系统预冷的环形风扇涵道气-气换热器。据研究显示，通过在非常规空间应用传统翅片结构，某型号换热器较常规设计实现了2%的重量减轻与6%的体积缩减。
图13. 嵌入涡扇发动机外涵道的微型气-滑油换热系统及其进出口管道（图片由美捷特集团提供）
新型制造工艺特别是增材制造技术（参见下文"新型制造工艺"章节）的进步，使得这类异形换热器几何结构的实现成为可能。
7.1.1.2 提升传热性能
学界正着力提升换热器的传热能力。例如受生物启发的仿生工程高表面密度结构技术可显著改善传热效率。卡西姆等学者研究表明，采用新型传热面几何构型的紧凑式换热器能实现传热强化与压降降低的双重效果，具体包括改进型偏置条形翅片（如延长偏置段长度）以及创新波形翅片的波幅-波长组合方案。研究人员必须精确表征这些新型结构的流体动力学与传热特性，以拓展设计边界并确保其工程应用价值。
对单位体积传热性能的追求催生了"微通道"换热器的兴起。这类换热器具有小间距高比的特征流道（水力直径200-700微米），其微小流道尺寸大幅增加了传热表面积，配合特定翅片构型可提升努塞尔数，从而实现单位体积传热能力的突破。微通道换热器在航空领域的应用研究日益深入，典型场景包括气-气（尤指发动机引气）换热、空气-液体燃料冷却器及液-液发动机滑油冷却器等。
7.1.1.3 蒙皮/表面换热器
此类换热器的冷源为环境大气，热源为携带飞行器废热的流体。其传热表面本身属于机体结构组成部分，可通过加装翅片等方式强化冷却效果。第6.1.3节已对蒙皮换热器技术进展进行过详细阐述。
7.1.1.4 新型制造工艺
前文所述换热器性能提升很大程度上得益于新型制造工艺。增材制造技术尤其推动了航空换热器设计的重大突破，不仅实现了复杂几何构型的制造，还催生了S型流道、C型翅片、斜置翅片等新型翅片结构。
微通道换热器的制造涉及多种精密工艺：微机电系统技术、LIGA光刻电铸成型、中空聚合物加工、精密机械加工、线切割放电加工、层压/印刷电路制造、激光烧蚀、齿轮轧制以及折叠翅片技术等。
制造可行性始终是制约先进换热器发展的关键因素，现存技术挑战包括：突破常用铝合金材料限制（拓展至不锈钢、钛合金及导电聚合物复合材料等）；优化钎焊工艺；解决增材层制造导致的表面粗糙度与密封性问题。
7.1.1.5 冷板
冷板是与换热器原理相近的装置，其特殊性在于仅设有单侧流体通道（冷侧），而热侧为冷板外表面直接接触的电路板等热源。这类器件广泛应用于航电设备与功率电子器件的液体冷却系统，冷却介质多采用聚α烯烃等介电流体或水-乙二醇混合液。冷板液体侧的翅片构型通常与板翅式换热器类似，因此其设计与制造挑战也具有高度相似性。
7.1.1.6 设计与开发方法
换热器设计与开发方法的创新是当前研究热点之一。以罗尔斯·罗伊斯Ultrafan发动机配套换热器为例，新型设计方法通过整合更新的性能关联数据库与效能-NTU法，实现了换热器性能的量化排序。该方法与制造商现有工具的深度集成，显著提升了高效换热器的概念设计能力。另有研究团队基于工业标准分析软件，开发出兼顾新型翅片几何特征与增材/传统制造工艺要求的设计方案。针对微通道换热器，学界已建立专门的设计体系。未来研究应着重优化计算方法，以更低成本评估更多翅片构型与整体几何方案，同时需加强换热器设计与整体热传输系统的协同优化方法开发，从而提升综合热管理性能。
7.1.2 被动式传热部件
热管、热虹吸管与均温板等被动传热装置因无运动部件、维护简单且无需外部供能等优势，特别适用于分布式局部冷却场景。这类装置无需接入燃油、液压或液冷循环等主系统，但可与其它冷却系统实现集成应用，在航空热管理系统中具有广阔的应用前景。
热管采用封闭循环设计，管体内含浸渍工质的毛细芯与中空蒸汽通道。受热端工质汽化后，蒸汽经中空段传输至冷凝端重新液化，通过毛细作用返回热端完成循环。在航空领域，热管已成功应用于航电设备冷却、机电作动器温度控制及防除冰系统。
为突破传统热管对重力取向敏感、传热距离短（<3米）等局限，环路热管应运而生。实验与仿真表明，该类器件可实现10米距离下160瓦热负荷的稳定传输。目前长距离环路热管仍是研究热点，航空应用场景下其传热能力有望提升至500-5000瓦量级。
热虹吸管工作原理类似热管，但通过重力与自然对流驱动工质循环，同样适用于机载电子设备冷却，如机上娱乐系统与机电作动器的温度控制。均温板则具有二维/三维传热特性，在高热流密度场景中展现出比传统热管更优的性能表现。
7.1.3 传输/工作流体
传输/工作流体指通过在热源处对流吸热、在散热端放热的气体或液体。这类流体可通过相变或其他热力学过程强化热交换效率。
空气作为环境介质，是航空器热管理最常用的流体（参见第6.1节）。其优势在于获取简便、无有害化学成分，并能实现多功能应用（如环境控制系统中空气循环装置既作制冷剂又产出冷空气）。然而液体的比热容显著高于空气等气体，加之密度优势，使得液冷系统的传输管路和部件尺寸更小。虽然这降低了空间需求，但液体工质的存储质量可能增加系统总重。航空领域最常用的液体冷却介质为润滑油和燃油。
