分布式电推进飞机设计技术综述

黄俊

1. 北京航空航天大学 航空科学与工程学院,北京 100083 2. 辽宁通用航空研究院,沈阳 110136

航空是人类拓展生存空间的产物。莱特兄弟飞机的成功是现代航空的起点,100多年来,航空技术和飞机性能得到了巨大的提升,飞机在世界各国的国防和国民经济建设中发挥着非常重要的作用,已经成为现代运输体系中不可缺少的组成部分。作为飞机的动力装置,活塞式和喷气式燃气涡轮发动机是绝大多数在役和在产飞机的基本配置,飞机飞行过程中,这些燃烧石油燃料的发动机会产生大量的碳排放和其他不利于环境的颗粒物,数量更大、使用活塞式发动机的通用飞机在飞行中还有重金属铅排放[1-2],具有造成当地土地和作物铅污染、儿童血铅超标的风险。为保护人类赖以生存的地球村,若干年来世界各国都在采取行动,从“京东议定书”到“巴黎协定”,同意控制和减少温室气体排放,共同遏阻全球变暖趋势。

航空飞行带来的碳排放量占全球碳排放总量的3%左右。空中客车公司和波音公司都在2018年预测,航空运输市场将在未来15年内翻一番,如果不采取行动,到2050年航空碳排放份额将达到10%,若其他行业采取清洁行动,2050年的航空碳排放甚至高达24%。为此,国际民用航空组织(ICAO)以2005年的航空碳排放为基准,制订了到2050年航空碳排放较2005年减少一半的控制目标,得到了世界各国的认可和接受。尽管减排目标应该通过技术改进、飞机运营、基础设施建设、生物燃料使用等多渠道协作来实现,但飞机设计中的环境要求确实给航空业和飞机设计师带来了新的挑战,为应对这些设计需求,美国国家航空航天局(NASA)和欧盟(EU)委员会都积极响应,在满足ICAO碳排放要求之外,对氮氧化物等颗粒物排放和降低飞行噪声等方面也制订了定量目标,在行动上一方面尝试征收碳排放税来调节减排,另一方面主动投资启动先进飞行器相关的项目,研究不同技术途径实现2050减排目标的飞机设计方案和技术,其中采用电力推进的飞机方案,即电动飞机是最可行和最先进入市场运营的理想选择。

分布式电推进(DEP)飞机是随着电动飞机发展而产生的新概念航空器,由电机驱动分布在机翼或机身上的多个螺旋桨或风扇构成推进系统为飞机提供主要推力。DEP飞机利用推进-气动耦合效应大幅改善飞机空气动力特性,减小机翼面积从而降低飞机结构重量,推进器无高压涡轮叶片且通过功率的分散可进一步减缩气动噪声总声压级,分布式推进器结合推力矢量技术可为航空器提供直接力控制从而降低飞机对尾翼和操纵舵面的依赖,多推进器的冗余能为飞机提供更可靠的推力保障,因而较传统电动飞机具有更高的气动效率、载运能力、环保性以及在飞行控制与推力提供方面的鲁棒性。在环保性需求的牵引下,电力推进系统及其电机、电控、电池等关键部件技术的进步以及数十年来飞机综合设计技术成果推动了DEP飞机的发展。

本文从分析电动飞机的优势和不足开始,在研究电推进系统的尺度独立性与DEP飞机分类的基础上,重点从飞机工程设计的专业划分角度出发,分别从飞机总体设计、气动设计、结构设计、系统与支持设施设计等学科对DEP飞机设计技术的研究情况和学术进展进行综述,最后给出结论。

1 电动飞机优势与不足

文献[3]对电动飞机的优势做了较为完整的总结,包括以下14个方面：

1) 尺度独立性,电推进没有尺度效应。

2) 推进效率达95%～97%,比先进的涡扇发动机高出20%。

3) 电机功率重量比可达其他发动机的6倍。

4) 小负荷时效率高,功率范围为30%～100%。

5) 冷却阻力低。

6) 功率不因高海拔或炎热天气而衰减。

7) 极高紧凑性。

8) 高可靠性。

9) 通过冗余提升安全性。

10) 大幅度降低社区噪声水平15 dB以上。

11) 不因推进器数量多而增大发动机尺寸。

12) 通过有效的推进-气动耦合设计,可获得更大的最大升力系数。

13) 纯电飞机运行全过程零排放。

14) 通过翼尖安装的螺旋桨可降低诱导阻力,提高升力,并改善巡航中的机翼结构载荷。

电动飞机可同时满足排放、噪声等未来飞机设计要求,近年来受到全世界的广泛重视,美国、欧洲、中国都在研发电动飞机。从飞机运行特点考虑,目前电动飞机的主要能源来自电动汽车用的锂离子(聚合物)电池。虽然“阳光动力号”实现了环球飞行,但是包括太阳能在内的能源在载人电动飞机上的实用化仍有较长的路要走。我国“锐翔-1E”双座轻型运动飞机在增程改进设计后,续航时间达到2 h,已经在面向飞行员入门培训、消遣、观光等基于本场的运营方面投入使用,由于航程有限,还不能担当转场飞行训练任务,根本原因是电池能量密度低。

飞机产品进入市场必须得到用户的认可,用户在关注飞机安全性之外,还更关心飞机性能参数和运营成本。航程是电动飞机的核心性能指标。Moore在2006年就提出了“按需机动性”(On-Demand Mobility)概念[4],即用户本人可指定旅行出发地、目的地和出发时间的一种运输能力,一般要求机动速度在110 km/h以上,适合通用飞机私人飞行、包机旅行或空中的士等作业,Moore等同时给出了按需航空的航程分布[5],见图1,探讨了分布式推进器的设计空间[6]。从图1可以看出,225 mile(362 km)以下的航程覆盖了约77%的按需航空作业,从而可推论只有具备300 km以上航程的电动通用飞机在按需航空市场才可能初步满足用户需求,达到进入通用飞机市场的门槛。文献[7]以西锐公司典型四座通用飞机SR-22为例,对四座电动飞机的航程、升阻比、起飞总重、电池能量密度进行了对比研究,其中起飞总重与电池能量密度之间的关系见图2[7-8],从图中可看出,在电池能量密度200 W·h/kg 情况下,SR-22飞机改装电动力装置后达到200 mile(322 km)航程的起飞总重将超过5 t,只有电池能量密度达到400 W·h/kg时,飞机起飞总重维持当前的水平,也就是说通过对现有飞机进行简单电动力系统改装来设计电动飞机,在短期内不太可能生产出具有实用航程能力的飞机。文献[9]对电动通用飞机的极限航程进行了研究,当电池能量密度为200 W·h/kg时,常规飞机的极限航程低于200 km,难以满足按需航空和通航用户的基本需求,进入市场化的空间极小。

