齊 揚，李偉林，吳 宇，趙宏衛(wèi)，祝文濤，何林珂

（1.西北工業(yè)大學(xué)自動化學(xué)院，西安 710072；2.西北工業(yè)大學(xué)民航學(xué)院，西安 710072）

多電飛機作為航空領(lǐng)域發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)，將航空飛行器的氣動、液壓等二次能源統(tǒng)一轉(zhuǎn)化為電能，能夠顯著提升飛行器整體性能，優(yōu)化系統(tǒng)結(jié)構(gòu)[1]。憑借其能源轉(zhuǎn)化效率高、燃料消耗少和靈活可靠等優(yōu)點，多電飛機技術(shù)得到了全球范圍的廣泛研究。目前，波音787、空客A350、F-35 戰(zhàn)機以及國產(chǎn)C919 客機均采用了多電飛機技術(shù)。

作為多電飛機的動力裝置，推進電源系統(tǒng)對于飛機綜合性能起到了關(guān)鍵作用。通過將飛機推進系統(tǒng)中的傳統(tǒng)燃油發(fā)電機替換為蓄電池、燃料電池以及氫能等清潔能源，能夠顯著提高飛機的電能轉(zhuǎn)換效率、減少碳排放、優(yōu)化飛機能源結(jié)構(gòu)。上述因素驅(qū)動著多電飛機朝全電化和電推進的趨勢發(fā)展。近年來，國內(nèi)外研究機構(gòu)已經(jīng)初步形成了成熟的中小型飛機推進電源系統(tǒng)方案，例如NASA 的全電推進飛機X-57、空客公司和勞斯萊斯共同推出的E-Fan X混合電推進飛機以及遼寧通用航空研究院研制的瑞翔RX1E 雙座電動輕型飛機等。

然而，未來大容量長航時的航空推進電源系統(tǒng)，特別是全電推進系統(tǒng)，在系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計、功重比以及能量綜合管理等方面仍然面臨著問題和挑戰(zhàn)[2]。圍繞上述問題，本文將著重介紹航空器推進電源系統(tǒng)的最新研究進展，具體包括能源系統(tǒng)架構(gòu)、電力電子變換器拓撲結(jié)構(gòu)、協(xié)同控制和上層能量管理等方面。通過本文的歸納總結(jié)，能夠?qū)ξ磥砗娇掌魍七M電源系統(tǒng)的研究起到一定的借鑒作用。

1 航空電源系統(tǒng)架構(gòu)

電氣化是解決不斷增長的航空運輸需求和環(huán)境問題的最佳方案。然而在多電/全電的背景下，航空電源系統(tǒng)復(fù)雜度也將提升。從傳統(tǒng)飛機到電推進飛機的過渡將導(dǎo)致航空電源在供電體制、推進系統(tǒng)架構(gòu)和推進方式等方面產(chǎn)生變化。

1.1 航空電源系統(tǒng)供電體制

最早的航空電源供電體制是低壓直流供電系統(tǒng)，具有結(jié)構(gòu)簡單、應(yīng)用廣泛的特點，適用于大多數(shù)中小型飛機和直升機。在低壓直流供電體制的基礎(chǔ)上，恒頻交流和變頻交流供電體制得到了應(yīng)用和發(fā)展[3]，主要適用于以交流發(fā)動機為動力來源的傳統(tǒng)航空推進系統(tǒng)。隨著電力電子技術(shù)的進步，近年來高壓直流供電體制在航空推進系統(tǒng)中得到了更廣泛的應(yīng)用，如美國第四代戰(zhàn)機F-22 和第五代戰(zhàn)斗機F-35 均采用了270 V 直流供電系統(tǒng)。采用高壓直流供電系統(tǒng)不僅可以減輕飛機重量[4]，還可以更方便電推進系統(tǒng)儲能和燃料電池的接入與并網(wǎng)。

1.2 航空電推進系統(tǒng)架構(gòu)

對航空器來說，超過90%的能源均用于推進系統(tǒng)[5]，因此，優(yōu)化航空推進系統(tǒng)的能源體系架構(gòu)具有重要意義。目前，航空推進系統(tǒng)有多種能源體系架構(gòu)，包括混合電動力、渦輪電動力以及全電動力系統(tǒng)架構(gòu)[6]，具體如圖1 所示。