面对新型热管理挑战，多种液体冷却剂及制冷剂已引入航空应用，主要包括：介电流体（如电子设备常用的聚α烯烃）、导热油、丙二醇/乙二醇水混合液等工质，以及R系列制冷剂和可用于超临界循环的二氧化碳等。
流体热管理研究涵盖多个方向：通过不同机制提升冷却效率、添加增强热物性的改性剂（燃油添加剂参见第6.2.2节）、专用于热管理（特别是电池冷却）的纳米流体等。关键挑战在于确保非传统新型热管理流体的安全性、系统复杂度、可维护性、可靠性及环保性。
7.2 冷却回路与热力循环
冷却回路与热力循环指工质完成热量传输与转移的系列过程，包括传热（可能伴随相变）、泵送、压缩、节流膨胀、吸收等环节。这些循环可为开式或闭式，通过组合不同流程实现热管理。为应对日益严峻的航空热管理需求，传统/非传统及新型循环系统正受到学界重点关注，研发核心在于构建高效、轻质、低成本、安全可靠且对飞行器性能影响小的系统。
7.2.1 简单冷却回路
最简单的循环是开式无相变系统，例如将加热后的空气直接排出飞行器的气冷系统，或流经燃油-滑油换热器冷却发动机润滑油后进入燃烧室的发动机供油系统。其他简单冷却回路包括仅涉及液体/气体泵送、在热源吸热/冷源放热的闭式或半闭式循环。航空领域气冷与液冷回路技术成熟度较高，液冷系统在军民航空的应用持续扩大（典型案例为波音787）。
这类简单循环中，热源温度始终高于冷源，系统仅需实现两点间的热能传输。当热源温度低于冷源，或需从循环中获取有用功时，则需采用制冷（"热提升"）或动力循环等更复杂的热力系统。
7.2.2 制冷循环
航空领域最常见的制冷循环是应用于环境控制系统的空气标准制冷循环（又称逆布雷顿循环）及其多种变体。环境控制系统的具体发展详见第8.4节。
7.1.2.3 蒸汽压缩循环系统
尽管在航空领域应用相对有限，蒸汽压缩循环（Vapor Compression Cycle/System, VCC/VCS）作为通用制冷系统的核心方案仍具有重要地位。该循环虽在能效上显著优于空气循环，但存在工作温区狭窄、系统质量大、最高允许工作温度低等固有局限。值得注意的是，该技术在航空领域已具备较高技术成熟度（TRL），既应用于军机（特别是战斗机），也见于民机（如巴西航空工业飞鸿系列）的环控系统。最新研究动态显示，蒸汽压缩系统正成为航空热管理领域的重要研究对象。
其他制冷方案还包括采用吸收式制冷循环的吸收式制冷机，以及热声制冷装置。吸收式制冷机利用热能而非机械功（如蒸汽压缩循环）驱动制冷过程，其热源可来自燃气轮机，或应用于混合电推进飞机的热管理系统预冷环节。但这类装置仍面临工质有害、效率偏低等挑战，目前在航空领域的技术成熟度评级为4-5级。热声制冷机则通过声波实现制冷效应，具体航空应用案例可参见第8.1.6节相关内容。
以二氧化碳为工质的跨临界循环是另一项具有航空应用潜力的制冷技术。相比传统合成制冷剂，二氧化碳具有易获取、低成本、可持续等显著优势。
7.2.3 功输出循环
如第6.4节所述，废热可用于功输出循环。实现方式包括：朗肯循环（已有航空应用提案）、热声热机（通过热能产生声波，与热声制冷原理相反）以及热离子发电机等。采用超临界流体的有机朗肯循环也值得考虑，但上述方案均要求热源具备较高温度。
7.3 系统集成强化
现代航空器热传输系统已呈现高度复杂性。通过分析多型民用运输机热管理架构的集成示意图可见，系统间存在大量交互元件，这些要素将直接影响飞行器整体性能。科学合理的集成设计能带来多重效益：
o 通过优化终端冷源配置，降低热管理系统引发的气动阻力与功率提取
o 采用多功能组件/子系统实现减重
o 废热再利用（如预热燃油同时冷却发动机滑油），提升能源利用效率
o 组件数量减少带来更好的可维护性
图14 民用喷气运输机发动机与机体热传输网络示意图
系统集成的主要目标是在确保充分热管理的前提下，将飞行器整体效率与运行性能的负面影响降至最低。这一目标正推动学界向更高集成度的热管理方案探索，相关研究普遍呈现系统边界扩展的趋势。在此背景下，近年涌现出将热管理与二次能源供给功能整合的"动力与热管理联合系统"（PTMS），该系统通过全任务周期的能量优化管理，实现轻量化与低功耗运行，具体阐述详见第8.5节。然而，高度集成的热传输系统在开发与运营中仍面临重大挑战：
o 系统复杂性：集成系统通常比联邦式系统更为复杂，设计者和操作者需掌握系统各要素间及其与飞行器整体的多重关联。系统整体行为预测难度显著增加，这种复杂性也衍生出后续诸多挑战。
o 设计难点：开发过程需要投入更多时间与成本，通常需多学科专家协同参与，且须在飞行器总体设计阶段提前规划。采用㶲分析等工具可实现全机能量流的多学科协同追踪。
o 安全与适航认证：系统互联特性与潜在共模故障可能引发安全隐患。对于新型系统而言，适航认证面临更大挑战。
o 升级与系列化设计障碍：高度集成系统的组件变更往往产生连锁反应，导致升级改造困难。在开发飞机系列型号时也会面临类似问题。
