面向电动飞机概念设计的改进涡轮电推进系统(turboelectric propulsion system)分析方法

《Energy》：Improved turboelectric propulsion system analysis method for electrified aircraft conceptual design

　　

作为混合电推进系统(Hybrid Electric Propulsion System, HEPS)的一种基本构型，涡轮电推进系统(turboelectric propulsion system)利用发电机(generator)与整流器(rectifier)进行发电。由于这些部件的效率随飞行任务段、电气特性及控制策略而变化，反映此种变化的分析与选型(sizing)方法对于可靠的早期设计至关重要。然而，已有研究多采用固定效率值或有限的部件效率Map，降低了早期选型结果的可靠性，且难以评估效率变化对飞机级参数（如系统重量与有效载荷）的影响。研究人员开发了发电部件的分析模块，并将其集成至HEPS先进空中交通(Advanced Air Mobility, AAM)飞机的概念选型框架中。发电机模块采用考虑最大每安培功率(Maximum Power Per Amplitude, MPPA)控制策略的等效电路模型，整流器模块采用平均损耗模型，涡轮轴发动机则采用参考参数涡轮轴发动机模型(Referred Parameter Turboshft Engine Model, RPTEM)数据描述。上述模型在RISPECT+中实现，通过迭代选型循环按任务工况更新部件效率。将该方法应用于典型涡轮电AAM案例并与传统固定效率法对比，结果表明：电气推进系统(Electric Propulsion System, EPS)重量增加约12.6%，热管理系统(Thermal Management System, TMS)重量增加约17.4%，有效载荷(payload)减少约36.3%。研究结果强调了在HEPS AAM飞机早期设计阶段纳入变效率效应及部件级电气分析的重要性。

论文解读：面向电动飞机概念设计的改进涡轮电推进系统分析方法

本文选自《Energy》。

一、研究背景与意义

随着电池与电机技术进步，分布式电推进(Distributed Electric Propulsion, DEP)使先进空中交通(Advanced Air Mobility, AAM)飞行器设计成为可能。全电推进系统(Full Electric Propulsion System, FEPS)受限于电池与燃料电池的能量/功率密度，严重制约有效载荷与航程；而基于内燃机的混合电推进系统(Hybrid Electric Propulsion System, HEPS)——本文特指含涡轮轴发动机的串联构型即涡轮电推进系统(turboelectric propulsion system)——可弥补此缺陷，是城际AAM近未来重要候选方案。涡轮电系统核心发电侧含涡轮轴发动机、发电机(generator)及整流器(rectifier)。现有概念设计多采用固定效率或粗略分组效率，未考虑发电机与整流器效率随任务段负载、转速、电流、电压及控制策略的变化，亦未细致建模二者电气特性与整流损耗，导致早期选型低估损耗，使EPS（电气推进系统，Electric Propulsion System）与TMS（热管理系统，Thermal Management System）重量及燃油、有效载荷估算偏差较大。为此，研究人员开发了考虑变效率及电气特性的发电机与整流器分析模块，集成入VTOL飞机概念设计工具RISPECT+中，通过迭代更新效率来量化变效率对飞机级参数的影响。

二、主要关键技术方法

研究人员采用混合回归—物理(hybrid regression–physics)方法构建发电机与整流器模块：从典型产品Datasheet通过回归辨识关键参数，代入基于物理的模型中计算效率随电气量及MPPA（Maximum Power Per Ampere，最大每安培功率）控制策略的变化；发电机采用等效电路模型并施加MPPA控制，整流器采用含导通与开关损耗的平均损耗模型；涡轮轴发动机采用NDARC手册中的RPTEM（Referred Parameter Turboshaft Engine Model，参考参数涡轮轴发动机模型）参考数据增强。两模块经PSIM电路仿真验证后嵌入RISPECT+（Rotorcraft Initial Sizing and Performance Estimation Code and Toolkit+）的迭代选型循环，按各任务段工况逐次更新效率直至收敛，并将直流母线电压(DC-link voltage)作为选型变量，据发电机与发动机转速匹配估算合适减速比(gear ratio)。选取代表性涡轮电AAM构型，分别用所提变效率方法与常规固定效率假设进行概念设计与对比分析。

三、研究结果

Overview of the turboelectric system architecture（涡轮电系统架构概述）

研究人员介绍了HEPS组成（发动机、发电机、整流ifier、电池、变换器converter、逆变器inverter、电动机motor、推力器thruster）及串联、并联、混联与涡轮电构型的区别，明确本文研究对象为最基础的涡轮电构型——发动机机械能经发电机转为电能再经整流馈入直流母线供分布电推进端，以此确立分析对象边界。

Improved analysis modules for electric power generating system（改进的发电系统分析模块）

研究人员阐明发电机效率取决于电流、电压及功率因数角（相角），整流器损耗受导通与开关损耗影响并关联发电机相角与电流电压。据此开发发电机等效电路模型结合MPPA控制以捕捉变工况下电流电压行为，开发含平均损耗模型的整流器模块，并在早期设计数据受限条件下通过回归辨识参数实现物理模型求解，两模块经PSIM验证精度满足概念设计需求。

Conceptual design methodology with the improved analysis modules（集成改进模块的概念设计方法）

研究人员说明RISPECT+的工作流程及如何将发电机、整流器与增强RPTEM涡轮轴发动机模块耦合进其迭代选型循环，描述按任务段更新效率、将DC-link voltage作设计变量及据转速匹配估算gear ratio的实现方式，形成可反映变效率效应的HEPS AAM概念设计流程。

Problem definition（问题定义/算例设定）

研究人员定义应用对象为典型涡轮电推进AAM飞行器，给定任务剖面与设计约束，分别用改进变效率法与固定效率法对同一构型开展初始选型，为后续对比提供算例基础。

Results and discussion（结果与讨论——由正文结论部分归纳）

研究人员将改进方法用于代表涡轮电AAM案例并与固定效率法对比发现：因变效率模型揭示出发电机与整流器在特定任务段效率明显低于假定固定值，真实损耗更大，导致EPS重量被低估约12.6%、TMS重量被低估约17.4%、有效载荷被高估约36.3%。这说明忽略变效率会显著偏乐观估算飞机性能与重量，验证了在早期设计中引入部件级电气特性与变效率分析的必要性；同时该框架可支持DC-link voltage选型及发动机—发电机gear ratio初估。

四、讨论与结论翻译

研究人员得出结论：本研究为涡轮电推进系统早期设计开发了基于等效电路与平均损耗模型的发电机、整流器变效率分析模块及采用RPTEM数据的涡轮轴发动机增强模块，并集成入RISPECT+迭代选型流程按任务段更新效率。应用于涡轮电AAM概念设计表明，相比固定效率假设，变效率方法使EPS重增约12.6%、TMS重增约17.4%、payload减约36.3%。结果证明在HEPS AAM飞机早期设计阶段纳入变效率效应及部件级电气分析对获得可靠选型结果十分关键，对本文所考察之turboelectric configuration具示范意义。