赛峰|基于不对称双能量分支的VTOL飞行器混合动力推进系统解决方案

随着城市空中交通(UAM)、应急救援、偏远地区运输等场景需求的快速增长，垂直起降(Vertical Take-Off and Landing, VTOL)飞机因无需专用跑道的优势，成为航空领域的研发重点。然而，VTOL飞机的动力系统面临“续航能力”与“功率需求”的双重挑战：纯电动系统依赖大容量电池，存在续航短、载重受限的问题；纯燃油系统虽续航长，但在起飞/降落等大功率工况下燃油效率低，且巡航阶段易偏离最优能耗区间。

为平衡续航、功率与效率，混合动力推进系统成为VTOL飞机的核心技术方向。本文提出了一种针对VTOL飞机的不对称混合动力推进系统，旨在通过多能量分支、不对称功率配置及灵活储能设计，解决现有VTOL动力系统的效率与可靠性痛点，为多旋翼VTOL飞机提供兼具通用性与经济性的动力方案。

当前VTOL飞机混合动力技术以“单涡轮发电机+电池”的架构为主，典型代表为法国本文FR3056555公开的系统——该系统包含1台涡轮发动机、1台关联发电机(涡轮发电机)、1组电池及8台驱动对转螺旋桨的电动机，涡轮发电机与电池需分别满足飞机“持续30分钟”与“短时几分钟”的全功率推进需求。然而，该架构在实际应用中存在四大核心问题，难以适配VTOL飞机的复杂工况需求。

第一，燃油效率偏低，巡航阶段偏离最优能耗区间。VTOL飞机的功率需求存在显著工况差异：起飞/降落阶段需最大功率以提供足够升力，而巡航阶段功率需求仅为起飞功率的60%-70%。现有单涡轮发电机架构中，涡轮发电机需按“最大起飞功率”设计，导致巡航阶段涡轮发电机长期处于低负载运行状态，远离其“特定燃油消耗(SFC)最优区间”，造成燃油浪费，运行成本居高不下。

第二，性能稳定性差，受环境与载重影响显著。现有系统的动力输出高度依赖外部条件：当环境温度升高、海拔增加时，空气密度下降，涡轮发电机的功率输出会自然衰减；同时，飞机载重(乘客数量、货运重量)的变化会直接改变推进系统的负载需求，但单涡轮发电机的功率调节范围有限，难以动态适配这些变量，易出现“高载重时功率不足”或“轻载重时能耗过剩”的问题，影响飞行安全性与稳定性。

第三，电池质量冗余大，挤占有效载重空间。为应对涡轮发电机失效的应急场景，现有系统的电池需具备“短时全功率供电”能力，导致电池容量与质量过大(本文提及“需搭载大量电池”)。以典型VTOL飞机为例，若起飞功率需求为500kW，电池需至少满足3-5分钟的500kW功率输出，对应的电池质量可达数百公斤，大幅挤占乘客或货运的有效载重空间，降低飞机的实用价值。

第四，应急能力不足，无法覆盖复杂场景。现有系统在涡轮发电机完全失效时，仅能依赖电池进行“有限时间的应急降落”，续航时间通常不超过5分钟。这一设计无法覆盖海上、山区等“无紧急降落点”的场景——例如，当飞机执行海上救援任务时，若涡轮发电机失效，电池的短时供电仅能支持飞机维持姿态，无法为飞行员争取足够时间寻找安全降落区域，存在严重安全隐患。

本文提出的VTOL飞机混合动力推进系统，通过“不对称双能量分支+灵活储能配置+智能电力分配”的核心设计，全面解决现有技术痛点。该系统的核心架构包含四大组件：至少两个不对称能量分支、多个电动推进器、1个电力分配单元，以及可选的1组额外储能组件；系统可根据飞行阶段(起飞/巡航/应急)动态调整能量来源，实现“效率优化+可靠性提升+质量轻量化”的多重目标。

该混合动力推进系统的核心逻辑是“多能量源协同，按需分配动力”，其整体架构如图1(第一架构)与图2(第二架构)所示，主要包含三类关键单元：

图1 以简化的方式展示了符合本发明的混合动力垂直起降(VTOL)飞机的电力推进架构的第一个示例

图2 以简化的方式展示了符合本发明的混合动力垂直起降(VTOL)飞机的电力推进架构的第二个示例

1. 能量分支单元：至少2个，每个分支由“燃烧发动机+发电机+储能组件”组成，且分支间采用不对称功率配置(发电机功率比1.2-1.4)；

2. 电动推进器单元：由多个电动马达(202、222、242、262)与对应旋翼(200、220、240、260)组成，总数2-12个(或更多)，提供飞机所需的升力与推进力；

