方 淳，巨亞鴿，李 巍，譚 博

（1.航空工業(yè)第一飛機設(shè)計研究院，陜西 西安 710089；2.西安工業(yè)大學(xué) 電子信息學(xué)院，陜西 西安 710021）

為降低當(dāng)前商業(yè)客機飛行的燃油消耗、氮氧化合物排放和運營成本，2008 年美國國家航空航天局（NASA）針對亞音速客機提出了三階段性能目標(biāo)（N+1、N+2、N+3）[1]，于2035 年前后將商業(yè)客機的飛行噪聲降低71 dB，將氮氧化合物排放量降低80%，將燃料消耗降低70%。同時期，歐盟也提出未來亞音速客機計劃，其性能提升目標(biāo)以2000年技術(shù)水平為基準(zhǔn)，將于2050年前實現(xiàn)減少75%的二氧化碳排放、90%氮氧化合物排放和降低65%的噪聲等級[2]。

截止至2019年，新型客機如波音787、737MAX 和空客A350、A320neo 由于采用新型渦扇發(fā)動機、機翼、復(fù)合材料和相關(guān)多電技術(shù)，其環(huán)保經(jīng)濟性已接近NASA 制定的N+1 目標(biāo)，但離N+3 仍有相當(dāng)大的距離。對此，美國與歐盟又相繼制定了航空電力推進技術(shù)發(fā)展規(guī)劃，在N+1階段和N+3階段之間對化石燃料發(fā)動機技術(shù)發(fā)展進行支撐，并最終以電力推進飛機（Electrified aircraft propulsion，EAP）的形式代替現(xiàn)有布萊頓循環(huán)發(fā)動機的飛機動力技術(shù)。電力推進飛機通過電動機驅(qū)動涵道式扇葉、螺旋槳產(chǎn)生推力，電能被直接轉(zhuǎn)化為機械能，能量轉(zhuǎn)換過程可控程度和效率都高于常規(guī)渦扇發(fā)動機。目前燃氣渦輪發(fā)動機熱效率約為40%，而大功率驅(qū)動電機的效率可以達到90%以上[3]。

針對未來商用飛機的電力推進系統(tǒng)需求，NASA聯(lián)合高校和企業(yè)基于1 000 V機載電網(wǎng)電壓等級開展了兆瓦級的電機[4]和電力變換器研究[5]，其關(guān)注的重點包括推進電機的電磁方案設(shè)計[6]、新型儲能設(shè)備[7]、功率變換設(shè)備和傳輸大功率電力的線纜系統(tǒng)[8]。相比渦扇發(fā)動機領(lǐng)域與國外的巨大差距，中國在特高壓輸配電[9-11]、船用混合電力推進[12-15]、高鐵電力牽引[16-19]等方面具有國際領(lǐng)先的技術(shù)、制造工藝和成熟的工程實踐經(jīng)驗，使得中國航空電力推進技術(shù)在研發(fā)伊始便具有良好的技術(shù)和工業(yè)基礎(chǔ)。

本文將討論美國、歐洲主流航空電力推進構(gòu)型方案，梳理飛機級和系統(tǒng)級的關(guān)鍵技術(shù)，分析其對航空電源、電機、功率變換器、大功率電網(wǎng)的新需求，為航空電力推進技術(shù)發(fā)展提供參考。

1 電力推進動力構(gòu)型

電力推進飛機采用電能作為推進動力的能源，電能從產(chǎn)生經(jīng)電力變換傳輸?shù)接秒娯?fù)載終端，能量傳遞路徑包括電源、AC/DC與DC/AC功率變換器、電機與減速器、螺旋槳或涵道槳等。

