航空技术的快速发展和军事领域的迫切需求，对飞机的隐身性、机动性和高速巡航等各方面性能的要求越来越高，而性能的提升必然伴随着机载电子设备数量和功率的不断提高。对于国外典型飞机，俄罗斯三代机Su-27的机载电子设备热载荷为18kW，而发展到四代机，美国F-22的机载电子设备热载荷高达55kW。早期飞机仅采取环控系统对座舱及电子设备进行环境控制，采用的冷却介质为冲压空气，而随着机载设备功率的增加，采用冲压空气愈发难以满足机上冷却需求，热管理系统应运而生。热管理系统综合了液压、环控、燃油、滑油、液冷等子系统，采用冲压空气、燃油、消耗性工质等热沉，能够有效地对全机热量进行管理和调控，保障飞机的安全性与稳定性，同时提高能源利用效率。
飞机环控系统最早出现于20世纪40年代，1944年美国P-80飞机首次采用了简单式空调系统，50年代以后涡轮喷气式发动机的出现推动了环控系统压缩空气的品质提升，60年代涡轮喷气发动机的普遍应用催生了三轮空气制冷循环装置的使用，70年代高压除水空气循环系统开始出现并发展，直到80年代动力涡轮被用于驱动环控系统，环控系统开始走上综合化的道路。环控系统主要由引气系统、空气循环系统和座舱压力调节系统组成，一般可以分为以下几类：（a）简单式空气循环制冷系统，（b）升压式空气循环制冷系统，（c）升压式低压除水空气循环制冷系统，（d）升压式高压除水空气循环制冷系统，（e）三轮升压式高压除水空气循环制冷系统，（f）动力涡轮驱动的环境控制系统。早期的飞机环控系统主要应用于座舱及电子设备的热调节，以简单式空气循环制冷系统为例，来自主发动机压气机的高温高压空气首先通过冲压空气热交换器冷却，随后进入涡轮降温降压，同时对风扇做功，冷却后的空气供给座舱和电子设备，最后排出大气。整个系统相对简单，只涉及空气冷却。随着高功率雷达的发展，“液冷系统+空气循环系统”的形式逐渐出现，液冷剂（Coolanol 25或者聚α烯烃PAO）带走雷达产生的热量并通过空气-液体换热器将热量传递给冲压空气。工作时，若冲压空气的温度满足制冷要求，可通过旁通阀来调节冷却液的供给温度；若冲压空气的温度过高，制冷条件不满足，则冲压空气源会被关闭，空气循环系统的空气用于维持冷却液的供给温度在设计范围内。空气循环系统使用高压除水系统，来自发动机压气机的引气经冲压空气预先冷却、压力调节和除水后提供给空气循环系统。从三代机后期开始，燃油成为主要热沉，燃油循环子系统将各个热管理子系统联系起来，形成了较为复杂的热管理系统。早期的热管理系统主要包括空气循环子系统、液冷子系统、辅助动力子系统、燃油循环子系统和液压子系统。从供油箱供给的燃油，一部分用于冷却液冷子系统、辅助动力子系统及液压子系统，另一部分经过增压泵，增压后与经各子系统吸热后的燃油进行混合，随后进入发动机。根据发动机的工作状态分配燃油的消耗量，若发动机工作在小推力状态，过量的燃油利用冲压空气来进行冷却，冷却后的燃油回到油箱。随着热管理技术的发展，四代机的热管理系统已经较为成熟。典型的综合热管理系统主要包括低温PAO循环子系统、蒸汽循环子系统、空气循环子系统、高温PAO循环子系统、滑油子系统、液压子系统及燃油循环子系统。空气循环子系统从发动机引气，引气先后经过冲压空气冷却，压气机压缩，空气/PAO换热器冷却，水分离器除水，涡轮冷却后向座舱和电子舱A提供足够的冷量，以达到空气调节的目的。低温PAO循环子系统的载冷剂直接与电子舱B进行热交换，通过蒸发器将电子舱B的热负荷传递给蒸汽循环。蒸汽循环子系统采用蒸汽压缩式制冷循环，把从低温PAO循环子系统吸收的热量传递给高温PAO循环子系统，高温PAO循环子系统从空气循环和蒸汽循环子系统吸收热量，通过燃油/PAO换热器传递给燃油。