o 控制策略开发：集成系统需要构建复杂的控制策略，但由于系统在多工况下的行为预测困难，控制策略开发具有较高难度。
针对这些挑战，许多研究者已提出创新方法与设计工具，部分成果将在第8.7节进行综述。
8. 航空热管理研究优先课题
本节将探讨当前航空热管理领域特别受关注的若干重点研究方向，每个主题独立成节。
8.1 电推进飞机（EPA）的热管理挑战
在未来电推进飞机设计中，实现有效的热管理预计将成为重大技术瓶颈。以英国航空航天技术研究院为例，其最新技术战略已明确将混动/全电飞机的轻量化热管理系统研发列为优先攻关项目。尽管电机在轴功率转换效率上优于燃气涡轮发动机，但电推进飞机的热管理复杂度反而更高，主要体现在以下方面：
o 废热排放规模剧增：与传统航空发动机通过尾喷管排放废热不同，电推进系统产生的废热无法通过排气自然消散，必须依赖专用散热装置。虽然电气设备效率较高，但超大功率运行仍会导致可观的能量损耗。
o 低温热源特性制约：大功率电驱动系统不仅产热量大，且因电气元件需维持较低工作温度，其废热属于"低品位热源"。这类热源与飞机常规冷源（如环境空气或燃油）之间的温差显著缩小（有时甚至为负值），导致传热驱动力不足，往往需要大流量冷却介质或制冷系统支持。此外，电气元件对温度区间的严苛要求也增加了控制系统的复杂性。
o 高热流密度难题：电力电子器件与电机的小型化发展带来了更高的功率密度，但单位体积产热量也随之攀升。这种高热流密度特性对散热方案提出了革命性创新需求。
o 全机能效平衡问题：热管理系统的加装可能削弱飞机整体能效，极端情况下甚至会抵消电推进技术带来的能效增益。
o 机载燃料变革影响：混动飞机因部分能量来自电池，可用燃油量减少；而全电飞机则完全丧失燃油这一传统冷源。随着燃油冷却效应的弱化，飞机将被迫更多依赖冲压空气冷却（增加气动阻力），或寻求制冷系统、相变储热等替代方案。值得注意的是，许多大型混动飞机概念方案拟采用液氢等低温燃料替代航空煤油，这类深冷流体既带来全新的热管理挑战，也可能与超导系统产生协同效应。
关于这些挑战（及机遇）的深入探讨可参阅相关文献。电推进飞机热管理研究主要集中在以下方面（仅最后一点属于本文讨论范畴）：
o 高效电驱动组件：提升电驱动系统中各组件效率具有双重效益：既减少废热产生量，又提高整体能效。当前研究重点包括电机效率优化、功率转换器改进以及配电系统升级。该领域研究具有跨行业普适性，远超电推进飞机专属范畴。
o 高温/深冷超导器件：采用超导技术（包括高温超导与深冷超导）是提升效率的有效途径。虽然超导系统能实现极高效率，但多数超导技术仍需配套冷却系统，这会部分抵消能效增益。可能的冷却方案包括：与燃料系统协同的液化天然气/氢冷方案，或基于逆涡轮布雷顿循环的低温制冷机。但深冷动力系统仍面临制冷设备重量、瞬态负载处理、电压调节等技术瓶颈，业内评估其航空推进应用至少还需三十年技术储备。
o 先进热获取与局部冷却技术：该领域研究涵盖纳米流体电池散热、聚α烯烃与相变材料电机热管理等多种创新方案。作为通用性热管理课题，其研究广度已超出本文范畴。
o 飞行器级集成热管理系统（非局部冷却方案）：相比前述局部优化方案，飞机级集成热管理系统更能实现全局能效最优。相关研究致力于开发满足严苛冷却需求，同时最小化性能影响的系统架构。本文选取了六项代表性研究进行详细剖析，主要涉及系统概念设计、热源特性、终端冷源配置等核心环节，具体见第七章表格汇总。
8.1.1 ESAero公司ECO-150R热管理系统方案
ECO-150R是ESAero与Wright Electric联合研发的150座涡轮电动飞机概念方案。据估算，该飞机动力系统电气部件在爬升阶段产生的最大废热负荷可达1491千瓦。为应对这一热负荷，研究人员提出了如图15所示的热管理系统架构。
该架构采用双套循环液冷系统设计，通过循环冷却液收集各部件产生的废热，流经管翅式散热器时再将热量排出。散热器通过特殊设计的涵道，利用"梅雷迪斯效应"将热量传递给冲压空气。这种源自北美P-51"野马"战斗机的经典热管理技术，能显著降低冷却系统带来的气动阻力。
图15 ECO-150R热管理系统架构图（冷空气 < 热空气 < 冷“冷却液” < 热“冷却液”）
8.1.2 联合技术公司研究案例
Lents团队针对采用齿轮传动涡扇发动机（GTF）的并联式混动窄体客机，开展了一系列热管理系统研究。研究表明，在高温条件下起飞时热管理系统面临最大冷却负荷（此时燃油温度设定为49℃）。该系统设计主要受电池温度上限（60℃）制约，相关参数基于当前部件效率与耐温能力确定。
该方案采用水-丙二醇（50%混合比）液冷回路为电池和电机驱动器散热，通过冲压空气冷却器而非81℃的发动机风扇气流进行热交换。研究发现燃油因温度过高不适用于电池冷却。另设滑油回路为传动系统其他部件（附件齿轮箱、GTF风扇驱动器、轴承、高压转子起动发电机及低压转子电机/发电机）提供冷却，通过燃油-滑油与空气-滑油（利用风扇气流）冷却器实现降温。研究团队不仅评估了当前技术水平，还预测了未来10-20年的技术改进潜力。