主流電力推進技術(shù)包括純電力推進和混合電力推進。純電力推進的電能來自于電儲能設(shè)備如鋰離子電池和燃料電池，而混合電力推進的電力則由化石燃料發(fā)動機帶動發(fā)動機運行產(chǎn)生?；旌想娏ν七M根據(jù)發(fā)動機推力產(chǎn)生形式細分為部分渦輪電力推進構(gòu)型（Partial turboelectric）和并聯(lián)混動構(gòu)型（Parallel hybrid）。部分渦輪電力推進構(gòu)型的發(fā)動機和電動機驅(qū)動不同槳葉，同時生成推力。并聯(lián)混動構(gòu)型的渦扇發(fā)動機和電動機同軸驅(qū)動槳葉產(chǎn)生推力。構(gòu)型示意圖如圖1所示。

圖1 電力推進飛機動力構(gòu)型[1]Figure 1 EAP power train configuration[1]

國外主要電力推進飛機概念的電力推進規(guī)格如表1所示。

電力推進飛機動力布局主要基于傳統(tǒng)筒形機身和翼身融合機身設(shè)計。筒形機身構(gòu)型又根據(jù)機翼結(jié)構(gòu)分為常規(guī)機翼、斜撐機翼和分離翼，以NASA STARC-ABL 和空客E-fan X 為代表。NASA STARC-ABL 基于波音737-700的傳統(tǒng)筒形機身改裝，采用尾部邊界層電力推進和升高的T型尾翼[20]?？湛虴-fan X電力推進飛機基于BAE 146 RJ100平臺，為2臺渦扇和2臺推進電機的混動結(jié)構(gòu)。采用AE2100燃氣渦輪原動機帶動2.5 MW發(fā)電機，驅(qū)動輸出功率為2 MW的推進電機。

表1 國外大型電力推進飛機主要架構(gòu)Table 1 EAP configurations

翼身融合的飛翼式布局特殊的升力特性，使其在采用相同動力配置時所消耗的燃料較少。翼身融合飛翼式布局的扁平結(jié)構(gòu)[21]適宜采用分布式電力推進動力，由一組功率相對較小的推進電機代替單個兆瓦級大功率推進電機，通過調(diào)節(jié)分布式推進系統(tǒng)中個別位置電機的輸出功率，實現(xiàn)推力矢量控制和調(diào)整飛行姿態(tài)的目的。電力推進翼身融合機型以NASA N3-X概念飛機為代表。

2 飛機級關(guān)鍵技術(shù)

2.1 高壓能量架構(gòu)技術(shù)

目前大多數(shù)大型飛機的供電系統(tǒng)功率為500 kVA以下，電壓為直流270 V和交流恒頻/變頻115 V。為配合大型電力推進飛機數(shù)兆瓦以上的功率需求，需要提高電壓等級，減小電網(wǎng)線纜電流，降低配電網(wǎng)絡(luò)重量[22-23]。主流大型客機與大型電力推進飛機的發(fā)電系統(tǒng)容量和電壓等級比較如表2所示。

表2 主流渦扇客機和電力推進飛機電力系統(tǒng)比較Table 2 Comparison of the power systems of EPA and TFPA

波音787由2臺發(fā)動機驅(qū)動4臺主發(fā)電機，發(fā)電容量達到1 MW。為降低電網(wǎng)重量，其交直流電壓分別增加增加到230 VAC 和540 VDC?？湛虯350電力系統(tǒng)交流電壓同樣采用230 V，發(fā)電容量550 kVA?；诓ㄒ?37-700 的STARC-ABL 電力推進飛機發(fā)電容量為2.4 MW，供電電壓為2 400 V。N3-X 發(fā)電容量為50 MW，電壓達到7 500 V。并聯(lián)式供電架構(gòu)因能夠最大程度釋放發(fā)電機的綜合功效而得到青睞，如圖2所示。

圖2 并聯(lián)式渦輪電力推進客機供電架構(gòu)Figure 2 Power grid of parallel hybrid turboelectric

發(fā)動機帶動發(fā)電機，產(chǎn)生的高壓變頻交流電經(jīng)過主功率變換器變?yōu)槌邏褐鲄R流條供電，主匯流條再通過次一級功率變換器向次一級交直流匯流條供電。

