支線/干線客機混合電推進技術(shù)

■ 蘭海青 / 中國航發(fā)動力所

在未來先進推進系統(tǒng)的各種可能形式中，混合電推進技術(shù)改善了原有飛機氣動結(jié)構(gòu)、大幅提高等效涵道比、降低耗油率和排放及減少噪聲，展現(xiàn)出較為明顯的發(fā)展?jié)摿?，是?yīng)對航空業(yè)日益嚴峻的氣候變化挑戰(zhàn)的重要手段。

近年來，針對混合電推動技術(shù)開展了大量研究，主要有渦輪電力推進、串聯(lián)混合電推進和并聯(lián)混合電推進等。目前支線/干線客機采用混合電推進的大多尚處于驗證和概念設(shè)計階段，包括美國國家航空航天局（NASA）研制的N3-X飛機、帶后部邊界層推進的單通道渦輪電力飛機（STARC-ABL）、采用協(xié)同利用方案的并聯(lián)電燃氣結(jié)構(gòu)（PEGASUS），波音公司研制的Sugar Volt方案，實驗系統(tǒng)航宇（ESAero）公司的ECO-150飛機，以及空客公司的E-Fan X驗證機、E-Airbus客機等。近年來，新的研究方案更是層出不窮，包括帶前緣嵌入式分布的單通道渦輪電力飛機（STARC-LEED）和法國航空航天實驗室（ONERA）研制的帶發(fā)電機的分布式風(fēng)扇研究飛機（DRAGON概念飛機）。

ECO-150飛機

項目概況

美國實驗系統(tǒng)航宇公司于2008年開始在N+3計劃下進行ECO-150飛機研究。ECO-150為150座的干線飛機，如圖1所示，最大巡航速度為Ma0.785，計劃于2035年投入使用。

圖1 ECO-150飛機

該飛機的動力裝置為渦輪電力分布式推進（TeDP）系統(tǒng)，左右機翼中間位置各安裝1臺功率為11185kW的渦輪發(fā)電機，向嵌在分裂式機翼的上半部分和下半部分之間的16個（左右各8個）風(fēng)扇供電，如圖2所示。在該推進系統(tǒng)中，渦輪發(fā)動機不產(chǎn)生推力，只帶動發(fā)動機發(fā)電，直接為電動機供電，進而驅(qū)動風(fēng)扇。TeDP系統(tǒng)的關(guān)鍵部件為采用液態(tài)氫冷卻的超導(dǎo)發(fā)電機和超導(dǎo)電動機[1]，能夠顯著減輕質(zhì)量并提高效率。

圖2 TeDP系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

研制歷程及進展

2009年，ESAero公司在NASA授予的小型企業(yè)創(chuàng)新研究（SBIR）合同下，開始研制ECO-150-16支線飛機，重點研究低溫冷卻電子部件提高效率的潛力。

2010年，ESAero公司在SBIR后續(xù)合同下，以ECO-150-16飛機作為基準(zhǔn)，研究分布式風(fēng)扇概念。在該研究中，推進器安裝在分裂機翼內(nèi)，以確定該布局對機翼結(jié)構(gòu)、推進器性能和整個機翼氣動性能的影響。研究發(fā)現(xiàn)，內(nèi)側(cè)機翼部分的桁架結(jié)構(gòu)具有固定的剛性，與類似平面形狀的傳統(tǒng)機翼相比，分裂機翼方案不需要壓縮支柱支架，可以使機翼質(zhì)量減輕22%。

2011年，ESAero公司研究發(fā)現(xiàn)，對于特定級別的飛機來說，采用低溫冷卻降低油耗和機場噪聲不是必需的，因此重新設(shè)計了ECO-150飛機，采用常規(guī)而不是低溫冷卻的電子部件，旨在確定不依靠低溫技術(shù)的TeDP結(jié)構(gòu)能否實現(xiàn)N+2飛機目標(biāo)。該飛機保持了ECO-150-16飛機的分裂式機翼設(shè)計，采用渦輪發(fā)電機和電池、電動機、電功率管理系統(tǒng)、功率分配電纜和總線、電力控制器和涵道風(fēng)扇等，但取消了液態(tài)氫冷卻系統(tǒng)。結(jié)果表明，相比ECO-150-16飛機，該飛機燃油節(jié)省較少，無法實現(xiàn)N+2飛機的目標(biāo)。

2016年，ESAero公司研究發(fā)現(xiàn)ECO-150飛機（攜帶液態(tài)氫冷卻電子部件）的基礎(chǔ)設(shè)施近期無法實現(xiàn)，因此開始研究配備常規(guī)電子部件的ECO-150R飛機，將帶有沖壓空氣熱交換器的再循環(huán)液體熱管理系統(tǒng)集成到設(shè)計中，冷卻電子部件，以實現(xiàn)N+2飛機目標(biāo)。研究結(jié)果表明，ECO-150R飛機至少能與目前運營的飛機一樣高效。

