航空電氣化已成為全球航空工業(yè)發(fā)展的核心趨勢，這一技術變革正在深刻重塑飛機動力系統(tǒng)的設計與運行理念。隨著電力電子技術、高性能電機技術以及儲能技術的快速發(fā)展，傳統(tǒng)依賴液壓能、氣壓能和電能的復雜二次能源系統(tǒng)正逐步被統(tǒng)一的電能系統(tǒng)所取代，由此催生了多電飛機及多電航空發(fā)動機的概念。多電航空發(fā)動機的核心特征在于采用電驅動執(zhí)行機構替代常規(guī)發(fā)動機中的機械、液壓和氣動驅動附件，包括附件齒輪箱驅動的燃油泵、滑油泵、軸承系統(tǒng)以及發(fā)動機引氣口和除冰裝置等。這種替代不僅有助于顯著減輕發(fā)動機的質量，更重要的是能夠提升發(fā)動機的整體效率，因為電驅動執(zhí)行機構的運行狀態(tài)可以根據實際需求進行靈活調節(jié)，而不再像傳統(tǒng)齒輪箱驅動的附件那樣完全由發(fā)動機轉速決定，從而避免了為吸收多余流量而設計旁路所造成的能量浪費。

一、前言

從多電航空發(fā)動機的發(fā)展歷程來看，其發(fā)電功率需求呈現出持續(xù)攀升的態(tài)勢。早期空客A380配裝的Trent 900發(fā)動機發(fā)電功率為600千瓦，波音787采用的Trent 1000發(fā)動機發(fā)電功率已達1兆瓦，而隨著電推進技術的興起，用電需求更是出現了量級上的躍升。NASA提出的STARC-ABL飛行器采用兩臺渦扇發(fā)動機加裝一個電力涵道風扇的動力組合，其用電功率需求達到2至3兆瓦；更為激進的N3-X飛行器采用分布式電推進系統(tǒng)，其電功率需求甚至高達50兆瓦。這種大功率負載的引入給多電航空發(fā)動機控制帶來了前所未有的嚴峻考驗。當單個或多個大功率負載突然接入或切除時，發(fā)電機將承受兆瓦級的負載突變，這種劇烈擾動會沿著剛性連接的轉軸迅速傳遞至航空發(fā)動機，導致發(fā)動機轉速產生顯著波動。轉速的波動不僅會引發(fā)發(fā)動機推力的突變，影響飛行器的平穩(wěn)飛行，同時還會造成發(fā)電電壓的劇烈跳變，對機載電氣系統(tǒng)形成沖擊。因此，如何在電負載突變條件下保持發(fā)動機轉速和發(fā)電電壓的穩(wěn)定，使波動量盡可能小且調節(jié)時間盡可能短，已成為多電航空發(fā)動機控制領域亟待解決的關鍵科學問題。

二、多電航空電氣化發(fā)展趨勢與用電負載

多電航空發(fā)動機的電氣化進程與飛行器總體設計理念的變革密切相關。從動力架構的角度審視，傳統(tǒng)航空發(fā)動機主要通過軸功率提取的方式驅動發(fā)電機，為飛機提供所需的電能，此時發(fā)動機仍是飛機的全部推力來源，發(fā)電機僅作為附件存在。然而，隨著電推進技術的發(fā)展，多電航空發(fā)動機的內涵得到了極大的拓展，它不僅是飛機的動力核心，同時也成為混合電推進系統(tǒng)不可分割的組成部分。在這一新架構下，飛行器的推力來源除發(fā)動機本體外，還包括電力風扇，能量來源則可能同時涵蓋燃油和高能量密度電池，形成了常規(guī)推進、全電推進、串聯混合電推進、并聯混合電推進以及渦輪電推進等多種動力組合形式。

具體而言，羅羅公司在其電氣化戰(zhàn)略中明確提出，航空動力發(fā)展需兼顧燃氣渦輪發(fā)動機的持續(xù)改進與電推進技術的創(chuàng)新突破。該公司正在開發(fā)的超扇發(fā)動機采用可變螺距風扇和嵌入式電起動機發(fā)電機，將先進的燃氣渦輪發(fā)動機發(fā)展為能夠輸出更多電力的電氣機械?；贛250發(fā)動機的混合電推進系統(tǒng)驗證機集成了高能量密度電池系統(tǒng)、發(fā)電機、電能轉換器以及先進的電能管理和控制系統(tǒng)，可運行于串聯混合電推進、并聯混合電推進和渦輪電力等多種模式。而與空客、西門子公司聯合開展的E-Fan X驗證項目則致力于測試功率達2兆瓦的串聯式混合電推進系統(tǒng)，采用AE2100發(fā)動機驅動2.5兆瓦發(fā)電機，帶動西門子2兆瓦電動機驅動涵道風扇。

