氢电锂电通勤飞机分布式推进系统匹配设计

王宇 伍庭佳 李湘 余雄庆

摘要：针对通勤类飞机总体设计参数和飞行任务剖面需求，根据氢电锂电推进系统架构方案，提出了推进系统参数匹配方法和能源动态平衡管理策略。以19座级通勤飞机作为验证对象，对其动力装置和储备能源进行了选型和管理研究。根据选型的分布式推进气动布局方案，进一步采用全析因试验设计方法分析了螺旋桨转向对飞机气动特性的影响，获得了有利于飞机巡航状态的螺旋桨转向配置方案。

关键词：通勤类飞机；燃料电池；参数匹配方法；分布式电推进

中图分类号：V221

DOI：10.3969/j.issn.1004132X.2024.01.002

Matching Design of Distributed Propulsion Systems for Hydrogen-Lithium

Batteries Powered Commuter Aircrafts

WANG Yu1，2 WU Tingjia1，2 LI Xiang1，2 YU Xiongqing1，2

1.College of Aerospace Engineering， Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，

Nanjing，210016

2.Key Laboratory of Fundamental Science for National Defense-advanced Design Technology of

Flight Vehicle，Nanjing，210016

Abstract： Aiming at the overall design parameters and mission profile requirements of commuter aircrafts， according to the hydrogen-lithium propulsion system architecture scheme， the propulsion system parameter matching method and energy dynamic balance management strategy were proposed. A 19-seat commuter aircraft was used to select and manage the power plant and reserve energy. According to the selected distributed aerodynamic layout scheme， then the effects of propeller rotation directions on aircraft aerodynamic characteristics were analyzed with full factorial design of experiments， and the optimum propeller rotation direction configuration for aircraft cruise states was obtained.

Key words： commuter aircraft； fuel cell； parameter matching method； distributed electric propulsion

0 引言

新能源飞机以电能、氢能和可持续航空燃料作为推进能源，对实现航空领域的绿色环保、高效节能，完成“双碳目标”具有重要意义。电动飞机引领航空技术创新、推动绿色航空发展，将对世界航空业產生革命性的影响［1］。目前很多国家针对通航飞机开展了氢燃料电池与锂电池等电推进技术的研究。

氢燃料电池飞机依靠燃料电池将所储存的氢气及空气中的氧气转化为电能提供给飞机。虽然氢燃料电池系统能量密度较高，但是功率密度较低，为满足航空动力要求，一般要与功率密度高的锂电池配合使用。针对氢电锂电混合动力电推进系统在飞机上的应用，国外开展了一些理论分析研究。TRAINELLI等［2］以Tecnam P2012飞机平台为例开展了氢燃料电池动力改型的总体性能分析，结果表明改型后有效载荷减少50%以上。PALAIA等［3］针对常规机翼机身和盒式机翼两种布局形式的中短程飞机，研究了液氢推进系统对飞机主要性能的影响，结果表明氢动力飞机能有效提高动力系统功重比。WADDINGTON等［4］研究了液氢燃料电池电力推进系统在集成到与波音737-800性能相当的单通道飞机时对飞机产生的影响，并说明了液氢/燃料电池推进系统在商用飞机应用中的可行性。PASTRA等［5］对涡桨飞机应用氢电锂电混合动力方案可行性进行了评估，并计算了不同混合配置下质子交换膜燃料电池和锂电池组合动力的效率与收益。

国内主要是针对氢电锂电飞机在总体、气动、系统及支持设施等学科领域开展研究。黄俊［6］指出氢电锂电飞机在提高飞机气动效率、载运能力、环保性和鲁棒性等方面是一种航空领域的颠覆性技术。在氢能飞机总体概念设计领域，荆戈［7］针对E20-FC两座氢能飞机给出了概念设计方法，并对飞机的推进系统、总体布局进行了方案设计。李毅波等［8］对跨领域飞行器——空地两用燃料电池轻型飞机的总体参数进行了设计、建模与分析，其方法可用于此类飞行器的快速设计与参数权衡。刘福佳等［9］提出了轻型电动飞机依据任务剖面、商载和航程估算起飞总质量的方法。而对于分布式电推进分布概念在氢能飞机上的应用，孔祥浩等［10］论证了飞机燃料电池混合动力系统及分布式电推进系统方案的可能性，并指出分布式混合电推进技术是中大型飞机电气化的重要方向，且需要与多学科交叉融合共同发展。