圖1 飛機動力推進系統(tǒng)架構(gòu)Fig.1 Architectures of aircraft propulsion system

在混合電動架構(gòu)中，燃氣渦輪發(fā)動機和電池共同提供推進動力。其中在并聯(lián)混合動力系統(tǒng)中，電機和渦輪發(fā)動機都安裝在同一個推進風(fēng)扇軸上，因此風(fēng)扇可以由兩種能源獨立驅(qū)動；在串聯(lián)混合架構(gòu)中，燃氣輪機軸上產(chǎn)生的所有功率都轉(zhuǎn)換為電能，和電池一起驅(qū)動電動機，該系統(tǒng)中，只有電動機與推進風(fēng)扇機械連接。串聯(lián)/并聯(lián)混合動力系統(tǒng)結(jié)合了純串聯(lián)或純并聯(lián)混合動力系統(tǒng)的特點，例如，具有多個推進風(fēng)扇的系統(tǒng)可以采用部分推進風(fēng)扇直接由燃氣輪機（即渦輪風(fēng)扇）驅(qū)動，而其他推進風(fēng)扇由電動機驅(qū)動，電動機可以由電池或渦輪驅(qū)動的發(fā)電機供電。

在渦輪電動力系統(tǒng)中，飛機的推進動力僅由噴氣燃料中的化學(xué)能提供，不使用儲能電源。在部分渦輪電推進系統(tǒng)中，渦輪軸功率的一部分用于直接驅(qū)動渦輪風(fēng)扇工作，其余部分由發(fā)電機轉(zhuǎn)換成電能，被分配到飛機的其他部分并驅(qū)動分布式推進風(fēng)扇工作；而在全渦輪電推進系統(tǒng)中，渦輪軸功率將全部由發(fā)電機轉(zhuǎn)化成電能進而驅(qū)動推進風(fēng)扇工作。

全電動力系統(tǒng)采用電化學(xué)儲能，通常是電池作為動力源驅(qū)動電機運轉(zhuǎn)。而采用全電動推進方案飛機的尺寸與電池的能量密度密切相關(guān)[6]。

1.3 分布式電推進系統(tǒng)

集中式推進是指航空器少數(shù)發(fā)動機產(chǎn)生集中推力矢量的方式[7]。當(dāng)前大多數(shù)大型民用航空器均采用高涵道比渦扇發(fā)動機驅(qū)動[8]，屬于集中式動力推進，其核心發(fā)動機產(chǎn)生的大部分動力用于旋轉(zhuǎn)風(fēng)扇，進而產(chǎn)生發(fā)動機推力。分布式推進是指利用大量小型或微型引擎取代當(dāng)前安裝在機翼和機身上的集中式引擎并產(chǎn)生飛行動力的方式[9]。相比于傳統(tǒng)的集中式電推進方式，分布式推進系統(tǒng)通過將發(fā)電部分和推力產(chǎn)生部分進行解耦，提高了動力和推進組件的靈活性，從而提高了渦輪的工作效率。除此之外，采用分布式推進方式還具有以下優(yōu)點：可以通過機身屏蔽推進器的噪聲[10]；通過減少飛行過程中產(chǎn)生的翼根彎矩來減輕給定飛機設(shè)計的結(jié)構(gòu)載荷，使得推進系統(tǒng)重量分布更均勻；使用多個推進器，降低了單個推進器發(fā)生故障的嚴重性，進而提升了系統(tǒng)冗余度和可靠性。

目前對飛機分布式推進方式的研究備受關(guān)注。美國NASA 正在研究的一種基于渦輪電分布式推進的飛行器N3-X，使用混合翼體作為機身，并使用超導(dǎo)發(fā)電機、電機和傳輸線組成其推進系統(tǒng)；ESAero 公司研發(fā)的ECO-150 也是基于渦輪電分布式推進，飛機左右機翼各安裝1 臺渦輪發(fā)電機，通過發(fā)電機向嵌在左右機翼中的16 個風(fēng)扇供電并產(chǎn)生飛行推力；法國ONERA 提出了一種基于分布式電推進的DRAGON 概念飛機，該概念飛機機身兩側(cè)各安裝1 臺渦輪發(fā)電機，為沿飛機左右機翼翼展分布的40 個涵道風(fēng)扇提供電力，飛機的飛行動力由這些涵道風(fēng)扇產(chǎn)生[11]。

2 電力電子變換器拓撲結(jié)構(gòu)

