NASA電氣化飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)控制方案分析

推進(jìn)系統(tǒng)電氣化是實現(xiàn)航空業(yè)節(jié)能減排、降低噪聲的最佳途徑。美國國家航空航天局（NASA）格倫研究中心為此開展了一系列的研究，從飛機(jī)構(gòu)型到飛發(fā)一體化設(shè)計，從推進(jìn)系統(tǒng)控制到飛發(fā)協(xié)同控制，以求掃除飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)電氣化道路上的技術(shù)障礙。

美國國家航空航天局電氣化飛機(jī)推進(jìn)（EAP）項目從創(chuàng)新技術(shù)、飛發(fā)一體化設(shè)計、推進(jìn)系統(tǒng)構(gòu)型入手，針對熱管理、高效電動機(jī)、轉(zhuǎn)換器、材料、控制邏輯和能量管理等技術(shù)領(lǐng)域進(jìn)行研究及試驗驗證。為實現(xiàn)飛機(jī)構(gòu)型和電氣化推進(jìn)系統(tǒng)的最優(yōu)配置，項目先后提出了9種不同的飛機(jī)構(gòu)型，研究范圍從固定翼到旋翼，從通航到支線，力求涵蓋所有在2035年可實現(xiàn)技術(shù)成熟度并投入市場使用的電氣化飛機(jī)構(gòu)型種類。此外，針對各類構(gòu)型的特點和差異，相應(yīng)地設(shè)計了電氣化推進(jìn)系統(tǒng)的組成和布局，探求飛機(jī)控制與推進(jìn)系統(tǒng)的控制協(xié)同。

電氣化飛機(jī)及推進(jìn)系統(tǒng)構(gòu)型

由于飛機(jī)構(gòu)型與推進(jìn)系統(tǒng)構(gòu)型有著非常緊密的聯(lián)系，在電氣化概念下對飛發(fā)一體化設(shè)計的要求更高，因此，對飛機(jī)構(gòu)型的研究必須與對電氣化推進(jìn)系統(tǒng)構(gòu)型的研究同步進(jìn)行。

NASA的EAP項目中包含了對固定翼和旋翼機(jī)構(gòu)型的研究。例如，在N3-X項目下，對飛機(jī)機(jī)體構(gòu)型進(jìn)行了較大的改變，實現(xiàn)了翼身融合的高升阻比設(shè)計；在升力-巡航（lift and cruise）垂直起降飛機(jī)項目中，設(shè)置推進(jìn)螺旋槳，增加了前飛推力。電氣化推進(jìn)系統(tǒng)在電力儲存和傳輸方面非常靈活，大大拓寬了飛機(jī)構(gòu)型的創(chuàng)新邊界，飛機(jī)設(shè)計可按需選用分布式電推進(jìn)或邊界層吸入式風(fēng)扇等先進(jìn)推進(jìn)方案。

NASA的EAP系統(tǒng)同樣也涉及多種構(gòu)型，包括全電推進(jìn)、并聯(lián)混合電推進(jìn)、串聯(lián)混合電推進(jìn)、全渦輪電推進(jìn)、部分渦輪電推進(jìn)和串并聯(lián)混合電推進(jìn)，系統(tǒng)復(fù)雜程度逐步遞增。相比常規(guī)飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)而言，EAP系統(tǒng)有其優(yōu)勢，但總體更為復(fù)雜，部件更為分散，對集成要求更高，而控制技術(shù)對確保復(fù)雜系統(tǒng)高效可靠工作起著至關(guān)重要的作用。

NASA電氣化飛機(jī)構(gòu)型

EAP系統(tǒng)級控制方案

考慮到最大化飛發(fā)一體化設(shè)計的優(yōu)勢，9種飛機(jī)構(gòu)型所采用的推進(jìn)方式各有不同，雖然同類型推進(jìn)系統(tǒng)主要組件趨同，但其布局、工作模式以及系統(tǒng)級控制方案都有所差異。