3. 电力分配与控制单元：以电力分配单元28为核心，包含AC-DC转换器30、DC-AC转换器32、接触器阵列34及DC-DC转换器36，负责能量源的切换与动力分配。

其中，图1与图2的核心差异在于“是否包含额外储能组件38”：图1为“基础架构”，仅每个能量分支配备储能组件(16、18A、18N)；图2为“优化架构”，在基础架构上增加1组额外储能组件38，用于应急重启与功率补充，进一步降低整体储能质量。

能量分支是系统的动力源头，本文的核心创新之一是“不对称功率配置”——通过2个燃烧发动机驱动的发电机(122、142)形成功率差异，确保“更强大的发电机可单独满足所有飞行条件的功率需求”，同时支持“经济模式”运行。

1. 燃烧发动机与发电机的组成

每个能量分支包含1台燃烧发动机(120、140)与1台发电机(122、142)，形成“涡轮发电机”组合：

• 燃烧发动机(120、140)：本文明确其可选类型为“燃气涡轮发动机”“活塞式内燃机”或“旋转式内燃机”，通过“自由涡轮”或“联动涡轮”驱动发电机(122、142)；发动机的燃料存储于独立油箱(未编号，本文提及“燃料存储在未示出的油箱中”)，可根据飞行任务需求加注航空煤油或其他燃料。

• 发电机(122、142)：与燃烧发动机刚性或柔性连接，负责将机械能转换为电能；本文关键设计是“两台发电机的功率比为1.2-1.4”，本文给出典型示例：第一发电机122输出功率400kW，第二发电机142输出功率300kW(功率比1.33，处于1.2-1.4区间)。

这种不对称配置的优势在于：当飞机进入巡航阶段时，若400kW发电机122可满足巡航功率需求(通常300-350kW)，则300kW发电机142可进入待机状态，避免“单发电机低负载运行”的效率问题，同时400kW发电机可始终运行在SFC最优区间。

2. 分支储能组件：平滑功率与应急过渡

每个能量分支配备1组储能组件(16、18A、18N)，其功能与配置随架构(图1/图2)变化：

• 图1架构中的储能组件**(16、18A、18N)：需具备“与对应发电机功率匹配”的输出能力。例如，若发电机122为400kW、发电机142为300kW，则储能组件16(对应122)输出功率400kW，储能组件18A(对应142)输出功率300kW；其核心作用是“平滑发电机的功率波动”——当电动推进器(202、222等)因姿态调整出现功率峰值时，储能组件可快速补充功率，避免发电机频繁启停或过载，同时在发电机失效时，为对应推进器提供短时动力(如5分钟)，争取降落时间。

• 图2架构中的储能组件**(16、18A、18N)：功能简化为“仅平滑功率”，输出功率大幅降低，本文给出典型值为50kW；此时，储能组件不再需要匹配发电机功率，仅需抵消推进器的瞬时功率波动，因此整体质量显著降低(例如，2个50kW电池的质量远低于1个400kW+1个300kW电池的质量)。

储能组件的类型可选：若为不可充电式，采用“燃料电池”(如氢燃料电池，通过燃料化学反应发电)；若为可充电式，采用“锂电池+超级电容”组合(锂电池提供持续功率，超级电容应对瞬时峰值，本文提及“可充电时为电池和/或超级电容单元”)。

图2架构在基础架构上增加1组额外储能组件38，其设计目标是“替代分支储能组件的应急功能，同时支持待机发电机的快速重启”，是系统实现“轻量化+高可靠性”的关键。

1. 功率与功能设计

额外储能组件38的输出功率“与功率较低的发电机匹配”，本文示例中为300kW(与发电机142功率一致)，其核心功能包含两点：

• 应急重启待机发电机：当运行中的发电机(如122)失效时，额外储能组件38可通过接触器阵列34(图3)向待机发电机142供电，实现“快速重启”——本文提及“从额外储能组件38重启待机涡轮发电机14A”，避免传统系统“发电机失效后仅能依赖电池降落”的局限；

