分布式電推進(jìn)飛機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)綜述

黃俊

1. 北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)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(chǎn)物。萊特兄弟飛機(jī)的成功是現(xiàn)代航空的起點(diǎn),100多年來,航空技術(shù)和飛機(jī)性能得到了巨大的提升,飛機(jī)在世界各國的國防和國民經(jīng)濟(jì)建設(shè)中發(fā)揮著非常重要的作用,已經(jīng)成為現(xiàn)代運(yùn)輸體系中不可缺少的組成部分。作為飛機(jī)的動力裝置,活塞式和噴氣式燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)是絕大多數(shù)在役和在產(chǎn)飛機(jī)的基本配置,飛機(jī)飛行過程中,這些燃燒石油燃料的發(fā)動機(jī)會產(chǎn)生大量的碳排放和其他不利于環(huán)境的顆粒物,數(shù)量更大、使用活塞式發(fā)動機(jī)的通用飛機(jī)在飛行中還有重金屬鉛排放[1-2],具有造成當(dāng)?shù)赝恋睾妥魑镢U污染、兒童血鉛超標(biāo)的風(fēng)險(xiǎn)。為保護(hù)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(xié)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(yù)測,航空運(yùn)輸市場將在未來15年內(nèi)翻一番,如果不采取行動,到2050年航空碳排放份額將達(dá)到10%,若其他行業(yè)采取清潔行動,2050年的航空碳排放甚至高達(dá)24%。為此,國際民用航空組織(ICAO)以2005年的航空碳排放為基準(zhǔn),制訂了到2050年航空碳排放較2005年減少一半的控制目標(biāo),得到了世界各國的認(rèn)可和接受。盡管減排目標(biāo)應(yīng)該通過技術(shù)改進(jìn)、飛機(jī)運(yùn)營、基礎(chǔ)設(shè)施建設(shè)、生物燃料使用等多渠道協(xié)作來實(shí)現(xiàn),但飛機(jī)設(shè)計(jì)中的環(huán)境要求確實(shí)給航空業(yè)和飛機(jī)設(shè)計(jì)師帶來了新的挑戰(zhàn),為應(yīng)對這些設(shè)計(jì)需求,美國國家航空航天局(NASA)和歐盟(EU)委員會都積極響應(yīng),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(biāo),在行動上一方面嘗試征收碳排放稅來調(diào)節(jié)減排,另一方面主動投資啟動先進(jìn)飛行器相關(guān)的項(xiàng)目,研究不同技術(shù)途徑實(shí)現(xiàn)2050減排目標(biāo)的飛機(jī)設(shè)計(jì)方案和技術(shù),其中采用電力推進(jìn)的飛機(jī)方案,即電動飛機(jī)是最可行和最先進(jìn)入市場運(yùn)營的理想選擇。

分布式電推進(jìn)(DEP)飛機(jī)是隨著電動飛機(jī)發(fā)展而產(chǎn)生的新概念航空器,由電機(jī)驅(qū)動分布在機(jī)翼或機(jī)身上的多個(gè)螺旋槳或風(fēng)扇構(gòu)成推進(jìn)系統(tǒng)為飛機(jī)提供主要推力。DEP飛機(jī)利用推進(jìn)-氣動耦合效應(yīng)大幅改善飛機(jī)空氣動力特性,減小機(jī)翼面積從而降低飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量,推進(jìn)器無高壓渦輪葉片且通過功率的分散可進(jìn)一步減縮氣動噪聲總聲壓級,分布式推進(jìn)器結(jié)合推力矢量技術(shù)可為航空器提供直接力控制從而降低飛機(jī)對尾翼和操縱舵面的依賴,多推進(jìn)器的冗余能為飛機(jī)提供更可靠的推力保障,因而較傳統(tǒng)電動飛機(jī)具有更高的氣動效率、載運(yùn)能力、環(huán)保性以及在飛行控制與推力提供方面的魯棒性。在環(huán)保性需求的牽引下,電力推進(jìn)系統(tǒng)及其電機(jī)、電控、電池等關(guān)鍵部件技術(shù)的進(jìn)步以及數(shù)十年來飛機(jī)綜合設(shè)計(jì)技術(shù)成果推動了DEP飛機(jī)的發(fā)展。

本文從分析電動飛機(jī)的優(yōu)勢和不足開始,在研究電推進(jìn)系統(tǒng)的尺度獨(dú)立性與DEP飛機(jī)分類的基礎(chǔ)上,重點(diǎn)從飛機(jī)工程設(shè)計(jì)的專業(yè)劃分角度出發(fā),分別從飛機(jī)總體設(shè)計(jì)、氣動設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、系統(tǒng)與支持設(shè)施設(shè)計(jì)等學(xué)科對DEP飛機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)的研究情況和學(xué)術(shù)進(jìn)展進(jìn)行綜述,最后給出結(jié)論。

1 電動飛機(jī)優(yōu)勢與不足

文獻(xiàn)[3]對電動飛機(jī)的優(yōu)勢做了較為完整的總結(jié),包括以下14個(gè)方面：

1) 尺度獨(dú)立性,電推進(jìn)沒有尺度效應(yīng)。

2) 推進(jìn)效率達(dá)95%～97%,比先進(jìn)的渦扇發(fā)動機(jī)高出20%。

3) 電機(jī)功率重量比可達(dá)其他發(fā)動機(jī)的6倍。

4) 小負(fù)荷時(shí)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(qū)噪聲水平15 dB以上。

11) 不因推進(jìn)器數(shù)量多而增大發(fā)動機(jī)尺寸。

12) 通過有效的推進(jìn)-氣動耦合設(shè)計(jì),可獲得更大的最大升力系數(shù)。

13) 純電飛機(jī)運(yùn)行全過程零排放。

14) 通過翼尖安裝的螺旋槳可降低誘導(dǎo)阻力,提高升力,并改善巡航中的機(jī)翼結(jié)構(gòu)載荷。

電動飛機(jī)可同時(shí)滿足排放、噪聲等未來飛機(jī)設(shè)計(jì)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(fā)電動飛機(jī)。從飛機(jī)運(yùn)行特點(diǎn)考慮,目前電動飛機(jī)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(shí)現(xiàn)了環(huán)球飛行,但是包括太陽能在內(nèi)的能源在載人電動飛機(jī)上的實(shí)用化仍有較長的路要走。我國“銳翔-1E”雙座輕型運(yùn)動飛機(jī)在增程改進(jìn)設(shè)計(jì)后,續(xù)航時(shí)間達(dá)到2 h,已經(jīng)在面向飛行員入門培訓(xùn)、消遣、觀光等基于本場的運(yùn)營方面投入使用,由于航程有限,還不能擔(dān)當(dāng)轉(zhuǎn)場飛行訓(xùn)練任務(wù),根本原因是電池能量密度低。

飛機(jī)產(chǎn)品進(jìn)入市場必須得到用戶的認(rèn)可,用戶在關(guān)注飛機(jī)安全性之外,還更關(guān)心飛機(jī)性能參數(shù)和運(yùn)營成本。航程是電動飛機(jī)的核心性能指標(biāo)。Moore在2006年就提出了“按需機(jī)動性”(On-Demand Mobility)概念[4],即用戶本人可指定旅行出發(fā)地、目的地和出發(fā)時(shí)間的一種運(yùn)輸能力,一般要求機(jī)動速度在110 km/h以上,適合通用飛機(jī)私人飛行、包機(jī)旅行或空中的士等作業(yè),Moore等同時(shí)給出了按需航空的航程分布[5],見圖1,探討了分布式推進(jìn)器的設(shè)計(jì)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(yè),從而可推論只有具備300 km以上航程的電動通用飛機(jī)在按需航空市場才可能初步滿足用戶需求,達(dá)到進(jìn)入通用飛機(jī)市場的門檻。文獻(xiàn)[7]以西銳公司典型四座通用飛機(jī)SR-22為例,對四座電動飛機(jī)的航程、升阻比、起飛總重、電池能量密度進(jìn)行了對比研究,其中起飛總重與電池能量密度之間的關(guān)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(jī)改裝電動力裝置后達(dá)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(dá)到400 W·h/kg時(shí),飛機(jī)起飛總重維持當(dāng)前的水平,也就是說通過對現(xiàn)有飛機(jī)進(jìn)行簡單電動力系統(tǒng)改裝來設(shè)計(jì)電動飛機(jī),在短期內(nèi)不太可能生產(chǎn)出具有實(shí)用航程能力的飛機(jī)。文獻(xiàn)[9]對電動通用飛機(jī)的極限航程進(jìn)行了研究,當(dāng)電池能量密度為200 W·h/kg時(shí),常規(guī)飛機(jī)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(jìn)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(nèi)用于通用飛機(jī)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(jī)的設(shè)計(jì)師不得不從氣動增升減阻、結(jié)構(gòu)和機(jī)載系統(tǒng)減重、推進(jìn)/氣動/結(jié)構(gòu)/控制多學(xué)科集成設(shè)計(jì)等方面去尋求新的設(shè)計(jì)空間。鑒于飛機(jī)氣動外形設(shè)計(jì)非常成熟,提升氣動效率的潛力有限；結(jié)構(gòu)和機(jī)載設(shè)備減重工作一直持續(xù)進(jìn)行,但其研究成果不能完全支持電動飛機(jī)的實(shí)用化；作為復(fù)雜工程系統(tǒng)的典型代表,飛機(jī)的多學(xué)科本質(zhì)及學(xué)科間相互作用的有效利用就成為了電動飛機(jī)設(shè)計(jì)人員關(guān)注的重點(diǎn)方向,從而產(chǎn)生了DEP飛機(jī)方案。

