■ 錢煜平 張揚(yáng)軍 / 清華大學(xué)

現(xiàn)有混合電推進(jìn)系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)相關(guān)的研究，多源于小型無人機(jī)平臺(tái)，忽略了熱管理系統(tǒng)質(zhì)量和功耗的影響，若將其用于大功率等級(jí)推進(jìn)系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)，將產(chǎn)生較大的系統(tǒng)誤差，使得初步總體設(shè)計(jì)失效。因此，開展熱管理系統(tǒng)的性能影響評(píng)估，對大功率混合電推進(jìn)系統(tǒng)的實(shí)際應(yīng)用具有重要意義。

高效率、低排放的發(fā)展趨勢給飛行器動(dòng)力系統(tǒng)提出新的挑戰(zhàn)，傳統(tǒng)燃油動(dòng)力能量密度高，但經(jīng)濟(jì)性差、環(huán)境問題突出，并且在高海拔地區(qū)存在推力嚴(yán)重不足等缺陷；而新興的純電動(dòng)力雖然經(jīng)濟(jì)性好，但其能量密度低，續(xù)航能力嚴(yán)重不足。兼顧兩者的優(yōu)勢，混合電推進(jìn)概念應(yīng)運(yùn)而生，即燃油發(fā)動(dòng)機(jī)部分或全部的輸出功率帶動(dòng)發(fā)電機(jī)發(fā)電，然后利用產(chǎn)生的電能給電機(jī)推進(jìn)裝置提供能量。混合電推進(jìn)系統(tǒng)已經(jīng)在汽車領(lǐng)域廣泛應(yīng)用并產(chǎn)生了良好的效果，但在飛行器中的應(yīng)用還處在起步階段。

混合電推進(jìn)技術(shù)分析

混合電推進(jìn)系統(tǒng)通過傳統(tǒng)動(dòng)力和電動(dòng)部分為推進(jìn)器提供動(dòng)力輸出。傳統(tǒng)動(dòng)力主要是指渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)、內(nèi)燃機(jī)，電動(dòng)部分主要有電動(dòng)機(jī)、儲(chǔ)能器（電池）和帶有絕緣柵雙極型晶體管（IGBT）的控制器，推進(jìn)器包括螺旋槳和涵道風(fēng)扇（如圖1所示）。使用混合電推進(jìn)系統(tǒng)可以解決純電動(dòng)飛機(jī)續(xù)航時(shí)間短、應(yīng)用范圍受到限制的問題。

圖1 混合電推進(jìn)系統(tǒng)構(gòu)成

在傳統(tǒng)動(dòng)力推進(jìn)系統(tǒng)中，為滿足起飛、爬升階段的性能需求，設(shè)計(jì)點(diǎn)選擇為起飛階段和爬升階段的最大功率輸出點(diǎn)，動(dòng)力系統(tǒng)在巡航階段的工作狀態(tài)為非設(shè)計(jì)點(diǎn)。而實(shí)際飛行中巡航階段所占飛行時(shí)間卻遠(yuǎn)多于起飛、爬升階段。表1 所示為針對美國MQ-9“收割者”無人機(jī) 計(jì)算的某次飛行任務(wù)各階段最大功率需求和能量消耗的占比，可以看出，起飛和爬升階段的功率需求是巡航階段功率需求的近3 倍，發(fā)動(dòng)機(jī)必須滿足這一功率需求。但由于起飛與爬升階段的時(shí)間相對巡航階段要少，其能量消耗只占整個(gè)飛行任務(wù)能量消耗的12.7%。時(shí)間占比更多的巡航工況，只需要傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)最大功率的三分之一左右，這明顯是對發(fā)動(dòng)機(jī)功率的一種浪費(fèi)，此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)效率也較低。

而在混合電推進(jìn)系統(tǒng)中，發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)點(diǎn)可以選擇為巡航工況，在起飛和爬升階段所需要的額外功率可以依靠電動(dòng)部分補(bǔ)償。這一點(diǎn)與混合動(dòng)力汽車的設(shè)計(jì)有很大不同。汽車的功率需求變化快，但功率需求范圍較小。飛機(jī)的功率需求雖然只是在幾個(gè)工況點(diǎn)之間變化，而且變化頻率小，但各個(gè)工況點(diǎn)之間的功率大不相同。如果以巡航工況點(diǎn)作為發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)工況點(diǎn)，就可以更好地利用發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)工況點(diǎn)的優(yōu)良性能，提升其熱效率。同時(shí)，因?yàn)樵O(shè)計(jì)工況點(diǎn)功率需求的下降，就可以在飛行器上使用質(zhì)量更輕、尺寸更小的發(fā)動(dòng)機(jī)。