• 补充应急功率：若两台发电机同时出现功率衰减(如高海拔环境)，额外储能组件38可直接向电动推进器供电，补充功率缺口，确保飞机姿态稳定。

图3 展示了在符合本发明的混合动力垂直起降(VTOL)飞机的电力推进系统中实现的接触器阵列的示例性实施方式

2. 轻量化优势

对比图1与图2的储能质量：

• 图1架构：2组储能组件(400kW+300kW)，总功率需求700kW；

• 图2架构：2组分支储能(50kW+50kW)+1组额外储能(300kW)，总功率需求400kW。

按锂电池能量密度(约0.3kW·h/kg)计算，图1架构的储能质量约为2333kg(700kW×1h/0.3kW·h/kg，假设1小时续航)，而图2架构仅为1333kg，质量降低43%，大幅释放有效载重空间。

电动推进器是系统的“动力执行端”，由“电动马达+旋翼”组成，数量可根据飞机尺寸调整(本文提及“2-12个或更多”)，典型配置如图1所示的4组推进器(20、22、24、26)：

1. 电动马达(202、222、242、262)

• 功能：接收电力分配单元28的交流电，将电能转换为机械能，驱动旋翼旋转；

• 特性：可独立调节转速，本文提及“发电机转速远高于马达转速，且马达间转速可不同”——电力分配单元28通过DC-AC转换器32实现“转速 decoupling”，使每个马达可运行在最优转速(如起飞时高转速提供升力，巡航时低转速降低能耗)；

• 辅助设计：部分马达可配备“减速齿轮”，用于降低旋翼转速、提升扭矩，适配大直径旋翼的推进需求。

2. 旋翼(200、220、240、260)

• 类型：可选“单螺旋桨”或“对转双同心螺旋桨”，对转螺旋桨可抵消反扭矩，减少飞机姿态控制的复杂度；

• 动力分配：在图1的分支隔离模式下，每个能量分支对应一组推进器——例如，发电机122(400kW)驱动马达202、222，控制旋翼200、220；发电机142(300kW)驱动马达242、262，控制旋翼240、260；若某一分支失效，另一分支可通过接触器阵列34接管所有推进器(图3的接触器闭合实现)，确保动力不中断。

电力分配单元28是能量调度的核心，整合了“功率转换”与“路径控制”功能，确保不同能量源(发电机、储能组件)按需向推进器供电，其内部结构如图1、图2所示，包含四大组件：

1. AC-DC转换器30

• 输入：发电机122、142输出的交流电(典型频率400Hz，航空标准)；

• 输出：直流电(如270V DC，飞机直流电网标准)；

• 功能：将发电机的高频交流电转换为稳定直流电，接入飞机直流电网，为DC-AC转换器32与储能组件(16、18A、38)供电；同时实现“电压调节”，避免发电机功率波动导致的电网电压不稳定。

2. DC-AC转换器32

• 输入：飞机直流电网的直流电；

• 输出：可调频交流电(频率与马达转速匹配)；

• 功能：根据飞行控制指令(如起飞时高频率、巡航时低频率)，将直流电转换为适配电动马达(202、222等)的交流电，实现“转速精准控制”——例如，当飞机需要左转向时，降低左侧马达202的频率(转速下降)，增加右侧马达242的频率(转速上升)，通过扭矩差实现转向。

3. 接触器阵列34：路径控制核心(图3详解)

接触器阵列34是“能量路径切换”的执行机构，其结构如图3所示，包含7个关键接触器(P1A、P2A、P2N、B1、B2、B2A、B3N)，每个接触器的功能与动作逻辑如下：