图1 按需航空每日旅行航程分布[5]Fig.1 Distribution of daily trip distance with on-demand mobilily[5]

2020年国内用于通用飞机动力电芯的能量密度在300 kW·h/kg左右,包装后成品电池的能量密度还要降低一些。受电池能量密度影响,电动飞机的设计师不得不从气动增升减阻、结构和机载系统减重、推进/气动/结构/控制多学科集成设计等方面去寻求新的设计空间。鉴于飞机气动外形设计非常成熟,提升气动效率的潜力有限；结构和机载设备减重工作一直持续进行,但其研究成果不能完全支持电动飞机的实用化；作为复杂工程系统的典型代表,飞机的多学科本质及学科间相互作用的有效利用就成为了电动飞机设计人员关注的重点方向,从而产生了DEP飞机方案。

图2 起飞总重与电池能量密度间的关系[7-8]Fig.2 Relationship between takeoff gross weight and battery energy density[7-8]

2 分布式电推进飞机

2.1 电推进技术的尺度独立性

尺度独立性(Scale Independence)又称尺度无关性(Scale Free)，是电推进技术的自然特征,也是DEP飞机的可行性基础。尺度独立意味着在不需要付出代价的情况下将推进装置分布在整个机体上以实现集成优势,或者在其他情形下产生实质性的好处。尺度独立性是指无论电动机和控制器是否分散为1 kW、10 kW或100 kW的电动机,它们的功率重量比和效率基本不变。加之从电源到电动机的电缆重量及其所需的铺设空间相对较小,随着电力推进系统在越来越大飞机上的应用,这一属性也可延伸到更大的电机功率、重量和尺寸。电机自身的紧凑性也激励了分散推进力的要求。尺度独立性不是活塞式发动机或涡轮发动机的特征,因为这些使用化石燃料的发动机在尺寸上缩小,其功率(推力)重量比、效率和可靠性都会受到很大的影响,因而须付出更大的代价[8]。

这种不限尺度分配电力推进装置的使能技术产生了巨大的新的设计自由度,逐步被飞机设计师使用。虽然这是非常有利的,但它也带来了一个新的挑战,即在分析这些高度耦合的学科时难度要大得多,需要新的基于物理学的工具来捕捉这种复杂的相互作用[8]。

2.2 分布式电推进飞机分类

从推进系统自身角度出发,DEP是在分布式推进(DP)基础上发展而来的。DP是指飞行器推力由位于整个航空器上的一组推进器产生,目的是提高系统级效率或为飞行器某方面性能改善发挥有利作用,主要有3种应用形式：一是射流襟翼或分布式射流[10],其概念是高速薄射流片从机翼后缘或其附近的切向槽中射出,通过提供展向推力获取高升力或降低巡航阻力,射流襟翼最早在英国H.126试验机上得到应用,分布式射流的应用实例是F-117隐身飞机的排气系统,用于实现红外、雷达和声隐身；二是多个小型的独立推进器[10],原则上使用2个及以上推进器就归类为DP系统,如把一系列小型单独发动机协同耦合到机体中,推进装置在提高飞行器性能方面就会发挥有利作用,应用例子是NASA的巡航高效短距起降(CESTOL)配置,其中12个小型发动机分布在翼身融合体的上表面,以实现短距起降(STOL)性能[11]；三是通过不同功率传输方法由一个或多个电源驱动的分布式推进器[10],根据电源到推进器的功率传输方法的不同也分3个类型,第1种由单独设置的电源提供射流能量驱动多推进器,最早用于ADAM III概念[12],两个燃气发生器的热喷流被引入一系列嵌入式机翼风扇来提供推力, 第2种通过一种或多种机械传动方法向多个推进器提供动力,典型应用是NASA的双风扇翼身融合(BWB)概念,其推进系统由一个发动机核心机和两个通过齿轮和传动轴连接的涵道风扇组成[13], 第3种类型是通过传输线将电能连接到多个电动推进器,即本文讨论的分布式电推进。

考虑到固定翼航空器具有高的巡航飞行气动效率和电推进系统易于实现矢量推力或推力转向,DEP技术的应用主要集中于固定翼飞机。本文尝试从两个维度对DEP飞机进行分类,一是从能量来源维度分为分布式混合电推进和分布式纯电推进2类,二是从飞机起降维度分为水平起降和垂直起降2类。

分布式混合电推进主要面向大中型客机,通过烧燃油的燃气涡轮机带动发电机发电,然后由高效电力传输系统传送给风扇或螺旋桨的驱动电机来产生推力,其中用于水平起降模式飞机概念的系统亦称分布式涡轮电推进(TeDP),主要有NASA STARC-ABL[14-15](见图3[14])以及ESAero公司ECO-150[16-17]飞机方案(见图4[17]),NASA N3-X[18-19]也归属此类(见图5[19])。

图3 NASA STARC-ABL飞机概念[14]Fig.3 NASA STARC-ABL aircraft concept[14]

极光飞行科学 (Aurora Flight Sciences) 公司的XV-24飞机是分布式混合电推进应用在垂直起降(VTOL)方面的例子,涡轮发电机为完全嵌入机翼的多个电风扇提供动力,不仅提供VTOL能力,还提供高巡航速度,见图6。

分布式纯电推进主要用于中小型通用飞机,最典型的水平起降分布式纯电推进飞机是NASA的X-57“麦克斯韦”飞机,见图7,使用12个安装在机翼前缘的小型电动螺旋桨和2个安装在翼尖的大型电动螺旋桨,电力仅由一个电池组件提供。

垂直起降的分布式纯电推进飞机的研发也受到广泛重视,美国优步(Uber)科技公司、Joby航空公司,德国Lilium公司以及法国空中客车公司都在研发主要用于按需航空市场的“空中的士”飞机,图8为美国Joby航空公司的四座倾转旋翼纯电飞机。