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

2 分布式電推進(jìn)飛機(jī)

2.1 電推進(jìn)技術(shù)的尺度獨(dú)立性

尺度獨(dú)立性(Scale Independence)又稱尺度無關(guān)性(Scale Free)，是電推進(jìn)技術(shù)的自然特征,也是DEP飛機(jī)的可行性基礎(chǔ)。尺度獨(dú)立意味著在不需要付出代價(jià)的情況下將推進(jìn)裝置分布在整個(gè)機(jī)體上以實(shí)現(xiàn)集成優(yōu)勢,或者在其他情形下產(chǎn)生實(shí)質(zhì)性的好處。尺度獨(dú)立性是指無論電動機(jī)和控制器是否分散為1 kW、10 kW或100 kW的電動機(jī),它們的功率重量比和效率基本不變。加之從電源到電動機(jī)的電纜重量及其所需的鋪設(shè)空間相對較小,隨著電力推進(jìn)系統(tǒng)在越來越大飛機(jī)上的應(yīng)用,這一屬性也可延伸到更大的電機(jī)功率、重量和尺寸。電機(jī)自身的緊湊性也激勵了分散推進(jìn)力的要求。尺度獨(dú)立性不是活塞式發(fā)動機(jī)或渦輪發(fā)動機(jī)的特征,因?yàn)檫@些使用化石燃料的發(fā)動機(jī)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(jià)[8]。

這種不限尺度分配電力推進(jìn)裝置的使能技術(shù)產(chǎn)生了巨大的新的設(shè)計(jì)自由度,逐步被飛機(jī)設(shè)計(jì)師使用。雖然這是非常有利的,但它也帶來了一個(gè)新的挑戰(zhàn),即在分析這些高度耦合的學(xué)科時(shí)難度要大得多,需要新的基于物理學(xué)的工具來捕捉這種復(fù)雜的相互作用[8]。

2.2 分布式電推進(jìn)飛機(jī)分類

從推進(jìn)系統(tǒng)自身角度出發(fā),DEP是在分布式推進(jìn)(DP)基礎(chǔ)上發(fā)展而來的。DP是指飛行器推力由位于整個(gè)航空器上的一組推進(jìn)器產(chǎn)生,目的是提高系統(tǒng)級效率或?yàn)轱w行器某方面性能改善發(fā)揮有利作用,主要有3種應(yīng)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(jī)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(yàn)機(jī)上得到應(yīng)用,分布式射流的應(yīng)用實(shí)例是F-117隱身飛機(jī)的排氣系統(tǒng),用于實(shí)現(xiàn)紅外、雷達(dá)和聲隱身；二是多個(gè)小型的獨(dú)立推進(jìn)器[10],原則上使用2個(gè)及以上推進(jìn)器就歸類為DP系統(tǒng),如把一系列小型單獨(dú)發(fā)動機(jī)協(xié)同耦合到機(jī)體中,推進(jìn)裝置在提高飛行器性能方面就會發(fā)揮有利作用,應(yīng)用例子是NASA的巡航高效短距起降(CESTOL)配置,其中12個(gè)小型發(fā)動機(jī)分布在翼身融合體的上表面,以實(shí)現(xiàn)短距起降(STOL)性能[11]；三是通過不同功率傳輸方法由一個(gè)或多個(gè)電源驅(qū)動的分布式推進(jìn)器[10],根據(jù)電源到推進(jìn)器的功率傳輸方法的不同也分3個(gè)類型,第1種由單獨(dú)設(shè)置的電源提供射流能量驅(qū)動多推進(jìn)器,最早用于ADAM III概念[12],兩個(gè)燃?xì)獍l(fā)生器的熱噴流被引入一系列嵌入式機(jī)翼風(fēng)扇來提供推力, 第2種通過一種或多種機(jī)械傳動方法向多個(gè)推進(jìn)器提供動力,典型應(yīng)用是NASA的雙風(fēng)扇翼身融合(BWB)概念,其推進(jìn)系統(tǒng)由一個(gè)發(fā)動機(jī)核心機(jī)和兩個(gè)通過齒輪和傳動軸連接的涵道風(fēng)扇組成[13], 第3種類型是通過傳輸線將電能連接到多個(gè)電動推進(jìn)器,即本文討論的分布式電推進(jìn)。

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(jìn)系統(tǒng)易于實(shí)現(xiàn)矢量推力或推力轉(zhuǎn)向,DEP技術(shù)的應(yīng)用主要集中于固定翼飛機(jī)。本文嘗試從兩個(gè)維度對DEP飛機(jī)進(jìn)行分類,一是從能量來源維度分為分布式混合電推進(jìn)和分布式純電推進(jìn)2類,二是從飛機(jī)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(jìn)主要面向大中型客機(jī),通過燒燃油的燃?xì)鉁u輪機(jī)帶動發(fā)電機(jī)發(fā)電,然后由高效電力傳輸系統(tǒng)傳送給風(fēng)扇或螺旋槳的驅(qū)動電機(jī)來產(chǎn)生推力,其中用于水平起降模式飛機(jī)概念的系統(tǒng)亦稱分布式渦輪電推進(jìn)(TeDP),主要有NASA STARC-ABL[14-15](見圖3[14])以及ESAero公司ECO-150[16-17]飛機(jī)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(jī)概念[14]Fig.3 NASA STARC-ABL aircraft concept[14]

極光飛行科學(xué) (Aurora Flight Sciences) 公司的XV-24飛機(jī)是分布式混合電推進(jìn)應(yīng)用在垂直起降(VTOL)方面的例子,渦輪發(fā)電機(jī)為完全嵌入機(jī)翼的多個(gè)電風(fēng)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(jìn)主要用于中小型通用飛機(jī),最典型的水平起降分布式純電推進(jìn)飛機(jī)是NASA的X-57“麥克斯韋”飛機(jī),見圖7,使用12個(gè)安裝在機(jī)翼前緣的小型電動螺旋槳和2個(gè)安裝在翼尖的大型電動螺旋槳,電力僅由一個(gè)電池組件提供。

垂直起降的分布式純電推進(jìn)飛機(jī)的研發(fā)也受到廣泛重視,美國優(yōu)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(fā)主要用于按需航空市場的“空中的士”飛機(jī),圖8為美國Joby航空公司的四座傾轉(zhuǎn)旋翼純電飛機(jī)。

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

圖5 NASA N3-X飛機(jī)概念[19]Fig.5 NASA N3-X aircraft concept[19]

圖6 XV-24垂直起降縮比樣機(jī)(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(yàn)機(jī)(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(zhuǎn)旋翼純電飛機(jī) (來源: www.jobyaviation.com)Fig.8 4-seat eVTOL from Joby Aviation (Source: www.jobyaviation.com)

3 總體設(shè)計(jì)技術(shù)

總體設(shè)計(jì)基本上包括概念設(shè)計(jì)和初步設(shè)計(jì)階段的工作內(nèi)容,目標(biāo)是給出一個(gè)平衡、整體最優(yōu)的飛機(jī)設(shè)計(jì)方案?？傮w設(shè)計(jì)涉及到飛機(jī)設(shè)計(jì)的各個(gè)方面,本節(jié)主要對DEP飛機(jī)可行性研究、總體方案設(shè)計(jì)、性能分析及多學(xué)科優(yōu)化等方面的研究工作進(jìn)展進(jìn)行綜述。