初期研究结论显示，由于热管理系统带来的额外重量与气动阻力，该混动方案在竞争力上不及传统GTF构型。后续研究通过精细化建模发现：每台发动机配套热管理系统重316公斤，在起飞、爬升和巡航阶段导致燃油消耗增加3.4%，而混动系统本身预计仅能带来4%-7%的节油效益。
在改进研究中，团队将冲压空气冷却器质量降低至原设计的五分之一，使热管理系统导致的燃油惩罚降至0.75%。最新研究则基于前述模型开展了多维度敏感性分析。
8.1.3 罗尔斯·罗伊斯/佐治亚理工学院联合研究
Trawick等学者开发的GT-Heat混合电推进飞机建模框架，将热管理模型集成至NPSS推进系统仿真平台。该方案采用多套独立换热器（电池除外）将各热源废热传递至气流，其中电机与齿轮箱共用风冷滑油回路，逆变器采用乙二醇-空气冷却回路，电池舱则专门配置冲压空气冷却系统。各热回路实施独立温控，利用发动机风扇气流调节高温侧温度。鉴于电池热负荷最高且耐温限值最低，特别为其设计了专用冲压空气冷却方案。
8.1.4 NASA大学领导力计划电推进研究
该计划联合美国多所高校与NASA共同开发2030年前后投入运营的"混合涡轮-电"分布式推进支线客机。佐治亚理工学院负责系统集成，开发的热管理系统通过集成电机驱动器换热器将电机/逆变器废热传递至聚α烯烃（PAO）冷却油，再经油-空气冷却器利用推进器风扇气流降温至55℃。
针对起飞/爬升阶段峰值热负荷，团队提出两种解决方案：增设PAO辅助回路，或在电机周围布置相变材料（PCM）。对比研究的氯化镁六水合物与尿素-KCl两种PCM材料中，后者在性能上略优于辅助油路与氯化镁方案。但模拟显示，该热管理系统仍会为最大起飞重量和燃油消耗带来显著影响。
8.1.5 NASA混合电推进概念机的热管理系统研究
针对STARC-ABL（单通道后置边界层推进涡轮电动客机）、PEGASUS（并联式混合电推进支线客机）以及倾转旋翼电动垂直起降(VTOL)飞行器三款NASA概念机，研究人员分别开发了两种技术层级（当前技术水平与先进技术）的热管理系统。这些系统专为电气部件冷却设计，均采用液冷回路并通过冲压空气进行最终散热。主要研究发现：
o 采用高效电气系统可显著降低热管理系统重量、功耗与气动阻力
o 将电力转换器效率提升1.5%、电机效率提升2.5%，并采用省去整流器的交流母线设计，可使热管理系统质量减轻近50%
o 单位散热量对应的系统质量在eVTOL机型上表现更优，因其对重量敏感度高于能耗 o
o 在恒定流体温度下，系统散热量与质量、功耗及阻力增量呈线性关系
8.1.6 固态㶲优化航空热电故障管理系统
一项创新研究提出通过固态技术实现㶲优化管理，其核心在于同时处理系统故障并提升动力系统废热㶲值。该系统包含多项突破性技术：
o 采用碳化硅涂层石墨材料制造的涡轮风扇集成换热器，从发动机排气中提取高㶲值废热
o 通过热声热管产生管道声波，并利用同一热管配合冷/热端换热器构成热声制冷机，使热管转变为"声学㶲放大器"
o 动态可切换热管将回收热量分配至飞机各需求部位（如除防冰系统）
该系统创新性地实现了电驱系统低品位废热的梯级利用，同时完成热管理与故障防护双重功能。热声转换过程将传统耗散的废热转化为可用能源，展现了航空热管理的新范式。
8.2 超高涵道比齿轮传动涡扇发动机（GTF）的热管理
为降低民航业对环境的影响，业界提出了诸多需要彻底革新机体与推进系统的解决方案。但在过渡阶段，最具前景的技术当属超高涵道比（UHBR）涡扇发动机的应用。虽然具体定义存在差异，但通常将涵道比（BPR）至少达到15:1的涡扇发动机归类为UHBR发动机。
这类发动机通过在低压轴与风扇之间加装减速齿轮箱（见图16），构成齿轮传动涡扇（GTF）结构，既能实现超高涵道比，又可避免风扇转速过高。喷流速度与自由来流速度之比的显著降低，使UHBR发动机具有极高的推进效率和热效率，从而实现更低的燃油消耗、噪声和排放水平。
图16 齿轮传动涡扇发动机结构示意图
图16.为降低涡扇发动机风扇转速而增设的齿轮箱将带来显著热负荷（燃气轮机图像取自Simcenter Amesim软件）然而，超高涵道比齿轮传动涡扇发动机（UHBR GTF）将面临多项热管理挑战。英国航空航天技术研究院已将其"先进集成换热器与热管理系统"研发列为重点攻关项目。相比传统直接驱动或低涵道比齿轮传动涡扇发动机，UHBR GTF的热管理挑战主要体现在以下方面：
o 废热排放量级剧增：UHBR发动机核心机将在更高温度工况下运行，虽然提升效率但会导致热浸效应加剧。以正在开发的UltraFan发动机为例，其75MW齿轮箱即使达到99%效率仍会产生750kW废热，这些热量无法像传统涡扇那样通过尾喷管排放，必须依赖专用热管理系统处理。
o 冷却系统安装空间受限：更高涵道比导致短舱重量与外罩阻力增加。采用"超薄短舱"设计虽能提升气动效率，但会压缩冷却设备的安装空间。部分原位于短舱的部件需转移至发动机核心区，进一步加剧空间约束。
