航空推进电源系统研究综述

齐 扬，李伟林，吴 宇，赵宏卫，祝文涛，何林珂

（1.西北工业大学自动化学院，西安 710072；2.西北工业大学民航学院，西安 710072）

多电飞机作为航空领域发展的关键技术，将航空飞行器的气动、液压等二次能源统一转化为电能，能够显著提升飞行器整体性能，优化系统结构[1]。凭借其能源转化效率高、燃料消耗少和灵活可靠等优点，多电飞机技术得到了全球范围的广泛研究。目前，波音787、空客A350、F-35 战机以及国产C919 客机均采用了多电飞机技术。

作为多电飞机的动力装置，推进电源系统对于飞机综合性能起到了关键作用。通过将飞机推进系统中的传统燃油发电机替换为蓄电池、燃料电池以及氢能等清洁能源，能够显著提高飞机的电能转换效率、减少碳排放、优化飞机能源结构。上述因素驱动着多电飞机朝全电化和电推进的趋势发展。近年来，国内外研究机构已经初步形成了成熟的中小型飞机推进电源系统方案，例如NASA 的全电推进飞机X-57、空客公司和劳斯莱斯共同推出的E-Fan X混合电推进飞机以及辽宁通用航空研究院研制的瑞翔RX1E 双座电动轻型飞机等。

然而，未来大容量长航时的航空推进电源系统，特别是全电推进系统，在系统架构设计、功重比以及能量综合管理等方面仍然面临着问题和挑战[2]。围绕上述问题，本文将着重介绍航空器推进电源系统的最新研究进展，具体包括能源系统架构、电力电子变换器拓扑结构、协同控制和上层能量管理等方面。通过本文的归纳总结，能够对未来航空器推进电源系统的研究起到一定的借鉴作用。

1 航空电源系统架构

电气化是解决不断增长的航空运输需求和环境问题的最佳方案。然而在多电/全电的背景下，航空电源系统复杂度也将提升。从传统飞机到电推进飞机的过渡将导致航空电源在供电体制、推进系统架构和推进方式等方面产生变化。

1.1 航空电源系统供电体制

最早的航空电源供电体制是低压直流供电系统，具有结构简单、应用广泛的特点，适用于大多数中小型飞机和直升机。在低压直流供电体制的基础上，恒频交流和变频交流供电体制得到了应用和发展[3]，主要适用于以交流发动机为动力来源的传统航空推进系统。随着电力电子技术的进步，近年来高压直流供电体制在航空推进系统中得到了更广泛的应用，如美国第四代战机F-22 和第五代战斗机F-35 均采用了270 V 直流供电系统。采用高压直流供电系统不仅可以减轻飞机重量[4]，还可以更方便电推进系统储能和燃料电池的接入与并网。

1.2 航空电推进系统架构

对航空器来说，超过90%的能源均用于推进系统[5]，因此，优化航空推进系统的能源体系架构具有重要意义。目前，航空推进系统有多种能源体系架构，包括混合电动力、涡轮电动力以及全电动力系统架构[6]，具体如图1 所示。

图1 飞机动力推进系统架构Fig.1 Architectures of aircraft propulsion system

在混合电动架构中，燃气涡轮发动机和电池共同提供推进动力。其中在并联混合动力系统中，电机和涡轮发动机都安装在同一个推进风扇轴上，因此风扇可以由两种能源独立驱动；在串联混合架构中，燃气轮机轴上产生的所有功率都转换为电能，和电池一起驱动电动机，该系统中，只有电动机与推进风扇机械连接。串联/并联混合动力系统结合了纯串联或纯并联混合动力系统的特点，例如，具有多个推进风扇的系统可以采用部分推进风扇直接由燃气轮机（即涡轮风扇）驱动，而其他推进风扇由电动机驱动，电动机可以由电池或涡轮驱动的发电机供电。

在涡轮电动力系统中，飞机的推进动力仅由喷气燃料中的化学能提供，不使用储能电源。在部分涡轮电推进系统中，涡轮轴功率的一部分用于直接驱动涡轮风扇工作，其余部分由发电机转换成电能，被分配到飞机的其他部分并驱动分布式推进风扇工作；而在全涡轮电推进系统中，涡轮轴功率将全部由发电机转化成电能进而驱动推进风扇工作。

