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中南大学刘建副教授 Aerospace：液氢动力飞机燃料分配与热推进系统设计——基于MBSE方法

已有 281 次阅读 2026-9-1 17:22 |个人分类:学术软文|系统分类:论文交流

编委鉴赏

在全球航空业加速迈向零碳转型的背景下，液氢凭借零碳排放、高质量能量密度的特性，被公认为下一代民用飞机的核心技术路径之一。但液氢的深冷存储、特殊输送与燃烧特性，彻底打破了传统航油飞机的设计体系，行业内亟需系统级的初步设计方法与高精度组件模型支撑方案迭代。

这篇文章的核心价值在于，首次以完整的模型化系统工程 (MBSE) 思路，搭建了液氢飞机动力总成从需求推导到组件选型的全流程设计框架，填补了氢燃料分配系统 (管路、阀门、泵组) 精细化模型的研究空白。文章建立的多学科分析与优化模型，既遵循 ASME、EASA 等行业标准，又覆盖了全飞行工况的性能约束，所得出的最优管路直径、绝热方案选型规律、发动机集成收益等结论，对氢动力飞机的方案论证与初步设计具有很强的工程参考价值，也为后续整机层面的系统集成与安全评估奠定了坚实的模型基础。

文章导读

氢动力飞机是航空业实现可持续发展的重要方向。与传统燃油飞机不同，液氢需要在 20 K的极低温条件下储存和输送，并涉及过压、泄漏、汽化等复杂安全问题。这要求飞机设计者重新审视已有的设计方法——传统基于统计的半经验关系式已无法满足氢动力飞机初步设计的精度需求。本文针对液氢动力飞机的动力系统，采用基于模型的系统工程方法，从运行概念 (ConOps) 出发，通过需求分析与用例分析确定功能与物理架构，进而为发动机、换热器、蒸发器、增压泵、高压泵、管路和阀门等关键部件建立了适用于初步设计的解析模型，实现了动力系统的多学科分析与优化。

研究材料与方法

本文遵循系统工程流程开展研究，整体逻辑以扩展设计结构矩阵 (XDSM) 呈现，分为 5 个核心步骤：

需求与运行概念定义：从顶层飞机需求 (TLAR) 出发，明确液氢动力系统的运行场景，覆盖海平面静止 (SLS)、滑跑起飞 (RTO)、爬升顶点 (TOC)、巡航 (CRZ) 四大典型飞行阶段，纳入 EASA CS-25 适航安全要求。

用例驱动的架构推导：通过 SysML 语言开展用例分析，从功能需求映射物理组件，最终确定“储罐—增压泵—双壁管路—阀门组—高压泵—蒸发器—换热器—氢燃烧发动机”的完整动力总成物理架构。

热推进系统建模：基于 pyCycle 平台的 N+3 先进涡扇发动机模型，集成错列翅片板式换热器与蒸发器模型，采用 304 不锈钢材料，按承压标准计算各部件厚度与总重量；发动机重量与长度采用 NASA WATE++ 方法的关联式估算。

燃油分配系统建模：针对双壁输氢管路，分别建立泡沫绝热与真空多层绝热 (MLI) 两种热防护模型，依据 ASME B31.12 标准开展管路结构尺寸设计；同时建立增压泵、高压泵、球阀、止回阀、截止阀、安全阀等全品类阀件的选型与重量估算模型。

多学科优化与试验设计：基于 OpenMDAO 框架搭建系统级 MDAO 模型，通过全因子试验设计 (DOE) 分析管径、流量、压力、管长等参数对系统重量与压降的影响规律。

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图1. 动力系统尺寸设计的 XDSM 流程

研究结果与讨论

结论一：换热器集成可在相同推力下减小发动机尺寸

在保持相同发动机进气量和涵道比 (BPR=24) 的条件下，集成换热器的氢燃料发动机相比传统 JetA 燃油发动机，在 TOC工况下推力显著增加，原因是换热器利用液氢冷却高压压气机引气，减少了 turbine 叶片冷却用气量，使更多空气参与燃烧，提高了涡轮进口能量，从而增大排气速度与推力。而在保持相同推力条件下，由于氢气热值高、所需燃油流量小，且排气温度更高，可使发动机气流需求减少，进而实现发动机尺寸缩减。重量方面，相比参考的 JetA 发动机 (1244 kg)，纯氢燃烧发动机重量降低 2.7% (1210 kg)，进一步集成交叉流换热器与蒸发器 (总重约 75 kg) 后，裸机重量降低 4.1% (1193 kg)。这表明热管理系统集成虽然增加了附件重量，但可通过缩小发动机核心尺寸实现整体减重。

