混合電推進系統關鍵技術研究進展

李 龍，王 鵬

(中國航發四川燃氣渦輪研究院，成都 610500)

1 引言

隨著燃油成本的不斷攀升以及越來越嚴苛的環保要求，航空動力技術已經從不斷提升渦扇發動機效率逐漸向提升航空動力循環效率發展，且日益呈現出改變發動機構型、甚至是顛覆傳統渦扇發動機構型的趨勢。2019年巴黎航展上，來自空客、波音等7家航空企業的首席技術官聯合聲明，稱航空業正迎來以數字化和電氣化為典型特征的“第三時代”[1]，飛機推進系統的電氣化是一種必然趨勢[2]。與傳統燃油飛機相比，電推進和混合電推進飛機具有低噪聲和低排放的優點。此外，混合電推進系統可在傳統航空發動機效率較低的起飛、爬升、著陸、滑行階段，讓發動機始終運行在最佳效率狀態。這無疑能顯著節省燃油、降低噪聲。為此，盡管因電機功率密度和電池能量密度不足，短期內飛機無法實現全電推進，但融合了電推進和燃油動力系統優勢的混合電推進系統，將成為支線飛機，乃至干線飛機的重要動力選項。

截止目前，美國、歐盟、俄羅斯等均組織開展了混合電推進系統的探索和研究，取得了豐碩的成果。美國NASA 推出了帶后置邊界層推進器(風扇)的單通道渦輪電推進飛機；英國羅-羅開展了M250混合電項目，并于2019 年宣布完成M250 混合電版本的地面試驗；俄羅斯在2017年展出了采用超導技術的500 kW 混合電概念驗證機，目標是開展2.0 MW級動力系統的飛行平臺試驗驗證。但目前的技術尚不能達到商業應用水平，仍有諸多關鍵技術亟待突破，尤其是電池能量密度和電機功率密度問題。

本文針對目前混合電推進系統的研究進展以及需突破的關鍵技術，分析了國外混合電推進系統研究概況，主要部件技術需求，以及電動部件的發展現狀與未來應用需求之間的差距；重點闡述了歐盟和美國在混合電推進系統關鍵技術——超導性保持技術方面的研究進展，以期為我國混合電推進系統研究提供參考。

2 電推進系統分類及對比分析

電推進系統按照結構和工作原理分為全電、渦輪電和混合電三類[3]。全電推進系統采用電池作為飛機唯一的推進動力來源，適合于輕型飛機。混合電推進系統采用燃氣渦輪發動機作為推進系統和電池充電裝置，在一個/多個飛行階段，電池也提供部分推進動力。混合電推進系統按照結構，可分為串聯混合電、并聯混合電和串-并聯混合電，其各自的優缺點見表1。

表1 三種混合電結構優缺點比較Table 1 Merits and demerits of hybrid structures

3 國外混合電推進系統項目研究概況

針對未來寬體客機，NASA 于2011 年推出了渦輪電分布式推進系統。該推進系統由兩臺安裝在翼尖的渦軸發動機驅動超導發電機發電，再由發電機驅動15 臺嵌入機身的超導電動機帶動風扇產生推力。后來由于該方案技術風險過大，NASA 聚焦到常規布局混合電推進技術飛機方案——帶后置邊界層推進器(風扇)的單通道渦輪電推進飛機。該飛機機翼下方2 臺渦扇發動機驅動發電機為電動機供電，風扇由2.6 MW電動機驅動。

歐盟在“航跡”2050 計劃下探索了分布式混合電推進系統。其中，E-FanX[4]項目對英國BAE 系統公司的AVRO RJ100 支線飛機進行混合電推進改裝。具體設計是將羅-羅公司的AE2100渦槳發動機的核心機與西門子公司研制的2.5 MW 的發電機連接，為2 MW電動機和電能儲存裝置充電，系統電壓高達3 kV，是目前研制的功率最大、電壓最高的航空電推進系統。此外，羅-羅還開展了M250混合電項目，并于2019 年11 月宣布完成M250 混合電版本的地面試驗，試驗測試了M250的串聯混合電、并聯混合電和渦輪電工作模式。該動力系統功率范圍為0.5～1.0 MW，由M250 發動機、高能量密度電池系統、發電機、功率轉換電子裝置和先進功率管理和控制系統組成，可以分布式電推進系統的形式裝備混合電垂直起降飛行器、通航飛機和混合電直升機。后續，羅-羅將用APUS i-5[5]飛機驗證混合電技術在傳統起降飛行器上的實際應用。

