通航飛機新能源動力改型設計可行性初探

李巖，譚廣琨，趙志高，張文琦

1.中國航空研究院， 北京 100012

2.工信（北京）產業發展研究院有限公司，北京 100041

為應對氣候變化，低碳轉型是人類社會的必然要求。中國綠色發展的堅定方向就是碳中和。我國提出力爭到2030年實現碳達峰、到2060年實現碳中和。航空業的快速增長所帶來的溫室氣體排放，對氣候和環境的影響越來越大。航空工業發展也像其他交通運輸業一樣，是實現碳達峰和碳中和目標的關鍵[1]。

國際民航組織（ICAO）預測，若繼續使用和推進傳統航空技術，將無法實現到2050年減少碳排放量至2005年的一半的目標[2]。因此，航空業實現碳減排的重要任務之一就是開發和發展可持續的航空工業技術，包括氫燃料、生物燃料和太陽能等石化燃料之外的替代能源[3-4]。

相關資料研究表明，標準航空燃料的能量密度是氫燃料能量密度的1/3。利用氫能作為動力可以實現二氧化碳零排放，并可有效地降低排放其他污染物，氫能相比傳統能源具有非常明顯的優勢。因此，航空工業實現碳中和的重要發展趨勢和主要途徑之一是發展氫動力航空技術[5]。

國外發達國家對氫能的研發加大投入，加氫站、乘用車、電解水制氫廠、公交車、重型交通等領域得到了重點支持[6-7]。2021 年初，英國啟動了“零碳飛行”（FlyZero）項目，該項目的主要目的是探討大型民用飛機實現完全零碳排放的可行性，以綠色液氫能源為基礎的新一代民用航空產業零碳排放發展愿景最終形成[3]。

對未來空中運輸系統的構建演進設想如圖1所示。超低空低速飛行（小于500m）以旋翼無人機為主，動力主要是電動機，能源主要是鋰電池。在低空低速飛行（大于500m、小于1000m）中，以小型直升機或通用直升機為主，其動力主要是活塞發動機或渦軸發動機，燃料主要是液氫、航空汽油或煤油。中空亞聲速飛行主要采用小型固定翼飛機、中大型直升機、旋翼飛機等，動力主要是活塞式發動機、渦軸發動機、渦槳發動機等，燃料主要是航空汽油或煤油。高空亞聲速飛行，主要是渦噴客機、運輸機等，其動力主要是渦噴發動機，燃料是航空煤油。而超高空跨聲速和超聲速飛行，目前投入過商業運營的只有“協和”號飛機和圖-144客機，采用多臺渦噴發動機，燃料主要是航空煤油[8]。

圖1 未來空中運輸系統構建演進設想Fig.1 Evolution of future air transportation system construction

對于上述采用傳統航空煤油的飛機，氫能或鋰電池未來可以作為替代能源，其中在低空eVTOL、1.5t級以下輕型通用飛機方面，以鋰電池為能源動力的航空器已有諸多實踐[4]。本文重點分析1.5～10t級低中空螺旋槳飛機使用氫燃料電池為能源動力，并對中高空干支線、新概念、超聲速航空器的氫渦輪動力應用可行性進行展望。

本文首先分析氫能飛機的關鍵技術，然后構建氫能飛機改型設計優化方法，針對某通航飛機，利用該方法對不同的能源方案進行計算和優化，證明其可行性。進一步對不同的動力裝置進行優化分析，計算分析不同發動機方案帶來的重量收益，以及不同級別飛機的動力系統重量，以期為不同類型和用途的飛機選取能源動力方案提供參考。

1 氫能飛機的關鍵技術分析

1.1 氫能推進技術

發動機推進效率隨速度的變化曲線如圖2所示。由圖2可知，純渦輪噴氣、高/低涵道比內外涵渦輪噴氣的推進效率隨速度增加都是持續變大的。而采用渦輪螺旋槳動力，其推進效率隨速度增加呈先增大后減小趨勢，推進效率的拐點大概是速度為600km/h時。在速度小于600km/h時，與渦噴動力相比，采用渦輪螺旋槳動力的推進效率是最高的。

圖2 不同發動機類型的推進效率變化圖Fig.2 Plot of propulsion efficiency changes by engine type

目前，氫能飛機推進系統的兩個最受關注的方向是氫渦輪和氫燃料電池，氫渦輪推進系統和氫燃料電池系統的框架分別如圖3和圖4所示。氫渦輪的兩種形式包括氫渦輪電動風扇發動機和氫渦輪風扇發動機。氫渦輪電動風扇發動機是通過渦輪帶動發電機發電，電驅動電機通過帶動風扇產生推力；氫渦輪風扇發動機的結構與現役航空渦輪發動機基本相同，在燃燒室內燃燒，推動渦輪帶動風扇產生推力。氫燃料代替石化燃料作為能源，其燃燒過程不會生成二氧化碳、一氧化碳和硫化物等污染物，僅產生些水蒸氣和部分氮氧化物。使用氫燃料過程中雖然會因水蒸氣凝結形成部分尾跡云，但氫燃料仍可有效降低飛行過程對氣候的影響[9-10]。