o 核心机通风效率降低：风扇后部压力下降将削弱发动机对流冷却效果。
o 燃油与滑油温度限制严苛：发动机滑油及燃油换热器（FOHE）面临更严峻的冷却需求。为维持燃油/滑油许可温度范围，可能需要增加其质量流量，这将导致：1) 泵送功率需求上升；2) 未参与燃烧的冷却燃油需建立循环回路。当前研究重点在于开发轻量化紧凑型滑油冷却器，其中利用风扇气流作为冷源的空气-滑油换热器（AOHE）方案颇具潜力，但需特别注意控制压降。
o 机载燃油热沉能力递减：燃油效率提升意味着可用燃油量及发动机供油流量减少，导致航程后期可供热管理调用的燃油储备持续降低。
o 全机能量效率影响：热管理系统的加装可能对飞机整体能效产生负面影响。后续两节将具体阐述两项UHBR GTF热管理相关研究成果。
8.2.1 罗尔斯·罗伊斯UltraFan冷却系统
在相关文献中，Ryemill等人阐述了如何运用系统工程（SE）方法对涡轮风扇发动机的热管理系统进行"质疑与挑战"，进而实现系统重构。研究团队特别说明了系统工程方法如何助力解决罗尔斯·罗伊斯UltraFan概念机型带来的热管理挑战，具体实施流程如下：
o 界定热管理系统的边界与范围，明确其与其他系统的关联关系
o 厘清利益相关方职责与功能交互机制
o 明确系统需求规范
o 通过功能分解梳理核心需求与关键功能
虽然该流程需要投入额外资源，但能有效识别更具创新性的解决方案。研究团队采用标准头脑风暴法及"发明问题解决理论"（TRIZ）、功能手段分析等结构化方法生成冷却方案，继而运用层次分析法（AHP）和功能手段分析进行方案筛选。针对优选方案建立功能模型后，启动设计空间探索的迭代流程，持续完善最具潜力的解决方案。罗尔斯·罗伊斯还组建了跨部门热管理实践社区，整合全公司经验与知识，通过共享创意与专业技术来优化解决方案。
经此流程识别出的潜在解决方案包括：
o 集成化多功能方案：例如先进涡轮预冷系统（CCA），通过将多个热交换器嵌入发动机核心机，从风扇外涵道引气预冷发动机冷却空气，加热后的空气再排回外涵道。这种预冷方式可提升效率并延长核心机部件寿命。该系统也可集成空气滑油热交换器（AOHE），目前正在探索将部分滑油热量转移至发动机舱通风空气的方案，以降低AOHE造成的压降损失。
o 减少热量产生：重点降低动力齿轮箱损耗，特别是搅油损失与风阻损失。通过优化滑油化学成分，在润滑性能、热传导、载荷承受与剪切损耗之间寻求最佳平衡，同时探索发动机周边区域的热损失控制方案。
o 热交换器设计方法：开发新型设计方法学，基于更新的性能关联数据库并采用效能-NTU法对热交换器进行分级评估。该方法与罗尔斯·罗伊斯其他工具流程的集成，可实现高效热交换器的优化初步设计。
o 热交换器技术：所有方案实施的关键在于获得紧凑、高效、轻量化的热交换器，因此热交换器技术研发是重点攻关方向。
通过系统工程方法，罗尔斯·罗伊斯为UltraFan热管理系统制定了全面的技术发展路线图。这些技术将使UltraFan架构能够适应更广泛的应用场景。
8.2.2 英国航空航天技术研究所/创新英国与美捷特公司"UHBR热管理"项目
超高高涵道比（UHBR）发动机热管理系统项目是近期针对UHBR涡扇发动机滑油热管理开展的技术研究项目。该项目研究范围广泛，涵盖技术层面与系统层面的双重开发，在燃油-滑油热管理系统研发、热交换器几何构型定义及制造工艺等方面均取得重要突破。
该项目的重要成果之一是建立了综合性的飞机动态热管理仿真框架。该框架由克兰菲尔德大学联合美捷特公司开发，基于Simulink平台实现，可用于研究集成热管理系统对飞机整体性能的影响。
该仿真框架支持开展多种热管理研究，主要针对UHBR齿轮传动风扇（GTF）发动机。以150座级单通道客机（配备UHBR GTF发动机）的典型任务剖面为例：图17展示了燃油供应管路与旁通管道空气温度变化曲线，直观呈现发动机与发电机滑油可用的冷源温度；图18则显示了同型飞机研究中传递至滑油系统的动力齿轮箱、附件齿轮箱及轴承的废热数据。可见动力齿轮箱（PGB）产生的热负荷最为显著，在爬升初期阶段传递至滑油系统的峰值总废热功率超过275千瓦。
图17 发动机热沉温度
图18. 推力110千牛（海平面静态）UHBR齿轮传动风扇发动机滑油系统废热分布（注：AGB=附件齿轮箱，PGB=动力齿轮箱）标题：热耗油；黄色：轴承热损失；蓝色：AGB热损失；橙色：PGB热损失；X轴标签：怠速、起飞、开始爬升、爬升、结束爬升、开始巡航、结束巡航、开始下降、结束下降、抵达、怠速
在另一项基于UHBR GTF发动机模型的研究中，研究人员通过多参数分析评估了热管理系统（TMS）方案对发动机性能的影响。研究表明：外涵道压力损失与燃油消耗率（SFC）呈显著线性正相关，这一发现凸显了必须最小化外涵道空气热交换器造成的压力损失。研究还证实外涵道引气会大幅增加SFC，而燃油-滑油热交换器（FOHE）方案优于空气-滑油热交换器（AOHE），因此应重点提升燃油冷却能力。此外，高压涡轮功率提取也会对SFC产生显著负面影响。作为UHBR热管理项目的组成部分，研究团队设计评估了多种集成化TMS方案，其中燃油再循环系统获得重点关注。虽然这些方案展现出应用潜力，但燃油再循环相关的可燃性风险与适航认证问题仍需进一步研究。
