隨著全球航空業對綠色環保要求的不斷提高，分布式混合電推進系統作為傳統航空動力向全電飛行器過渡的關鍵技術，展現出巨大的發展潛力。本文圍繞半渦電分布式推進系統的動態實時建模與控制方法展開系統研究。首先，基于部件級建模方法構建了渦扇發動機、涵道風扇及電機等核心部件的動態模型；其次，采用分布式迭代策略設計了基于功率平衡的實時計算方法，有效提升了模型的計算效率；再次，提出了基于增量式模糊邏輯的能量分配策略，通過調節低壓軸功率提取實現主發動機與電系統的協調控制。仿真結果表明，在主頻2.1 GHz的計算機上模型平均單步仿真耗時0.126 ms，具有良好的實時性；所設計的能量分配策略能夠根據電池荷電狀態和電流約束有效調節功率分配，確保電池工作在健康區間。本文研究成果為分布式混合電推進系統的控制器設計、硬件在環仿真及工程化應用提供了重要技術支撐。

一、分布式混合電推進系統發展背景

1.1 航空動力系統的綠色轉型趨勢

在全球航空業綠色環保意識不斷增強的背景下，減少碳排放和污染物排放已成為行業發展的核心議題。美國國家航空航天局提出的“N+3”代飛機研究計劃明確要求耗油率降低70%、氮氧化物排放降低80%；歐盟“航跡2050”計劃則設定了以2000年為基準、二氧化碳排放降低75%的宏偉目標。面對日益嚴格的環保法規，傳統燃氣渦輪發動機在節能減排方面的技術潛力已接近極限，亟需探索全新的動力解決方案。

全電飛機雖然具備零排放、低噪聲等顯著優勢，但現有電池技術在能量密度、質量和充電速度等方面仍無法滿足長航程和高載重飛行的實際需求。在此背景下，混合電推進系統應運而生，成為傳統飛行器向全電飛行器過渡的重要技術路徑。該系統通過將傳統燃氣渦輪發動機與電力推進技術相結合，既保留了燃油的高能量密度優勢，又發揮了電力推進系統可控性強、效率高的特點。

1.2 分布式電推進系統的核心優勢

分布式電推進系統是混合電推進技術的重要發展方向。與傳統集中式推進系統相比，分布式電推進將多個電驅動風扇或螺旋槳沿機翼或機身分布式布置，具有以下核心優勢：

從氣動效率角度來看，分布式推進系統能夠有效利用機翼表面氣流，通過推進器與氣動面的耦合設計改善機翼周圍流場，降低飛行阻力。研究表明，當邊界層氣流被風扇吸入并加速時，可顯著減少飛機尾跡阻力，同時提高等效涵道比，部分方案等效涵道比可達20以上。

從系統集成角度分析，分布式電推進簡化了復雜機械傳動系統的布局，采用電力傳輸替代傳統機械或氣動傳輸，降低了冗余成本，便于維修并減輕了整機質量。此外，分布式布置使得推力矢量控制成為可能，為飛行器姿態控制提供了新的自由度。

從能源管理視角審視，分布式混合電推進系統通過改善核心機工作狀態，使主發動機能夠運行在更優的工作點，從而有效降低燃油消耗和污染物排放。儲能系統的引入還發揮著“削峰填谷”的作用，在負載突變時為系統提供瞬時功率補償，提高供電品質。

1.3 國內外研究現狀

在混合電推進系統研究領域，國內外學者已開展了大量富有成效的工作。美國方面，NASA持續推進“對環境負責任的航空”項目，波音公司在Sugar計劃下探索了hFan混合電推進方案，該方案涵道比達到18，耗油率較CFM56發動機降低28%。NASA提出的N3-X概念則采用燃氣渦輪電力分布式推進系統，由兩臺翼尖安裝的渦軸發動機驅動超導發電機，為15臺嵌入機身的超導電動推進器供電，耗油率較波音777-200LR降低70%以上。

歐洲方面，空客集團、羅羅公司和西門子公司聯合研發的E-Airbus 100座級支線客機概念采用6臺電動風扇沿展向分布式布置，等效涵道比超過20，展示了分布式混合電推進在支線航空領域的應用前景。2023年，由羅羅公司牽頭、空客、賽峰和Daher聯合研發的EcoPulse原型機成功首飛，該機采用賽峰提供的燃氣渦輪發動機和空客提供的高能量密度電池組，電池額定電壓800V，峰值電功率達350kW。

