在先进机载电子设备和定向能武器的驱动下，现代战斗机的机载热负荷正从千瓦级攀升至兆瓦级[1], [2], [3]。因此，此前仅在超声速飞行中才会遇到的严重热管理问题，如今在超声速甚至亚声速飞行器中也日益普遍。由于冲压空气系统受到气动损失和隐身性能的严重制约，燃油已成为机载废热的最主要热沉[2]。为有效利用这一热容量，燃油热管理系统已得到广泛研究。
现有燃油热管理系统研究主要聚焦于三个维度：拓扑结构、控制策略和燃油稳定性。在拓扑优化方面，相关研究通过改变系统布局——包括多油箱配置[4], [5], [6]、多燃油回流支路设计[7], [8]以及级联热沉利用[9]——有效提升了燃油的吸热能力，进而增强了飞机的热耐受性。在控制策略方面，研究主要通过优化算法制定实时控制律，以在整个飞行任务中实现全面最优性能[10], [11], [12]。在燃油稳定性方面，研究主要集中于提高燃油结焦温度，从而直接扩展燃油热沉容量[2]。尽管这些优化措施能缓解温升，但仅依赖燃油固有的热容量无法满足长航时任务的严苛冷却需求[1]。一旦燃油温度达到结焦极限，飞机即被视为达到其热耐受极限[13]。事实上，许多先进战斗机的作战航时目前已受热限制而非燃油容量的制约。因此，寻找新的可用热沉至关重要[14]。
在潜在冷源中，推进系统的旁通气流提供了理想的、高容量热沉，且不会因引气而产生额外阻力[2]。例如，AL-31F是首款利用旁通气流作为热沉的服役发动机，其在旁通道内安装了蛇管换热器[15]。虽然旁通道换热器的传热和压降特性已有广泛研究[16], [17], [18], [19]，但其系统级应用主要针对冷却空气（CCA）和空气循环系统（ACS）。大量CCA技术研究表明，该技术可通过提高涡轮进口温度和压比来改善循环效率，但并不有助于提升全机热耐受性[20], [21], [22], [23]。在ACS集成方面，Zhuang等人[24]和Clark[25]探索了将ACS与涡扇发动机旁通气流耦合以实现散热。此外，Clark[26]将该架构扩展到ACE，证明ACE第三股气流相比传统涡扇发动机具有更优越的冷却潜力。然而，该研究中旁通道换热器的传热效率被简化为常数，这限制了对其在不同飞行条件下性能的全面评估。尽管取得了这些进展，利用旁通气流冷却燃油的研究仍显不足[27]。这一研究空白主要归因于燃油与传统涡扇发动机旁通气流之间的温差较小，从而限制了冷却效果。此外，现有系统中的换热器大多以被动方式工作，这意味着其散热能力严格受发动机循环条件约束，难以进行主动调节。
自适应循环发动机（ACE）解决了上述限制。其第三股气流仅流经风扇，形成的热沉温度显著低于涡扇发动机旁通气流[26]。重要的是，ACE变循环技术实现了对第三股气流质量和温度的主动控制[28], [29], [30]。虽然ACE变循环控制律已有充分研究[31], [32], [33], [34]，但现有策略主要关注气动性能[35], [36]，很少有方法将飞机热耐受性优化纳入考量。近期，Matuschek等人[37]证明通过优化变循环可以增强冷却能力。然而，其研究主要集中于单一稳态工作点的单目标优化。
根据文献综述，现有研究存在以下局限性。首先，旁通气流的利用目前主要关注热耗散需求有限的子系统，如CCA和ACS，而非燃油系统。然而，由于燃油是飞机最大的热沉，将其巨大的热容量与ACE第三股气流的低温相结合，值得深入研究以克服全机热饱和问题。其次，当前研究主要针对传统涡扇发动机，对ACE第三股热沉的定量研究较少。最后，现有ACE控制策略尚未将飞机热耐受性纳入多目标优化框架。
为弥补这些不足，本研究提出了一种将燃油热管理系统与ACE第三股气流耦合的新型集成热管理架构。为研究该架构的性能，通过耦合ACE、FTMS和BDHE的成熟且已验证的子系统建模方法，建立了系统级集成仿真模型。此外，设计了ACE主动变循环控制策略以动态调整冷却能力。与传统方法不同，本研究将热耐受性和发动机性能纳入多目标优化框架。通过使不同任务要求下能够进行灵活权衡，本研究验证了利用ACE变循环技术进行热管理的有效性。因此，它为未来高热负荷战斗机设计提供了一种高度适应性的决策范式。
