渦輪發(fā)電混合動力分布式推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計分析

■ 滿運堃 姚軒宇 王愛峰 / 中國航發(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)計方法和思路均與傳統(tǒng)模式有所區(qū)別，開展設(shè)計方法梳理及影響因素分析，有助于加深對混合動力系統(tǒng)設(shè)計的認(rèn)識，為方案設(shè)計提供理論支持。

隨著航空業(yè)的快速發(fā)展，人們對飛行器動力系統(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力系統(tǒng)，成為目前的研究熱點之一。

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

相比于現(xiàn)有航空動力系統(tǒng)，渦輪混電分布式推進(jìn)系統(tǒng)具有諸多優(yōu)勢。原動機與推進(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。電動推進(jìn)單元體積小巧，可與飛行器深度融合設(shè)計，從而優(yōu)化整機氣動性能，提高升阻比。分布式推進(jìn)器更易于實現(xiàn)主動控制，通過產(chǎn)生主動控制力矩或直接產(chǎn)生升力，可以減少舵面等部件結(jié)構(gòu)，還可使固定翼飛機的高機動飛行成為可能。諸多的優(yōu)勢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，具有很好的市場應(yīng)用前景。

圖1 不同工況能量分配情況

設(shè)計方法及思路

動力系統(tǒng)的需求直接來源于飛行器，因此在開始動力系統(tǒng)設(shè)計前，應(yīng)對飛行器開展總體初步設(shè)計分析，提煉動力系統(tǒng)的基本需求。通常來說，較為完整的飛行器方案設(shè)計流程至少應(yīng)包含：概念設(shè)計、初步設(shè)計、詳細(xì)設(shè)計、設(shè)計定型等階段。因此，可通過概念設(shè)計和初步設(shè)計，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)計約束，作為渦輪混電分布式推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計輸入。

渦輪混電分布式推進(jìn)系統(tǒng)可簡化為電推進(jìn)系統(tǒng)、渦輪發(fā)電系統(tǒng)、儲能系統(tǒng)3個部分。由于儲能系統(tǒng)的存在，能量流動路徑不是單向的，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)時間相對較短；巡航階段需要的推進(jìn)功率較小，但占據(jù)了絕大部分飛行時間。為達(dá)到最優(yōu)設(shè)計（此處定義為在滿足飛行器全飛行包線動力需求的前提下，動力系統(tǒng)部件及電池、燃油的總質(zhì)量最小），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)計應(yīng)以滿足巡航時的功率需求為基準(zhǔn)，穩(wěn)定輸出；儲能系統(tǒng)的設(shè)計應(yīng)以滿足起降階段峰值功率下的功率缺口為基準(zhǔn)，在不同階段通過充放電實現(xiàn)動態(tài)調(diào)整。整機總功率需求與原動機、電池輸出功率的關(guān)系如圖1所示，該圖展示了美國國家航空航天局（NASA）X-57渦輪混電分布式驗證機的能量分配策略。

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

圖2 基本設(shè)計流程

表1 一種基準(zhǔn)布局方案以及4種對比方案

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力系統(tǒng)方案設(shè)計

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飛機改裝的X-57驗證機。將傾轉(zhuǎn)機翼/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，實現(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)計目標(biāo)為1.5t級小型通用航空飛機、可搭載4名乘員及行李、可完成城際間的中短程飛行、可實現(xiàn)垂直起飛/降落且具有不低于同類型飛機的燃油經(jīng)濟(jì)性。

為滿足垂直起降及平飛巡航的動力需求，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）對動力系統(tǒng)設(shè)計結(jié)果的影響，此處給出了一種基準(zhǔn)布局方案以及4種對比方案，如表1和圖3所示。

此處采用串聯(lián)式混合動力系統(tǒng)構(gòu)架，以小型渦軸發(fā)動機作為原動機，與發(fā)電機共同組成渦輪發(fā)電系統(tǒng)，并與儲能系統(tǒng)共同驅(qū)動分布在機翼和尾翼前緣的若干電推進(jìn)單元。設(shè)計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需求時，儲能系統(tǒng)處于充電狀態(tài)，實現(xiàn)能量回收；當(dāng)渦輪發(fā)電系統(tǒng)的輸出功率小于整機需求時，儲能系統(tǒng)處于放電狀態(tài)，填補功率缺口。