全电动力系统采用电化学储能，通常是电池作为动力源驱动电机运转。而采用全电动推进方案飞机的尺寸与电池的能量密度密切相关[6]。

1.3 分布式电推进系统

集中式推进是指航空器少数发动机产生集中推力矢量的方式[7]。当前大多数大型民用航空器均采用高涵道比涡扇发动机驱动[8]，属于集中式动力推进，其核心发动机产生的大部分动力用于旋转风扇，进而产生发动机推力。分布式推进是指利用大量小型或微型引擎取代当前安装在机翼和机身上的集中式引擎并产生飞行动力的方式[9]。相比于传统的集中式电推进方式，分布式推进系统通过将发电部分和推力产生部分进行解耦，提高了动力和推进组件的灵活性，从而提高了涡轮的工作效率。除此之外，采用分布式推进方式还具有以下优点：可以通过机身屏蔽推进器的噪声[10]；通过减少飞行过程中产生的翼根弯矩来减轻给定飞机设计的结构载荷，使得推进系统重量分布更均匀；使用多个推进器，降低了单个推进器发生故障的严重性，进而提升了系统冗余度和可靠性。

目前对飞机分布式推进方式的研究备受关注。美国NASA 正在研究的一种基于涡轮电分布式推进的飞行器N3-X，使用混合翼体作为机身，并使用超导发电机、电机和传输线组成其推进系统；ESAero 公司研发的ECO-150 也是基于涡轮电分布式推进，飞机左右机翼各安装1 台涡轮发电机，通过发电机向嵌在左右机翼中的16 个风扇供电并产生飞行推力；法国ONERA 提出了一种基于分布式电推进的DRAGON 概念飞机，该概念飞机机身两侧各安装1 台涡轮发电机，为沿飞机左右机翼翼展分布的40 个涵道风扇提供电力，飞机的飞行动力由这些涵道风扇产生[11]。

2 电力电子变换器拓扑结构

在航空电源系统架构的基础上，电力电子变换器是实现能量转化和电机驱动的关键部件。航空推进电源系统中存在着大量的DC/AC 逆变器和DC/DC 变换器，其拓扑结构直接影响了航空推进系统的运行效率和功重比[12]。因此，本文总结和梳理了航空推进电源系统中电力电子拓扑结构的最新研究进展。

2.1 DC/AC 逆变器

DC/AC 逆变器是电推进系统的关键，其功率密度直接影响了电动飞机的性能。除此之外，逆变器的电能转化效率决定散热系统的大小，间接影响电推进系统的体积和重量。因此，设计具有高功率密度和高电能转化效率的逆变器，对于推进飞机能源系统进一步电气化具有重要意义。图2 对比了常见的电推进逆变器的单相拓扑结构，包括两电平电压源逆变器2L-VSI（2-level voltage source inverter）、中点钳位型NPC（neutral point clamped）逆变器、有源中点钳位型ANPC（active neutral point clamped）逆变器以及T 型逆变器（T-type inverter）。

图2（a）所示为2L-VSI 的电路拓扑结构。凭借其结构简单、成本低和控制容易等优点，2L-VSI 广泛应用于飞机电推进系统中[13]。然而，2L-VSI 的开关频率谐波含量较大，需要大体积的无源滤波器来保证电能质量，此外，2L-VSI 在较高的开关频率下电能转换效率将会受到开关损耗的制约。针对上述问题，中压大功率的推进电源系统多采用NPC 逆变器和ANPC 逆变器[14]，其电路拓扑结构分别如图2（b）和（c）所示。NPC 逆变器直流侧包含2 个串联的电容，每相由2 对半导体开关器件和1 对二极管组成，在此基础上，ANPC 逆变器将二极管进一步替换为开关管，通过主动控制中性点回路的切入来优化损耗分布和电能转换效率。相比于2L-VSI，NPC 和ANPC 逆变器的开关器件承受的电压减半，同时由于开关频率谐波方面的改善，所需滤波器的体积和重量均可以得到有效减少。另一种广泛应用于航空推进电源系统的三电平逆变器为T 型逆变器[15]，其电路拓扑结构如图2（d）所示。T 型逆变器在两电平电路结构的基础上加入了一组额外的开关器件，相比于NPC 逆变器，T 型逆变器节省了2个二极管，并且具有更低的导通损耗，其效率在中频开关频率范围内具有明显优势[16]。除上述拓扑结构外，近年来也有多电平逆变器在电推进系统方面的报道，文献[17]设计了一种飞跨电容多电平FCML（flying capacitor multilevel）逆变器，相比于两电平和三电平逆变器，其具有更优的电能质量，然而多电平逆变器在提供诸多便利的同时也会存在控制复杂度和可靠性方面的问题。