法國賽峰公司于2018年9月在直升機發動機測試中心進行了首次混合電推進系統地面試驗[6]。其兩臺功率達45 kW的ENGINeUS電動機在法國支線飛機初創公司VoltAero 公司的卡西歐1 號混合電驗證機上進行了飛行試驗。目前，賽峰公司正在開發一套名為BPMS[7]的簡易智能電動機系統，該系統包含航空電動機和推進系統，理論輸出功率達1.0 MW。

俄羅斯中央航空發動機研究院(CIAM)在2017年年莫斯科航展上披露了其第一臺渦輪電推進飛機發動機的研制計劃，并展出了500 kW級概念發動機模型。該發動機將采用SuperOx 公司的超導材料，計劃在3年內完成500 kW驗證機的飛行平臺試驗；隨后開展用于19座飛機的2.0 MW級動力系統的飛行平臺試驗驗證，其動力可能由4臺0.5 MW發動機或1臺2.0 MW發動機提供。

4 混合電推進系統部件技術需求及發展現狀

混合電推進系統部件主要包括生成電能的發電機系統，進行能量轉換、調節和分配的電子裝置，電路保護裝置，電動機和儲能裝置。美國國家科學院預測，未來20年內，為適應電氣化推進系統需求，電動機和發電機的比功率應增加至約9 kW/kg，對應功率增加1.0～3.0 MW[8]。表2給出了不同飛機類型對電推進系統部件的性能要求。表3示出了混合電推進系統部件技術指標現狀和未來需求。

表3 混合電推進系統部件技術指標現狀和需求Table 3 Technical index status and demands of hybrid electric propulsion system components

5 混合電推進系統超導電機研制進展及關鍵技術

由表2 可知，混合電推進系統對發電機和電動機的功率需求都在兆瓦級以上。傳統的發電機和電動機，無法在滿足飛機動力體積和質量要求下實現兆瓦級功率，為此必須降低導體的電阻。如果在電機中使用超導線材或帶材代替傳統的銅導線，可降低損耗，提高電機的效率[9]，且超導帶材的載流密度很高，還可降低電機設備的質量和體積。由此可見，超導電機是實現混合電推進的一個關鍵技術。目前，美國和歐盟都針對混合電推進系統超導電機展開了研究，取得了一定的進展。

表2 不同飛機對電推進系統部件的性能要求Table 2 Performance requirements of electric propulsion system components for different aircrafts

5.1 超導電機研制進展

5.1.1 NASA高效兆瓦電機項目

NASA 格林研究中心研制了一臺1.4 MW 的高效兆瓦電機(HEMM)。該電機為電勵同步電機，采用自冷卻超導轉子[10]，轉子有12 極，其性能和幾何參數見表4。為最大化電磁容量，超導線圈采用了獨特的超導轉子結構包容性設計。盡量減小轉子和定子之間的空隙，同時盡可能把線圈朝轉子表面向外移動，以實現最佳轉子性能。圖1 示出了高效兆瓦電機超導轉子結構示意圖。

圖1 高效兆瓦電機超導轉子結構Fig.1 Structural design of superconducting rotor for high efficiency MW motor

表4 高效兆瓦電機超導轉子的性能和幾何參數Table 4 Key characteristics and geometry of superconducting rotor for high efficiency MW motor

HEMM 采用了第2 代高溫超導體(HTS)REBCO(鋇銅氧化物)材料，在溫度低于77 K 環境下性能優良。導體橫截面為矩形，給定體積下其堆積因數大。HEMM 轉子線圈為跑道形(圖2)，包含四層，由獨立扁平形/跑道線圈組成。每個線圈包含230 匝，采用相同HTS 帶材串聯連接。層與層之間用低溫環氧樹脂粘結。每層之間和線圈頂端各有一塊幾何參數相同的不銹鋼薄板，起機械支撐和軸向對準每層每匝的作用。

圖2 高效兆瓦電機轉子線圈的橫截面幾何形狀Fig.2 Scheme of the cross-sectional geometry of HEMM’s rotor coils

HEMM 采用超導線圈(圖1)可使定子內部和周圍的磁通密度最大化，但也存在斷路風險——超導體溫度過高、磁通量或傳導電流過大，會導致超導體的超導性消失。采用限制電流的措施可以緩解斷路風險，但諸如分析誤差、不可預測熱源或瞬態工作等因素還是會造成斷路。為此，需采用控制器監控線圈的狀態，一旦檢測到斷開前兆，立即減小電流。另外，還可以采用移除線圈匝間絕緣的方法避免斷路。