從用電負載的構成來看，多電航空發(fā)動機的電氣負載已從傳統(tǒng)的電動燃油泵、電動滑油泵、電力作動器、磁浮軸承等附件級負載，擴展至電力涵道風扇這類推進級負載。這一變化使負載功率從千瓦級躍升至兆瓦級，負載特性也從相對平穩(wěn)的準恒功率負載演變?yōu)榭赡軇×易兓膭討B(tài)負載。波音787客機就曾在2013年出現過機載電氣系統(tǒng)故障的案例，這從一個側面反映出大功率電氣系統(tǒng)引入后對系統(tǒng)可靠性和控制性能提出的更高要求。對于多電航空發(fā)動機而言，用電負載的突變不僅會影響發(fā)電電壓的穩(wěn)定，更重要的是會通過轉軸扭矩耦合影響發(fā)動機的轉速穩(wěn)定，進而影響整個推進系統(tǒng)的推力輸出。因此，深入理解多電航空發(fā)動機在負載突變條件下的動態(tài)響應特性，發(fā)展有效的抗擾控制策略，具有重要的理論價值和工程意義。

三、起動發(fā)電機電負載突變的穩(wěn)壓控制研究

針對起動發(fā)電機在發(fā)電模式下電負載突變的穩(wěn)壓控制問題，國內外學者已開展了大量卓有成效的研究工作。根據起動發(fā)電機類型的不同，這些研究主要涵蓋異步電機、三級式同步電機、開關磁阻電機和雙凸極電機四類機型的控制策略探索。

異步起動發(fā)電機因其結構簡單可靠、轉矩脈動小等優(yōu)點而受到廣泛關注。電力電子變換技術的快速發(fā)展使得異步電機發(fā)電特性相對較差的固有劣勢得以通過合適的控制方法加以彌補。胡育文等針對三相籠型異步起動發(fā)電系統(tǒng)開展深入研究，成功研制出18千瓦樣機，在發(fā)電控制中采用瞬時轉矩控制策略，樣機在突加突卸71%額定負載時電壓恢復時間約為10毫秒，展現出優(yōu)異的動態(tài)響應性能。劉皓喆等針對雙繞組感應起動發(fā)電機的發(fā)電狀態(tài)提出一種直接功率控制策略，并開展加載、卸載試驗驗證，電壓動態(tài)調節(jié)時間約為40毫秒，電壓最大波動控制在5%左右。為進一步提升控制性能，他們還提出基于線性自抗擾控制的交流電壓控制策略，通過構建交流電壓的線性擴張狀態(tài)觀測器對電壓擾動進行實時觀測和補償，研究表明相比傳統(tǒng)PI交流電壓控制，線性自抗擾控制在抗擾能力和動態(tài)性能方面具有明顯優(yōu)勢，突加突卸負載試驗中交流電壓動態(tài)調節(jié)時間不超過30毫秒。

三級式同步起動發(fā)電機具有良好的發(fā)電特性，已在波音787客機上獲得實際應用，F22戰(zhàn)機也選擇三級式同步電機建立270伏高壓直流發(fā)電系統(tǒng)。Sebastian等針對三級式同步發(fā)電機負載突變時的發(fā)電電壓擾動問題，提出一種基于發(fā)電機模型的d軸電流前饋補償方法，通過模型前饋的方式提前預知負載變化對電壓的影響并施加補償控制，有效抑制了電壓波動。開關磁阻電機以其優(yōu)異的容錯性能著稱，已在F-35戰(zhàn)機第一代PTMS渦輪機組中得到實際應用。劉勇智等針對開關磁阻電機發(fā)電過程的控制問題，提出一種滑膜變結構控制器，基于2千瓦樣機開展恒轉速和勻加速負載突變試驗，發(fā)電電壓能在40毫秒內調節(jié)至穩(wěn)態(tài)，驗證了滑膜控制對參數變化和外部擾動的強魯棒性。雙凸極起動發(fā)電機由開關磁阻電機演化而來，具有發(fā)電控制簡單、高速運行適應性強的特點。于立提出雙凸極起動發(fā)電機在發(fā)電模式下采用單級勵磁調壓可獲得更優(yōu)的動態(tài)性能，突加突卸50%額定負載試驗表明，電壓調節(jié)至穩(wěn)定的時間分別需要11.2毫秒和7.8毫秒。

