多電飛機電力系統及其關鍵技術

張卓然，許彥武，姚一鳴，于 立，嚴仰光

（南京航空航天大學多電飛機電氣系統工業和信息化部重點實驗室，南京 211106）

多電飛機使用電能逐步代替傳統飛機上的液壓能、氣壓能和機械能等二次能源［1］，簡化了飛機能源系統的結構，大幅度提高了飛機機載系統的可靠性和維護性［2］，同時也優化了飛機的能量利用效率，降低了燃油消耗和污染物的排放，多電化已成為提升飛機技術性能和戰術性能、支撐綠色航空發展的重要途徑［3-5］。

與傳統飛機相比，多電飛機大量使用電力驅動/作動系統，電機和電力電子變換器得到廣泛應用，各飛行階段任務的完成都離不開電力的支撐。因此，多電飛機對機載電力系統的容量、功率密度、可靠性以及容錯性都提出了更高的要求。自20 世紀70 年代多電飛機的概念提出之后，歐美國家陸續制定眾多計劃持續支持多電飛機相關技術的研究。20 世紀80 年代，美國率先開展了“多電飛機”（More electric aircraft，MEA）計劃［6］，隨后為開發適用于多電飛機的先進電力系統又實施了“多電飛機電源管理和配電系統”（Power management and distribution system for a more electric aircraft，MADMEL）計劃［7］以及“聯合攻擊機綜合子系統演示驗證計劃（Joint strike fighter integrated subsystems technology，J/IST）”。歐洲實施的“更開放的電 氣 技 術”（More open electrical technologies，MOET）計劃以及“潔凈天空”（Clean Sky）項目也在一定程度上促進了多電飛機電力系統的發展［8-9］。電工科技的迅速發展使得固態配電、電力作動和起動發電等關鍵技術得到了突破，再加上變頻交流和高壓直流兩種先進電源體制的發展使得多電飛機成為了可能。21 世紀初，空客A380、波音B787 以及F-35 三種多電飛機陸續升空，開啟了多電飛機的新時代。國內對于多電飛機的研究與實踐處于起步階段，在大型客機以及新一代軍機上進行了多電技術的初步應用。

多電飛機概念的提出已近半個世紀，3 種主要型號的多電飛機在不同的技術路線上進行了探索和實踐，但仍處于多電化發展的初級階段。未來多電飛機逐漸將電力系統與推進系統、液壓系統以及環控系統等飛行關鍵系統進行融合，多電飛機電力系統必然更加集成化；同時，數字化和信息技術的發展將促使多電飛機電力系統更加智能化和自主化；此外，高壓化、直流化以及綜合熱管理和能量優化也將是未來多電飛機電力系統的重要特征。

本文以飛機多電化為背景，闡述了多電飛機的基本概念和特點，分析對比了目前多電飛機電力系統的典型架構，梳理了支撐多電飛機電力系統發展的關鍵技術與研究現狀，討論了未來多電飛機電力系統的發展趨勢。

1 多電飛機基本概念與特點

理論上，液壓和氣壓驅動/作動都可以由電動力實現。多電飛機采用電能逐步取代現有飛機上的液壓能、氣壓能和機械能。起動發電一體化、電力作動、電環控等以及支撐多電飛機電力系統運行的先進供電系統架構、固態功率配電、動力和熱管理技術等都是多電技術的重要組成部分。圖1 和圖2 分別給出了傳統飛機和多電飛機的二次能源架構。

圖2 多電飛機二次能源架構[10]Fig.2 More electric aircraft power system[10]

航空電力系統由電源系統、配電系統和用電設備組成，是機上電能從產生、輸送、分配到使用的總體。電力系統對于多電飛機總體及全局優化設計至關重要，主要表現在：

（1）簡化了飛機發動機結構、改善了發動機性能。多電飛機可以通過采用內裝式起動發電機以及電動液壓泵、燃油泵和滑油泵，極大簡化甚至取消發動機附件機匣。通過使用電環控以及電熱防除冰技術使得發動機不再提取壓氣機壓縮后的高壓空氣。多電技術簡化了動力系統的結構，有效提升了發動機的效率和性能。