3.1 可行性研究

可行性研究是進(jìn)行總體方案論證與設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)。在DEP大型飛機(jī)方面,英國克蘭菲爾德大學(xué)的Gohardani教授在2011年就對DEP技術(shù)在未來商用飛機(jī)上應(yīng)用的潛力和可行性進(jìn)行了研究,將該技術(shù)存在的限制和挑戰(zhàn)融合到飛機(jī)設(shè)計(jì)過程,指出DEP將最可能在亞聲速飛機(jī)上得到廣泛應(yīng)用[20]。Gohardani教授2013年通過對306篇文獻(xiàn)綜述,繼續(xù)對DEP概念在未來軍民用航空中的潛在應(yīng)用進(jìn)行了研究,回顧了該技術(shù)在無人機(jī)和軍用飛機(jī)上的嘗試,提出了推進(jìn)-機(jī)體集成、附面層吸入、推力矢量與環(huán)量控制等都是DEP飛機(jī)設(shè)計(jì)領(lǐng)域的研究方向[21]。在DEP小型飛機(jī)方面,美國佐治亞理工學(xué)院的Rodas等對按需航空電動飛機(jī)的可行性進(jìn)行了研究,提出將飛機(jī)性能與其購置成本相聯(lián)系,即把成本引入飛機(jī)的設(shè)計(jì)過程,并建立飛機(jī)起飛總重與成本間的關(guān)系,開發(fā)了設(shè)計(jì)環(huán)境,得出了隨著電池能量密度的提升,按需電動飛機(jī)可行的結(jié)論[22]。文獻(xiàn)[23]對DEP在低雷諾數(shù)小型無人機(jī)上應(yīng)用的潛在收益進(jìn)行了研究,將DEP系統(tǒng)集成到一個(gè)小型固定翼的前緣,進(jìn)行了全螺旋槳模式、單翼尖螺旋槳模式、單翼模式和兩個(gè)單翼內(nèi)螺旋槳模式4種情況的風(fēng)洞試驗(yàn),結(jié)果表明,DEP系統(tǒng)具有較高的法向力、航程和續(xù)航能力。在DEP飛機(jī)關(guān)鍵技術(shù)方面,文獻(xiàn)[24]對關(guān)鍵設(shè)計(jì)約束對DEP飛機(jī)故障管理策略的影響進(jìn)行了研究,建立了一個(gè)由保護(hù)系統(tǒng)需求驅(qū)動的電氣網(wǎng)絡(luò)設(shè)計(jì)流程,結(jié)合關(guān)鍵技術(shù)約束,分析保護(hù)裝置的權(quán)衡空間,得出可行的故障管理策略。法國航空航天實(shí)驗(yàn)室針對DEP在小型商用飛機(jī)上的應(yīng)用,利用概念飛機(jī)對可能滿足按需機(jī)動性需求的潛在新技術(shù)和概念進(jìn)行了研究,目的是揭示最相關(guān)技術(shù)的性能潛力和可行性[25]。

3.2 總體方案設(shè)計(jì)

方案設(shè)計(jì)是飛機(jī)總體設(shè)計(jì)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(jìn)化。在未來大型電動飛機(jī)方面,英國克蘭菲爾德大學(xué)高級講師Laskaridis等利用不同飛機(jī)構(gòu)型對分布式推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行了評估,考慮了翼身融合布局大型客機(jī)、先進(jìn)常規(guī)布局客機(jī)和高空長航時(shí)無人機(jī)3種不同飛機(jī)構(gòu)型,進(jìn)行了分布式推進(jìn)概念的頂層評估[26]。文獻(xiàn)[27]對支線飛機(jī)以常規(guī)燃?xì)廨啓C(jī)和電池驅(qū)動電機(jī)為動力的混合推進(jìn)運(yùn)行策略與飛機(jī)概念設(shè)計(jì)進(jìn)行了研究,強(qiáng)調(diào)了根據(jù)飛行任務(wù)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(biāo),在飛機(jī)性能和推力約束下,對在機(jī)翼和機(jī)尾分布推進(jìn)器的飛機(jī)方案進(jìn)行了基于伴隨的設(shè)計(jì)優(yōu)化[28]。文獻(xiàn)[29]對包括動力系統(tǒng)架構(gòu)和分布式推進(jìn)的飛機(jī)進(jìn)行了概念設(shè)計(jì),指出了DEP的優(yōu)勢。荷蘭代爾夫特理工大學(xué)的Hoogreef等對帶分布式推進(jìn)和增壓渦輪風(fēng)扇的混合電動飛機(jī)進(jìn)行了概念評估,以150座客機(jī)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(jìn)飛機(jī)的初步參數(shù)設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了研究,表明分布式推進(jìn)在改善飛機(jī)氣動特性的同時(shí)可降低能耗[31],還對機(jī)翼上分布推進(jìn)器的混合電動客機(jī)進(jìn)行了總體參數(shù)選擇,指出了分布式推進(jìn)飛機(jī)面臨的挑戰(zhàn)[32]。西北工業(yè)大學(xué)研究團(tuán)隊(duì)對DEP無人機(jī)總體參數(shù)設(shè)計(jì)方法及敏感度分析進(jìn)行了研究,建立了垂直起降和短距起降無人機(jī)的分析模型,分析了模型的靈敏度和設(shè)計(jì)參數(shù),討論了關(guān)鍵設(shè)計(jì)參數(shù)對起飛總重和續(xù)航時(shí)間的影響,梳理了DEP無人機(jī)的主要設(shè)計(jì)參數(shù)[33]。美國佐治亞理工學(xué)院的Patterson針對小型純電飛機(jī),研究了分布式螺旋槳電動飛機(jī)的概念設(shè)計(jì),鑒于螺旋槳和機(jī)翼之間的協(xié)同作用可實(shí)現(xiàn)較傳統(tǒng)設(shè)計(jì)更高的空氣動力效率,建立了能夠分析螺旋槳對機(jī)翼的影響以及機(jī)翼對螺旋槳影響的渦格模型,實(shí)現(xiàn)了對這種相互影響的捕捉,可作為多學(xué)科設(shè)計(jì)、分析和優(yōu)化框架的基礎(chǔ)[34]。

3.3 飛行性能分析

性能評估是檢驗(yàn)飛機(jī)設(shè)計(jì)方案是否滿足設(shè)計(jì)要求的基礎(chǔ)。在起飛著陸性能方面,文獻(xiàn)[35]分析了分布式混合電推進(jìn)的終端區(qū)運(yùn)行和短場性能,終端區(qū)運(yùn)行包括滑行、起飛、爬升、下降、進(jìn)近和著陸等,占總飛行任務(wù)的5%左右,研究表明TeDP和分布式混合電推進(jìn)都不僅具有提高飛機(jī)終端區(qū)運(yùn)行效率的潛力,還可起到增升效果,改善飛機(jī)短場起降性能,開發(fā)的分析軟件為不同構(gòu)型混合電推進(jìn)系統(tǒng)選擇提供新的見解。Moore對用于城市交通的DEP改裝飛機(jī)起飛性能進(jìn)行了權(quán)衡研究,針對螺旋槳電推進(jìn)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(gòu)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(fā)現(xiàn),若允許的噪聲降低約10 dB時(shí),8螺旋槳的情況表現(xiàn)最好,同時(shí)起飛距離較最佳的2螺旋槳設(shè)計(jì)方案縮短43%[36]。系統(tǒng)辨識是獲取飛機(jī)性能參數(shù)的技術(shù)途徑之一,美國伊利諾伊大學(xué)香檳分校的Perry對DEP飛機(jī)進(jìn)行了系統(tǒng)辨識和動態(tài)建模研究,用一架西銳SR-22T飛機(jī)的21%縮比DEP飛機(jī)模型進(jìn)行了飛行試驗(yàn),建立了描述飛機(jī)縱向運(yùn)動的線性狀態(tài)空間模型,使用頻域系統(tǒng)識別方法從飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)中識別未知的模型參數(shù),并根據(jù)獨(dú)立獲取的飛行數(shù)據(jù)集驗(yàn)證了所建模型,結(jié)果表明飛行測試和系統(tǒng)識別方法可信,為未來研究結(jié)果的比較提供了一個(gè)實(shí)用的基線模型[37]。在分布式純電推進(jìn)飛機(jī)方面,NASA的X-57試驗(yàn)機(jī)受到全世界的高度關(guān)注,該項(xiàng)目的研究直接支撐NASA可擴(kuò)展集成電推進(jìn)技術(shù)應(yīng)用研究(SCEPTOR)計(jì)劃,由多家研究機(jī)構(gòu)參與此項(xiàng)工作,蘭利研究中心等單位對SCEPTOR計(jì)劃中的DEP飛行驗(yàn)證機(jī)進(jìn)行了設(shè)計(jì)和性能研究,驗(yàn)證機(jī)在現(xiàn)役燃油動力飛機(jī)上進(jìn)行DEP改裝,沿機(jī)翼前緣分布的小型“高升力”螺旋槳,可在低速情況下使機(jī)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(jìn)力,研究表明改裝高升力系統(tǒng)使機(jī)翼面積比原飛機(jī)減少2.5倍,達(dá)到增升、降阻、減重的效果,在保持低速性能的同時(shí)可提高巡航速度；此外,安裝在翼梢的巡航推進(jìn)器與翼尖渦相互作用,降低誘導(dǎo)阻力,所需推進(jìn)功率下降10%,從而增大航程或續(xù)航時(shí)間；開發(fā)了一種權(quán)衡空間探索方法,能夠快速識別飛行驗(yàn)證機(jī)的最優(yōu)幾何參數(shù),利用該方法設(shè)計(jì)的飛機(jī)方案與原飛機(jī)相比,在選定的巡航點(diǎn)估計(jì)的需用功率減少4.8倍[38]。

