■ 滿運(yùn)堃 姚軒宇 王愛(ài)峰 / 中國(guó)航發(fā)研究院

分布式推進(jìn)系統(tǒng)作為一種新型航空推進(jìn)技術(shù)，其系統(tǒng)構(gòu)架、設(shè)計(jì)方法和思路均與傳統(tǒng)模式有所區(qū)別，開(kāi)展設(shè)計(jì)方法梳理及影響因素分析，有助于加深對(duì)混合動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)計(jì)的認(rèn)識(shí)，為方案設(shè)計(jì)提供理論支持。

隨著航空業(yè)的快速發(fā)展，人們對(duì)飛行器動(dòng)力系統(tǒng)性能的要求也在不斷提升。其中，渦輪發(fā)電混合動(dòng)力（渦輪混電）分布式推進(jìn)系統(tǒng)作為一種極具潛力的新型航空動(dòng)力系統(tǒng)，成為目前的研究熱點(diǎn)之一。

渦輪混電分布式推進(jìn)系統(tǒng)是指通過(guò)渦輪發(fā)電系統(tǒng)和儲(chǔ)能系統(tǒng)為飛行器提供能量，驅(qū)動(dòng)分布在飛行器不同位置的多個(gè)推進(jìn)器產(chǎn)生推力的一種新型推進(jìn)系統(tǒng)。該系統(tǒng)由原動(dòng)機(jī)（通常為渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)）、發(fā)電機(jī)、儲(chǔ)能裝置、電動(dòng)推進(jìn)單元（電動(dòng)機(jī)和風(fēng)扇/螺旋槳）以及能量管理、熱管理、控制系統(tǒng)等多個(gè)部件、子系統(tǒng)組成。

相比于現(xiàn)有航空動(dòng)力系統(tǒng)，渦輪混電分布式推進(jìn)系統(tǒng)具有諸多優(yōu)勢(shì)。原動(dòng)機(jī)與推進(jìn)器解耦，二者可以分別在最佳工況工作，從而有效降低耗油率、提高推進(jìn)效率。電動(dòng)推進(jìn)單元體積小巧，可與飛行器深度融合設(shè)計(jì)，從而優(yōu)化整機(jī)氣動(dòng)性能，提高升阻比。分布式推進(jìn)器更易于實(shí)現(xiàn)主動(dòng)控制，通過(guò)產(chǎn)生主動(dòng)控制力矩或直接產(chǎn)生升力，可以減少舵面等部件結(jié)構(gòu)，還可使固定翼飛機(jī)的高機(jī)動(dòng)飛行成為可能。諸多的優(yōu)勢(shì)令渦輪混電分布式推進(jìn)系統(tǒng)在民用航空領(lǐng)域有著廣泛的適用性，具有很好的市場(chǎng)應(yīng)用前景。

圖1 不同工況能量分配情況

設(shè)計(jì)方法及思路

動(dòng)力系統(tǒng)的需求直接來(lái)源于飛行器，因此在開(kāi)始動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)計(jì)前，應(yīng)對(duì)飛行器開(kāi)展總體初步設(shè)計(jì)分析，提煉動(dòng)力系統(tǒng)的基本需求。通常來(lái)說(shuō)，較為完整的飛行器方案設(shè)計(jì)流程至少應(yīng)包含：概念設(shè)計(jì)、初步設(shè)計(jì)、詳細(xì)設(shè)計(jì)、設(shè)計(jì)定型等階段。因此，可通過(guò)概念設(shè)計(jì)和初步設(shè)計(jì)，得到飛行器的總體初步方案，給出基本尺寸和布局、主要性能參數(shù)、功率或推力需求范圍、飛行包線等設(shè)計(jì)約束，作為渦輪混電分布式推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)輸入。

渦輪混電分布式推進(jìn)系統(tǒng)可簡(jiǎn)化為電推進(jìn)系統(tǒng)、渦輪發(fā)電系統(tǒng)、儲(chǔ)能系統(tǒng)3個(gè)部分。由于儲(chǔ)能系統(tǒng)的存在，能量流動(dòng)路徑不是單向的，因此涉及到不同工況下的能量分配。起降階段（特別是短距/垂直起降）需要的推進(jìn)功率較大，但持續(xù)時(shí)間相對(duì)較短；巡航階段需要的推進(jìn)功率較小，但占據(jù)了絕大部分飛行時(shí)間。為達(dá)到最優(yōu)設(shè)計(jì)（此處定義為在滿足飛行器全飛行包線動(dòng)力需求的前提下，動(dòng)力系統(tǒng)部件及電池、燃油的總質(zhì)量最?。?，則應(yīng)盡量降低渦輪發(fā)電系統(tǒng)的容量并使其工作在恒定、高效的狀態(tài)。故渦輪發(fā)電系統(tǒng)的設(shè)計(jì)應(yīng)以滿足巡航時(shí)的功率需求為基準(zhǔn)，穩(wěn)定輸出；儲(chǔ)能系統(tǒng)的設(shè)計(jì)應(yīng)以滿足起降階段峰值功率下的功率缺口為基準(zhǔn)，在不同階段通過(guò)充放電實(shí)現(xiàn)動(dòng)態(tài)調(diào)整。整機(jī)總功率需求與原動(dòng)機(jī)、電池輸出功率的關(guān)系如圖1所示，該圖展示了美國(guó)國(guó)家航空航天局（NASA）X-57渦輪混電分布式驗(yàn)證機(jī)的能量分配策略。

