分布式電推進飛機電力系統(tǒng)研究綜述

孔祥浩，張卓然，陸嘉偉，李進才，于立

南京航空航天大學(xué) 多電飛機電氣系統(tǒng)工業(yè)和信息化部重點實驗室，南京 210016

隨著空中交通的日益繁忙，航空運輸業(yè)帶來的環(huán)境問題得到了越來越多的重視，美國和歐盟均對下一代商用飛機在燃油消耗、噪聲控制、污染排放等方面提出了新的要求，并制定了具體的發(fā)展目標(biāo)。美國國家航空航天局(NASA)于2008年提出了對亞聲速客機的性能目標(biāo)，該目標(biāo)分為3個階段，第1階段截至2015年(N+1)，第2階段截至2020年(N+2)，第3階段截至2030年(N+3)，各階段目標(biāo)如表1。其中“N”為B737NG和CFM56代表的技術(shù)水平[1]。

歐盟也提出了未來亞聲速客機的性能目標(biāo)，計劃以2000年的技術(shù)水平為基準(zhǔn)，在2050年前實現(xiàn)二氧化碳排放減少75%、氮氧化合物排放減少90%、噪聲排放減少65%[2]。

飛機多電/全電技術(shù)是指飛機二次能源逐步統(tǒng)一為電能，從而簡化飛機能源結(jié)構(gòu)，提升能源利用率和可靠性，降低燃油消耗。當(dāng)今最具代表性的多電飛機B787取消了發(fā)動機引氣結(jié)構(gòu)，從電能取代氣壓能角度實現(xiàn)多電技術(shù)，B787飛機的成功運營已經(jīng)顯示出其在燃油消耗和排放方面的優(yōu)勢。但是總體而言，多電/全電技術(shù)是飛機二次能源利用形式方面的革新。

飛機動力系統(tǒng)技術(shù)進步是進一步提升燃油利用率和降低排放的必要保證，目前以Leap-X(CFM國際)、PW1100G(普惠公司)、GE9X(通用電氣公司)和Trent XWB(羅羅公司) 為代表的新一代渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，與上一代渦輪風(fēng)扇發(fā)動機相比能夠降低約15%的燃油消耗。配合超臨界機翼、先進翼梢小翼等氣動布局上的改進，以及復(fù)合材料的大量使用，再加上多電技術(shù)的應(yīng)用，以A350 XWB、A320 neo和B737 max為代表的新一代客機性能已經(jīng)接近NASA制定的N+1目標(biāo)，但是距離完全達到該目標(biāo)還有差距。

表1 NASA亞聲速客機性能目標(biāo)[1]Table 1 NASA subsonic airline performance goals [1]

大涵道比發(fā)動機技術(shù)的發(fā)展為這些目標(biāo)的實現(xiàn)奠定了基礎(chǔ)。渦輪螺旋槳發(fā)動機推進效率高，但最佳運行速度較低；渦輪風(fēng)扇發(fā)動機能夠在較高速度運行，但效率不如渦輪螺旋槳發(fā)動機。開式轉(zhuǎn)子發(fā)動機，又稱為槳扇式發(fā)動機，同時具備這兩者優(yōu)點，在較高運行速度下仍具有高效率。圖1為羅羅公司的開式轉(zhuǎn)子發(fā)動機，與同等推力等級的傳統(tǒng)渦扇發(fā)動機相比，開式轉(zhuǎn)子發(fā)動機能夠進一步將燃油消耗率降低30%，該類型發(fā)動機有望在2025～2030年進入市場[3]。裝備開式轉(zhuǎn)子發(fā)動機的客機性能具備達到N+2目標(biāo)的潛力。

圖1 開式轉(zhuǎn)子發(fā)動機
Fig.1 Open rotor engine

為了達到N+3目標(biāo)，需要進一步提高發(fā)動機性能，典型做法是不斷提高發(fā)動機涵道比。目前最新一代的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機涵道比普遍在10左右，開式轉(zhuǎn)子發(fā)動機的涵道比能夠達到15～20。更大的涵道比意味著更大直徑風(fēng)扇，由于風(fēng)扇葉尖的線速度不能超過聲速，風(fēng)扇轉(zhuǎn)速受到了限制，與風(fēng)扇相連的壓氣機轉(zhuǎn)速一并受到約束，影響了壓氣機效率[2]。三轉(zhuǎn)子和齒輪傳動技術(shù)是實現(xiàn)風(fēng)扇與壓氣機轉(zhuǎn)速分離的兩種方案，但是存在結(jié)構(gòu)復(fù)雜和可靠性問題，電齒輪傳動技術(shù)是另一種有效途徑[4]。燃氣渦輪發(fā)動機中的電齒輪傳動技術(shù)在概念上等同于混合動力汽車的電傳動技術(shù)，即發(fā)動機僅驅(qū)動發(fā)電機發(fā)電，通過電力驅(qū)動風(fēng)扇產(chǎn)生飛機飛行所需動力。電齒輪傳動技術(shù)有望將發(fā)動機的燃油消耗率降低到更低的水平。當(dāng)然，使用電驅(qū)動的方式將風(fēng)扇從發(fā)動機中分離出來后，電能的來源就不局限于發(fā)動機驅(qū)動的發(fā)電機，燃料電池等裝置同樣能夠作為電源。

以上對飛機動力系統(tǒng)的改進能夠大幅改善飛機的排放性能和燃油經(jīng)濟性，以達到N+2目標(biāo)。但是達到N+3目標(biāo)仍具有相當(dāng)?shù)奶魬?zhàn)性，因而需要從另外的角度對飛機性能進行改進。飛機氣動性能是首先考慮的一個方面。

與傳統(tǒng)雪茄型布局的飛機相比，翼身融合布局的飛機氣動效率更高，升阻比更高。國外翼身融合布局在軍用飛機上已有應(yīng)用，如B-2轟炸機。國內(nèi)的高校和科研院所如北京航空航天大學(xué)[5-6]、南京航空航天大學(xué)[7]以及清華大學(xué)和中國商飛北京民用飛機技術(shù)研究中心[8]等均對翼身融合飛機的氣動特性進行了前瞻性研究。翼身融合布局帶來的氣動效率的提高能夠使燃油消耗率降低14%[9]。配合新型高效渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，這種布局的飛機能夠減小50%的燃油消耗。動力系統(tǒng)的分布式布局同樣能夠提高飛機的氣動效率和升阻比，在翼身融合飛機上進一步采用渦輪發(fā)電分布式電推進系統(tǒng)作為動力，燃油消耗將減少70%以上[9]。翼身融合布局配合渦輪發(fā)電分布式電推進系統(tǒng)具備實現(xiàn)N+3目標(biāo)的潛力，NASA[9-13]、英國克蘭菲爾德大學(xué)[14-16]等科研機構(gòu)以及空客集團[17]、羅羅公司[18-19]等企業(yè)進行了大量探索性研究?？梢姡瑥膭恿ο到y(tǒng)電氣化角度提升飛機能量轉(zhuǎn)換效率是電推進技術(shù)提出與發(fā)展的出發(fā)點與根本創(chuàng)新。

本文討論了航空電推進系統(tǒng)組成，重點論述了分布式電推進系統(tǒng)的概念及意義，比較了適用于分布式電推進系統(tǒng)的3種電力系統(tǒng)架構(gòu)，分析了實現(xiàn)電推進技術(shù)所需的先進電機、高效大容量功率變換器、熱管理和推進能源等航空電力系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)，以期為發(fā)展飛機電推進技術(shù)提供參考。