全電推進(jìn)系統(tǒng)控制方案

NASA 的X-57 飛 行 驗 證 機(jī) 采 用了全電推進(jìn)系統(tǒng)以及飛發(fā)一體化技術(shù)，在機(jī)翼布置多個小型電推進(jìn)器。驗證機(jī)具有2 個位于翼尖的巡航螺旋槳，可提升推進(jìn)效率，此外，還有12 個高升力螺旋槳布置在機(jī)翼的前緣，在低速飛行時提供升力。驅(qū)動推進(jìn)器的電動機(jī)的功率完全來自2 個電池供電組，2 個翼尖巡航推進(jìn)器各有1 臺電動機(jī)，分別由電源A和電源B 供電，確保在1 組電池失效或1 臺巡航推進(jìn)器的電動機(jī)失效時巡航推進(jìn)器還能夠繼續(xù)工作。12個高升力螺旋槳各由1 臺電動機(jī)驅(qū)動，電源A 為奇數(shù)號的升力電動機(jī)供電，電源B 為偶數(shù)號的升力電動機(jī)供電，因此，在電池失效時可以最小化推力不對稱情況。X-57 驗證機(jī)裝有常規(guī)的飛行控制界面，電動機(jī)驅(qū)動的推進(jìn)器并不會為實現(xiàn)橫擺力矩或其他飛行控制功能而提供專門的推力差。因此，2 臺巡航電動機(jī)/推進(jìn)器的輸出推力相同，同樣，12 臺升力電動機(jī)/推進(jìn)器也以相同的轉(zhuǎn)速/輸出推力運行。

混合電推進(jìn)系統(tǒng)控制方案

NASA的研究中采用了混合電推進(jìn)系統(tǒng)的機(jī)型包括SUGAR Volt、“飛馬”（PEGASUS）支線飛機(jī)和橫列式直升機(jī)，而3種機(jī)型所用的混合電推進(jìn)方式各有特點。

波音公司的SUGAR Volt為先進(jìn)的跨聲速桁架支撐機(jī)翼（TTBW）構(gòu)型，采用了并聯(lián)式混合電推進(jìn)系統(tǒng)。飛機(jī)配裝有2臺渦扇發(fā)動機(jī)，由電池驅(qū)動的交流電動機(jī)負(fù)責(zé)為每臺渦扇發(fā)動機(jī)低壓轉(zhuǎn)子補(bǔ)充機(jī)械功率。

“飛馬”新型并聯(lián)混合電推進(jìn)+電推進(jìn)支線飛機(jī)采用了并聯(lián)電燃?xì)饨Y(jié)構(gòu)協(xié)同利用方案，通過優(yōu)化混合電推進(jìn)器布局，實現(xiàn)氣動收益最大化。PEGASUS飛機(jī)的并聯(lián)混合電渦槳發(fā)動機(jī)布置在翼尖，從而減小下洗效應(yīng)，2個位于機(jī)翼內(nèi)的電推進(jìn)器提供起飛和爬升階段所需的額外推力，可在巡航時折疊降低風(fēng)車效應(yīng)，在其尾部還有一個邊界層吸入電推進(jìn)器。由1個電池系統(tǒng)為2臺并聯(lián)混合電推進(jìn)渦槳發(fā)動機(jī)的軸、2個安裝在機(jī)翼上的電推進(jìn)器和尾部推進(jìn)器提供電功率。由于推進(jìn)系統(tǒng)采用了分布式布局，PEGASUS飛機(jī)與NASA正在進(jìn)行的集成式飛行推進(jìn)控制研究非常吻合。