電能經(jīng)過匯流條和各功率線路傳輸，線纜的功率損耗等于電流有效值平方與電阻乘積。相同功率下，輸電電壓等級越高，電流越小，線纜重量也越輕。輸電電壓等級與線纜的關(guān)系如表3所示。

表3 電壓等級與導(dǎo)線參數(shù)關(guān)系Table 3 Relationship between voltage level and wire parameters

表3數(shù)據(jù)是理想物理特性導(dǎo)線的計算結(jié)果，進一步考慮導(dǎo)線對發(fā)熱的承受能力，基于導(dǎo)線長期發(fā)熱工作狀態(tài)，引入導(dǎo)線允許電流密度

式中，β為導(dǎo)線表面向周圍介質(zhì)散熱的系數(shù)，τg為允許溫升，ρ為導(dǎo)線電阻率，d為導(dǎo)線直徑。

修正得到的超高壓供電導(dǎo)線重量大于1/k2，但仍遠低于普通供電電壓下的導(dǎo)線重量。提高電網(wǎng)電壓等級降低了供電線纜重量，但增加了功率變換器的濾波重量和高頻損耗[24]，同時還需重視高空環(huán)境對于超高壓電氣設(shè)備絕緣的特殊影響[25]。

2.2 綜合熱管理技術(shù)

自上世紀(jì)80年代開始，美國空軍開啟了一系列飛行器熱管理技術(shù)研[26-28]，先后提出了將JP8+100燃油作為熱沉的熱油箱計劃、飛行器綜合管理技術(shù)（INVENT）計劃和能量優(yōu)化飛機（EOA）計劃，從單一的系統(tǒng)散熱能力增強方法發(fā)展到系統(tǒng)的能量綜合與優(yōu)化方法。大型電力推進飛機總廢熱將高達數(shù)百千瓦乃至兆瓦級，遠超常規(guī)動力飛機。廢熱的增長要求其熱管理系統(tǒng)具備更高效的全機層面能量傳遞架構(gòu)、更智能的能源分配策略和更有效的散熱措施。由于自然散熱和風(fēng)冷散熱在大功率負(fù)載和高空環(huán)境下性能下降明顯，液冷、低溫技術(shù)將成為電力推進飛機熱管理系統(tǒng)散熱的研究重點。

2.3 全機健康管理技術(shù)

電力推進飛機的機載電氣設(shè)備數(shù)量較多，功率等級越來越大，這就要求系統(tǒng)的健康管理不僅包括常規(guī)自檢測（Built-in Test，BIT）項目和故障檢測，還要通過對電機、電池和功率變換器核心參數(shù)的檢測與提取實現(xiàn)涵蓋故障檢測和壽命預(yù)測的健康管理[29]。機載設(shè)備健康管理系統(tǒng)首先需要進行故障風(fēng)險分析（Fault Haz?ard Analysis，F(xiàn)HA）和故障模式影響與危害性分析（Failure Mode and Criticality Analysis，F(xiàn)MECA）。通過離線建立故障樹目錄；再利用深度學(xué)習(xí)等人工智能方法建立故障與表征變量間的推理關(guān)系，在檢測到異常信號后通過數(shù)據(jù)推理得到可能的故障分布；最后根據(jù)故障程度進行隔離措施，并計算相關(guān)系統(tǒng)剩余運行壽命。系統(tǒng)健康管理流程如圖3所示。

圖3 系統(tǒng)健康管理流程圖Figure 3 Process flow chart of systematic health management

全機的健康管理離不開飛參、通信狀況、機載設(shè)備BIT和故障信息等飛行數(shù)據(jù)的支持[30]。機載設(shè)備健康管理系統(tǒng)研發(fā)流程如圖4所示。在離線分析基礎(chǔ)上，機載設(shè)備成品和器件廠商需要通過實驗加速老化運行設(shè)備，搜集大量模擬飛行工況下的負(fù)載運行數(shù)據(jù)，先期形成故障數(shù)據(jù)基本庫，結(jié)合實際飛參數(shù)據(jù)，持續(xù)修正數(shù)據(jù)庫，提升診斷和預(yù)測精度，降低虛警率。