（2）簡化了飛機內部結構。多電飛機可以通過取消發動機引氣并且采用電力作動技術代替傳統飛機的液壓作動機構，簡化了飛機二次能源系統的管網架構，降低了系統重量，同時避免了氣壓管路與液壓管路的泄漏，提升了系統可靠性和可維護性。

（3）提升了飛機能源利用效率。一方面，電能在傳輸和變換過程中的損耗較小；另一方面，可以根據負載用電需求靈活控制發電量，減少了二次能源系統所需的燃油消耗。

（4）提高效費比、簡化后勤支援。多電飛機的保養維護簡單、可靠性高、使用維護費用低、地面支援設備少，供氣、供液和空調車等可以取消，只保留加油設備和電源車，因此顯著降低了地面保障和保養維護的難度，增加了飛機出勤率。

多電飛機表面上看是改變了飛機二次能源的布局，實質上多電飛機實現了飛機和發動機的全局優化，改善了飛機的總體技術/戰術性能以及經濟性，對于飛機的發展有著深遠的影響。同時，從二次能源角度，多電技術的發展方向是全電化，也就是將飛機上除發動機動力以外的各種能源統一為電能。

A380、B787 和F-35 三款多電飛機在不同程度上實現了部分二次能源向電能的統一，因此可以稱為第一代多電飛機。A380 的多電技術主要表現在使用電液作動器（Electric-hydraulic actuator，EHA）和電備份液壓作動器（Electrical backup hydraulic actuator，EBHA）取代部分液壓作動器，優化了飛機飛控作動系統的體積重量，初步實現了功率電傳操縱飛行（Power-by-wire，PBW）［11-13］，其舵面作動器的分布如圖3 所示［1］。

圖3 A380 舵面作動器分布[1]Fig.3 Actuator distribution of A380 rudder surface[1]

B787 則采用了電能代替氣壓能的多電化路線，通過利用起動發電一體化、電熱防除冰、電環控等多電技術，取消了發動機的引氣并且簡化了發動機的附件機匣，減少了發動機大約35%的引出功率，巡航狀態下的燃料消耗可以節省1%～2%［14］。B787 飛機中電力作動技術的應用較少，僅在部分擾流板的控制中采用了電力作動技術。

相較于A380 和B787，F-35 在二次能源結構上更接近于全電飛機。首先，F-35 采用了起動發電一體化技術，早期設計甚至曾嘗試將起動發電機內裝于發動機。同時，F-35 的作動裝置幾乎全部采用了電作動或電液作動，如圖4 所示。

圖4 F-35 戰斗機的電作動器布局[15]Fig.4 Electric actuator layout of the F-35 fighter[15]

此外，F-35 還采用了全新的動力和熱管理系統（Power and thermal management system，PTMS），采用同一套渦輪機組實現了輔助電源、應急電源、環控系統冷卻和熱管理功能的集成［15-16］。

多電技術的應用使多電飛機對電力系統的依賴性大幅度提高，也對機載電力系統提出了更高的要求，與地面電力系統相比亦有顯著區別，主要體現在以下4 個方面：

（1）運行環境不同。飛機電力系統的運行需要適應飛機高速或超機動飛行時的高溫、高壓以及強振動等惡劣環境。同時，機載用電設備的增多使得飛機有限空間內的電磁環境越來越復雜，因此需要充分重視各種電力電子設備之間的電磁干擾問題。

（2）與地面電力系統相比，機載電力系統對可靠性和安全性的要求更高。飛機中的飛控系統等關鍵用電設備的失電會導致飛機發生災難性事故，因此飛機電力系統中一般由多臺主電源構成余度供電，同時還配有輔助電源以及應急電源作為備份。除此之外，電力系統中的配電部分也具有較高的冗余容錯能力，從而保證關鍵匯流條和用電負載的不中斷供電。