8.3 高功率军用系统
军用飞机未来武器系统预计将消耗大量功率并产生巨额废热，定向能武器（DEW）尤为典型——这类通过聚焦能量远距离毁伤目标的武器（包括激光、微波或粒子束武器等）具有兆瓦级瞬时高功率特性，带来严峻的热管理挑战。表8汇总了相关代表性研究。
表8 针对配备高能武器的飞行器热管理方法的研究
Shanmugasundaram等学者针对军用运输机定向能武器(DEW)开展了热管理系统容量设计研究，评估了氨基/水基两种热获取方案的性能差异。该研究建立了系统设计与任务效能之间的关联模型，后续通过建模仿真进一步分析了不同热管理技术方案的影响。研究中设定的热负荷峰值达2.9兆瓦（占空比30%的脉冲功率源），方案涉及冲压空气冷却与相变材料(PCM)储热技术应用（详见第6.4节详细讨论）。由于常规飞机热沉无法在激光武器工作瞬间处理如此高热流，相变储热系统可在武器间歇期以较低速率释放热量，成为关键技术解决方案。
在另一项案例研究中，研究人员将上述方法应用于输出功率100千瓦的激光武器系统，该系统产生的高达787千瓦废热同样验证了热管理方案的可行性。
8.4 环境控制系统
作为机上第二大耗能系统（民用飞机中通常为最大次级耗能单元），环境控制系统(ECS)始终是提升能效研究的重点领域。虽然相关研究范畴广泛，但鉴于其与热管理系统的紧密关联性，本文仍作简要阐述。Merzvinskas等人的研究提供了该系统的详细综述。
飞机环境控制系统通过调节温度、压力及空气过滤，为客舱、驾驶舱、货舱及航电设备舱等区域提供适宜环境，因此除热管理外还兼具多重功能。如图19所示，该系统包含复杂的热力流程与能量传递路径，需要协调处理来自不同区域的热负荷。
图19 简化版环境控制系统(ECS)原理框图
该系统通常采用开环空气循环机构，主压缩空气源可来自大气或燃气涡轮压气机级。通过压缩、冷却及逆向布雷顿循环膨胀等过程，实现新鲜空气流量调节与舱温控制功能。当采用发动机引气作为气源时，通常配置双冲压空气热交换器，并在空气循环机轴上耦合辅助风扇，以增强飞机静止或低速状态下的热交换器空气流量。
民用飞机采用客舱空气再循环技术，有效降低维持压力与温度所需的新鲜空气总量。军用飞机因驾驶舱容积较小且冷空气需求量更大，通常直接将调节后的空气输送至目标区域。空气分配系统将温度调节后的气流输送至飞机各区域，实现精准温控以提升乘客舒适度，或满足局部航电设备与厨房装置的散热需求。
随着飞机系统更多电气化的发展趋势，电动压缩机方案正成为引气系统的替代选择。该方案通过冲压进气口为电动压缩机供气，进而驱动空气循环机，但需配置大功率电机并显著增加配电系统负荷。当前研究重点包括：开发新型热力学建模方法对比电气化ECS与传统架构的性能差异；探索闭式蒸汽循环及其混合系统等新型架构。空客A350、A380及波音787等现代机型已采用混合架构，通过闭式蒸汽循环辅助冷却系统为厨房设备与航电舱提供制冷。
军用飞机领域的研究聚焦于应对驾驶舱设备、航电舱及武器系统日益增长的热负荷。新型ECS架构研究涵盖传统压缩空气系统与燃油回路/专用蒸汽循环的耦合方案，同时针对军用飞机面临的极端环境工况开展系统效能优化研究。
在建模与仿真方面，主要采用：零维/一维热流体方法用于系统性能分析与控制器设计；计算流体力学(CFD)高精度模拟客舱通风环境；以及实验评估乘客舒适度等研究方法。学者们提出的内生可逆热力学分析与结构熵方法，为空气循环系统特性研究奠定了新理论基础；而改进的热流体架构求解方法则提升了仿真模型初始化鲁棒性，并通过典型ECS案例验证了其工程实用性。
未来飞机ECS研究将更注重与其他能源管理系统的深度集成，以实现减重增效目标。军用领域已出现ECS与热管理系统高度集成的应用实例，这种集成化趋势催生了新型动力与热管理系统的出现，相关内容将在下节详述。
8.5 动力与热管理系统
为在保证热管理效能的同时实现重量最小化，现代军用战术飞机已开始采用集成多种能源管理功能的"动力与热管理系统"(PTMS)。这类系统能根据任务阶段动态调整工作模式，既可在特定阶段提供动力输出，又能在其他阶段执行冷却功能。
霍尼韦尔开发的PTMS是典型代表案例，该系统通过单一涡轮机械单元整合了环境控制系统、辅助动力装置、应急动力单元及热管理系统四大传统功能模块。虽然集成化设计增加了系统复杂性，但实现了显著的减重效益。该系统具备四种工作模式：
o 自启动模式(SSM)：利用机载电池电力驱动起动发电机，带动涡轮机械达到自持转速
o 主发动机启动模式(MES)：作为燃气发生器提供电力启动主发动机
o 冷却模式(CM)：转换为空气循环机，为驾驶舱、航电设备等提供制冷
o 应急动力模式(EPM)：主发动机故障时，为关键飞行系统供电