圖4 系統(tǒng)健康管理系統(tǒng)研發(fā)流程圖Figure 4 Process flow chart of systematic health management

電池性能隨著溫度和充放電循環(huán)次數(shù)的增加而變化，傳統(tǒng)電路等效方法無法直觀描述其特性和準(zhǔn)確估計電池SOC和故障狀態(tài)，呈現(xiàn)非線性特性。目前，學(xué)界主要研究電池電化學(xué)層的物理模型[31]，建立電池內(nèi)部流力場、熱場、電化學(xué)場模型，通過強耦合物理場模型實現(xiàn)精確的SOC 估計和單個電池單元的故障參數(shù)提取。針對電池?zé)崾Э兀═hermal Runaway）故障，NASA采用防火材料分割電池組單元，以避免單一鋰電池單元熱失控時危及臨近單元造成電池大規(guī)模連鎖反應(yīng)故障。

2.4 大功率地面集成演示驗證技術(shù)

飛機級大功率地面綜合演示驗證技術(shù)是驗證技術(shù)成熟度的關(guān)鍵一環(huán)[32]，銜接著系統(tǒng)級驗證與飛行演示驗證，可以大幅降低飛行試驗中可能出現(xiàn)的系統(tǒng)設(shè)計問題和故障發(fā)生概率。NASA牽頭校企聯(lián)合研制的電動機和功率變換器在各自完成原理樣機演示試驗驗證后，被集成到位于俄亥俄州的Glenn研究中心的電動飛機試驗臺（NASA′s Electric Aircraft Test bed，NEAT）進行聯(lián)試[33]。NEAT最大設(shè)計功率為24 MW，最高設(shè)計電壓為4 500 V，可完成100座以上單通道飛機全尺寸動力裝置6級技術(shù)成熟度的試驗。實驗室建設(shè)的核心在于開放式的兆瓦級發(fā)電-配電-用電負(fù)載驗證平臺、循環(huán)液冷設(shè)備以及真空高低溫室，可以驗證高空低氧環(huán)境下高壓設(shè)備的電氣現(xiàn)象和環(huán)境適應(yīng)性。

3 系統(tǒng)級關(guān)鍵技術(shù)

3.1 電源技術(shù)

電力推進飛機中，電源的性能和效率直接關(guān)系到飛行性能[34]。電力推進飛機目前可用的電源主要包括發(fā)電機、燃料電池[35]和電池類儲能設(shè)備。鋰離子電池能量密度目前為200 wh/kg[36]，遠低于航空燃油的能量密度（12 000.0 wh/kg），僅能滿足10座以內(nèi)小型電動飛機城市短距飛行需要。100座以上的大型電力推進飛機的主電源系統(tǒng)一般采用燃氣渦輪發(fā)電機，其優(yōu)點在于燃氣輪機作為原動機可以穩(wěn)定維持效率較高的輸出。

燃料電池也是目前航空電源研究的熱點[37]。燃料電池動態(tài)響應(yīng)較慢，起動瞬間或負(fù)載增加由高功率密度儲能設(shè)備提供瞬間大功率；巡航狀態(tài)下由燃料電池提供負(fù)載需要能源，同時給電池充電。燃料電池輸出電壓隨著電流增加而減小，在負(fù)載動態(tài)變化時燃料電池輸出效率較低，因此需要將燃料電池的輸出電流控制在一定范圍內(nèi)[38]，提高能源轉(zhuǎn)換效率，增加航程。

航空儲能設(shè)備主要包括超級電容、蓄電池。超級電容功率密度大，動態(tài)性能好；蓄電池能量密度較電容高，但功率密度低，而兩者的能量密度均遠低于航空燃油。為提升儲能設(shè)備能量密度，在研發(fā)新型儲能材料的同時，歐盟“潔凈天空”計劃[39]的未來民用飛機的結(jié)構(gòu)動力復(fù)合材料項目正在評估和驗證利用復(fù)合材料將儲能集成到機身層壓結(jié)構(gòu)的技術(shù)，該項目研究重點包括機身結(jié)構(gòu)超級電容、機身結(jié)構(gòu)電池和基于結(jié)構(gòu)的能量收集。