图4 ESAero公司ECO-150飞机概念[17]Fig.4 ESAero’s ECO-150 aircraft concept[17]

图5 NASA N3-X飞机概念[19]Fig.5 NASA N3-X aircraft concept[19]

图6 XV-24垂直起降缩比样机(来源: FlightGlobal.com)Fig.6 XV-24 eVTOL subscale aircraft (Source: FlightGlobal.com)

图7 NASA X-57麦克斯韦试验机(来源: www.nasa.gov)Fig.7 NASA X-57 Maxwell experimental aircraft (Source: www.nasa.gov)

图8 Joby航空公司四座倾转旋翼纯电飞机 (来源: www.jobyaviation.com)Fig.8 4-seat eVTOL from Joby Aviation (Source: www.jobyaviation.com)

3 总体设计技术

总体设计基本上包括概念设计和初步设计阶段的工作内容,目标是给出一个平衡、整体最优的飞机设计方案。总体设计涉及到飞机设计的各个方面,本节主要对DEP飞机可行性研究、总体方案设计、性能分析及多学科优化等方面的研究工作进展进行综述。

3.1 可行性研究

可行性研究是进行总体方案论证与设计的基础。在DEP大型飞机方面,英国克兰菲尔德大学的Gohardani教授在2011年就对DEP技术在未来商用飞机上应用的潜力和可行性进行了研究,将该技术存在的限制和挑战融合到飞机设计过程,指出DEP将最可能在亚声速飞机上得到广泛应用[20]。Gohardani教授2013年通过对306篇文献综述,继续对DEP概念在未来军民用航空中的潜在应用进行了研究,回顾了该技术在无人机和军用飞机上的尝试,提出了推进-机体集成、附面层吸入、推力矢量与环量控制等都是DEP飞机设计领域的研究方向[21]。在DEP小型飞机方面,美国佐治亚理工学院的Rodas等对按需航空电动飞机的可行性进行了研究,提出将飞机性能与其购置成本相联系,即把成本引入飞机的设计过程,并建立飞机起飞总重与成本间的关系,开发了设计环境,得出了随着电池能量密度的提升,按需电动飞机可行的结论[22]。文献[23]对DEP在低雷诺数小型无人机上应用的潜在收益进行了研究,将DEP系统集成到一个小型固定翼的前缘,进行了全螺旋桨模式、单翼尖螺旋桨模式、单翼模式和两个单翼内螺旋桨模式4种情况的风洞试验,结果表明,DEP系统具有较高的法向力、航程和续航能力。在DEP飞机关键技术方面,文献[24]对关键设计约束对DEP飞机故障管理策略的影响进行了研究,建立了一个由保护系统需求驱动的电气网络设计流程,结合关键技术约束,分析保护装置的权衡空间,得出可行的故障管理策略。法国航空航天实验室针对DEP在小型商用飞机上的应用,利用概念飞机对可能满足按需机动性需求的潜在新技术和概念进行了研究,目的是揭示最相关技术的性能潜力和可行性[25]。

3.2 总体方案设计

方案设计是飞机总体设计过程最根本的工作,并从概念方案、初步方案到总体方案逐步迭代和进化。在未来大型电动飞机方面,英国克兰菲尔德大学高级讲师Laskaridis等利用不同飞机构型对分布式推进系统进行了评估,考虑了翼身融合布局大型客机、先进常规布局客机和高空长航时无人机3种不同飞机构型,进行了分布式推进概念的顶层评估[26]。文献[27]对支线飞机以常规燃气轮机和电池驱动电机为动力的混合推进运行策略与飞机概念设计进行了研究,强调了根据飞行任务选择正确的电池功率能量比的重要性。NASA兰利研究中心以保持航空器性能所需的气流功率最小为目标,在飞机性能和推力约束下,对在机翼和机尾分布推进器的飞机方案进行了基于伴随的设计优化[28]。文献[29]对包括动力系统架构和分布式推进的飞机进行了概念设计,指出了DEP的优势。荷兰代尔夫特理工大学的Hoogreef等对带分布式推进和增压涡轮风扇的混合电动飞机进行了概念评估,以150座客机为例,探讨了不同动力布置方案的能耗问题[30]。Vries等对分布式混合电推进飞机的初步参数设计方法进行了研究,表明分布式推进在改善飞机气动特性的同时可降低能耗[31],还对机翼上分布推进器的混合电动客机进行了总体参数选择,指出了分布式推进飞机面临的挑战[32]。西北工业大学研究团队对DEP无人机总体参数设计方法及敏感度分析进行了研究,建立了垂直起降和短距起降无人机的分析模型,分析了模型的灵敏度和设计参数,讨论了关键设计参数对起飞总重和续航时间的影响,梳理了DEP无人机的主要设计参数[33]。美国佐治亚理工学院的Patterson针对小型纯电飞机,研究了分布式螺旋桨电动飞机的概念设计,鉴于螺旋桨和机翼之间的协同作用可实现较传统设计更高的空气动力效率,建立了能够分析螺旋桨对机翼的影响以及机翼对螺旋桨影响的涡格模型,实现了对这种相互影响的捕捉,可作为多学科设计、分析和优化框架的基础[34]。

