一种飞行器热管理系统优化方法及系统

1.本发明涉及飞行器优化设计领域，特别是涉及一种飞行器热管理系统优化 方法及系统。


背景技术：

2.随着飞行器多电化发展与电子设备集成技术进步，机载热负荷与能量需求 呈指数上升趋势，特别是激光武器、电子对抗平台等高能设备的搭载，使得机 载系统对冷源的需求日益剧增。飞行器热管理系统已成为大负载飞行器的重要 支撑系统，主要功能是为飞行器提供冷量和部分电量。通过调节来自发动机或 进气道的引气，经开式/闭式制冷循环，在压缩机和涡轮的作用下，由换热器 将热量从低温热源传递到高温热沉。传统的基于制冷循环的部件级优化设计， 常以制冷循环效率、熵产等为优化目标，仅对制冷循环的热力过程进行优化， 而不能评估系统对飞行器发动机性能的影响。然而，引气量、系统自重、能耗 等，都会影响发动机性能，单纯部件级优化是难以实现热管理系统最优的。两 步法优化设计方法相较传统的部件级优化设计，更多的考虑了飞行器一体化设 计的思想，实现系统热力学特性与发动机性能协同考虑的总体设计。


技术实现要素：

3.本发明的目的是提供一种飞行器热管理系统优化方法及系统，不仅对热力 循环进行了优化，还对热管理系统引起的发动机性能损失进行优化，有利于热 管理系统与飞行器一体化设计。
4.为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
5.一种飞行器热管理系统优化方法，所述优化方法包括：
6.s1：获取飞行器的飞行高度、马赫数、制冷量和供电量需求；
7.s2：确定冷循环的初值和高温热源初始流量；所述冷循环的初值为：压缩 机出口温度和系统最小压力；
8.s3：基于所述冷循环的初值和高温热源初始流量计算空气制冷系统热力循 环的初步温度和压力；
9.s4：基于所述空气制冷系统热力循环的初步温度和压力确定空气制冷工质 质量流量和各换热器热交换量；
10.s5：以换热器质量最小为目标，优化换热器的几何尺寸；
11.s6：基于所述换热器的几何尺寸，计算换热器的阻力；
12.s7：判断制冷系统各点温压是否匹配，若匹配，则执行下一步骤；
13.s8：若不匹配，则修正空气制冷系统的压力，返回步骤s3；
14.s9：计算引气需求量，涡轮功率输出、压缩机功耗、燃油需求量和换热器 重量；
15.s10：计算总等效质量；
16.s11：判断所述总等效质量是否最小，若是，则结束；
17.s12：若否，则更新优化变量值，返回步骤s2，直到总等效质量最小。
18.可选的，所述空气制冷系统热力循环包括：闭式空气制冷系统热力循环和 开式空气制冷系统热力循环。
19.可选的，以换热器质量最小为目标，优化换热器的几何尺寸具体采用以下 公式：
20.确定目标函数：
[0021][0022]
其中，m
hx
表示换热器的总质量，kg；表示优化设计变量矩阵：
[0023][0024]
sc为冷流体侧翅片宽度，hc为冷流体侧翅片内高，lc为冷流体侧翅片错列 长度，t
f,c
为冷流体侧翅片厚度，tc为冷流体侧隔板厚度，sh为热流体侧翅片宽 度，hh为热流体侧翅片内高，lh为冷流体侧翅片错列长度，t
f,h
为冷流体侧翅片 厚度，th为冷流体侧隔板厚度，l为非流动方向长度；
[0025]
约束条件为：
[0026][0027]
lb为优化设计变量矩阵的下限矩阵，ub为优化设计变量矩阵的上限 矩阵，δpc冷流体侧换热器压降，δp
max,c
为冷流体侧换热器最大压降，δph热 流体侧换热器压降，δp
max,h
为热流体侧换热器最大压降。
[0028]
可选的，所述基于所述换热器的几何尺寸，计算换热器的阻力具体包括以 下步骤：
[0029]
利用公式计算出换热器的当量直径，其中，s为翅 片宽度，h为翅片内高，l为翅片错列长度，tf为翅片厚度；
[0030]