相較于發(fā)電電壓穩(wěn)壓控制的豐碩研究成果，針對多電航空發(fā)動機電負載突變時發(fā)動機轉速抗擾控制的研究則相對較少。李雪偉提出一種PID加負載前饋插值的控制方法，仿真結果表明發(fā)動機轉速在電負載突變后能在2秒內穩(wěn)定，初步驗證了前饋補償在轉速抗擾控制中的有效性。仇小杰等將自抗擾控制方法應用于輔助動力裝置發(fā)電和引氣抗擾控制中，輔助動力裝置本質上可視為小型燃氣渦輪發(fā)動機，基于某型輔助動力裝置部件級模型的仿真驗證顯示，相比傳統(tǒng)增益調度PI控制方法，受擾后轉速波動量減少了35%，轉速調節(jié)時間縮短了9%。這些研究為多電航空發(fā)動機轉速抗擾控制提供了有益的思路借鑒，但現有成果大多將起動發(fā)電機與航空發(fā)動機作為獨立對象分別研究，發(fā)電模式下起動發(fā)電機將發(fā)動機視為轉速不受影響的原動機，發(fā)動機則將起動發(fā)電機簡化為軸功率提取，這種割裂的處理方式難以準確反映兩者間的動態(tài)耦合關系。

四、多電航空發(fā)動機發(fā)電機負載突變擾動特性

多電航空發(fā)動機本質上是一個強非線性、跨學科耦合的復雜系統(tǒng)，涉及電磁、機械、熱力學等多個物理域的相互作用。起動發(fā)電機與航空發(fā)動機同軸剛性連接的結構特點決定了二者之間存在緊密的轉速-扭矩耦合關系。從能量流動的角度分析，航空發(fā)動機通過燃燒燃油產生高溫高壓燃氣，驅動渦輪膨脹做功，輸出的軸功率一部分用于驅動壓氣機壓縮空氣，剩余部分通過轉軸傳遞給起動發(fā)電機，由起動發(fā)電機轉換為電能供給機載負載。當發(fā)電機負載發(fā)生突變時，例如大功率負載突然接入，發(fā)電機電磁轉矩會瞬間增大，這一增大的制動轉矩通過剛性轉軸作用于發(fā)動機轉子，使發(fā)動機轉速呈現下降趨勢。轉速的下降又會引起壓氣機流量和壓比的變化，進而影響發(fā)動機的燃燒過程和渦輪做功能力，最終導致發(fā)動機輸出功率的改變。

這種耦合關系的數學描述可采用轉子動力學方程加以表達。發(fā)動機轉子加速度由渦輪剩余功率與發(fā)電機負載功率之差決定，當發(fā)電機提取功率突變時，轉子的動態(tài)平衡被打破，轉速出現波動。從控制系統(tǒng)的視角審視，發(fā)電機負載轉矩構成作用于發(fā)動機轉速回路的外部擾動，這一擾動的特點是幅值大、變化快、不確定性強。與此同時，轉速的變化也會反作用于發(fā)電機系統(tǒng)，因為發(fā)電機的感應電動勢與轉速成正比，轉速下降會導致發(fā)電電壓降低，觸發(fā)電壓調節(jié)器動作，改變勵磁電流或功率變換器的占空比以維持電壓恒定，這一調節(jié)過程又會引起發(fā)電機電磁轉矩的進一步變化。由此形成了轉速與電壓之間的雙向耦合：發(fā)電控制引起的負載轉矩變化對轉速控制存在顯著耦合影響，而轉速變化對發(fā)電控制量增益系數的耦合影響則相對較弱。

多電航空發(fā)動機的運行工況具有寬域變化的特征，從地面起動、爬升、巡航到下降著陸，飛行高度、馬赫數以及發(fā)動機轉速均在較大范圍內變化。不同工況下發(fā)動機的動態(tài)特性參數存在顯著差異，這給控制器設計帶來了額外挑戰(zhàn)。例如，高空低雷諾數條件下壓氣機和渦輪的效率會發(fā)生變化，導致發(fā)動機對燃油流量的響應特性改變。同時，電氣負載的突變可能發(fā)生在任意工況點，這就要求抗擾控制算法必須能夠在全飛行包線內保持良好的控制性能，而不僅僅是在某個設計點附近有效。