1 分布式電推進系統(tǒng)的基本組成

傳統(tǒng)飛機通過發(fā)動機將燃料的化學(xué)能轉(zhuǎn)化為機械能產(chǎn)生動力，與之相對的，電推進飛機通過電動機驅(qū)動涵道式風(fēng)扇、螺旋槳或其他裝置產(chǎn)生動力，直接將電能轉(zhuǎn)化為機械能。目前渦輪風(fēng)扇發(fā)動機對燃料能量的利用效率僅約40%[20]，而電推進系統(tǒng)對電能的利用率能夠超過70%[21]，這意味著采用電推進技術(shù)具備提高系統(tǒng)整體效率的潛力，能夠達到降低燃油消耗、減少排放的目的。

電推進系統(tǒng)的實現(xiàn)首先需要與原先發(fā)動機推進功率相當(dāng)?shù)碾妱訖C作為動力源，推力在300 kN級別的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機重約6 t，輸出的最大推進功率能夠達到30～40 MW。得益于電機具有相對尺度近似無關(guān)的特性，即一個大功率電機系統(tǒng)分解為總功率相同的數(shù)個小功率電機系統(tǒng)后，整個系統(tǒng)的功率密度和效率基本不變[21-22]，使得能夠采用多個相對較小功率電動機驅(qū)動較小直徑風(fēng)扇的方式取代超大直徑風(fēng)扇，有效提高系統(tǒng)的涵道比[10]，同時系統(tǒng)的能量控制更為靈活、容錯性能更好，能夠有效提高動力裝置性能，改善燃油消耗率[20]。此外，小風(fēng)扇能夠更為方便地融入機身，使得飛機氣動效率更高，從另一個角度改善飛機飛行性能和燃油消耗率。這種推進系統(tǒng)稱為渦輪發(fā)電分布式電推進(Turboelectric Distributed Propulsion, TeDP)系統(tǒng)。圖2為實驗系統(tǒng)航宇公司(ESAero)的分布式電推進概念飛機[20,23]，該飛機能夠達到N+2中的性能指標(biāo)。

電推進系統(tǒng)首先需要提供動力的推進系統(tǒng)，其次需要為推進系統(tǒng)提供電能的供電系統(tǒng)，此外還需要儲能系統(tǒng)、保護系統(tǒng)等一系列輔助、支持系統(tǒng)等[2,24]，如圖3所示。

圖2 ESAero渦輪發(fā)電分布式電推進飛機
Fig.2 Turboelectric distributed propulsion aircraft of ESAero

1.1 推進系統(tǒng)

圖3 電推進系統(tǒng)基本架構(gòu)
Fig.3 Basic structure of electric propulsion system

圖4 傳統(tǒng)推進裝置與電推進裝置
Fig.4 Conventional propulsion system and electric propulsion system

作為電推進飛機上直接產(chǎn)生動力的部分，推進系統(tǒng)是電推進飛機的核心部分，主要由動力產(chǎn)生裝置和驅(qū)動電機系統(tǒng)組成，如圖4所示，動力產(chǎn)生裝置一般是螺旋槳[25-26]或涵道式風(fēng)扇[4,25,27]。與傳統(tǒng)發(fā)動機相比，電動機的設(shè)計與控制更為靈活，既能設(shè)計為直驅(qū)的方式取消齒輪機構(gòu)，使得推進系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡單、可靠性高；也可以使用高速電機加減速器的方案減輕電機系統(tǒng)的重量。同時，推進系統(tǒng)與發(fā)電系統(tǒng)沒有機械連接，易于實現(xiàn)兩者的解耦，使得電動機的運行不受發(fā)電系統(tǒng)影響，能夠使兩者都在最佳工作點附近高效運行[28]。此外，電能的傳輸較為簡單，推進系統(tǒng)的安裝位置更為靈活，易于實現(xiàn)推進系統(tǒng)的分布式布局，達到增加升力、減小阻力的效果，提高飛機氣動效率，降低能量的消耗[5,9,17,20-21]。

1.2 供電系統(tǒng)

由于電推進飛機使用電能產(chǎn)生所需動力，因此其供電系統(tǒng)需要提供足夠的功率，電推進飛機的推進功率根據(jù)飛機大小從數(shù)十千瓦至數(shù)十兆瓦不等。小型電動飛機一般只需要幾十千瓦的推進功率[21]，因此蓄電池就可作為其主電源使用。該類型的飛機由于直接使用蓄電池向推進系統(tǒng)供電，因此電壓等級的選取較為靈活，但需要同時考慮蓄電池的輸出和電動機的需求，一般在數(shù)百伏，如NASA X-57純電動飛機的鋰電池組輸出電壓為400～525 V[29]。稍大一些的電推進飛機如大型電動無人機和公務(wù)機等，其推進功率在數(shù)百千瓦至數(shù)兆瓦，蓄電池難以滿足功率以及續(xù)航要求，通常需要使用發(fā)動機驅(qū)動的發(fā)電機作為主電源系統(tǒng)，同時需要更高的電壓等級，以克服輸電線纜過重、損耗過大的問題，因此需要將電壓等級提高至700～1 000 V[30]。電力系統(tǒng)需要進行改動以適應(yīng)電壓等級的提高。至于大型電推進客機，如150座級窄體客機和300座級寬體客機，其推進功率在數(shù)兆瓦至數(shù)十兆瓦之間，同樣需要由大功率發(fā)電機提供電能，發(fā)電機由渦輪發(fā)動機驅(qū)動。為了配合該功率等級的電力系統(tǒng)，特別是推進系統(tǒng)的需求，需要進一步將電壓等級提高至±2～±4.5 kV[28]，甚至是±10 kV[18]。提高電壓等級助于降低固態(tài)斷路器和電纜等設(shè)備的重量和損耗，但會增加功率變換器的重量和損耗[31]，還需要重視高空、高壓對于電氣設(shè)備絕緣帶來的特殊影響。電壓等級的選取需要對電力系統(tǒng)中各部件的影響進行權(quán)衡。

供電系統(tǒng)中，除了主電源系統(tǒng)提供電能以外，往往還需要儲能系統(tǒng)進行電能存儲和輔助供電，必要的時候，儲能系統(tǒng)能夠向電網(wǎng)輸出功率。

1.3 儲能系統(tǒng)

在電推進飛機中，儲能系統(tǒng)是非常重要、甚至是不可缺少的組成部分。高能量密度儲能系統(tǒng)如蓄電池能夠直接作為小型電動飛機的主電源。對于推進功率在數(shù)百千瓦以上等級的電推進飛機，主電源系統(tǒng)為發(fā)動機驅(qū)動的發(fā)電機，儲能系統(tǒng)能夠在飛機需要較大推進功率時(如起飛爬升階段)提供額外功率，在飛機巡航階段吸收多余功率，起到功率調(diào)配的作用，使發(fā)動機能夠始終在最佳工作點附近高效運行。而對于推進功率達到數(shù)十兆瓦的大型電推進飛機，儲能系統(tǒng)受制于容量或放電功率，難以直接作為主電源使用，更多作為有源補償環(huán)節(jié)，調(diào)節(jié)飛機電網(wǎng)電能質(zhì)量。一些新型儲能系統(tǒng)如超導(dǎo)磁儲能系統(tǒng)、超級電容、飛輪儲能系統(tǒng)等能夠在短時提供大功率的儲能系統(tǒng)除了用于調(diào)節(jié)飛機電網(wǎng)電能質(zhì)量，還能夠提供瞬時兆瓦級的過載功率，這些系統(tǒng)在電推進飛機上具有較大的應(yīng)用前景[32]。

2 分布式電推進系統(tǒng)的基本架構(gòu)

2.1 純電動電推進系統(tǒng)

純電動電推進系統(tǒng)由供電系統(tǒng)和電力推進系統(tǒng)組成，不需要發(fā)動機，如圖3(b)所示。

電池主要分為蓄電池、燃料電池和太陽能電池，最為適合作為純電動電推進系統(tǒng)的電源。目前常用的鋰離子電池能量密度大約在100～200 Wh/kg，能夠滿足小型飛機電推進系統(tǒng)的要求[21]。