图2 电推进飞机逆变器拓扑Fig.2 Topologies of electric propulsion aircraft inverters

表1 列举了近年来具有代表性的电推进逆变器综合指标情况。可以看到，通过电路拓扑结构优化和宽禁带半导体器件（SiC、GaN）的应用，目前推进电源系统逆变器的转换效率和功率密度分别可以达到99%和20 kW/kg。需要注意的是，实现高功率密度和高转换效率的前提在于选择合适的逆变器开关频率，过高的开关频率虽然有助于减小无源滤波器的体积，却有可能导致更高的开关损耗和更大的散热器体积。因此，在设计过程中需要计算开关器件损耗以及建立热等效模型，在此基础上，综合考虑散热器与其他无源器件的体积重量，从而确定功率密度最优的设计方案。

表1 典型电推进逆变器的综合指标情况对比Tab.1 Comparison of comprehensive indexes among typical electric propulsion aircraft inverters

2.2 DC/DC 变换器

除了DC/AC 逆变器之外，DC/DC 变换器在飞机推进电源系统中同样被广泛应用。功能包括连接不同电压等级的直流母线、调节电源和负载之间的功率流动以及储能的接入等，其可划分为隔离型变换器和非隔离型变换器。隔离性变换器在安全可靠性和功率密度方面具有显著优势，在诸多隔离型DC/DC 变换器中最为广泛应用的拓扑为双有源桥DAB（dual active bridge）变换器，其电路结构由2 个全桥模块经过交流电感和高频变压器连接形成。DAB 的控制器驱动原边和副边的全桥模块产生两路高频方波电压，并通过移相控制来调节功率流动的方向和大小。此外，LLC 谐振变换器凭借其功率密度的优势同样在机载电网中有大量应用。与DAB 变换器相比，LLC 变换器的转换效率通常在重载的情况下更有优势。文献[19]对LLC 和DAB 变换器进行了详细对比和分析。

传统DAB 及LLC 变换器提供了点对点的功率传输方案，然而在飞机电源系统中，通常存在多电源、储能装置和负载共同耦合的情况，因此多端口DC/DC 变换器也成为近年来飞机电源系统的研究热点。在双有源桥变换器的基础上，文献[20]提出了一种三有源桥TAB（triple active bridge）变换器，其拓扑结构如图3（a）所示，TAB 变换器的每个直流端口通过电压源逆变器与交流发电机连接，通过控制全桥模块交流电压的相移，能够实现3 台交流发电机之间的合理功率分配；除此之外，文献[21]设计了一种具有自主电流均衡功能的三有源桥变换器，其电路结构如图3（b）所示，相比于传统的TAB 变换器，该电路拓扑包含2 个独立的高频变压器，因此具有更多的控制自由度以及更宽泛的工作范围；为了满足飞机电推进系统储能接入的需求，文献[22]提出设计了一种四有源桥QAB（quadruple active bridge）变换器，其电路拓扑结构如图3（c）所示，该QAB 变换器的4 个端口分别与燃料电池、锂电池、超级电容器以及直流母线相连接，能够充分满足不同飞行任务剖面的能量供给需求；文献[23]从更广义的角度提出了飞机电推进系统多有源桥变换器设计理念，多有源桥变换器通过多绕组高频变压器将不同类型的电源和负载耦合起来；类似地，文献[24]设计了一种具有多输入多输出特性的多有源桥变换器结构，其包含的全桥模块可以根据实际需求进行重构，具有较好的灵活性和扩展性。

图3 多端口DC/DC 变换器拓扑结构Fig.3 Topologies of multiport DC/DC converters

值得一提的是多端口DC/DC 变换器各模块间的连接方式相对灵活，可以根据航空推进电源系统的实际电压和功率等级需求进行灵活配置。串联拓扑结构能够通过多个全桥模块串联分压提升DC/DC变换器的电压等级，与之相对应，并联拓扑结构能够通过多个全桥模块并联分流提升变换器的功率等级。一个典型的例子是输入串联输出并联ISOP（input series output parallel）变换器[25]，其拓扑能够充分满足飞机电源系统高电压转换比的需求。