3.3 飞行性能分析

性能评估是检验飞机设计方案是否满足设计要求的基础。在起飞着陆性能方面,文献[35]分析了分布式混合电推进的终端区运行和短场性能,终端区运行包括滑行、起飞、爬升、下降、进近和着陆等,占总飞行任务的5%左右,研究表明TeDP和分布式混合电推进都不仅具有提高飞机终端区运行效率的潜力,还可起到增升效果,改善飞机短场起降性能,开发的分析软件为不同构型混合电推进系统选择提供新的见解。Moore对用于城市交通的DEP改装飞机起飞性能进行了权衡研究,针对螺旋桨电推进装置分布式改装的方案,建立了气动、噪声等分析模型,研究表明与最佳的2螺旋桨构型相比,16螺旋桨可将起飞距离缩短50%以上,越过50 ft(15.24 m)障碍物的最小起飞距离为20.5 m,研究还发现,若允许的噪声降低约10 dB时,8螺旋桨的情况表现最好,同时起飞距离较最佳的2螺旋桨设计方案缩短43%[36]。系统辨识是获取飞机性能参数的技术途径之一,美国伊利诺伊大学香槟分校的Perry对DEP飞机进行了系统辨识和动态建模研究,用一架西锐SR-22T飞机的21%缩比DEP飞机模型进行了飞行试验,建立了描述飞机纵向运动的线性状态空间模型,使用频域系统识别方法从飞行试验数据中识别未知的模型参数,并根据独立获取的飞行数据集验证了所建模型,结果表明飞行测试和系统识别方法可信,为未来研究结果的比较提供了一个实用的基线模型[37]。在分布式纯电推进飞机方面,NASA的X-57试验机受到全世界的高度关注,该项目的研究直接支撑NASA可扩展集成电推进技术应用研究(SCEPTOR)计划,由多家研究机构参与此项工作,兰利研究中心等单位对SCEPTOR计划中的DEP飞行验证机进行了设计和性能研究,验证机在现役燃油动力飞机上进行DEP改装,沿机翼前缘分布的小型“高升力”螺旋桨,可在低速情况下使机翼上表面气流加速,并由安装在左右翼梢的大型螺旋桨提供巡航推进力,研究表明改装高升力系统使机翼面积比原飞机减少2.5倍,达到增升、降阻、减重的效果,在保持低速性能的同时可提高巡航速度；此外,安装在翼梢的巡航推进器与翼尖涡相互作用,降低诱导阻力,所需推进功率下降10%,从而增大航程或续航时间；开发了一种权衡空间探索方法,能够快速识别飞行验证机的最优几何参数,利用该方法设计的飞机方案与原飞机相比,在选定的巡航点估计的需用功率减少4.8倍[38]。

3.4 多学科设计优化

多学科是飞机的固有属性,多学科设计优化利用不同学科之间相互作用来得到一个整体最优的飞机设计方案。针对未来电动客机方案,位于图卢兹的法国ONERA实验室对他们的分布式混合电推进飞机方案进行了多学科探索,基于电机的尺度独立性,在欧洲“清洁天空2号”计划中,ONERA探索了在2 200 km航程内以马赫数0.78 巡航的150座客机应用混合动力分布式推进的可能性,定义了一个名为“龙”的研究基线方案,见图9[39],其特点是在机翼下表面后部位置沿展向布置分布式风扇,在飞机气动、机翼结构、操纵品质、气动弹性以及飞行性能等多个学科之间探索不同设计方案的燃料消耗效益[39]；他们同时从更专业的角度,对分布式混合电推进飞机方案“龙”进行了多学科设计和性能评估,通过对涡轮轴性能、气动-推进效应、机翼结构、气弹与分布式混合电推进架构的学科分析,综合得到了一个燃油消耗降低7%的最优“龙”方案[40]。文献[41]针对分布式纯电飞机方案,通过多学科优化分析了DEP技术对传统飞机的影响,以起飞距离最短为目标,在满足航程限制的情况下,利用非线性优化技术对设计空间进行多学科建模和探索,研究发现螺旋桨完全吹气的机翼可将起飞距离减少80%以上,机翼升力系数增加2倍以上,导致离地速度降低36%。美国密西根大学的Anibal对X-57高升力马达吊舱进行了空气动力学和热力学耦合的优化设计,给出了既减阻又散热的设计方案[42]。

图9 “龙”飞机方案[39]Fig.9 DRAGON aircraft concept[39]

4 气动设计技术

空气动力学是飞机设计的科学基础,尽管气动设计也是总体设计过程的工作内容,但由于其重要性,本节专门从混合电推进未来客机气动设计、纯电推进通用飞机气动设计、气动噪声与气动设计分析工具等3个方面对DEP飞机空气动力设计方面的文献进行综述。

4.1 混合电推进未来客机气动设计

面向未来客机的分布式电推进系统的主要目的是提升推进效率以降低燃油消耗,从而缓解飞机运行对环境造成的影响,同时利用分布式推进器与飞机机体之间的耦合作用来改善飞机气动特性。

洛克希德·马丁航空技术公司的Wick等研究了分布式推进的综合气动效益,针对未来旅客机的研究结果肯定了分步式推进的综合效益,具体来说,与具有同等推进面积的传统翼下发动机装置相比,分布推进系统可以提供高达8%的跨声速效率增量,研究工作首次使用基于现代高保真CFD的分析和设计过程对分布式推进系统的集成特性进行了详细的参数化研究,其结果可应用于任何风扇驱动的分布式推进系统[43]。文献[44] 对带常规电机的TeDP客机ECO-150中的气动-推进相互作用和热系统集成进行了研究,结果肯定了这种飞机构型的希望,奠定了飞机方案风洞试验和缩比验证机研制的基础,也表明该方案可满足NASA提出的显著降低未来民用和军用机队燃料消耗、排放和噪声的目标。NASA艾姆斯研究中心的Nguyen等提出了一种新的分布式推进飞机机翼外形,安装在机翼上的分布式推进利用新的机翼外形可改善空气动力效率初步的概念分析表明,对于分布式推进飞机,提出的机翼外形方案可以改善升阻比[45]。伊利诺伊大学香槟分校研究了气动-推进及推进器交叉耦合对分布式推进系统的影响,针对未来客机机翼上带附面层吸入的分布式推进系统,探讨推进-机体和推进器间的复杂耦合特征,通过风洞试验数据验证的研究结果有助于对这些复杂相互作用的理解,为分布式推进技术在飞机上的集成提供参考[46]。

4.2 分布式纯电推进通用飞机气动设计

纯电推进通用飞机主要通过螺旋桨在飞机机体结构上的分布安装,利用滑流效应、推力矢量等机理实现气动增升,达到大幅度改善气动效率从而降低能源消耗需求、提升飞机性能的目标。