五、基于改進擴張狀態(tài)觀測器自抗擾控制

5.1 線性自抗擾控制基本原理

自抗擾控制技術由韓京清研究員于1998年正式提出，其核心思想是將系統(tǒng)內部動態(tài)與外部擾動共同定義為總擾動，通過擴張狀態(tài)觀測器對總擾動進行實時估計并在控制律中加以補償，從而將復雜的非線性不確定系統(tǒng)簡化為串聯積分型標準形式。為解決非線性自抗擾控制器參數眾多、難以整定的工程應用難題，高志強教授提出基于帶寬概念的線性自抗擾控制參數整定方法，極大地增強了自抗擾控制技術的工程實用性。在線性自抗擾控制框架下，擴張狀態(tài)觀測器的增益由觀測器帶寬唯一確定，控制器的增益則由控制器帶寬決定，參數物理意義明確，整定過程直觀簡便。

對于多電航空發(fā)動機轉速控制系統(tǒng)，可將其動態(tài)特性表述為二階非線性系統(tǒng)形式。將模型未知動態(tài)與外部負載擾動合并為總擾動，通過線性擴張狀態(tài)觀測器對系統(tǒng)狀態(tài)和總擾動進行實時估計。觀測器帶寬越大，對總擾動的跟蹤速度越快，估計精度越高，但過高的觀測器帶寬會放大測量噪聲的影響，甚至可能引發(fā)系統(tǒng)不穩(wěn)定，同時也受限于控制系統(tǒng)的采樣周期?？刂破鲙拕t決定系統(tǒng)對給定指令的跟蹤速度，通常取值小于觀測器帶寬以保證系統(tǒng)穩(wěn)定性。

5.2 基于耦合機理的擴張狀態(tài)觀測器改進

常規(guī)擴張狀態(tài)觀測器在處理變化劇烈、不確定性強的總擾動時，受限于有限的觀測器帶寬，往往難以達到理想的跟蹤精度。針對多電航空發(fā)動機發(fā)電機負載突變的特定擾動特性，本文從發(fā)動機與發(fā)電機的耦合機理出發(fā)，對擴張狀態(tài)觀測器進行針對性改進，提出一種改進型擴張狀態(tài)觀測器。

首先，將耦合輸入引入擴張狀態(tài)觀測器。基于對發(fā)動機與發(fā)電機耦合機理的分析，發(fā)電機負載轉矩可測或可計算，這一信息若能加以利用，可使擴張狀態(tài)觀測器不必估計全部擾動，而只需估計剩余的部分。具體而言，將發(fā)電機負載轉矩作為已知的耦合輸入項加入擴張狀態(tài)觀測器模型，這樣觀測器需要估計的總擾動中已扣除已知耦合部分，從而降低了觀測器的估計負擔。仿真結果表明，引入耦合輸入補償后，總擾動的最大估計誤差減小80%，這一改進對于提升觀測器在有限帶寬下的估計精度具有重要意義。

其次，在擴張狀態(tài)觀測器中引入觀測誤差積分項。常規(guī)擴張狀態(tài)觀測器為二階或三階結構，其對斜坡類擾動的估計存在穩(wěn)態(tài)誤差。通過在觀測器中增加觀測誤差積分通道，相當于提高了觀測器的型別，使觀測器對斜坡擾動乃至加速度擾動具備無靜差跟蹤能力。觀測誤差積分項的引入能夠使總擾動的估計誤差更快地趨于零，這對于縮短轉速受擾后的調節(jié)時間具有積極作用。

再次，引入動態(tài)調度參數以適應發(fā)動機寬工況運行的特點。航空發(fā)動機在不同飛行高度、馬赫數和轉速下，其動態(tài)特性參數存在顯著變化。固定參數的擴張狀態(tài)觀測器難以在全飛行包線內保持一致的估計性能。因此，根據當前工況點對觀測器參數進行動態(tài)調度，使觀測器參數與發(fā)動機當前動態(tài)特性相匹配，可進一步提升擾動估計的準確性和快速性。

