分布式電推進飛機設計技術綜述

黃俊

1. 北京航空航天大學 航空科學與工程學院,北京 100083 2. 遼寧通用航空研究院,沈陽 110136

航空是人類拓展生存空間的產物。萊特兄弟飛機的成功是現代航空的起點,100多年來,航空技術和飛機性能得到了巨大的提升,飛機在世界各國的國防和國民經濟建設中發揮著非常重要的作用,已經成為現代運輸體系中不可缺少的組成部分。作為飛機的動力裝置,活塞式和噴氣式燃氣渦輪發動機是絕大多數在役和在產飛機的基本配置,飛機飛行過程中,這些燃燒石油燃料的發動機會產生大量的碳排放和其他不利于環境的顆粒物,數量更大、使用活塞式發動機的通用飛機在飛行中還有重金屬鉛排放[1-2],具有造成當地土地和作物鉛污染、兒童血鉛超標的風險。為保護人類賴以生存的地球村,若干年來世界各國都在采取行動,從“京東議定書”到“巴黎協定”,同意控制和減少溫室氣體排放,共同遏阻全球變暖趨勢。

航空飛行帶來的碳排放量占全球碳排放總量的3%左右。空中客車公司和波音公司都在2018年預測,航空運輸市場將在未來15年內翻一番,如果不采取行動,到2050年航空碳排放份額將達到10%,若其他行業采取清潔行動,2050年的航空碳排放甚至高達24%。為此,國際民用航空組織(ICAO)以2005年的航空碳排放為基準,制訂了到2050年航空碳排放較2005年減少一半的控制目標,得到了世界各國的認可和接受。盡管減排目標應該通過技術改進、飛機運營、基礎設施建設、生物燃料使用等多渠道協作來實現,但飛機設計中的環境要求確實給航空業和飛機設計師帶來了新的挑戰,為應對這些設計需求,美國國家航空航天局(NASA)和歐盟(EU)委員會都積極響應,在滿足ICAO碳排放要求之外,對氮氧化物等顆粒物排放和降低飛行噪聲等方面也制訂了定量目標,在行動上一方面嘗試征收碳排放稅來調節減排,另一方面主動投資啟動先進飛行器相關的項目,研究不同技術途徑實現2050減排目標的飛機設計方案和技術,其中采用電力推進的飛機方案,即電動飛機是最可行和最先進入市場運營的理想選擇。

分布式電推進(DEP)飛機是隨著電動飛機發展而產生的新概念航空器,由電機驅動分布在機翼或機身上的多個螺旋槳或風扇構成推進系統為飛機提供主要推力。DEP飛機利用推進-氣動耦合效應大幅改善飛機空氣動力特性,減小機翼面積從而降低飛機結構重量,推進器無高壓渦輪葉片且通過功率的分散可進一步減縮氣動噪聲總聲壓級,分布式推進器結合推力矢量技術可為航空器提供直接力控制從而降低飛機對尾翼和操縱舵面的依賴,多推進器的冗余能為飛機提供更可靠的推力保障,因而較傳統電動飛機具有更高的氣動效率、載運能力、環保性以及在飛行控制與推力提供方面的魯棒性。在環保性需求的牽引下,電力推進系統及其電機、電控、電池等關鍵部件技術的進步以及數十年來飛機綜合設計技術成果推動了DEP飛機的發展。

本文從分析電動飛機的優勢和不足開始,在研究電推進系統的尺度獨立性與DEP飛機分類的基礎上,重點從飛機工程設計的專業劃分角度出發,分別從飛機總體設計、氣動設計、結構設計、系統與支持設施設計等學科對DEP飛機設計技術的研究情況和學術進展進行綜述,最后給出結論。

1 電動飛機優勢與不足

文獻[3]對電動飛機的優勢做了較為完整的總結,包括以下14個方面：

1) 尺度獨立性,電推進沒有尺度效應。

2) 推進效率達95%～97%,比先進的渦扇發動機高出20%。

3) 電機功率重量比可達其他發動機的6倍。

4) 小負荷時效率高,功率范圍為30%～100%。

5) 冷卻阻力低。

6) 功率不因高海拔或炎熱天氣而衰減。

7) 極高緊湊性。

8) 高可靠性。

9) 通過冗余提升安全性。

10) 大幅度降低社區噪聲水平15 dB以上。

11) 不因推進器數量多而增大發動機尺寸。

12) 通過有效的推進-氣動耦合設計,可獲得更大的最大升力系數。

13) 純電飛機運行全過程零排放。

14) 通過翼尖安裝的螺旋槳可降低誘導阻力,提高升力,并改善巡航中的機翼結構載荷。

電動飛機可同時滿足排放、噪聲等未來飛機設計要求,近年來受到全世界的廣泛重視,美國、歐洲、中國都在研發電動飛機。從飛機運行特點考慮,目前電動飛機的主要能源來自電動汽車用的鋰離子(聚合物)電池。雖然“陽光動力號”實現了環球飛行,但是包括太陽能在內的能源在載人電動飛機上的實用化仍有較長的路要走。我國“銳翔-1E”雙座輕型運動飛機在增程改進設計后,續航時間達到2 h,已經在面向飛行員入門培訓、消遣、觀光等基于本場的運營方面投入使用,由于航程有限,還不能擔當轉場飛行訓練任務,根本原因是電池能量密度低。

飛機產品進入市場必須得到用戶的認可,用戶在關注飛機安全性之外,還更關心飛機性能參數和運營成本。航程是電動飛機的核心性能指標。Moore在2006年就提出了“按需機動性”(On-Demand Mobility)概念[4],即用戶本人可指定旅行出發地、目的地和出發時間的一種運輸能力,一般要求機動速度在110 km/h以上,適合通用飛機私人飛行、包機旅行或空中的士等作業,Moore等同時給出了按需航空的航程分布[5],見圖1,探討了分布式推進器的設計空間[6]。從圖1可以看出,225 mile(362 km)以下的航程覆蓋了約77%的按需航空作業,從而可推論只有具備300 km以上航程的電動通用飛機在按需航空市場才可能初步滿足用戶需求,達到進入通用飛機市場的門檻。文獻[7]以西銳公司典型四座通用飛機SR-22為例,對四座電動飛機的航程、升阻比、起飛總重、電池能量密度進行了對比研究,其中起飛總重與電池能量密度之間的關系見圖2[7-8],從圖中可看出,在電池能量密度200 W·h/kg 情況下,SR-22飛機改裝電動力裝置后達到200 mile(322 km)航程的起飛總重將超過5 t,只有電池能量密度達到400 W·h/kg時,飛機起飛總重維持當前的水平,也就是說通過對現有飛機進行簡單電動力系統改裝來設計電動飛機,在短期內不太可能生產出具有實用航程能力的飛機。文獻[9]對電動通用飛機的極限航程進行了研究,當電池能量密度為200 W·h/kg時,常規飛機的極限航程低于200 km,難以滿足按需航空和通航用戶的基本需求,進入市場化的空間極小。