圖3 氫渦輪推進系統框圖Fig.3 Block diagram of a hydrogen turbine propulsion system

圖4 氫燃料電池系統框圖Fig.4 Block diagram of hydrogen fuel cell system

與氫渦輪風扇發動機相比，氫燃料電池推進系統是通過電化學反應產生電的。內部氫電化學反應環境純凈，水蒸氣凝結核極少產生，形成的尾跡云也大大削弱[9]。雖然材料和制造領域的不斷進步和發展使氫燃料電池的能量密度得到了大幅提升，但氫燃料電池仍存在諸多問題，包括單體輸出功率低、使用壽命短和能量密度低等。為進一步延長壽命（超過25000h）、提高電池功率密度，未來需要采用一系列的材料、設計和技術，如電池一體化結構設計、新型電極材料、高效水熱管理和運行控制等方法。同時，還需要進一步提高系統輸出功率，擴大工作溫度范圍和電池模塊化設計。

1.2 氫燃料儲存技術

目前，氫能飛機機載氫燃料的存儲普遍采用高壓氣體或低溫液體儲罐技術。若以壓縮氣體形式儲氫，會給飛機質量和體積要求帶來巨大挑戰。而最有前途的技術途徑之一是使用液態氫形式儲存。以極低溫度（低于-253℃）儲存液態氫燃料，同時為防止液氫沸騰，儲罐中需要維持恒定壓力，這會使液氫儲罐的結構和配套冷卻系統變得很復雜，進而導致整體系統的質量能量密度和安全性大大降低。與傳統機翼油箱不同，應采用球形或柱狀儲罐儲存液氫燃料。因此，需要調整或重新設計現有的中遠程客機的機體結構，以適應液氫儲罐的存放。機身尺寸、形狀以及航程長短和飛行任務決定了儲罐的大小。液氫儲罐會增加機體尺寸，進而導致客艙空間減小，帶來飛行阻力和飛行成本的增加。對于飛行距離超過10000km、載客量超過250人的中大型遠程客機，因液態氫儲罐增加的重量，傳統客機結構無法滿足設計要求，需要對機體進行全新、革命性的設計，提高飛機內部空間結構利用率[9]，如箱式機翼結構等，如圖5和圖6所示。

圖5 氫罐與機身融合的常規布局Fig.5 The conventional layout of the hydrogen tank fused with the fuselage

圖6 氫罐獨立式外置常規布局Fig.6 Hydrogen tank freestanding external conventional layout

2 新能源改型設計分析方法

為實現零排放的目標，需要進行航空能源轉型，目前有多種航空零排放方案，包括氫燃料電池、電池電能、生物/合成燃料。這幾種方案各自都有優缺點，而采用哪一種方案進行航空能源轉型，應根據不同應用特點來選擇，商用飛機、軍用飛機、大飛機、小飛機因目標各不同，其選取的方案也不同，需要合理設計和計算適合不同飛機的方案。因此，需要使用氫能改型優化設計方法，計算和分析不同級別飛機改成不同氫能動力的重量變化，以判別方案的優劣。

2.1 新能源改型優化設計方法

氫能飛機的改型設計及優化分析方法包括總體參數分析、飛行速度與功率需求計算、巡航起降狀態升力分析、動力電機指標計算分析、液氫能量與重量（質量）容積分析、重量收益權衡、飛行階段功率匹配計算，如圖7 所示。通過總體參數分析，得到起飛重量、燃油重量、最大商載、機翼面積和螺旋槳拉力；再經過飛行速度與功率需求計算，得到不同飛行速度及其功率需求，基于原始數據巡航、起降狀態升力分析，計算出飛機在巡航和起降時所需的升力和升阻比；根據動力電機指標，分析得出不同的動力系統的額定當量軸功率、限制使用軸功率和重量體積；由液氫能量與重量容積分析得出需要液氫重量、當量體積以及容器體積；然后計算飛行階段匹配功率，通過重量收益權衡得到減少的重量值。

圖7 氫能飛機的改型設計及優化分析流程Fig.7 Modification design and optimization analysis process of hydrogen aircraft

2.2 新能源改型設計可行性分析

某型燃油飛機的參數和數值見表1，采用2.1 節的改型設計及優化分析方法得到改型后的飛機總體參數。

表1 某型燃油飛機總體參數Table 1 Overall parameters of a certain type of fuel aircraft

采用與燃油飛機相同的氣動外形，設計航時為1.75h（滿座最大航時的50%），采用兩臺推進功率為735kW的動力電機，能源分別采用鋰電池、氫氣燃料和液氫燃料。計算結果見表2和表3。由表2可以看出，因為鋰電池的能量密度比較低，導致需要的電池重量過大，電池重量比飛機的起飛重量更大，動力電機功重比太小，所以目前階段使用鋰電池進行改型優化并不可行。由表3可以看出，采用氫氣燃料的改型設計因為氫氣體積過大，相應的儲罐體積也過大，導致儲罐重量過重，采用氫氣燃料的電力裝置重量過大，是飛機起飛重量的53.93%，所以使用氫氣燃料進行改型也不可行。