目前国内外主要是以新能源小型飞机或垂直起降飞机为研究对象评估和分析氢电锂电混合动力电推进技术对飞行性能和方案设计的影响，而针对支线客机和通勤飞机的研究，特别是考虑动力装置架构、气动布局和飞行平台性能之间的耦合关系与匹配情况的研究尚处于起步阶段。基于此研究背景，本文提出了19座级通勤飞机推进系统参数匹配设计方法，并对分布式气动布局方案进行分析，选取最优气动构型。

1 氢电锂电混动架构方案

采用氢燃料电池+锂电池混合动力方案的飞机电力系统主要包括氢燃料电池堆（PEMFC）、储氢罐、锂电池、DC/DC转换器、电机控制器、电机、螺旋桨、电缆线以及能量管理系统。锂电池和氢燃料电池通过DC/DC转换器改变输出的电压，通过电机控制器调节电机转速，驱动螺旋桨产生前进的拉力，锂电池作为辅助电池。考虑到飞机需求功率变化范围较大，氢燃料电池实际上只需要满足平均功率需求即可，超出平均功率的部分由锂电池补充，而当锂电池电量不足时，氢燃料电池又能同时为锂电池充电，从而提高整个能源供应系统的可靠性和稳定性。氢燃料电池和锂电池混合动力架构方案如图1所示［11］。

1.1 储能电池

氢燃料电池使用质子交换膜燃料电池，具有较高的能量转换率和较小的工作温度限制，且工作点稳定，不受卡诺循环的限制［12］，能量密度最高可达锂电池能量密度的上百倍，这对实现航空轻量化具有重要意义，但氢燃料电池（加储氢罐）的功率密度通常不超过750 W/kg。而锂电池则相反，功率密度可超过2000 W/kg，而目前工业级锂电池能量密度仅为250 W·h/kg［13］，因此，氢燃料电池搭配锂电池储能可满足飞机起飞爬升阶段大范围功率变化和快速响应的需求，是目前航空应用的最佳方案。

1.2 储氢瓶

氢气通常有三种储存方式，高压气态储氢、液态储氢和固态储氢。其中液态储氢需要将氢气冷却至-253 ℃，同时液化需要消耗大量的能量，并且需要低温储存，目前尚不适合于航空运输。固态储氢依靠氢与稀土合金或纳米材料发生化学反应或物理吸附来储存，这类储氢方式储氢密度大、储氢压力小、安全性高，但是目前技术尚未成熟，未来具有较大发展潜力［14］。现阶段的主要储氢方式是采用高压气态储氢，它具有充放氢气速度快、容器结构简单等优点，常用气瓶有35 MPa和70 MPa两种形式［15］。

1.3 电机

目前高功率电机主要有永磁同步电机（无刷直流电机）和超导电机两种。超导电机采用超导体代替常规材料实现机械能与电能的转换，此技术尚未成熟。目前在电动飞机上应用较多的是永磁同步电机，它具有功重比较大、效率高和可靠性高的特点，同时电机具有相对尺度无关性，可用多个小功率电机取代单个大功率电机，两者的功率密度和质量基本保持不变，这为分布式气动设计提供了条件，可结合推进、气动学科得到综合性能的收益［16］。

1.4 螺旋桨

螺旋桨作为将电机的功率转化为飞机向前推力的重要装置，根据桨叶角是否可调分为变距螺旋桨和定距螺旋桨。定距螺旋桨只能在部分选定速度范围内效率最高，但构造简单、质量轻，故被广泛应用于轻型飞机。变距螺旋桨可通过调整桨距来满足不同飞行任务阶段需求。

2 氢电锂电推进系统参数选型匹配

氢电锂电推进系统匹配要求选型的新能源装置满足飞机重量和运载能力要求，根据适航条例和飞机总体设计参数，对飞机推进装置进行选型匹配。

2.1 任务需求功率计算

根据飞机总体设计要求，由飞机在起飞滑跑、爬升、巡航、下降阶段运动方程计算飞机各任务阶段需求功率。其中起飞滑跑过程可近似看作飞机匀加速运动，爬升和下降阶段可视为飞机以定常上升或下滑，巡航阶段可视为飞机处于平衡状态，即升力与重力、阻力与推力相平衡。