（3）機載系統的體積重量直接決定了飛機的燃油消耗，因此對飛機電力系統部件的功率密度和效率有很高的要求，而高可靠性和高安全性的要求與降低機載系統體積重量兩者之間存在矛盾和相互制約關系。

（4）飛機電力系統的容量與地面電力系統相比較小，可以看作是孤島運行的微網結構。但與地面微網相比，多電飛機的電力系統大量使用電力電子設備以及電力作動器等非線性負載，其起動沖擊電流、恒功率特性和能量回饋等問題對電力系統的供電質量和系統穩定性帶來了諸多挑戰。

2 多電飛機電力系統典型架構與分析

多電飛機對供電容量的需求大幅度提升，電力系統的性能對多電飛機整體性能的影響日益凸顯。多電飛機電力系統的典型架構主要包括了變頻交流、高壓直流以及混合供電架構。

飛機變頻交流電力系統中的發電機取消了傳統恒頻交流系統中的恒速傳動裝置以及功率變換器，具有重量更輕、可靠性更高、損耗更低的優勢。同時，恒速傳動裝置的取消也使得發電機的起動發電一體化更易實現。但是，變頻交流系統仍然難以實現多臺發電機的并聯運行。A380 采用的就是115 V、370～800 Hz 的變頻交流供電系統，系統架構如圖5 所示［1］，其主發電機采用了4 臺150 kVA的變頻交流發電機，輔助電源采用了輔助動力裝置（Auxiliary power unit，APU）驅動的2 臺120 kVA、400 Hz 的恒頻交流發電機，應急電源采用的是1 臺沖 壓 空 氣 渦 輪（Ram air turbine，RAT）驅 動 的70 kVA 的變頻交流發電機，機載發電總容量高達910 kVA［13］。

圖5 A380 采用的供電架構[1]Fig.5 Power supply architecture used by A380[1]

多電飛機B787 采用了230 V、360～800 Hz 變頻交流供電體制，機載總發電容量達到了1 450 kVA。圖6 給出了B787 的供電系統架構［1］，其主電源是兩臺發動機驅動的4 臺250 kVA 變頻交流起動發電機，輔助電源是APU 驅動的2 臺225 kVA 的變頻交流發電機，應急電源采用的是1 臺RAT 驅動的發電機。與A380 不同的是，B787主發電輸出功率中有接近一半（445 kW）經過自耦變 壓 整 流 器（Auto transformer rectifier unit，ATRU）轉換，通過270 V 高壓直流母線分配至機載高壓直流負載。其中，40 kW 用于液壓系統，40 kW 用于冷卻系統，32 kW 用于環控系統的風扇，320 kW 用于環控系統的客艙增壓［17］。此外，系統中仍保留了115 V、400 Hz 交流以及28 V 直流匯流條，兩者通過二次配電裝置和遠程配電裝置為中小功率的恒頻負載和直流負載供電。B787 這種交直流混合形式的供電系統架構優化了大功率電機負載的供電，提高了系統的功率密度，并且很好地在供電體制、現有設備適配和適航等方面取得了平衡。

圖6 B787 采用的供電架構[1]Fig.6 Power supply architecture used by B787[1]

高壓直流電力系統具有重量輕、效率高、安全性和可靠性高、電磁兼容性能好等方面的優勢［16］。高壓直流系統避免了集膚效應和交流電抗的影響，減小了輸電線路上的壓降，從而提高了供電性能；同時，高壓直流系統減小了輸電線路和發電機的重量，提升了系統的效率；直流供電也減少了來自電源本身的電磁輻射，從而達到較好的電磁兼容性能。多電戰斗機F-35 就采用了高壓直流電力系統架構，如圖7 所示，搭載了1 臺雙路獨立輸出、每路80 kW 的高壓直流起動發電機；1 臺80 kW 的高壓直流應急電源，兼具輔助動力和應急動力裝置的功能。二次電源則包括2 臺160 A 的270～28 V DC/DC 變換器和1 臺5.4 kVA 的DC/AC 逆變器［15-16］。

