NASA十年前怎么看混合电航空：从涡电架构到MW级电推进

2014年，NASA固定翼项目已经把混合电推进(Hybrid Electric Propulsion, HEP)放进面向下一代商用运输机的长期研究路线。讨论的起点不是用电机替代某一台发动机，而是航空运输需求、能源与环境约束、自动化和信息技术同时变化后，传统推进系统还能否继续只靠燃气轮机单体优化来满足更高的整机目标。NASA当时给出的答案，是把电机、发电机、电力电子、输电系统与机体气动放到同一个系统框架里研究。

这条路线的关键也不在“电”本身，而在电能传输改变了动力系统的组织方式。燃气轮机可以负责高效率地产生机械功，再通过发电机转成电能；推进器则可以由分布在机体不同位置的电机驱动。能量产生和推力产生不再必须处在同一位置。由此，推进布局、风扇数量、涵道比、边界层利用和噪声屏蔽都有了新的设计空间。

NASA当时把未来航空面临的变化归纳为几类“mega-drivers”。一类是航空出行需求继续增长。经济发展和城市化会持续扩大人员与货物流动。第二类是自动化、信息与通信技术快速发展，为安全关键系统和更复杂的控制架构提供条件。第三类是能源和气候问题带来的成本与可持续性压力。三类因素叠加，要求商用航空同时提高效率、降低排放和噪声。

固定翼项目的N+3研究目标本身就是多目标约束。研究指标同时覆盖噪声、起降循环(LTO)排放、巡航排放和能耗。研究主题也不是只盯发动机，而是把轻量低阻机身、高展弦比机翼、更安静的低速性能、更清洁紧凑的高涵道比推进、混合气电推进、非常规推进/机体一体化和替代燃料放在同一框架内。如图1所示，混合气电推进与非常规推进/机体一体化被并列为长期研究方向。这种安排本身说明，电气化首先服务于整机级性能目标。

图1 NASA Fixed Wing Project研究主题：混合气电推进与非常规推进/机体一体化均被纳入N+3长期研究方向

传统航空发动机中，涡轮、压气机和风扇通过轴系高度耦合。发动机放在哪里，主要推进单元通常也必须跟着放在哪里。机械轴系效率高，结构成熟，但它限制了动力源与推进器的空间分离。对于需要重新安排风扇位置、数量和尺寸的分布式推进构型，这种耦合会直接限制布局自由度。

电气化加入后，功率链可以变成“燃气轮机—发电机—功率调节—输电—功率调节—电机—推进器”。NASA在未来电推进运输机的构型研究中同时列出Turboelectric(涡电)、Parallel Hybrid Electric(并联混合电)、Series Hybrid Electric(串联混合电)和Electric(纯电)等方案，如图2所示。涡电的电能来自燃气轮机驱动的发电机，推进端由电机完成；混合电在这个基础上进一步引入电池或等效储能，使燃油能量和电储能可以共同进入推进功率链。

这几个构型的差别不只是有没有电池。它们改变的是燃气轮机、发电机、电池、电机和机械轴系之间的功率关系。电气化程度越高，推进器布置自由度越大，同时对电机/发电机功率密度、电力电子、输电系统和储能重量的要求也越高。NASA当时也把常温非低温技术与低温超导技术并列考虑，因为大型运输机进入MW级以后，电力系统重量会迅速成为决定性约束。

图2 未来电推进运输机的典型构型：

涡电、并联混合电、串联混合电与纯电

NASA N3-X是这套逻辑最典型的构型。它采用Turboelectric Distributed Propulsion(涡电分布式推进)。大型高效率燃气轮机通过自由来流进气口工作，并驱动超导发电机。发出的电能再分配给多个电机，由这些电机驱动分布在机体上的多个小型推进器。功率源和产生推力的位置因此被分开。

如图3所示，N3-X的收益不是来自单一部件效率。多个小风扇带来较大的总风扇面积，对应很高的有效涵道比；推进器可以吸入机体边界层，并填补中心体尾迹；机体本身可以对前后风扇形成噪声屏蔽；低速核心排气也有助于降低噪声。燃气轮机则可以集中在适合高效率工作的区域，由电网把功率送到需要推力的位置。

图3 NASA N3-X涡电分布式推进：发电机供电、多电机驱动推进器，并结合边界层吸入、高有效涵道比和噪声屏蔽

因此，电推进带来的系统价值可以概括成“推进器位置自由度”。电能比机械轴更容易跨越机体传输，推进器的位置、数量和尺寸就不必完全服从燃气轮机的位置。这样才能把推进系统和机体气动真正耦合起来。边界层吸入、分布式风扇、高有效涵道比和噪声屏蔽，都建立在这种空间解耦之上。电机只是实现这一架构的一个环节。

NASA当时引用的先进概念研究给出了较大的系统级收益。如图4所示，Boeing SUGAR以2008年技术水平的737为基准，概念研究估算燃油消耗降低约60%，能耗降低约53%，NOx降低77%—87%，累计噪声降低24—31 EPNdB。NASA N3-X以777-200为基准，估算能耗降低约63%，NOx降低约90%，累计噪声降低32—64 EPNdB。