在航空電源系統(tǒng)架構(gòu)的基礎(chǔ)上，電力電子變換器是實現(xiàn)能量轉(zhuǎn)化和電機驅(qū)動的關(guān)鍵部件。航空推進電源系統(tǒng)中存在著大量的DC/AC 逆變器和DC/DC 變換器，其拓撲結(jié)構(gòu)直接影響了航空推進系統(tǒng)的運行效率和功重比[12]。因此，本文總結(jié)和梳理了航空推進電源系統(tǒng)中電力電子拓撲結(jié)構(gòu)的最新研究進展。

2.1 DC/AC 逆變器

DC/AC 逆變器是電推進系統(tǒng)的關(guān)鍵，其功率密度直接影響了電動飛機的性能。除此之外，逆變器的電能轉(zhuǎn)化效率決定散熱系統(tǒng)的大小，間接影響電推進系統(tǒng)的體積和重量。因此，設(shè)計具有高功率密度和高電能轉(zhuǎn)化效率的逆變器，對于推進飛機能源系統(tǒng)進一步電氣化具有重要意義。圖2 對比了常見的電推進逆變器的單相拓撲結(jié)構(gòu)，包括兩電平電壓源逆變器2L-VSI（2-level voltage source inverter）、中點鉗位型NPC（neutral point clamped）逆變器、有源中點鉗位型ANPC（active neutral point clamped）逆變器以及T 型逆變器（T-type inverter）。

圖2（a）所示為2L-VSI 的電路拓撲結(jié)構(gòu)。憑借其結(jié)構(gòu)簡單、成本低和控制容易等優(yōu)點，2L-VSI 廣泛應(yīng)用于飛機電推進系統(tǒng)中[13]。然而，2L-VSI 的開關(guān)頻率諧波含量較大，需要大體積的無源濾波器來保證電能質(zhì)量，此外，2L-VSI 在較高的開關(guān)頻率下電能轉(zhuǎn)換效率將會受到開關(guān)損耗的制約。針對上述問題，中壓大功率的推進電源系統(tǒng)多采用NPC 逆變器和ANPC 逆變器[14]，其電路拓撲結(jié)構(gòu)分別如圖2（b）和（c）所示。NPC 逆變器直流側(cè)包含2 個串聯(lián)的電容，每相由2 對半導(dǎo)體開關(guān)器件和1 對二極管組成，在此基礎(chǔ)上，ANPC 逆變器將二極管進一步替換為開關(guān)管，通過主動控制中性點回路的切入來優(yōu)化損耗分布和電能轉(zhuǎn)換效率。相比于2L-VSI，NPC 和ANPC 逆變器的開關(guān)器件承受的電壓減半，同時由于開關(guān)頻率諧波方面的改善，所需濾波器的體積和重量均可以得到有效減少。另一種廣泛應(yīng)用于航空推進電源系統(tǒng)的三電平逆變器為T 型逆變器[15]，其電路拓撲結(jié)構(gòu)如圖2（d）所示。T 型逆變器在兩電平電路結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)上加入了一組額外的開關(guān)器件，相比于NPC 逆變器，T 型逆變器節(jié)省了2個二極管，并且具有更低的導(dǎo)通損耗，其效率在中頻開關(guān)頻率范圍內(nèi)具有明顯優(yōu)勢[16]。除上述拓撲結(jié)構(gòu)外，近年來也有多電平逆變器在電推進系統(tǒng)方面的報道，文獻[17]設(shè)計了一種飛跨電容多電平FCML（flying capacitor multilevel）逆變器，相比于兩電平和三電平逆變器，其具有更優(yōu)的電能質(zhì)量，然而多電平逆變器在提供諸多便利的同時也會存在控制復(fù)雜度和可靠性方面的問題。

圖2 電推進飛機逆變器拓撲Fig.2 Topologies of electric propulsion aircraft inverters

表1 列舉了近年來具有代表性的電推進逆變器綜合指標(biāo)情況?？梢钥吹?，通過電路拓撲結(jié)構(gòu)優(yōu)化和寬禁帶半導(dǎo)體器件（SiC、GaN）的應(yīng)用，目前推進電源系統(tǒng)逆變器的轉(zhuǎn)換效率和功率密度分別可以達到99%和20 kW/kg。需要注意的是，實現(xiàn)高功率密度和高轉(zhuǎn)換效率的前提在于選擇合適的逆變器開關(guān)頻率，過高的開關(guān)頻率雖然有助于減小無源濾波器的體積，卻有可能導(dǎo)致更高的開關(guān)損耗和更大的散熱器體積。因此，在設(shè)計過程中需要計算開關(guān)器件損耗以及建立熱等效模型，在此基礎(chǔ)上，綜合考慮散熱器與其他無源器件的體積重量，從而確定功率密度最優(yōu)的設(shè)計方案。

