飛機電動滑行系統驅動特性及節能減排性能分析

唐建軍，郭衛東，徐東光，賈玉紅

（1.北京航空航天大學 大型飛機高級人才培訓班，北京100083； 2.北京航空航天大學 機械工程及自動化學院，北京100083；3.中國商飛上海飛機設計研究院，上海201210； 4.北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京100083）

近年來，中國民用航空行業蓬勃發展，其背后帶來的負面影響也在逐漸加劇。其一，大量的燃油消耗導致能源的浪費，也關系到機場和航空公司的經濟效益；其二，主要包括CO、HC、NOX在內的污染物超量排放導致空氣質量的日益下降，對環境造成的破壞不容忽視，不利于綠色航空的發展。因此，如何進一步節省燃油消耗和減少污染物排放，是多家機場和航空公司的重點關注對象。

飛機在地面滑行時，利用自身電力系統代替主發動機（以下簡稱主發）作為動力源，驅動飛機地面滑行，這種新型驅動系統稱為飛機電動滑行系統（Aircraft Electric Taxiing System，AETS）。其最早可以追溯到2005年，由Borealis公司家族成員WheelTug公司提出在波音767上開發測試AETS原型機的想法，此后一些國外巨頭紛紛開展了相關樣機實驗［1］。

在理論研究方面，2011年，Dzikus等［2］研究了電動滑行對燃料量的節省高度依賴于飛機地面滑行時間，而飛行距離對整體燃油經濟性的影響較小；同年，Hamiti等［3］研究了利用AETS驅動主起落架機輪（以下簡稱主輪）運轉的可行性，對執行機構可能放置的位置進行了研究，發現AETS適用于高頻次起落的短途客機；2013年，Dzikus等［4］對于中短途飛機分別采用電動滑行、操作拖曳、單引擎驅動建立了油耗模型；2016年，萬麗麗等［5］在電動滑行過程中采用地面網絡拓撲建模的方法，通過優化滑行道路布局減少了油耗和排放；2015年，侯樂毅和朱剛［6］針對A380飛機建立了AETS動力學模型，該飛機所需的電動滑行功率需求遠大于輔助動力裝置（Auxiliary Power Unit，APU）提供的發電功率；2018年，張威等［7］對電動滑行傳動方案及機輪設計做了研究，運用MATLAB/Simulink對滑行過程加以仿真分析，電動滑行驅動最大滑行速度達到了37 km/h。

由于AETS是一個新的概念，國內外對其理論研究還較少。目前，理論研究主要集中在電動滑行設計、驅動力計算、能耗污染及發展前景挑戰等方面，研究相對零散，缺乏系統性。隨著以C919為代表的國產大飛機的快速發展，民用航空行業朝向綠色航空發展，研究中國自主的AETS至關重要。本文在前人的基礎上基于A320-200型客機設計AETS，從仿真的角度對其在地面滑行階段的驅動能力、穩定性和節能減排性能進行研究，以此綜合分析AETS的可行性和經濟特性。

1 飛機電動滑行系統方案設計

在民用航空飛機地面滑行過程中，推動飛機滑行的是怠速運轉的主發，其低速運行期間燃油利用率低，污染物排放率高。通過先進的發動機技術和氣動設計技術來減少燃油消耗和污染物排放問題已經達到了一個技術瓶頸，因此，必須采用新的思路和技術途徑。如果采用AETS代替主發驅動飛機地面滑行，進而可能在能源消耗、有害氣體排放等方面產生價值效益。AETS的一般組成結構如圖1所示。

為了設計AETS傳動方案，需要對飛機地面滑行時的受力狀況加以分析。飛機在地面滑行時受力情況如圖2所示。圖中：α為滑行道坡角；Nn、Nm分別為前起承力、主起承力；v為滑行速度；h為重心距離地面高度；a為前起落架距重心縱向距離；b為主起落架距重心縱向距離；mg為飛機重力。

由圖2所示，飛機電滑行的動力學方程為

式中：Ftr為驅動力；Frr為滾動阻力；FD為空氣阻力；Fi為坡道阻力；Fj為加速度阻力［8］。

AETS驅動機輪的驅動力不能大于機輪與地面間的附著力，否則會打滑導致驅動能力驟降或者無法驅動。輪胎在硬路面上不打滑滾動時，地面給予輪胎前向驅動力的極限值即為輪胎與地面間的附著力Fφ，其與輪胎承受地面支持力FZ成比例，即