基于所述换热器的当量直径计算re：其中，v为流体流速，η为 流体粘度；ρ为流体密度；
[0031]
基于所述re计算换热器的阻力：其中，gm为流体的质量流速；ac和aa分别为换热器芯体和各局部阻力处的计算流通截面 积。
[0032]
基于本发明中的上述方法，本发明另外提供一种飞行器热管理系统优化系 统，所述优化系统包括：
[0033]
数据获取模块，用于获取飞行器的飞行高度、马赫数、制冷量和供电量需 求；
[0034]
赋值模块，用于确定冷循环的初值和高温热源初始流量；所述冷循环的初 值为：压缩机出口温度和系统最小压力；
[0035]
空气制冷系统热力循环的初步温度和压力计算模块，用于基于所述冷循环 的初
值和高温热源初始流量计算空气制冷系统热力循环的初步温度和压力；
[0036]
空气制冷工质质量流量和各换热器热交换量确定模块，用于基于所述空气 制冷系统热力循环的初步温度和压力确定空气制冷工质质量流量和各换热器 热交换量；
[0037]
优化模块，用于以换热器质量最小为目标，优化换热器的几何尺寸；
[0038]
阻力计算模块，用于基于所述换热器的几何尺寸，计算换热器的阻力；
[0039]
第一判断模块，用于判断制冷系统各点温压是否匹配，若匹配，则执行下 一步骤；
[0040]
修正模块，用于当不匹配时，修正空气制冷系统的压力，返回空气制冷系 统热力循环的初步温度和压力计算模块；
[0041]
引气需求量，涡轮功率输出、压缩机功耗、燃油需求量和换热器重量计算 模块，用于计算引气需求量，涡轮功率输出、压缩机功耗、燃油需求量和换热 器重量；
[0042]
总等效质量计算模块，用于计算总等效质量；
[0043]
第二判断模块，用于判断所述总等效质量是否最小，若是，则结束；
[0044]
更新优化模块，用于当否时，更新优化变量值，返回赋值模块，直到总等 效质量最小。
[0045]
可选的，所述空气制冷系统热力循环包括：闭式空气制冷系统热力循环和 开式空气制冷系统热力循环。
[0046]
可选的，所述优化模块具体采用以下公式：
[0047]
确定目标函数：
[0048][0049]
其中，m
hx
表示换热器的总质量，kg；表示优化设计变量矩阵：
[0050][0051]
sc为冷流体侧翅片宽度，hc为冷流体侧翅片内高，lc为冷流体侧翅片错列 长度，t
f,c
为冷流体侧翅片厚度，tc为冷流体侧隔板厚度，sh为热流体侧翅片宽 度，hh为热流体侧翅片内高，lh为冷流体侧翅片错列长度，t
f,h
为冷流体侧翅片 厚度，th为冷流体侧隔板厚度，l为非流动方向长度；
[0052]
约束条件为：
[0053][0054]
lb为优化设计变量矩阵的下限矩阵，ub为优化设计变量矩阵的上限 矩阵，δpc冷流体侧换热器压降，δp
max,c
为冷流体侧换热器最大压降，δph热 流体侧换热器压降，δp
max,h
为热流体侧换热器最大压降。
[0055]
可选的，所述阻力计算模块具体包括以下步骤：
[0056]
利用公式计算出换热器的当量直径，其中，s为翅 片宽度，h为翅片内高，l为翅片错列长度，tf为翅片厚度；
[0057]
基于所述换热器的当量直径计算re：其中，v为流体流速，η为 流体粘度；ρ为流体密度；
[0058]
基于所述re计算换热器的阻力：其中，gm为流体的质量流速；ac和aa分别为换热器芯体和各局部阻力处的计算流通截面 积。
[0059]
根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：
[0060]
1)两步法优化设计方法不仅对制冷循环进行了优化设计，还对热管理系 统整体性能进行优化设计；
[0061]
2)使用飞行器燃油代偿损失、起飞总重量或同类型的等效质量最小为目 标可以对不同系统架构进行优化设计，不受系统架构类型约束；
[0062]
3)方法简单，计算速度快。
附图说明