3 航空推进电源系统的控制和能量管理

3.1 航空电源系统的底层控制

航空电源系统的主要底层控制目标在于保证母线电压调节和合理负荷功率分配，通常通过电源模块和储能单元间的高效协同实现。航空电源系统需要电力电子变换器转换电能给负载供电，实现不同能源系统间的电能流通。同时，具有大功率、非线性和冲击性等复杂特性的负载，考验着航空电源系统的安全可靠性和稳定运行的能力，保障航空电源系统的稳定性和优化电能质量同样是控制目标。

3.1.1 DC/DC 变换器控制

下垂控制是一种常用且可靠的DC/DC 变换器协同控制方法，适用于电源变换器的功率分配和稳定性控制。在航空电源推进系统中，当多个DC/DC变换器并联运行时，根据下垂系数调节各变换器的电压基准值，从而控制它们的输出电压。传统的下垂控制可以等效为一个串联电阻的理想电压源，其控制方程[26]为

式中：vdcr为每个变换器电压参考值；为直流母线电压参考值；idcr为变换器的输出电流；Rvir为下垂系数，也可以称为虚拟电阻。下垂控制不需要依赖通讯，可以增加系统阻尼，但会导致母线电压偏离设定值。为弥补传统下垂控制带来的电压偏差，一些改进下垂控制策略被提出，其中一种是基于低带宽通信的下垂控制[27]，可以同时增强均流精度和恢复直流母线电压；另一种是自适应动态下垂控制[28]，可以确保系统电压无静差，实现系统稳定运行。

3.1.2 逆变器和电机控制

经典的电机控制方案包括磁场定向控制FOC（field oriented control）和直接转矩控制DTC（direct torque control）。FOC 将静止坐标系下的电气量转换为旋转坐标系下的电气量，从而将交流电机的控制等效简化为针对无励磁直流电机的控制。与之不同的是，DTC 舍弃了坐标转化，通过检测电压和定子电流直接获取电机的磁链和转矩，同时通过滞环比较器进行磁链和转矩的追踪。

为了进一步提升电机控制的鲁棒性和可靠性，有限集模型预测控制、无传感器控制以及故障容错控制等先进控制技术逐渐成为近年来的研究热点[29]。

3.2 航空推进电源系统的顶层控制

航空推进电源系统的顶层控制，即混合动力源的能量管理，通常根据设定的优化目标，控制电能在多个能源系统间的分配和转换，决定负荷的分配。除了设定类似于燃油经济最优、系统效率最佳或谐波含量最少等优化目标，能量管理策略还需要考虑负载功率约束、充放电功率约束、蓄电池或超级电容电量SoC（state-of-charge）等约束限制，从而达到延长续航时间和降低经济成本的适航目标。

3.2.1 基于动态规划的能量管理策略

动态规划DP（dynamic programming）是求解全局优化问题最常用的方法，在设计时需要已知系统的运行工况。即使航空电源系统中存在不确定性，DP 也能根据优化目标求出最优解[30]。DP 将航空电源系统的能量管理划分为若干个相互关联的阶段，每个阶段都有相应的决策问题，每个决策既受当前状态影响，也会影响之后的决策，共同构成一个决策序列，对该序列逆向求解，正向寻优，最终获得最优控制序列[31]。但DP 的计算量过大，不利于在线控制，因而文献[30]提出一种分区间启动DP 的迭代算法，可减少预测时间和处理时间。

3.2.2 基于模型预测控制的能量管理策略

模型预测控制MPC（model predictive control）利用局部优化取代全局优化，结合滚动优化和在线实时校正，实现最优控制，增强电源系统的鲁棒性和稳定性。MPC 主要包括预测模型、滚动优化和反馈校正，其结构如图4 所示。

图4 模型预测控制结构Fig.4 Structure of model predictive control

图4 中，r（k+i/k）为期望输出值，u（k）为控制量，y（k）为输出量，yp（k+i/k）为校正后的预测值，ym（k+i/k）为预测输出值。MPC 可以根据当前的测量信息，如储能电池电量、充放电功率等，考虑所设定的优化目标函数和约束条件，在线求解预测时域内的优化问题，将求得的控制量序列施加给被控对象，然后不断重复这个过程，直到实现最优控制。为了更细化对电能的控制，实现多目标优化，文献[32]提出了一种分层MPC 的框架，将航空电源系统能量优化和动态功率管理有机结合，满足不同层次的经济、安全和稳定需求。