圖1 AETS組成結構Fig.1 Composition and structure of AETS

圖2 飛機滑行受力狀況Fig.2 Stress state of aircraft taxiing

式中：φ為附著力系數（最大靜摩擦力系數）［9］。

將A320-200 型飛機和滑行道等相關參數［6，10-11］（詳細數據見表1）代入式（1）和式（2），計算出此型號飛機所需最小驅動力為15 847 N，其前起落架機輪（以下簡稱前輪）最大附著力為8 678 N，其主輪最大附著力為80 554 N。所以，對目標飛機只有采用主輪驅動才滿足滑行要求。進一步設計了利用APU供電、無刷直流電機（Brush-Less Direct Current Motor，BLDCM）驅動、干式多片型快速電磁離合器與二級齒輪副傳動的AETS，其二維傳動結構和三維實體效果如圖3所示。

表1 A320-200型飛機和滑行道等相關參數［6，10-11］Table 1 Relevant parameters of A320-200 aircraft and taxiway［6，10-11］

圖3 AETS機械系統Fig.3 Mechanical systems of AETS

2 飛機電動滑行系統建模

基于MATLAB/Simulink搭建AETS仿真模型，此系統可分為驅動電機模塊、機械系統模塊和排放性能評估模塊等。基于理論推導先建立各個模塊數字化模型，進一步利用Simulink元器件庫中各元件對AETS進行模塊化搭建。在此基礎上仿真驅動能力、穩定性及節能減排性能。

2.1 驅動電機模型

系統使用驅動電機為一款BLDCM。作為直流電機的一種，BLDCM的基本組成及原理與一般的直流電機無異。BLDCM 包括電機本體（轉子磁鐵、定子線圈、支撐件等）、霍爾位置傳感器及電子控制線路開關三大部分。依據其結構組成、運轉原理、數學模型［12-13］，在Simulink中搭建的BLDCM模型如圖4所示。

采用PID控制器調節電機轉速。比例因子KP、微分因子KD主要影響系統的快速性和穩定性。合理的KP、KD值可以使系統超調量小，調節時間短，穩定性高，動態性能好。積分因子KI主要影響系統的穩態誤差。合理的KI值可以消除系統靜差，提高系統抗干擾能力。將實際輸出轉速與控制轉速的差值輸入到PID控制器中，通過控制逆變器的供電電壓實現對電機轉速的調節。合理的KP、KD、KI才能使電機輸出轉速相對于控制轉速有更好的快速性、穩定性和準確性。運用經驗整定方法［14］調節，KP=50，KI=1 000，KD=0.2。

圖4 BLDCM Simulink模型Fig.4 Simulink model of BLDCM

2.2 機械系統模型

AETS機械系統包括傳動系統和飛機本體。由式（1）進一步推導［8］：

由式（1）～式（7），傳動系統輸入輸出的動力學方程為

式中：T為電機驅動力矩；i為傳動系統傳動比；η為傳動系統傳遞效率；R為主輪半徑；Wg為飛機自重；f為滾動阻力系數；α為跑道斜角；ρ為飛機迎風空氣密度；CD為空氣阻尼系數；A為飛機迎風面積；V為飛機迎風速度；λ為旋轉質量轉換系數；m為飛機質量；d u/d t為飛機滑行加速度。

傳動系統模塊由離合器與傳動齒輪副等組成。利用Simscape里面的齒輪、力矩傳感器、角速度源等組件搭建好的傳動系統如圖5所示，相關數據見表2。

Simulink里為用戶提供了飛機機身與機輪等部件。根據實際數據設置參數，如飛機參數（質量、重心位置、機身橫截面積、輪胎直徑、輪胎滾阻系數等）、環境參數（滑行跑道坡度、滑行風速等）（詳細數據見表1、表3）來計算仿真時的動力學數據。搭建飛機本體系統模型如圖6所示。