2019年，ESAero公司再次對ECO-150飛機進行改進，重新設(shè)計熱管理系統(tǒng)，并且增加電池供電，最終研制出ECO-150-300飛機，預(yù)計于2030—2040年中期推出。研究發(fā)現(xiàn)，ECO-150-300飛機TeDP系統(tǒng)采用協(xié)同技術(shù)具有顯著優(yōu)勢，設(shè)計指標(biāo)上總質(zhì)量降低5.7%，燃油消耗降低11%，NOx排放在著陸/起飛試驗中降低12.9%，巡航時降低14%[2]。

STARC-LEED概念飛機

項目概況

帶前緣嵌入式分布的單通道渦輪電力飛機（STARC-LEED）是NASA于2019年開始研制的，重點研究分布式混合電推進系統(tǒng)飛機的機翼結(jié)構(gòu)設(shè)計，以減輕相比常規(guī)飛機機翼額外增加的系統(tǒng)質(zhì)量。

STARC-LEED概念飛機的基準(zhǔn)飛機為先進常規(guī)單通道結(jié)構(gòu)（N3CC）飛機， 與基準(zhǔn)飛機不同的是，STARC-LEED概念飛機機翼采用嵌入式推進系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，推進系統(tǒng)采用渦輪電力分布式推進系統(tǒng)。STARCLEED概念飛機有兩種結(jié)構(gòu)，分別為STARC-LEED概念I(lǐng)（混合電動分布式推進系統(tǒng)集成至機翼內(nèi)）和STARC-LEED概念Ⅱ（電力風(fēng)扇集成至主機翼和上機翼之間），如圖3所示。STARC-LEED概念I(lǐng)采用16個電力風(fēng)扇（左右機翼各8個）嵌入機翼內(nèi)，兩個機翼下安裝的渦輪發(fā)動機驅(qū)動發(fā)電機，為分布式風(fēng)扇提供電力。STARC-LEED概念Ⅱ的電力風(fēng)扇集成至主機翼和上機翼之間，跨距較短，風(fēng)扇之間的多個翼型弦向掛架與上機翼和主機翼連接在一起。

圖3 STARC-LEED概念飛機

研制歷程及進展

2019年，NASA采用有限元分析模型， 對STARC-LEED概念飛機的兩種結(jié)構(gòu)進行研究和分析，以確定相比常規(guī)結(jié)構(gòu)，嵌入式方法是否具有結(jié)構(gòu)輕量化優(yōu)勢。STARCLEED概念I(lǐng)的混合電推進機翼結(jié)構(gòu)與常規(guī)機翼相比，具有結(jié)構(gòu)質(zhì)量減輕的潛力，但是減輕的質(zhì)量僅能彌補分布式電推進系統(tǒng)的部分額外質(zhì)量。STARC-LEED概念Ⅱ能夠解決STARC-LEED概念I(lǐng)遇到的一些推進集成的挑戰(zhàn)，但是該機翼結(jié)構(gòu)的質(zhì)量實際大于基準(zhǔn)常規(guī)機翼，無結(jié)構(gòu)輕質(zhì)優(yōu)勢，因此不能抵消更多的推進系統(tǒng)質(zhì)量[3]。

E-Fan X驗證機

項目概況

E-Fan X驗證機是由空客公司、西門子公司和羅羅公司于2017年共同研制的。在該項目中，空客公司負責(zé)混合電推進系統(tǒng)的控制架構(gòu)和電池的集成，以及與飛行控制系統(tǒng)的集成；西門子公司負責(zé)提供2MW電動機和電子控制裝置，以及逆變器、直流轉(zhuǎn)換器和能量分配系統(tǒng)；羅羅公司負責(zé)渦輪發(fā)動機、2MW發(fā)電機和電子設(shè)備，同時致力于對現(xiàn)有發(fā)動機短艙和電動機進行風(fēng)扇適配等。

E-Fan X是基于1架BAe146/Avro RJ支線客機改裝而成，如圖4所示。該機原來配裝的是4臺霍尼韋爾公司的LF507渦扇發(fā)動機。E-Fan X驗證機將BAe146/Avro RJ客機配裝的1臺渦扇發(fā)動機替換為電動機以驅(qū)動風(fēng)扇，電動機由3000V交流電系統(tǒng)驅(qū)動，采用的是碳化硅單元體和永磁材料，風(fēng)扇則來自于1臺羅羅公司的AE3007渦扇發(fā)動機。

圖4 E-Fan X驗證機

研制歷程及進展

2019年，羅羅公司提供2.5MW發(fā)電機和電子設(shè)備，改裝在1臺AE2100渦槳發(fā)動機上，安嵌入E-Fan X飛機驗證機進行飛行試驗。2019年6月，羅羅公司收購了西門子公司的電氣化部門，E-Fan X驗證機改由羅羅公司和空客公司合作開展。