以飛行器性能指標(biāo)及相關(guān)設(shè)定作為設(shè)計輸入和設(shè)計約束，選取合理的部件性能參數(shù)，開展混合動力系統(tǒng)參數(shù)化設(shè)計并得出結(jié)果。基準(zhǔn)方案中，整機峰值功率（垂直起飛狀態(tài)）需求為546kW，巡航功率需求為104kW；渦輪發(fā)動機額定功率為199kW；動力系統(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%，說明起飛狀態(tài)處于設(shè)計點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，說明此時低效率的大槳完全成為負(fù)擔(dān)，關(guān)閉大槳電動機成為最優(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)，會產(chǎn)生一定阻力，而該阻力會計入整機阻力中，將在整機升阻比中有體現(xiàn)，可在飛行器初步設(shè)計以及氣動性能計算時一并考慮。

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，減小儲能系統(tǒng)質(zhì)量，反之則會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，可有效降低整機峰值功率需求，從而減小功率缺口、降低儲能系統(tǒng)容量，使得動力系統(tǒng)、儲能系統(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。可見對方案設(shè)計而言，槳直徑是一個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)量對于方案設(shè)計結(jié)果的影響十分有限，各方案均較為接近，無顯著差異。這是由于電推進(jìn)系統(tǒng)的特點所致，即在電動機技術(shù)水平等前提條件不變的情況下，電推進(jìn)器數(shù)量對總功率需求無明顯影響。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，單個槳盤的負(fù)載較大，功率需求增長較快，即圖中曲線左側(cè)部分出現(xiàn)明顯上揚，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），曲線變化方趨于穩(wěn)定。可見對方案設(shè)計而言，僅從動力系統(tǒng)需求上看，螺旋槳數(shù)量成為一個不敏感的影響參數(shù)。

儲能系統(tǒng)容量的影響

由以上分析可以看出，儲能系統(tǒng)容量對方案設(shè)計結(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，分析電池對方案設(shè)計的影響。

飛行過程中能量分配策略為巡航時以混動模式為電池充電，充滿后切換為純電模式，當(dāng)電池剩余電量達(dá)到應(yīng)急儲備電量時再切換為混動模式，以此交替。通過增加電池質(zhì)量，巡航時間與飛行器總質(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，巡航時間亦隨之增大，但這一趨勢隨著總質(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，但是電池在充電過程中質(zhì)量是固定的，不像燃料在飛行過程中會逐步消耗，隨著電池質(zhì)量占比的增大，動力系統(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?？梢娡ㄟ^增加電池質(zhì)量來提高航時的辦法會隨著電池質(zhì)量的增加越來越困難。

圖6 巡航時間與飛行器總質(zhì)量的關(guān)系

圖7 油電配比與巡航時間（上）、耗油率（下）的關(guān)系

油電配比的影響

對于推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計而言，飛行器性能指標(biāo)是確定的，不能無限增加電池質(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于推進(jìn)系統(tǒng)性能的影響。

在不同飛行器質(zhì)量設(shè)計目標(biāo)下，給定設(shè)計載荷質(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)動系統(tǒng)的加入，油耗也呈現(xiàn)下降的趨勢。但在飛行器總質(zhì)量保持一定的條件下，續(xù)航時間會隨著電池質(zhì)量的逐漸增加而下降。這表明隨著飛行器設(shè)計質(zhì)量的增加，能源系統(tǒng)（無論是燃油還是電池）的設(shè)計裕度也會增加，更多的燃油會明顯增加飛行器的續(xù)航時間，而更多的電池電量會降低推進(jìn)系統(tǒng)的油耗，提高經(jīng)濟(jì)性。

結(jié)束語

渦輪混電分布式推進(jìn)系統(tǒng)作為一種新型動力系統(tǒng)，構(gòu)架組成與傳統(tǒng)的航空動力系統(tǒng)有著顯著差異，導(dǎo)致其設(shè)計流程、方法和思路均與傳統(tǒng)設(shè)計有所不同。在混合動力系統(tǒng)中，由于能量來源不是唯一的、能量流動路徑非單向等特點，必須構(gòu)建以能量綜合管理為中心的設(shè)計方法，充分基于動力需求、全飛行包線要求，開展儲能系統(tǒng)與燃油發(fā)電系統(tǒng)的協(xié)調(diào)設(shè)計及全局優(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)計更加多元、自由，同時也帶來了對布局方案進(jìn)行優(yōu)化等新問題。綜合來看，混合動力分布式系統(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景。應(yīng)根據(jù)任務(wù)特點，靈活調(diào)整推進(jìn)器尺寸布局、優(yōu)化燃油與電池的配比，從而實現(xiàn)更強的續(xù)航/負(fù)載能力或更好的燃油經(jīng)濟(jì)性。