起飞滑跑階段功率由文献［9］进行估算：

式中，a为起飞滑跑阶段的加速度；sTOR为起飞滑跑距离；PLOF为起飞滑跑阶段消耗的平均功率；vld为飞机离地速度；f为地面摩擦因数；ρ为空气密度；S为机翼面积；vcl为爬升阶段平均速度；WTO为飞机起飞质量；g为重力加速度；Cx_TO为起飞滑跑阶段飞机阻力系数；Cy_TO为起飞滑跑阶段飞机升力系数。

爬升阶段功率可根据定常爬升计算：

式中，Pcl为爬升阶段所消耗的平均功率；α为爬升角；Lcl为爬升阶段飞机升阻比。

巡航阶段功率可根据飞机平衡状态计算：

式中，PVC为飞机巡航时所需功率；vC为飞机巡航速度；LVC为巡航阶段飞机升阻比。

飞机在各飞行阶段所需的功率由氢燃料电池和锂电池共同提供。

2.2 电机参数选择

电机功率指标有持续功率和峰值功率两种。持续功率也称为额定功率，是指电机稳定工作能持续输出的功率，它随着螺旋桨的转速变化而变化，而峰值功率是指在特定转速下电机所能达到的最大功率［17］。选型电机应根据飞行任务剖面功率需求而定。在起飞滑跑阶段，电机需要短时间提供较大的功率，此功率应小于电机总的峰值功率。而巡航阶段占总飞行时长较长，电机应该以持续功率长时间工作，任务所需功率应接近电机最大持续功率，即

PLOF

PVC≈NPcontiousηmηpηc（6）

式中，N为电机总个数；Ppeak、Pcontious为单个电机的峰值功率和持续功率；ηm为电机的工作效率；ηp为螺旋桨工作效率；ηc为电机控制器的工作效率。

电机个数选择应与单个电机功率具有较好的匹配关系［18］，如下式所示：

式中，PS1为匹配较好的单个电机功率；l为机翼的展长；kd为直径系数；v为飞机飞行速度；σ为空气相对密度；Ω为电机的转速；D为参考机型螺旋桨直径。

实际上分布式电推进飞机单个电机的功率为参考机型电机总功率除以电机个数的平均值：

式中，Pm为参考机型电机总功率。

当PS1与PS2近似相等时，电机功率与螺旋桨具有较好的匹配关系。

2.3 螺旋桨参数选择

由于巡航在飞机任务阶段中占比时间较长，且直接影响飞机的续航时间，因此螺旋桨直径和性能参数估算应以巡航段作为设计参考点，相关公式［19］如下：

式中，Dp为螺旋桨的直径；Psc为单个电机在飞机巡航时输出功率；n为螺旋桨的转速；Tsc为单个螺旋桨产生的牵引力；J为螺旋桨进距比;CT、CP分别为螺旋桨的拉力系数和功率系数。

2.4 电池组参数选择

氢燃料电池搭配锂电池的储能方案应满足驱动电机电压变化要求，使得电池组输出功率与电机负载匹配。选型的氢燃料电池节数设为n1，锂电池节数设为n2；氢气罐个数设为n3。单节氢燃料电池电压记为UH2，输出功率记为PH2，质量记为WH2；单节锂电池电压记为Ubat，输出功率记为Pbat，质量记为Wbat，所含电能记为Ebat。单个70 MPa储氢罐质量记为Wjar，质量储氢密度记为ρmH2。

氢燃料电池与锂电池输出电压之和应与电机工作电压近似相等（不考虑额外电压损耗），输出功率之和经DC/DC转换器、电机控制器效率损耗后提供电机负载功率，在满足电池组总质量约束Wsum限制下，使得能量Esum达到最大。电池组能量包括锂电池所含电量和氢气罐高压氢气化学反应产生的化学能。设1 mol氢气发生化学反应生成液态水所能产生的能量为Q，则Q=241 kJ/mol，每千克氢气物质的量为500 mol，因此电池组總能量为