3.2.3 基于强化学习的能量管理策略

强化学习不依赖于航空电源系统的精确模型，通过智能体与环境交互获得奖励信号来实现系统的优化能量控制[33]。在飞机电源系统的能量管理中，强化学习的基础是电源系统负荷的马尔科夫决策过程模型，智能体是能量管理策略，环境是混合动力飞机。智能体获取某一时刻的状态和奖励信号后，执行合适的动作作用于环境，环境则反馈后一时刻的状态和奖励信号，如果智能体执行该动作后环境反馈的奖励有利于智能体自身，那么在后续学习过程中智能体大概率会继续执行这种动作[33]，最终保证在每一个状态下都有一个环境反馈奖励最高的最优动作。强化学习还具有很高的计算效率，有利于在线实时控制，可以高效率地得到系统能量优化问题的最优解。

4 存在的挑战以及未来的发展趋势

4.1 基于SiC、GaN 的高功率密度变换器

电推进航空器具有负载功率等级大、功重比要求高等特点[34]，因此需要电力电子变换器具有耐高温、高功率密度和高可靠性等性能。目前航空电源系统中大多数采用硅器件，存在损耗大、工作频率低、耐高温能力差和配套散热装置复杂等缺点，导致功率变换器在转换效率和功率密度方面存在瓶颈。以SiC 和GaN 为代表的宽禁带半导体器件具有高效、耐高温和抗辐射等多方面优点，逐渐成为取代传统硅基功率器件的可行方案。然而，SiC 器件仍存在着阈值电压低、栅源极之间耐负压能力弱和易出现桥臂串扰等问题[35]，因此SiC MOSFET 的实际应用还需要对其驱动电路进行优化设计。GaN 器件相比SiC，其体积更小，能够有效降低驱动损耗，并且其导通电阻更不容易受到温度的影响，可以有效改善系统的热稳定性，虽然GaN 材料的性能优异，但其器件制备过程中还存在一些核心技术和工艺上的难点尚未突破，GaN 晶体管在RF 下输出电容的损耗较大[36]，且在超高频范围下，其动态电阻效应也较为明显[37]。

4.2 电源系统稳定性和可靠性

航空电源系统作为整个航空器的重要组成部分，负责保证负载具有高效可靠的电能供给。在多电/全电背景下，航空电源系统的负载特性将更为复杂，除了常规的线性负载外，还将有诸如雷达、电驱动和定向武器等高功率、非线性负载的大量使用。因此分析不同用电负载的工作特性，以及突加、突卸负载对航空电源系统稳定性的影响，对于全电飞机和电推进飞机的深入研究具有重大意义。

此外，在航空推进电源系统的设计过程中，应当充分融入和实现容错功能，即电源系统发生单点故障后仍能保持运行，当推进系统中某个部分发生故障时，能自动检测并诊断故障发生位置，随即迅速动作，从而保证电源系统功能维持在规定范围内。不间断供电对于航空推进电源同样有着重大意义，航空器飞行过程中，关键负载供电中断可能对系统正常运行产生威胁，因此整机大部分关键负载要求实现不中断供电，不中断供电技术在交流电源系统中较难实现，相比于交流电源系统，直流电源凭借其易于并联的特性能轻松实现不中断供电。

4.3 电推进系统研究趋势

未来针对电推进系统，特别是分布式电推进系统的研究主要包括但不限于以下方面。在总体设计布局方面，需要综合考虑气动结构和推进一体化的需求，研究分布式推进布局、桁架支撑翼和翼身融合等设计布局技术。为了满足电推进系统高效和轻量化的需求，基于永磁同步电机和超导电机的高功重比电驱动系统同样是研究重点,需要在电机的磁性能和冷却结构设计方面不断进行迭代优化。在综合能量管理方面，蓄电池、氢燃料电池和超级电容等新能源的使用使得电推进系统成为多源耦合的混合电力能源系统，因此需要研发更为智能的能量管理方案和热管理技术，通过功能的复用实现多模块集成与一体化设计。

5 结语

温室气体排放及噪声污染是航空业亟待解决的问题，而电推进技术可以为相关问题提供合理的解决方案。本文系统介绍了航空推进电源系统架构、与航空电源系统相关的电力电子变换器拓扑结构、航空电源系统的控制方法及能量管理策略，并分析了当前飞机电源系统存在的挑战以及未来的发展趋势。虽然电推进技术的应用仍然面临着许多问题和挑战，但随着相关技术的不断发展和成熟，电推进技术将会在航空业得到全面的应用。