航空用燃料电池及混合电推进系统发展综述

随着世界范围内碳减排需求的日益增长及长航时飞机的发展需要,高效率的燃料电池航空电推进系统逐渐受到重视,氢能航空的理念被人们所熟知。可使用碳氢燃料的高温燃料电池还可与燃气涡轮组成混合动力系统,发电效率进一步提高至70%。本文首先回顾了燃料电池及燃料电池涡轮混合系统在航空能源、动力系统方向应用概况;接着,概述了几种突破现有涡轮发动机技术瓶颈的新概念混合电推进系统,如发电与推进一体化燃料电池涡轮混合动力系统和无涡轮燃料电池混合推进系统;基于此,本文分析了限制燃料电池混合系统实际应用的关键技术难题,主要体现在混合动力系统功重比较低、大分子碳氢燃料重整技术未突破两方面。     

基于燃料电池/储能装置的混合辅助能源单元建模与仿真

传统飞机的辅助动力装置噪声大、碳排放量大、效率低,已无法满足多电/全电飞机的发展要求。而燃料电池具有高能量密度、零排放、使用寿命长、低噪声和高效率等优势。本文建立了燃料电池模型并进行优化,以更好地体现其稳态和瞬态性能。建立了由燃料电池和超级电容组成的混合系统作为飞机辅助能源单元的模型,验证了其电能质量满足GJB181A-2003标准,并与传统辅助动力装置进行对比,显示其在响应速度、效率以及功重比上具有明显优势。     

直接氨SOFC-GT混合动力系统性能及航空应用

建立了基于直接氨燃料的固体氧化物燃料电池-燃气轮机（SOFC-GT）混合动力系统仿真模型,开发了一种架构优化的高功率-质量比的高效发电系统,并研究了燃料利用率和系统燃料分配对系统功率分配、各子部件质量以及其?损失等性能的影响。基于所建立的模型分析了压气机压比、燃料摩尔流量、空气摩尔流量等输入参数对系统性能的影响,在最优性能条件下对系统进行功率-质量比分析。仿真结果表明该系统的净发电效率为56.85%,?效率为50.71%,净发电量为213 kW,功率-质量比为0.730 3 kW/kg,达到美国能源部太平洋西北国家实验室（PNNL）为SOFC-GT混合动力系统应用于航空航天领域制定的标准。在此基础上,讨论了该系统在商用飞机主动力和辅助动力上的应用,表明SOFC-GT混合动力系统在航空领域具有良好的应用前景。     

基于航空煤油重整的SOFC-GT混合动力系统性能

建立了基于航空煤油重整固体氧化物燃料电池-涡轮发动机（SOFC-GT）混合动力系统仿真模型,比较了两种回热方式的重整装置以及不同涡轮布置位置时的系统性能变化,优选出最佳的混合动力系统架构。进一步分析了压气机压比、燃料利用率、燃油流量以及空气流量等运行参数对SOFC-GT混合动力系统性能的影响。研究结果表明：设计点工况下,最佳混合动力系统的发电效率能达到45%,体现出良好的系统性能;当燃料利用率为082时混合动力系统的效率和功率最高;随着燃油流量(0051 1~0058 4 mol/s)的增加,混合动力系统的效率和功率均增加;而随着压气机压比(25~33)或者空气流量(37~44 mol/s)的增加,混合动力系统的效率和功率都减小。     

混合电推进系统关键技术研究进展

介绍了混合电推进系统的类型及工作原理,对比了串联、并联、串-并联三类混合电推进系统的优缺点。总结了美国、欧盟和俄罗斯混合电推进系统的发展现状。分析了不同飞机类型对混合电推进系统部件性能的要求,以及混合电推进系统部件的技术现状和未来技术需求。重点阐述了美国和欧盟在混合电推进系统关键技术超导电机方面的研制进展,并对超导电机的超导性保持技术,即冷却系统的冷却剂和冷却方案的选取进行了探讨,以期为国内混合电推进系统的研发思路和技术突破提供参考。     