[0063]
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施 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仅是 本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性 的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0064]
图1为本发明实施例一种飞行器热管理系统优化方法流程图；
[0065]
图2为本发明实施例一种飞行器热管理系统优化系统结构示意图。
具体实施方式
[0066]
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，而不是 全部的实施例。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。
[0067]
本发明的目的是提供一种飞行器热管理系统优化方法及系统，不仅对热力 循环进行了优化，还对热管理系统引起的发动机性能损失进行优化，有利于热 管理系统与飞行器一体化设计。
[0068]
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和 具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
[0069]
本发明根据飞行器飞行高度、马赫数、制冷量需求和供电量需求，进行热 管理系统两步法优化设计，第一步优化设计是基于换热器质量最小化的空气制 冷循环优化设计；第二步优化设计是基于飞行器燃油代偿损失最小化的热管理 系统优化设计；第一步优化设计是第二步优化设计的一部分。
[0070]
第一步优化设计以空气制冷循环换热器质量最小为目标，优化变量为换热 器几何结构尺寸；第二步优化设计以飞行器燃油代偿损失、起飞总重量或同类 型的等效质量最小为目标，优化变量为第一步优化设计中空气制冷循环的某一 温度、某一压力和高温热源质量流量，可以是压缩机出口温度和制冷循环最小 压力，即制冷量和低温热源温度固定情
况下，任意确定某一温度和某一压力即 可确定空气制冷循环热力工况。
[0071]
图1为本发明实施例飞行器热管理系统优化方法流程图，如图1所示，所 述方法包括：
[0072]
第一步优化设计主要为步骤s1-步骤s8，具体如下：
[0073]
s1：获取飞行器的飞行高度、马赫数、制冷量和供电量需求。
[0074]
s2：确定冷循环的初值和高温热源初始流量；所述冷循环的初值为：压缩 机出口温度和系统最小压力。
[0075]
步骤s2为赋第二步优化设计的优化变量初始值，所赋初始值可分为两个 方面，一方面为赋值冷循环初值，可取压缩机出口温度和系统最小压力，另一 方面为赋高温热源初始流量。
[0076]
s3：基于所述冷循环的初值和高温热源初始流量计算空气制冷系统热力循 环的初步温度和压力。
[0077]
此步骤为，根据制冷量对空气制冷系统热力循环进行初步温度、压力设计。 在这一步骤中，空气制冷系统热力循环可分为两部分，一是闭式空气制冷系统 热力循环，二是开式空气制冷系统热力循环。
[0078]
闭式空气制冷循环系统由一个高温热源换热器hhx、一个回热器、一个 低温热源换热器lhx和一对涡轮压缩机组成，经压缩机增压升温后的空气先 与高温热源换热器进行热交换，换热后的空气进入回热器进行回热，回热后的 空气进入涡轮降温膨胀，经涡轮降温膨胀后的气体进入低温热源换热器进行换 热，换热后的空气再次经回热器进入压缩机增压升温，至此闭式空气制冷系统 热力循环完成。
[0079]
对于给制冷量和飞行工况，空气制冷循环结构及各点温度、压力可根据下 述过程确定。
[0080]