E-Fan是空中客車集團研發(fā)的雙座電動飛機，如圖5所示。該飛機用機載鋰電池作為主電源，由兩臺電動機分別驅(qū)動涵道式風(fēng)扇產(chǎn)生動力。同時空客也在積極開發(fā)基于分布式電推進技術(shù)的支線客機E-airbus[20]。

圖5 空客E-Fan電動飛機
Fig.5 Airbus E-Fan electric aircraft

燃料電池是一種直接將燃料的化學(xué)能轉(zhuǎn)化為電能的發(fā)電裝置。由于燃料的能量密度較高，采用燃料電池作為電源能夠使飛機獲得較大的航程和較長的續(xù)航時間。波音公司于2008年成功試飛了一款以氫燃料電池為能源的小型飛機，該飛機在爬升過程中使用鋰電池和燃料電池提供的混合電力，在巡航飛行階段只使用燃料電池供電[33-34]。但是燃料電池的功率密度有限，這限制了使用燃料電池作為主電源的飛機的大小，燃料電池目前難以單獨為大型客機提供動力源。

太陽能電池是通過光電效應(yīng)或光化學(xué)反應(yīng)把光能轉(zhuǎn)化成電能的裝置，太陽能飛機需要在機翼上鋪設(shè)大量太陽能電池板，以獲得足夠的電功率支持飛機飛行?！瓣柟鈩恿?號”太陽能飛機于2015年首次完成了環(huán)球飛行。該機最大電功率為70 kW，驅(qū)動4臺13.5 kW的電動機產(chǎn)生動力，同時還裝備了鋰電池組以提供夜間飛行所需能量。太陽能飛機在飛行過程中沒有任何排放，在蓄電池的幫助下理論上沒有航程限制，但是太陽能飛機有效載荷較小，維護性差，實用性還有待提高。

在各種類型的電推進飛機中，大部分是將原有的小型飛機進行電動化改裝，而分布式電推進飛機是將動力系統(tǒng)革新融入飛機氣動布局的新型電推進飛機。NASA推出的的X-57“麥克斯韋”使用鋰電池供能，動力系統(tǒng)采用分布式布局，如圖6。該飛機采用泰克南P2006T雙發(fā)活塞通用飛機的機身，以及NASA重新研制的機翼和動力系統(tǒng)。機翼前緣安裝有12臺10 kW永磁電動機驅(qū)動的高升力螺旋槳，機翼端部安裝有2臺60 kW永磁電機驅(qū)動的螺旋槳。起飛和降落階段14臺螺旋槳共同工作，巡航階段僅需2臺大螺旋槳工作即可滿足推進功率需要，其他12臺螺旋槳的槳葉將收起以減小阻力。

圖6 NASA X-57“麥克斯韋”分布式電推進飛機
Fig.6 NASA X-57 Maxwell distributed electric propulsion aircraft

這種采用高升力螺旋槳的分布式推進技術(shù)被命名為前緣異步推進技術(shù)(Leading Edge Asynchronous Propellers Technology, LEAPTech)。機翼前緣的12臺螺旋槳能夠直接提高機翼氣流速度，提高升力，使得該飛機維持升力所需的機翼面積減小至原來的1/3，降低了飛行過程中的阻力。巡航狀態(tài)的升阻比超過20，提高了一倍，有效提高了氣動效率[21,35-38]。該飛機的最終目標(biāo)為巡航狀態(tài)下的能量消耗降低到原先飛機的約1/5[39]，效率達到92%，相比之下原先飛機的效率僅為28%。

得益于不使用化石燃料，純電動電推進飛機具有零排放的優(yōu)點，并且飛機運行過程中的噪聲水平很低。但是受各項技術(shù)特別是電池技術(shù)的制約，該類型飛機的載重、飛行速度、航程和續(xù)航時間受到了限制，大型客機目前難以使用純電動電推進技術(shù)。

2.2 油電混合動力推進系統(tǒng)

油電混合動力推進系統(tǒng)是指由發(fā)動機與電動機共同作用的推進系統(tǒng)，這種系統(tǒng)架構(gòu)類似于油電混合動力汽車的架構(gòu)，根據(jù)發(fā)動機是否直接提供推進動力，可分為并聯(lián)式架構(gòu)和串聯(lián)式架構(gòu)。

2.2.1 并聯(lián)式架構(gòu)

并聯(lián)式架構(gòu)中，發(fā)動機與電動機通過傳動裝置共同驅(qū)動螺旋槳，如圖7所示。發(fā)動機在最佳工況點附近運行，電動機用來提供不足的功率，當(dāng)發(fā)動機輸出功率大于飛行所需時，電動機作為發(fā)電機運行吸收多余能量。這種系統(tǒng)效率較高，燃油消耗也較少。但由于發(fā)動機通過傳動裝置直接耦合到飛機螺旋槳驅(qū)動軸上，傳動裝置的存在限制了效率的進一步提高[40]。

圖7 并聯(lián)式混合動力架構(gòu)
Fig.7 Parallel hybrid power architecture

英國劍橋大學(xué)于2012年研制出全球首架混合動力飛機。這架飛機為單座輕型飛機，采用并聯(lián)式混合動力系統(tǒng)，配備有一臺活塞發(fā)動機和一臺電動機。在起飛階段，發(fā)動機和電動機同時工作以滿足起飛所需的動力需求；當(dāng)?shù)竭_巡航高度，電動機切換至發(fā)電模式，為蓄電池充電，或切換至引擎輔助模式以節(jié)省燃料。該飛機較同類型飛機能夠節(jié)省約30%的燃料。

對于燃氣渦輪發(fā)動機驅(qū)動的混合動力飛機，由于引擎體積較大，有較大的空間安裝電動機，因此可以將電動機直接安裝在發(fā)動機內(nèi)部[30]，如圖8所示。這要求電動機具有高功率密度，以有限的體積重量輸出足夠的功率。NASA、波音和GE共同推進的“SUGAR”(Subsonic Ultra Green Aircraft Research)計劃中，GE開發(fā)的“hfan”混合動力裝置配備在波音“SUGAR Volt”混合動力飛機上，作為其動力方案，與CFM56相比耗油率降低28%[1]。起飛階段電動機和發(fā)動機共同工作提供起飛所需推力，巡航階段發(fā)動機關(guān)閉，電動機提供全部推進功率。該方案中電動機提供主要動力，發(fā)動機起輔助作用。

圖8 渦輪發(fā)動機與電動機構(gòu)成的混合動力 裝置“hfan”
Fig.8 ‘hfan’-hybrid power system composed of turbine engine and electric motor

2.2.2 串聯(lián)式架構(gòu)

如圖9所示，串聯(lián)式架構(gòu)最主要的特點是發(fā)動機不直接提供動力，只驅(qū)動發(fā)電機提供電能，此舉實現(xiàn)了發(fā)動機與電動機的解耦，使得發(fā)動機能夠始終在最佳工況點附近穩(wěn)定運轉(zhuǎn)，效率高、排放性能好。由于飛機長時間以巡航速度飛行，因此發(fā)動機一般以飛機巡航狀態(tài)所需的電源容量作為額定容量，發(fā)動機通常較小。但是電動機的容量及工作范圍應(yīng)覆蓋飛機所有的飛行狀態(tài)，電動機容量一般較大。同時儲能系統(tǒng)需要滿足峰值功率的要求[40]。

渦輪發(fā)電分布式電推進系統(tǒng)是面向大型混合動力飛機的一種動力系統(tǒng)方案。該系統(tǒng)通過渦輪發(fā)動機驅(qū)動的發(fā)電機發(fā)電，為多個小功率推進系統(tǒng)供電。這雖然使得推進系統(tǒng)更加復(fù)雜，但是為飛機氣動設(shè)計提供了更多的可能性，推進系統(tǒng)的分布式布局更加靈活。NASA的N3-X和空客公司的E-airbus的設(shè)計中均采用了該技術(shù)路線[20]，如圖10和圖11所示。