2020年3月，E-Fan X驗證機進行氣動設(shè)計試驗，以明確對基準(zhǔn)飛機所作的更改將如何影響整體氣動性能和飛行品質(zhì)。在試驗期間，E-Fan X 驗證機的1 : 8縮比模型安裝在費爾頓低速風(fēng)洞上，附在試驗?zāi)Ｐ蜕系慕z線使工程師能夠分析各個迎角下的空氣流動。該風(fēng)洞試驗非常成功，標(biāo)志著E-Fan X驗證機達到又一個關(guān)鍵里程碑[4]。因為認識到當(dāng)時對所有要素進行集成，并進行試驗飛行并不是最關(guān)鍵的，2020年4月24日，空客公司和羅羅公司宣布停止E-Fan X驗證機項目。盡管項目已經(jīng)終止，但是羅羅公司后續(xù)仍會繼續(xù)開展E-Fan X發(fā)電系統(tǒng)的地面試驗，將在挪威特隆赫姆進行試驗的發(fā)電機與在德比研制的動力控制系統(tǒng)和在印第安那波利斯研制的動力控制和熱管理系統(tǒng)進行集成，以驗證該技術(shù)并獲得研制經(jīng)驗。

DRAGON概念飛機

項目概況

法國航空航天實驗室（ONERA）在歐洲“清潔天空”2計劃下，于2018年提出帶發(fā)電機的分布式風(fēng)扇研究飛機（DRAGON概念飛機），如圖5所示，以加快分布式電推進技術(shù)的成熟。其對標(biāo)機型為空客A320飛機或波音737飛機，巡航速度為Ma0.78、設(shè)計航程約為5093km、有效載荷為13t，預(yù)計于2035年投入使用。DRAGON概念飛機機身后部兩側(cè)各安裝1臺渦輪發(fā)動機以驅(qū)動發(fā)電機，為沿機翼翼展分布的40個涵道風(fēng)扇（分為4組，每組10個）提供電力。相比對標(biāo)的渦扇發(fā)動機，GRAGON飛機結(jié)構(gòu)顯示出優(yōu)勢，燃油消耗降低7%。

圖5 DRAGON概念飛機及推進系統(tǒng)

圖6 DRAGON概念飛機分布式混合電推進系統(tǒng)

DRAGON概念飛機采用分布式混合電推進系統(tǒng)，渦輪發(fā)動機有兩個軸，額外引入自由動力渦輪，與壓氣機獨立工作，以完全獲得可用的額外功率。在該推進系統(tǒng)中，兩臺渦輪發(fā)動機與嵌入式安裝的4臺發(fā)電機連接，每臺發(fā)電機與2個推進總線相連提供電力，無電能存儲裝置。該結(jié)構(gòu)采用并聯(lián)的方式，1臺發(fā)動機可以為所有風(fēng)扇提供電力，這種布局不僅考慮了故障模式，而且更重要的是，電力系統(tǒng)的冗余選擇能夠優(yōu)化功率和質(zhì)量。

研制歷程及進展

2019年，ONERA確定了DRAGON概念飛機的最終結(jié)構(gòu)，并對DRAGON概念飛機進行了多學(xué)科研究，評估飛機性能。其中包括采用有限元模型對機身部件進行質(zhì)量評估，驗證了質(zhì)量沿翼展分布的優(yōu)勢，但是相比傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)，因為機翼上分布的部件沿翼弦產(chǎn)生了扭矩，機翼整體質(zhì)量會增加；在研究該結(jié)構(gòu)的氣動彈性性能時發(fā)現(xiàn)，在低速和高速狀態(tài)下存在顫振行為，將通過增加機翼的彎曲剛度來消除，除此之外沒有發(fā)現(xiàn)任何嚴重的氣動彈性問題[5]。

2020年，考慮到分布式推進能夠提高整個推進系統(tǒng)的效率，但是集成至大型客機上還存在挑戰(zhàn)，ONERA為此開展了研究以發(fā)現(xiàn)問題，并制訂解決方案。從氣動視角分析，通過仿真計算驗證了機翼的形狀具備良好的整體流動特性，需要改進的區(qū)域很?。煌ㄟ^機翼結(jié)構(gòu)分析，發(fā)現(xiàn)將涵道風(fēng)扇和相關(guān)電機改為傳統(tǒng)懸掛安裝，通過電動機和逆變器對翼展增加載荷可以使布局更有效；更為重要的是，如果改進機翼結(jié)構(gòu)強度足夠限制翼尖偏轉(zhuǎn)，結(jié)構(gòu)尺寸則會進一步減?。桓倪M機翼結(jié)構(gòu)的氣動彈性分析顯示DRAGON概念飛機無顫振風(fēng)險；當(dāng)翼尖附近沒有涵道風(fēng)扇時，總體氣動彈性阻尼較高[6]。

結(jié)束語

支/干線客機向混合電推進方向發(fā)展已經(jīng)成為未來的發(fā)展趨勢，但仍面臨許多已知或未知因素的限制。在目前的研制進展中，各研究機構(gòu)正面臨著電池密度低、發(fā)電機和電動機功率小、電機需要的低溫超導(dǎo)環(huán)境、電力系統(tǒng)的質(zhì)量增加、電機安裝位置的選擇和熱管理等諸多技術(shù)難題有待解決。因此，距離混合電推進的商業(yè)應(yīng)用還有較長的路要走，需要在技術(shù)、市場和社會環(huán)境等領(lǐng)域進行更多的發(fā)展和探索。