5.3 改進型擴張狀態(tài)觀測器的控制結構

基于上述改進思路，構建的改進型擴張狀態(tài)觀測器結構包含耦合輸入通路、觀測誤差積分回路和參數動態(tài)調度模塊三部分。耦合輸入通路將發(fā)電機負載轉矩測量值實時引入觀測器方程，作為已知動態(tài)加以抵消；觀測誤差積分回路對輸出估計誤差進行積分處理，將積分量反饋至狀態(tài)估計方程，提高觀測器型別；參數動態(tài)調度模塊根據當前飛行高度、馬赫數和發(fā)動機轉速，查表或函數計算得到與當前工況匹配的觀測器增益系數。

基于改進型擴張狀態(tài)觀測器的自抗擾控制律仍采用比例-微分組合形式，利用觀測器估計的轉速和總擾動，構造控制量對總擾動進行實時補償?？刂破鞯妮敵鰹槿加土髁恐噶?，作用于發(fā)動機燃油計量裝置，調節(jié)發(fā)動機供油量以抵消發(fā)電機負載突變引起的轉速波動。整個控制系統(tǒng)形成雙閉環(huán)結構：內環(huán)為改進型擴張狀態(tài)觀測器，負責總擾動的實時估計；外環(huán)為狀態(tài)反饋控制律，基于估計信息計算控制量。

六、發(fā)電機負載突變時自抗擾控制仿真驗證

6.1 仿真平臺與試驗設計

為驗證所提出的基于改進型擴張狀態(tài)觀測器的自抗擾控制算法在抑制發(fā)電機負載突變擾動方面的有效性，基于建立的多電航空發(fā)動機部件級模型開展數字仿真研究。該部件級模型采用基于功率流建模的技術路線，在保留發(fā)動機主要動態(tài)特性的同時兼顧電氣系統(tǒng)的響應特性，能夠準確反映發(fā)動機與發(fā)電機之間的轉速-扭矩耦合關系。仿真試驗以多電航空發(fā)動機巡航工況為基準，模擬發(fā)電機在33%至100%額定負載范圍內的突加和突卸過程。為對比各項改進措施對抗擾控制效果的影響，分別設置常規(guī)擴張狀態(tài)觀測器、引入耦合輸入的改進觀測器、引入耦合輸入與觀測誤差積分的改進觀測器以及同時引入耦合輸入、觀測誤差積分與動態(tài)調度參數的改進觀測器四組對照試驗，并確保所有觀測器采用相同的觀測器帶寬，以保證對比的公平性。

6.2 負載突變時抗擾控制仿真結果分析

仿真結果表明，對于轉速控制回路，耦合輸入補償的引入顯著降低了轉速受負載突變擾動的超調量，使轉速受擾后的最大波動幅度控制在0.5%以內。這一改進效果歸因于耦合輸入對擴張狀態(tài)觀測器估計負擔的減輕：當發(fā)電機負載轉矩作為已知信息加入觀測器后，觀測器無需完全依靠輸出誤差來估計這一部分擾動，從而在有限帶寬下能夠更準確地估計剩余擾動成分。觀測誤差積分項的加入則有效縮短了轉速受擾后調節(jié)至穩(wěn)態(tài)的時間，調節(jié)時間由約2秒縮短至約1秒。這表明觀測誤差積分使擴張狀態(tài)觀測器對擾動的估計誤差收斂速度加快，控制系統(tǒng)能夠更及時地對擾動做出補償。參數的動態(tài)調度進一步改善了抗擾控制效果，在超調和調節(jié)時間兩方面均有小幅優(yōu)化，但其改善效果不如前兩項改進顯著。

對總擾動估計誤差的分析進一步揭示了控制性能改善的內在原因。常規(guī)擴張狀態(tài)觀測器對總擾動的估計存在明顯的相位滯后和幅值衰減，尤其是在負載突變瞬間，估計誤差達到較大值。引入耦合輸入后，估計誤差的峰值顯著降低；加入觀測誤差積分后，誤差收斂速度加快；而動態(tài)調度則使觀測器在全工況范圍內保持一致的估計性能。定量分析表明，在同等的觀測器帶寬下，改進后的擴張狀態(tài)觀測器對總擾動的最大估計誤差減小80%。