表1 典型電推進逆變器的綜合指標(biāo)情況對比Tab.1 Comparison of comprehensive indexes among typical electric propulsion aircraft inverters

2.2 DC/DC 變換器

除了DC/AC 逆變器之外，DC/DC 變換器在飛機推進電源系統(tǒng)中同樣被廣泛應(yīng)用。功能包括連接不同電壓等級的直流母線、調(diào)節(jié)電源和負載之間的功率流動以及儲能的接入等，其可劃分為隔離型變換器和非隔離型變換器。隔離性變換器在安全可靠性和功率密度方面具有顯著優(yōu)勢，在諸多隔離型DC/DC 變換器中最為廣泛應(yīng)用的拓撲為雙有源橋DAB（dual active bridge）變換器，其電路結(jié)構(gòu)由2 個全橋模塊經(jīng)過交流電感和高頻變壓器連接形成。DAB 的控制器驅(qū)動原邊和副邊的全橋模塊產(chǎn)生兩路高頻方波電壓，并通過移相控制來調(diào)節(jié)功率流動的方向和大小。此外，LLC 諧振變換器憑借其功率密度的優(yōu)勢同樣在機載電網(wǎng)中有大量應(yīng)用。與DAB 變換器相比，LLC 變換器的轉(zhuǎn)換效率通常在重載的情況下更有優(yōu)勢。文獻[19]對LLC 和DAB 變換器進行了詳細對比和分析。

傳統(tǒng)DAB 及LLC 變換器提供了點對點的功率傳輸方案，然而在飛機電源系統(tǒng)中，通常存在多電源、儲能裝置和負載共同耦合的情況，因此多端口DC/DC 變換器也成為近年來飛機電源系統(tǒng)的研究熱點。在雙有源橋變換器的基礎(chǔ)上，文獻[20]提出了一種三有源橋TAB（triple active bridge）變換器，其拓撲結(jié)構(gòu)如圖3（a）所示，TAB 變換器的每個直流端口通過電壓源逆變器與交流發(fā)電機連接，通過控制全橋模塊交流電壓的相移，能夠?qū)崿F(xiàn)3 臺交流發(fā)電機之間的合理功率分配；除此之外，文獻[21]設(shè)計了一種具有自主電流均衡功能的三有源橋變換器，其電路結(jié)構(gòu)如圖3（b）所示，相比于傳統(tǒng)的TAB 變換器，該電路拓撲包含2 個獨立的高頻變壓器，因此具有更多的控制自由度以及更寬泛的工作范圍；為了滿足飛機電推進系統(tǒng)儲能接入的需求，文獻[22]提出設(shè)計了一種四有源橋QAB（quadruple active bridge）變換器，其電路拓撲結(jié)構(gòu)如圖3（c）所示，該QAB 變換器的4 個端口分別與燃料電池、鋰電池、超級電容器以及直流母線相連接，能夠充分滿足不同飛行任務(wù)剖面的能量供給需求；文獻[23]從更廣義的角度提出了飛機電推進系統(tǒng)多有源橋變換器設(shè)計理念，多有源橋變換器通過多繞組高頻變壓器將不同類型的電源和負載耦合起來；類似地，文獻[24]設(shè)計了一種具有多輸入多輸出特性的多有源橋變換器結(jié)構(gòu)，其包含的全橋模塊可以根據(jù)實際需求進行重構(gòu)，具有較好的靈活性和擴展性。

圖3 多端口DC/DC 變換器拓撲結(jié)構(gòu)Fig.3 Topologies of multiport DC/DC converters

值得一提的是多端口DC/DC 變換器各模塊間的連接方式相對靈活，可以根據(jù)航空推進電源系統(tǒng)的實際電壓和功率等級需求進行靈活配置。串聯(lián)拓撲結(jié)構(gòu)能夠通過多個全橋模塊串聯(lián)分壓提升DC/DC變換器的電壓等級，與之相對應(yīng)，并聯(lián)拓撲結(jié)構(gòu)能夠通過多個全橋模塊并聯(lián)分流提升變換器的功率等級。一個典型的例子是輸入串聯(lián)輸出并聯(lián)ISOP（input series output parallel）變換器[25]，其拓撲能夠充分滿足飛機電源系統(tǒng)高電壓轉(zhuǎn)換比的需求。