國內研究方面，中國航發湖南動力機械研究所聯合山河科技等機構研發的串聯式混合電推進飛機于2022年3月實現首飛，成為國內首個基于燃氣渦輪發動機的混合電推進系統飛行演示驗證項目。學術研究層面，江天牧等建立了渦輪混合電推進系統總體性能仿真模型，設計了節流穩態控制規律以保證系統不超溫、不超轉且具有足夠喘振裕度；朱炳杰等針對垂直起降飛行器開展了基于模糊邏輯控制的混合動力系統能源管理研究；陶智等對基于綠色能源的分布式混合電推進系統性能進行了仿真分析，獲得了電池能量分配系數、能量密度等參數對飛機航程的影響規律。

從現有研究成果分析，國內外研究熱點主要集中在混合電推進系統的構型設計、總體性能分析等方面，針對系統動態實時模型的研究相對較少。在基于模型的設計流程中，高精度實時動態模型是系統開發的核心，直接關系到控制策略驗證、電子控制器研制等后續環節。因此，開展分布式混合電推進系統動態實時建模與控制技術研究，具有重要的理論價值和工程意義。

二、半渦電分布式推進系統建模

2.1 系統架構與工作原理

本文研究的半渦電分布式推進系統是渦電分布式推進的一種實現方式。根據燃氣渦輪發動機是否產生推力，TeDP可分為全渦電和半渦電兩種類型。半渦電系統保留了主發動機的推力輸出功能，整機推力由主發動機尾噴管和電推進系統共同產生。

系統整體架構主要由三大模塊構成：主發動機模塊、電系統模塊和涵道風扇組模塊。主發動機為雙軸混排加力渦扇發動機，包含進氣道、風扇、壓氣機、燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪、混合室、加力燃燒室、尾噴管、高壓軸和低壓軸等關鍵部件。涵道風扇組由若干個電驅動涵道風扇組成，每個涵道風扇軸通過齒輪箱與對應的電機相連。電系統模塊包含電動機、發電機、蓄電池、整流器、逆變器以及直流總線。

系統工作原理如下：發電機從主發動機低壓軸提取機械功率，產生的交流電經整流器轉化為直流電，通過直流總線輸送至各逆變器，轉換為交流電后驅動電機，進而帶動涵道風扇運轉。根據當前發電量與用電量的差異，系統自動決定電池的充放電狀態：當發電機發電功率大于涵道風扇需求功率時，盈余功率用于電池組充電；反之，電池放電以補充功率缺口。

2.2 主發動機與涵道風扇部件級模型

主發動機是一個具有強非線性特征且較為復雜的氣動熱力學系統。為建立其數學模型，在保證計算精度的前提下進行適當簡化：忽略發動機燃燒延遲和部件熱慣性的影響；忽略部件氣體容積動力學效應，認為同一時刻通過典型截面的氣體滿足流量連續條件；氣體視為完全氣體，流動為一維定常；采用變比熱法計算，考慮油氣比和溫度對空氣、燃氣絕熱指數和比熱比的影響；考慮部件封嚴及渦輪部件冷卻對主流路氣體溫度的影響；假定進氣道前方來流均勻，無溫度和壓力畸變，考慮進排氣壓力損失。

涵道風扇作為電推進系統的關鍵執行機構，其建模同樣采用部件級方法。基于風扇特性圖譜，建立涵道風扇的流量、壓比和效率特性模型，輸入參數包括轉速和進口條件，輸出為推力及消耗功率。

2.3 電系統部件級模型

在電驅動飛行器領域，考慮到飛行器對電機最大功率、功率密度等參數的要求，通常采用永磁同步電機或無刷直流電機。雖然不同電機在內部原理上存在差異，但從系統性能分析角度出發，只要能夠描述其外在電氣和機械特性即可建立統一的仿真模型。

電系統建模過程中遵循以下假設：主發動機低壓軸提取的軸功率可通過發電機電磁力矩進行調節；電池組工作時溫度恒定，忽略電池組自放電及老化帶來的容量損失；發電機和電機不考慮損失的旋轉力矩；總線電壓無波動；整流器、逆變器效率為恒定值。

儲能系統由電池組構成，根據輸出電壓、功率和能量容量的需求，電池組由若干單體電池通過串并聯組合而成。電池模型采用等效電路模型，能夠反映電池荷電狀態、端電壓與充放電電流之間的動態關系。

2.4 基于分布式迭代的實時計算方法

在對半渦電分布式推進系統進行仿真時，若同時考慮所有部件并整合平衡方程進行聯立迭代，將導致平衡方程個數過多，計算收斂難度增大，嚴重影響模型實時性。為此，本文采用分布式迭代方法，在每個計算周期中，主發動機和各個涵道風扇進行單獨迭代計算，同時，主發動機低壓軸提取功率和涵道風扇需求軸功率作為輸入變量參與電系統計算。

這種分布式計算架構具有以下優勢：主發動機、涵道風扇組和電系統三者之間在單個步長內可實現并行計算，有效加快計算速度；符合模塊化設計思想，便于前期獨立設計與后續模型快速迭代；降低推進系統整體設計的耦合復雜度。各模塊之間通過功率平衡方程進行解耦，確保整體系統能量守恒。