3.4 多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化

多學(xué)科是飛機(jī)的固有屬性,多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化利用不同學(xué)科之間相互作用來得到一個(gè)整體最優(yōu)的飛機(jī)設(shè)計(jì)方案。針對未來電動客機(jī)方案,位于圖盧茲的法國ONERA實(shí)驗(yàn)室對他們的分布式混合電推進(jìn)飛機(jī)方案進(jìn)行了多學(xué)科探索,基于電機(jī)的尺度獨(dú)立性,在歐洲“清潔天空2號”計(jì)劃中,ONERA探索了在2 200 km航程內(nèi)以馬赫數(shù)0.78 巡航的150座客機(jī)應(yīng)用混合動力分布式推進(jìn)的可能性,定義了一個(gè)名為“龍”的研究基線方案,見圖9[39],其特點(diǎn)是在機(jī)翼下表面后部位置沿展向布置分布式風(fēng)扇,在飛機(jī)氣動、機(jī)翼結(jié)構(gòu)、操縱品質(zhì)、氣動彈性以及飛行性能等多個(gè)學(xué)科之間探索不同設(shè)計(jì)方案的燃料消耗效益[39]；他們同時(shí)從更專業(yè)的角度,對分布式混合電推進(jìn)飛機(jī)方案“龍”進(jìn)行了多學(xué)科設(shè)計(jì)和性能評估,通過對渦輪軸性能、氣動-推進(jìn)效應(yīng)、機(jī)翼結(jié)構(gòu)、氣彈與分布式混合電推進(jìn)架構(gòu)的學(xué)科分析,綜合得到了一個(gè)燃油消耗降低7%的最優(yōu)“龍”方案[40]。文獻(xiàn)[41]針對分布式純電飛機(jī)方案,通過多學(xué)科優(yōu)化分析了DEP技術(shù)對傳統(tǒng)飛機(jī)的影響,以起飛距離最短為目標(biāo),在滿足航程限制的情況下,利用非線性優(yōu)化技術(shù)對設(shè)計(jì)空間進(jìn)行多學(xué)科建模和探索,研究發(fā)現(xiàn)螺旋槳完全吹氣的機(jī)翼可將起飛距離減少80%以上,機(jī)翼升力系數(shù)增加2倍以上,導(dǎo)致離地速度降低36%。美國密西根大學(xué)的Anibal對X-57高升力馬達(dá)吊艙進(jìn)行了空氣動力學(xué)和熱力學(xué)耦合的優(yōu)化設(shè)計(jì),給出了既減阻又散熱的設(shè)計(jì)方案[42]。

圖9 “龍”飛機(jī)方案[39]Fig.9 DRAGON aircraft concept[39]

4 氣動設(shè)計(jì)技術(shù)

空氣動力學(xué)是飛機(jī)設(shè)計(jì)的科學(xué)基礎(chǔ),盡管氣動設(shè)計(jì)也是總體設(shè)計(jì)過程的工作內(nèi)容,但由于其重要性,本節(jié)專門從混合電推進(jìn)未來客機(jī)氣動設(shè)計(jì)、純電推進(jìn)通用飛機(jī)氣動設(shè)計(jì)、氣動噪聲與氣動設(shè)計(jì)分析工具等3個(gè)方面對DEP飛機(jī)空氣動力設(shè)計(jì)方面的文獻(xiàn)進(jìn)行綜述。

4.1 混合電推進(jìn)未來客機(jī)氣動設(shè)計(jì)

面向未來客機(jī)的分布式電推進(jìn)系統(tǒng)的主要目的是提升推進(jìn)效率以降低燃油消耗,從而緩解飛機(jī)運(yùn)行對環(huán)境造成的影響,同時(shí)利用分布式推進(jìn)器與飛機(jī)機(jī)體之間的耦合作用來改善飛機(jī)氣動特性。

洛克希德·馬丁航空技術(shù)公司的Wick等研究了分布式推進(jìn)的綜合氣動效益,針對未來旅客機(jī)的研究結(jié)果肯定了分步式推進(jìn)的綜合效益,具體來說,與具有同等推進(jìn)面積的傳統(tǒng)翼下發(fā)動機(jī)裝置相比,分布推進(jìn)系統(tǒng)可以提供高達(dá)8%的跨聲速效率增量,研究工作首次使用基于現(xiàn)代高保真CFD的分析和設(shè)計(jì)過程對分布式推進(jìn)系統(tǒng)的集成特性進(jìn)行了詳細(xì)的參數(shù)化研究,其結(jié)果可應(yīng)用于任何風(fēng)扇驅(qū)動的分布式推進(jìn)系統(tǒng)[43]。文獻(xiàn)[44] 對帶常規(guī)電機(jī)的TeDP客機(jī)ECO-150中的氣動-推進(jìn)相互作用和熱系統(tǒng)集成進(jìn)行了研究,結(jié)果肯定了這種飛機(jī)構(gòu)型的希望,奠定了飛機(jī)方案風(fēng)洞試驗(yàn)和縮比驗(yàn)證機(jī)研制的基礎(chǔ),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(jī)隊(duì)燃料消耗、排放和噪聲的目標(biāo)。NASA艾姆斯研究中心的Nguyen等提出了一種新的分布式推進(jìn)飛機(jī)機(jī)翼外形,安裝在機(jī)翼上的分布式推進(jìn)利用新的機(jī)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(jìn)飛機(jī),提出的機(jī)翼外形方案可以改善升阻比[45]。伊利諾伊大學(xué)香檳分校研究了氣動-推進(jìn)及推進(jìn)器交叉耦合對分布式推進(jìn)系統(tǒng)的影響,針對未來客機(jī)機(jī)翼上帶附面層吸入的分布式推進(jìn)系統(tǒng),探討推進(jìn)-機(jī)體和推進(jìn)器間的復(fù)雜耦合特征,通過風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)驗(yàn)證的研究結(jié)果有助于對這些復(fù)雜相互作用的理解,為分布式推進(jìn)技術(shù)在飛機(jī)上的集成提供參考[46]。

4.2 分布式純電推進(jìn)通用飛機(jī)氣動設(shè)計(jì)

純電推進(jìn)通用飛機(jī)主要通過螺旋槳在飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)上的分布安裝,利用滑流效應(yīng)、推力矢量等機(jī)理實(shí)現(xiàn)氣動增升,達(dá)到大幅度改善氣動效率從而降低能源消耗需求、提升飛機(jī)性能的目標(biāo)。