3.2 高效推進電機

推進電機的研究包括電機本體和控制兩方面。推進電機轉(zhuǎn)子表面線速度接近亞音速，使電機氣隙處空氣阻力增加，需要研究空氣密度變化對電機負(fù)載特性的影響以及磁性材料的電、磁、熱、機械強度四性耦合關(guān)系[40]。分布式控制可解決控制結(jié)構(gòu)的單元化和通用化，增強故障發(fā)生時的控制與功率回路的實時重構(gòu)能力，提升電力推進系統(tǒng)的冗余和可靠性。分布式推進電機工作角色不同產(chǎn)生的驅(qū)動力不同，應(yīng)根據(jù)實際飛行剖面研究分布式動力分配模式[41]。

NASA為EAP推進電機項目制定的功率重量比目標(biāo)為16.0 kW/kg，效率目標(biāo)為99%。伊利諾伊大學(xué)[42]、俄亥俄州立大學(xué)[43]、NASA Glenn 研究中心[44]分別研制了兆瓦級功率樣機并進行了地面演示驗證，電機樣機主要參數(shù)如表4所示。

表4 推進電機主要參數(shù)Table 4 Parameters of EAP motors

電機尺寸與性能參數(shù)之間的關(guān)系[45]可表示為

式中，D為電機轉(zhuǎn)子外徑，l為轉(zhuǎn)子長度，α為磁極極弧系數(shù)，A為電負(fù)荷，Bδ為磁負(fù)荷，P′為計算電磁功率，n為電機轉(zhuǎn)速。由式（2）可知，當(dāng)功率和電機繞組形式一定時，提升電機轉(zhuǎn)速和電磁負(fù)荷，可以有效降低電機尺寸。表4數(shù)據(jù)解讀顯示，伊利諾伊大學(xué)的永磁電機方案設(shè)計轉(zhuǎn)速為18 000 rpm，通過提升轉(zhuǎn)速來縮小電機體積重量。俄亥俄州立大學(xué)的感應(yīng)電機采用環(huán)形力矩電磁設(shè)計方案，通過去除減速機構(gòu)直驅(qū)螺旋槳的方式簡化電驅(qū)動系統(tǒng)，提升可靠性。上述兩種方案均采用液冷散熱。Glenn中心方案采用超導(dǎo)材料大幅提升了電負(fù)荷，使功重比達到16.0 kW/kg。

3.3 大容量功率變換技術(shù)

功率變換器將電源輸出的電能轉(zhuǎn)變?yōu)閯恿?、航電、機電和飛控系統(tǒng)所需的其它功率等級電能，是電力推進飛機中的關(guān)鍵系統(tǒng)[46-47]。功率變換器研究重點包括提升效率、可靠性和降低損耗。為達成功率變換器的高可靠性，需要研究高空環(huán)境下功率器件和無源器件的故障發(fā)生機理，建立故障機理物理模型和觀測策略，實時檢測并向上位機返回器件級工作狀態(tài)，形成健康狀態(tài)檢測閉環(huán)；依據(jù)可靠性設(shè)計指標(biāo)進行器件選型、拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)設(shè)計以及熱管理設(shè)計。

美國通用電氣公司（GE）基于碳化硅金氧半場效晶體管（Silicon Carbide Metal-Oxide-Semiconductor Field-Effect Transistor，SiC MOSFET），研制了2 400 V 直流電壓下輸出功率達到1 MW 的三相全橋功率變換器[48]，采用液冷散熱，基波頻率范圍為1～3 kHz，功率密度達19 kW/kg，運行效率高達99%。波音公司正在開發(fā)的500 kW新型功率變換器采用SiC MOSFET，在1 000 V電壓等級下通過兩臺并聯(lián)工作來傳輸1 MW電功率，其完整負(fù)載樣機擬采用低溫液氮冷卻[49]。

