赛峰|飞行器混合动力推进涡轮机方案

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背景

在航空工程领域，涡轮机作为飞机的核心动力装置，其性能直接决定了飞机的续航、能效与环保水平。随着全球航空业对节能减排需求的不断提升，混合动力推进技术成为涡轮机发展的重要方向——通过集成旋转电机与传统燃气轮机，实现“电动推进+传统推进”的双模运行，尤其在地面滑行、低空巡航等场景中，电动推进可大幅降低燃油消耗与碳排放。

现有技术中，涡轮螺旋桨发动机已尝试将旋转电机集成至动力系统，使其兼具发电(为飞机供电)与电动推进(地面滑行)功能。但该技术仍存在关键缺陷：电动推进时需维持燃气轮机运转以驱动辅助设备，无法实现真正的100%电动推进。为此，本文出了一种新型混合动力推进涡轮机，通过优化旋转电机与辅助设备的机械耦合关系，解决了传统技术的痛点，为飞机高效电动推进提供了可行方案。

当前技术存在的问题

当前集成旋转电机的涡轮机技术，虽初步实现了“发电+电动推进”的双模功能，但在实际应用中存在三大核心问题，严重限制了电动推进的实用性与能效。

第一，电动推进时燃气轮机无法停机，能耗与排放居高不下。该技术中，涡轮机的润滑回路依赖“燃气轮机驱动的机油泵”供电——机油泵通过机械耦合与燃气轮机的高压涡轮相连，只有燃气轮机运转时，机油泵才能为轴承(如文档中后续提及的轴承16、17)、齿轮等关键部件提供润滑油，同时为可变距螺旋桨的 pitch 控制提供油压。因此，即便旋转电机已接管螺旋桨驱动(如地面滑行场景)，仍需保持燃气轮机低负荷运转以驱动机油泵，导致燃油消耗未显著降低，且额外产生碳排放与噪音，与“电动推进节能”的初衷相悖。

第二，电动推进时辅助功能缺失，螺旋桨控制可靠性不足。对于可变距螺旋桨(航空领域主流螺旋桨类型)，其 pitch 调节依赖润滑回路的油压——通过螺旋桨控制单元将油压转化为机械力，改变桨叶角度以适配不同飞行速度。电动推进时燃气轮机停机导致机油泵停转，润滑回路油压骤降，螺旋桨 pitch 无法调节，不仅影响飞行稳定性，还可能在紧急情况下(如突发气流)导致动力失配，存在安全隐患。

第三，动力切换系统复杂，维护成本高且故障率高。为实现“燃气轮机推进”与“电动推进”的切换，采用“选择性耦合装置”(如电磁离合器)，通过电控方式实现旋转电机、螺旋桨轴、燃气轮机之间的耦合/解耦。但此类装置结构复杂，需精准控制电磁元件的通断时序，长期使用易出现离合器磨损、信号延迟等问题；同时，耦合装置的加入增加了涡轮机的轴向尺寸与重量，与航空设备“轻量化”的设计需求冲突，且维护时需拆解多个部件，提升了运维成本。

本文的解决方案

为解决上述问题，本文提出了一种“旋转电机双重耦合+多自由轮协同+分级电气回路”的集成方案，通过优化机械耦合结构与电气系统设计，实现了“燃气轮机停机状态下的全功能电动推进”。方案核心围绕“涡轮机机械系统”“润滑与螺旋桨控制子系统”“飞机电气系统”三大模块展开。

3.1

涡轮机机械系统：

旋转电机的双重耦合与自由轮协同

涡轮机的机械系统是实现“电动推进独立运行”的基础，其核心在于通过旋转电机19的“双重耦合”(耦合螺旋桨轴13与机油泵21)，结合三个自由轮(131、132、133)的解耦功能，摆脱辅助设备对燃气轮机11的依赖。该系统的结构与运动学关系可通过图1(涡轮机整体结构) 与图2(运动学 diagram) 清晰呈现。

图1 示出了根据本发明的涡轮机，此处为涡轮螺旋桨发动机

图2 示出了根据本发明的涡轮螺旋桨发动机各部件

的运动学diagram(运动关系图)