美国佐治亚理工学院的Patterson和German分析了机翼只受分布式螺旋桨影响时的气动特性,分析与初步试验表明,分布式螺旋桨配置有望在低速下提供升力增强[47]。Joby航空公司的Stoll研究了DEP的减阻效应,结果表明,DEP飞机显示了极大的希望,可大大提高小型通用飞机的飞行效率[48]；Stoll还对使用前缘异步推进技术(LEAPTech)的DEP机翼的CFD计算与实验结果进行了比较,实验数据通过建造带DEP的全尺寸机翼,将其安装在卡车上方的减震架上,见图10[49],并以设计失速速度沿跑道行驶测得,在61节(113 km/h)设计速度下,分析结果与实验结果相差约10%,最大升力系数超过了预期的设计最大值4.3,表明这种配置可能是降低巡航阻力和提高乘坐质量的可行途径[49]。NASA兰利研究中心的Deere等对X-57飞机机翼进行了计算分析,计算表明机翼有效升力系数为4.202,其中高升力DEP系统的升力增量为1.7,巡航机翼阻力系数为0.021 91,略高于最初估算值[50]；同一团队还对LEAPTech分布式电推进机翼动力增升进行了计算分析,研究了同转与对转螺旋桨旋转方向对动力提升性能的影响,在所研究的整个攻角范围内,采用与翼尖涡相反旋转的螺旋桨,升力系数有较大提升,着陆条件下,含动力增升的最大升力系数达5.61,可将无动力增升机翼面积减小50%以上,另外LEAPTech技术的DEP机翼可实现巡航优化,也就是使飞机在接近最大升阻比的情况下巡航[51]；Viken等对X-57飞机巡航和襟翼翼型设计开展了研究,翼型的设计以最大巡航升阻比为目标,同时进行了宽度为1/4弦长、偏度分别为30°和40° 的开缝襟翼翼型的设计[52]。文献[53]对X-57飞机各部件及其组合的气动特性进行了计算,考虑飞机在巡航和起降条件,采用3种非结构网格,对X-57飞机机翼、全动式平尾及其组合,以及包括机身和垂尾在内的全机气动性能进行了预测,结果表明高升力螺旋桨的升力增量为1.7,高升力系统加襟翼偏转的总升力增量为2.38。计算和试验研究表明,通用飞机采用分布式电推进系统技术,可实现飞机最大升力系数4.3以上,远高于常规布局飞机。此外,NASA兰利研究中心的Murphy和Landman对具有分布式推进和倾转翼的复杂垂直起降飞机进行了实验设计,为使垂直起飞飞机模型吹风试验结果便于应用,利用实验设计和响应面方法来生成运行效率高、统计严格且预测误差最小的回归模型,通过在NASA兰利研究中心12 ft(3.657 6 m)低速风洞进行静态试验,取得了大飞行包线上的所有6个气动系数模型,可支持中心在开发先进气动构型、仿真和先进控制系统方面的研究工作[54]。文献[55]用数值分析方法研究了翼梢螺旋桨及分布式推进对机翼气动特性的影响,重点研究了翼梢螺旋桨如何减小机翼诱导阻力,以及分布推进如何改善高升力气动性能,研究表明,翼梢螺旋桨可有效降低巡航诱导阻力,机翼上的分布式螺旋桨在较低的巡航升力系数下,诱导阻力可降低约 2%～3%,在相对较高的巡航升力系数下可降低8%～10%,无襟翼状态最大升力系数可增加约20%～30%,使用襟翼时提升超过50%。

图10 NASA DEP车载试验装置[49]Fig.10 NASA DEP truck-carried test device [49]

4.3 气动噪声与气动设计分析工具

DEP概念应用于飞机可以降低飞机起飞着陆阶段造成的社区噪声,一是DEP技术使推进器有更高的涵道比,从而大大降低风扇噪声及推进系统总体噪声,二是与涡轮机相比,电机的声学影响更低,电机产生的噪声远低于压气机、燃烧室和涡轮部件产生的噪声。

相对于喷气式支线或单通道客机的噪声,电推进飞机仅电机系统产生的噪声比支线喷气式飞机的风扇噪声低8～20 dB,比单通道商业运输级飞机的风扇噪声低17～29 dB[56]。英国南安普敦大学的Synodinos等对DEP飞机噪声进行了初步评估,以A320型管状机身加机翼概念为研究对象,研究了采用涡轮发动机或电池两种不同动力装置以及数量可变的推进器运行时的噪声辐射,验证了飞机起飞时的噪声效益,结果显示纯电飞机比混合电推进飞机有较大的噪声,指出推进器的数量是一个关键参数,可用于DEP飞机的环境性能优化和降噪[57]。

在螺旋桨噪声方面,NASA兰利研究中心Rizzi等研究了DEP高升力系统产生的噪声烦恼问题,考虑到机翼前缘高升力螺旋桨的数量及其相对运转速度、与电机控制器误差相关的时变效应以及大气湍流等情况,对DEP飞机产生的噪声进行了心理学测试,研究发现,平均烦恼响应随螺旋桨数量和包含时变效应的螺旋桨数量的增加而显著变化,但与螺旋桨之间的相对转速没有显著差异[58]；该中心Nark等预测了DEP飞行验证机的高升力螺旋桨噪声,开发了模拟DEP高升力螺旋桨气动噪声的多功能分析方法,利用多种不同代码对基准高升力螺旋桨叶片组的气动性能进行了验证,叶片的表面压力用于计算噪声,结果表明所建方法可用于低噪声高升力螺旋桨设计的基础评估[59]。

西门子工业软件公司的Hallez等以轻型纯电飞机为例,研究了电力推进对飞机噪声的影响,通过地面和飞行测试,对两架轻型纯电飞机的声学性能进行了评估,使用同型号飞机的两种不同推进系统配置,即一种使用传统活塞发动机,另一种使用电动机,首次量化了飞越过程中电推进系统对外部辐射噪声的实际影响,对两种机型的客舱噪声也进行了评估,还利用音质量度和声源定位技术,对飞机内外部噪声进行了详细分析,探索了噪声产生机理,研究结果可为声学工程师将来开发更安静的电动飞机提供支持[60]。