燃油从油箱流出，依次经过燃油/PAO换热器、滑油/燃油换热器、液压油/燃油换热器、发动机冷却换热器，过程中吸收座舱、电子舱A和B的热负荷，并起到冷却滑油和液压油的作用，从而作为热沉，实现全机综合热管理。燃油吸热后若流量大于发动机的所需流量，则多余的燃油经燃油冷却换热器冷却后再返回油箱。能量和热管理系统（PTMS）在考虑热管理的同时，整合了环控系统、紧急电源系统、发动机起动系统、辅助电源系统的功能，提供包括辅助动力、应急动力、热管理和发动机起动在内的所有功能。其特有的能量包（IPP）主要包含了一个制冷涡轮、一个起动/发电机、一个压缩机和一个动力涡轮。PTMS利用发动机引气带动动力涡轮旋转，驱动起动/发电机提供电力，同时向航电设备和座舱提供冷量。飞机系统产生的热量被引向安装在发动机风扇涵道的换热器内，再将发动机引气系统与风扇涵道换热器相连，省去了冲压空气进气口。起动/发电机用于起动发电机和PTMS，在必要时能提供电力，省去用于起动发动机和供电的地面设备。自启动模式时，IPP使用飞机电池电能驱动IPP设备，压缩机进气道打开，吸入周围大气，通过小发动机燃烧室与燃料燃烧后，带动动力涡轮使整个IPP循环工作。一旦IPP能维持自身工作，便开始为机载计算机和主发动机的电动机供电。当发动机能维持运行后，IPP停止燃烧，关闭进气口，转为冷却模式。冷却模式时，空气循环系统的气体依次经过压缩机压缩，风扇涵道换热器冷却，冷却涡轮膨胀，冷却后的部分气体送进座舱，另一部分通过气-液热交换器吸收液体冷却循环的热载荷。吸热后的气体与来自单独风扇涵道换热器的补充气体混合，重新进入压缩机形成循环。空中停车时，IPP可以重新打开压缩机的进气口，使得小发动机燃烧室能重新工作，带动IPP提供电能给飞行重要设备，同时能够重启主发动机。上述环控与热管理系统的发展与特点如表1所示，随着飞机机载设备功能需求的不断发展，环控与热管理系统的主要热沉从冲压空气变成燃油，低压除水系统被除水效果更好的高压除水空气循环系统取代，机载电子设备由早期空气循环系统进行温度控制，到后期随着功率的提高转而采用液冷循环系统对其进行冷却。随着战术的不断发展，飞机隐身性的需求不断提高，要求机身具有较高的完整度，而冲压空气引气口的存在会对飞机的隐身性能有不利影响，同时带来飞机的代偿损失，因此尽量减少冲压空气作为冷源或者采用风扇涵道换热器代替冲压空气口是新一代飞机的优化目标。另一方面，飞机性能的提高使得整机散热需求提高，热管理子系统复杂度增加，采用能量和热管理系统对全机热量进行管理和调控能够有效统筹全机的热量交换，节省能源的同时提高系统效率。同时，能量和热管理系统整合了环控系统、紧急电源系统、发动机起动系统、辅助电源系统的功能，能够减少零部件数量，提升飞机的维修效率。总之，采用能量和热管理系统对飞机各子系统之间进行能源与热量的控制和管理，实现能源与热量的充分综合利用，是下一代飞机的发展方向。
[1]侯学东. 飞机环境控制系统的仿真研究[D]. 南京航空航天大学, 2010.
[2]黄星. 飞机自适应动力与热管理系统能效分析研究[D]. 南京航空航天大学, 2018.
[3]周海峰, 邱颖霞, 鞠金山等. 电子设备液冷技术研究进展[J]. 电子机械工程, 2016, 32(4): 7-10.
[4]罗志会, 李胜全, 黄纯洲. 下一代飞机热管理技术的研究热点[J]. 航空科学技术, 2015, 26(8): 6-12.
[5]郭生荣. 航空机电系统综合技术发展分析[J]. 航空科学技术, 2013(5): 5-10.