典型动作示例：当发电机122失效时，接触器阵列34的动作流程为：

1. P1A断开，隔离失效的发电机122；

2. B1闭合，将额外储能组件38接入直流电网；

3.  B2闭合，允许38向推进器20、22供电，维持姿态；

4. P2A闭合+B2A闭合，38向发电机142供电，实现重启；

5. 142重启后，P2A保持闭合，B1断开，系统切换为142单独供电。

4. DC-DC转换器36

• 功能：将直流电网的直流电转换为适配储能组件的电压(如储能组件为400V DC时，将270V DC升压至400V DC)，实现“储能组件充电”；

• 适用场景：仅当储能组件为可充电类型(如锂电池)时启用，若为燃料电池(不可充电)，则DC-DC转换器36可省略；

• 充电逻辑：巡航阶段，当发电机功率大于推进器需求时，DC-DC转换器36自动启动，将多余电能存入储能组件，实现“能量回收”。

该系统的核心优势在于“根据飞行阶段动态调整能量源”，覆盖“起飞/降落”“巡航”“应急”三大典型场景，每个场景的能量调度逻辑如下：

• 工况特点：需最大功率(如700kW)以提供足够升力，功率波动频繁(如姿态调整导致推进器功率峰值)；

• 能量源：两台发电机(122、142)为主，分支储能组件(16、18A)为辅；

• 调度逻辑：

1. 接触器P1A、P2A闭合，B2、B2A断开(分支不隔离)，122(400kW)与142(300kW)同时向直流电网供电，总功率700kW；

2. AC-DC转换器30将交流电转为直流电，DC-AC转换器32根据推进器需求输出可调频交流电；

3. 当推进器出现功率峰值(如瞬时升至750kW)时，分支储能组件16(50kW)、18A(50kW)自动放电，补充50kW缺口，避免发电机过载；

4. 降落阶段，功率需求逐渐降低，系统逐步减少发电机输出，最终切换为“单发电机+储能”供电，平稳着陆。

• 工况特点：功率需求稳定(如350kW)，需长期运行，追求低燃油消耗；

• 激活条件：本文明确为“前进速度>100节(约185km/h)”且“单发电机可满足功率需求”；

• 能量源：单台大功率发电机(122，400kW)为主，额外储能组件38 standby；

• 调度逻辑：

1. 接触器P1A闭合，P2A断开(142待机)，122单独向直流电网供电(400kW)，满足350kW巡航需求；

2. 多余50kW功率通过DC-DC转换器36存入分支储能组件16、18A(50kW+50kW)，实现能量储备；

3. 额外储能组件38通过B1保持“低压连接”，随时准备重启142；若环境温度升高导致122功率衰减至320kW，B1闭合，38补充30kW功率，维持巡航需求；

4. 经济模式可节省超过10%的燃油(本文提及“燃油节省>10%”)，同时延长发电机寿命(避免双发电机长期运行的磨损)。

应急模式分为“单发电机失效”与“双发电机功率衰减”两种场景，以“单发电机122失效”为例(图2架构)：

• 故障检测：系统通过传感器检测到122输出功率骤降为0，触发应急程序；

• 第一步：隔离故障源：接触器P1A立即断开，切断122与直流电网的连接，避免故障扩散；

• 第二步：维持姿态：接触器B1闭合、B2闭合，额外储能组件38(300kW)向推进器20、22、24、26供电，维持飞机姿态稳定(约30秒)；

• 第三步：重启待机发电机：接触器P2A闭合、B2A闭合，38向142供电，启动142的燃烧发动机，约10秒后142输出功率达到300kW；

• 第四步：恢复供电：142功率稳定后，B1断开，P2A保持闭合，系统切换为142单独供电(300kW)，若巡航功率需求为350kW，分支储能组件16、18A(50kW+50kW)补充50kW，确保飞行安全；

• 后续操作：飞行员可选择“继续飞行”或“就近降落”，系统根据剩余燃油与储能状态提供建议。

本文提出的两种架构(图1基础架构与图2优化架构)适用于不同应用场景，其核心差异与适用范围如下表所示：

两种架构的共性在于“不对称能量分支”与“智能电力分配”，均解决了现有技术的效率与可靠性痛点，用户可根据实际需求选择适配架构。

本文提出的VTOL飞机混合动力推进系统，通过“不对称双能量分支”打破了传统单涡轮发电机的效率局限，通过“额外储能组件”解决了应急重启与轻量化需求，通过“智能电力分配单元”实现了全飞行周期的能量优化。该系统不仅提升了VTOL飞机的燃油效率(巡航阶段节省>10%燃油)、有效载重(储能质量降低43%)与应急能力(支持发电机重启)，还具备良好的扩展性(推进器数量2-12个，储能类型可选)，为城市空中交通、应急救援等场景的VTOL飞机提供了可行的动力解决方案，推动混合动力技术在航空领域的产业化应用。

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