三、半渦電分布式推進系統控制方法

3.1 直接推力控制回路設計

直接推力控制是指在飛行過程中，通過轉速、溫度和壓力等可測參數將推力、耗油率等不可測參數估計出來，并將估計值直接應用于控制器反饋回路的一種控制方法。本文采用BP神經網絡設計主發動機和單個涵道風扇的推力估計器。

針對半渦電分布式推進系統中主發動機低壓軸提取功率變化幅度較大的特點，主發動機推力估計器的輸入參數除高度H、馬赫數Ma、外涵出口總壓p16、主燃油流量Wf、加力燃油流量Wfab、發動機溫比ETR、喉道總溫T8外，還增加了低壓折合轉速n及低壓軸提取功率相對值PPOT，以更全面地估計推力。對于涵道風扇推力估計器，選取高度H、馬赫數Ma、消耗電功率Pdif、風扇出口總壓pit25、風扇出口總溫Tti25、轉速niDFS作為輸入參數。

推力估計器與PID控制器共同構成直接推力控制回路，實現對主發動機和涵道風扇推力的閉環控制。控制器根據推力指令與推力估計值的偏差，調節主燃油流量和電機輸入功率，確保推力跟蹤精度。

3.2 能源分配策略模糊控制器設計

分布式混合電推進系統中存在復雜的能源分配問題。由于驅動涵道風扇的大功率電機具有非線性和恒功率特性，其起動、突加、突卸等運行狀態會給主發動機帶來較大的瞬態功率沖擊。同時，電機在制動時產生的能量回饋可能對總線電壓造成波動，影響系統供電品質。因此，需要設計合理的能源分配策略，協調主發動機、發電機、電池和電機之間的功率流動。

采用T-S模糊推理系統作為能源分配策略的控制器核心。與Mamdani型模糊推理系統相比，T-S模糊推理系統更適合多輸入單輸出系統，具有計算效率高、適用于實時性要求高系統的特點。

模糊控制器選取三個輸入參數：電池荷電狀態SOC、主發動機低壓折合轉速n、電池歸一化充放電電流I。針對SOC設置了低、中、高三個狀態；針對n設置了中間、超高兩個狀態，當低壓轉子即將超限時，通過增加發電機電磁扭矩提高低壓軸功率提取，降低低壓轉子轉速；針對電池電流按最大充放電電流Imax歸一化，設置了較大負值、負值、中間小值、正值、較大正值五個狀態。

控制器輸出為低壓軸功率提取增量ΔPPOT，設置負值、保持不變和正值三個狀態?？刂埔巹t設計目標為：通過調節主發動機低壓軸功率提取量，控制電池電流在充放電倍率限制以內，同時保持電池SOC在健康范圍內，并具備低壓軸轉子超限保護能力。

在電池SOC處于30%-80%健康區間且充放電電流無超限趨勢時，ΔPPOT為0，保持當前提取功率不變。當SOC過高時，ΔPPOT為-1，降低功率提取以減小充電電流或增大放電電流；當SOC過低時，ΔPPOT為+1，增加功率提取以增大充電電流或減小放電電流。在n超限情況下，輸出最大正值，強制增加功率提取以降低低壓轉速。

四、仿真結果與分析

4.1 電系統模型有效性驗證

為驗證電機模型和電池模型的準確性，將仿真結果與文獻參考值進行對比驗證。電機需求電流的計算值與文獻參考計算值吻合良好，驗證了電機模型的有效性。電池終端電壓輸出與參考計算值基本一致，驗證了電池模型的準確性。電池SOC的仿真誤差相對較大，但變化趨勢與參考值基本吻合。誤差主要來源于驗證過程中電流輸入剖面與文獻無法完全一致，且SOC計算包含積分運算，輸入設置的微小誤差會隨積分時間累積。

4.2 控制效果分析

為驗證能源分配策略的有效性，將推進系統模型中涵道風扇數量設置為兩個，給定主發動機和兩個涵道風扇的推力參考指令。主發動機推力控制最大誤差不超過2%，涵道風扇推力控制最大誤差不超過1%。誤差主要集中在狀態過渡過程，系統達到穩態后，主發動機和涵道風扇推力估計值誤差均在0.5%以內。

在能源分配策略驗證中，將電池模型容量由400Ah縮減至4Ah，以便在有限仿真時間歷程中體現電池容量的明顯變化。仿真過程中，涵道風扇參考推力指令發生多次階躍變化，消耗電功率相應波動。模糊邏輯控制器通過調節主發動機低壓軸提取功率，將電池充電電流始終控制在放電倍率限制范圍內。