表9汇总了更多PTMS研究案例。未来研究方向包括：探索适应不同应用场景的系统架构、开发机载能源系统深度集成方案、研究民用运输机的适用性改进等。这类研究具有高度跨学科特性，理想情况下应与飞机概念设计阶段同步开展，在全面考虑各类运行场景的同时，确保系统重量与复杂度始终控制在最优水平。
8.6 超音速运输机热管理
随着空气动力学、材料科学及声学技术的进步，航空工业界正在重新评估超音速运输机(SST)的经济可行性。当前普遍认为，特定细分市场存在商业化运营潜力。然而要实现这一目标，仍需攻克多项技术难关，其中热管理系统设计尤为关键——超音速飞行产生的气动加热效应与高推力需求，使得热管理面临前所未有的挑战。相较于军用战术飞机，运输类超音速飞机因长时间巡航及大客舱冷却需求，这些问题更为突出。
8.6.1 历史经验与技术创新
早期超音速客机（协和号与图-144）虽已实现基本热管理功能，但现代SST需在以下方面进行突破性改进：
o 性能优化：新型SST必须最大限度提升燃油效率，这就要求采用创新技术及系统级集成设计方法，最小化热管理系统对飞行性能的负面影响
o 适航标准：当代民机适航条款较协和号时代更为严苛，热管理系统需在设计、制造及运营全环节满足新规范
o 系统变革：更多电气化技术的应用将改变热负荷分布与强度，航电设备增加也会带来额外散热需求
o 技术移植：过去30年军用飞机热管理领域的技术成果，可为未来SST提供重要参考
8.6.2 核心技术挑战
o 气动加热效应：SST典型巡航高度（55,000-60,000英尺）下，尽管外界气温低至-86°C至-37°C，但2.0马赫巡航时：机头前沿温度可达117°C、机体暴露部位约100°C、极端高温天气下上述温度将分别升至152°C与133°C
o 结构影响：热膨胀效应会导致传统航空材料发生尺寸变化（可达厘米级），进而产生机械应力，必须在飞机设计、操作及维护中予以特殊考量
o 冷却系统挑战：进气空气与机体表面温度升高，大幅降低其作为热沉的效能，甚至在某些工况下转变为热源。客舱除人员、设备及太阳辐射热负荷外，还需额外处理气动加热带来的热量。冲压进气冷却效率下降将增加对燃油热沉的依赖，这对燃油系统设计及安全认证提出特殊要求。需注意通过机体结构传导的"空气-燃油"热量交换会缓慢提升燃油温度，形成冷却效能的恶性循环
o 高推力需求带来的热管理挑战：为克服跨音速与超音速飞行时的激波阻力，超音速飞机需要比亚音速飞机更高的推进功率。这导致发动机体积占比显著增大，单位机体容积需要散除的废热也随之增加。
8.6.3 协和号的经验与启示
英国宇航/法国宇航联合研制的协和号在热管理方面提供了重要参考案例：
o 气动热效应：超音速飞行时机身因热膨胀延长约20厘米
o 冷却限制：环境空气冷却效能大幅降低，燃油成为主要热沉介质
o 系统复杂性：燃油系统需同时为空调系统、液压系统、发动机齿轮箱润滑及整体驱动发电机(IDG)提供冷却
o 高温挑战：当冷却需求超过燃烧用量时，超过120℃的过剩燃油需通过压力保持阀回输至供油箱，为此专门配置了耐高温燃油泵
8.6.4 现代超音速运输机的改进方向
新一代设计需满足更严格的适航标准，特别是燃油箱防火要求，所有油箱均需配置惰化系统。虽然协和号验证了超音速热管理的可行性，但现代系统必须在保证效能的前提下，采用更轻量化、高效的设计以最小化性能影响。
8.7 集成化热管理建模与仿真方法
如第7.3节所述，采用系统集成方法开发热管理系统可能带来诸多优势，但实施过程中也存在若干潜在挑战。这些挑战包括系统复杂度显著提升、需要在设计初期阶段引入更多学科领域的专家参与，以及开发复杂控制策略的需求。这些难题已成为推动集成化热管理系统设计与仿真计算方法及工具开发的重要动力。表10对其中部分代表性成果进行了系统性总结。
许多研究方法和工具的核心在于模拟与评估飞行器上不同系统（包括燃料）之间的能量传递，以及热管理系统整合对整体性能的影响。部分工具支持不确定性分析或参数敏感性评估，另一些则能自动或交互式生成热管理系统架构。跨学科工具（如燃气轮机建模软件）的集成至关重要，这在大量研究中均有体现。此外，部分研究专注于通过代理模型等方法实现高精度模型的快速仿真，也有学者专门针对控制策略的制定与模拟展开工作。值得注意的是，表10所列的多数研究工具/方法都具备上述多项功能。另有部分研究专门开发针对特定机型（如电动推进飞行器）或特定热管理系统（如动力与热管理集成系统）的分析工具。
未来热管理系统工具/方法的研究应着重提升计算速度与灵活性。建议采用知识工程技术快速构建可研究多种架构的工具，同时考察物理集成效果。该技术尤其适用于自动生成不同架构的热模型。此外，亟需加强热管理工具与其他系统仿真工具的集成。开发兼具飞行器概念设计与热管理系统尺寸设计的综合工具将大有裨益，这对军用飞机及电动推进民用运输机等新型概念机型尤为重要。
表10关于飞行器热管理系统建模与仿真方法及工具的研究
9. 结论