首先根据高温热源初始流量设定系统最高温度，根据飞行升限和系统密封 性确定系统最低压力，之后，通过制冷量以及设定高温热源换热器hhx的效 率，利用公式q＝c
min
εδt(其中，c
min
表示换热器冷热侧流体中较小的热容量， 对高温热源换热器hhx通常设计热边热容量较大以增大冷侧温降；ε表示换 热器效率，δh为换热器同侧进出口焓差，δt为换热器异侧进口温差)计算得 出高温热源换热器hhx出口温度，利用预估给定的相关尺寸及公式 对低温热源换热器lhx的压降进行预估，得出 低温热源换热器lhx出口压力，设定回热器rhx的效率，同样利用上述的 公式计算得到涡轮进口温度与压缩机进口温度，那么压缩机的压比可根据式计算得到。利用预估给定的相关尺寸及公式 对回热器rhx的压降进行预估，计算得到压缩 机进口压力即rhx出口压力，然后利用预估给定的相关尺寸及公式 对高温热源换热器hhx的压降进行预估，计算 得到回热器rhx的进出口压力，即确定系统各点压力，及涡轮的膨胀比，那 么涡轮出口温度
可由式获得，从而求得空气制冷工质质 量流量，最终求出高温热源换热器hhx与回热器rhx的换热量。至此闭式 空气制冷系统热力循环的初步温度、压力设计完成。
[0081]
在闭式空气制冷系统热力循环中，初步设计结果为空气制冷系统热力循环 中各点的温压，根据涡轮出口温度t
tout
与制冷量、高温热源入口温、低温热源 许用温度限、系统最低压力，先利用式q＝c
min
εδt计算出换热器换热量，再利 用可计算出空气制冷工质质量流量(c
min
表示换热器冷热侧 流体中较小的热容量，对高温热源换热器hhx通常设计热边热容量较大以增 大冷侧温降；ε表示换热器效率，δh为换热器同侧进出口焓差，δt为换热器 异侧进口温差)，各换热器的换热量也可用上述方法计算得出。
[0082]
开式空气制冷系统热力循环由二个高温热源换热器、一个回热器、一个低 温热源换热器和一对涡轮压缩机组成，系统气源来自发动机压气机引气或冲压 空气引气，气源经一高温热源换热器一次降温，气体经压缩机增温压缩后，经 另一高温热源换热器二次降温，降温后的气体经回热器回热，而后进入涡轮降 温膨胀，膨胀后的气体经低温热源换热器换热，换热后的气体再次进入回热器， 经回热器进入到舱室，至此开式空气制冷系统热力循环完成。
[0083]
首先根据高温热源初始流量及引气的温度和压力计算出高温热源入口温 度，接下来用引气温度与高温热源入口温度作差，可确定是否需要高温热源换 热器hhx1，两者差值若小于最小换热温差则不需要高温热源换热器hhx1， 可直接确定出高温热源换热器hhx1的出口温度压力；两者差值若大于等于 最小换热温差则需要设定高温热源换热器hhx1的效率，利用预估给定的相 关尺寸及公式对换热器压降进行预估，从而确定 换热器hhx1的出口温度压力。根据高温热源换热器的进口温度设定压缩机 出口温度，而后对压缩机出进口温度作差，若差值小于等于0则压缩机出口压 力即为进口压力，若差值大于0则可根据压缩机压比利用相关公式计算得到压 缩机出口压力，再由hhx2设计效率和预估压降依次确定回热器进口温度、 进口压力，至此涡轮的工况尚不能确定，需要由舱室确定，舱室出口压力为外 界大气环境压力，根据舱室的压降可确定出舱室的进口压力，再根据rhx效 率和预估压降计算得到回热器出口温度、出口压力、低温热源换热器lhx出 口压力、舱室的进口温度，利用预估给定的相关尺寸及公式 对低温热源换热器的压降进行预估，得到涡轮 出口压力，从而获得涡轮的工作压比，由式计算供 给低温热源换热器的温度，涡轮出口温度即为供给低温热源换热器的温度，至 此开式空气制冷系统热力循环的初步温度、压力设计完成。
[0084]
s4：基于所述空气制冷系统热力循环的初步温度和压力确定空气制冷工质 质量流量和各换热器热交换量。
[0085]