美國佐治亞理工學(xué)院的Patterson和German分析了機(jī)翼只受分布式螺旋槳影響時(shí)的氣動特性,分析與初步試驗(yàn)表明,分布式螺旋槳配置有望在低速下提供升力增強(qiáng)[47]。Joby航空公司的Stoll研究了DEP的減阻效應(yīng),結(jié)果表明,DEP飛機(jī)顯示了極大的希望,可大大提高小型通用飛機(jī)的飛行效率[48]；Stoll還對使用前緣異步推進(jìn)技術(shù)(LEAPTech)的DEP機(jī)翼的CFD計(jì)算與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了比較,實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)通過建造帶DEP的全尺寸機(jī)翼,將其安裝在卡車上方的減震架上,見圖10[49],并以設(shè)計(jì)失速速度沿跑道行駛測得,在61節(jié)(113 km/h)設(shè)計(jì)速度下,分析結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果相差約10%,最大升力系數(shù)超過了預(yù)期的設(shè)計(jì)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(zhì)量的可行途徑[49]。NASA蘭利研究中心的Deere等對X-57飛機(jī)機(jī)翼進(jìn)行了計(jì)算分析,計(jì)算表明機(jī)翼有效升力系數(shù)為4.202,其中高升力DEP系統(tǒng)的升力增量為1.7,巡航機(jī)翼阻力系數(shù)為0.021 91,略高于最初估算值[50]；同一團(tuán)隊(duì)還對LEAPTech分布式電推進(jìn)機(jī)翼動力增升進(jìn)行了計(jì)算分析,研究了同轉(zhuǎn)與對轉(zhuǎn)螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向?qū)恿μ嵘阅艿挠绊?在所研究的整個(gè)攻角范圍內(nèi),采用與翼尖渦相反旋轉(zhuǎn)的螺旋槳,升力系數(shù)有較大提升,著陸條件下,含動力增升的最大升力系數(shù)達(dá)5.61,可將無動力增升機(jī)翼面積減小50%以上,另外LEAPTech技術(shù)的DEP機(jī)翼可實(shí)現(xiàn)巡航優(yōu)化,也就是使飛機(jī)在接近最大升阻比的情況下巡航[51]；Viken等對X-57飛機(jī)巡航和襟翼翼型設(shè)計(jì)開展了研究,翼型的設(shè)計(jì)以最大巡航升阻比為目標(biāo),同時(shí)進(jìn)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(shè)計(jì)[52]。文獻(xiàn)[53]對X-57飛機(jī)各部件及其組合的氣動特性進(jìn)行了計(jì)算,考慮飛機(jī)在巡航和起降條件,采用3種非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,對X-57飛機(jī)機(jī)翼、全動式平尾及其組合,以及包括機(jī)身和垂尾在內(nèi)的全機(jī)氣動性能進(jìn)行了預(yù)測,結(jié)果表明高升力螺旋槳的升力增量為1.7,高升力系統(tǒng)加襟翼偏轉(zhuǎn)的總升力增量為2.38。計(jì)算和試驗(yàn)研究表明,通用飛機(jī)采用分布式電推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù),可實(shí)現(xiàn)飛機(jī)最大升力系數(shù)4.3以上,遠(yuǎn)高于常規(guī)布局飛機(jī)。此外,NASA蘭利研究中心的Murphy和Landman對具有分布式推進(jìn)和傾轉(zhuǎn)翼的復(fù)雜垂直起降飛機(jī)進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì),為使垂直起飛飛機(jī)模型吹風(fēng)試驗(yàn)結(jié)果便于應(yīng)用,利用實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)和響應(yīng)面方法來生成運(yùn)行效率高、統(tǒng)計(jì)嚴(yán)格且預(yù)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(fēng)洞進(jìn)行靜態(tài)試驗(yàn),取得了大飛行包線上的所有6個(gè)氣動系數(shù)模型,可支持中心在開發(fā)先進(jìn)氣動構(gòu)型、仿真和先進(jìn)控制系統(tǒng)方面的研究工作[54]。文獻(xiàn)[55]用數(shù)值分析方法研究了翼梢螺旋槳及分布式推進(jìn)對機(jī)翼氣動特性的影響,重點(diǎn)研究了翼梢螺旋槳如何減小機(jī)翼誘導(dǎo)阻力,以及分布推進(jìn)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(dǎo)阻力,機(jī)翼上的分布式螺旋槳在較低的巡航升力系數(shù)下,誘導(dǎo)阻力可降低約 2%～3%,在相對較高的巡航升力系數(shù)下可降低8%～10%,無襟翼狀態(tài)最大升力系數(shù)可增加約20%～30%,使用襟翼時(shí)提升超過50%。

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

4.3 氣動噪聲與氣動設(shè)計(jì)分析工具

DEP概念應(yīng)用于飛機(jī)可以降低飛機(jī)起飛著陸階段造成的社區(qū)噪聲,一是DEP技術(shù)使推進(jìn)器有更高的涵道比,從而大大降低風(fēng)扇噪聲及推進(jìn)系統(tǒng)總體噪聲,二是與渦輪機(jī)相比,電機(jī)的聲學(xué)影響更低,電機(jī)產(chǎn)生的噪聲遠(yuǎn)低于壓氣機(jī)、燃燒室和渦輪部件產(chǎn)生的噪聲。

相對于噴氣式支線或單通道客機(jī)的噪聲,電推進(jìn)飛機(jī)僅電機(jī)系統(tǒng)產(chǎn)生的噪聲比支線噴氣式飛機(jī)的風(fēng)扇噪聲低8～20 dB,比單通道商業(yè)運(yùn)輸級飛機(jī)的風(fēng)扇噪聲低17～29 dB[56]。英國南安普敦大學(xué)的Synodinos等對DEP飛機(jī)噪聲進(jìn)行了初步評估,以A320型管狀機(jī)身加機(jī)翼概念為研究對象,研究了采用渦輪發(fā)動機(jī)或電池兩種不同動力裝置以及數(shù)量可變的推進(jìn)器運(yùn)行時(shí)的噪聲輻射,驗(yàn)證了飛機(jī)起飛時(shí)的噪聲效益,結(jié)果顯示純電飛機(jī)比混合電推進(jìn)飛機(jī)有較大的噪聲,指出推進(jìn)器的數(shù)量是一個(gè)關(guān)鍵參數(shù),可用于DEP飛機(jī)的環(huán)境性能優(yōu)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(tǒng)產(chǎn)生的噪聲煩惱問題,考慮到機(jī)翼前緣高升力螺旋槳的數(shù)量及其相對運(yùn)轉(zhuǎn)速度、與電機(jī)控制器誤差相關(guān)的時(shí)變效應(yīng)以及大氣湍流等情況,對DEP飛機(jī)產(chǎn)生的噪聲進(jìn)行了心理學(xué)測試,研究發(fā)現(xiàn),平均煩惱響應(yīng)隨螺旋槳數(shù)量和包含時(shí)變效應(yīng)的螺旋槳數(shù)量的增加而顯著變化,但與螺旋槳之間的相對轉(zhuǎn)速沒有顯著差異[58]；該中心Nark等預(yù)測了DEP飛行驗(yàn)證機(jī)的高升力螺旋槳噪聲,開發(fā)了模擬DEP高升力螺旋槳?dú)鈩釉肼暤亩喙δ芊治龇椒?利用多種不同代碼對基準(zhǔn)高升力螺旋槳葉片組的氣動性能進(jìn)行了驗(yàn)證,葉片的表面壓力用于計(jì)算噪聲,結(jié)果表明所建方法可用于低噪聲高升力螺旋槳設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)評估[59]。

西門子工業(yè)軟件公司的Hallez等以輕型純電飛機(jī)為例,研究了電力推進(jìn)對飛機(jī)噪聲的影響,通過地面和飛行測試,對兩架輕型純電飛機(jī)的聲學(xué)性能進(jìn)行了評估,使用同型號飛機(jī)的兩種不同推進(jìn)系統(tǒng)配置,即一種使用傳統(tǒng)活塞發(fā)動機(jī),另一種使用電動機(jī),首次量化了飛越過程中電推進(jìn)系統(tǒng)對外部輻射噪聲的實(shí)際影響,對兩種機(jī)型的客艙噪聲也進(jìn)行了評估,還利用音質(zhì)量度和聲源定位技術(shù),對飛機(jī)內(nèi)外部噪聲進(jìn)行了詳細(xì)分析,探索了噪聲產(chǎn)生機(jī)理,研究結(jié)果可為聲學(xué)工程師將來開發(fā)更安靜的電動飛機(jī)提供支持[60]。

針對DEP飛機(jī)氣動設(shè)計(jì)的計(jì)算問題,文獻(xiàn)[61] 對用于DEP飛機(jī)機(jī)翼設(shè)計(jì)高保真計(jì)算工具進(jìn)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(jì)算X-57飛機(jī)的機(jī)翼,這些程序利用不同湍流模型預(yù)測全湍流和轉(zhuǎn)捩流,用上述程序計(jì)算了兩種DEP飛機(jī)構(gòu)型,并對計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了比較研究,3種程序的計(jì)算結(jié)果均表明X-57飛機(jī)方案都超過所需的飛機(jī)失速升力系數(shù)3.95。文獻(xiàn)[62]利用分布式螺旋槳飛機(jī)的概念設(shè)計(jì)驗(yàn)證了高升力條件下螺旋槳-機(jī)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?dú)鈩有阅艿姆蔷€性預(yù)測方法,其氣動模型可集成到固定翼飛機(jī)參數(shù)設(shè)計(jì)工具(FAST)中,從而進(jìn)行多學(xué)科設(shè)計(jì)變量分析的初步設(shè)計(jì)循環(huán),結(jié)果表明該方法模塊在阻力和升力方面與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合較好。美國華盛頓大學(xué)圣路易斯分校的Sharpe和Agarwal對DEP飛機(jī)螺旋槳-機(jī)翼相互作用進(jìn)行了數(shù)值分析,將翼梢渦主動對消現(xiàn)象推廣到DEP系統(tǒng),用滑動網(wǎng)格CFD模型計(jì)算了升力和阻力,并用文獻(xiàn)結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證,計(jì)算結(jié)果表明升力提升約22%,與先前結(jié)果一致,阻力增大4%,與已有數(shù)據(jù)不符[63]。

5 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)

推進(jìn)器在機(jī)體結(jié)構(gòu)上的分布安裝,造成DEP飛機(jī)結(jié)構(gòu)與傳統(tǒng)飛機(jī)結(jié)構(gòu)在設(shè)計(jì)方面存在差異,本節(jié)重點(diǎn)從DEP飛機(jī)翼面類結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和機(jī)翼氣動彈性設(shè)計(jì)2個(gè)方面進(jìn)行綜述。