圖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年國內用于通用飛機動力電芯的能量密度在300 kW·h/kg左右,包裝后成品電池的能量密度還要降低一些。受電池能量密度影響,電動飛機的設計師不得不從氣動增升減阻、結構和機載系統減重、推進/氣動/結構/控制多學科集成設計等方面去尋求新的設計空間。鑒于飛機氣動外形設計非常成熟,提升氣動效率的潛力有限；結構和機載設備減重工作一直持續進行,但其研究成果不能完全支持電動飛機的實用化；作為復雜工程系統的典型代表,飛機的多學科本質及學科間相互作用的有效利用就成為了電動飛機設計人員關注的重點方向,從而產生了DEP飛機方案。

圖2 起飛總重與電池能量密度間的關系[7-8]Fig.2 Relationship between takeoff gross weight and battery energy density[7-8]

2 分布式電推進飛機

2.1 電推進技術的尺度獨立性

尺度獨立性(Scale Independence)又稱尺度無關性(Scale Free)，是電推進技術的自然特征,也是DEP飛機的可行性基礎。尺度獨立意味著在不需要付出代價的情況下將推進裝置分布在整個機體上以實現集成優勢,或者在其他情形下產生實質性的好處。尺度獨立性是指無論電動機和控制器是否分散為1 kW、10 kW或100 kW的電動機,它們的功率重量比和效率基本不變。加之從電源到電動機的電纜重量及其所需的鋪設空間相對較小,隨著電力推進系統在越來越大飛機上的應用,這一屬性也可延伸到更大的電機功率、重量和尺寸。電機自身的緊湊性也激勵了分散推進力的要求。尺度獨立性不是活塞式發動機或渦輪發動機的特征,因為這些使用化石燃料的發動機在尺寸上縮小,其功率(推力)重量比、效率和可靠性都會受到很大的影響,因而須付出更大的代價[8]。

這種不限尺度分配電力推進裝置的使能技術產生了巨大的新的設計自由度,逐步被飛機設計師使用。雖然這是非常有利的,但它也帶來了一個新的挑戰,即在分析這些高度耦合的學科時難度要大得多,需要新的基于物理學的工具來捕捉這種復雜的相互作用[8]。

2.2 分布式電推進飛機分類

從推進系統自身角度出發,DEP是在分布式推進(DP)基礎上發展而來的。DP是指飛行器推力由位于整個航空器上的一組推進器產生,目的是提高系統級效率或為飛行器某方面性能改善發揮有利作用,主要有3種應用形式：一是射流襟翼或分布式射流[10],其概念是高速薄射流片從機翼后緣或其附近的切向槽中射出,通過提供展向推力獲取高升力或降低巡航阻力,射流襟翼最早在英國H.126試驗機上得到應用,分布式射流的應用實例是F-117隱身飛機的排氣系統,用于實現紅外、雷達和聲隱身；二是多個小型的獨立推進器[10],原則上使用2個及以上推進器就歸類為DP系統,如把一系列小型單獨發動機協同耦合到機體中,推進裝置在提高飛行器性能方面就會發揮有利作用,應用例子是NASA的巡航高效短距起降(CESTOL)配置,其中12個小型發動機分布在翼身融合體的上表面,以實現短距起降(STOL)性能[11]；三是通過不同功率傳輸方法由一個或多個電源驅動的分布式推進器[10],根據電源到推進器的功率傳輸方法的不同也分3個類型,第1種由單獨設置的電源提供射流能量驅動多推進器,最早用于ADAM III概念[12],兩個燃氣發生器的熱噴流被引入一系列嵌入式機翼風扇來提供推力, 第2種通過一種或多種機械傳動方法向多個推進器提供動力,典型應用是NASA的雙風扇翼身融合(BWB)概念,其推進系統由一個發動機核心機和兩個通過齒輪和傳動軸連接的涵道風扇組成[13], 第3種類型是通過傳輸線將電能連接到多個電動推進器,即本文討論的分布式電推進。

考慮到固定翼航空器具有高的巡航飛行氣動效率和電推進系統易于實現矢量推力或推力轉向,DEP技術的應用主要集中于固定翼飛機。本文嘗試從兩個維度對DEP飛機進行分類,一是從能量來源維度分為分布式混合電推進和分布式純電推進2類,二是從飛機起降維度分為水平起降和垂直起降2類。

分布式混合電推進主要面向大中型客機,通過燒燃油的燃氣渦輪機帶動發電機發電,然后由高效電力傳輸系統傳送給風扇或螺旋槳的驅動電機來產生推力,其中用于水平起降模式飛機概念的系統亦稱分布式渦輪電推進(TeDP),主要有NASA STARC-ABL[14-15](見圖3[14])以及ESAero公司ECO-150[16-17]飛機方案(見圖4[17]),NASA N3-X[18-19]也歸屬此類(見圖5[19])。

圖3 NASA STARC-ABL飛機概念[14]Fig.3 NASA STARC-ABL aircraft concept[14]

極光飛行科學 (Aurora Flight Sciences) 公司的XV-24飛機是分布式混合電推進應用在垂直起降(VTOL)方面的例子,渦輪發電機為完全嵌入機翼的多個電風扇提供動力,不僅提供VTOL能力,還提供高巡航速度,見圖6。

分布式純電推進主要用于中小型通用飛機,最典型的水平起降分布式純電推進飛機是NASA的X-57“麥克斯韋”飛機,見圖7,使用12個安裝在機翼前緣的小型電動螺旋槳和2個安裝在翼尖的大型電動螺旋槳,電力僅由一個電池組件提供。

垂直起降的分布式純電推進飛機的研發也受到廣泛重視,美國優步(Uber)科技公司、Joby航空公司,德國Lilium公司以及法國空中客車公司都在研發主要用于按需航空市場的“空中的士”飛機,圖8為美國Joby航空公司的四座傾轉旋翼純電飛機。

