一种混合动力飞行器涡轮发电机控制技术

本文聚焦于飞机推进组件的控制领域，尤其针对涡轮发电机的控制系统展开技术革新，广泛适用于各类飞机，包括但不限于垂直起降(VTOL)飞机及混合动力飞机。在航空业向节能减排、混合动力转型的趋势下，涡轮发电机作为混合动力飞机的核心动力组件，其性能与成本直接影响飞机的可行性与经济性。

传统飞机推进系统通常依赖涡轮机与燃油泵构成的动力单元，而混合动力飞机需额外集成发电机以实现电能供给，形成“涡轮机-发电机”一体化的涡轮发电机结构。然而，现有涡轮发电机的控制系统复杂度过高，开发与制造成本居高不下，且可靠性面临挑战，成为制约混合动力飞机规模化应用的关键瓶颈。本文旨在通过简化控制逻辑、优化组件设计，在满足航空安全与可靠性要求的前提下，降低涡轮发电机的开发制造成本，同时适配混合动力飞机的动力需求，为航空业的绿色转型提供技术支撑。

当前航空领域的涡轮发电机控制系统存在诸多亟待解决的技术痛点，严重制约了混合动力飞机的发展与普及。

首先，控制系统结构复杂，开发与制造成本高昂。如图1所示，现有技术的推进组件100'的控制系统7包含多个传感器(73、74)、电子控制单元(ECU)71、执行器72及全权限数字电子控制(FADEC)型泵75。其中，传感器分为高温区域传感器73(用于测量压缩机12出口压力、高压涡轮11出口温度)与非高温区域传感器74(用于测量环境压力、温度及轴3的涡轮机额定值)，高温区域传感器需承受极端工况，不仅制造要求严苛，且易发生故障，成为可靠性隐患。电子控制单元71需运行复杂的闭环控制算法(如比例-积分(PI)或比例-积分-微分(PID)控制器)，用于精确调节燃油泵75的燃油流量，以控制涡轮机的转速与扭矩，确保发电机输出稳定电能。这类复杂控制算法的开发、调试及航空安全认证流程冗长，成本极高，其费用占涡轮机总成本的比例可达30%，显著增加了混合动力飞机的整体造价。

图1 示出了现有技术中已知的、

包含涡轮发电机的飞机推进组件的控制系统示意图

其次，控制逻辑依赖精密传感与闭环调节，响应性与可靠性难以平衡。现有系统中，发电机输出电能的频率与涡轮机额定值直接相关，而涡轮机额定值的控制完全依赖燃油流量的闭环调节：传感器实时采集多个物理参数(如涡轮机转速、燃烧室温度、燃油压力等)，ECU根据预设目标值与实际值的偏差调整燃油流量。这种多参数耦合的闭环控制模式，虽能实现较高的控制精度，但存在响应延迟问题，尤其在飞机启动、负载突变等transient工况下，难以快速适配动力需求。同时，过多的传感器与执行器增加了系统故障点，一旦某一传感器(如高温区域的传感器73)失效，可能导致整个控制系统瘫痪，引发飞行安全风险。

此外，现有技术难以适配混合动力飞机的能量供给需求。尽管化学电池等储能设备的容量持续提升，但能量密度仍较低，无法单独为飞机提供持续飞行所需的动力，必须与涡轮发电机协同工作。然而，传统涡轮发电机的控制系统未考虑与储能设备的协同优化，在储能设备补能、负载分配等场景下，涡轮机的动力响应速度与电能输出稳定性不足，导致混合动力系统的整体效率偏低。同时，现有部分相关技术(如专利CA 3 006 123、US 2019/002116)仅关注涡轮机转速差控制或电机辅助驱动，未涉及涡轮机额定值的直接控制与控制系统的简化，无法解决成本与可靠性的核心矛盾。

本文通过重构涡轮发电机的控制逻辑与组件设计，提出了一套“开环燃油控制+电力电子功率调节”的简化解决方案，核心在于取消复杂ECU、高温区域传感器及精密执行器，通过燃油泵的开环特性与电力电子设备的动态调节，实现涡轮机额定值的精准控制，同时集成辅助监测系统与储能装置，确保安全与可靠性。以下从系统结构、核心组件、控制逻辑、运行阶段、辅助系统及飞机集成六个维度详细说明：

本文的推进组件100核心由单轴涡轮机1、发电机2、控制系6及辅助组件构成，根据应用场景提供三种示例性实施例，分别适配不同的可靠性与功能需求：

如图2所示，推进组件100包括单轴涡轮机1、发电机2、轴3、燃油泵4、燃油箱5及控制系统6。单轴涡轮机1采用“压缩机12-涡轮11-轴3”一体化设计，压缩机12与涡轮11通过可旋转安装的轴3机械连接，二者以相同转速(即涡轮机额定值)运行。发电机2直接耦合于轴3(或通过减速齿轮间接耦合)，其转子由轴3驱动，将涡轮机的机械能转化为电能，为飞机的推进系统300及机载系统500供电。控制系统6由燃油泵4与电力电子设备61组成，燃油泵4为机械泵，通过轴3的旋转直接驱动(需集成减速齿轮，因燃油泵额定转速远低于涡轮机)，无需额外执行器；电力电子设备61与发电机2耦合，负责调节发电机的输出功率。该实施例的核心优势是结构极简，完全取消了复杂ECU与高温传感器，仅通过机械耦合与开环控制实现基础动力输出。