2.3 排放性能評估模型

AETS的油耗排放性能評估包括衡量滑行中的油耗量及有害氣體排放量。AETS消耗的電能來源于APU的發電機。帶動發電機運轉發電的APU本質為小型的發動機，其消耗的也是飛機燃油，燃油的消耗導致AETS工作過程中會排放有害氣體。所以，對電動滑行性能評估本質上是建立APU的燃油消耗模型與有害氣體排放模型。A320-200型客機APU型號為GTCP36-300，其發電機最大功率可達90 kW，該APU性能參數如表4所示［15］。表中：PAPU為APU發電機輸出功率，kW。

圖5 傳動系統Simulink模型Fig.5 Simulink model of transmission system

表2 AETS相關數據Table 2 Related parameters of AETS

表3 北京首都國際機場相關參數Table 3 Related parameters of Beijing Capital International Airport

圖6 飛機本體Simulink模型Fig.6 Simulink model of aircraft body

表4 GTCP36-300型APU性能參數［15］Table 4 Performance parameters of GTCP36-300 APU［15］

評估AETS能耗、有害氣體排放性能時，可利用主發驅動飛機滑行作為對比對象。建立主發能耗、排放數學模型。在相同滑行條件下，計算并對比主發、APU燃油消耗量和有害氣體排放量，進而可以分析出AETS節能減排的能力。

A320-200型飛機采用CFM56-5B/4P型發動機，其性能參數如表5所示［16］。

表5 CFM 56-5B／4P型發動機性能參數［16］Table 5 Performance parameters of CFM 56-5B／4P Engine［16］

基于表5數據，可利用最小方差原則建立FBIF關于推力F的插值擬合關系，EIFH、EIFC、EIFN關于FBIF的插值擬合關系，進而插值出相應滑行推力下發動機燃油消耗率、氣體排放率的近似數值。擬合出的數學函數如式（9）～式（12）所示，函數圖像如圖7所示。

上述APU、主發的燃油消耗率、HC排放率、CO排放率及NOX排放率均是基于25°標準大氣壓下測得的標準值。實際條件下，機場所處位置不同，機場滑行道溫度、氣壓、相對濕度等也會有所差異，會對燃油量消耗和相關氣體排放的系數造成影響。假設機場氣壓為P、機場壓強與標準狀況下海平面壓強之比為δ、機場溫度與標準狀況下海平面溫度之比為θ、機場空氣相對濕度為ψ、對應條件下機場水蒸氣飽和氣壓為Pv、飛機滑行馬赫數為Ma［17］。為了仿真能耗、排放數據的準確性，需要對能耗、排放系數進行修正。考慮環境因素后的修正結果為

在此數學模型的基礎上，利用Simulink搭建的APU、主發性能模型如圖8和圖9所示。

圖7 CFM56-5B/4P型發動機性能參數擬合函數圖像Fig.7 Fitting function images of CFM56-5B/4P engine performance parameters

圖8 目標型號APU性能Simulink模型Fig.8 Simulink model of target APU performance

圖9 目標型號主發性能Simulink模型Fig.9 Simulink model of target main engine performance

3 飛機電動滑行系統仿真分析

將BLDCM、機械系統、APU性能、主發性能模塊與自函數編寫的模擬輸入模塊按照系統仿真邏輯結構（見圖10）組合搭建AEST總體Simulink仿真系統模型，如圖11所示。

3.1 驅動能力

機場滑行道的路況大同小異。本文仿真在北京首都國際機場某滑行道上進行，A320-200型客機滿載時按照滑行技術指標［6］滑行，忽略空氣阻力，飛機平穩啟動至平穩滑行的理想情況。利用本文AETS仿真模型，模擬駕駛員操作，輸入不同起步加速度a0、指定滑行速度v，仿真飛機電機驅動力矩和滑行速度的輸出結果，如圖12所示。

由圖12（a）可知：①飛機起步加速度不同時，電機驅動力矩也會相應變化，但最終都穩定在所選電機額定力矩500 N·m范圍內。飛機從靜止啟動瞬間，電機啟動力矩會有超調，最大超調量可達到520 N·m，略大于所選電機額定力矩。由于超調力矩持續時間極短，且電機在使用過程中也允許短時間超負荷運行，此結果可接受。②當飛機平穩勻速運行時，所需電機驅動力矩約為209 N·m，略小于由式（8）計算的飛機穩定運行時所需理論電機力矩220 N·m。以最大起步加速度啟動時，電機啟動穩定力矩478 N·m也略小于電機額定力矩。這是由于仿真時忽略了傳動軸承的機械損失造成的。