混合電推進(jìn)橫列式直升機(jī)為NASA革命性垂直起降技術(shù)（RVLT）項目下提出的概念型飛機(jī)，其兩個旋翼為橫向排布，飛行時轉(zhuǎn)速固定，通過調(diào)節(jié)槳葉槳距角實現(xiàn)飛行控制。該直升機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)包括2臺渦軸發(fā)動機(jī)、1臺電動發(fā)電機(jī)和1組電池。渦軸發(fā)動機(jī)和電動發(fā)電機(jī)通過齒輪箱與驅(qū)動2個旋翼的橫軸相連，保證雙發(fā)工作和單發(fā)失效情況下2個旋翼都能夠得到足夠的驅(qū)動力。在懸停和低速飛行階段，電動發(fā)電機(jī)從電池處獲取電功率，向橫軸輸出機(jī)械功率；在巡航階段，電動發(fā)電機(jī)從橫軸獲取機(jī)械功率給電池充電。

X-57 驗證機(jī)全電控制方案

渦輪電推進(jìn)系統(tǒng)控制方案

NASA更青睞于渦輪電推進(jìn)系統(tǒng)，因此，無論是對固定翼飛機(jī)的研究還是旋翼機(jī)的研究，都會結(jié)合渦輪電推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行分析，涉及機(jī)型包括STARC-ABL、N3-X、ECO-150、傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)以及升力-巡航垂直起降飛機(jī)。其中，固定翼飛機(jī)采用部分渦輪電推進(jìn)系統(tǒng)，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)采用全渦輪電推進(jìn)系統(tǒng)。

STARC-ABL為NASA研發(fā)的單通道帶后置邊界層推進(jìn)的部分渦輪電推進(jìn)飛機(jī)。包含2臺安裝在機(jī)翼上的齒輪渦扇發(fā)動機(jī)和安裝在機(jī)尾由電動機(jī)驅(qū)動的風(fēng)扇推進(jìn)器，2臺齒輪渦扇發(fā)動機(jī)在提供推力的同時還有部分機(jī)械功率輸送給了發(fā)電機(jī)以產(chǎn)生電功率供給尾部電動機(jī)，通過1臺整流器將發(fā)電機(jī)的交流電（AC）轉(zhuǎn)換成直流電（DC）并傳輸給直流總線，電動機(jī)控制器控制逆變器為尾部風(fēng)扇電動機(jī)提供所需的電功率，保證尾部風(fēng)扇達(dá)到要求轉(zhuǎn)速。

N3-X是NASA概念型翼身融合飛機(jī)，采用了分布式超導(dǎo)渦輪電推進(jìn)（TeDP）系統(tǒng)。在N3-X中，由2臺渦軸發(fā)動機(jī)分別驅(qū)動2臺發(fā)電機(jī)，進(jìn)而為超導(dǎo)電動機(jī)供電，驅(qū)動14臺分布式風(fēng)扇推進(jìn)器。翼身融合的高升阻比設(shè)計使分布式風(fēng)扇可以從機(jī)體上部的“厚”邊界層吸走大量氣流，進(jìn)而極大地減小飛行阻力，同時降低油耗。2臺渦軸發(fā)動機(jī)布置在翼尖無擾動自由流環(huán)境下，可實現(xiàn)功率輸出最大化。

ECO-150飛機(jī)為實驗系統(tǒng)航宇（ESAero）公司設(shè)計的EAP飛機(jī)。該支線飛機(jī)配裝有一個嵌入在機(jī)翼內(nèi)的分布式渦輪電推進(jìn)系統(tǒng)。ECO-150飛機(jī)采用了對開翼設(shè)計，渦軸發(fā)動機(jī)和發(fā)電機(jī)舷外安裝，驅(qū)動機(jī)翼內(nèi)安裝的一排電動風(fēng)扇。ECO-150同N3-X一樣，采用了分布式推進(jìn)，羅羅公司對后者的研究表明通過合理設(shè)計微電網(wǎng)，對稱的推力分布構(gòu)型能在出現(xiàn)發(fā)動機(jī)或風(fēng)扇失效時保持推力。