2种构型升推组合推进系统装机后地面效应影响仿真

为了解近地环境下不同构型升推组合推进系统装机后的环境适应性和性能差异性,研究了地面效应对推进系统外流升力损失、内流性能损失和气动稳定性等方面的影响。构建了STOVL飞机+推进系统耦合流场模型,制定了处于同一技术水平的升力发动机和升力风扇2种构型升推组合推进系统方案,对相关参数进行了计算和对比分析。结果表明：推进系统装机后受地面效应影响,在工作环境、性能保持和功能完整性等方面,升力风扇构型明显优于升力发动机构型;相比升力风扇构型,升力发动机构型总升力减小10%,总耗油率提高5%,主发动机压缩部件喘振裕度减小10%;如要保证升力分配比为1.0,总升力同比进一步减小超过23%;为防止推进系统气动失稳,应保证主发动机进气相对温升不超过3.5%、温升率不超过50 K/s。     

金属燃料/水冲压发动机一次进水试验研究

介绍了金属燃料/水冲压发动机试验系统,采用非壅塞式构型实现了镁基金属燃料发动机一次加水后稳定燃烧,试验中进水流量稳定,补燃室与燃烧室压强变化相同。试验研究了一次水燃比和燃料燃速对发动机燃烧性能的影响,试验结果表明：当一次水燃比在一定范围内变化时,发动机燃烧效率和喷射效率随水燃比增加而先增加后减少;增加燃料燃速可提高发动机燃烧效率和改善发动机工作性能,但燃速增加需满足发动机长时间工作需求。     

电动飞机分布式螺旋桨对气动性能影响的建模研究

作为电动飞机的一项关键技术，分布式螺旋桨推进已成为绿色航空未来发展的重要研究方向。本文以结合多参考系（MRF）的RANS方法作为气动性能分析手段，采用Kriging代理模型对分布式螺旋桨的安装位置对全机气动性能的影响进行了建模研究，并对基准构型和优选构型的流动进行了对比分析。结果表明，螺旋桨往前方移动后全机的升阻比增大；相对于原始构型，优选构型的上表面低压区面积明显增大，吸力峰明显增强，下表面的压强增大，低压区域减少，分布式电推进系统的效率得到有效提升。本文的研究能够支撑以分布式螺旋桨为动力的电动飞机的总体设计，为螺旋桨的安装提供有效参考，从而进一步提升电动飞机的经济性。     

金属燃料/水冲压发动机一次进水试验

介绍了金属燃料/水冲压发动机试验系统,采用非壅塞式构型实现了镁基金属燃料发动机一次加水后稳定燃烧,试验中进水流量稳定,补燃室与燃烧室压强变化相同.试验研究了一次水燃比和燃料燃速对发动机燃烧性能的影响,试验结果表明:当一次水燃比在一定范围内变化时,发动机燃烧效率和喷射效率随水燃比增加而先增加后减少;增加燃料燃速可提高发动机燃烧效率和改善发动机工作性能,但燃速增加需满足发动机长时间工作需求.      

分布式边界层吸入推进系统的建模与分析

机体后部边界层吸入技术可显著改善飞机的燃油经济性,但目前尚未建立推进系统设计与分析方法。针对类似N3-X飞机的分布式边界层吸入推进系统,采用基于边界层积分方程的数值分析方法,引入功推比参数,详细分析边界层状态和推进系统参数对系统性能的影响,从而为推进系统设计提供理论和数据支撑。通过基准状态与N3-X的对比,验证了计算方法的可靠性。分析表明,当吸入边界层占比为50%左右时推进系统能耗可降低4%,边界层形状因子越小或者动量厚度越大,能耗降低越多;进气道扩张比对功推比的影响不大;随着进气道入口马赫数增大、风扇压比降低、风扇效率增大、风扇损失降低或者喷流速度降低,功推比都会下降。     

超燃冲压发动机多凹腔燃烧室混合与燃烧性能定量分析

为从定量上研究超燃冲压发动机多凹腔燃烧室对增强混合、燃烧的影响,用大涡模拟方法和火焰面模型对燃料当量比为0.062的流场进行数值模拟。比较了不同多凹腔构型对混合效率、燃烧效率和总压损失的影响,并结合壁面压力分布、数值纹影解释了其原因。结果表明,凹腔串联、凹腔并联均能增强混合,混合效率最大可提高20.95%和9.52%;凹腔串联、凹腔并联均能增强燃烧,燃烧效率最大可提高14%和16.94%;燃烧时凹腔串联总压损失最小,但凹腔并联燃烧放热最快,对缩短燃烧室长度有利。     