基于以上思路，可以采用從需求逆推的順序開(kāi)展分布式推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)。第一步，針對(duì)背景飛行器開(kāi)展總體初步設(shè)計(jì)，得到動(dòng)力系統(tǒng)需求并確定推進(jìn)器布局、尺寸及數(shù)量。第二步，開(kāi)展電推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)，利用各部件的參數(shù)化設(shè)計(jì)模型，選取合理的設(shè)計(jì)參數(shù)并計(jì)算，依次完成螺旋槳參數(shù)化設(shè)計(jì)、動(dòng)力分配優(yōu)化、電動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)，得到相應(yīng)部件的設(shè)計(jì)結(jié)果以及不同飛行工況下的功率需求。第三步，開(kāi)展渦輪發(fā)電系統(tǒng)設(shè)計(jì)，以巡航狀態(tài)功率需求為基準(zhǔn)，完成原動(dòng)機(jī)、發(fā)電機(jī)參數(shù)化設(shè)計(jì)。第四步，開(kāi)展儲(chǔ)能系統(tǒng)設(shè)計(jì)，根據(jù)飛行包線以及不同飛行工況下的功率缺口或盈余，完成電池設(shè)計(jì)。第五步對(duì)形成的總體初步方案迭代優(yōu)化?；驹O(shè)計(jì)流程如圖2所示。

圖2 基本設(shè)計(jì)流程

表1 一種基準(zhǔn)布局方案以及4種對(duì)比方案

圖3 推進(jìn)器布局方案示意

一種基于小型通用航空飛行器的混合動(dòng)力系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)

本文的背景飛行器假定為一種具備短距/垂直起降能力的小型通用航空飛行器，其構(gòu)型參考了羅羅公司的eVTOL概念飛行器以及NASA根據(jù)泰克南P2006T飛機(jī)改裝的X-57驗(yàn)證機(jī)。將傾轉(zhuǎn)機(jī)翼/尾翼與分布式推進(jìn)相結(jié)合并應(yīng)用于小型通用航空飛行器，可兼具旋翼和固定翼的特點(diǎn)，實(shí)現(xiàn)有限空間短距/垂直起降以及高效率平飛巡航，更加適合城際之間的中短程飛行。根據(jù)背景飛行器的定位，給出主要的設(shè)計(jì)目標(biāo)為1.5t級(jí)小型通用航空飛機(jī)、可搭載4名乘員及行李、可完成城際間的中短程飛行、可實(shí)現(xiàn)垂直起飛/降落且具有不低于同類型飛機(jī)的燃油經(jīng)濟(jì)性。

為滿足垂直起降及平飛巡航的動(dòng)力需求，采用“大槳+小槳”的布局（類似于X-57）。大槳在地面低速狀態(tài)具有較高的力效（拉力/功率），可有效降低垂直起飛階段的槳盤功率需求；小槳在高空高速狀態(tài)具有較高的推進(jìn)效率。為研究不同推進(jìn)器布局（螺旋槳尺寸、數(shù)量）對(duì)動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)計(jì)結(jié)果的影響，此處給出了一種基準(zhǔn)布局方案以及4種對(duì)比方案，如表1和圖3所示。

此處采用串聯(lián)式混合動(dòng)力系統(tǒng)構(gòu)架，以小型渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)作為原動(dòng)機(jī)，與發(fā)電機(jī)共同組成渦輪發(fā)電系統(tǒng)，并與儲(chǔ)能系統(tǒng)共同驅(qū)動(dòng)分布在機(jī)翼和尾翼前緣的若干電推進(jìn)單元。設(shè)計(jì)方案中配備有能量綜合管理系統(tǒng)，負(fù)責(zé)電能的調(diào)度與分配：當(dāng)渦輪發(fā)電系統(tǒng)的輸出功率大于整機(jī)需求時(shí)，儲(chǔ)能系統(tǒng)處于充電狀態(tài)，實(shí)現(xiàn)能量回收；當(dāng)渦輪發(fā)電系統(tǒng)的輸出功率小于整機(jī)需求時(shí)，儲(chǔ)能系統(tǒng)處于放電狀態(tài)，填補(bǔ)功率缺口。