3 航空推進電源系統(tǒng)的控制和能量管理

3.1 航空電源系統(tǒng)的底層控制

航空電源系統(tǒng)的主要底層控制目標(biāo)在于保證母線電壓調(diào)節(jié)和合理負荷功率分配，通常通過電源模塊和儲能單元間的高效協(xié)同實現(xiàn)。航空電源系統(tǒng)需要電力電子變換器轉(zhuǎn)換電能給負載供電，實現(xiàn)不同能源系統(tǒng)間的電能流通。同時，具有大功率、非線性和沖擊性等復(fù)雜特性的負載，考驗著航空電源系統(tǒng)的安全可靠性和穩(wěn)定運行的能力，保障航空電源系統(tǒng)的穩(wěn)定性和優(yōu)化電能質(zhì)量同樣是控制目標(biāo)。

3.1.1 DC/DC 變換器控制

下垂控制是一種常用且可靠的DC/DC 變換器協(xié)同控制方法，適用于電源變換器的功率分配和穩(wěn)定性控制。在航空電源推進系統(tǒng)中，當(dāng)多個DC/DC變換器并聯(lián)運行時，根據(jù)下垂系數(shù)調(diào)節(jié)各變換器的電壓基準(zhǔn)值，從而控制它們的輸出電壓。傳統(tǒng)的下垂控制可以等效為一個串聯(lián)電阻的理想電壓源，其控制方程[26]為

式中：vdcr為每個變換器電壓參考值；為直流母線電壓參考值；idcr為變換器的輸出電流；Rvir為下垂系數(shù)，也可以稱為虛擬電阻。下垂控制不需要依賴通訊，可以增加系統(tǒng)阻尼，但會導(dǎo)致母線電壓偏離設(shè)定值。為彌補傳統(tǒng)下垂控制帶來的電壓偏差，一些改進下垂控制策略被提出，其中一種是基于低帶寬通信的下垂控制[27]，可以同時增強均流精度和恢復(fù)直流母線電壓；另一種是自適應(yīng)動態(tài)下垂控制[28]，可以確保系統(tǒng)電壓無靜差，實現(xiàn)系統(tǒng)穩(wěn)定運行。

3.1.2 逆變器和電機控制

經(jīng)典的電機控制方案包括磁場定向控制FOC（field oriented control）和直接轉(zhuǎn)矩控制DTC（direct torque control）。FOC 將靜止坐標(biāo)系下的電氣量轉(zhuǎn)換為旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系下的電氣量，從而將交流電機的控制等效簡化為針對無勵磁直流電機的控制。與之不同的是，DTC 舍棄了坐標(biāo)轉(zhuǎn)化，通過檢測電壓和定子電流直接獲取電機的磁鏈和轉(zhuǎn)矩，同時通過滯環(huán)比較器進行磁鏈和轉(zhuǎn)矩的追蹤。

為了進一步提升電機控制的魯棒性和可靠性，有限集模型預(yù)測控制、無傳感器控制以及故障容錯控制等先進控制技術(shù)逐漸成為近年來的研究熱點[29]。

3.2 航空推進電源系統(tǒng)的頂層控制

航空推進電源系統(tǒng)的頂層控制，即混合動力源的能量管理，通常根據(jù)設(shè)定的優(yōu)化目標(biāo)，控制電能在多個能源系統(tǒng)間的分配和轉(zhuǎn)換，決定負荷的分配。除了設(shè)定類似于燃油經(jīng)濟最優(yōu)、系統(tǒng)效率最佳或諧波含量最少等優(yōu)化目標(biāo)，能量管理策略還需要考慮負載功率約束、充放電功率約束、蓄電池或超級電容電量SoC（state-of-charge）等約束限制，從而達到延長續(xù)航時間和降低經(jīng)濟成本的適航目標(biāo)。