圖4 ESAero公司ECO-150飛機概念[17]Fig.4 ESAero’s ECO-150 aircraft concept[17]

圖5 NASA N3-X飛機概念[19]Fig.5 NASA N3-X aircraft concept[19]

圖6 XV-24垂直起降縮比樣機(來源: FlightGlobal.com)Fig.6 XV-24 eVTOL subscale aircraft (Source: FlightGlobal.com)

圖7 NASA X-57麥克斯韋試驗機(來源: www.nasa.gov)Fig.7 NASA X-57 Maxwell experimental aircraft (Source: www.nasa.gov)

圖8 Joby航空公司四座傾轉旋翼純電飛機 (來源: www.jobyaviation.com)Fig.8 4-seat eVTOL from Joby Aviation (Source: www.jobyaviation.com)

3 總體設計技術

總體設計基本上包括概念設計和初步設計階段的工作內容,目標是給出一個平衡、整體最優的飛機設計方案。總體設計涉及到飛機設計的各個方面,本節主要對DEP飛機可行性研究、總體方案設計、性能分析及多學科優化等方面的研究工作進展進行綜述。

3.1 可行性研究

可行性研究是進行總體方案論證與設計的基礎。在DEP大型飛機方面,英國克蘭菲爾德大學的Gohardani教授在2011年就對DEP技術在未來商用飛機上應用的潛力和可行性進行了研究,將該技術存在的限制和挑戰融合到飛機設計過程,指出DEP將最可能在亞聲速飛機上得到廣泛應用[20]。Gohardani教授2013年通過對306篇文獻綜述,繼續對DEP概念在未來軍民用航空中的潛在應用進行了研究,回顧了該技術在無人機和軍用飛機上的嘗試,提出了推進-機體集成、附面層吸入、推力矢量與環量控制等都是DEP飛機設計領域的研究方向[21]。在DEP小型飛機方面,美國佐治亞理工學院的Rodas等對按需航空電動飛機的可行性進行了研究,提出將飛機性能與其購置成本相聯系,即把成本引入飛機的設計過程,并建立飛機起飛總重與成本間的關系,開發了設計環境,得出了隨著電池能量密度的提升,按需電動飛機可行的結論[22]。文獻[23]對DEP在低雷諾數小型無人機上應用的潛在收益進行了研究,將DEP系統集成到一個小型固定翼的前緣,進行了全螺旋槳模式、單翼尖螺旋槳模式、單翼模式和兩個單翼內螺旋槳模式4種情況的風洞試驗,結果表明,DEP系統具有較高的法向力、航程和續航能力。在DEP飛機關鍵技術方面,文獻[24]對關鍵設計約束對DEP飛機故障管理策略的影響進行了研究,建立了一個由保護系統需求驅動的電氣網絡設計流程,結合關鍵技術約束,分析保護裝置的權衡空間,得出可行的故障管理策略。法國航空航天實驗室針對DEP在小型商用飛機上的應用,利用概念飛機對可能滿足按需機動性需求的潛在新技術和概念進行了研究,目的是揭示最相關技術的性能潛力和可行性[25]。

3.2 總體方案設計

方案設計是飛機總體設計過程最根本的工作,并從概念方案、初步方案到總體方案逐步迭代和進化。在未來大型電動飛機方面,英國克蘭菲爾德大學高級講師Laskaridis等利用不同飛機構型對分布式推進系統進行了評估,考慮了翼身融合布局大型客機、先進常規布局客機和高空長航時無人機3種不同飛機構型,進行了分布式推進概念的頂層評估[26]。文獻[27]對支線飛機以常規燃氣輪機和電池驅動電機為動力的混合推進運行策略與飛機概念設計進行了研究,強調了根據飛行任務選擇正確的電池功率能量比的重要性。NASA蘭利研究中心以保持航空器性能所需的氣流功率最小為目標,在飛機性能和推力約束下,對在機翼和機尾分布推進器的飛機方案進行了基于伴隨的設計優化[28]。文獻[29]對包括動力系統架構和分布式推進的飛機進行了概念設計,指出了DEP的優勢。荷蘭代爾夫特理工大學的Hoogreef等對帶分布式推進和增壓渦輪風扇的混合電動飛機進行了概念評估,以150座客機為例,探討了不同動力布置方案的能耗問題[30]。Vries等對分布式混合電推進飛機的初步參數設計方法進行了研究,表明分布式推進在改善飛機氣動特性的同時可降低能耗[31],還對機翼上分布推進器的混合電動客機進行了總體參數選擇,指出了分布式推進飛機面臨的挑戰[32]。西北工業大學研究團隊對DEP無人機總體參數設計方法及敏感度分析進行了研究,建立了垂直起降和短距起降無人機的分析模型,分析了模型的靈敏度和設計參數,討論了關鍵設計參數對起飛總重和續航時間的影響,梳理了DEP無人機的主要設計參數[33]。美國佐治亞理工學院的Patterson針對小型純電飛機,研究了分布式螺旋槳電動飛機的概念設計,鑒于螺旋槳和機翼之間的協同作用可實現較傳統設計更高的空氣動力效率,建立了能夠分析螺旋槳對機翼的影響以及機翼對螺旋槳影響的渦格模型,實現了對這種相互影響的捕捉,可作為多學科設計、分析和優化框架的基礎[34]。