表1 MQ-9 飛行任務(wù)各階段最大功率所需

混合電推進(jìn)系統(tǒng)的另一個(gè)優(yōu)勢是，可以通過電動(dòng)部分進(jìn)行功率補(bǔ)償或給電能儲(chǔ)存系統(tǒng)充電，使得發(fā)動(dòng)機(jī)在整個(gè)飛行任務(wù)中都工作在最佳工況點(diǎn)，提高發(fā)動(dòng)機(jī)的熱效率。這樣的飛行模式選擇進(jìn)一步減少了發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)限制，使發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)不必受各種條件限制而可以追求發(fā)動(dòng)機(jī)的效率極限。

對于一款已有的發(fā)動(dòng)機(jī)，可以依據(jù)不同功率需求，通過電動(dòng)部分的設(shè)計(jì)來進(jìn)行功率匹配。與傳統(tǒng)動(dòng)力推進(jìn)系統(tǒng)中對發(fā)動(dòng)機(jī)和傳動(dòng)系統(tǒng)進(jìn)行改型相比，由于電動(dòng)部分部件采用模塊化設(shè)計(jì)，研制周期大大縮短。在混合電推進(jìn)系統(tǒng)中，一款發(fā)動(dòng)機(jī)可以通過電動(dòng)部分的多樣化設(shè)計(jì)而覆蓋很大范圍的功率需求，這可以快速拓寬混合電推進(jìn)系統(tǒng)的應(yīng)用領(lǐng)域。混合電推進(jìn)系統(tǒng)甚至可以在執(zhí)行非設(shè)計(jì)任務(wù)時(shí)，進(jìn)行飛行策略優(yōu)化，取下或加裝部分電池，在不同任務(wù)需求下都可以保持相對高的效率飛行。相比傳統(tǒng)動(dòng)力推進(jìn)系統(tǒng)來說，混合電推進(jìn)系統(tǒng)符合通航飛機(jī)多任務(wù)執(zhí)行和軍用飛行器多任務(wù)作戰(zhàn)需求的發(fā)展趨勢，具備更強(qiáng)的競爭力。同時(shí)，混合電推進(jìn)系統(tǒng)的模塊化設(shè)計(jì)概念使得飛行器更易于檢查和維修。飛行器動(dòng)力系統(tǒng)通過電控系統(tǒng)自檢，若發(fā)生故障可直接更換再進(jìn)行地面維修，不影響飛行器繼續(xù)執(zhí)行下次任務(wù)。

盡管混合電推進(jìn)的應(yīng)用前景十分廣闊，但在工程應(yīng)用中面臨的挑戰(zhàn)依然嚴(yán)峻。近年來，隨著混合電推進(jìn)系統(tǒng)研究逐步深入以及工程應(yīng)用的探索，研究人員開始注意到熱管理技術(shù)是混合電推進(jìn)技術(shù)中的重要瓶頸問題之一，熱管理系統(tǒng)的功耗和質(zhì)量將影響系統(tǒng)整體性能，同時(shí)熱管理系統(tǒng)的功效還決定了電池、電機(jī)的壽命和熱安全性。