值得特別關注的是電壓控制回路的改進效果相對有限。深入分析發(fā)現，這一現象的本質原因在于起動發(fā)電機電壓控制的采樣周期遠小于發(fā)動機轉速控制回路的采樣周期。一般而言，發(fā)動機控制系統(tǒng)的采樣周期約為20毫秒量級，而起動發(fā)電機的控制采樣周期可達0.1毫秒量級，這意味著發(fā)電機電壓控制回路可采用的觀測器帶寬遠高于發(fā)動機轉速控制回路。在觀測器帶寬足夠大的情況下，常規(guī)擴張狀態(tài)觀測器已能實現對電壓擾動的快速準確估計，因此對觀測器結構的進一步改進帶來的效益不明顯。這一發(fā)現具有重要的工程指導意義：對于觀測器帶寬受限的回路，如發(fā)動機轉速控制，改進擴張狀態(tài)觀測器結構十分必要；而對于觀測器帶寬充足的回路，如發(fā)電機電壓控制，采用常規(guī)擴張狀態(tài)觀測器已能滿足控制要求。

6.3 多工況抗擾控制仿真驗證

航空發(fā)動機在實際運行中需面對寬廣的飛行包線，因此抗擾控制算法的工況適應性至關重要。為驗證基于改進型擴張狀態(tài)觀測器的自抗擾控制算法在不同飛行工況下的抗擾能力，選取飛行包線內三個典型工況點，分別在不同轉速條件下進行恒功率負載突加突卸試驗和功率負載交變試驗。仿真結果顯示，所提算法能夠有效應對不同飛行工況下的用電負載突變，轉速受擾后的超調量和調節(jié)時間相比常規(guī)擴張狀態(tài)觀測器均有顯著改善。

為進一步量化改進效果，在全包線范圍內均勻選取飛行高度0至10千米、飛行馬赫數0至1.5、發(fā)動機轉速0.85至1范圍內的36種工況，開展恒功率用電負載突加試驗。從轉速受擾后超調量、調節(jié)至穩(wěn)態(tài)時間以及積分時間絕對誤差三個維度對控制性能進行評估。統(tǒng)計結果表明，引入耦合輸入補償顯著降低了超調量，引入觀測誤差積分顯著縮短了調節(jié)時間，而動態(tài)調度參數則在全工況范圍內保證了控制性能的一致性。定量分析顯示，改進后轉速受擾超調至少降低68%，調節(jié)時間至少縮短46%。這一組數據充分證明了基于改進型擴張狀態(tài)觀測器的自抗擾控制算法對發(fā)電機負載突變具有更強的抗擾能力。

七、電氣化驅動的飛機動力架構多元化發(fā)展

電氣化浪潮正在深刻改變飛機動力系統(tǒng)的總體架構設計，促使動力架構朝著多元化方向演進。從目前的技術發(fā)展路徑來看，主要形成了全電架構、串聯混合電架構、并聯混合電架構和渦輪電架構四種典型方案，每種架構都有其特定的適用場景和技術特點。

全電架構是指飛行器的全部推力來源均由電能提供，能量完全存儲于機載電池中，不消耗燃油。這一架構的優(yōu)勢在于飛行過程中零排放、噪聲低，但受限于當前電池技術的能量密度水平，僅適用于輕型運動類飛機、航程較短的通勤飛機以及城市空中交通飛行器等小型平臺。羅羅公司正在開發(fā)的ACCEL全電動飛機項目瞄準的就是這一市場領域，該機采用6000個鋰離子電池供電，驅動3臺YASA 750R電動機，為螺旋槳提供372千瓦功率，計劃飛行速度達到483千米每小時。

串聯混合電架構采用燃氣渦輪發(fā)動機驅動發(fā)電機發(fā)電，所產生的電能一部分用于驅動電動機帶動風扇或螺旋槳產生推力，另一部分可為機載電池充電。在這一架構中，燃氣渦輪發(fā)動機不直接產生推力，其全部功率輸出均轉化為電能。串聯架構的優(yōu)點在于發(fā)動機與推進器之間沒有機械連接，發(fā)動機可始終運行于最優(yōu)工況附近，有利于提高燃油效率和降低排放，且便于實現分布式推進布局。羅羅公司基于M250發(fā)動機開發(fā)的混合電推進系統(tǒng)驗證機即可運行于串聯混合模式。