3.3 飛行性能分析

性能評估是檢驗飛機設計方案是否滿足設計要求的基礎。在起飛著陸性能方面,文獻[35]分析了分布式混合電推進的終端區運行和短場性能,終端區運行包括滑行、起飛、爬升、下降、進近和著陸等,占總飛行任務的5%左右,研究表明TeDP和分布式混合電推進都不僅具有提高飛機終端區運行效率的潛力,還可起到增升效果,改善飛機短場起降性能,開發的分析軟件為不同構型混合電推進系統選擇提供新的見解。Moore對用于城市交通的DEP改裝飛機起飛性能進行了權衡研究,針對螺旋槳電推進裝置分布式改裝的方案,建立了氣動、噪聲等分析模型,研究表明與最佳的2螺旋槳構型相比,16螺旋槳可將起飛距離縮短50%以上,越過50 ft(15.24 m)障礙物的最小起飛距離為20.5 m,研究還發現,若允許的噪聲降低約10 dB時,8螺旋槳的情況表現最好,同時起飛距離較最佳的2螺旋槳設計方案縮短43%[36]。系統辨識是獲取飛機性能參數的技術途徑之一,美國伊利諾伊大學香檳分校的Perry對DEP飛機進行了系統辨識和動態建模研究,用一架西銳SR-22T飛機的21%縮比DEP飛機模型進行了飛行試驗,建立了描述飛機縱向運動的線性狀態空間模型,使用頻域系統識別方法從飛行試驗數據中識別未知的模型參數,并根據獨立獲取的飛行數據集驗證了所建模型,結果表明飛行測試和系統識別方法可信,為未來研究結果的比較提供了一個實用的基線模型[37]。在分布式純電推進飛機方面,NASA的X-57試驗機受到全世界的高度關注,該項目的研究直接支撐NASA可擴展集成電推進技術應用研究(SCEPTOR)計劃,由多家研究機構參與此項工作,蘭利研究中心等單位對SCEPTOR計劃中的DEP飛行驗證機進行了設計和性能研究,驗證機在現役燃油動力飛機上進行DEP改裝,沿機翼前緣分布的小型“高升力”螺旋槳,可在低速情況下使機翼上表面氣流加速,并由安裝在左右翼梢的大型螺旋槳提供巡航推進力,研究表明改裝高升力系統使機翼面積比原飛機減少2.5倍,達到增升、降阻、減重的效果,在保持低速性能的同時可提高巡航速度；此外,安裝在翼梢的巡航推進器與翼尖渦相互作用,降低誘導阻力,所需推進功率下降10%,從而增大航程或續航時間；開發了一種權衡空間探索方法,能夠快速識別飛行驗證機的最優幾何參數,利用該方法設計的飛機方案與原飛機相比,在選定的巡航點估計的需用功率減少4.8倍[38]。

3.4 多學科設計優化

多學科是飛機的固有屬性,多學科設計優化利用不同學科之間相互作用來得到一個整體最優的飛機設計方案。針對未來電動客機方案,位于圖盧茲的法國ONERA實驗室對他們的分布式混合電推進飛機方案進行了多學科探索,基于電機的尺度獨立性,在歐洲“清潔天空2號”計劃中,ONERA探索了在2 200 km航程內以馬赫數0.78 巡航的150座客機應用混合動力分布式推進的可能性,定義了一個名為“龍”的研究基線方案,見圖9[39],其特點是在機翼下表面后部位置沿展向布置分布式風扇,在飛機氣動、機翼結構、操縱品質、氣動彈性以及飛行性能等多個學科之間探索不同設計方案的燃料消耗效益[39]；他們同時從更專業的角度,對分布式混合電推進飛機方案“龍”進行了多學科設計和性能評估,通過對渦輪軸性能、氣動-推進效應、機翼結構、氣彈與分布式混合電推進架構的學科分析,綜合得到了一個燃油消耗降低7%的最優“龍”方案[40]。文獻[41]針對分布式純電飛機方案,通過多學科優化分析了DEP技術對傳統飛機的影響,以起飛距離最短為目標,在滿足航程限制的情況下,利用非線性優化技術對設計空間進行多學科建模和探索,研究發現螺旋槳完全吹氣的機翼可將起飛距離減少80%以上,機翼升力系數增加2倍以上,導致離地速度降低36%。美國密西根大學的Anibal對X-57高升力馬達吊艙進行了空氣動力學和熱力學耦合的優化設計,給出了既減阻又散熱的設計方案[42]。

圖9 “龍”飛機方案[39]Fig.9 DRAGON aircraft concept[39]

4 氣動設計技術

空氣動力學是飛機設計的科學基礎,盡管氣動設計也是總體設計過程的工作內容,但由于其重要性,本節專門從混合電推進未來客機氣動設計、純電推進通用飛機氣動設計、氣動噪聲與氣動設計分析工具等3個方面對DEP飛機空氣動力設計方面的文獻進行綜述。

4.1 混合電推進未來客機氣動設計

面向未來客機的分布式電推進系統的主要目的是提升推進效率以降低燃油消耗,從而緩解飛機運行對環境造成的影響,同時利用分布式推進器與飛機機體之間的耦合作用來改善飛機氣動特性。

洛克希德·馬丁航空技術公司的Wick等研究了分布式推進的綜合氣動效益,針對未來旅客機的研究結果肯定了分步式推進的綜合效益,具體來說,與具有同等推進面積的傳統翼下發動機裝置相比,分布推進系統可以提供高達8%的跨聲速效率增量,研究工作首次使用基于現代高保真CFD的分析和設計過程對分布式推進系統的集成特性進行了詳細的參數化研究,其結果可應用于任何風扇驅動的分布式推進系統[43]。文獻[44] 對帶常規電機的TeDP客機ECO-150中的氣動-推進相互作用和熱系統集成進行了研究,結果肯定了這種飛機構型的希望,奠定了飛機方案風洞試驗和縮比驗證機研制的基礎,也表明該方案可滿足NASA提出的顯著降低未來民用和軍用機隊燃料消耗、排放和噪聲的目標。NASA艾姆斯研究中心的Nguyen等提出了一種新的分布式推進飛機機翼外形,安裝在機翼上的分布式推進利用新的機翼外形可改善空氣動力效率初步的概念分析表明,對于分布式推進飛機,提出的機翼外形方案可以改善升阻比[45]。伊利諾伊大學香檳分校研究了氣動-推進及推進器交叉耦合對分布式推進系統的影響,針對未來客機機翼上帶附面層吸入的分布式推進系統,探討推進-機體和推進器間的復雜耦合特征,通過風洞試驗數據驗證的研究結果有助于對這些復雜相互作用的理解,為分布式推進技術在飛機上的集成提供參考[46]。

4.2 分布式純電推進通用飛機氣動設計

純電推進通用飛機主要通過螺旋槳在飛機機體結構上的分布安裝,利用滑流效應、推力矢量等機理實現氣動增升,達到大幅度改善氣動效率從而降低能源消耗需求、提升飛機性能的目標。