圖7 F-35 采用的供電架構[16]Fig.7 Power supply architecture used by F-35[16]

此外，另兩款機型的架構也值得關注。美國F-22 戰斗機采用了270 V 高壓直流供電系統，其主電源為2 臺65 kW 高壓直流發電機，發電機不并聯工作，互為備份。二次電源采用了2 臺6 kVA 的DC/AC 逆 變 器 和4 臺2.1 kW 的270～28 V DC/DC 變換器，輔助電源則為1 臺由APU 驅動的22 kW 高壓直流發電機［18］。C919 飛機是中國首款按國際先進適航標準研制的單通道大型客機，采用了115 V、360～800 Hz 變頻交流架構。F-22 和C919 尚不屬于多電飛機，但二者均采用了較為先進的電力系統架構，具備多電技術特征。

3 關鍵技術研究現狀

多電飛機概念的提出打破了機載電力系統與其他系統獨立發展的邊界［10］，越來越多機載設備成為電力系統的用電負載，電力系統逐漸成為保障飛機可靠安全飛行的關鍵系統。

多電飛機電力系統的發展離不開多項關鍵技術的支撐，包括：電力系統架構及其建模和分析方法、大功率無刷發電與起動發電一體化、高效高功率密度功率變換和固態配電技術等。

3.1 電力系統架構、建模和分析方法

系統架構是飛機電力系統安全可靠運行的基礎，很大程度上決定了系統的運行效率和可靠性，同時也是實現系統控制、保護以及健康管理的前提。

如前所述，變頻交流以及高壓直流體制的發展使得多電飛機電力系統架構發生了很大變化，可靠性和電能利用率有效提升，其中，多電飛機B787 的電力系統架構中還采用了更為先進的分布式配電和負載自動管理技術，系統架構更加輕量化和智能化。

近年來，隨著電工技術的不斷發展［19］，新型電力電子變換拓撲在機載電力系統的應用成為研究熱點。諾丁漢大學的學者就提出了基于矩陣接觸器以及集成模塊化變換器等新型電力電子拓撲的機載電力系統架構［5］，如圖8 和9 所示。在此基礎上，結合優化配置方法以及智能管理策略可以使系統在不同飛行階段重新規劃負載供電路徑來滿足不同用電設備的需求，能夠有效提高電力系統的魯棒性以及電力電子設備的利用率。

圖8 基于矩陣接觸器的電力系統架構[5]Fig.8 Power system architecture with matrix contactors

高壓直流供電系統相比于交流供電系統具有更高的功率密度和可靠性，同時還可以采用閉式電網結構從而形成不中斷供電，圖10 給出了基于多發電機并聯供電的單匯流條高壓直流電力系統架構［5］，每臺發電機都采用下垂控制來實現均流供電。此外，直流系統還易于與燃料電池、動力電池和超級電容等儲能裝置連接，實現能量的雙向流動，進而實現系統能量和功率的最優分配，從而進一步提升系統運行效率和電能質量。

圖9 基于模塊化電力電子變換器的電力系統架構[5]Fig.9 Power system architecture with modular power electronic converters

圖10 單匯流條高壓直流電力系統架構[5]Fig.10 Single-bus HVDC power system architecture

隨著多電飛機對電能的依賴性越來越強，對機載電力系統的正常、故障和失效等模態進行分析，以及對系統的電能質量、保護和可靠性等技術指標進行評估也更為重要。傳統基于物理實驗的分析方法滯后于飛機的設計過程，同時設計與驗證的迭代周期長、成本高，影響現代飛機設計進度［20］。