本文通过系统梳理航空器热管理领域的最新研究文献，归纳总结了军用与民用飞机在该领域面临的主要挑战与发展机遇。这些内容按照热管理系统的核心要素进行分类阐述，包括：热源（虽不属于热管理系统本体但必须考量）、热量获取机制、热量传输以及终端散热。
所讨论的热源涵盖内燃机、电机、电池、电力分配与用电设备、飞控作动器、任务载荷、环境控制系统等。热量获取机制指从热源收集热能的方式，具体涉及传导散热、对流冷却（通过翅片/针肋等强化）、电子设备冷板、喷雾/射流冷却（含相变与非相变形式）等。
热量传输系统包含冷却回路与热力循环，负责将热量长距离输送至散热终端。研究涉及传统与非传统传输方案，例如基于空气/燃油/介电流体/乙二醇水溶液的简单冷却回路，采用蒸汽压缩/吸收式/空气标准/热声制冷/跨临界循环的制冷系统，以及朗肯循环/有机朗肯循环/热声发动机等功热联产循环。
终端散热环节主要研究废热最终排放途径，包括大气环境、燃油、飞机结构以及能量转换与存储装置等散热载体。
研究还重点探讨了以下优先领域：电动推进飞行器热管理、超高涵道比齿轮传动涡扇发动机、大功率机载军用系统；环境控制系统；动力与热管理集成系统；超音速运输机热管理；以及新型热管理建模与仿真工具。
附：挑战与机遇的总结
挑战
1. 总体而言，航空器热源数量及废热排放量持续攀升。热源特性亦发生显著变化——大量热源产生低温废热（即热源温度较低），和/或热量难以从航空器有效排出。这些问题使热管理系统的负荷大幅增加；
2.废热总量与通量增长对传统热获取方式构成挑战；
3. 低温热源问题尤为突出，因其所需散热温度可能低于传统散热装置的工况范围；
4. 热传输系统及其组件的持续挑战涉及：效率、质量，发动机功率分流，气动阻力，这些因素直接影响航空器整体性能
5. 其他重大挑战包括：成本控制、安全性、可维护性、可靠性、适航认证
6.集成化方案的潜在挑战：复杂度高于模块化系统，系统各要素间存在多重关联，整体行为预测难度陡增；设计难度，跨学科特性导致前期开发时间与成本增加；安全认证，系统耦合性可能引发共模故障，增加认证难度；升级与系列化设计困难，单一组件变更可能引发连锁修改；控制策略开发，需建立复杂控制系统以应对多工况下的系统行为预测难题。
7. 散热环节挑战：作为热获取的逆过程，其本质挑战与前述条目相同
8. 大气散热介质应用挑战：冲压空气系统增加气动阻力与质量，发动机风扇引气或加装换热器会导致压力损失和燃油消耗率上升，发动机空间限制下的集成难题
9.燃油散热介质应用挑战：高温燃油的安全隐患（需严格控制可燃性风险），燃油高温裂解/结焦导致的部件损伤，燃油达温限形成的"热耐力"瓶颈，制约航空器性能边界
10. 新型散热技术瓶颈：热电材料、相变材料、热效应材料、涡流管等转换/存储方案在以下方面存在障碍：能效比、适航认证、可维护性、可靠性
机遇
1. 最直接（但也最具挑战性）的研究方向是提升热源效率。此举将减少废热产生量，从而降低热管理系统（TMS）的负荷。同时，应持续探索废热的可利用价值以优化航空器整体能源管理，例如将废热转化为有效功，或输送至需热区域（如防/除冰系统）。
2. 热传递技术突破：应探索更高效的热获取方式，通过新型传热表面几何结构/流体改进传导与对流；拓展非传统冷却技术应用（喷雾冷却/蒸发冷却/冲击冷却）；增材制造与钎焊技术进步将实现复杂传热结构制造；液冷技术替代气冷方案存在巨大潜力（需权衡复杂度/质量/可靠性/适航认证影响）；纳米流体等新型传热介质为热获取效能提升提供新可能
3. 热传输组件创新：换热器研究方向，开发适应狭小异形空间的外部几何结构，平衡传热强化与压降控制（微通道等新型表面结构），发展低成本计算的设计方法学，增材制造技术实现复杂流道成型，均温板研究路径与换热器类似，热管/热虹吸管/均热板等被动元件需评估航空应用利弊，特种流体筛选/添加剂研究/纳米流体应用
4. 非传统制冷循环：重点研究蒸气压缩/吸收式/跨临界/热声制冷循环的热提升能力，有机朗肯循环与热声发动机的废热发电潜力（需评估对飞行性能/运维/认证的影响）
5. 系统集成机遇：开发适应不同机型的架构方案，多系统协同优化方法，新型架构仿真工具与控制策略
6. 散热技术机遇：与热获取技术机遇具类似
7. 气冷技术专项：提升冲压/发动机风扇气冷系统换热性能，军用飞机重点开发低压级风扇气利用方案，变循环发动机第三流道在超音速飞机的应用潜力
8. 蒙皮换热器研究：需重点探索不同架构设计、强化传热机制，以及边界层影响规律
9. 应进一步研究最大化利用燃油作为散热介质的策略，这将降低对空气冷却的依赖。具体研究方向包括，降低燃油系统组件热负荷（特别是燃油泵），开发新型燃油循环策略，使用添加剂提高燃油允许温度上限，采用专为高温工况设计的特种燃油
10. 此外，可持续航空燃料在热管理领域的应用也值得深入研究。尽管新型散热方案存在诸多挑战，但在不同机型上验证其可行性仍具有广阔研究空间，应着力探索应对这些挑战的解决方案。
（完）
整理：西安交通大学，刘金鑫
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