以飛行器性能指標(biāo)及相關(guān)設(shè)定作為設(shè)計(jì)輸入和設(shè)計(jì)約束，選取合理的部件性能參數(shù)，開(kāi)展混合動(dòng)力系統(tǒng)參數(shù)化設(shè)計(jì)并得出結(jié)果。基準(zhǔn)方案中，整機(jī)峰值功率（垂直起飛狀態(tài)）需求為546kW，巡航功率需求為104kW；渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)額定功率為199kW；動(dòng)力系統(tǒng)理論最大功率為580kW，各部件總質(zhì)量為291kg（占比19.4%）；電池最大功率為465kW，質(zhì)量為194kg（占比12.9%）；燃油質(zhì)量為171kg（占比11.4%）。根據(jù)不同工況動(dòng)力分配優(yōu)化結(jié)果，基準(zhǔn)方案下，垂直起飛階段大槳拉力占比接近80%，說(shuō)明起飛狀態(tài)處于設(shè)計(jì)點(diǎn)的高效率大槳可有效降低功率消耗；巡航階段大槳拉力占比為零，由小槳輸出全部拉力，說(shuō)明此時(shí)低效率的大槳完全成為負(fù)擔(dān)，關(guān)閉大槳電動(dòng)機(jī)成為最優(yōu)的選擇。需要指出的是，關(guān)閉后的大槳處于風(fēng)車狀態(tài)，會(huì)產(chǎn)生一定阻力，而該阻力會(huì)計(jì)入整機(jī)阻力中，將在整機(jī)升阻比中有體現(xiàn)，可在飛行器初步設(shè)計(jì)以及氣動(dòng)性能計(jì)算時(shí)一并考慮。

圖4 螺旋槳直徑與槳盤功率的關(guān)系

圖5 螺旋槳數(shù)量與總功率的關(guān)系

影響因素分析

螺旋槳布局的影響

相比于基準(zhǔn)方案，增加大槳的直徑可以顯著降低峰值功率，減小儲(chǔ)能系統(tǒng)質(zhì)量，反之則會(huì)使功率需求大幅增加。這是由于較大尺寸的螺旋槳具有更高的力效，可有效降低整機(jī)峰值功率需求，從而減小功率缺口、降低儲(chǔ)能系統(tǒng)容量，使得動(dòng)力系統(tǒng)、儲(chǔ)能系統(tǒng)質(zhì)量減輕。在相同拉力需求的前提下，螺旋槳直徑與槳盤功率的關(guān)系如圖4所示。由圖4可知，槳盤功率隨著直徑的增加呈指數(shù)級(jí)下降，當(dāng)螺旋槳直徑增大至一定范圍后，曲線變化方趨于緩和?？梢?jiàn)對(duì)方案設(shè)計(jì)而言，槳直徑是一個(gè)較為敏感的影響參數(shù)。

相比于基準(zhǔn)方案，改變分布式小槳的數(shù)量對(duì)于方案設(shè)計(jì)結(jié)果的影響十分有限，各方案均較為接近，無(wú)顯著差異。這是由于電推進(jìn)系統(tǒng)的特點(diǎn)所致，即在電動(dòng)機(jī)技術(shù)水平等前提條件不變的情況下，電推進(jìn)器數(shù)量對(duì)總功率需求無(wú)明顯影響。在總拉力不變以及螺旋槳性能參數(shù)不變的前提下，螺旋槳數(shù)量與槳盤總功率的關(guān)系如圖5所示。當(dāng)螺旋槳數(shù)量增加至一定范圍后，槳盤總功率需求趨于穩(wěn)定。需要特別說(shuō)明的是，由于螺旋槳拉力與功率并非嚴(yán)格的線性關(guān)系，故當(dāng)螺旋槳數(shù)量較少時(shí)，單個(gè)槳盤的負(fù)載較大，功率需求增長(zhǎng)較快，即圖中曲線左側(cè)部分出現(xiàn)明顯上揚(yáng)，呈非線性變化。當(dāng)螺旋槳數(shù)量增加至一定程度后（例如圖中槳數(shù)大于8個(gè)），曲線變化方趨于穩(wěn)定?？梢?jiàn)對(duì)方案設(shè)計(jì)而言，僅從動(dòng)力系統(tǒng)需求上看，螺旋槳數(shù)量成為一個(gè)不敏感的影響參數(shù)。

儲(chǔ)能系統(tǒng)容量的影響

由以上分析可以看出，儲(chǔ)能系統(tǒng)容量對(duì)方案設(shè)計(jì)結(jié)果具有較大的、直接的影響。此處以電池質(zhì)量為優(yōu)化參數(shù)，取消飛行器總質(zhì)量的限制，分析電池對(duì)方案設(shè)計(jì)的影響。