针对DEP飞机气动设计的计算问题,文献[61] 对用于DEP飞机机翼设计高保真计算工具进行了比较研究,3种基于N-S方程的CFD程序,即FUN3D、STAR-CCM+和OVERFLOW用于计算X-57飞机的机翼,这些程序利用不同湍流模型预测全湍流和转捩流,用上述程序计算了两种DEP飞机构型,并对计算结果进行了比较研究,3种程序的计算结果均表明X-57飞机方案都超过所需的飞机失速升力系数3.95。文献[62]利用分布式螺旋桨飞机的概念设计验证了高升力条件下螺旋桨-机翼相互作用的非线性气动模型,提出了一种高升力条件下螺旋桨气动性能的非线性预测方法,其气动模型可集成到固定翼飞机参数设计工具(FAST)中,从而进行多学科设计变量分析的初步设计循环,结果表明该方法模块在阻力和升力方面与风洞实验数据吻合较好。美国华盛顿大学圣路易斯分校的Sharpe和Agarwal对DEP飞机螺旋桨-机翼相互作用进行了数值分析,将翼梢涡主动对消现象推广到DEP系统,用滑动网格CFD模型计算了升力和阻力,并用文献结果进行了验证,计算结果表明升力提升约22%,与先前结果一致,阻力增大4%,与已有数据不符[63]。

5 结构设计技术

推进器在机体结构上的分布安装,造成DEP飞机结构与传统飞机结构在设计方面存在差异,本节重点从DEP飞机翼面类结构设计和机翼气动弹性设计2个方面进行综述。

5.1 翼面结构设计

针对分布式混合电推进未来客机概念,文献[64] 对分裂机翼支线客机的超导DEP结构进行了集成与设计研究,针对TeDP系统由多个部件组成的特点,这些部件将涡轮发动机燃烧室中燃烧的燃料能量转化为由分布风扇产生的推力,系统需要变流机将电源转为直流电,通过冷却的绝缘电缆将电力传输到低温冷却的超导电机,电机驱动分布在机翼上的大量风扇以产生推力,每台电机还需要一个转换器来将直流电源转换回交流电源,动力系统所有部件都会对飞机设计和结构集成产生影响,也需要考虑其重量和体积因素,研究内容以ECO-150未来支线客机分裂机翼的翼根段为对象,完成了机翼翼盒结构与电机、风扇、进风口、管道和排气口等在机翼上的集成。

NASA艾姆斯研究中心的Reynolds等研究了使用分布式推进的机翼外形方案,为进行飞机多学科设计优化,在维持气动结构稳定性的约束下,达到提高气动效率的目的,提出将沿翼展安装的分布式动力装置产生的推进力矩结合起来,通过改变机翼扭曲度和形状来优化翼展升力分布的一种新技术方法,可在轻质材料、电力推进和主动气动弹性剪裁之间实现协同作用,以减少未来飞行器对环境的影响[65]。

NASA兰利研究中心的Mukhopadhyay等对分布式混合电推进先进飞行器概念的结构布局进行了分析,针对两种先进的分布式混合电推进飞机方案,建立了嵌入电推进器的飞机机翼高保真有限元模型,以改进设计、进行结构分析和减轻重量为目的,研究了机翼和推进器的有效结构集成,通过将两种设计的机翼结构重量与常规运输机的基准机翼进行比较完成效益评估,结果表明机翼结构重量的降低部分补偿了DEP系统的附加重量[66]。

文献[67]针对分布式纯电推进通用飞机,开展了飞机垂直尾翼和控制律的协同设计,以提高飞机的方向控制能力、减小垂直尾翼表面积为目的,提出了一种协同设计方法,利用H∞控制理论综合纵向/横向控制律增益和分配模块,同时确定垂尾表面积和螺旋桨作动器带宽,这种方法可以减少60%的垂尾表面积,同时在低作动器带宽下维持所需的动态特性。

5.2 机翼气动弹性设计

在DEP飞机气动弹性设计方面,针对分布式推进未来客机,NASA艾姆斯研究中心的Nguhan等对采用气动弹性机翼外形控制提高气动效率的分布式推进飞机进行了研究,提出了分布式推进飞机气动弹性机翼外形控制的概念,利用机翼的柔韧性,机翼上的分布式推进可以用来在飞行中重新扭转机翼形状,以提高空气动力效率,用多学科方法建立了高柔性机翼分布式推进运输机的气动推进弹性模型。初步概念分析表明,采用所提出的分布式推进飞机气动弹性机翼外形控制方法,可以提高升阻比L/D,颤振分析显示翼梢推进器导致机翼自然频率降低,有发生颤振的潜在危险,还探讨了发动机停车要求、偏航和滚转控制以及使用差动推力增加偏航阻尼等飞行控制问题[68]。

在分布式纯电推进通用飞机方面,NASA兰利研究中心的Massey等对DEP机翼的气动弹性进行了分析,考虑一个DEP原型机翼的气动弹性问题,分别用MSC NasteanTM和雷诺平均Navier-Stokes方程的CFD方法计算了气动特性,两者的吻合良好。用CFD解进行了4个层次的网格精细化研究,结果均收敛,研究表明无振荡不稳定性现象,仅一弯模态在3倍颤振间隙条件的动态压力下出现发散现象[69]。

阿拉巴马大学的Hoover等对旋转颤振稳定性及其对X-57分布式电动螺旋桨飞机设计的影响进行了研究,针对X-57分布式螺旋桨电推进试验机的旋转颤振稳定性,研究了海平面2 700 r/min起飞着陆状态和8 000 ft(2 438.4 m)高度2 250 r/min巡航状态下的旋转颤振稳定性,研究表明机翼模态的频率和阻尼比预测结果与分析结果吻合较好,半翼展模型实验显示X-57试验机在使用包线范围不会出现旋转颤振[70]。

文献[71]以高空长航时无人机为研究对象,对带DEP系统柔性机翼的气动弹性特性进行了研究,对于具有分布式推进系统的大展弦比机翼,精确的气动弹性评估至关重要,这种特殊的结构显示了机翼固有频率与推进分布和工作条件之间的强烈依赖性,在重点研究DEP影响的基础上,探讨了包括在选定的展向位置安装发动机吊舱的单一推进系统,以及带有2个和3个螺旋桨的构型情况。