美國佐治亞理工學院的Patterson和German分析了機翼只受分布式螺旋槳影響時的氣動特性,分析與初步試驗表明,分布式螺旋槳配置有望在低速下提供升力增強[47]。Joby航空公司的Stoll研究了DEP的減阻效應,結果表明,DEP飛機顯示了極大的希望,可大大提高小型通用飛機的飛行效率[48]；Stoll還對使用前緣異步推進技術(LEAPTech)的DEP機翼的CFD計算與實驗結果進行了比較,實驗數據通過建造帶DEP的全尺寸機翼,將其安裝在卡車上方的減震架上,見圖10[49],并以設計失速速度沿跑道行駛測得,在61節(113 km/h)設計速度下,分析結果與實驗結果相差約10%,最大升力系數超過了預期的設計最大值4.3,表明這種配置可能是降低巡航阻力和提高乘坐質量的可行途徑[49]。NASA蘭利研究中心的Deere等對X-57飛機機翼進行了計算分析,計算表明機翼有效升力系數為4.202,其中高升力DEP系統的升力增量為1.7,巡航機翼阻力系數為0.021 91,略高于最初估算值[50]；同一團隊還對LEAPTech分布式電推進機翼動力增升進行了計算分析,研究了同轉與對轉螺旋槳旋轉方向對動力提升性能的影響,在所研究的整個攻角范圍內,采用與翼尖渦相反旋轉的螺旋槳,升力系數有較大提升,著陸條件下,含動力增升的最大升力系數達5.61,可將無動力增升機翼面積減小50%以上,另外LEAPTech技術的DEP機翼可實現巡航優化,也就是使飛機在接近最大升阻比的情況下巡航[51]；Viken等對X-57飛機巡航和襟翼翼型設計開展了研究,翼型的設計以最大巡航升阻比為目標,同時進行了寬度為1/4弦長、偏度分別為30°和40° 的開縫襟翼翼型的設計[52]。文獻[53]對X-57飛機各部件及其組合的氣動特性進行了計算,考慮飛機在巡航和起降條件,采用3種非結構網格,對X-57飛機機翼、全動式平尾及其組合,以及包括機身和垂尾在內的全機氣動性能進行了預測,結果表明高升力螺旋槳的升力增量為1.7,高升力系統加襟翼偏轉的總升力增量為2.38。計算和試驗研究表明,通用飛機采用分布式電推進系統技術,可實現飛機最大升力系數4.3以上,遠高于常規布局飛機。此外,NASA蘭利研究中心的Murphy和Landman對具有分布式推進和傾轉翼的復雜垂直起降飛機進行了實驗設計,為使垂直起飛飛機模型吹風試驗結果便于應用,利用實驗設計和響應面方法來生成運行效率高、統計嚴格且預測誤差最小的回歸模型,通過在NASA蘭利研究中心12 ft(3.657 6 m)低速風洞進行靜態試驗,取得了大飛行包線上的所有6個氣動系數模型,可支持中心在開發先進氣動構型、仿真和先進控制系統方面的研究工作[54]。文獻[55]用數值分析方法研究了翼梢螺旋槳及分布式推進對機翼氣動特性的影響,重點研究了翼梢螺旋槳如何減小機翼誘導阻力,以及分布推進如何改善高升力氣動性能,研究表明,翼梢螺旋槳可有效降低巡航誘導阻力,機翼上的分布式螺旋槳在較低的巡航升力系數下,誘導阻力可降低約 2%～3%,在相對較高的巡航升力系數下可降低8%～10%,無襟翼狀態最大升力系數可增加約20%～30%,使用襟翼時提升超過50%。

圖10 NASA DEP車載試驗裝置[49]Fig.10 NASA DEP truck-carried test device [49]

4.3 氣動噪聲與氣動設計分析工具

DEP概念應用于飛機可以降低飛機起飛著陸階段造成的社區噪聲,一是DEP技術使推進器有更高的涵道比,從而大大降低風扇噪聲及推進系統總體噪聲,二是與渦輪機相比,電機的聲學影響更低,電機產生的噪聲遠低于壓氣機、燃燒室和渦輪部件產生的噪聲。

相對于噴氣式支線或單通道客機的噪聲,電推進飛機僅電機系統產生的噪聲比支線噴氣式飛機的風扇噪聲低8～20 dB,比單通道商業運輸級飛機的風扇噪聲低17～29 dB[56]。英國南安普敦大學的Synodinos等對DEP飛機噪聲進行了初步評估,以A320型管狀機身加機翼概念為研究對象,研究了采用渦輪發動機或電池兩種不同動力裝置以及數量可變的推進器運行時的噪聲輻射,驗證了飛機起飛時的噪聲效益,結果顯示純電飛機比混合電推進飛機有較大的噪聲,指出推進器的數量是一個關鍵參數,可用于DEP飛機的環境性能優化和降噪[57]。

在螺旋槳噪聲方面,NASA蘭利研究中心Rizzi等研究了DEP高升力系統產生的噪聲煩惱問題,考慮到機翼前緣高升力螺旋槳的數量及其相對運轉速度、與電機控制器誤差相關的時變效應以及大氣湍流等情況,對DEP飛機產生的噪聲進行了心理學測試,研究發現,平均煩惱響應隨螺旋槳數量和包含時變效應的螺旋槳數量的增加而顯著變化,但與螺旋槳之間的相對轉速沒有顯著差異[58]；該中心Nark等預測了DEP飛行驗證機的高升力螺旋槳噪聲,開發了模擬DEP高升力螺旋槳氣動噪聲的多功能分析方法,利用多種不同代碼對基準高升力螺旋槳葉片組的氣動性能進行了驗證,葉片的表面壓力用于計算噪聲,結果表明所建方法可用于低噪聲高升力螺旋槳設計的基礎評估[59]。

西門子工業軟件公司的Hallez等以輕型純電飛機為例,研究了電力推進對飛機噪聲的影響,通過地面和飛行測試,對兩架輕型純電飛機的聲學性能進行了評估,使用同型號飛機的兩種不同推進系統配置,即一種使用傳統活塞發動機,另一種使用電動機,首次量化了飛越過程中電推進系統對外部輻射噪聲的實際影響,對兩種機型的客艙噪聲也進行了評估,還利用音質量度和聲源定位技術,對飛機內外部噪聲進行了詳細分析,探索了噪聲產生機理,研究結果可為聲學工程師將來開發更安靜的電動飛機提供支持[60]。