结论二：双层壁管路存在使系统总重最小的最优内径

研究发现，随着管路内径减小，流动阻力增大、压降上升，需要配置更多或更大功率的增压泵来补偿压降，从而增加了泵的重量；而随着管路内径增大，管路自身 (内管+保温层+外套管) 的重量增加，同时外套管为抵抗外压失稳所需厚度也相应增加。在这两种竞争效应下，存在一个最优内径使燃料分配系统总重量最小化。真空 MLI 保温方案下的最优内径为 11.0 mm (对应分配系统单线总重约 93.5 kg)，泡沫保温方案下为 10.6 mm (对应总重约 114.6 kg)。MLI 方案在重量和保温性能上均优于泡沫方案。

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图2. 真空 MLI 保温下燃料分配重量随管路内径的变化

可清晰观察到使总重量最小的最优内径位置。随着直径减小，泵重量因压降增大而上升；随着直径增大，管路自身重量增加。两条曲线叠加形成总重量最小值。

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图3. 泡沫保温下燃料分配重量随管路内径的变化

趋势与 MLI 方案一致，但各重量分量绝对值均高于 MLI 方案，最优总重约 114.6 kg。

结论三：燃料流量对分配系统重量存在双重影响

当燃料质量流量较低时，为保持液氢在泵入口处于过冷状态 (≤20 K)，需要更厚的保温层来减少外界热泄漏，导致管路重量显著增加。而当燃料流量增大时，流速增加导致压降上升，需要更大扬程的增压泵，相应地内管壁厚也需增加以承受更高压力，从而增加管路与泵的重量。在低流量区，保温主导重量；在高流量区，泵与管路结构主导重量。因此，同样存在使系统总重量最小的最优燃料流量。在本研究关注的发动机工况流量范围 (0.05~0.5 kg/s) 内，最大流量点 (0.30 kg/s) 被选为设计工况，使管路部分重量相对较小。

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图4. 真空 MLI 保温下燃料分配重量随燃料流量的变化

MLI 保温厚度重量随流量增加而减小，而泵与管路重量随流量增加而增大，存在最优流量使总重量最小。

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图5. 泡沫保温下燃料分配重量随燃料流量的变化

泡沫保温厚度重量随流量增加显著减小，泵与管路重量趋势与 MLI 一致，最优流量位置更加明显。

结论四：MBSE 方法有效支撑了氢动力系统初步设计的架构定义

通过 SysML 建模从顶层需求 (TLARs) 出发，逐步推导出动力系统的功能架构 (液氢储存、低温输送、压力补偿、相变换热、高压喷射、燃烧做功等) 和物理架构 (双层管路、增压泵、高压泵、关断阀、止回阀、交叉供油阀、泄压阀、换热器、蒸发器等)。该过程系统化地考虑了安全性与可操作性要求 (如双壁管防泄漏、泄压阀防过压、关断阀紧急切断等)，确保设计的完整性和可追溯性。通过 XDSM 图清晰展示了各部件模型之间的数据耦合关系，实现了从需求到功能再到物理实现的无缝衔接，为后续替代架构的评估提供了模块化基础。

研究总结

本文构建了一套完整的液氢飞机动力总成初步设计体系，通过 MBSE 方法实现了从需求到物理架构的系统推导，并建立了覆盖热推进与燃油分配全链路的解析化设计模型。研究明确了氢燃料发动机集成换热器的性能权衡规律，揭示了分配系统管径、流量与重量的耦合机制，验证了真空多层绝热方案的重量优势。

该研究成果为零碳氢动力飞机的方案论证提供了可靠的分析工具与设计依据，后续研究将进一步拓展系统冗余架构设计、模型化安全评估，并将组件模型集成至整机设计框架中，支撑更全面的氢动力飞机方案优化。

阅读英文原文：https://www.mdpi.com/2226-4310/12/6/554

本文撰稿人介绍

刘建副教授（中南大学）

瑞典隆德大学博士及博士后，中南大学航空航天技术研究院副教授。长期从事涡轮叶片冷却、超燃冲压发动机再生冷却、超声速流动燃烧计算等研究工作。目前已发表SCI期刊论文80余篇，英文著作3部，中文专著1部，国际会议特邀报告2次，获得Aerospace 期刊“2023 Young Investigator Award”(每年评选1人)。3篇论文入选ESI高被引用论文，Scopus总被引用2300余次，h-index26。主持装备预研、国防科工局支撑项目、湖南省揭榜挂帅项目、湖南省自然科学基金等项目10余项。担任Aerospace、Energies、Foundations 等国际期刊编委；担任IJHMT、ATE、IJTS 等十余个国际期刊审稿人。