Esum=500n3WjarρmH2Q+n2Ebat（13）

电池组参数选择可提炼为如下优化问题：

式中，ηDC为DC/DC转换器的工作效率；Pmmax为电机总的峰值功率； Um为电机的工作电压。

3 氢电锂电动态平衡能量管理

实际上氢燃料电池的氢气并不能完全消耗，燃料电池堆的最大转化效率为0.6［20］，而锂电池为了保障飞机安全，通常也会留下20%的电池余量。

飞机在真实飞行中会受到突风影响，因此飞机的需用功率在不断变化，为了模拟飞机功率变化情况，设置固定间隔时间内任务功率在±10%的范围内变化。在氢电锂电混合方案中，氢气的单位时间消耗量随着燃料电池的输出功率变化而改变，导致锂电池单位时间消耗能量与氢气消耗量不能达到平衡，从而会出现锂电池或燃料电池中某一能源过度消耗，而另一种能源消耗较少的情况。为了避免这种情况发生，本文设计了燃料电池混合能源的动态平衡能源策略，对燃料电池和锂电池的功率进行动态分配［21］。氢气剩余比例表示为SH2，锂电池的剩余电量百分比表示为Sbat，以S（S=Sbat- SH2）表示二者之差。当锂电池的剩余电量大于安全电量20%时，共对应三种情况：

（1）S<-3%（负状态），表示锂电池相对于燃料电池消耗过快，燃料电池在下一间隔时间内应给锂电池充电，锂电池此时为充电时最大负功率，燃料电池同时给负载和锂电池供电。

（2）-3%≤S≤3%（状态均衡），表示锂电池相对于燃料电池消耗基本处于持平状态，在下一间隔时间内，锂电池的输出功率应保证燃料电池的效率ηFC最高。

（3）S>3%（正状态），表示锂电池相对燃料电池消耗要低，下一时刻应当将超出比例的电荷全部释放掉。根据电荷和释放时间，可以计算出锂电池的输出功率。

当锂电池的剩余电量到达安全电量20%时，锂电池不再工作，此时负载功率全部由燃料电池提供，直到氢气完全消耗完。图2为能量动态平衡策略流程示意图。

氢气和锂电池初始剩余比例为1，根据锂电池的剩余电流和两者剩余的差值比例来判断工作状态，通过执行每种状态下的算法对差值比例进行动态调整，保证锂电池的耗电量和氢燃料电池的耗氢量维持动态平衡。图2中，Pbat表示当前锂电池的输出功率;PFC表示当前燃料电池的输出功率;Pload表示当前电机负载功率;ΔSbat表示锂电池在Δt时间段内电量变化的百分比，ΔSbat=PbatΔt/Qtotal;ΔSH2为氢气在Δt时间内消耗占比，ΔSH2=CFCΔt/mH2；CFC为单位时间内氢气的消耗质量，可根据Ballard氢燃料电池公司提供的公式CFC=1.688 75FH2（ρH2/ρ）进行估算（FH2表示氢气的流量，与燃料电池单元数量的电流大小有关；ρH2为氢气在当前气压下的密度）。

4 应用算例

本文以19座级通勤飞机Y-12F作为研究对象，按照氢电锂电推进系统参数匹配方法，对以燃油为动力的飞机动力装置进行新能源选型。最后按照选型结果对任务功率进行动态分配，对推进系统能量储备进行管理。

按照飞机总体设计要求和任务剖面运动方程计算各任务阶段发动机需用功率，如表1所示。

根据任务需用功率和推进系统参数匹配方法，对电机、氢燃料电池、锂电池、螺旋桨进行选型设计。选型的电机为10台EMRAX 268电机，总干质量仅为223 kg。10台电机最大总持续输出功率为1170 kW，满足任务功率需求，分别在机翼两侧各安装5台电机。图3为理想的螺旋桨效率图［22］，根据螺旋桨的功率系数和所对应的进距比可获得螺旋桨的效率。

螺旋桨类型选择为三桨叶，代入相关数据计算可得螺旋桨直径D为1.328 m，螺旋桨的拉力系数CT为0.08，功率系数CP为0.102。

选择Ballard公司的FCgen-HPS氢燃料电池和SAFT公司的Seanergy的锂离子动力电池。选择Faurecia公司研发的高压70 MPa储氢瓶，52 L和68 L容积类型气瓶的参数如表2所示。