針對DEP飛機氣動設計的計算問題,文獻[61] 對用于DEP飛機機翼設計高保真計算工具進行了比較研究,3種基于N-S方程的CFD程序,即FUN3D、STAR-CCM+和OVERFLOW用于計算X-57飛機的機翼,這些程序利用不同湍流模型預測全湍流和轉捩流,用上述程序計算了兩種DEP飛機構型,并對計算結果進行了比較研究,3種程序的計算結果均表明X-57飛機方案都超過所需的飛機失速升力系數3.95。文獻[62]利用分布式螺旋槳飛機的概念設計驗證了高升力條件下螺旋槳-機翼相互作用的非線性氣動模型,提出了一種高升力條件下螺旋槳氣動性能的非線性預測方法,其氣動模型可集成到固定翼飛機參數設計工具(FAST)中,從而進行多學科設計變量分析的初步設計循環,結果表明該方法模塊在阻力和升力方面與風洞實驗數據吻合較好。美國華盛頓大學圣路易斯分校的Sharpe和Agarwal對DEP飛機螺旋槳-機翼相互作用進行了數值分析,將翼梢渦主動對消現象推廣到DEP系統,用滑動網格CFD模型計算了升力和阻力,并用文獻結果進行了驗證,計算結果表明升力提升約22%,與先前結果一致,阻力增大4%,與已有數據不符[63]。

5 結構設計技術

推進器在機體結構上的分布安裝,造成DEP飛機結構與傳統飛機結構在設計方面存在差異,本節重點從DEP飛機翼面類結構設計和機翼氣動彈性設計2個方面進行綜述。

5.1 翼面結構設計

針對分布式混合電推進未來客機概念,文獻[64] 對分裂機翼支線客機的超導DEP結構進行了集成與設計研究,針對TeDP系統由多個部件組成的特點,這些部件將渦輪發動機燃燒室中燃燒的燃料能量轉化為由分布風扇產生的推力,系統需要變流機將電源轉為直流電,通過冷卻的絕緣電纜將電力傳輸到低溫冷卻的超導電機,電機驅動分布在機翼上的大量風扇以產生推力,每臺電機還需要一個轉換器來將直流電源轉換回交流電源,動力系統所有部件都會對飛機設計和結構集成產生影響,也需要考慮其重量和體積因素,研究內容以ECO-150未來支線客機分裂機翼的翼根段為對象,完成了機翼翼盒結構與電機、風扇、進風口、管道和排氣口等在機翼上的集成。

NASA艾姆斯研究中心的Reynolds等研究了使用分布式推進的機翼外形方案,為進行飛機多學科設計優化,在維持氣動結構穩定性的約束下,達到提高氣動效率的目的,提出將沿翼展安裝的分布式動力裝置產生的推進力矩結合起來,通過改變機翼扭曲度和形狀來優化翼展升力分布的一種新技術方法,可在輕質材料、電力推進和主動氣動彈性剪裁之間實現協同作用,以減少未來飛行器對環境的影響[65]。

NASA蘭利研究中心的Mukhopadhyay等對分布式混合電推進先進飛行器概念的結構布局進行了分析,針對兩種先進的分布式混合電推進飛機方案,建立了嵌入電推進器的飛機機翼高保真有限元模型,以改進設計、進行結構分析和減輕重量為目的,研究了機翼和推進器的有效結構集成,通過將兩種設計的機翼結構重量與常規運輸機的基準機翼進行比較完成效益評估,結果表明機翼結構重量的降低部分補償了DEP系統的附加重量[66]。

文獻[67]針對分布式純電推進通用飛機,開展了飛機垂直尾翼和控制律的協同設計,以提高飛機的方向控制能力、減小垂直尾翼表面積為目的,提出了一種協同設計方法,利用H∞控制理論綜合縱向/橫向控制律增益和分配模塊,同時確定垂尾表面積和螺旋槳作動器帶寬,這種方法可以減少60%的垂尾表面積,同時在低作動器帶寬下維持所需的動態特性。

5.2 機翼氣動彈性設計

在DEP飛機氣動彈性設計方面,針對分布式推進未來客機,NASA艾姆斯研究中心的Nguhan等對采用氣動彈性機翼外形控制提高氣動效率的分布式推進飛機進行了研究,提出了分布式推進飛機氣動彈性機翼外形控制的概念,利用機翼的柔韌性,機翼上的分布式推進可以用來在飛行中重新扭轉機翼形狀,以提高空氣動力效率,用多學科方法建立了高柔性機翼分布式推進運輸機的氣動推進彈性模型。初步概念分析表明,采用所提出的分布式推進飛機氣動彈性機翼外形控制方法,可以提高升阻比L/D,顫振分析顯示翼梢推進器導致機翼自然頻率降低,有發生顫振的潛在危險,還探討了發動機停車要求、偏航和滾轉控制以及使用差動推力增加偏航阻尼等飛行控制問題[68]。

在分布式純電推進通用飛機方面,NASA蘭利研究中心的Massey等對DEP機翼的氣動彈性進行了分析,考慮一個DEP原型機翼的氣動彈性問題,分別用MSC NasteanTM和雷諾平均Navier-Stokes方程的CFD方法計算了氣動特性,兩者的吻合良好。用CFD解進行了4個層次的網格精細化研究,結果均收斂,研究表明無振蕩不穩定性現象,僅一彎模態在3倍顫振間隙條件的動態壓力下出現發散現象[69]。

阿拉巴馬大學的Hoover等對旋轉顫振穩定性及其對X-57分布式電動螺旋槳飛機設計的影響進行了研究,針對X-57分布式螺旋槳電推進試驗機的旋轉顫振穩定性,研究了海平面2 700 r/min起飛著陸狀態和8 000 ft(2 438.4 m)高度2 250 r/min巡航狀態下的旋轉顫振穩定性,研究表明機翼模態的頻率和阻尼比預測結果與分析結果吻合較好,半翼展模型實驗顯示X-57試驗機在使用包線范圍不會出現旋轉顫振[70]。

文獻[71]以高空長航時無人機為研究對象,對帶DEP系統柔性機翼的氣動彈性特性進行了研究,對于具有分布式推進系統的大展弦比機翼,精確的氣動彈性評估至關重要,這種特殊的結構顯示了機翼固有頻率與推進分布和工作條件之間的強烈依賴性,在重點研究DEP影響的基礎上,探討了包括在選定的展向位置安裝發動機吊艙的單一推進系統,以及帶有2個和3個螺旋槳的構型情況。