3.1.1

核心部件与整体结构

如图1所示，本方案的涡轮机为“自由涡轮式涡轮螺旋桨发动机10”，主要包含：

螺旋桨12：提供推进力的核心部件，可采用可变距设计；
螺旋桨轴13：支撑螺旋桨12，通过轴承16(靠近螺旋桨12)与轴承17(靠近齿轮18)安装在保护壳15内；
旋转电机19：采用无刷设计(优选永磁同步电机或可变磁阻同步电机，减少磨损与维护)，同心套设在螺旋桨轴13外侧，位于轴承16与驱动齿轮18之间；
燃气轮机11：包含高压涡轮(未标注编号，驱动涡轮轴14与压缩机)与自由涡轮111(驱动次级轴，与涡轮轴14同心但旋转独立)；
机油泵21：为润滑回路20供压的核心部件，通过机械耦合实现双动力驱动(旋转电机19或高压涡轮)。

3.1.2

旋转电机的双重耦合与自由轮功能

图2为涡轮机关键部件的运动学 diagram，清晰展示了旋转电机19与螺旋桨轴13、机油泵21的耦合关系，以及三个自由轮(131、132、133)的协同作用，具体如下：

旋转电机19与螺旋桨轴13的耦合：直接驱动与速度匹配

在第一构型(电动推进构型)下，旋转电机19通过“齿轮组”直接耦合至螺旋桨轴13的输入齿轮——齿轮组的作用是实现旋转电机19与螺旋桨轴13的转速匹配(旋转电机转速通常高于螺旋桨轴，需通过减速齿轮调节)。此时，旋转电机19通电后可直接驱动螺旋桨轴13旋转，进而带动螺旋桨12转动，实现电动推进。

同时，螺旋桨轴13的输入齿轮通过第三自由轮133与自由涡轮111耦合：第三自由轮133的核心功能是“单向传动”——当旋转电机19驱动螺旋桨轴13时，第三自由轮133处于“解耦状态”，避免螺旋桨轴13带动自由涡轮111旋转；而当燃气轮机11推进时(自由涡轮111旋转)，第三自由轮133则处于“耦合状态”，由自由涡轮111驱动螺旋桨轴13。这一设计可大幅降低电动推进时旋转电机19的负载——无需额外驱动自由涡轮111，减少电机功率需求

旋转电机19与机油泵21的耦合：电动驱动润滑回路

为解决“电动推进时机油泵停转”的问题，本方案通过第一自由轮131实现旋转电机19与机油泵21的耦合：螺旋桨轴13的输入齿轮通过传动机构连接至第一自由轮131，第一自由轮131再耦合至机油泵21的驱动端。

当旋转电机19驱动螺旋桨轴13时，螺旋桨轴13的旋转通过第一自由轮131传递至机油泵21，使机油泵21运转并为润滑回路20供压——此时，机油泵21的动力完全来自旋转电机19，无需燃气轮机11参与。同时，机油泵21通过第二自由轮132与燃气轮机11的高压涡轮(涡轮轴14)耦合：第二自由轮132同样为单向传动，当旋转电机19驱动机油泵21时，第二自由轮132解耦，避免机油泵21带动高压涡轮旋转，进一步降低旋转电机19的负载；而当燃气轮机11运转时，第二自由轮132耦合，由高压涡轮驱动机油泵21，确保传统推进模式下润滑功能正常。

自由轮的协同作用：简化动力切换，提升可靠性

三个自由轮(131、132、133)的协同是本方案的核心创新之一，其替代了传统技术的“选择性耦合装置”，实现了“无电控、无磨损”的动力自动切换：

电动推进时：第一自由轮131(耦合)、第二自由轮132(解耦)、第三自由轮133(解耦)——旋转电机19驱动螺旋桨轴13与机油泵21，燃气轮机11完全停机；
传统推进时：第一自由轮131(解耦)、第二自由轮132(耦合)、第三自由轮133(耦合)——高压涡轮驱动机油泵21，自由涡轮111驱动螺旋桨轴13，若旋转电机19未解耦，还可由螺旋桨轴13带动旋转，实现发电功能。

这种设计不仅简化了动力切换系统，还避免了离合器磨损问题，降低了维护成本，同时确保了两种推进模式下的功能完整性。

3.2

润滑与螺旋桨控制子系统：

油压保障与pitch调节

润滑与螺旋桨控制子系统是涡轮机“全功能电动推进”的关键支撑——通过机油泵21的双驱动设计与螺旋桨控制单元121的优化，确保燃气轮机11停机时，润滑回路20正常供压，且可变距螺旋桨的 pitch 可稳定调节。该子系统的核心部件与工作逻辑基于图2的运动学关系。

3.2.1

润滑回路20的油压保障：

机油泵21的双动力冗余

润滑回路20的作用是为涡轮机的轴承16、17、齿轮组(如驱动齿轮18)等运动部件提供润滑油，同时为螺旋桨控制单元121提供油压。其油压保障依赖机油泵21的“双动力驱动”：