6 系统与支持设施设计技术

动力系统是DEP飞机区别于常规飞机的关键特征,本节重点综述飞机DEP系统、DEP系统组件、仿真系统与试验台等支持设施设计方面的文献。

6.1 DEP系统设计

面向未来电动客机,上海交通大学研究了TeDP系统设计空间的探索方法,针对使用翼身融合和超导分布式推进系统的高效巡航短距起降飞机方案,研究提出了一种翼身融合飞机TeDP系统的设计方法,包括推进器数量及其重量的计算方法、附面层吸入模拟方法和电力系统性能及其重量计算方法,开展了不同风机压比下系统热力学性能研究,评估了进气道畸变的影响。研究发现推进器数量受电机尺寸、展长和进气口条件的影响,推进器数量增加有利于其单元重量的减小,附面层吸入可降低燃料消耗,但其效果对进气道压力损失敏感[72]。

美国佐治亚理工学院的Gladin等对燃气轮机热驱动飞机分布式部分电推进系统的建模与设计进行了研究,目的是对一种适用于未来航空器的创新型分布式部分电推进系统结构的建模与设计。针对未来支线客机的可能布局,建立了由燃气轮机嵌入式进气道、配电系统和带附面层吸入的涵道风扇系统组成的模型,开展了权衡研究以调查系统的潜在效益和电气系统效率、比功率和电池能量密度等关键技术因素的影响,研究发现该系统对传输效率和比功率要求比较敏感[73]。

荷兰代尔夫特理工大学Veldhuis和Khajehzadeh对机翼后缘上面安装分布式螺旋桨推进系统进行了分析与设计,初步评估了分布式推进系统螺旋桨空气动力特性和性能。基于先前低速风洞的试验结果,对在螺旋桨上方增加一个辅助机翼(导管)的涵道螺旋桨-机翼组合体进行了优化,结果发现对支线客机而言,当通过辅助机翼形状优化来适当调整导管时,随着螺旋桨位置靠近机翼后缘,可提高飞机升阻比并改善螺旋桨推进效率[74]。

美国佐治亚理工学院的Kim等对飞机用兆瓦级分布式涡轮电推进、动力和热力系统进行了研究,将飞机传统动力系统转变为分布式动力架构,会因电气组件固有的低效率带来独特的挑战。在动力传输过程中,电动力系统内的低效率导致热负荷,需要足够的热管理系统来将热量从飞机上散发出去,为此提出了一个集成系统方法来分析在飞机系统层面使用最先进的功率分配和热管理组件的影响,提出了3个潜在的热管理系统架构概念,研究表明所提出的方法可评估飞机TeDB体系结构的系统级影响[75]。

针对电动通用飞机,英国克兰菲尔德大学Wang等基于遗传算法对轻型飞机分布式混合动力推进系统设计进行了研究,提出了一种新型的轻型飞机混合电力推进系统,将分布式推进概念和多电飞机概念相结合,根据任务要求和独特的系统配置,智能选择发动机、发电机、电机等所有部件,电源部分以总重量和油耗最小化为目标,用非支配排序遗传算法进行元件选择,系统的其余部分采用传统的遗传算法。研究表明,通过应用一种简单的确定性能量管理策略,系统的油耗降低12%[76]。

美国肯塔基大学对分布式混合电和太阳能推进飞机的电力电子动力系统结构进行了研究。针对电力电子结构,提出了适用于分布式混合电推进和纯电推进两种飞机的控制方案,进行了仿真研究,并以太阳能光伏电池的电动飞机为例,控制太阳能光伏系统的输出,使其在最大功率点运行[77]。文献[78]研究了DEP小型飞机的并联混合动力系统,针对由1台内燃机驱动1个安装在机头的巡航螺旋桨以及一个分布在机翼前缘的高升力螺旋桨纯电主动升力增强系统构成的动力系统概念,进行了飞机概念设计和性能评估。研究表明该动力系统概念可节省高达8%的燃油。此外,南京航空航天大学对DEP飞机电力系统研究进行了综述,阐述了航空电推进系统的基本结构,比较了适用于DEP系统的电力系统架构,系统分析了实现电推进技术所需的高效高功率密度电机、高效大容量功率变换器和综合热管理等关键技术。研究指出小型纯电动飞机正在逐步迈向实用化,而分布式混合电推进技术仍需要航空机电和动力系统等交叉融合与创新发展[79]。

6.2 DEP系统组件设计

电池、电控、电机、螺旋桨或涵道风扇是电推进系统关键组件。在螺旋桨设计方面,文献[80]对DEP分裂机翼螺旋桨进行了设计与分析。针对一种嵌在分体机翼内的TeDB系统,以提升性能和效率为目标,分析了推进系统与机翼空气动力学之间的强耦合,分析得出总压恢复和内翼性能之间的联系,风扇性能主要依赖进气道压力恢复,减小风扇直径有助于减小机翼的厚度,从而减少阻力和重量,提高效率。

NASA兰利研究中心航宇工程师Borer和Moore对分布式推进概念的集成螺旋桨-机翼设计进行了探索。针对“高升力”螺旋桨的设计要求和特点,建立了参数化螺旋桨叶片和参数化叶片翼型模型,并考虑了短舱集成到机翼后螺旋桨流线管的垂直偏移,利用空间填充设计方法,对高升力螺旋桨权衡空间进行了系统的探索,研究工作有助于促进DEP技术应用[81]。

文献[82]对翼梢安装的螺旋桨RANS建模方法进行了验证和比较,针对螺旋桨滑流与翼尖之间潜在的有利相互作用问题,研究了雷诺平均Navier-Stokes(RANS)求解器中不同螺旋桨建模方法对翼尖螺旋桨的模拟能力。数值计算结果与室内风洞试验测量数据进行了对比验证,结果表明,采用单方程湍流模型,只要能利用网格来解释和处理数值扩散引起的不确定性,就可用RANS模拟来预测翼梢安装的拉力式螺旋桨的气动相互作用。

文献[83]对分布式电力推进螺旋桨滑流对机翼襟翼系统的影响进行了研究。根据通过在机翼前安装螺旋桨和利用干扰效应来保证高升力的机理,针对装有富勒襟翼和由带螺旋桨的电机组成的DEP系统,开展了DEP螺旋桨垂直起降飞机襟翼系统之间相互作用的参数和实验研究。研究发现对于螺旋桨的固定功率,存在一个最佳的螺旋桨直径能确保翼型升力最大。