6 系統與支持設施設計技術

動力系統是DEP飛機區別于常規飛機的關鍵特征,本節重點綜述飛機DEP系統、DEP系統組件、仿真系統與試驗臺等支持設施設計方面的文獻。

6.1 DEP系統設計

面向未來電動客機,上海交通大學研究了TeDP系統設計空間的探索方法,針對使用翼身融合和超導分布式推進系統的高效巡航短距起降飛機方案,研究提出了一種翼身融合飛機TeDP系統的設計方法,包括推進器數量及其重量的計算方法、附面層吸入模擬方法和電力系統性能及其重量計算方法,開展了不同風機壓比下系統熱力學性能研究,評估了進氣道畸變的影響。研究發現推進器數量受電機尺寸、展長和進氣口條件的影響,推進器數量增加有利于其單元重量的減小,附面層吸入可降低燃料消耗,但其效果對進氣道壓力損失敏感[72]。

美國佐治亞理工學院的Gladin等對燃氣輪機熱驅動飛機分布式部分電推進系統的建模與設計進行了研究,目的是對一種適用于未來航空器的創新型分布式部分電推進系統結構的建模與設計。針對未來支線客機的可能布局,建立了由燃氣輪機嵌入式進氣道、配電系統和帶附面層吸入的涵道風扇系統組成的模型,開展了權衡研究以調查系統的潛在效益和電氣系統效率、比功率和電池能量密度等關鍵技術因素的影響,研究發現該系統對傳輸效率和比功率要求比較敏感[73]。

荷蘭代爾夫特理工大學Veldhuis和Khajehzadeh對機翼后緣上面安裝分布式螺旋槳推進系統進行了分析與設計,初步評估了分布式推進系統螺旋槳空氣動力特性和性能。基于先前低速風洞的試驗結果,對在螺旋槳上方增加一個輔助機翼(導管)的涵道螺旋槳-機翼組合體進行了優化,結果發現對支線客機而言,當通過輔助機翼形狀優化來適當調整導管時,隨著螺旋槳位置靠近機翼后緣,可提高飛機升阻比并改善螺旋槳推進效率[74]。

美國佐治亞理工學院的Kim等對飛機用兆瓦級分布式渦輪電推進、動力和熱力系統進行了研究,將飛機傳統動力系統轉變為分布式動力架構,會因電氣組件固有的低效率帶來獨特的挑戰。在動力傳輸過程中,電動力系統內的低效率導致熱負荷,需要足夠的熱管理系統來將熱量從飛機上散發出去,為此提出了一個集成系統方法來分析在飛機系統層面使用最先進的功率分配和熱管理組件的影響,提出了3個潛在的熱管理系統架構概念,研究表明所提出的方法可評估飛機TeDB體系結構的系統級影響[75]。

針對電動通用飛機,英國克蘭菲爾德大學Wang等基于遺傳算法對輕型飛機分布式混合動力推進系統設計進行了研究,提出了一種新型的輕型飛機混合電力推進系統,將分布式推進概念和多電飛機概念相結合,根據任務要求和獨特的系統配置,智能選擇發動機、發電機、電機等所有部件,電源部分以總重量和油耗最小化為目標,用非支配排序遺傳算法進行元件選擇,系統的其余部分采用傳統的遺傳算法。研究表明,通過應用一種簡單的確定性能量管理策略,系統的油耗降低12%[76]。

美國肯塔基大學對分布式混合電和太陽能推進飛機的電力電子動力系統結構進行了研究。針對電力電子結構,提出了適用于分布式混合電推進和純電推進兩種飛機的控制方案,進行了仿真研究,并以太陽能光伏電池的電動飛機為例,控制太陽能光伏系統的輸出,使其在最大功率點運行[77]。文獻[78]研究了DEP小型飛機的并聯混合動力系統,針對由1臺內燃機驅動1個安裝在機頭的巡航螺旋槳以及一個分布在機翼前緣的高升力螺旋槳純電主動升力增強系統構成的動力系統概念,進行了飛機概念設計和性能評估。研究表明該動力系統概念可節省高達8%的燃油。此外,南京航空航天大學對DEP飛機電力系統研究進行了綜述,闡述了航空電推進系統的基本結構,比較了適用于DEP系統的電力系統架構,系統分析了實現電推進技術所需的高效高功率密度電機、高效大容量功率變換器和綜合熱管理等關鍵技術。研究指出小型純電動飛機正在逐步邁向實用化,而分布式混合電推進技術仍需要航空機電和動力系統等交叉融合與創新發展[79]。

6.2 DEP系統組件設計

電池、電控、電機、螺旋槳或涵道風扇是電推進系統關鍵組件。在螺旋槳設計方面,文獻[80]對DEP分裂機翼螺旋槳進行了設計與分析。針對一種嵌在分體機翼內的TeDB系統,以提升性能和效率為目標,分析了推進系統與機翼空氣動力學之間的強耦合,分析得出總壓恢復和內翼性能之間的聯系,風扇性能主要依賴進氣道壓力恢復,減小風扇直徑有助于減小機翼的厚度,從而減少阻力和重量,提高效率。

NASA蘭利研究中心航宇工程師Borer和Moore對分布式推進概念的集成螺旋槳-機翼設計進行了探索。針對“高升力”螺旋槳的設計要求和特點,建立了參數化螺旋槳葉片和參數化葉片翼型模型,并考慮了短艙集成到機翼后螺旋槳流線管的垂直偏移,利用空間填充設計方法,對高升力螺旋槳權衡空間進行了系統的探索,研究工作有助于促進DEP技術應用[81]。

文獻[82]對翼梢安裝的螺旋槳RANS建模方法進行了驗證和比較,針對螺旋槳滑流與翼尖之間潛在的有利相互作用問題,研究了雷諾平均Navier-Stokes(RANS)求解器中不同螺旋槳建模方法對翼尖螺旋槳的模擬能力。數值計算結果與室內風洞試驗測量數據進行了對比驗證,結果表明,采用單方程湍流模型,只要能利用網格來解釋和處理數值擴散引起的不確定性,就可用RANS模擬來預測翼梢安裝的拉力式螺旋槳的氣動相互作用。

文獻[83]對分布式電力推進螺旋槳滑流對機翼襟翼系統的影響進行了研究。根據通過在機翼前安裝螺旋槳和利用干擾效應來保證高升力的機理,針對裝有富勒襟翼和由帶螺旋槳的電機組成的DEP系統,開展了DEP螺旋槳垂直起降飛機襟翼系統之間相互作用的參數和實驗研究。研究發現對于螺旋槳的固定功率,存在一個最佳的螺旋槳直徑能確保翼型升力最大。