电动推进时：机油泵21由旋转电机19通过第一自由轮131驱动，输出油压至润滑回路20，确保轴承、齿轮的润滑；
传统推进时：机油泵21由高压涡轮通过第二自由轮132驱动，油压供应稳定；
过渡状态(如推进模式切换)：若旋转电机19与高压涡轮同时具备驱动力，自由轮131、132会自动选择“转速更高的动力源”，避免油压波动。

这种双动力设计实现了润滑回路20的“动力冗余”，无论何种推进模式，均能确保油压稳定，解决了传统技术中“电动推进时润滑中断”的问题。

3.2.2

可变距螺旋桨的pitch调节：

螺旋桨控制单元121与附加油泵

对于可变距螺旋桨12，其pitch调节依赖螺旋桨控制单元121的油压控制——该单元通过将润滑回路20的油压转化为机械力，改变螺旋桨桨叶角度。本方案通过“附加油泵”的设计，进一步提升了电动推进时pitch调节的稳定性，具体如下(基于图2)：

螺旋桨控制单元121集成了一个“附加油泵”(未标注编号)，该附加油泵通过机械耦合直接连接至螺旋桨轴13：无论推进模式如何(电动或传统)，只要螺旋桨轴13旋转，附加油泵便会运转，其作用是“提升机油泵21输出的油压”——机油泵21输出的基础油压经附加油泵增压后，通过“油子回路25”传递至螺旋桨12的pitch调节机构，确保即使在螺旋桨轴13低转速(如地面滑行)时，仍有足够油压实现pitch精准调节。

这一设计解决了传统技术中“电动推进时油压不足导致pitch调节失效”的问题：附加油泵的动力来自螺旋桨轴13，与燃气轮机11无关，即便燃气轮机停机，只要旋转电机19驱动螺旋桨轴13旋转，附加油泵便能正常工作，保障pitch调节功能。

3.3

飞机电气系统：

分级DC回路与高效能量管理

为实现旋转电机19的高效供电与能量回收，本方案设计了“分级DC电路+谐振DC/DC转换器”的电气系统，可满足飞机“低压设备供电”与“高压电动推进”的双重需求，同时实现能量回收与电池储能。该系统的结构可通过图3(飞机电气回路) 、图4(DC/DC转换器框图) 与图5(DC/DC转换器具体电路) 详细说明。

图 3 示意性地示出了配备有多个根据本发明的

涡轮螺旋桨发动机的飞行器的电力电路

3.3.1

分级DC电路的整体架构

如图3所示，飞机的电气系统核心为DC电路50，其分为两个子回路，实现“高低压分离供电”：

第一子回路51(低压子回路)：采用传统飞机低压标准(通常为28V)，为飞机的常规设备(如航电系统、照明)供电，包含常规电池系统56(应急供电)与电流生成系统57(辅助发电)；
第二子回路52(高压子回路，HVDC)：采用高压标准(通常≥270V)，为各涡轮机的旋转电机19(如19A、19B、19C、19N)供电，以降低输电电流、减少线路损耗，提升电动推进效率。

两个子回路通过第一DC/DC转换器55连接，实现能量双向传输：当旋转电机19处于发电模式(如传统推进时)，高压子回路52的电能可通过DC/DC转换器55降压至低压，为低压子回路51供电或为常规电池56充电；当电动推进时，低压子回路51的电能也可通过DC/DC转换器55升压，辅助高压子回路52供电。

此外，高压子回路52还包含HVDC电池系统58——作为电动推进的核心储能装置，其容量需满足飞机地面滑行、低空巡航等场景的动力需求；同时，为匹配高压子回路52的电压，HVDC电池系统58通过一个“第二DC/DC转换器”(未标注编号，可为buck-boost转换器)调节输出电压，确保电压稳定。

每个涡轮机的旋转电机19(如19A)均通过AC/DC转换器41(如41A、41B、41C、41N) 与高压子回路52连接：AC/DC转换器41具备“双向转换”功能——电动推进时，将高压子回路52的DC电转换为AC电，为旋转电机19供电；发电模式时，将旋转电机19输出的AC电转换为DC电，为高压子回路52供电或为HVDC电池58充电。

3.3.2

第一DC/DC转换器55的高效设计

第一DC/DC转换器55是实现“高低压能量双向传输”的核心，其设计重点在于“高效转换+ galvanic隔离”，通过谐振变压器提升转换效率，同时通过滤波级降低对低压子回路51的干扰。