5.1 翼面結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

針對分布式混合電推進(jìn)未來客機(jī)概念,文獻(xiàn)[64] 對分裂機(jī)翼支線客機(jī)的超導(dǎo)DEP結(jié)構(gòu)進(jìn)行了集成與設(shè)計(jì)研究,針對TeDP系統(tǒng)由多個(gè)部件組成的特點(diǎn),這些部件將渦輪發(fā)動機(jī)燃燒室中燃燒的燃料能量轉(zhuǎn)化為由分布風(fēng)扇產(chǎn)生的推力,系統(tǒng)需要變流機(jī)將電源轉(zhuǎn)為直流電,通過冷卻的絕緣電纜將電力傳輸?shù)降蜏乩鋮s的超導(dǎo)電機(jī),電機(jī)驅(qū)動分布在機(jī)翼上的大量風(fēng)扇以產(chǎn)生推力,每臺電機(jī)還需要一個(gè)轉(zhuǎn)換器來將直流電源轉(zhuǎn)換回交流電源,動力系統(tǒng)所有部件都會對飛機(jī)設(shè)計(jì)和結(jié)構(gòu)集成產(chǎn)生影響,也需要考慮其重量和體積因素,研究內(nèi)容以ECO-150未來支線客機(jī)分裂機(jī)翼的翼根段為對象,完成了機(jī)翼翼盒結(jié)構(gòu)與電機(jī)、風(fēng)扇、進(jìn)風(fēng)口、管道和排氣口等在機(jī)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(jìn)的機(jī)翼外形方案,為進(jìn)行飛機(jī)多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化,在維持氣動結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性的約束下,達(dá)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(chǎn)生的推進(jìn)力矩結(jié)合起來,通過改變機(jī)翼扭曲度和形狀來優(yōu)化翼展升力分布的一種新技術(shù)方法,可在輕質(zhì)材料、電力推進(jìn)和主動氣動彈性剪裁之間實(shí)現(xiàn)協(xié)同作用,以減少未來飛行器對環(huán)境的影響[65]。

NASA蘭利研究中心的Mukhopadhyay等對分布式混合電推進(jìn)先進(jìn)飛行器概念的結(jié)構(gòu)布局進(jìn)行了分析,針對兩種先進(jìn)的分布式混合電推進(jìn)飛機(jī)方案,建立了嵌入電推進(jìn)器的飛機(jī)機(jī)翼高保真有限元模型,以改進(jìn)設(shè)計(jì)、進(jìn)行結(jié)構(gòu)分析和減輕重量為目的,研究了機(jī)翼和推進(jìn)器的有效結(jié)構(gòu)集成,通過將兩種設(shè)計(jì)的機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量與常規(guī)運(yùn)輸機(jī)的基準(zhǔn)機(jī)翼進(jìn)行比較完成效益評估,結(jié)果表明機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量的降低部分補(bǔ)償了DEP系統(tǒng)的附加重量[66]。

文獻(xiàn)[67]針對分布式純電推進(jìn)通用飛機(jī),開展了飛機(jī)垂直尾翼和控制律的協(xié)同設(shè)計(jì),以提高飛機(jī)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(xié)同設(shè)計(jì)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(shí)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(shí)在低作動器帶寬下維持所需的動態(tài)特性。

5.2 機(jī)翼氣動彈性設(shè)計(jì)

在DEP飛機(jī)氣動彈性設(shè)計(jì)方面,針對分布式推進(jìn)未來客機(jī),NASA艾姆斯研究中心的Nguhan等對采用氣動彈性機(jī)翼外形控制提高氣動效率的分布式推進(jìn)飛機(jī)進(jìn)行了研究,提出了分布式推進(jìn)飛機(jī)氣動彈性機(jī)翼外形控制的概念,利用機(jī)翼的柔韌性,機(jī)翼上的分布式推進(jìn)可以用來在飛行中重新扭轉(zhuǎn)機(jī)翼形狀,以提高空氣動力效率,用多學(xué)科方法建立了高柔性機(jī)翼分布式推進(jìn)運(yùn)輸機(jī)的氣動推進(jìn)彈性模型。初步概念分析表明,采用所提出的分布式推進(jìn)飛機(jī)氣動彈性機(jī)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(jìn)器導(dǎo)致機(jī)翼自然頻率降低,有發(fā)生顫振的潛在危險(xiǎn),還探討了發(fā)動機(jī)停車要求、偏航和滾轉(zhuǎn)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(jìn)通用飛機(jī)方面,NASA蘭利研究中心的Massey等對DEP機(jī)翼的氣動彈性進(jìn)行了分析,考慮一個(gè)DEP原型機(jī)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(jì)算了氣動特性,兩者的吻合良好。用CFD解進(jìn)行了4個(gè)層次的網(wǎng)格精細(xì)化研究,結(jié)果均收斂,研究表明無振蕩不穩(wěn)定性現(xiàn)象,僅一彎模態(tài)在3倍顫振間隙條件的動態(tài)壓力下出現(xiàn)發(fā)散現(xiàn)象[69]。

阿拉巴馬大學(xué)的Hoover等對旋轉(zhuǎn)顫振穩(wěn)定性及其對X-57分布式電動螺旋槳飛機(jī)設(shè)計(jì)的影響進(jìn)行了研究,針對X-57分布式螺旋槳電推進(jìn)試驗(yàn)機(jī)的旋轉(zhuǎn)顫振穩(wěn)定性,研究了海平面2 700 r/min起飛著陸狀態(tài)和8 000 ft(2 438.4 m)高度2 250 r/min巡航狀態(tài)下的旋轉(zhuǎn)顫振穩(wěn)定性,研究表明機(jī)翼模態(tài)的頻率和阻尼比預(yù)測結(jié)果與分析結(jié)果吻合較好,半翼展模型實(shí)驗(yàn)顯示X-57試驗(yàn)機(jī)在使用包線范圍不會出現(xiàn)旋轉(zhuǎn)顫振[70]。

文獻(xiàn)[71]以高空長航時(shí)無人機(jī)為研究對象,對帶DEP系統(tǒng)柔性機(jī)翼的氣動彈性特性進(jìn)行了研究,對于具有分布式推進(jìn)系統(tǒng)的大展弦比機(jī)翼,精確的氣動彈性評估至關(guān)重要,這種特殊的結(jié)構(gòu)顯示了機(jī)翼固有頻率與推進(jìn)分布和工作條件之間的強(qiáng)烈依賴性,在重點(diǎn)研究DEP影響的基礎(chǔ)上,探討了包括在選定的展向位置安裝發(fā)動機(jī)吊艙的單一推進(jìn)系統(tǒng),以及帶有2個(gè)和3個(gè)螺旋槳的構(gòu)型情況。

6 系統(tǒng)與支持設(shè)施設(shè)計(jì)技術(shù)

動力系統(tǒng)是DEP飛機(jī)區(qū)別于常規(guī)飛機(jī)的關(guān)鍵特征,本節(jié)重點(diǎn)綜述飛機(jī)DEP系統(tǒng)、DEP系統(tǒng)組件、仿真系統(tǒng)與試驗(yàn)臺等支持設(shè)施設(shè)計(jì)方面的文獻(xiàn)。

6.1 DEP系統(tǒng)設(shè)計(jì)

面向未來電動客機(jī),上海交通大學(xué)研究了TeDP系統(tǒng)設(shè)計(jì)空間的探索方法,針對使用翼身融合和超導(dǎo)分布式推進(jìn)系統(tǒng)的高效巡航短距起降飛機(jī)方案,研究提出了一種翼身融合飛機(jī)TeDP系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法,包括推進(jìn)器數(shù)量及其重量的計(jì)算方法、附面層吸入模擬方法和電力系統(tǒng)性能及其重量計(jì)算方法,開展了不同風(fēng)機(jī)壓比下系統(tǒng)熱力學(xué)性能研究,評估了進(jìn)氣道畸變的影響。研究發(fā)現(xiàn)推進(jìn)器數(shù)量受電機(jī)尺寸、展長和進(jìn)氣口條件的影響,推進(jìn)器數(shù)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(jìn)氣道壓力損失敏感[72]。