5.1.2 歐盟先進超導電機驗證機項目

歐盟先進超導電機驗證機(ASuMED)項目[11]始于2017 年，由德國電動機制造商Oswald Elektromo?toren 公司牽頭，參與方包括劍橋大學、Demaco 低溫公司、Slovakian 電氣工程研究院等多家機構。該項目旨在研制功重比為20 kW/kg、效率大于99%、轉速6 000 r/min、功率為1.0 MW的全超導電機。1.0 MW電動機只是驗證超導技術的原理樣機，后期可對該樣機進行縮放設計，讓功率達到10.0 MW以上。

ASuMED 項目研制的電機為全超導同步電機，其轉子和定子分別采用疊層式超導帶材和超導線圈，以產生極高的磁通密度，實現大功重比。系統冷卻采用了低溫恒溫器冷卻系統。定子的低溫恒溫器為毛細管系統，以液氫作為制冷劑。轉子的低溫恒溫器因冷卻工作溫度、冷卻要求和包含密封件在內的旋轉部件相關要求，其技術難度較大。在考慮了一系列可能的傳熱方案后，選擇采用溫度為25 K的氦氣強制對流循環帶走熱量的形式實現轉子冷卻。轉子超導疊層的工作溫度為27～35 K，超導疊層與冷卻劑之間的溫差保持在2～10 K范圍。電機采用了定制的功率控制電子軟硬件，控制器中含有以滿足適航要求為目標的反相器。ASuMED項目已經開發了一臺1.0 MW超導電機，目前正在進行試驗。

5.2 超導電機超導性保持技術

超導性是超導電機正常工作的關鍵，包含零電阻現象和完全抗磁性/邁斯納效應兩方面內容，涉及臨界溫度、臨界電流密度和臨界磁場三大參數。NASA 在研制1.5 MW 超導電機時，采用限制電流、實施線圈狀態監控和移除線圈匝間絕緣的方式，保證超導體相關參數不超出規定范圍。歐盟ASuMED項目則重點研究了低溫冷卻技術。ASuMED采用高效的低溫恒溫器冷卻。其電機的超導材料為YB?CO(釔鋇銅氧化物)帶材，工作溫度必須低于93 K，可以選用氮、氖、氫、氦等制冷劑，采用冷卻頭主動冷卻，且依據具體冷卻溫度不同，氫和氦可以是液態或氣態。另外，為盡可能減少低溫恒溫器效率損失，選用多層反射膜反射熱輻射，同時低溫恒溫器內的真空環境也可防止對流傳熱。圖3示出了全超導電機低溫恒溫器的結構。

圖3 超導電機低溫恒溫器Fig.3 Cryostat of superconducting rotor

轉子和定子的低溫恒溫器冷卻技術有所不同。定子采用超導體，在交流電下的熱損失高達系統功率的1%，冷卻要求更高，需采用液態制冷劑浴和冷卻回路。其中液態制冷方案存在鐵耗，會產生額外損失，且需在氣隙內增加低溫恒溫器，導致系統功率下降。而冷卻回路方案設計靈活，不存在額外鐵耗，也不需要在氣隙中設置低溫恒溫器。冷卻回路包括閉環和開式冷卻兩種：在閉環冷卻回路中，應選用氦等導熱率好的氣體作為制冷劑，且要有通風口。在開式冷卻回路中，建議采用液態制冷劑。超導轉子在直流電下工作，冷卻需求不高。其低溫恒溫器的設計挑戰在于部件，包括旋轉系統和關鍵機械連接件。因軸承和旋轉密封件只在室溫下工作，需與制冷劑保持良好的隔熱狀態，必要時額外加熱。超導轉子低溫恒溫器可用設計方案包含熱虹吸管環流（閉環冷卻）、直接主動冷卻、開環冷卻。

6 結束語

混合電推進系統是未來航空動力的一個發展方向。綜合分析國外混合電推進系統的研發思路和途徑，建議國內從以下兩個方面入手開展混合電推進系統的研發：

(1) 混合電推進系統研發所涉及的內燃機和電池、電機，航空動力研制單位應基于自身在航空發動機研制方面的豐富經驗，聯合在電池、電機等產品開發方面較出色的民間公司和高校多溝通，結合各自的優勢，協同研制，反復磨合，共同進行混合電推進系統研發。

(2) 國內混合電推進系統研發機構及研究人員應實時跟蹤、關注國外超導電機的研制進展，積極協同飛機方進行需求對接，開發出功率、體積、穩定性、耐久性等均能滿足飛機系統需求的超導電機。