目前电机装置功率密度已经达到了4 kW/kg，氢燃料电池系统的功率密度为0.85 kW/kg，电机控制器的功率密度在10 kW/kg左右，70 MPa储氢系统储氢密度为4%。根据各分系统功率密度可计算出主要电力系统部件的质量，如表3所示。

根据所选型的新能源推进装置，采用动态能量平衡管理策略对氢气的消耗和锂电池电能消耗进行动态调度，保证两种能源消耗处于动态平衡状态，能量动态平衡策略仿真结果如图4所示。可以看出，燃料电池承担大部分负载功率，而锂电池对其负载功率进行补充，当锂电池电量消耗过快时，燃料电池对锂电池电量进行补充，维持二者消耗动态平衡。当锂电池电量低于安全电量时，锂电池不再工作，由燃料电池单独负责任务负载，直到氢气被完全消耗。氢气推进系统设计布局示意如图5所示。

5 分布式推进气动分析

根据电机功率匹配结果，需要在机翼两侧前缘各安装5个螺旋桨，保证螺旋桨产生的功率满足巡航需求，当电机轴转速发生改变时，螺旋桨的输出功率也会随之发生改变。螺旋桨相对机翼的安装位置，不同位置螺旋桨的转速、转向会给气动

计算带来不同程度的影响。本文采用OpenVSP软件中的VSPAERO气动模块进行计算，它集成了涡格法和面元法，螺旋桨特性求解方面包含了叶素法和激励盘方法，文献［23］使用此模块对X57高升力螺旋桨进行计算，并与OVERFLOW的分析结果进行对比验证，证明了该方法具有可靠的精度和较快的计算速度。

图6为气动模型示意简图，分别为气动模型的俯视图和后视图，沿展向将机翼划分为机身区和优化区，螺旋桨仅在优化区域内移动，每一个螺旋桨限制在虚线范围内。为了研究螺旋桨转向对气动性能的影响，将转向以数字量化，用Dir1，Dir2，…，Dir5表示右侧机翼由翼根到翼梢5个螺旋桨的转向，以飞行员视角，螺旋桨顺时针方向记为“1”，螺旋桨逆时针转向记为“0”。

以螺旋桨转向作为设计输入变量，激励盘的位置和转速不变，螺旋桨相对于机翼位置与图6一致，设置螺旋桨转速为巡航转速，对右机翼螺旋桨所有转向采用全析因试验设计，共32种情况，输出变量为升力系数、诱导阻力系数、摩擦阻力系数。通过改变螺旋桨的转向分析每一个螺旋桨的转向对输出变量相关性影响，分析螺旋桨转向对气动带来的增益或抑制效果。根据螺旋桨转向全析因试验设计结果，绘制了转向对升力系数和诱导阻力系数影响的Pareto图，如图7所示，图中low表示转向取值为0（即逆时针转向），high表示转向取值为1（即顺时针转向）。

从气动角度分析，如图7a所示，沿机翼展向由翼根到翼梢，对升力影响较大的是螺旋桨3和螺旋桨5的转向。螺旋桨3和螺旋桨4之间以逆顺对转，螺旋桨会产生上洗气流，会加速滑流区气流流动，从而增大升力系数。螺旋桨2和螺旋桨3之间以顺逆对转，会减少滑流区气流流动，减小升力系数，但由于螺旋槳2对升力影响仅占7%，小于螺旋桨4对升力的影响，因此从螺旋桨1到螺旋桨4最佳转向为逆—顺—逆—顺，而对于翼尖螺旋桨5，采用顺时针旋转会产生下洗气流，抑制下翼面在翼尖处上翻气流，减少翼尖涡流的影响，刚好对诱导阻力产生抑制作用，对提高升力有显著增益效果。而对于诱导阻力，如图7b所示，翼尖螺旋桨5与图7a原理一致，而要减少诱导阻力，相邻螺旋桨旋转方向应产生下洗气流或尽可能抑制上洗气流，减少由升力引起的附加阻力。螺旋桨2相对于螺旋桨1能产生下洗气流，同时螺旋桨3相对于螺旋桨2能抑制螺旋桨2引起的上洗气流。在32组转向配置中，最有利于增大升力系数CL、减小诱导阻力系数CDi的转向如图8所示。