在電機方面,美國密西根大學研究了分布式電力推進飛機發動機的故障檢測與控制。針對DEP飛機的推進電機故障,提出了一種估計和控制方案,DEP的固有冗余可防止電機故障造成的推力損失,考慮在一個發動機失效的情況,使用卡爾曼濾波方法檢測電機故障,并使用模型預測控制器恢復巡航飛行高度,該控制器將推力重新分配到正常運行的電機上[84]。

在電控方面,NASA格倫研究中心為X-57 DEP飛機開發了一個11 kW輕型高效的電機控制器,該控制器包括控制處理器和三相電源逆變器,重1 kg,不需要散熱器,效率超過97%[85]。

在電池方面,文獻[86]分析了先進分布式推進系統混合燃料電池燃氣輪機循環的設計點。針對傳統TeDB存在高功率需求問題,研究了在推進器單元和渦輪風扇之間分配推力的替代方案,評估了帶固體氧化物燃料電池的混合式燃氣輪機熱力循環的潛在收益和挑戰,在設計點條件下,該循環的實施以及使用液態氫作為燃料和冷卻劑,在設計迭代和確定參數前可降低70%的單位推力油耗。研究表明該替代方案可能會為整個推進系統的性能改進提供機會。日本宇宙航空研究開發機構(JAXA)探討了固體氧化物燃料電池/燃氣輪機混合堆芯的飛機電推進系統潛力,與傳統系統的核心發動機與分布推進風扇不同,該系統獨立設計推進器和核心發動機,通過電驅動和傳動部件輕松連接,在設計空間上具有很大的自由度,利用美國NASA最新的關鍵性能參數分析,研究了混合堆芯的優勢和挑戰。此外,JAXA也在主導零排放飛機推進系統關鍵部件的研究工作[87]；該機構還研究了燃料類型對固體氧化物燃料電池/燃氣輪機混合堆芯的飛機電推進性能的影響,提出了一種采用高溫燃料電池/燃氣輪機混合堆芯的分離式飛機電力推進系統。分析表明燃料電池內部可以自動加熱,目前的氫燃料電池由于受功率密度限制,會造成系統重量犧牲,改進后的混合堆芯有利于降低動力系統重量和復雜度[88]。

6.3 仿真系統與試驗臺設計

在DEP飛機仿真系統方面,NASA格倫研究中心開發了未來TeDB飛機的推進電網模擬器,利用帶控制器的小型電機來模擬TeDB動力系統中的所有部件。仿真表明用電機驅動系統的閉環控制可以實現系統的動態特性,還建立了燃氣輪機發動機驅動發電機的仿真系統,并由兩個永磁電機和驅動器組成的系統來模擬驅動推進風扇的電機,這些技術可以將普通電機系統轉換為一個獨特的TeDB電網仿真程序,從而實現硬件在環的實時仿真[89]。NASA蘭利研究中心Rothhaap等對NASA蘭利分布式推進垂直起降傾轉翼飛機檢測、建模、仿真、控制和試飛進行了全過程開發,針對復雜垂直起降(VTOL)飛機從懸停到翼生飛行模式和返回控制在建模、仿真、控制和試飛方面的難題,通過GL-10傾轉翼、傾轉尾翼、長航時、垂直起降縮比驗證機的開發,基于風洞試驗數據,建立了自適應控制體系架構、控制分配研究與設計、軌跡優化與分析、飛行系統辨識和增量飛行試驗等方法[90]。文獻[91]對面向方向控制權限的展向分布式電推進進行了動態飛行仿真,建立了一個線性時不變狀態空間模型,用于模擬基于油門桿控制DEP飛機的六自由度飛行動力特性,研究表明該項技術的進一步發展可以減少或消除飛機的垂直尾翼。

關于DEP飛機試驗臺設計,NASA阿姆斯特朗飛行研究中心設計并研制了一個200 kW的TeDB試驗臺,為研究電源管理和過渡復雜性、模塊化結構以及TeDB技術的飛行控制律,使用具有代表性的硬件和試驗模擬技術開發了該試驗臺,用來評估評估混合電和分布式電動飛機構型的飛行準備情況[92]。該中心也探討了電推進飛機試驗臺的安全問題,強調了NASA阿姆斯特朗飛行研究中心的安全系統設計過程、分析了與這些新型電推進技術相關的具體危害,對應急停車系統進行了廣泛探討,一般來說,最佳行動方案是主動設計一個無危險的系統,但當危險不能消除時,應考慮包括隔離區、上鎖掛牌等措施的其他安全協議[93]。

7 結 論

1) 文獻研究表明DEP飛機在按需通用航空方面有現實的可行性,對亞聲速支線客機、無人機和軍用航空器也具潛在可行性和持續研究的必要性,各類飛機方案設計取得階段性進展。方案分析顯示DEP飛機的起飛著陸性能與續航能力有顯著改善,多學科設計優化可進一步改進DEP飛機的整體性能并降低能源消耗。

2) 分布式純電推進飛機的氣動性能分析與試驗證實了分布式推進技術可達到4.3以上的飛機最大升力系數。分布式混合電推進飛機的空氣動力布局方案研究能夠實現未來民用和軍用機隊燃料消耗、排放和噪聲目標,翼面類結構設計與氣動彈性分析為DEP飛機做好了準備,電力推進系統及其各組成要件的設計研究奠定了DEP飛機發展的物質基礎。

3) 分布式電推進被廣泛認為是一項航空領域的顛覆性技術,強調不同學科間的交互作用給飛機氣動、推進、結構以及控制等性能帶來實質性提升,電動力系統的尺度獨立性為飛機設計提供了全新的自由度,因而DEP飛機不只是DEP系統在飛機上的應用,而是一種全新的飛機一體化設計技術,有助于降低飛機的壽命周期費用,增強飛機市場競爭能力。

4) 一體化設計技術可在一定程度上挖掘和利用DEP飛機不同學科之間的耦合效應,達到降低結構重量、改善飛機飛行性能與環境友好特性、提升飛機控制系統能力及其魯棒性的目的。影響飛機市場化的核心要素是電池能量密度,電機、電控的功率密度,以及主要由這些要素構成的電動力系統效率。

5) 除部件、系統性能需要不斷提升外,分布式電推進飛機總體多學科設計優化方面仍有大量工作要做,一是電動力系統的尺度獨立性使得飛機的設計變量大幅增多,導致模型復雜度和求解成本非線性增長；二是氣動-推進-結構-控制學科之間高度耦合問題的模擬與綜合仍無有效手段；三是學科分析工具要針對分布式電推進特點進行改進或重新開發。