圖9 串聯(lián)式混合動力架構(gòu)
Fig.9 Series hybrid power architecture

圖10 NASA N3-X
Fig.10 NASA N3-X

圖11 空客E-airbus
Fig.11 Airbus E-airbus

N3-X采用翼身融合型布局，通過翼尖安裝的兩臺渦輪軸發(fā)動機驅(qū)動發(fā)電機發(fā)電，每臺發(fā)動機驅(qū)動兩臺發(fā)電機，總發(fā)電功率約50 MW。每臺發(fā)電機為一組推進系統(tǒng)供電，每組推進系統(tǒng)由3～4臺推進裝置組成，單臺推進功率為2.5 MW，總推進功率約35 MW。4臺發(fā)電機之間相互隔離[18-19]，也可以通過開關(guān)進行切換[16-17,19]。每組推進系統(tǒng)中的電動機/風(fēng)扇組均勻分布在機身上，以在發(fā)電機故障的時候仍能提供平衡的推力[31]。

分布式電推進系統(tǒng)功率需求很大，需要大容量電力系統(tǒng)的支持，電力系統(tǒng)的架構(gòu)對電力系統(tǒng)體積、重量乃至飛機整體性能的影響較大。

電推進飛機電力系統(tǒng)中最大的負載為推進系統(tǒng)，推進系統(tǒng)是決定電力系統(tǒng)架構(gòu)的首要因素。電推進系統(tǒng)的控制本質(zhì)上是對電動機的控制，即對電流頻率的控制。通過改變發(fā)動機轉(zhuǎn)速以直接改變電網(wǎng)電流頻率是調(diào)節(jié)電流頻率的直接方法，當(dāng)然也可以通過功率變換器實現(xiàn)發(fā)電機與電動機的解耦，單獨調(diào)節(jié)電動機側(cè)的電流頻率。

若通過改變發(fā)動機轉(zhuǎn)速以調(diào)節(jié)電流頻率，則電力系統(tǒng)架構(gòu)如圖12所示，該類型架構(gòu)的優(yōu)勢在于沒有功率器件，系統(tǒng)簡單，重量輕。主要的缺陷在于系統(tǒng)的可控性能較差，只能通過改變發(fā)電機的轉(zhuǎn)速以調(diào)節(jié)發(fā)電機的發(fā)電頻率，間接控制電動機轉(zhuǎn)速，發(fā)電機與電動機處在同步運行的狀態(tài)[17,28]。這也會使得發(fā)動機無法穩(wěn)定工作在最佳工作狀態(tài)，限制了發(fā)動機在燃油消耗方面的優(yōu)化，難以發(fā)揮混合動力系統(tǒng)的優(yōu)勢。

若通過使用功率變換器調(diào)節(jié)電流頻率，則電力系統(tǒng)根據(jù)輸電方式的不同又能分為兩類，一類采用直流輸電，如圖13，另一類采用交流輸電，如圖14。

圖12 全交流型電力系統(tǒng)架構(gòu)
Fig.12 AC electric power system architecture

圖13 直流輸電型電力系統(tǒng)架構(gòu)
Fig.13 DC-transfer electric power system architecture

圖14 交流輸電型電力系統(tǒng)架構(gòu)
Fig.14 AC-transfer electric power system architecture

與全交流型電力系統(tǒng)架構(gòu)相比，這兩種架構(gòu)實現(xiàn)了發(fā)電機與電動機的解耦，這使得發(fā)動機的工作不易受后級影響，能夠穩(wěn)定高效運行，最大程度優(yōu)化燃油消耗。同時各推進系統(tǒng)在各自的控制器控制下運行，相互獨立，能夠?qū)崿F(xiàn)對每臺電動機的單獨控制[16,19,28]。

直流輸電型電力系統(tǒng)中，發(fā)電機發(fā)出的交流電在發(fā)電機側(cè)進行整流，電機系統(tǒng)直接使用整流得到的高壓直流電，而交流輸電型電力系統(tǒng)架構(gòu)直接將發(fā)電機發(fā)出的交流電輸送到負載端。負載端根據(jù)需求對電能進行變換，推進系統(tǒng)側(cè)可采用交-交變頻器或是交-直-交變頻器[11,28]。

一般而言，系統(tǒng)越復(fù)雜，其可靠性就越差，交流輸電型電力系統(tǒng)架構(gòu)將整流器放在電動機側(cè)，構(gòu)成交-直-交變頻器，或是使用結(jié)構(gòu)更為復(fù)雜的交-交變頻器，系統(tǒng)復(fù)雜程度高于直流輸電型電力系統(tǒng)架構(gòu)，單從這方面來看直流輸電型電力系統(tǒng)架構(gòu)可靠性較高。雖然電動機的運行相互獨立，但是直流輸電型電力系統(tǒng)架構(gòu)中整流器的故障將直接導(dǎo)致一路母線上所有的負載無法工作。而交流輸電型電力系統(tǒng)架構(gòu)中的功率變換器不會相互影響，單個功率變換器的故障不影響同一母線上其他負載的正常運行。就功率變換器發(fā)生故障后對系統(tǒng)的影響程度而言，一些情況下交流輸電型電力系統(tǒng)架構(gòu)的損害較輕。

但是交流輸電的電磁干擾問題更加嚴重。此外，與直流輸電相比，交流電流中的無功分量使得電流有效值較大，所需電纜更重。對于超導(dǎo)電力系統(tǒng)，超導(dǎo)電纜不存在直流電阻，但是存在一定的交流電阻，若采用交流輸電，電纜上的交流損耗將增加制冷系統(tǒng)的壓力。

由于功率變換器部件重量大，在超導(dǎo)電力系統(tǒng)中占據(jù)了超過30%的重量[9]，因而全交流型架構(gòu)在重量方面具備一定的優(yōu)勢。功率器件的運行將不可避免地帶來損耗，全交流型架構(gòu)的系統(tǒng)總損耗更低。

綜合來看，雖然全交流型架構(gòu)的損耗較低，但是該架構(gòu)不利于發(fā)動機的優(yōu)化運行，因而在燃油消耗方面的表現(xiàn)不佳，應(yīng)用范圍受限。另外兩種架構(gòu)能夠更好地發(fā)揮電推進系統(tǒng)的優(yōu)勢，但是面臨功率變換器重量大、系統(tǒng)損耗大的問題，這兩種架構(gòu)都要求功率變換器具備高功率密度、高效率和合理的散熱。直流輸電型電力系統(tǒng)架構(gòu)和交流輸電型電力系統(tǒng)架構(gòu)是更具潛力的電力系統(tǒng)架構(gòu)形式，隨著功率器件性能的提高，這兩種架構(gòu)的優(yōu)勢將越來越明顯。與交流輸電相比，直流輸電更適合于運用超導(dǎo)電力傳輸?shù)拇笮蜏u輪發(fā)電分布式電推進系統(tǒng)。

3 分布式電推進系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)

電力系統(tǒng)技術(shù)是支撐分布式電推進系統(tǒng)發(fā)展的重要基礎(chǔ)，主要包括高性能電機技術(shù)、大容量功率變換器技術(shù)、大容量輸配電技術(shù)、熱管理/能量管理技術(shù)等。高性能電機技術(shù)包括發(fā)電機技術(shù)和電動機技術(shù)，電推進系統(tǒng)的推進功率來自于電動機，電動機所需電能又來源于發(fā)電機，因此電機系統(tǒng)是整個分布式電推進系統(tǒng)的關(guān)鍵。電機的控制以及電能的轉(zhuǎn)換需要大容量功率變換器，功率變換器的性能影響整個電力系統(tǒng)的體積重量和效率。電機和功率變換器在運行過程中需要高效冷卻，熱管理是系統(tǒng)安全運行的保障。為了提高系統(tǒng)整體效率，需要合理、高效地調(diào)配電能，這要求系統(tǒng)具有包含大容量、高能量密度、高功率密度儲能系統(tǒng)在內(nèi)的能量管理系統(tǒng)。