图2 示出了根据第一个示例性实施例的飞机推进组件示意图

如图3所示，在第一实施例的基础上，增加了涡轮机额定值传感器63(如感应式传感器、光学传感器或光纤传感器)与环境压力传感器62。燃油泵4采用电动燃油计量泵(FMP)，其控制电子设备集成了计量系统，通过台架校准生成的表格，将涡轮机额定值(传感器63测量)与环境压力(传感器62测量)直接映射为燃油流量。该设计保留了开环控制的核心逻辑，但通过传感器反馈优化燃油流量的精准度，适配对动力输出稳定性要求更高的场景，同时仍避免了传统闭环控制的复杂性。

图3 示出了根据第二个示例性实施例的飞机推进组件示意图

如图4所示，在第二实施例的基础上增加了储能装置200(如电池)，并集成发动机健康监测系统与超速监测系统。储能装置200用于在发电机2输出功率不足时(如启动阶段、负载突变时)补充电能，降低涡轮发电机的响应速度要求；发动机健康监测系统通过对比实际输出电功率与环境压力对应的计划电功率，判断系统是否正常运行；超速监测系统则在控制系统6故障时，限制涡轮机额定值不超过安全阈值，避免旋转部件损坏。该实施例通过冗余设计进一步提升了系统可靠性，适配商业航空的严苛安全要求。

图4 示出了根据第三个示例性实施例的飞机推进组件示意图

燃油泵4是实现简化控制的关键组件，其核心创新在于将燃油流量设计为“环境压力+涡轮机额定值”的直接函数，无需复杂算法调节，具体分为两种类型：

机械燃油泵4与涡轮机1直接啮合，其燃油流量通过机械结构实现开环控制：燃油泵的排量与环境压力成正比，且随涡轮机额定值(轴3转速)的增加而增加。具体而言，燃油泵内部集成了压力感应机构，可根据环境压力自动调整排量，同时轴3的旋转速度直接决定燃油泵的泵油速率，最终实现燃油流量=k×环境压力×涡轮机额定值(k为台架校准的比例系数)。这种设计完全依赖机械特性，无需电力驱动或传感器反馈，成本极低且可靠性高，适用于对控制精度要求较低的场景。

电动燃油泵4的控制电子设备预存台架校准表格，该表格通过实验确定不同环境压力与涡轮机额定值组合下的最优燃油流量。涡轮机额定值传感器63实时采集轴3转速，环境压力传感器62采集大气压力，控制电子设备根据这两个参数查询表格，直接输出燃油流量指令，实现开环控制。例如，对于150kW级涡轮发电机，满负荷时燃油流量约为70kg/h(对应100%额定值)，无负载时燃油流量约为20kg/h(对应71%额定值)，中间负荷通过线性插值计算。电动燃油泵的优势在于控制精度更高，且支持启动阶段的稳定供油，其控制逻辑简单，无需复杂认证流程。

两种燃油泵的共同优势是：取消了传统FADEC系统的燃油计量单元与执行器，降低了组件成本与故障风险；通过台架校准提前确定燃油流量与关键参数的映射关系，避免了闭环控制的开发与调试成本。

电力电子设备61的核心功能是通过控制发电机2的输出电功率，间接调节涡轮机额定值，实现目标转速控制，其控制逻辑分为稳态控制与transient控制(加速/减速)：

在稳态运行时，电力电子设备61根据飞机能量监测系统400的指令，设定目标涡轮机额定值Ncible，通过调节发电机2的输出电功率(即轴3的负载扭矩)，使涡轮机额定值稳定在Ncible。由于燃油流量与涡轮机额定值正相关，当发电机输出功率增加时，轴3负载增大，转速下降，燃油流量随之减少；反之，当发电机输出功率减少时，轴3负载减小，转速上升，燃油流量随之增加，最终形成动态平衡，无需额外干预。

如图5所示，图中横坐标为时间(ms)，纵坐标分别为涡轮机额定值(N)与发电机输出功率(P)。当需要从初始额定值Ninit提升至目标额定值Ncible时，电力电子设备61会先 transient 降低发电机输出功率(从Pinit降至最低值)，减小轴3的负载扭矩，使涡轮机在燃油流量不变的情况下加速；当转速达到Ncible后，电力电子设备61逐渐增加输出功率至目标功率Pcible，使涡轮机额定值稳定在Ncible。反之，当需要降低额定值时，电力电子设备61先 transient 增加输出功率，增大负载扭矩，使涡轮机减速，随后降低输出功率至目标值。这种transient控制仅通过调节发电机负载实现，无需改变燃油流量，响应速度快且逻辑简单，如图5中N曲线从Ninit到Ncible的平滑过渡所示。