3.2.1 基于動態(tài)規(guī)劃的能量管理策略

動態(tài)規(guī)劃DP（dynamic programming）是求解全局優(yōu)化問題最常用的方法，在設(shè)計時需要已知系統(tǒng)的運行工況。即使航空電源系統(tǒng)中存在不確定性，DP 也能根據(jù)優(yōu)化目標(biāo)求出最優(yōu)解[30]。DP 將航空電源系統(tǒng)的能量管理劃分為若干個相互關(guān)聯(lián)的階段，每個階段都有相應(yīng)的決策問題，每個決策既受當(dāng)前狀態(tài)影響，也會影響之后的決策，共同構(gòu)成一個決策序列，對該序列逆向求解，正向?qū)?yōu)，最終獲得最優(yōu)控制序列[31]。但DP 的計算量過大，不利于在線控制，因而文獻[30]提出一種分區(qū)間啟動DP 的迭代算法，可減少預(yù)測時間和處理時間。

3.2.2 基于模型預(yù)測控制的能量管理策略

模型預(yù)測控制MPC（model predictive control）利用局部優(yōu)化取代全局優(yōu)化，結(jié)合滾動優(yōu)化和在線實時校正，實現(xiàn)最優(yōu)控制，增強電源系統(tǒng)的魯棒性和穩(wěn)定性。MPC 主要包括預(yù)測模型、滾動優(yōu)化和反饋校正，其結(jié)構(gòu)如圖4 所示。

圖4 模型預(yù)測控制結(jié)構(gòu)Fig.4 Structure of model predictive control

圖4 中，r（k+i/k）為期望輸出值，u（k）為控制量，y（k）為輸出量，yp（k+i/k）為校正后的預(yù)測值，ym（k+i/k）為預(yù)測輸出值。MPC 可以根據(jù)當(dāng)前的測量信息，如儲能電池電量、充放電功率等，考慮所設(shè)定的優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)和約束條件，在線求解預(yù)測時域內(nèi)的優(yōu)化問題，將求得的控制量序列施加給被控對象，然后不斷重復(fù)這個過程，直到實現(xiàn)最優(yōu)控制。為了更細化對電能的控制，實現(xiàn)多目標(biāo)優(yōu)化，文獻[32]提出了一種分層MPC 的框架，將航空電源系統(tǒng)能量優(yōu)化和動態(tài)功率管理有機結(jié)合，滿足不同層次的經(jīng)濟、安全和穩(wěn)定需求。

3.2.3 基于強化學(xué)習(xí)的能量管理策略

強化學(xué)習(xí)不依賴于航空電源系統(tǒng)的精確模型，通過智能體與環(huán)境交互獲得獎勵信號來實現(xiàn)系統(tǒng)的優(yōu)化能量控制[33]。在飛機電源系統(tǒng)的能量管理中，強化學(xué)習(xí)的基礎(chǔ)是電源系統(tǒng)負荷的馬爾科夫決策過程模型，智能體是能量管理策略，環(huán)境是混合動力飛機。智能體獲取某一時刻的狀態(tài)和獎勵信號后，執(zhí)行合適的動作作用于環(huán)境，環(huán)境則反饋后一時刻的狀態(tài)和獎勵信號，如果智能體執(zhí)行該動作后環(huán)境反饋的獎勵有利于智能體自身，那么在后續(xù)學(xué)習(xí)過程中智能體大概率會繼續(xù)執(zhí)行這種動作[33]，最終保證在每一個狀態(tài)下都有一個環(huán)境反饋獎勵最高的最優(yōu)動作。強化學(xué)習(xí)還具有很高的計算效率，有利于在線實時控制，可以高效率地得到系統(tǒng)能量優(yōu)化問題的最優(yōu)解。