由圖12（b）可知：此系統驅動飛機地面滑行最大速度可達4.91 m/s（17.7 km/h），而Wheel-Tug開發的AETS驅動飛機滑行速度最大可達18.5 km/h［7］。可知，在驅動滑行速度上本文系統達到了與WheelTug開發系統同等水平程度。

綜合說明，本文系統驅動能力良好。

3.2 穩定性

當系統平穩運行時，在滑行時間80 s時給飛機施加某一波動負載，圖13為電機驅動力矩、飛機滑行速度波動情況。

圖10 AETS仿真邏輯結構Fig.10 Simulated logic structure of AETS

圖11 AETS Simulink封裝模型Fig.11 Simulink encapsulation model of AETS

圖12 驅動能力仿真Fig.12 Simulation of driving capability

由圖13仿真結果表明，80 s時由于突加外部負載，電機驅動力矩會激增，在82 s時恢復至原狀態。飛機滑行速度幾乎無波動。本文系統穩定性良好。

3.3 節能減排性能

依據北京首都國際機場滑行道平均長度、滑行技術指標要求，設置滑行距離1 500 m，滑行時間不超過10 min。在相同條件下，對比仿真計算2種驅動方式的燃油消耗量、CO、HC及NOX排放總量，并計算利用AETS代替主發驅動飛機滑行節省的燃油消耗率和有害氣體減排率，以此研究本文系統節能減排的能力。圖14顯示出2種不同驅動滑行方式過程中的燃油消耗量和相關氣體排放量對比結果。

圖14 兩種驅動方式燃油消耗、氣體排放對比Fig.14 Comparison of fuel consumption and gas emission between two driving modes

為了突出對比利用AETS代替主發所帶來的效益，計算其燃油消耗節省率ηF、有害氣體減排率（CO、HC、NOX減排率分別為ηC、ηH、ηN），如圖15所示。

圖15 AETS相對于主發燃油消耗節省率、有害氣體減排率Fig.15 Fuel saving rate and harmful gas emission reduction rate of AETS relative to main engine

由圖15所示，利用AETS代替主發驅動目標飛機在地面滑行階段，能有效節約燃油消耗和相關污染氣體的排放。其中，ηF可達75%以上，ηC可達86%以上，ηH可達94%以上，ηN可達67%以上。在空中航行階段，所設計的AETS加裝在目標飛機上，估算為飛機增重200 kg左右［15］。目標飛機最大起飛質量77 000 kg，增重比0.26%。增重200 kg會為A320-200飛機航行1 000 n mile（1 n mile=1.852 km）增耗大約11.7 kg的燃油［2］。由圖15所示，在地面滑行階段，利用AETS代替主發驅動滑行10 min時節省消耗的燃油大約70 kg。所以，利用AETS代替主發驅動飛機滑行在民用航空行業的綠色發展方面有巨大收益。

4 結 論

隨著國人環保意識的日益增強，利用低速運轉主發驅動飛機地面滑行不利于綠色航空的發展，電動滑行或許是解決途徑之一。本文利用MATLAB/Simulink對基于A320-200飛機的電動滑行系統進行了仿真研究，從仿真的角度初步驗證了電滑行技術的可行性和優異性。

1）仿真結果表明，所設計電滑行方案穩定性、驅動特性良好。AETS驅動目標飛機在北京首都國際機場某滑行道上進行地面滑行時，A320-200型客機APU發電機驅動飛機滑行最大速度可達17.7 km/h，雖小于現階段主發驅動滑行平均速度30 km/h，但是大于拖車拖拉飛機于地面滑行平均速度15 km/h［6，18］。基本滿足實際滑行要求。針對目標飛機，若想提高AETS驅動滑行最大速度，必須改裝或加裝APU，將其發電機功率提高至180 kW 左右。

2）基于一定測試滑行長度，利用AETS取代主發驅動飛機滑行。可節省75%以上的燃油消耗、減少86%以上的CO排放、94%以上的HC排放、67%以上的NOX排放。節能減排性能表現優異。

本文的工作可以為未來中國電滑行系統的設計提供一定的參考和借鑒。