NASA在AATT-HGEP項目(Hybrid Gas Electric subProject, Advanced Air Transportation Technology Project的子項目)下提出了混合電推進飛機涉及的電機和電力系統(tǒng)關(guān)鍵參數(shù)，如表2所示。AATT-HGEP項目認為1 MW電機技術(shù)和1 MW功率變換器技術(shù)能夠作為關(guān)鍵技術(shù)基礎(chǔ)，廣泛運用于兆瓦級電機和功率變換器[41]。

表2 AATT-HGEP項目中各系統(tǒng)關(guān)鍵性能參數(shù)[41]

3.1 高功率密度電動機技術(shù)

目前商用飛機大多使用渦輪風(fēng)扇發(fā)動機作為動力，該類型發(fā)動機的推力主要源于風(fēng)扇。風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速受到風(fēng)扇葉片端部線速度的限制，2 m直徑的風(fēng)扇轉(zhuǎn)速一般在4 000 r/min左右，若使用電動機直接驅(qū)動風(fēng)扇為飛機提供動力，較低的轉(zhuǎn)速限制了電動機的功率密度。目前的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的等效功率密度大致在3～8 kW/kg之間[27]，電推進系統(tǒng)的功率密度只有達到甚至超過這個水平，才具備實用價值。

HGEP項目起初重點研究全超導(dǎo)電動機，近年來擴展了在高性能傳統(tǒng)電動機領(lǐng)域的研究工作，包括永磁同步電機和感應(yīng)電機[41]。

影響電機功率密度的關(guān)鍵參數(shù)有磁負荷、電負荷、頻率、轉(zhuǎn)子線速度和電流密度，這5項參數(shù)數(shù)值上的提高能夠直接提高電機的輸出功率，從而提高功率密度[42]。但是這些參數(shù)受到實際物理因素的限制，需要進行權(quán)衡，如轉(zhuǎn)子線速度由轉(zhuǎn)子外徑和轉(zhuǎn)速決定，受轉(zhuǎn)子材料機械強度制約，電流密度受電機冷卻條件影響等。文獻[42]指出外轉(zhuǎn)子永磁電機在該5項參數(shù)上能夠同時獲得較高數(shù)值，從而獲得高功率密度，具備作為飛機推進電機的潛力。

目前航空電推進領(lǐng)域研究較多的為永磁電機和超導(dǎo)電機，NASA同時在進行低溫常導(dǎo)電機的研究。

3.1.1 永磁電動機

得益于高性能永磁材料的發(fā)展，特別是稀土永磁材料磁性能的提高，主要表現(xiàn)為最大磁能積BHmax和最高工作溫度的提高,如圖15所示，永磁電機的功率密度能夠達到較高的水平。目前研制成功的小型電動飛機多采用永磁電動機作為推進動力來源。

電機轉(zhuǎn)速的提高能夠提高電機功率密度，高速永磁電動機配合減速器是小型電推進系統(tǒng)合適的技術(shù)途徑。但需要考慮減速器重量、維護性以及帶來的效率損失。

圖15 當(dāng)前及未來永磁材料的磁能積與工作溫度
Fig.15 Operating temperature and energy product for existing and future permanent magnets

永磁電動機能夠通過多種措施來提高功率密度。首先是增加電機極對數(shù)、提高電機轉(zhuǎn)速和頻率。其次采用Halbach陣列形式排列永磁體，提高氣隙磁密并改善磁密波形，同時減輕軛部導(dǎo)磁結(jié)構(gòu)。美國伊利諾伊大學(xué)和英國諾丁漢大學(xué)正在推進超高功率密度永磁電動機的研究。

圖16為伊利諾伊大學(xué)提出的高速外轉(zhuǎn)子永磁電動機，其采用了無槽結(jié)構(gòu)，在18 000 r/min轉(zhuǎn)速下能夠獲得1 MW輸出功率，功率密度達到14 kW/kg，效率超過97%[43]。NASA正在資助該項目的研究。

低速下永磁電動機也能獲得較高的功率密度，因而也能夠直接驅(qū)動風(fēng)扇或螺旋槳。英國諾丁漢大學(xué)設(shè)計的另一種Halbach結(jié)構(gòu)外轉(zhuǎn)子超高功率密度磁電動機，在2 500 r/min轉(zhuǎn)速和26 A/mm2電流密度下輸出1.7 MW的功率，效率能達到96.8%，功率密度為15.8 kW/kg[44]。

永磁電機具備達到超高功率密度的潛力，但是受散熱條件限制無法長時間輸出最高功率。西門子公司研制的260 kW永磁電動機是目前已經(jīng)裝機的功率最大的航空推進電機，該電機重50 kg，持續(xù)工作狀態(tài)下功率密度為5.2 kW/kg。西門子公司還在推進500 kW、750 kW和1 MW永磁推進電機的研制。

目前永磁電機的技術(shù)成熟度較高，功率等級和功率密度已經(jīng)可以滿足小型電推進系統(tǒng)的需要，但若運用于渦輪發(fā)電分布式電推進系統(tǒng)仍需解決大量技術(shù)難題：① 需要單臺電動機的持續(xù)輸出功率達到兆瓦級，NASA和相關(guān)企業(yè)及研究機構(gòu)正在積極推進1 MW電動機的研究工作[41-42]；② 需要進一步提高電動機的效率并設(shè)計高效冷卻方式，大容量電動機需要更高的效率以將發(fā)熱功率控制在冷卻系統(tǒng)的承受范圍內(nèi)。

圖16 伊利諾伊大學(xué)1 MW永磁電動機二維模型
Fig.16 2D model of Illinois University 1 MW permanent magnet motor

3.1.2 低溫常導(dǎo)電動機

電機的功率密度很大程度上取決于其線圈能夠承載的電流密度。一般自冷條件下線圈的電流密度在10 A/mm2左右，油冷條件下線圈電流密度能夠超過20 A/mm2，甚至接近30 A/mm2。電勵磁同步電機在20 A/mm2的電流密度下，功率密度能夠達到3 kW/kg，而該電流密度下電機的工作溫度在80～100 ℃，電機繞組的溫度可能達到150 ℃。由于銅的溫度系數(shù)為正，溫度越高電阻率越大，相同電流下?lián)p耗越大。若降低電機的工作溫度，繞組的電阻率將降低，同等損耗條件下繞組承載的電流密度就能夠得到提高。

NASA格倫研究中心正在進行低溫常導(dǎo)電機的研究。該研究中心設(shè)計研制了一臺低溫開關(guān)磁阻電機，在液氮中能夠以超過50 A/mm2的電流密度穩(wěn)定運行，這大大提高了電機的功率密度[45]。由于在低溫下繞組的電阻率較低，在液氮中銅的電阻率僅為室溫下的約1/7，有效降低了銅損，減輕了循環(huán)冷卻系統(tǒng)的制冷壓力，有助于提高電機效率。

目前商用超導(dǎo)帶材在液氮溫區(qū)以及自場條件下的臨界電流密度約為100 A/mm2，并且該臨界電流密度是對于直流電流而言。可見相比于低溫常導(dǎo)電機，現(xiàn)階段的超導(dǎo)電機優(yōu)勢并不突出。

實際上目前低溫常導(dǎo)技術(shù)已運用于半超導(dǎo)電機，半超導(dǎo)電機的常導(dǎo)電樞繞組一般也在低溫下工作以獲得高電流密度。在超導(dǎo)材料的交流損耗降至更低水平后，超導(dǎo)電樞繞組才有希望取代低溫常導(dǎo)電樞繞組。