PEGASUS并聯(lián)混合電推進(jìn)+電推進(jìn)控制方案

ECO-150飛機(jī)和N3-X飛機(jī)的2臺渦軸發(fā)動機(jī)動力渦輪軸轉(zhuǎn)速恒定，由變頻交流發(fā)電機(jī)的控制器調(diào)節(jié)發(fā)電機(jī)的輸出電壓至目標(biāo)給定值，整流器將發(fā)電機(jī)輸出的交流電轉(zhuǎn)化成直流電，并通過直流總線輸送給電動機(jī)用于驅(qū)動推進(jìn)器。儲能設(shè)備與各直流總線相連，既能保持總線穩(wěn)定，又能在總線出現(xiàn)故障時提供應(yīng)急電源，從直流總線上提取電功率，轉(zhuǎn)換成交流電，然后供給電動機(jī)用于驅(qū)動推進(jìn)器。每個電動機(jī)/推進(jìn)器為獨立控制運行，通過協(xié)調(diào)14個推進(jìn)器的推力輸出實現(xiàn)一體化飛控，如飛機(jī)橫擺控制。功率分配排布允許4臺發(fā)動機(jī)分別給獨立的直流總線供電，系統(tǒng)內(nèi)的實時功率需求由推進(jìn)器指令轉(zhuǎn)速表示，并且所有子系統(tǒng)及其控制器都遵從該指令。

電氣化的傾轉(zhuǎn)翼機(jī)作為NASA RVLT項目的另一概念型飛機(jī)，與橫列式直升機(jī)不同，采用了全渦輪電推進(jìn)系統(tǒng)。在飛機(jī)的傾轉(zhuǎn)翼上安裝了4個螺旋槳，在直升機(jī)模式下，機(jī)翼向上傾轉(zhuǎn)，可實現(xiàn)垂直起降和懸停，利用自動傾斜器周期變距完成飛控；在飛機(jī)模式下，機(jī)翼向前傾轉(zhuǎn)，可實現(xiàn)前飛，利用變距和偏航修正完成飛控。在兩種飛行模式轉(zhuǎn)換過程中，固定變距角，利用總槳距和襟翼實現(xiàn)飛行姿態(tài)修正。飛機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)包括1臺渦軸發(fā)動機(jī)、1臺交流發(fā)電機(jī)、4臺電動機(jī)和1組電池。渦軸發(fā)動機(jī)驅(qū)動發(fā)電機(jī)，然后發(fā)電機(jī)的交流輸出功率經(jīng)整流器輸送給直流總線，電動機(jī)控制器控制逆變器向電動機(jī)輸送所需的電功率，進(jìn)而產(chǎn)生扭矩傳輸給4個齒輪箱以驅(qū)動螺旋槳，齒輪箱之間通過橫軸互連，以確保在單電動機(jī)失效情況下4個螺旋槳的轉(zhuǎn)速一致。電池與直流總線相連，根據(jù)當(dāng)渦軸發(fā)動機(jī)或發(fā)電機(jī)失效時可完成2min懸停所需功率定義電池尺寸。

渦輪電推進(jìn)升力-巡航飛機(jī)同樣也是NASA RVLT項目下提出的概念型飛機(jī)。飛機(jī)翼展上安裝了8個雙葉升力旋翼，僅為實現(xiàn)垂直起降功能，在巡航狀態(tài)下停轉(zhuǎn)并順流。1個推進(jìn)螺旋槳安裝在飛機(jī)尾部，在巡航狀態(tài)下提供前推力，所有的旋翼和螺旋槳都為槳距固定、轉(zhuǎn)速可變。飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)的中部為高電壓電池網(wǎng)和直流總線，直流總線為電動機(jī)控制器/逆變器供電，操控各個交流電動機(jī)，每個螺旋槳/旋翼都有各自對應(yīng)的交流電動機(jī)。由渦軸發(fā)動機(jī)驅(qū)動交流發(fā)電機(jī)，產(chǎn)生的交流電經(jīng)整流器后轉(zhuǎn)變成直流電輸送給高壓電池網(wǎng)，該構(gòu)型使得飛控系統(tǒng)能夠獨立控制各個推進(jìn)器的轉(zhuǎn)速，從而可安全地解決單推進(jìn)器失效所造成的影響。