熱管理系統(tǒng)模型的建立

在混合電推進(jìn)系統(tǒng)中，發(fā)動(dòng)機(jī)和電氣部件均有溫度控制需求。本文對發(fā)動(dòng)機(jī)熱管理系統(tǒng)的評(píng)估如傳統(tǒng)動(dòng)力系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)方法一樣，將發(fā)動(dòng)機(jī)熱管理的質(zhì)量模型和效率模型集成在發(fā)動(dòng)機(jī)模型中。本文所述熱管理系統(tǒng)模型，將只含電氣部件熱管理系統(tǒng)的質(zhì)量模型和效率模型。熱管理系統(tǒng)質(zhì)量模型是指電氣部件熱管理增加質(zhì)量的模型，效率模型是指在選定熱管理系統(tǒng)后滿足不同工況條件下熱管理需求時(shí)消耗電功率的模型。熱管理系統(tǒng)的目的是使得電氣部件保持其適宜工作溫度，在飛機(jī)的整個(gè)飛行任務(wù)過程中，不同時(shí)刻電氣部件的輸出功率和發(fā)熱功率不同，隨海拔高度的變化，冷端空氣的密度、溫度等也發(fā)生變化，因此無法用單點(diǎn)工況電功率消耗來模擬整個(gè)飛行任務(wù)下熱管理系統(tǒng)需求功耗的變化，而是需要模擬各時(shí)刻熱管理系統(tǒng)的電功耗。飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)初步總體設(shè)計(jì)方法要求較高的計(jì)算效率和較強(qiáng)的通用性，因此在保證精度要求條件下需要采用相對簡單的熱管理系統(tǒng)模型。

圖2 熱管理系統(tǒng)零維強(qiáng)制對流換熱模型

熱管理系統(tǒng)中常用冷卻方式有自然冷卻和強(qiáng)制冷卻兩種方式，強(qiáng)制冷卻包含油冷、水冷、風(fēng)冷等。本文所述電氣部件熱管理系統(tǒng)，電氣部件冷卻采用強(qiáng)制水冷方式，冷卻水的散熱采用強(qiáng)制風(fēng)冷方式。電池的適宜工作溫度低于電機(jī)、IGBT控制器的適宜工作溫度，因此在本文中分別對電池和其他電氣部件（發(fā)電機(jī)、IGBT控制器、電動(dòng)機(jī)）進(jìn)行散熱處理。為了提高計(jì)算效率，本文建立了零維強(qiáng)制對流換熱模型，如圖2所示。以電池為例，在工作過程中電池需要散熱，根據(jù)電池效率模型可以計(jì)算各時(shí)刻電池的需求散熱功率Q。為了保證電池的適宜工作溫度，首先通過強(qiáng)制水冷方式將熱量轉(zhuǎn)移給冷卻水，再通過強(qiáng)制風(fēng)冷方式將冷卻水中的熱量由空氣帶走。在穩(wěn)態(tài)工作條件下，強(qiáng)制水冷和強(qiáng)制風(fēng)冷需要帶走的熱量功率相等，均為電池在該工作時(shí)刻的需求散熱功率。熱管理系統(tǒng)質(zhì)量模型需要增加的質(zhì)量包含滿足電池或其他電氣部件散熱需求的強(qiáng)制水冷系統(tǒng)質(zhì)量和強(qiáng)制風(fēng)冷系統(tǒng)中冷卻風(fēng)扇的質(zhì)量。效率模型需要考慮強(qiáng)制水冷系統(tǒng)中水泵功耗和強(qiáng)制風(fēng)冷系統(tǒng)中風(fēng)扇功耗，由于前者與后者相比功率很小，為了提高計(jì)算效率，在效率模型中忽略水泵功耗，只計(jì)算冷卻風(fēng)扇電功耗。

純電動(dòng)汽車使用動(dòng)力電池作為能量來源，并通過熱管理系統(tǒng)保證電池正常工作。對部分電動(dòng)汽車的動(dòng)力電池水冷熱管理系統(tǒng)進(jìn)行統(tǒng)計(jì)發(fā)現(xiàn)，電池水冷熱管理系統(tǒng)質(zhì)量與動(dòng)力電池系統(tǒng)最大輸出功率近似呈正比，如圖3 所示，在本文計(jì)算中取該功率質(zhì)量比為0.75 kW/kg。電機(jī)和IGBT控制器的水冷熱管理系統(tǒng)質(zhì)量與需求散熱功率有關(guān)，在本文計(jì)算中取散熱功率質(zhì)量比為0.68 kW/kg。冷卻風(fēng)扇質(zhì)量與其消耗功率有關(guān)，在本文計(jì)算中消耗功率質(zhì)量比取為0.2 kW/kg。因此，熱管理系統(tǒng)質(zhì)量模型如下式所示