當SOC高于健康范圍上限時，控制器降低低壓軸功率提取，使電池電流回正轉為放電狀態；當SOC低于健康范圍下限時，控制器增加低壓軸功率提取，提升充電電流。在整個仿真過程中，電池SOC始終維持在30%-80%健康區間，電池電流未超過充放電倍率限制，驗證了所設計能源分配策略的有效性。

4.3 模型實時性驗證

在主頻2.1 GHz的計算機平臺上，對模型程序各模塊進行耗時統計。仿真步長25 ms，仿真總時間250 s，動態計算總次數10001次。統計結果顯示，半渦電分布式推進系統實時動態模型平均單步耗時僅0.126 ms。

采用Windows系統提供的高精度計時函數QueryPerformanceCounter進行微秒級統計，主發動機部件級模型單步平均耗時為0.037 ms，單步最大耗時不超過0.250 ms；涵道風扇部件級模型單步平均耗時0.010 ms，單步最大耗時不超過0.080 ms。該實時性能指標能夠滿足后續硬件在環仿真和電子控制器原型機研制對模型實時性的要求。

五、結論與展望

5.1 研究結論

本文針對半渦電分布式推進系統開展了動態實時建模與控制方法研究，主要得出以下結論：

（1）系統建模方面，基于部件級建模方法構建了渦扇發動機、涵道風扇及電機等動態模型，詳細闡述了電系統模塊的建模方法及推進系統中功率傳遞路徑，并結合文獻數據驗證了電機模型和電池模型的有效性。

（2）實時計算方面，提出了一種基于功率平衡的分布式迭代實時計算方法，通過模塊間并行計算提高模型實時性。在主頻2.1 GHz計算機上模型平均單步計算耗時僅0.126 ms，滿足硬件在環仿真對實時性的要求。

（3）控制策略方面，設計了基于增量式模糊邏輯的能量管理策略。該策略通過控制低壓渦輪功率提取量，有效保證了電池SOC的穩定性，將工作電流限制在安全范圍內，實現了TeDP系統的能源有效管理。該方法具有易于設計、可解釋性強的特點。

5.2 未來發展趨勢

展望未來，分布式混合電推進系統將朝著以下方向發展：

在技術突破層面，高能量密度儲能裝置和超導電機技術是制約系統性能提升的關鍵瓶頸。未來需要發展比能量超過0.6 kWh/kg的電池技術和功率密度超過16 kW/kg的電機技術，以滿足大型商用飛機對動力系統的嚴苛要求。

在系統集成層面，分布式混合電推進系統已超越傳統單一動力技術范疇，成為飛機總體設計、動力系統和機電系統深度融合的技術集合體。未來需要依托跨專業、跨領域的協同研發模式，推進飛發一體化技術發展。

在控制方法層面，隨著系統復雜度的增加，基于模型預測控制的能量管理策略展現出良好應用前景。通過綜合考慮飛行力學與氣動推進耦合效應，可實現從氣動視角優化功率分配，進一步降低燃油消耗。

&注：由于小編水平有限，對所閱讀文獻的翻譯及總結難免有誤，錯誤之處敬請指正，非常感謝。本公眾號推送內容以交流學習為目的，并非商業用途，所使用的配圖均來源于公開網絡獲取，如有侵權，請聯系協商處理。

湖南泰德航空技術有限公司于2012年成立，多年來持續學習與創新，成長為行業內有影響力的高新技術企業。公司聚焦高品質航空航天流體控制元件及系統研發，深度布局航空航天、船舶兵器、低空經濟等高科技領域，在航空航天燃/滑油泵、閥元件、流體控制系統及航空測試設備的研發上投入大量精力持續研發，為提升公司整體競爭力提供堅實支撐。

公司總部位于長沙市雨花區同升街道匯金路877號，株洲市天元區動力谷作為現代化生產基地，構建起集研發、生產、檢測、測試于一體的全鏈條產業體系。經過十余年穩步發展，成功實現從貿易和航空非標測試設備研制邁向航空航天發動機、無人機、靶機、eVTOL等飛行器燃油、潤滑、冷卻系統的創新研發轉型，不斷提升技術實力。

公司已通過 GB/T 19001-2016/ISO 9001:2015質量管理體系認證，以嚴苛標準保障產品質量。公司注重知識產權的保護和利用，積極申請發明專利、實用新型專利和軟著，目前累計獲得的知識產權已經有10多項。湖南泰德航空以客戶需求為導向，積極拓展核心業務，與國內頂尖科研單位達成深度戰略合作，整合優勢資源，攻克多項技術難題，為進一步的發展奠定堅實基礎。

湖南泰德航空始終堅持創新，建立健全供應鏈和銷售服務體系、堅持質量管理的目標，不斷提高自身核心競爭優勢，為客戶提供更經濟、更高效的飛行器動力、潤滑、冷卻系統、測試系統等解決方案。