在开式空气制冷系统热力循环中，初步设计的结果为空气制冷系统热力循 环中
的各点温压，根据涡轮出口温度及制冷量、高温热源入口温度和引气气源 温度压力、低温热源许用温度限、环境压力，先利用式q＝c
min
εδt算出换热器 换热量，再利用可计算出空气制冷工质质量流量(c
min
表示 换热器冷热侧流体中较小的热容量，对高温热源换热器hhx通常设计热边热 容量较大以增大冷侧温降；ε表示换热器效率，δh为换热器同侧进出口焓差， δt为换热器异侧进口温差)，各换热器的换热量也可用上述方法计算得出。
[0086]
s5：以换热器质量最小为目标，优化换热器的几何尺寸。
[0087]
上述步骤完成后，进入该步骤以换热器质量最小化为目标进行第一步优化 设计。在该步骤中，换热器结构将直接影响到制冷系统工作状态，同时制冷系 统的工作状态又为换热器设计过程提供设计参数。
[0088]
在轻量化设计中，优化的换热器为循环中所涉及的所有换热器，取换热器 几何结构尺寸为优化变量(翅片宽度s，翅片内高h，翅片错列长度l，翅片厚 度tf，板间距b，隔板厚度t和非流动方向长度l)，
[0089]
换热器轻量化设计问题为单目标优化问题，以换热器总质量最小为目标， 即min(m
hx
)，目标函数表示为：
[0090][0091]
其中，m
hx
表示换热器的总质量，kg；表示优化设计变量矩阵(矩阵由 上述优化变量组成)：
[0092][0093]
由换热器冷热两侧的优化变量组成的优化设计变量矩阵，通过相关约束条 件进行求解。
[0094]
sc为冷流体侧翅片宽度，hc为冷流体侧翅片内高，lc为冷流体侧翅片错列 长度，t
f,c
为冷流体侧翅片厚度，tc为冷流体侧隔板厚度，sh为热流体侧翅片宽 度，hh为热流体侧翅片内高，lh为冷流体侧翅片错列长度，t
f,h
为冷流体侧翅片 厚度，th为冷流体侧隔板厚度，l为非流动方向长度。
[0095]
约束条件根据换热器加工方式与安装条件，设定各结构参数的上限矩阵 ub和下限矩阵lb。其次需要约束换热器内的压力损失上限δp
max
。因此，约 束条件可由下式表示：
[0096][0097]
lb为上述的下限矩阵，ub为上述的上限矩阵，δpc冷流体侧换热器 压降，δp
max,c
为冷流体侧换热器最大压降，δph热流体侧换热器压降，δp
max,h
为 热流体侧换热器最大压降(循环侧为热流体侧，非循环侧为冷流体侧)
[0098]
单目标优化设计方法采用逐步二次规划(sequential quadraticprogramming,sqp)法，在相关软件中使用“fmincon”函数进行将上述的非线性 优化问题转化为多个二次规划子问题进行求解，从而得到问题的最优解。
[0099]
s6：基于所述换热器的几何尺寸，计算换热器的阻力。
[0100]
步骤s5完成后进入到步骤s6，根据步骤s5得到的最优解计算换热器的 阻力，先利用公式计算出换热器的当量直径，之后进行 流通面积ac的赋值以及利用公式(v为流体流速,η为流体粘度)对re 进行计算，然后利用公式
[0101][0102]
进行j因子和f因子的计 算，最终利用公式计算出换热器的阻力即换热器 压降。(gm为流体的质量流速，kg/(m2·
s)；ρ为流体密度，kg/m3；ac和aa分别 为换热器芯体和各局部阻力处的计算流通截面积，m2)。
[0103]
s7：判断制冷系统各点温压是否匹配，若匹配，则执行下一步骤。
[0104]
步骤s6完成后进入到步骤s7判断制冷系统各点温压是否匹配。根据步骤s6中所计算出的换热器的压降，与步骤s3中空气制冷系统热力循环中的各个 换热器的预估压降进行匹配，若匹配则第一步优化设计结束进入步骤s9，第 一步空气制冷循环所赋初值压缩机出口温度、系统最小压力和高温热源初始流 量作为第二步优化设计的输入条件；
[0105]