美國佐治亞理工學(xué)院的Gladin等對燃?xì)廨啓C(jī)熱驅(qū)動飛機(jī)分布式部分電推進(jìn)系統(tǒng)的建模與設(shè)計(jì)進(jìn)行了研究,目的是對一種適用于未來航空器的創(chuàng)新型分布式部分電推進(jìn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的建模與設(shè)計(jì)。針對未來支線客機(jī)的可能布局,建立了由燃?xì)廨啓C(jī)嵌入式進(jìn)氣道、配電系統(tǒng)和帶附面層吸入的涵道風(fēng)扇系統(tǒng)組成的模型,開展了權(quán)衡研究以調(diào)查系統(tǒng)的潛在效益和電氣系統(tǒng)效率、比功率和電池能量密度等關(guān)鍵技術(shù)因素的影響,研究發(fā)現(xiàn)該系統(tǒng)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(xué)Veldhuis和Khajehzadeh對機(jī)翼后緣上面安裝分布式螺旋槳推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行了分析與設(shè)計(jì),初步評估了分布式推進(jìn)系統(tǒng)螺旋槳空氣動力特性和性能?；谙惹暗退亠L(fēng)洞的試驗(yàn)結(jié)果,對在螺旋槳上方增加一個(gè)輔助機(jī)翼(導(dǎo)管)的涵道螺旋槳-機(jī)翼組合體進(jìn)行了優(yōu)化,結(jié)果發(fā)現(xiàn)對支線客機(jī)而言,當(dāng)通過輔助機(jī)翼形狀優(yōu)化來適當(dāng)調(diào)整導(dǎo)管時(shí),隨著螺旋槳位置靠近機(jī)翼后緣,可提高飛機(jī)升阻比并改善螺旋槳推進(jìn)效率[74]。

美國佐治亞理工學(xué)院的Kim等對飛機(jī)用兆瓦級分布式渦輪電推進(jìn)、動力和熱力系統(tǒng)進(jìn)行了研究,將飛機(jī)傳統(tǒng)動力系統(tǒng)轉(zhuǎn)變?yōu)榉植际絼恿軜?gòu),會因電氣組件固有的低效率帶來獨(dú)特的挑戰(zhàn)。在動力傳輸過程中,電動力系統(tǒng)內(nèi)的低效率導(dǎo)致熱負(fù)荷,需要足夠的熱管理系統(tǒng)來將熱量從飛機(jī)上散發(fā)出去,為此提出了一個(gè)集成系統(tǒng)方法來分析在飛機(jī)系統(tǒng)層面使用最先進(jìn)的功率分配和熱管理組件的影響,提出了3個(gè)潛在的熱管理系統(tǒng)架構(gòu)概念,研究表明所提出的方法可評估飛機(jī)TeDB體系結(jié)構(gòu)的系統(tǒng)級影響[75]。

針對電動通用飛機(jī),英國克蘭菲爾德大學(xué)Wang等基于遺傳算法對輕型飛機(jī)分布式混合動力推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)進(jìn)行了研究,提出了一種新型的輕型飛機(jī)混合電力推進(jìn)系統(tǒng),將分布式推進(jìn)概念和多電飛機(jī)概念相結(jié)合,根據(jù)任務(wù)要求和獨(dú)特的系統(tǒng)配置,智能選擇發(fā)動機(jī)、發(fā)電機(jī)、電機(jī)等所有部件,電源部分以總重量和油耗最小化為目標(biāo),用非支配排序遺傳算法進(jìn)行元件選擇,系統(tǒng)的其余部分采用傳統(tǒng)的遺傳算法。研究表明,通過應(yīng)用一種簡單的確定性能量管理策略,系統(tǒng)的油耗降低12%[76]。

美國肯塔基大學(xué)對分布式混合電和太陽能推進(jìn)飛機(jī)的電力電子動力系統(tǒng)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了研究。針對電力電子結(jié)構(gòu),提出了適用于分布式混合電推進(jìn)和純電推進(jìn)兩種飛機(jī)的控制方案,進(jìn)行了仿真研究,并以太陽能光伏電池的電動飛機(jī)為例,控制太陽能光伏系統(tǒng)的輸出,使其在最大功率點(diǎn)運(yùn)行[77]。文獻(xiàn)[78]研究了DEP小型飛機(jī)的并聯(lián)混合動力系統(tǒng),針對由1臺內(nèi)燃機(jī)驅(qū)動1個(gè)安裝在機(jī)頭的巡航螺旋槳以及一個(gè)分布在機(jī)翼前緣的高升力螺旋槳純電主動升力增強(qiáng)系統(tǒng)構(gòu)成的動力系統(tǒng)概念,進(jìn)行了飛機(jī)概念設(shè)計(jì)和性能評估。研究表明該動力系統(tǒng)概念可節(jié)省高達(dá)8%的燃油。此外,南京航空航天大學(xué)對DEP飛機(jī)電力系統(tǒng)研究進(jìn)行了綜述,闡述了航空電推進(jìn)系統(tǒng)的基本結(jié)構(gòu),比較了適用于DEP系統(tǒng)的電力系統(tǒng)架構(gòu),系統(tǒng)分析了實(shí)現(xiàn)電推進(jìn)技術(shù)所需的高效高功率密度電機(jī)、高效大容量功率變換器和綜合熱管理等關(guān)鍵技術(shù)。研究指出小型純電動飛機(jī)正在逐步邁向?qū)嵱没?而分布式混合電推進(jìn)技術(shù)仍需要航空機(jī)電和動力系統(tǒng)等交叉融合與創(chuàng)新發(fā)展[79]。

6.2 DEP系統(tǒng)組件設(shè)計(jì)

電池、電控、電機(jī)、螺旋槳或涵道風(fēng)扇是電推進(jìn)系統(tǒng)關(guān)鍵組件。在螺旋槳設(shè)計(jì)方面,文獻(xiàn)[80]對DEP分裂機(jī)翼螺旋槳進(jìn)行了設(shè)計(jì)與分析。針對一種嵌在分體機(jī)翼內(nèi)的TeDB系統(tǒng),以提升性能和效率為目標(biāo),分析了推進(jìn)系統(tǒng)與機(jī)翼空氣動力學(xué)之間的強(qiáng)耦合,分析得出總壓恢復(fù)和內(nèi)翼性能之間的聯(lián)系,風(fēng)扇性能主要依賴進(jìn)氣道壓力恢復(fù),減小風(fēng)扇直徑有助于減小機(jī)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(jìn)概念的集成螺旋槳-機(jī)翼設(shè)計(jì)進(jìn)行了探索。針對“高升力”螺旋槳的設(shè)計(jì)要求和特點(diǎn),建立了參數(shù)化螺旋槳葉片和參數(shù)化葉片翼型模型,并考慮了短艙集成到機(jī)翼后螺旋槳流線管的垂直偏移,利用空間填充設(shè)計(jì)方法,對高升力螺旋槳權(quán)衡空間進(jìn)行了系統(tǒng)的探索,研究工作有助于促進(jìn)DEP技術(shù)應(yīng)用[81]。

文獻(xiàn)[82]對翼梢安裝的螺旋槳RANS建模方法進(jìn)行了驗(yàn)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(shù)值計(jì)算結(jié)果與室內(nèi)風(fēng)洞試驗(yàn)測量數(shù)據(jù)進(jìn)行了對比驗(yàn)證,結(jié)果表明,采用單方程湍流模型,只要能利用網(wǎng)格來解釋和處理數(shù)值擴(kuò)散引起的不確定性,就可用RANS模擬來預(yù)測翼梢安裝的拉力式螺旋槳的氣動相互作用。

文獻(xiàn)[83]對分布式電力推進(jìn)螺旋槳滑流對機(jī)翼襟翼系統(tǒng)的影響進(jìn)行了研究。根據(jù)通過在機(jī)翼前安裝螺旋槳和利用干擾效應(yīng)來保證高升力的機(jī)理,針對裝有富勒襟翼和由帶螺旋槳的電機(jī)組成的DEP系統(tǒng),開展了DEP螺旋槳垂直起降飛機(jī)襟翼系統(tǒng)之間相互作用的參數(shù)和實(shí)驗(yàn)研究。研究發(fā)現(xiàn)對于螺旋槳的固定功率,存在一個(gè)最佳的螺旋槳直徑能確保翼型升力最大。

在電機(jī)方面,美國密西根大學(xué)研究了分布式電力推進(jìn)飛機(jī)發(fā)動機(jī)的故障檢測與控制。針對DEP飛機(jī)的推進(jìn)電機(jī)故障,提出了一種估計(jì)和控制方案,DEP的固有冗余可防止電機(jī)故障造成的推力損失,考慮在一個(gè)發(fā)動機(jī)失效的情況,使用卡爾曼濾波方法檢測電機(jī)故障,并使用模型預(yù)測控制器恢復(fù)巡航飛行高度,該控制器將推力重新分配到正常運(yùn)行的電機(jī)上[84]。