對飛機電力系統進行建模，采用基于模型的系統工程（Model based systems engineering，MBSE）分析方法能夠避免傳統飛機電力系統工程設計的弊端，提高系統的設計效率［21-22］。開展電力系統建模的主要挑戰是需要平衡系統的仿真速度與系統中各個部件的模型準確性和保真度［23］。為此，歐盟在其MOET 項目中提出了建模層級的概念，并將機載電力系統中的部件按模型復雜度分為架構級、功能級、行為級以及電路級4 個層級。根據不同研究目的對系統中的部件進行不同層級的建模，可以有效提高仿真效率［9］。

多電飛機的發展使其電力系統綜合了電氣、機械、電子和控制等多個學科領域［24］，其運行特性還與電磁、損耗、熱以及流體等物理場直接相關。傳統電氣模型已不能完全表征系統的運行特性，因此對電力系統進行多學科多物理場的建模是進行系統級分析和驗證的關鍵技術和發展趨勢［25-27］。歐盟早在其2002 年開始的功率優化飛機（Power optimized aircraft，POA）計劃中，提出了銅鳥（Copper bird）試驗臺的概念［28-29］。銅鳥試驗臺是用于在地面測試飛機電力系統的多學科綜合試驗平臺，按照真實飛機一比一的比例還原機上電力系統的狀態，圖11 為賽峰集團開發的銅鳥試驗臺，可用于測試和分析機載電力系統的電能質量、系統可靠性和穩定性。我國C919 飛機的研制階段也通過銅鳥試驗臺完成了電力系統的地面驗證。

圖11 賽峰集團開發的銅鳥試驗臺[30]Fig.11 Copper bird test bench developed by Safran[30]

現階段，智能制造和工業4.0 時代的到來使得數字孿生技術成為覆蓋產品設計、生產、試驗、維修和使用等全生命周期管理的新概念［31-33］，如圖12所示，數字孿生技術可以將多電飛機電力系統的工作狀態和數據實時映射至數字空間，實現系統的在線分析、驗證和優化。

圖12 數字孿生概念圖[31]Fig.12 Digital twin concept map[31]

3.2 大功率無刷發電與起動發電一體化

多電飛機將機載非推進能源逐步統一為電能，要求飛機電力系統中的發電機能夠提供大容量高品質電能［10］。起動發電一體化技術將發動機電起動功能與發電功能融合在一臺電機上實現，簡化了發動機的附件機匣，提高了系統的功率密度，優化了飛機發動機軸功率的提取，從而減少了燃料消耗［34-37］，已在B787、A350 和F-35 三種多電飛機上實現了裝機應用。在此基礎上將起動發電機集成在發動機高壓軸上構成的內裝式高速起動發電機為消除發動機的附件機匣創造了條件，可以進一步提升功率密度和傳動效率，是下一代多電飛機的重要特征和關鍵技術［36-37］。

目前變頻交流電源體制下的多電飛機基本都采用三級式無刷同步電機作為主發電機和輔助發電機，三級式無刷同步電機由永磁副勵磁機、交流主勵磁機、旋轉整流器和主發電機等部件組成，通過調節主勵磁機即可完成主發電機輸出電壓的調節，具有發電控制簡單、過載能力強、易于滅磁保護等優勢。在主發電機輸出側增加不控整流電路即可將三級式同步電機拓展至高壓直流電源系統中使用，美國F-22 和F-35 戰斗機都以三級式高壓直流發電機作為其供電系統的主電源，并且后者實現了起動發電一體化功能。

三級式無刷同步電機發電技術相對成熟，起動發電一體化技術也已實現，但需要增加額外的勵磁控制電路才能完成，且起動控制策略較為復雜。同時，由于三級式電機轉子結構復雜以及旋轉整流器的可靠性問題，難以實現高速運行，限制了其在高壓直流電源系統中的進一步發展，并且不能與發動機集成實現內裝起動發電。混合勵磁電機結合了電勵磁電機調壓簡單以及永磁電機起動控制靈活和高效的優勢。轉子磁分路混合勵磁電機通過固定導磁橋來實現轉子無刷勵磁，因此不需要低可靠性的旋轉整流器部件；同時，轉子磁分路混合勵磁電機主磁場正弦度較高，能夠滿足航空交流起動發電系統多種工況下的高電源品質要求，在多電飛機變頻交流起動發電系統中具有良好的應用前景［38-39］。