并聯混合電架構則是燃氣渦輪發(fā)動機與電動機共同為推進器提供軸功率。兩者通過某種形式的并車裝置將功率耦合后驅動風扇或螺旋槳。并聯架構的優(yōu)點在于結構相對簡單，功率傳輸效率較高，且當電動機不工作時仍可由發(fā)動機單獨驅動推進器，具有一定的冗余容錯能力。其缺點是發(fā)動機轉速與推進器轉速存在耦合，發(fā)動機難以始終運行于最優(yōu)工況。并聯混合架構適用于從現有傳統(tǒng)動力向混合電推進過渡的應用場景。

渦輪電架構是專門針對大功率電推進需求發(fā)展出的一種特殊形式。在這種架構下，燃氣渦輪發(fā)動機驅動發(fā)電機發(fā)電，電力直接驅動電動機帶動涵道風扇產生推力，電池系統(tǒng)作為冗余或峰值功率補充。渦輪電架構的特點在于實現了推力產生與功率生成之間的解耦，便于采用分布式推進布局以顯著提高推進效率。NASA的N3-X飛行器方案采用的就是渦輪電架構，其電功率需求高達50兆瓦，通過分布在機翼和機身表面的多個電驅動涵道風扇產生推力，可顯著降低翼載和提高升阻比。STARC-ABL飛行器則采用尾部安裝電力涵道風扇的渦輪電架構，用電功率需求為2至3兆瓦。

從發(fā)展趨勢來看，未來大型民用飛機和軍用運輸機更可能采用渦輪電或串聯混合電架構，中小型通用航空器和城市空中交通飛行器則可能以全電或并聯混合電架構為主。無論何種架構，多電航空發(fā)動機作為核心功率部件，其控制性能對整個動力系統(tǒng)的影響將日益凸顯。

八、結論與展望

本文針對多電航空發(fā)動機在發(fā)電機負載突變條件下的抗擾控制問題，系統(tǒng)分析了發(fā)動機與發(fā)電機之間的耦合機理，提出一種基于改進擴張狀態(tài)觀測器的自抗擾控制算法。通過將耦合輸入、觀測誤差積分和動態(tài)調度參數引入擴張狀態(tài)觀測器，有效提升了有限觀測器帶寬下對總擾動的估計精度和收斂速度?；诙嚯姾娇瞻l(fā)動機部件級模型的仿真驗證表明，所提算法能夠顯著改善轉速受擾后的動態(tài)響應性能，超調量至少降低68%，調節(jié)時間至少縮短46%，總擾動最大估計誤差減小80%。研究還發(fā)現，轉速控制與發(fā)電電壓控制之間存在雙向耦合，但發(fā)電控制引起的負載轉矩變化對轉速控制耦合影響顯著，而轉速變化對發(fā)電控制量增益系數的耦合影響相對較弱。此外，觀測器帶寬受限與否決定了改進型擴張狀態(tài)觀測器的適用性：對于帶寬受限的發(fā)動機轉速控制回路，觀測器結構改進效果顯著；對于帶寬充足的發(fā)電機電壓控制回路，常規(guī)擴張狀態(tài)觀測器已能滿足要求。

在多電航空發(fā)動機控制技術的未來發(fā)展中，以下幾個方面值得持續(xù)關注和深入研究。其一，多電航空發(fā)動機的建模精度需進一步提升，特別是面向控制的實時動態(tài)模型需要在準確性與實時性之間取得平衡，可考慮采用基于辨識的阻抗模型建模技術處理跨時間尺度的多物理場耦合問題。其二，隨著雙起動發(fā)電機構型的應用日益廣泛，電功率傳輸技術和渦輪電能管理技術有望進一步優(yōu)化發(fā)動機在低轉速和過渡狀態(tài)下的性能，實現發(fā)動機與電氣系統(tǒng)的深度協同控制。其三，電推進系統(tǒng)中電氣故障對發(fā)動機的影響機理和容錯控制策略亟待深入研究，包括短路故障、功率器件失效等電氣故障條件下如何通過發(fā)動機與發(fā)電機的協同控制保障推進系統(tǒng)安全。其四，推力一體化控制將成為未來電推進飛行器的核心技術，涉及發(fā)動機、電動機、風扇以及可能存在的電池系統(tǒng)之間的協調控制，需建立綜合考慮燃油消耗、排放和飛行任務需求的能量管理優(yōu)化框架。隨著電氣化進程的持續(xù)推進，多電航空發(fā)動機控制技術必將在航空動力發(fā)展中發(fā)揮越來越關鍵的作用。

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