目前的低溫電機仍處在實驗室研究階段，尚未實現(xiàn)應(yīng)用。低溫電機需要保溫、冷卻設(shè)備以維持低溫環(huán)境，使得系統(tǒng)更為復(fù)雜，大量的附加設(shè)備限制了低溫電機的功率密度。因而低溫常導(dǎo)技術(shù)作為電機向超導(dǎo)化發(fā)展的過渡，在現(xiàn)階段具備一定的實用價值，同時為超導(dǎo)電機的發(fā)展和應(yīng)用提供技術(shù)儲備。

3.1.3 超導(dǎo)電動機

超導(dǎo)電動機是電推進系統(tǒng)動力來源很具前景的方案，全超導(dǎo)電動機的功率密度具備超過25 kW/kg的潛力[27]。與傳統(tǒng)電機相比，超導(dǎo)電機具備較大優(yōu)勢，超導(dǎo)線材能夠承載大大超過常溫條件下銅導(dǎo)線的電流密度，且超導(dǎo)線材工作在超導(dǎo)狀態(tài)時不存在直流電阻；作為永磁體使用時，超導(dǎo)塊材能夠俘獲的磁場強度大大超過稀土永磁體能夠達到的磁場強度。與低溫常導(dǎo)電機相比，超導(dǎo)電機最大的優(yōu)勢在于通入直流電時導(dǎo)體上不存在熱損耗，這減小了制冷系統(tǒng)的功率，有助于降低制冷系統(tǒng)的重量。

同等尺寸條件下電機的輸出功率取決于電負荷和磁負荷。得益于超導(dǎo)體能夠承載的高電流密度，轉(zhuǎn)子勵磁型同步電機能夠通過超導(dǎo)勵磁繞組獲得強磁場，同時傳統(tǒng)低溫電樞繞組或是超導(dǎo)電樞繞組可承受高電負荷，使得電機能夠在同等尺寸條件下獲得更高的輸出功率。

目前地面應(yīng)用的大功率同步電機技術(shù)較為成熟，同步電機的超導(dǎo)化改裝技術(shù)難度相對較低。美國已研制成功用于艦船電推進的36.5 MW超導(dǎo)同步電動機，該電機與同等功率下傳統(tǒng)電機相比體積更小、重量更輕、性能更優(yōu)異[46]。船舶電推進技術(shù)的研究進展較快，超導(dǎo)同步電機有望率先在艦船上得到應(yīng)用。但是航空應(yīng)用對電機的體積重量要求更高，這要求電機使用更加輕質(zhì)的材料，結(jié)構(gòu)更加緊湊。

同步電機需要額外的勵磁機和旋轉(zhuǎn)整流器提供勵磁電流，結(jié)構(gòu)復(fù)雜、可靠性較差。而根據(jù)超導(dǎo)塊材俘獲磁場的原理制成的超導(dǎo)永磁電機能夠一定程度上克服這些問題。

圖17 164 kW超導(dǎo)電動機
Fig.17 164 kW superconducting motor

圖18 軸向磁通超導(dǎo)電動機
Fig.18 Axial flux superconducting motor

美國佛羅里達州立大學(xué)致力于高溫超導(dǎo)電動機(HTS motor)的研究，圖17和圖18為其提出的兩種用于航空電推進的超導(dǎo)永磁電機結(jié)構(gòu)，前者采用徑向磁場[47]，后者采用軸向磁場[48]。文獻[26]提出了一種用于超導(dǎo)塊俘獲磁場的兩步冷卻法，首先將超導(dǎo)線圈溫度降至臨界溫度以下并通入勵磁電流，此時超導(dǎo)塊維持在臨界溫度以上，再將超導(dǎo)塊的溫度降至臨界溫度以下以俘獲磁場，最后將超導(dǎo)線圈的勵磁電流反向，與超導(dǎo)塊共同形成電機的N極和S極。通過這種方法獲得的磁感應(yīng)強度根據(jù)條件不同而變化，溫度越低磁感應(yīng)強度越強，一般在1～2 T之間(20～30 K)[47-48]，在更低溫度(4.2 K)下磁感應(yīng)強度甚至能夠達到9 T[49]。

當(dāng)前超導(dǎo)塊所俘獲磁場的磁感應(yīng)強度僅和高性能永磁體相當(dāng)，在低溫下的性能優(yōu)勢并不顯著，因此超導(dǎo)永磁電機在功率密度方面優(yōu)勢不大，約在6～8 kW/kg之間[47-48,50]。當(dāng)前設(shè)計的超導(dǎo)永磁電機多為層狀結(jié)構(gòu)，單臺電機容量在數(shù)百千瓦級別。層狀結(jié)構(gòu)需要以層為單位進行軸向拓展[50]，以提高輸出功率，如圖19所示。

作為一種新型特種電機，超導(dǎo)永磁電機目前已成功研制樣機，但仍在原理探索和實驗室研究階段。

超導(dǎo)材料的性能受溫度影響很大，高溫超導(dǎo)材料雖然在液氮溫區(qū)就能夠體現(xiàn)超導(dǎo)電性，但是臨界電流密度較低，在外加磁場影響下的臨界電流密度甚至僅稍優(yōu)于冷卻條件較好的銅導(dǎo)體，因此需要將超導(dǎo)材料置于更低的工作溫度下。

圖19 多層結(jié)構(gòu)超導(dǎo)電動機
Fig.19 Multi-stack superconducting motor

超導(dǎo)技術(shù)尚處在理論探索和初步應(yīng)用階段。目前各種新型具備超導(dǎo)電性的材料層出不窮，涵蓋了金屬材料、陶瓷材料乃至有機材料等。超導(dǎo)材料的臨界溫度從幾K到上百K不等，近幾年甚至實現(xiàn)了銅氧化物在室溫下的超導(dǎo)，以及觀察到簡單化合物H2S在190 K下的零電阻特性。但是前者需要激光誘導(dǎo)，并且持續(xù)時間僅在皮秒級，后者需要在150 GPa的超高壓下才能實現(xiàn)。目前具備實用價值的超導(dǎo)材料種類有限。超導(dǎo)材料的發(fā)展一方面需要提高在強磁場環(huán)境下的臨界電流密度，另一方面需要降低交流損耗，使超導(dǎo)電樞繞組成為可能，與此同時需要提高超導(dǎo)材料的臨界溫度，降低制冷成本。超導(dǎo)電工技術(shù)的進步必將全面提高超導(dǎo)電機的性能，超導(dǎo)電機的發(fā)展還有很大的潛力。

3.2 高功率密度發(fā)電機技術(shù)

作為提供電能的系統(tǒng)，發(fā)電系統(tǒng)對電推進系統(tǒng)也非常重要。電推進系統(tǒng)中，發(fā)電機往往以高轉(zhuǎn)速運行，以提高發(fā)電機的功率密度。同時為了省去后級的升壓裝置，發(fā)電機可直接輸出與電網(wǎng)電壓相同的高壓直流電。

美國空軍研制的一臺低溫發(fā)電機的發(fā)電容量達到了1 MW，質(zhì)量約為100 kg，功率密度達到了10 kW/kg。更大容量、更低工作溫度的發(fā)電機能達到更高的的功率密度[45]。渦輪發(fā)電分布式電推進系統(tǒng)的總發(fā)電容量在50 MW級別，10 kW/kg的功率密度仍會使得發(fā)電系統(tǒng)過于沉重，因此要求發(fā)電機的功率密度達到更高水平，目前的技術(shù)水平尚難以滿足要求。