在电机方面,美国密西根大学研究了分布式电力推进飞机发动机的故障检测与控制。针对DEP飞机的推进电机故障,提出了一种估计和控制方案,DEP的固有冗余可防止电机故障造成的推力损失,考虑在一个发动机失效的情况,使用卡尔曼滤波方法检测电机故障,并使用模型预测控制器恢复巡航飞行高度,该控制器将推力重新分配到正常运行的电机上[84]。

在电控方面,NASA格伦研究中心为X-57 DEP飞机开发了一个11 kW轻型高效的电机控制器,该控制器包括控制处理器和三相电源逆变器,重1 kg,不需要散热器,效率超过97%[85]。

在电池方面,文献[86]分析了先进分布式推进系统混合燃料电池燃气轮机循环的设计点。针对传统TeDB存在高功率需求问题,研究了在推进器单元和涡轮风扇之间分配推力的替代方案,评估了带固体氧化物燃料电池的混合式燃气轮机热力循环的潜在收益和挑战,在设计点条件下,该循环的实施以及使用液态氢作为燃料和冷却剂,在设计迭代和确定参数前可降低70%的单位推力油耗。研究表明该替代方案可能会为整个推进系统的性能改进提供机会。日本宇宙航空研究开发机构(JAXA)探讨了固体氧化物燃料电池/燃气轮机混合堆芯的飞机电推进系统潜力,与传统系统的核心发动机与分布推进风扇不同,该系统独立设计推进器和核心发动机,通过电驱动和传动部件轻松连接,在设计空间上具有很大的自由度,利用美国NASA最新的关键性能参数分析,研究了混合堆芯的优势和挑战。此外,JAXA也在主导零排放飞机推进系统关键部件的研究工作[87]；该机构还研究了燃料类型对固体氧化物燃料电池/燃气轮机混合堆芯的飞机电推进性能的影响,提出了一种采用高温燃料电池/燃气轮机混合堆芯的分离式飞机电力推进系统。分析表明燃料电池内部可以自动加热,目前的氢燃料电池由于受功率密度限制,会造成系统重量牺牲,改进后的混合堆芯有利于降低动力系统重量和复杂度[88]。

6.3 仿真系统与试验台设计

在DEP飞机仿真系统方面,NASA格伦研究中心开发了未来TeDB飞机的推进电网模拟器,利用带控制器的小型电机来模拟TeDB动力系统中的所有部件。仿真表明用电机驱动系统的闭环控制可以实现系统的动态特性,还建立了燃气轮机发动机驱动发电机的仿真系统,并由两个永磁电机和驱动器组成的系统来模拟驱动推进风扇的电机,这些技术可以将普通电机系统转换为一个独特的TeDB电网仿真程序,从而实现硬件在环的实时仿真[89]。NASA兰利研究中心Rothhaap等对NASA兰利分布式推进垂直起降倾转翼飞机检测、建模、仿真、控制和试飞进行了全过程开发,针对复杂垂直起降(VTOL)飞机从悬停到翼生飞行模式和返回控制在建模、仿真、控制和试飞方面的难题,通过GL-10倾转翼、倾转尾翼、长航时、垂直起降缩比验证机的开发,基于风洞试验数据,建立了自适应控制体系架构、控制分配研究与设计、轨迹优化与分析、飞行系统辨识和增量飞行试验等方法[90]。文献[91]对面向方向控制权限的展向分布式电推进进行了动态飞行仿真,建立了一个线性时不变状态空间模型,用于模拟基于油门杆控制DEP飞机的六自由度飞行动力特性,研究表明该项技术的进一步发展可以减少或消除飞机的垂直尾翼。

关于DEP飞机试验台设计,NASA阿姆斯特朗飞行研究中心设计并研制了一个200 kW的TeDB试验台,为研究电源管理和过渡复杂性、模块化结构以及TeDB技术的飞行控制律,使用具有代表性的硬件和试验模拟技术开发了该试验台,用来评估评估混合电和分布式电动飞机构型的飞行准备情况[92]。该中心也探讨了电推进飞机试验台的安全问题,强调了NASA阿姆斯特朗飞行研究中心的安全系统设计过程、分析了与这些新型电推进技术相关的具体危害,对应急停车系统进行了广泛探讨,一般来说,最佳行动方案是主动设计一个无危险的系统,但当危险不能消除时,应考虑包括隔离区、上锁挂牌等措施的其他安全协议[93]。

7 结 论

1) 文献研究表明DEP飞机在按需通用航空方面有现实的可行性,对亚声速支线客机、无人机和军用航空器也具潜在可行性和持续研究的必要性,各类飞机方案设计取得阶段性进展。方案分析显示DEP飞机的起飞着陆性能与续航能力有显著改善,多学科设计优化可进一步改进DEP飞机的整体性能并降低能源消耗。

2) 分布式纯电推进飞机的气动性能分析与试验证实了分布式推进技术可达到4.3以上的飞机最大升力系数。分布式混合电推进飞机的空气动力布局方案研究能够实现未来民用和军用机队燃料消耗、排放和噪声目标,翼面类结构设计与气动弹性分析为DEP飞机做好了准备,电力推进系统及其各组成要件的设计研究奠定了DEP飞机发展的物质基础。

3) 分布式电推进被广泛认为是一项航空领域的颠覆性技术,强调不同学科间的交互作用给飞机气动、推进、结构以及控制等性能带来实质性提升,电动力系统的尺度独立性为飞机设计提供了全新的自由度,因而DEP飞机不只是DEP系统在飞机上的应用,而是一种全新的飞机一体化设计技术,有助于降低飞机的寿命周期费用,增强飞机市场竞争能力。

4) 一体化设计技术可在一定程度上挖掘和利用DEP飞机不同学科之间的耦合效应,达到降低结构重量、改善飞机飞行性能与环境友好特性、提升飞机控制系统能力及其鲁棒性的目的。影响飞机市场化的核心要素是电池能量密度,电机、电控的功率密度,以及主要由这些要素构成的电动力系统效率。

5) 除部件、系统性能需要不断提升外,分布式电推进飞机总体多学科设计优化方面仍有大量工作要做,一是电动力系统的尺度独立性使得飞机的设计变量大幅增多,导致模型复杂度和求解成本非线性增长；二是气动-推进-结构-控制学科之间高度耦合问题的模拟与综合仍无有效手段；三是学科分析工具要针对分布式电推进特点进行改进或重新开发。