为了进一步说明螺旋桨对机翼升力系数的影响，绘制了分布式构型、双发构型、无桨构型升力系数展向分布图，见图9。分布式构型和双发构型相对于无桨构型，在有螺旋桨位置处升力系数突变增大，使得整体升力系数增大。而对比双发构型和分布式推进构型，双发构型升力系数呈双峰分布，而分布式推进构型呈现多峰分布。分布式推进方案较双发方案，升力系均值数由0.705提高到0.720，而诱导阻力系数出现显著下降趋势，由0.0127减小到0.0104，从而使得全机总的升阻比得到较大提高。

6 结论

（1）针对氢电锂电混动架构方案，提出了新能源推进装置选型和参数匹配方法，建立了燃电锂电能量动态平衡策略。

（2）以19座级通勤飞机Y12F为应用示例，对推进装置进行新能源选型设计，根据选型装置对氢气的消耗和锂电池电能消耗进行了动态调度。

（3）采用全析因试验设计方法对分布式气动布局中螺旋桨的32种转向配置方案进行了分析，获得了最优转向。

参考文献：

［1］ 孙侠生， 程文渊， 穆作栋， 等. 电动飞机发展白皮书［J］. 航空科学技术， 2019， 30（11）：1-7.

SUN Xiasheng， CHENG Wenyuan， MU Zuodong， et al. White Paper on the Development of Electric Aircraft［J］. Aeronautical Science & Technology，2019，30（11）：1-7.

［2］ TRAINELLI L， SALUCCI F， COMINCINI D， et al. Sizing and Performance of Hydrogen-driven Air-planes［C］∥Italian Association of Aeronautics and Astronautics ⅩⅩⅤ International Congress. Roma， 2019：1058-1065.

［3］ PALAIA G， SALEM K A， CIPOLLA V， et al. Conceptual Investigation on Performance of Short-medium Range Aircraft with Liquid Hydrogen Propulsion and Different Airframe Architectures［C］∥AIAA SCITECH 2023 Forum. National Harbor，2023：0214.

［4］ WADDINGTON E， MERRET J M， ANSELL P J. Impact of LH2 Fuel Cell-electric Propulsion on Aircraft Configuration and Integration［C］∥AIAA Aviation 2021 Forum. Virtual Event， 2021：2409.

［5］ PASTRA C L， CINAR G， MAVRIS D N. Feasibility and Benefit Assessments of Hybrid Hydrogen Fuel Cell and Battery Configurations on a Regional Turboprop Aircraft［C］∥AIAA AVIATION 2022 Forum. Chicago， 2022：3290.

［6］ 黄俊.分布式电推进飞机设计技术综述［J］.航空学报，2021，42（3）：13-29.

HUANG J. Survey on Design Technology of Distributed Electric Propulsion Aircraft［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2021， 42（3）：624037.

［7］ 荆戈. 燃料电池轻型飞机概念设计研究［D］. 南京：南京航空航天大学，2017.

JING Ge. A Study on Conceptual Design of Fuel-cell Powered Electrical Light Aircraft［D］. Nanjing：Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， 2017.

［8］ 李毅波，林鹏，陶晓洋，等.空地两用燃料电池轻型飞机总体参数设计与建模［J］.飞机设计，2016，36 （5）：29-33.

LI Yibo， LIN Peng， TAO Xiaoyang，et al. Overall Parameter Design and Modeling of Air-ground Fuel Cell Light Aircraft［J］. Aircraft Design， 2016，36 （5）：29-33.

［9］ 刘福佳，杨凤田，刘孟诏，等.电动轻型飞机起飞总质量估算方法［J］.科学技术与工程，2018，18（5）：118-123.

LIU Fujia， YANG Fengtian，LIU Mengzhao，et al. Estimated Method of the Take-off Mass of the Electric Light Aircraft［J］. Science Technology and Engineering，2018，18（5）：118-123.

［10］ 孔祥浩，張卓然，陆嘉伟，等.分布式电推进飞机电力系统研究综述［J］.航空学报，2018，39（1）：51-67.

KONG Xianghao， ZHANG Zhuoran， LU Jiawei，et al. Research on Distributed Electric Propulsion Aircraft Power System［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2018，39（1）：51-67.