表2 鋰電池組能源改型設計及優化參數Table 2 Lithium battery pack energy modification design and optimization parameters

表3 氫氣和液氫燃料能源改型設計及優化參數Table 3 Modification design and optimization parameters of hydrogen and liquid hydrogen fuel energy

采用液氫燃料進行改型設計，液氫燃料動力電機系統的比氫耗FH如式（1）所示

式中，ηF為動力電機轉化效率，取0.9；ηH為氫燃料電池效率，取0.5；EH為液氫能量密度，取40kW·h/kg，所以使用液氫燃料動力電機系統的比氫耗FH為0.0556kg/kW·h，而使用式（1）計算出的燃油發動機的比油耗為0.2625kg/kW·h（燃油發動機效率為0.3，燃油能量密度為12.7kW·h/kg）?？梢钥闯?，液氫動力系統的效率更高，其比氫耗是燃油發動機比油耗的0.21。所以，設計航時1.75h的液氫及動力電機裝置總重為2.18t，是起飛重量的25.97%，對于10t量級的通用飛機，基本可以保持有效商載，且液氫的重量較小，對飛機重心影響很小，對飛行控制沒有影響，所以采用液氫燃料改型設計是可行的。

3 動力系統改型方案設計及分析

3.1 液氫動力系統及螺旋槳改型設計優化

根據第2 節可行性分析，應采用液氫燃料和動力電機進行改型設計，后行李艙改為液氫儲罐，取消燃油系統，改為液氫系統，渦槳發動機改為動力電機。因某型通用飛機動力系統采用的是螺旋槳，針對采用不同的動力裝置和螺旋槳組合進一步進行改型設計優化。

其中，主要設計參數包括：最大起飛重量為8400kg，設計航程為1500km，設計航時為4.33h，巡航速度為395km/h，保持氣動外形不變，采取分布式動力。方案設置為：方案1：采用兩臺735kW的動力電機，螺旋槳是5葉，直徑為2.82m；方案2：采用6 臺250kW 動力電機，螺旋槳是3 葉，直徑為1.74m；方案3：采用6臺200kW動力電機，螺旋槳是3葉，直徑為1.74m；方案4：采用10臺120kW動力電機，螺旋槳是3葉，直徑為1.34m。

針對上述4 種方案，使用2.1 節的改型優化設計方法，計算的總體參數結果見表4。由表4可看出，方案3和方案4 的液氫電堆重量最小，方案2 的液氫電堆重量最大，相應地，方案3 和方案4 重量收益最大，方案2 重量收益最小。方案3和方案4中的液氫燃料及動力重量為2.113t，航程為1500km，所以改型設計優化可以減小動力系統和燃料重量，從而可以提高有效商載。

表4 不同螺旋槳和動力電機方案計算結果Table 4 Calculation results of different propeller and power motor schemes

3.2 不同航空能源及動力系統的起飛重量對比

針對不同類型的航空能源，利用2.1節的飛機總體參數估算方法，計算得出飛機不同級別起飛重量對應的動力系統重量（電池+動力電機及槳+電控等，或氫電池+液氫+儲罐+動力電機及槳+電控等，或液氫+儲罐+供氣+燃氣發動機），計算結果和曲線如圖8所示。由圖8可以看出，鋰電池組重量在起飛重量大于2t級時，其重量增加過大，占起飛重量的比重也越來越大，因此在飛機起飛重量小于2t級時，飛機適合采用鋰電池動力；起飛重量為2～10t 級時，液氫動力重量增長不明顯，占起飛重量的比重不大，可以保證有效商載，而起飛重量大于10t 級時，液氫動力重量的占比逐漸增大，進而影響有效商載，所以飛機起飛重量為2～10t級時適合采用液氫能源動力；飛機起飛重量大于10t 級時，發動機燃油重量的占比不大，可以有效保證商載，飛機起飛重量大于10t 級時適合采用可持續燃料/液氫燃料（SAF/LH）燃氣渦輪動力。

圖8 不同類型航空能源的動力系統和起飛重量Fig.8 Power systems and take-off weights for different types of aviation energy

4 結束語

本文分析了新能源飛機的關鍵技術氫能推進技術和氫燃料儲存技術，構建了新能源飛機改型設計方法，通過該方法可以快速得到不同設計方案的總體參數以及重量收益等數據信息。利用該方法分析了鋰電池、氫氣和液氫能源的動力系統改型方案的可行性。進一步對不同的動力裝置包括螺旋槳的葉數和發動機數量組合進行了對比優化分析，證明了多發動機方案更優，并給出了不同起飛重量的飛機采用不同能源動力系統的重量關系，證明了小型飛機適合采用鋰電池動力，中小型飛機可采用液氫動力，而大于10t級的飛機適合采用燃氣渦輪動力。計算的量化結果為不同類型和用途飛機選取能源動力方案提供了參考。