若不匹配则进入步骤s8修正空气制冷系统压力，返回步骤s3对系统最低 压力进行迭代计算，直到制冷系统各点温压匹配，再进入步骤s9，将第一步 空气制冷循环所赋初值压缩机出口温度、系统最小压力和高温热源初始流量作 为第二步优化设计的输入条件。
[0106]
s8：若不匹配，则修正空气制冷系统的压力，返回步骤s3。
[0107]
第二步优化设计主要为步骤s9-步骤s12，具体如下：
[0108]
s9：计算引气需求量，涡轮功率输出、压缩机功耗、燃油需求量和换热器 重量。
[0109]
第一步优化设计结束后开始第二步优化设计，根据第一步优化设计结果进 行步骤s9计算引气需求量、涡轮功率输出、压缩机功耗、燃油需求量和换热 器重量，引气需求量即空气制冷工质质量流量，其计算方法在步骤s4已给出，涡轮功率输出可由公式计算得到，压缩机功耗可由公式得到，燃油需求量由飞行工况所决定，根据所换热器的换热量、 冷热两侧流体质量流、温度以及压力可计算出换热器的换热效率，从而得到传 热单元数，进而得到单侧传热单元数，由单侧传热单元数及步骤s6中求得的 换热器阻力可求得换热器内的质量流速，从而求得流通面积，此处求得的流通 面积与步骤
s6中赋值的流通面积作差，若差值小于等于0.00001，则可求出换 热器重量m
hx
，若不符合，则对步骤s6中所赋值的流通面积进行迭代相加， 直至流通面积差值符合要求，利用上述的求出换热器质量为止。
[0110]
s10：计算总等效质量。
[0111]
然后进入步骤12计算总等效质量；根据引气需求量利用公式 计算出引气对 应代偿损失,根据涡轮功率输出得到涡轮质量m
t
并利用公式 计算出对应代偿损失，根据压缩机功耗得出压缩机质量 mc并利用公式计算出对应代偿损失,根据燃油需求量利 用公式计算出燃油消耗对应代偿损失，根据换热器质量 m
hx
利用公式计算出对应代偿损失。
[0112]
s11：判断所述总等效质量是否最小，若是，则结束。
[0113]
之后进行步骤s11判断总等效质量是否最小，进而判断第二步优化设计的 目标值是否满足预设最优条件。
[0114]
若满足预设最优条件则结束；若不满足预设最优条件，进入步骤s12更新 第二步优化设计的优化变量值即压缩机出口温度、系统最小压力以及高温热源 初始流量，返回步骤s2进行迭代计算重复上述优化过程，直到满足最优条件。
[0115]
第一步优化设计与第二步优化设计所用算法，可以是逐步二次规划法、带 精英策略的非支配排序遗传算法等优化设计算法。
[0116]
s12：若否，则更新优化变量值，返回步骤s2，直到总等效质量最小。
[0117]
图2为本发明实施例一种飞行器热管理系统优化系统结构示意图，如图2 所示，所述系统包括：
[0118]
数据获取模块，用于获取飞行器的飞行高度、马赫数、制冷量和供电量需 求；
[0119]
赋值模块，用于确定冷循环的初值和高温热源初始流量；所述冷循环的初 值为：压缩机出口温度和系统最小压力；
[0120]
空气制冷系统热力循环的初步温度和压力计算模块，用于基于所述冷循环 的初值和高温热源初始流量计算空气制冷系统热力循环的初步温度和压力；
[0121]
空气制冷工质质量流量和各换热器热交换量确定模块，用于基于所述空气 制冷系统热力循环的初步温度和压力确定空气制冷工质质量流量和各换热器 热交换量；
[0122]
优化模块，用于以换热器质量最小为目标，优化换热器的几何尺寸；
[0123]
阻力计算模块，用于基于所述换热器的几何尺寸，计算换热器的阻力；
[0124]
第一判断模块，用于判断制冷系统各点温压是否匹配，若匹配，则执行下 一步骤；
[0125]
修正模块，用于当不匹配时，修正空气制冷系统的压力，返回空气制冷系 统热力循环的初步温度和压力计算模块；
[0126]