圖3 動(dòng)力電池最大輸出功率與水冷熱管理系統(tǒng)質(zhì)量的關(guān)系

熱管理系統(tǒng)效率模型無法采用單點(diǎn)工況模型，因?yàn)樵诓煌r下有不同的散熱功率需求和冷端空氣條件，因此需要針對不同時(shí)刻散熱需求Q，通過對流換熱系數(shù)在保證壁溫為設(shè)定值時(shí)求得空氣流量，進(jìn)而根據(jù)風(fēng)扇特性求得不同時(shí)刻下強(qiáng)制冷卻風(fēng)扇的電功耗P。熱管理系統(tǒng)效率模型為逆向模型，如圖4 所示。零維對流換熱模型的具體計(jì)算方式不在這里贅述。

依據(jù)該零維對流換熱模型，即可計(jì)算在不同工況下使得電池、發(fā)電機(jī)、IGBT控制器、電動(dòng)機(jī)在各自適宜工作溫度范圍內(nèi)正常工作所需的熱管理電功耗，將這一功率損失加入到動(dòng)力推進(jìn)系統(tǒng)中即可評(píng)估混合電推進(jìn)系統(tǒng)的實(shí)際功率需求，否則對系統(tǒng)的功率分析將產(chǎn)生一個(gè)系統(tǒng)誤差。若在總體設(shè)計(jì)時(shí)不考慮熱管理系統(tǒng)的質(zhì)量，將同樣產(chǎn)生一個(gè)系統(tǒng)誤差。兩個(gè)系統(tǒng)誤差的存在會(huì)使得混合電推進(jìn)系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)結(jié)果較為理想，從而無法真實(shí)反映系統(tǒng)的初步總體設(shè)計(jì)結(jié)果，無法對后續(xù)進(jìn)行的系統(tǒng)及部件詳細(xì)設(shè)計(jì)提供有效指導(dǎo)。

熱管理對分布式串聯(lián)混合電推進(jìn)系統(tǒng)總體性能的影響

圖4 熱管理系統(tǒng)逆向效率模型

本文主要基于一款由重慶恩斯特龍通用航空技術(shù)研究院和南京航空航天大學(xué)共同研發(fā)的固定翼飛機(jī)CG231，將其動(dòng)力推進(jìn)系統(tǒng)改為分布式串聯(lián)混合電推進(jìn)系統(tǒng)開展熱管理性能的影響評(píng)估。該聯(lián)合研發(fā)項(xiàng)目于2016 年8 月開始，目前已進(jìn)入型號(hào)合格審定階段。分布式串聯(lián)混合電推進(jìn)系統(tǒng)構(gòu)型如圖5所示。

熱管理對總體設(shè)計(jì)結(jié)果的影響

在分布式串聯(lián)混合電推進(jìn)系統(tǒng)中，發(fā)動(dòng)機(jī)自身含熱管理系統(tǒng)，須額外考慮發(fā)電機(jī)、IGBT控制器、電動(dòng)機(jī)、電池等電氣部件的熱管理系統(tǒng)對總體設(shè)計(jì)結(jié)果的影響。從初步總體設(shè)計(jì)的角度出發(fā)，熱管理系統(tǒng)的影響主要有兩個(gè)方面：一是電氣部件熱管理系統(tǒng)的質(zhì)量會(huì)增加飛機(jī)的最大起飛質(zhì)量，飛機(jī)的需求功率增加；二是為保證電氣部件正常工作，熱管理系統(tǒng)會(huì)消耗部分電功率，飛機(jī)的需求功率由推進(jìn)功率和熱管理系統(tǒng)消耗功率兩部分組成，需求功率進(jìn)一步增加。因此，若在混合電推進(jìn)系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)中不考慮熱管理系統(tǒng)，會(huì)使得總體設(shè)計(jì)結(jié)果更加理想，但與飛機(jī)的實(shí)際總體結(jié)果偏差較大。

圖5 分布式串聯(lián)混合電推進(jìn)系統(tǒng)示意圖

表2展示了在總體設(shè)計(jì)中是否考慮熱管理系統(tǒng)帶來的總體設(shè)計(jì)結(jié)果的區(qū)別。計(jì)算模型均采用前文所述分布式串聯(lián)混合電推進(jìn)系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)模型，不考慮熱管理系統(tǒng)的算例1和算例3 將模型中熱管理電功耗和電氣部件熱管理系統(tǒng)均取為0。4個(gè)算例的設(shè)計(jì)航程均為1616 km，有效載荷均為355 kg，巡航速度均為250 km/h，其他系統(tǒng)質(zhì)量占比均為0.35。4 個(gè)算例的其他關(guān)鍵輸入?yún)?shù)和設(shè)計(jì)結(jié)果在表2中顯示。