图4 Boeing SUGAR与NASA N3-X先进概念研究的系统级收益估算

这些数字需要按概念研究的边界理解。它们不是已经完成运营验证的飞机性能，也不能把全部收益归因于混合电或涡电本身。SUGAR和N3-X都包含飞机总体构型、气动、推进、机体一体化、电气化以及其他先进技术的共同作用。电气化的作用，是给这些系统级优化提供新的功率传输和推进布局手段。

这也是理解大型航空电推进时最容易混淆的一点。单看电机效率，很难解释几十个百分点的系统级能耗变化。只有把风扇盘面积、推进效率、边界层利用、发动机工况和机体布局放在一起，概念研究中的收益才有完整的技术逻辑。

问题出在规模。小型全电或混合电飞机可以使用kW级电驱系统；进入50座、100座、150座乃至737级运输机后，推进电功率快速进入MW级。如图5所示，NASA当时把通航飞机放在kW级，把50座混合电区域机和100座涡电分布式推进放到1—2 MW级，把100座混合电和150座涡电分布式推进推进到2—5 MW级，再向5—10 MW和10 MW以上扩展。功率每上一个台阶，电机、发电机、逆变器、整流器、电缆、保护和热管理的重量都会一起放大。

图5 从kW级到MW级：

不同运输机尺度对应的电推进功率等级与TRL 6规划时间尺度

第一道约束是电机和发电机功率密度。几MW电机能不能转并不是主要问题，真正难的是它能不能轻到适合装在飞机上。NASA 2014年路线图给非低温MW级电机设定了明确的阶段目标：当时水平约4 hp/lb(6.6 kW/kg)，2020年目标8 hp/lb(13.2 kW/kg)，2025年10 hp/lb(16.5 kW/kg)，2030年12 hp/lb(19.7 kW/kg)，如图6所示。这些是2014年的路线目标，不代表对应年份已经达到的实际状态。

图6 NASA 2014年HEP路线图中的非低温MW级电机功率密度阶段目标

第二道约束是飞行重量级电网。大型电推进需要高压功率电子、轻量化输电材料、保护系统和分布式推进控制。电机做轻了，如果电缆、逆变器和保护装置仍然很重，整机收益仍会被吃掉。第三道约束是热管理。发电机、电机和功率电子的损耗最终都会变成热，冷却系统本身又增加重量和阻力。第四道约束是储能。串联、并联等混合电架构引入电池后，还会受到储能能量密度的直接限制。

所以，大型航空电气化的核心约束不是某一个部件的峰值效率，而是整条电力链的功率密度。只有发电、转换、传输、分配、驱动和散热都达到飞行重量要求，电推进在整机层面才可能留下净收益。

NASA把HEP技术拆成四条相互连接的技术线。第一条是推进系统概念设计。先建立参考混合电推进系统，明确飞机和推进架构，再反推部件需要达到的性能，避免脱离整机需求单独追求某个电机或电池指标。

第二条是高功率密度电机和发电机。研究同时覆盖超导和非低温技术、常规和非常规拓扑、新型热管理以及先进部件材料。第三条是Flight-Weight Power System and Electronics，也就是达到飞行重量要求的电网和功率电子。内容包括高功率电网架构、建模和仿真、高压功率电子、输电与保护、轻量化输电材料以及分布式推进控制。

第四条是综合子系统验证。如图7所示，推进概念、电机/发电机、电网和功率电子最终都必须回到系统级验证。NASA把稳态和瞬态工况下的部件相互作用、性能匹配、控制方法、系统演示和飞行试验都放进同一条成熟路径。因为HEP的收益来自多个系统耦合，任何一个环节的质量、效率或控制问题，都可能改变最终的整机结果。

图7 NASA HEP关键技术链条：概念设计、电机/发电机、飞行重量级电网与功率电子、综合子系统验证

NASA当时的后续路线同样遵循这一顺序：开展电推进概念设计和权衡研究；发展N+3 MW级飞机所需的核心技术；推进涡轮耦合电机、推进一体化建模、电力架构、功率电子、热管理和飞控；再通过多平台技术试验台进行验证。研究重点指向大型区域机和737级单通道飞机，因为这些机型对燃油、噪声和排放的系统级影响更大。

2014年的NASA路线没有把大型混合电航空理解成一条单一动力技术路线。它从kW级通航飞机起步，逐步把研究功率推向1—2 MW、2—5 MW、5—10 MW以及10 MW以上，同时把涡电、混合电、分布式推进、超导和非低温电机、电网、功率电子、热管理和控制放在同一个系统框架中。

这条路线真正改变的是航空推进系统的设计边界。电传输让动力源和推进器能够分开布置，给分布式推进和推进—气动—机体一体化提供空间。但这种自由度要付出电机、发电机、电网、功率电子和热管理的重量成本。能不能把MW级电能以足够低的重量产生、转换、传输、分配和散热，才决定涡电和混合电构型能否从小型飞机扩展到大型运输机。

来源：公开信息，要点纵航整理

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