利于冬季飞行的太阳能飞机构型研究

针对冬季太阳辐射强度较弱的问题,提出并研究了一种新型太阳能飞机构型。概述了太阳能飞机的总体构型,建立了太阳辐射和能源动力系统模型,对飞机的气动、能量、质量及机翼最优偏转角等特性进行了分析,给出了适用于该构型太阳能飞机的总体参数设计方法,并对构型设计参数进行了研究。结果表明:机翼偏转角的存在可有效提高太阳能飞机所接收的太阳辐射能量。综合考虑太阳辐射能量和推进系统质量,机翼最优偏转角在7.4°~9.5°之间,其随时刻变化;端板最优展弦比为5左右,端板与机翼的最优面积比为0.09,端板最大许用升力系数的最优值为1.1。新构型太阳能飞机总面积比常规构型减小44.2%,其优势明显。     

一种电动飞机电推进系统的能效优化方法

电动飞机依靠电推进系统为飞机提供所需的动力,而电动飞机蓄电池的能量密度制约了飞机续航能力的提升。在蓄电池能量密度受限的条件下,进行电推进系统能效优化,提高电推进系统效率,降低电推进系统损耗,对增加飞机的续航时间具有重要意义。以某双座可调定桨距螺旋桨电动飞机电推进系统为例,依据飞机的飞行任务剖面搭建了飞机电推进系统在起飞及巡航阶段的系统损耗模型,以可调定桨距螺旋桨桨矩角为优化变量,以飞机完成一次飞行任务剖面能耗最小为目标,提出一种适于可调定桨距螺旋桨电动飞机电推进系统的能效优化方法。为了验证该方法的有效性,搭建样机测试平台,进行了样机试验,试验结果表明：该能效优化方法能够有效提高飞机电推进系统效率,使飞机完成一次飞行任务剖面的系统能耗降低了8%以上。     

基于绿色能源的分布式混合电推进系统性能分析

基于绿色能源的电推进飞行器是是航空运输业实现碳中和的重要技术途径。本文旨在利用理论分析和数值计算的手段,研究基于绿色能源的分布式混合电推进系统的性能,重点关注锂电池和固体氧化物燃料电池(SOFC)在航程和载荷方面的影响。本研究构建了一个包含多种能源形式的混合电推进系统架构,并基于能量流建立了功率传递模型,推导出综合考虑部件特征参数、能量分配参数、飞行气动参数的电推进系统航程方程和载荷方程。研究结果显示,在航程方面,锂电池的能量分配系数和能量密度对飞机航程有显著影响,特别是在能量密度阈值之上,增加锂电池的能量分配系数对提升航程有正收益。此外,SOFC的能量分配系数和效率的增加也提高了飞机航程,特别是在其高值区域。在载荷方面,上述锂电池和SOFC参数对飞机零燃料质量(MZF)和有效载荷具有重要影响,尤其在高能量密度、高效率和高能量分配系数的情况下飞机的载荷性能改善最佳。参数敏感性分析揭示了升阻比、边界层吸入(BLI)风扇效率、锂电池荷电状态(α_soc)和氢燃料剩余状态(α_soh)对航程的显著影响,其中在以往研究中较少出现的α_soc     

喷射方式对煤油超声速燃烧性能影响的数值研究

为了优化超燃冲压发动机燃料喷注系统,提高燃烧性能和发动机可靠性,基于串联凹腔燃烧室构型,对不同燃料喷射方式下液态煤油超声速燃烧进行了三维数值研究,着重分析了壁喷与环喷两种燃料喷射方式对燃烧室性能的影响,并与试验测得的壁面静压数据进行了对比。研究结果表明,环喷改善了掺混效果,使燃料在流道中分布均匀,使其燃烧效率比壁喷提高了4.36%;两种喷射方式下沿程总压损失基本相当,在出口处总压损失了约50%;在第二排喷点下游,环喷得到的CO₂分布范围比壁喷大,且更均匀,体现了其促进燃烧的特性;环喷因燃料动压比较壁喷的小,故其燃料穿透深度比壁喷小。综合来看,建议在相同的燃料当量比下,选择壁喷方式,以简化燃料喷注系统,提高发动机的可靠性。     