從表2中可以得到，當(dāng)分布式電推進(jìn)（DEP） 系數(shù)（分布式推進(jìn)的飛行器升阻比/原飛行器升阻比）為1 時(shí)，若不考慮熱管理系統(tǒng)，最大起飛質(zhì)量、攜帶燃油量、內(nèi)燃機(jī)選型功率將分別降低33.8%、36.8%、37.1%；當(dāng)DEP系數(shù)為1.4 時(shí)，不考慮熱管理系統(tǒng)時(shí)上述3個(gè)總體設(shè)計(jì)結(jié)果關(guān)鍵參數(shù)將分別降低19.4%、23.6%、23.4%。這一較大差距是因?yàn)榭紤]熱管理系統(tǒng)之后，熱管理系統(tǒng)的質(zhì)量和運(yùn)行過程中的電功率消耗都增加了飛機(jī)的需求功率，二者產(chǎn)生疊加效應(yīng)，使得總體設(shè)計(jì)結(jié)果的偏差進(jìn)一步增大。在初步總體設(shè)計(jì)中出現(xiàn)如此大的系統(tǒng)誤差是不可接受的，將會(huì)嚴(yán)重誤導(dǎo)后續(xù)各系統(tǒng)和部件的具體選型設(shè)計(jì)，這樣的初步總體設(shè)計(jì)方法是無效的。因此在總體設(shè)計(jì)時(shí)必須考慮熱管理系統(tǒng)對總體設(shè)計(jì)結(jié)果的影響。

熱管理系統(tǒng)工況選取標(biāo)準(zhǔn)

圖6展示了表2中算例2 熱管理系統(tǒng)功耗占比的計(jì)算結(jié)果。橫坐標(biāo)是該算例中飛機(jī)的飛行時(shí)間，縱坐標(biāo)熱管理系統(tǒng)功耗占比是指各飛行時(shí)刻下熱管理系統(tǒng)消耗電功率與該時(shí)刻IGBT 總輸出功率的百分比。為了方便觀察，對橫坐標(biāo)進(jìn)行了非均勻化處理，橫坐標(biāo)上的3個(gè)時(shí)刻分別表示起飛階段結(jié)束、爬升階段結(jié)束和巡航階段結(jié)束的時(shí)間。從圖中可以看到，起飛階段熱管理功耗占比不變，在該算例中為8.25%；在爬升初始階段熱管理功耗占比出現(xiàn)最大值8.38%，此后該比值隨爬升高度的上升而降低，爬升結(jié)束時(shí)出現(xiàn)最小值4.57%；在巡航階段熱管理功耗占比逐漸增加，但變化幅度很小，變化范圍為4.57%～4.64%。對表3 中算例4 的熱管理系統(tǒng)功耗進(jìn)行相同處理，可以得到同樣變化趨勢的曲線，對應(yīng)的數(shù)值分別為7.96%、8.11%、5.02%、5.02%～5.38%。

表2 熱管理系統(tǒng)對總體設(shè)計(jì)結(jié)果的影響

圖6 飛行過程中熱管理系統(tǒng)的功耗占比

表3 各飛行階段熱管理功耗占比參考范圍

其他算例也可以得到具有相同變化趨勢和相近數(shù)值結(jié)果的熱管理系統(tǒng)功耗占比隨飛行時(shí)間變化的曲線。在允許犧牲一定熱管理系統(tǒng)精度影響而追求提高計(jì)算效率的條件下，可以利用上述結(jié)果對總體設(shè)計(jì)模型進(jìn)行簡化計(jì)算。在每一時(shí)間段中計(jì)算熱管理系統(tǒng)功耗占比時(shí)，不通過迭代方式計(jì)算，而是在不同飛行階段中將熱管理系統(tǒng)的功率消耗作為動(dòng)力推進(jìn)系統(tǒng)在IGBT控制器輸出時(shí)的損耗進(jìn)行計(jì)算，將熱管理系統(tǒng)功耗占比等價(jià)于IGBT控制器的效率損失，可得到近似的最終結(jié)果。不同飛行階段熱管理系統(tǒng)功耗占比的取值可參考表3。其中，可通過起飛階段的最大功率需求和熱管理系統(tǒng)功耗占比進(jìn)行熱管理系統(tǒng)的部件選型；爬升階段的熱管理系統(tǒng)功耗占比可近似看作線性變化，可以取爬升階段的最大值與最小值的平均值來作為爬升階段各時(shí)間段的熱管理系統(tǒng)功耗占比；巡航階段與爬升階段可用相同方式進(jìn)行處理。