在電控方面,NASA格倫研究中心為X-57 DEP飛機(jī)開發(fā)了一個(gè)11 kW輕型高效的電機(jī)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(xiàn)[86]分析了先進(jìn)分布式推進(jìn)系統(tǒng)混合燃料電池燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)的設(shè)計(jì)點(diǎn)。針對傳統(tǒng)TeDB存在高功率需求問題,研究了在推進(jìn)器單元和渦輪風(fēng)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?xì)廨啓C(jī)熱力循環(huán)的潛在收益和挑戰(zhàn),在設(shè)計(jì)點(diǎn)條件下,該循環(huán)的實(shí)施以及使用液態(tài)氫作為燃料和冷卻劑,在設(shè)計(jì)迭代和確定參數(shù)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(gè)推進(jìn)系統(tǒng)的性能改進(jìn)提供機(jī)會。日本宇宙航空研究開發(fā)機(jī)構(gòu)(JAXA)探討了固體氧化物燃料電池/燃?xì)廨啓C(jī)混合堆芯的飛機(jī)電推進(jìn)系統(tǒng)潛力,與傳統(tǒng)系統(tǒng)的核心發(fā)動機(jī)與分布推進(jìn)風(fēng)扇不同,該系統(tǒng)獨(dú)立設(shè)計(jì)推進(jìn)器和核心發(fā)動機(jī),通過電驅(qū)動和傳動部件輕松連接,在設(shè)計(jì)空間上具有很大的自由度,利用美國NASA最新的關(guān)鍵性能參數(shù)分析,研究了混合堆芯的優(yōu)勢和挑戰(zhàn)。此外,JAXA也在主導(dǎo)零排放飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)關(guān)鍵部件的研究工作[87]；該機(jī)構(gòu)還研究了燃料類型對固體氧化物燃料電池/燃?xì)廨啓C(jī)混合堆芯的飛機(jī)電推進(jìn)性能的影響,提出了一種采用高溫燃料電池/燃?xì)廨啓C(jī)混合堆芯的分離式飛機(jī)電力推進(jìn)系統(tǒng)。分析表明燃料電池內(nèi)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(tǒng)重量犧牲,改進(jìn)后的混合堆芯有利于降低動力系統(tǒng)重量和復(fù)雜度[88]。

6.3 仿真系統(tǒng)與試驗(yàn)臺設(shè)計(jì)

在DEP飛機(jī)仿真系統(tǒng)方面,NASA格倫研究中心開發(fā)了未來TeDB飛機(jī)的推進(jìn)電網(wǎng)模擬器,利用帶控制器的小型電機(jī)來模擬TeDB動力系統(tǒng)中的所有部件。仿真表明用電機(jī)驅(qū)動系統(tǒng)的閉環(huán)控制可以實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)的動態(tài)特性,還建立了燃?xì)廨啓C(jī)發(fā)動機(jī)驅(qū)動發(fā)電機(jī)的仿真系統(tǒng),并由兩個(gè)永磁電機(jī)和驅(qū)動器組成的系統(tǒng)來模擬驅(qū)動推進(jìn)風(fēng)扇的電機(jī),這些技術(shù)可以將普通電機(jī)系統(tǒng)轉(zhuǎn)換為一個(gè)獨(dú)特的TeDB電網(wǎng)仿真程序,從而實(shí)現(xiàn)硬件在環(huán)的實(shí)時(shí)仿真[89]。NASA蘭利研究中心Rothhaap等對NASA蘭利分布式推進(jìn)垂直起降傾轉(zhuǎn)翼飛機(jī)檢測、建模、仿真、控制和試飛進(jìn)行了全過程開發(fā),針對復(fù)雜垂直起降(VTOL)飛機(jī)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(zhuǎn)翼、傾轉(zhuǎn)尾翼、長航時(shí)、垂直起降縮比驗(yàn)證機(jī)的開發(fā),基于風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù),建立了自適應(yīng)控制體系架構(gòu)、控制分配研究與設(shè)計(jì)、軌跡優(yōu)化與分析、飛行系統(tǒng)辨識和增量飛行試驗(yàn)等方法[90]。文獻(xiàn)[91]對面向方向控制權(quán)限的展向分布式電推進(jìn)進(jìn)行了動態(tài)飛行仿真,建立了一個(gè)線性時(shí)不變狀態(tài)空間模型,用于模擬基于油門桿控制DEP飛機(jī)的六自由度飛行動力特性,研究表明該項(xiàng)技術(shù)的進(jìn)一步發(fā)展可以減少或消除飛機(jī)的垂直尾翼。

關(guān)于DEP飛機(jī)試驗(yàn)臺設(shè)計(jì),NASA阿姆斯特朗飛行研究中心設(shè)計(jì)并研制了一個(gè)200 kW的TeDB試驗(yàn)臺,為研究電源管理和過渡復(fù)雜性、模塊化結(jié)構(gòu)以及TeDB技術(shù)的飛行控制律,使用具有代表性的硬件和試驗(yàn)?zāi)M技術(shù)開發(fā)了該試驗(yàn)臺,用來評估評估混合電和分布式電動飛機(jī)構(gòu)型的飛行準(zhǔn)備情況[92]。該中心也探討了電推進(jìn)飛機(jī)試驗(yàn)臺的安全問題,強(qiáng)調(diào)了NASA阿姆斯特朗飛行研究中心的安全系統(tǒng)設(shè)計(jì)過程、分析了與這些新型電推進(jìn)技術(shù)相關(guān)的具體危害,對應(yīng)急停車系統(tǒng)進(jìn)行了廣泛探討,一般來說,最佳行動方案是主動設(shè)計(jì)一個(gè)無危險(xiǎn)的系統(tǒng),但當(dāng)危險(xiǎn)不能消除時(shí),應(yīng)考慮包括隔離區(qū)、上鎖掛牌等措施的其他安全協(xié)議[93]。

7 結(jié) 論

1) 文獻(xiàn)研究表明DEP飛機(jī)在按需通用航空方面有現(xiàn)實(shí)的可行性,對亞聲速支線客機(jī)、無人機(jī)和軍用航空器也具潛在可行性和持續(xù)研究的必要性,各類飛機(jī)方案設(shè)計(jì)取得階段性進(jìn)展。方案分析顯示DEP飛機(jī)的起飛著陸性能與續(xù)航能力有顯著改善,多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化可進(jìn)一步改進(jìn)DEP飛機(jī)的整體性能并降低能源消耗。

2) 分布式純電推進(jìn)飛機(jī)的氣動性能分析與試驗(yàn)證實(shí)了分布式推進(jìn)技術(shù)可達(dá)到4.3以上的飛機(jī)最大升力系數(shù)。分布式混合電推進(jìn)飛機(jī)的空氣動力布局方案研究能夠?qū)崿F(xiàn)未來民用和軍用機(jī)隊(duì)燃料消耗、排放和噪聲目標(biāo),翼面類結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與氣動彈性分析為DEP飛機(jī)做好了準(zhǔn)備,電力推進(jìn)系統(tǒng)及其各組成要件的設(shè)計(jì)研究奠定了DEP飛機(jī)發(fā)展的物質(zhì)基礎(chǔ)。

3) 分布式電推進(jìn)被廣泛認(rèn)為是一項(xiàng)航空領(lǐng)域的顛覆性技術(shù),強(qiáng)調(diào)不同學(xué)科間的交互作用給飛機(jī)氣動、推進(jìn)、結(jié)構(gòu)以及控制等性能帶來實(shí)質(zhì)性提升,電動力系統(tǒng)的尺度獨(dú)立性為飛機(jī)設(shè)計(jì)提供了全新的自由度,因而DEP飛機(jī)不只是DEP系統(tǒng)在飛機(jī)上的應(yīng)用,而是一種全新的飛機(jī)一體化設(shè)計(jì)技術(shù),有助于降低飛機(jī)的壽命周期費(fèi)用,增強(qiáng)飛機(jī)市場競爭能力。

4) 一體化設(shè)計(jì)技術(shù)可在一定程度上挖掘和利用DEP飛機(jī)不同學(xué)科之間的耦合效應(yīng),達(dá)到降低結(jié)構(gòu)重量、改善飛機(jī)飛行性能與環(huán)境友好特性、提升飛機(jī)控制系統(tǒng)能力及其魯棒性的目的。影響飛機(jī)市場化的核心要素是電池能量密度,電機(jī)、電控的功率密度,以及主要由這些要素構(gòu)成的電動力系統(tǒng)效率。

5) 除部件、系統(tǒng)性能需要不斷提升外,分布式電推進(jìn)飛機(jī)總體多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化方面仍有大量工作要做,一是電動力系統(tǒng)的尺度獨(dú)立性使得飛機(jī)的設(shè)計(jì)變量大幅增多,導(dǎo)致模型復(fù)雜度和求解成本非線性增長；二是氣動-推進(jìn)-結(jié)構(gòu)-控制學(xué)科之間高度耦合問題的模擬與綜合仍無有效手段；三是學(xué)科分析工具要針對分布式電推進(jìn)特點(diǎn)進(jìn)行改進(jìn)或重新開發(fā)。