美國還在以NASA為首進行兆瓦級傳統(tǒng)發(fā)電機的研究工作，目標(biāo)為高功率密度且效率超過96%的1 MW發(fā)電機。

對于更大容量的發(fā)電機，超導(dǎo)發(fā)電機是更合適的選擇，全超導(dǎo)同步發(fā)電機的理論功率密度超過40 kW/kg[27]。各國已研制成功不同功率等級的半超導(dǎo)發(fā)電機[51]，但是受制于制造成本和運營維護成本，沒有得到大范圍的應(yīng)用。而全超導(dǎo)電機的研制受制于超導(dǎo)繞組的交流損耗問題，迫切需要低交流損耗超導(dǎo)材料。

3.3 超導(dǎo)電能傳輸技術(shù)

在電能傳輸方面，特別是高壓直流輸電領(lǐng)域，超導(dǎo)技術(shù)具備極大的優(yōu)勢。超導(dǎo)電纜具有容量大、損耗低、體積小、重量輕的優(yōu)點，已經(jīng)在地面獲得初步應(yīng)用[52]。

目前的超導(dǎo)輸電線纜已經(jīng)能夠?qū)㈦娮杩刂圃?.000 1 Ω/km以下，而20 ℃下承載1 kA的銅電纜(電流密度以5 A/mm2計算)，電阻將達到0.086 Ω/km，與之相比超導(dǎo)電纜的損耗幾乎可以忽略。

當(dāng)前在地面已實際并網(wǎng)運行的超導(dǎo)電纜容量達10 MW以上，國內(nèi)于2004年首次投入運行的33.5 m長三相超導(dǎo)電纜額定電壓35 kV、額定電流2 kA。2012年投入運行的360 m長直流超導(dǎo)電纜額定電壓1.3 kV、額定電流10 kA。由于渦輪發(fā)電分布式電推進系統(tǒng)的發(fā)電機往往不并聯(lián)運行，因此母線輸電容量在10 MW級別，目前超導(dǎo)電纜能夠滿足要求。

此外，用于電能分配的大功率高可靠配電裝置，以及包括大容量限流器和斷路器在內(nèi)的高性能高可靠保護裝置還需要進一步研究和突破。

3.4 高效、大容量功率變換器技術(shù)

電推進系統(tǒng)的推進動力源于電動機，要實現(xiàn)對電動機的控制必需相應(yīng)的功率變換器。電推進系統(tǒng)中的功率變換器主要有發(fā)電機側(cè)的整流器和電動機側(cè)的逆變器，此外還有一系列為機上其他設(shè)備供電的功率變換器。如上所述，分布式電推進系統(tǒng)中功率變換裝置的重量占電氣系統(tǒng)總重量相當(dāng)大比例(超過30%)，同時帶來大量損耗，因此高效、高功率密度功率變換器技術(shù)對電推進系統(tǒng)十分關(guān)鍵。

HGEP項目中要求1 MW功率變換器功率密度達到19 kW/kg，效率達到99%。其中逆變器直流母線電壓達到1 000 V，三相交流輸出能夠驅(qū)動永磁電動機、感應(yīng)電動機和磁阻式電動機等多種類型的電動機；整流器也可考慮采用可控整流的方式[41]。此外，NASA還在主導(dǎo)低溫變換器的研究工作，目標(biāo)功率密度達到26 kW/kg，目標(biāo)效率達到99.3%。

兆瓦級功率變換器所依托的大容量電力電子技術(shù)需要在以下方面獲得突破：開關(guān)器件、半導(dǎo)體材料、功率電路拓撲、濾波器、封裝和熱管理等[30]。

功率器件的損耗源于導(dǎo)通損耗和開關(guān)損耗兩個方面，提高功率器件的效率即降低其損耗，這很大程度上依賴于新型寬禁帶半導(dǎo)體器件的應(yīng)用，如SiC器件。目前亞兆瓦或兆瓦級大容量電力電子裝置仍局限于傳統(tǒng)硅基晶閘管或IGBT換流技術(shù)，普遍存在開關(guān)頻率偏低、體積大和功耗高等缺點，難以實現(xiàn)電力系統(tǒng)性能的大幅提升。作為第三代功率半導(dǎo)體器件，SiC器件效率高、導(dǎo)通電阻低、熱傳導(dǎo)率好、工作溫度高、可靠性好、耐電磁輻射，這些特點使得SiC器件在航空上有著很好的應(yīng)用前景，是實現(xiàn)功率變換器性能大幅提升的重要基礎(chǔ)。能在更高開關(guān)頻率、高溫(大于500 ℃)和高壓(達數(shù)萬伏)下工作，突破了硅基功率器件低頻、溫度(小于150 ℃)和電壓(數(shù)千伏)限制所導(dǎo)致的局限性，能夠大幅提高功率變換器的性能，包括提高電能轉(zhuǎn)換效率，減小設(shè)備體積和重量，減少使用器件的數(shù)量，簡化控制系統(tǒng)，減小散熱系統(tǒng)和降低整機的總成本。

功率器件的開關(guān)損耗也可以通過優(yōu)化電路拓撲來降低，如軟開關(guān)技術(shù)。此外，目前的電力變換器中，濾波器必不可少。輸入/輸出濾波器有助于降低共模干擾和差模干擾，提高電能質(zhì)量，降低對機載電子設(shè)備和負載電機的影響。但是濾波器占了很大一部分重量，直流母線上的濾波電容不僅體積大、重量重，還無法耐高溫，可靠性差，電感由于鐵心的存在也占了很大一部分重量。因此濾波器的設(shè)計必須在滿足要求的前提下，盡可能做到體積小、重量輕。

3.5 熱管理技術(shù)

電力系統(tǒng)在運行過程中將不可避免地產(chǎn)生熱量，特別是渦輪發(fā)電分布式電推進系統(tǒng)，50 MW的容量使得系統(tǒng)即使達到99%的整體效率，發(fā)熱量也將有500 kW，這從另一方面體現(xiàn)了超導(dǎo)技術(shù)在大型分布式電推進系統(tǒng)中的現(xiàn)實意義。分布式電推進飛機不僅要求系統(tǒng)具備極高的效率，還要求具備高效熱管理系統(tǒng)。

熱管理主要是指電力系統(tǒng)各部分的冷卻、散熱，這對電力系統(tǒng)特別是電機的性能有著重要影響。良好的冷卻能夠降低電機的運行溫度，從而降低電機銅導(dǎo)線的電阻率，使得電機銅損降低，效率得到提高[30]。同時電機繞組的絕緣層存在最高工作溫度限制，絕緣層壽命也與繞組溫度有關(guān)，繞組溫度的降低有助于延長絕緣層的壽命，也即延長電機本身的壽命。換一個角度來看，良好的冷卻能夠使電機繞組承載更高的電流密度，從而提高電機的功率密度。熱管理對功率變換器的效率和安全工作也非常重要[28]，工作溫度的降低能夠有效降低開關(guān)器件的導(dǎo)通壓降，減小功率器件上的損耗。

對于電推進系統(tǒng)中的超導(dǎo)部件，則更多的需要低溫冷卻技術(shù)。超導(dǎo)材料需要工作在低溫環(huán)境以維持超導(dǎo)狀態(tài)，一旦溫度超過超導(dǎo)材料的臨界溫度，超導(dǎo)材料將轉(zhuǎn)為常導(dǎo)狀態(tài)，無法正常工作。和傳統(tǒng)電機將熱量帶離電機不同，由于超導(dǎo)材料的零電阻特性，其本身產(chǎn)生的熱量很低，因此超導(dǎo)電機熱管理的主要目的是防止外部熱量進入電機，并帶走電機自身產(chǎn)生的熱量，因此超導(dǎo)電機的熱管理主要集中在隔熱和保溫上。當(dāng)然，電力系統(tǒng)中其他超導(dǎo)器件如超導(dǎo)電纜、超導(dǎo)功率部件等同樣需要進行冷卻、保溫和隔熱。