熱管理對分布式串聯(lián)混合電推進(jìn)系統(tǒng)性能的參數(shù)敏感性分析

基于表2中的算例4，開展熱管理對混合電推進(jìn)系統(tǒng)性能影響的參數(shù)敏感性分析。熱管理系統(tǒng)的功耗和質(zhì)量對油耗均為負(fù)收益，圖7 和圖8分別給出了這兩個(gè)因素的參數(shù)敏感性分析結(jié)果。為了方便比較，選取完成相同任務(wù)要求時(shí)的燃油消耗量作為比較對象。

從圖中可以看到，當(dāng)熱管理系統(tǒng)功耗降低時(shí)，燃油消耗量減小，且二者為線性變化；當(dāng)熱管理系統(tǒng)質(zhì)量減小時(shí)，燃油消耗量也減小，二者呈近似線性，變化系數(shù)減小時(shí)燃油消耗量的降幅略微減小?？傮w設(shè)計(jì)結(jié)果對熱管理系統(tǒng)質(zhì)量更為敏感，當(dāng)熱管理系統(tǒng)功耗降低為基準(zhǔn)水平的40%時(shí)，油耗降低4.46%；而當(dāng)熱管理系統(tǒng)質(zhì)量降低為基準(zhǔn)水平的40%時(shí)，油耗可降低10.22%。

圖7 燃油消耗量與熱管理系統(tǒng)功耗的關(guān)系

圖8 燃油消耗量與熱管理系統(tǒng)質(zhì)量的關(guān)系

因此，進(jìn)行熱管理系統(tǒng)設(shè)計(jì)的目標(biāo)是同時(shí)降低熱管理系統(tǒng)的功耗和質(zhì)量，工作可側(cè)重于熱管理系統(tǒng)的輕量化設(shè)計(jì)。在本文所用計(jì)算模型中，冷卻風(fēng)由冷卻風(fēng)扇提供，在進(jìn)行熱管理系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，可考慮從機(jī)體外引入高速氣流對動(dòng)力推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行冷卻，既可以降低熱管理系統(tǒng)的功耗，又能減輕冷卻風(fēng)扇的總質(zhì)量，但需要考慮從外流中引入空氣對于整機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)的影響。

結(jié)束語

隨著混合電推進(jìn)系統(tǒng)研究逐步深入以及工程應(yīng)用的探索，熱管理技術(shù)逐漸成為航空混合電推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)中的重要瓶頸問題，熱管理系統(tǒng)的功耗和質(zhì)量將影響系統(tǒng)整體性能，同時(shí)熱管理系統(tǒng)的功效還決定了電池、電機(jī)的壽命和熱安全性。

本文建立了熱管理系統(tǒng)的零維強(qiáng)制對流換熱模型，并應(yīng)用于一款在研的分布式混合電推進(jìn)通航飛機(jī)上，對其開展了熱管理對系統(tǒng)性能的影響評(píng)估。在分布式串聯(lián)混合電推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，如果不考慮電氣系統(tǒng)熱管理，飛行器最大起飛質(zhì)量、攜帶燃油量、內(nèi)燃機(jī)選型功率將產(chǎn)生20%～30%的誤差；當(dāng)熱管理系統(tǒng)功耗和質(zhì)量降低時(shí)，可減少燃油消耗量減小，其中質(zhì)量因素影響更為顯著；當(dāng)熱管理系統(tǒng)質(zhì)量降低為當(dāng)前基準(zhǔn)水平的40%時(shí)，油耗可降低10.22%。因此，熱管理系統(tǒng)的輕量化將有效提升混合電推進(jìn)系統(tǒng)性能。