引气需求量，涡轮功率输出、压缩机功耗、燃油需求量和换热器重量计算 模块，用于计算引气需求量，涡轮功率输出、压缩机功耗、燃油需求量和换热 器重量；
[0127]
总等效质量计算模块，用于计算总等效质量；
[0128]
第二判断模块，用于判断所述总等效质量是否最小，若是，则结束；
[0129]
更新优化模块，用于当否时，更新优化变量值，返回赋值模块，直到总等 效质量最小。
[0130]
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是 与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于 实施例公开的系统而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较 简单，相关之处参见方法部分说明即可。
[0131]
本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施 例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的 一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变 之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

技术特征：
1.一种飞行器热管理系统优化方法，其特征在于，所述优化方法包括：s1：获取飞行器的飞行高度、马赫数、制冷量和供电量需求；s2：确定冷循环的初值和高温热源初始流量；所述冷循环的初值为：压缩机出口温度和系统最小压力；s3：基于所述冷循环的初值和高温热源初始流量计算空气制冷系统热力循环的初步温度和压力；s4：基于所述空气制冷系统热力循环的初步温度和压力确定空气制冷工质质量流量和各换热器热交换量；s5：以换热器质量最小为目标，优化换热器的几何尺寸；s6：基于所述换热器的几何尺寸，计算换热器的阻力；s7：判断制冷系统各点温压是否匹配，若匹配，则执行下一步骤；s8：若不匹配，则修正空气制冷系统的压力，返回步骤s3；s9：计算引气需求量，涡轮功率输出、压缩机功耗、燃油需求量和换热器重量；s10：计算总等效质量；s11：判断所述总等效质量是否最小，若是，则结束；s12：若否，则更新优化变量值，返回步骤s2，直到总等效质量最小。2.根据权利要求1所述的飞行器热管理系统优化方法，其特征在于，所述空气制冷系统热力循环包括：闭式空气制冷系统热力循环和开式空气制冷系统热力循环。3.根据权利要求2所述的飞行器热管理系统优化方法，其特征在于，以换热器质量最小为目标，优化换热器的几何尺寸具体采用以下公式：确定目标函数：其中，m
hx
表示换热器的总质量，kg；表示优化设计变量矩阵：s
c
为冷流体侧翅片宽度，h
c
为冷流体侧翅片内高，l
c
为冷流体侧翅片错列长度，t
f,c
为冷流体侧翅片厚度，t
c
为冷流体侧隔板厚度，s
h
为热流体侧翅片宽度，h
h
为热流体侧翅片内高，l
h
为冷流体侧翅片错列长度，t
f,h
为冷流体侧翅片厚度，t
h
为冷流体侧隔板厚度，l为非流动方向长度；约束条件为：lb为优化设计变量矩阵的下限矩阵，ub为优化设计变量矩阵的上限矩阵，δp
c
冷流体侧换热器压降，δp
max,c
为冷流体侧换热器最大压降，δp
h
热流体侧换热器压降，δp
max,h
为热流体侧换热器最大压降。4.根据权利要求1所述的飞行器热管理系统优化方法，其特征在于，所述基于所述换热器的几何尺寸，计算换热器的阻力具体包括以下步骤：
利用公式计算出换热器的当量直径，其中，s为翅片宽度，h为翅片内高，l为翅片错列长度，t
f
为翅片厚度；基于所述换热器的当量直径计算re：其中，v为流体流速，η为流体粘度；ρ为流体密度；基于所述re计算换热器的阻力：其中，g
m