用于分布式電推進飛機的熱管理系統(tǒng)主要有基于制冷機的封閉式循環(huán)冷卻系統(tǒng)和基于低溫燃料的開放式冷卻系統(tǒng)兩類，一般認為第二種冷卻系統(tǒng)結(jié)構(gòu)更簡單，但是需要大容量低溫儲罐。

熱管理系統(tǒng)是整個分布式電推進系統(tǒng)中非常重要的環(huán)節(jié)。傳統(tǒng)技術(shù)中的熱管理技術(shù)對系統(tǒng)性能影響很大，而基于超導(dǎo)技術(shù)的電推進系統(tǒng)熱管理技術(shù)直接影響了系統(tǒng)能否安全運行。用于分布式電推進系統(tǒng)的熱管理系統(tǒng)仍在探索階段，兩類系統(tǒng)的優(yōu)劣尚未完全明確。

3.6 推進能源相關(guān)技術(shù)

3.6.1 發(fā)動機能源相關(guān)技術(shù)

電推進系統(tǒng)的所需電能來源主要分為兩類，一類是由發(fā)電機提供，一類由電池提供，其中電池又分為蓄電池、燃料電池和太陽能電池3種。但是目前的蓄電池技術(shù)有限，采用蓄電池作為能源的電推進系統(tǒng)面臨續(xù)航能力不足的問題，只適合短程小型飛機，同時目前的燃料電池技術(shù)存在功率密度過低的問題，而太陽能電池輸出的電功率有限。因此對于遠程大型客機，發(fā)動機和燃料仍然不可或缺，先進燃氣渦輪發(fā)動機技術(shù)和新型燃料仍是實現(xiàn)飛機性能提升的關(guān)鍵。

液氫是未來大型電推進飛機的燃料選擇之一。液氫的沸點為20 K，在這個溫度下能夠使絕大部分超導(dǎo)材料工作在超導(dǎo)狀態(tài)，使用液氫作為飛機的燃料能夠兼顧各超導(dǎo)部件的冷卻，從而僅需一套低溫存儲設(shè)備，不需要制冷設(shè)備。而其他液態(tài)燃料如液態(tài)甲烷沸點較高，難以滿足超導(dǎo)器件的工作條件，因此液氫在電推進飛機上的應(yīng)用前景較廣。此外，氫的熱值約為燃油的3倍，即提供同等能量的氫重量僅為燃油的1/3。但是氫的密度低，使用液氫作為燃料需要更大的存儲空間。在采用超導(dǎo)技術(shù)的大型電推進飛機上，液氫和燃油的混合燃料更為適用[14,27,53]。目前低溫燃料的儲存和使用還面臨諸多困難，需要進一步研究與實踐。

3.6.2 大容量能量存儲技術(shù)

飛機在不同狀態(tài)下需要的推進功率不同，如起飛、爬升和降落階段需要更大的推進功率，而巡航階段需要的推進功率較小，因此要求電推進系統(tǒng)中的供電系統(tǒng)具有長時間提供一定功率和短時提供大過載功率的能力[30,54]。若使用儲能系統(tǒng)提供電推進系統(tǒng)所需峰值功率，則有助于降低發(fā)電系統(tǒng)容量，減小發(fā)電系統(tǒng)體積重量，同時有利于發(fā)電系統(tǒng)的平穩(wěn)運行。此外，大型電推進飛機的電力系統(tǒng)容量達數(shù)十兆瓦，儲能系統(tǒng)還肩負調(diào)節(jié)電能質(zhì)量、提高電力系統(tǒng)穩(wěn)定性的作用。

儲能系統(tǒng)包括高能量密度型和高功率密度型[32]。能夠在飛機上使用的高能量密度型儲能系統(tǒng)主要為化學(xué)電池，其中鎳鎘電池和鋰電池的應(yīng)用最廣泛；高功率密度型儲能系統(tǒng)多采用了新技術(shù)，主要有超級電容儲能、超導(dǎo)磁儲能和飛輪儲能等。

高功率密度型的儲能系統(tǒng)能夠在短時間內(nèi)提供兆瓦級的功率輸出，但是儲能容量有限，放電時間較短，難以作為推進能源使用。不過這類系統(tǒng)的充電時間同樣較短，能夠作為大功率脈沖電源使用。高能量密度型儲能系統(tǒng)單位重量下?lián)碛懈蟮膬δ苋萘?，能夠長時間輸出較大功率，具有作為電源使用的潛力，但其功率密度無法和高功率密度型儲能系統(tǒng)相媲美。

目前廣泛運用的鋰離子電池能量密度約為200 Wh/kg，存在進一步提升的空間。尚在研發(fā)中的新型電池如金屬-空氣電池具有更高的能量密度，但是僅進行了地面實驗，在飛機上的應(yīng)用仍有待驗證其可靠性、安全性[21]。高功率密度型儲能系統(tǒng)正在地面和艦船上獲得越來越多的應(yīng)用，波音公司已成功研制用于飛機的飛輪儲能系統(tǒng)，但是距離實際應(yīng)用還需大量研究工作[55]。

總的來說，儲能系統(tǒng)是飛機電推進系統(tǒng)的重要組成部分。目前儲能系統(tǒng)面臨的最大難題在于能量密度過低，極大限制了其在飛機上的應(yīng)用，特別是要求大儲能容量、大發(fā)電功率的應(yīng)用場合，如大型電推進系統(tǒng)。儲能系統(tǒng)有待進一步發(fā)展和突破。

4 結(jié) 論

電推進技術(shù)是繼多電飛機技術(shù)之后航空技術(shù)發(fā)展的重要方向，是航空電氣化的高級階段。分布式電推進技術(shù)融合了飛機動力系統(tǒng)和氣動特性，有利于飛機總體的優(yōu)化設(shè)計，提高動力系統(tǒng)冗余度，進一步提高飛機總體效率，降低飛機能量消耗。

1) 小型分布式電推進飛機所需推進功率在數(shù)十至數(shù)百千瓦級別，該功率等級的電池、電機、電力電子與系統(tǒng)控制技術(shù)相對成熟。為了進一步提高飛機性能和實用性，高能量密度電池技術(shù)、超高功率密度高效永磁電機技術(shù)及功率變換器技術(shù)仍需研究與實踐。

2) 中大型分布式電推進飛機所需推進功率較大，需要兆瓦級電機和功率變換器，混合電推進系統(tǒng)是合理的選擇。大功率分布式電推進系統(tǒng)一方面需要先進燃氣渦輪發(fā)動機，另一方面需要超高功率密度、高效率電機系統(tǒng)，用以構(gòu)成高效混合動力系統(tǒng)。燃氣渦輪發(fā)電技術(shù)、兆瓦級電機技術(shù)和功率變換器技術(shù)有待進一步發(fā)展，超導(dǎo)電機、超導(dǎo)電力傳輸?shù)瘸瑢?dǎo)電工技術(shù)在大功率電推進系統(tǒng)中的應(yīng)用基礎(chǔ)研究需要大力研究與突破。同時，用于飛機大容量混合動力系統(tǒng)的儲能系統(tǒng)、能量管理系統(tǒng)和熱管理系統(tǒng)也需要進一步發(fā)展。渦輪發(fā)電分布式電推進系統(tǒng)的實用化仍需在眾多關(guān)鍵技術(shù)上獲得突破。

3) 飛機電力系統(tǒng)相關(guān)技術(shù)是發(fā)展分布式電推進飛機的必要基礎(chǔ)，因此電推進技術(shù)發(fā)展為航空電氣技術(shù)研究帶來了重要機遇，同時也對飛機電力系統(tǒng)各部件的性能、可靠性和安全性等提出了更為苛刻的要求。要實現(xiàn)航空電推進技術(shù)，需要航空動力、機電、環(huán)控和飛控等多系統(tǒng)、多學(xué)科交叉融合與創(chuàng)新發(fā)展。

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