4 存在的挑戰(zhàn)以及未來的發(fā)展趨勢

4.1 基于SiC、GaN 的高功率密度變換器

電推進航空器具有負載功率等級大、功重比要求高等特點[34]，因此需要電力電子變換器具有耐高溫、高功率密度和高可靠性等性能。目前航空電源系統(tǒng)中大多數(shù)采用硅器件，存在損耗大、工作頻率低、耐高溫能力差和配套散熱裝置復(fù)雜等缺點，導(dǎo)致功率變換器在轉(zhuǎn)換效率和功率密度方面存在瓶頸。以SiC 和GaN 為代表的寬禁帶半導(dǎo)體器件具有高效、耐高溫和抗輻射等多方面優(yōu)點，逐漸成為取代傳統(tǒng)硅基功率器件的可行方案。然而，SiC 器件仍存在著閾值電壓低、柵源極之間耐負壓能力弱和易出現(xiàn)橋臂串?dāng)_等問題[35]，因此SiC MOSFET 的實際應(yīng)用還需要對其驅(qū)動電路進行優(yōu)化設(shè)計。GaN 器件相比SiC，其體積更小，能夠有效降低驅(qū)動損耗，并且其導(dǎo)通電阻更不容易受到溫度的影響，可以有效改善系統(tǒng)的熱穩(wěn)定性，雖然GaN 材料的性能優(yōu)異，但其器件制備過程中還存在一些核心技術(shù)和工藝上的難點尚未突破，GaN 晶體管在RF 下輸出電容的損耗較大[36]，且在超高頻范圍下，其動態(tài)電阻效應(yīng)也較為明顯[37]。

4.2 電源系統(tǒng)穩(wěn)定性和可靠性

航空電源系統(tǒng)作為整個航空器的重要組成部分，負責(zé)保證負載具有高效可靠的電能供給。在多電/全電背景下，航空電源系統(tǒng)的負載特性將更為復(fù)雜，除了常規(guī)的線性負載外，還將有諸如雷達、電驅(qū)動和定向武器等高功率、非線性負載的大量使用。因此分析不同用電負載的工作特性，以及突加、突卸負載對航空電源系統(tǒng)穩(wěn)定性的影響，對于全電飛機和電推進飛機的深入研究具有重大意義。

此外，在航空推進電源系統(tǒng)的設(shè)計過程中，應(yīng)當(dāng)充分融入和實現(xiàn)容錯功能，即電源系統(tǒng)發(fā)生單點故障后仍能保持運行，當(dāng)推進系統(tǒng)中某個部分發(fā)生故障時，能自動檢測并診斷故障發(fā)生位置，隨即迅速動作，從而保證電源系統(tǒng)功能維持在規(guī)定范圍內(nèi)。不間斷供電對于航空推進電源同樣有著重大意義，航空器飛行過程中，關(guān)鍵負載供電中斷可能對系統(tǒng)正常運行產(chǎn)生威脅，因此整機大部分關(guān)鍵負載要求實現(xiàn)不中斷供電，不中斷供電技術(shù)在交流電源系統(tǒng)中較難實現(xiàn)，相比于交流電源系統(tǒng)，直流電源憑借其易于并聯(lián)的特性能輕松實現(xiàn)不中斷供電。

4.3 電推進系統(tǒng)研究趨勢

未來針對電推進系統(tǒng)，特別是分布式電推進系統(tǒng)的研究主要包括但不限于以下方面。在總體設(shè)計布局方面，需要綜合考慮氣動結(jié)構(gòu)和推進一體化的需求，研究分布式推進布局、桁架支撐翼和翼身融合等設(shè)計布局技術(shù)。為了滿足電推進系統(tǒng)高效和輕量化的需求，基于永磁同步電機和超導(dǎo)電機的高功重比電驅(qū)動系統(tǒng)同樣是研究重點,需要在電機的磁性能和冷卻結(jié)構(gòu)設(shè)計方面不斷進行迭代優(yōu)化。在綜合能量管理方面，蓄電池、氫燃料電池和超級電容等新能源的使用使得電推進系統(tǒng)成為多源耦合的混合電力能源系統(tǒng)，因此需要研發(fā)更為智能的能量管理方案和熱管理技術(shù)，通過功能的復(fù)用實現(xiàn)多模塊集成與一體化設(shè)計。

5 結(jié)語

溫室氣體排放及噪聲污染是航空業(yè)亟待解決的問題，而電推進技術(shù)可以為相關(guān)問題提供合理的解決方案。本文系統(tǒng)介紹了航空推進電源系統(tǒng)架構(gòu)、與航空電源系統(tǒng)相關(guān)的電力電子變換器拓撲結(jié)構(gòu)、航空電源系統(tǒng)的控制方法及能量管理策略，并分析了當(dāng)前飛機電源系統(tǒng)存在的挑戰(zhàn)以及未來的發(fā)展趨勢。雖然電推進技術(shù)的應(yīng)用仍然面臨著許多問題和挑戰(zhàn)，但隨著相關(guān)技術(shù)的不斷發(fā)展和成熟，電推進技術(shù)將會在航空業(yè)得到全面的應(yīng)用。