3.4 新型器件與材料

硅基功率開關(guān)器件如絕緣柵雙極型晶體管（Insulated Gate Bipolar Transistor，IGBT）、MOSFET 由于優(yōu)秀的通斷和可控特性，在船用電力推進、高鐵電力推進和城市電網(wǎng)領(lǐng)域等高壓電力領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用。但在航空電力推進方面，現(xiàn)有硅基器件面臨著低損耗和小體積的雙重要求。對此，國外主機廠和供應(yīng)商提出采用基于SiC功率器件作為大型電力推進飛機功率變換的物理承載，如GE的大功率原理樣機。與現(xiàn)有硅基功率器件相比，SiC MOSFET 效率高（97%～98%），工作溫度高（≮150 ℃），耐壓高（＞1 200 V），電流密度高（＞700 A/cm2），開關(guān)頻率高（＞20 kHz）。功率變換設(shè)備采用SiC可有效降低損耗，從而降低設(shè)備體積重量和對散熱系統(tǒng)的要求。目前，SiC MOSFET廠商主要包括美國科銳公司（Cree）、日本羅姆公司（Rohm）和意法半導(dǎo)體（SGS-THOMSON Microelectronics）等。國內(nèi)方面廠商主要包括中國電科集團、中車時代電氣股份有限公司、泰科天潤公司、天科合達公司等。

絕緣材料是大型電力推進飛機兆瓦級電力系統(tǒng)的另一關(guān)鍵基礎(chǔ)技術(shù)，機載電網(wǎng)線纜絕緣失效的原因主要有：（1）電暈放電，包括材料老化、碳化失效[50]、臭氧生成導(dǎo)致材料降級；（2）高空、高電壓和高頻導(dǎo)致電氣與溫度應(yīng)力增加[51]；（3）熱循環(huán)組合的系統(tǒng)工作溫度可能導(dǎo)致溫度降級。為解決航空高壓絕緣問題，業(yè)界提出了基于PET（聚乙烯）、PTFE（聚四氟乙烯）和PFA（全氟烷氧基）等材料的多層絕緣方案，NASA提出了基于多聚物的多層絕緣架構(gòu)（MMEI）[52]，將實驗室絕緣擊穿電壓提升到40 kV以上，可用于兆瓦級電力推進系統(tǒng)的主匯流條，同時降低了絕緣層厚度86.3%，降低了電網(wǎng)重量，但上述方案的高空環(huán)境適應(yīng)性和耐久性仍需檢驗[53]。

4 展望

航空電力推進技術(shù)將統(tǒng)一機載能源形式，實現(xiàn)全機能量高度可控，大幅提升飛機能量的整體利用效率，減少排放降低飛行噪音，是未來航空全電化的高級階段與標(biāo)志，也是先進電氣、控制、材料、芯片等高新技術(shù)的集中體現(xiàn)。為促進航空電力推進技術(shù)更好發(fā)展，在國家綠色航空戰(zhàn)略與政策的支持引導(dǎo)下，在航空制造業(yè)、研究機構(gòu)與相關(guān)高校的參與下，應(yīng)重點開展以高壓能量架構(gòu)技術(shù)、綜合熱管理技術(shù)、全機健康管理技術(shù)和大功率地面演示驗證技術(shù)為核心的飛機級關(guān)鍵技術(shù)研究；開展以高效率電源與儲能系統(tǒng)、高效推進電機、大容量功率變換器和新型功率器件、絕緣材料為主的關(guān)鍵設(shè)備及元器件材料研發(fā)，對頂層研究形成支撐。在支持航空電力推進技術(shù)、產(chǎn)業(yè)和市場等方面進步的同時，借助我國船舶、高鐵電力推進技術(shù)優(yōu)勢，實現(xiàn)引領(lǐng)全球綠色航空發(fā)展，占領(lǐng)關(guān)鍵技術(shù)領(lǐng)域及產(chǎn)業(yè)創(chuàng)新高地，提高綜合科技創(chuàng)新能力。