模型冲压发动机低压条件下燃烧效率试验

在亚燃冲压发动机直连式高空试验系统上,实现了模型冲压发动机在40～60 kPa条件下的点火和稳定燃烧,研究了燃烧室构型、燃烧室入口来流条件以及燃料当量比对燃烧效率的影响。试验结果表明:低压条件下的燃烧效率比常压和高压条件下的燃烧效率都要低;但低压条件下燃烧效率随燃烧室构型、模拟来流条件和燃料当量比的变化规律与常压和高压下的情况基本一致,增加燃烧室长度、提高来流总压和总温、增大燃料当量比,降低飞行高度,以及增强煤油的雾化和混合,都有利于提高燃烧效率;与常压和高压下的情况不同的是减小凹腔长深比能进一步提高燃烧效率。     

串联混电飞机方案设计方法及能源管理策略

针对串联混电飞机，首先在给定任务需求的飞行剖面内，结合动力学特性对整机的飞行性能进行分析，将总体设计参数与各飞行段的功率能耗需求相关联，进而开展各部分组件和全机的设计选型；然后对串联混电系统中的计算逻辑和各条工作路径进行梳理和总结，讨论分析能源管理策略对方案设计的潜在影响。基于搭建的设计系统，首先针对Dornier Do 228NG飞机构型，从3个设计方面，将该方法与国外两个团队各自开发的设计方法进行对比分析，结果表明，对设计点评估的相对误差均在1.5%以内，对传统动力方案设计的各项相对误差在6%以内，而串联混电方案设计中最大起飞质量的相对误差在4%以内，验证了本文方法的可行性和有效性。其次，分析讨论了4种能源管理策略的特点和优劣势，并基于一款国外现有的串联混电飞机Panthera Hybrid，研究了不同策略下的动力系统工作特征和各项设计参数差异。其中，Light策略下的飞机起飞总质量最小，收益来源主要是起飞阶段的最大需求功率由燃油和电池动力系统同时承担，直接优化了动力系统的总质量。     

应用于飞机装配的并联机构技术发展综述

并联机构的闭链结构使其具有良好的精度、刚性及动态性能，可满足飞机装配的精度、效率需求，因此，以并联机构为构型主体的自动化装配装备正越来越多地应用于飞机装配中。首先，概述了当前并联机构发展现状及飞机装配体现出的新特点，分析了并联机构应用于飞机装配的优势。其次，从飞机装配零部件加工和飞机零部件装配调姿定位两个方面综述了应用于飞机装配并联机构的国内外发展现状。然后，探讨了并联机构主要的前沿研究问题，从并联机构可重构设计、性能评价及优化设计、精度建模和力/位协同控制等4个方面，详细分析了并联机构应用于飞机装配中的关键技术。最后，对并联机构应用在飞机装配中未来的发展方向和机遇做了展望。     

分布式电推进飞机设计技术综述

分布式电推进系统利用电力驱动多个推进器作为飞机的动力装置,在提升飞机气动效率、载运能力、环保性和鲁棒性等方面蕴藏着可供人们挖掘和利用的巨大潜能,被广泛认为是一种航空领域的颠覆性技术。本文在对电动飞机的优势和不足,电推进系统的尺度独立性以及分布式电推进飞机分类进行初步研究之后,重点从飞机工程设计的专业划分角度出发,分别从飞机总体设计、气动设计、结构设计、系统及支持设施设计等学科对分布式电推进飞机设计技术的研究情况和学术进展进行综述。随着电池能量密度、电机及控制器功率密度的不断提升以及相关机载电气设备的小型化和轻量化,分布式电推进通用飞机基本具备按需航空市场化能力,尽管仍存在一些挑战,但该技术为未来飞机设计提供了更多的权衡空间与可能性。     

螺旋桨类飞机总体参数确定方法

飞机装载和机组人员重量确定以后,利用空机重量比例和燃油系数可估算出飞机最大起飞重量。飞行性能指标确定以后,翼载和功重比存在一定的函数关系,利用函数关系确定翼载和功重比的范围。本文重点研究最大起飞重量确定方法,同时,利用Matlab编程分析翼载和功重比对性能的影响规律,最终快速确定翼载和功重比,通过算例验证该方法可行。