［11］ ARAT H T， SRER M G， GKPINAR S， et al. Conceptual Design Analysis for a Lightweight Aircraft with a Fuel Cell Hybrid Propulsion System［J］. Energy Sources， Part A：Recovery， Utilization， and Environmental Effects， 2020：1-15.

［12］ 侯绪凯， 赵田田， 孙荣峰，等. 中国氢燃料电池技术发展及应用现状研究［J］. 当代化工研究， 2022（17）：112-117.

HOU Xukai， ZHAO Tiantian， SUN Rongfeng， et al. Research on the Development and Application Status of Hydrogen Fuel Cell Technology in China［J］.Modern Chemical Research，2022（17）：112-117.

［13］ 宋清超，陈家伟，蔡坤城，等.多电飞机用燃料电池-蓄电池-超级电容混合供电系统的高可靠动态功率分配技术［J］.电工技术学报，2022，37（2）：445-458.

SONG Qingchao，CHEN Jiawei，CAI Kuncheng，et al. A Highly Reliable Power Allocation Technology for the Fuel Cell-battery-supercapacitor Hybrid Power Supply System of a More Electric Aircraft［J］.Transactions of China Electrotechnical Society， 2022，37（2）：445-458.

［14］ 苏海燕，徐恒泳. 储氢材料研究进展［J］. 天然气化工， 2005， 30（6）：47-53.

SU Haiyan，XU Hengyong. Progress in Hydrogen Storage Material［J］.Natural Gas Chemical Industry， 2005， 30（6）：47-53.

［15］ 陶占良，彭博，梁静，等. 高密度储氢材料研究进展［J］. 中国材料进展， 2009， 28（增刊1）：26-40.

TAO Zhanliang，PENG Bo，LIANG Jing， et al. Progress in Research of High Density Hydrogen Storage Materials［J］.Materials China， 2009， 28（S1）：26-40.

［16］ 王騰飞，寇淑然，任柏春，等. 电动航空器发展状况分析［J］. 科技视界， 2022（23）：25-27.

WANG Tengfei， KOU Shuran， REN Baichun， et al. Analysis of the Development of Electric Aircraft［J］. Science Technology Vision， 2022（23）：25-27.

［17］ 康桂文，胡雨，李亚东，等. 超轻型电动飞机电动力系统的参数匹配［J］. 航空动力学报， 2013，28（12）：2641-2647.

KANG Guiwen，HU Yu，LI Yadong， et al. Parameters Matching of Ultralight Electric Aircraft Propulsion System［J］. Journal of Aerospace Power， 2013，28（12）：2641-2647.

［18］ 戴佳哲. 分布式电推进系统与机翼的综合设计［J］. 机械设计与制造， 2020（2）：56-59.

DAI Jiazhe. Integrated Design of Distributed Electric Propulsion System and Wing［J］. Machinery Design Manufacture，2020（2）：56-59.

［19］ GUDMUNDSSON S. General Aviation Aircraft Design：Applied Methods and Procedures［M］. Oxford：Butterworth-Heinemann Press，2013.

［20］ 曾勋. 燃料电池技术发展概述［J］. 科教导刊—电子版（中旬）， 2018（2）：247-248.

ZENG Xun. Overview of Fuel Cell Technology Development［J］. The Guide of Science Education， 2018（2）：247-248.

［21］ 雷涛， 闵志豪， 付红杰. 燃料电池无人机混合电源动态平衡能量管理策略［J］.航空学报， 2020， 41（12）：293-307.

LEI Tao， MING Zhihao， FU Hongjie. Dynamic Balanced Energy Management Strategies for Fuel Cell Hybrid Power System of Unmanned Air Vehicle［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinca， 2020， 41（12）：293-307.

［22］ RAYMER D. Aircraft Design：a Conceptual Approach［M］. Playa del Rey ：American Institute of Aeronautics and Astronautics， Inc.， 2012.

［23］ SHERIDAN C N， PHAM D D， WHITESIDE S. Evaluation of VSPAERO Analysis Capabilities for Conceptual Design of Aircraft with Propeller-Blown Wings［C］∥AIAA Aviation 2021 Forum. Virtual Event， 2021：2510.