图5 示意性地示出了根据一个示例性实施例的

涡轮机额定值和发电机输出功率随时间的变化情况

推进组件100的运行分为三个阶段，各阶段的控制逻辑通过阈值(N1=10-20%额定值，N2=20%额定值)划分，确保启动可靠性与运行稳定性：

启动阶段，发电机2切换为电动机模式，储能装置200为其供电，驱动轴3旋转；燃油泵4根据当前涡轮机额定值与环境压力供给燃油(流量与额定值成正比)；点火器启动，点燃燃烧室13内的油气混合物，推动涡轮11旋转。此时发电机2的作用是辅助涡轮机加速，确保转速达到点火阈值，该模式持续至转速超过N1(10-20%额定值)。

当转速超过N1后，点火器关闭，发电机2停止辅助驱动(可与轴3解耦)，涡轮机1依靠自身燃烧产生的动力自主运行。燃油泵4继续根据转速与环境压力供给燃油，转速逐渐提升至N2(20%额定值)。该阶段的作用是让涡轮机从启动状态平稳过渡至稳定运行状态，避免点火器持续工作导致的损耗。

当转速超过N2后，发电机2切换为发电模式，与轴3耦合；电力电子设备61开始调节发电机输出功率，使涡轮机额定值稳定在标称额定值(对应涡轮机最高效率点)。标称额定值是压缩机12与涡轮11的设计最优转速，此时燃油流量与压力匹配，能量转换效率最高。在该阶段，若飞机负载需求变化，电力电子设备61通过transient控制调节输出功率，维持转速稳定，储能装置200则在负载突变时补充电能。

为满足航空业的安全要求，本文设置了三类辅助系统，在不增加控制复杂性的前提下提升可靠性：

该系统与环境压力传感器62、发电机2信号耦合，预存不同环境压力下的“额定值-电功率”映射曲线。运行时，系统实时采集环境压力、涡轮机额定值与实际输出电功率，对比映射曲线中的计划电功率，若偏差超过预设阈值(如±5%)，则判定为系统故障，触发报警或切换至冗余模式(如启动储能装置200)。该系统无需复杂诊断算法，仅通过简单对比实现健康监测，成本低且响应快。

超速监测系统独立于控制系统6，通过涡轮机额定值传感器63实时监测轴3转速，当转速超过安全阈值(如标称额定值的110%)时，自动触发燃油泵4降低燃油流量，或启动制动装置限制转速。该系统采用独立硬件设计，避免了控制系统6故障时的超速风险，是保障飞行安全的关键冗余设计。

储能装置200的核心作用是“削峰填谷”：在启动阶段，为发电机(电动机模式)提供电能；在负载突变时(如飞机突然加速)，补充发电机输出功率的不足；在涡轮机故障时，为关键机载系统供电，争取应急处置时间。储能装置的引入降低了涡轮发电机的动态响应要求，允许采用更简化的控制逻辑，同时提升了系统的容错能力。

如图6所示，推进组件100需与飞机的其他系统协同工作，形成完整的能量管理体系：

图6 示出了包含根据一个示例性实施例的

飞机推进组件的飞机示意图

• 与推进系统300(如螺旋桨)的连接：推进组件100为推进系统300提供动力(电能或机械能)，能量监测系统400根据推进系统300的瞬时需求，向电力电子设备61发送功率指令，调节发电机2的输出。

• 与能量监测系统400的连接：能量监测系统400接收推进系统300的需求信号、储能装置200的荷电状态(SOC)，综合判断后向推进组件100发送目标功率与目标转速指令，实现全局能量优化。

• 与机载系统500的连接：推进组件100与储能装置200共同为机载系统500(如航电系统、空调系统)供电，能量监测系统400优先保障关键系统的电能供给，在功率不足时切断非关键系统。

这种集成设计确保了推进组件100与飞机整体的协同性，充分发挥简化控制系统的优势，同时满足飞机的动力与安全需求。

本文的解决方案通过“开环燃油控制+电力电子功率调节”的创新组合，实现了以下核心优势：

1. 成本显著降低：取消了传统控制系统的复杂ECU、高温区域传感器、FADEC执行器等高价组件，控制系统成本降低可达30%以上，同时简化了开发与认证流程，缩短了产品上市周期。

2. 可靠性提升：减少了传感器、执行器等故障点，尤其是取消了高温环境下的传感器，降低了故障风险；通过超速监测系统、储能装置等冗余设计，进一步提升了安全冗余。

3. 适配混合动力需求：储能装置与发电机的协同工作，解决了电池能量密度不足的问题，同时电力电子设备的动态调节能力满足了混合动力飞机的负载波动需求。

4. 易于规模化应用：控制逻辑简单，组件通用性强，可适配不同功率等级的涡轮发电机(从几百千瓦到兆瓦级)，且无需针对不同机型进行大量定制化开发。