为流体的质量流速；a
c
和a
a
分别为换热器芯体和各局部阻力处的计算流通截面积。5.一种飞行器热管理系统优化系统，其特征在于，所述优化系统包括：数据获取模块，用于获取飞行器的飞行高度、马赫数、制冷量和供电量需求；赋值模块，用于确定冷循环的初值和高温热源初始流量；所述冷循环的初值为：压缩机出口温度和系统最小压力；空气制冷系统热力循环的初步温度和压力计算模块，用于基于所述冷循环的初值和高温热源初始流量计算空气制冷系统热力循环的初步温度和压力；空气制冷工质质量流量和各换热器热交换量确定模块，用于基于所述空气制冷系统热力循环的初步温度和压力确定空气制冷工质质量流量和各换热器热交换量；优化模块，用于以换热器质量最小为目标，优化换热器的几何尺寸；阻力计算模块，用于基于所述换热器的几何尺寸，计算换热器的阻力；第一判断模块，用于判断制冷系统各点温压是否匹配，若匹配，则执行下一步骤；修正模块，用于当不匹配时，修正空气制冷系统的压力，返回空气制冷系统热力循环的初步温度和压力计算模块；引气需求量，涡轮功率输出、压缩机功耗、燃油需求量和换热器重量计算模块，用于计算引气需求量，涡轮功率输出、压缩机功耗、燃油需求量和换热器重量；总等效质量计算模块，用于计算总等效质量；第二判断模块，用于判断所述总等效质量是否最小，若是，则结束；更新优化模块，用于当否时，更新优化变量值，返回赋值模块，直到总等效质量最小。6.根据权利要求5所述的飞行器热管理系统优化系统，其特征在于，所述空气制冷系统热力循环包括：闭式空气制冷系统热力循环和开式空气制冷系统热力循环。7.根据权利要求6所述的飞行器热管理系统优化系统，其特征在于，所述优化模块具体采用以下公式：确定目标函数：其中，m
hx
表示换热器的总质量，kg；表示优化设计变量矩阵：s
c
为冷流体侧翅片宽度，h
c
为冷流体侧翅片内高，l
c
为冷流体侧翅片错列长度，t
f,c
为冷流体侧翅片厚度，t
c
为冷流体侧隔板厚度，s
h
为热流体侧翅片宽度，h
h
为热流体侧翅片内高，
l
h
为冷流体侧翅片错列长度，t
f,h
为冷流体侧翅片厚度，t
h
为冷流体侧隔板厚度，l为非流动方向长度；约束条件为：lb为优化设计变量矩阵的下限矩阵，ub为优化设计变量矩阵的上限矩阵，δp
c
冷流体侧换热器压降，δp
max,c
为冷流体侧换热器最大压降，δp
h
热流体侧换热器压降，δp
max,h
为热流体侧换热器最大压降。8.根据权利要求5所述的飞行器热管理系统优化系统，其特征在于，所述阻力计算模块具体包括以下步骤：利用公式计算出换热器的当量直径，其中，s为翅片宽度，h为翅片内高，l为翅片错列长度，t
f
为翅片厚度；基于所述换热器的当量直径计算re：其中，v为流体流速，η为流体粘度；ρ为流体密度；基于所述re计算换热器的阻力：其中，g
m
为流体的质量流速；a
c
和a
a
分别为换热器芯体和各局部阻力处的计算流通截面积。

技术总结
本发明涉及一种飞行器热管理系统优化方法及系统，包括：S1：获取飞行器参量；S2：确定冷循环的初值和高温热源初始流量；S3：计算空气制冷系统热力循环的初步温度和压力；S4：确定空气制冷工质质量流量和各换热器热交换量；S5：优化换热器的几何尺寸；S6：计算换热器的阻力；S7：判断制冷系统各点温压是否匹配，若是，执行下一步骤；S8：若否，进行修正；S9：计算引气需求量、涡轮功率输出、压缩机功耗、燃油需求量和换热器重量；S10：计算总等效质量；S11：判断总等效质量是否最小，若是，则结束；S12：若否，则更新优化变量值，直到总等效质量最小。本发明中的上述方法不仅对热力循环进行了优化，还对热管理系统引起的发动机性能损失进行了优化。化。化。


技术研发人员：庞丽萍 阿嵘 张明治
受保护的技术使用者：北京航空航天大学
技术研发日：2021.12.01
技术公布日：2022/3/8