飛行過(guò)程中能量分配策略為巡航時(shí)以混動(dòng)模式為電池充電，充滿后切換為純電模式，當(dāng)電池剩余電量達(dá)到應(yīng)急儲(chǔ)備電量時(shí)再切換為混動(dòng)模式，以此交替。通過(guò)增加電池質(zhì)量，巡航時(shí)間與飛行器總質(zhì)量的關(guān)系如圖6所示。

由圖6可知，隨著飛行器總質(zhì)量增加，巡航時(shí)間亦隨之增大，但這一趨勢(shì)隨著總質(zhì)量的增大而逐漸放緩。盡管增加電池容量可以提高續(xù)航能力，但是電池在充電過(guò)程中質(zhì)量是固定的，不像燃料在飛行過(guò)程中會(huì)逐步消耗，隨著電池質(zhì)量占比的增大，動(dòng)力系統(tǒng)負(fù)擔(dān)快速增加，能量消耗速率增大，最終“能量供需”趨于平衡。可見(jiàn)通過(guò)增加電池質(zhì)量來(lái)提高航時(shí)的辦法會(huì)隨著電池質(zhì)量的增加越來(lái)越困難。

圖6 巡航時(shí)間與飛行器總質(zhì)量的關(guān)系

圖7 油電配比與巡航時(shí)間（上）、耗油率（下）的關(guān)系

油電配比的影響

對(duì)于推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)而言，飛行器性能指標(biāo)是確定的，不能無(wú)限增加電池質(zhì)量或飛行器總質(zhì)量。故需要在給定的質(zhì)量限制范圍內(nèi)，綜合考慮燃油和電池對(duì)于推進(jìn)系統(tǒng)性能的影響。

在不同飛行器質(zhì)量設(shè)計(jì)目標(biāo)下，給定設(shè)計(jì)載荷質(zhì)量占比，將剩余的質(zhì)量裕度按照比例分配給電池和載重燃油。設(shè)該比例為α，α=0表示將剩余的質(zhì)量裕度全部分配給燃油，α=1代表將剩余的質(zhì)量裕度全部分配給電池。分析結(jié)果如圖7所示。

由圖7可知，飛行器總質(zhì)量增大和巡航時(shí)間增加，主要受益于推進(jìn)系統(tǒng)能夠攜帶更多的能源執(zhí)行飛行任務(wù)。而由于電驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的加入，油耗也呈現(xiàn)下降的趨勢(shì)。但在飛行器總質(zhì)量保持一定的條件下，續(xù)航時(shí)間會(huì)隨著電池質(zhì)量的逐漸增加而下降。這表明隨著飛行器設(shè)計(jì)質(zhì)量的增加，能源系統(tǒng)（無(wú)論是燃油還是電池）的設(shè)計(jì)裕度也會(huì)增加，更多的燃油會(huì)明顯增加飛行器的續(xù)航時(shí)間，而更多的電池電量會(huì)降低推進(jìn)系統(tǒng)的油耗，提高經(jīng)濟(jì)性。

結(jié)束語(yǔ)

渦輪混電分布式推進(jìn)系統(tǒng)作為一種新型動(dòng)力系統(tǒng)，構(gòu)架組成與傳統(tǒng)的航空動(dòng)力系統(tǒng)有著顯著差異，導(dǎo)致其設(shè)計(jì)流程、方法和思路均與傳統(tǒng)設(shè)計(jì)有所不同。在混合動(dòng)力系統(tǒng)中，由于能量來(lái)源不是唯一的、能量流動(dòng)路徑非單向等特點(diǎn)，必須構(gòu)建以能量綜合管理為中心的設(shè)計(jì)方法，充分基于動(dòng)力需求、全飛行包線要求，開(kāi)展儲(chǔ)能系統(tǒng)與燃油發(fā)電系統(tǒng)的協(xié)調(diào)設(shè)計(jì)及全局優(yōu)化。而分布式推進(jìn)布局則引入了更多的參數(shù)變量，使方案設(shè)計(jì)更加多元、自由，同時(shí)也帶來(lái)了對(duì)布局方案進(jìn)行優(yōu)化等新問(wèn)題。綜合來(lái)看，混合動(dòng)力分布式系統(tǒng)特別適用于峰值功率與巡航功率間存在一定功率缺口的使用場(chǎng)景。應(yīng)根據(jù)任務(wù)特點(diǎn)，靈活調(diào)整推進(jìn)器尺寸布局、優(yōu)化燃油與電池的配比，從而實(shí)現(xiàn)更強(qiáng)的續(xù)航/負(fù)載能力或更好的燃油經(jīng)濟(jì)性。