N3-X/ECO-150分布式渦輪電推進(jìn)控制方案

對EAP控制方案的思考

通過對比不同飛機(jī)構(gòu)型下系統(tǒng)級控制方案，可見都包含了多個互聯(lián)的子系統(tǒng)，涉及大量的狀態(tài)變量和輸入/輸出狀態(tài)。針對這些特性，可采用的系統(tǒng)級控制方式包括集中控制、分散控制、分級控制、多代理控制和聯(lián)合控制，每種方式各有利弊。目前NASA EAP構(gòu)型研究下的各類系統(tǒng)級控制方案均采用了分散控制方式，即各個下屬子系統(tǒng)（如燃?xì)鉁u輪、發(fā)電機(jī)、電動機(jī)/風(fēng)扇、電池）控制器都有專門的局部控制器，獨立于其他子系統(tǒng)控制器運行。該控制方式降低了因子系統(tǒng)失效而造成系統(tǒng)級故障的風(fēng)險，但相對傳統(tǒng)的集中控制方式復(fù)雜度大大增加，且在子系統(tǒng)控制間的匹配和迅速響應(yīng)方面提出了挑戰(zhàn)。

后續(xù)可開展不同EAP控制策略（如分散式、集中式、聯(lián)合式）性能的評估對比。關(guān)鍵評估項可以是多個候選控制設(shè)計方法的穩(wěn)定性、魯棒性、設(shè)計復(fù)雜度等。相關(guān)設(shè)計考慮可包括電氣總線是否需要儲能設(shè)備（如電池、電容器）來緩沖不同功率載荷所帶來的影響，或者燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)內(nèi)是否有足夠的慣量承受預(yù)計的功率載荷變化而不會損耗發(fā)動機(jī)的運行能力。還可以考慮系統(tǒng)級熱管理要求和控制系統(tǒng)在熱管理中的作用。電氣部件對熱管理會提出較大的挑戰(zhàn)，需要從優(yōu)化子系統(tǒng)運行控制和整個任務(wù)包線下子系統(tǒng)相互影響著手應(yīng)對這些挑戰(zhàn)。

EAP為系統(tǒng)級控制設(shè)計提供了多種可能性，此外，也為革新燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)設(shè)計和控制提供了可能。由于EAP構(gòu)型集成度高且包含儲電設(shè)備，也可通過電氣方式調(diào)整施加在渦輪機(jī)械軸上的扭矩，NASA的渦輪電氣化能量控制（TEEM）研究在傳統(tǒng)燃油控制作動器上集成了電動發(fā)電機(jī)和儲能裝置，這種燃?xì)鉁u輪的電氣化使得兩個發(fā)動機(jī)軸之間可以相互補(bǔ)充、提取或傳輸機(jī)械功率，在發(fā)動機(jī)瞬態(tài)轉(zhuǎn)換時優(yōu)勢明顯，可提升發(fā)動機(jī)失速裕度，減小運行時的溫度峰值。

升力-巡航飛機(jī)全渦輪電推進(jìn)控制方案

結(jié)束語

由于EAP系統(tǒng)的復(fù)雜度和集成性越來越高，在帶來額外挑戰(zhàn)的同時，也開拓了常規(guī)飛機(jī)推進(jìn)設(shè)計上無法實現(xiàn)的創(chuàng)新機(jī)遇。為了EAP系統(tǒng)效率的最大化，確保足夠的魯棒性，必須從系統(tǒng)級開展控制設(shè)計和分析。對多個不同構(gòu)型EAP系統(tǒng)的控制方案的對比充分展示了各個控制方案的復(fù)雜度和挑戰(zhàn)性，可為未來EAP系統(tǒng)建模、控制設(shè)計和評估奠定基礎(chǔ)。