稀土永磁電機的轉子永磁體實現無刷勵磁，相比于電勵磁同步電機具有功率密度高、效率高以及可以高速運行的優勢，但同時也面臨高溫退磁和故障滅磁的風險［40］，多電戰機F-35 上PTMS 中的內裝式永磁起動發電機就采用了高阻抗設計，額定功率為80 kW/270 V，峰值功率可以達到120 kW，轉速達59 000 r/min。相比于永磁電機，開關磁阻電機定轉子不含永磁體，結構更為簡單可靠且容錯性強［41］，F-35 早期在地面驗證時其高壓直流系統的主電源就使用了160 kW/270 V 的雙通道開關磁阻起動發電機［42］。以上兩種電機一般應用在高壓直流系統中，本體雖然可靠但其起動和發電運行都必須使用可控全功率變換器，并且發電工況下需要獲取轉子位置信息，控制策略較為復雜，削弱了電機本體結構簡單可靠帶來的優勢。

電勵磁雙凸極電機是由開關磁阻電機衍化而來，繼承了磁阻電機結構簡單可靠、容錯性強的優勢，其定子上有獨立的勵磁繞組，因此通過調節勵磁電流即可調節輸出電壓［10，36］。在此基礎上，可以將電勵磁雙凸極電機與永磁電機構成并列式混合勵磁電機，從而充分發揮兩者優勢，同時永磁部分與電勵磁部分相互獨立無磁路耦合，具有較高的設計靈活性。這兩種電機由于其電機結構的特殊性存在發電正弦度差的問題，一般只用于高壓直流供電系統中，與永磁電機和開關磁阻電機相比不需要檢測轉子位置信息并且無需可控功率變換器，因此起動發電控制策略更為簡單可靠，為航空內裝式高速起動發電系統提供了新方案［38-39］。

3.3 高效高功率密度功率變換

多電飛機電力系統的容量大幅度增加并且廣泛使用大功率電力作動，對功率變換裝置的需求遠高于傳統的飛機。電力系統中實現不同種類電能之間變換的二次電源，起動發電機、電作動和電環控系統中的電機控制器，電池充電器以及航電設備的供電電源都屬于功率變換設備。以多電飛機B787 為例，其電力系統中二次電源總容量就高達800 kW。

目前機載功率變換設備均采用硅基半導體器件，硅器件技術經過60 年的發展，從架構、可靠性和性能提升方面已經接近其物理極限，難以大幅減小的導通損耗和開關損耗限制了變換器效率的提升，較大的結電容限制了高功率等級變換器的開關頻率，因此需要較大體積重量的濾波裝置，功率密度難以有效提高。此外，硅器件的最高結溫一般為150 ℃，大功率變換器則需要更復雜的散熱冷卻系統。B787 飛 機150 kW 的ATRU 和110 kW 的 通用電動機起動控制器（Common motor start controller，CMSC）就難以通過風冷實現散熱，須使用液冷來保障其運行可靠性。

21 世紀初，以碳化硅和氮化鎵為代表的寬禁帶半導體器件迎來加速發展。與硅器件相比，寬禁帶器件具有開關頻率高、擊穿電壓高、結溫高、抗輻射能力強和導通電阻小等優勢，為航空高效高功率密度功率變換的實現提供了基礎條件［43-44］。

使用寬禁帶半導體器件可以大幅提高功率變換器的開關頻率，但同時開關損耗也隨之增加；另一方面，當開關頻率增加到一定程度時也會帶來嚴重的電磁輻射和噪聲等電磁干擾問題，干擾其他電子設備的正常工作［44］。結合零電壓開通和零電流關斷的軟開關技術可以有效降低開關損耗并且抑制高頻開關帶來的電磁干擾，從而提高變換器的效率和可靠性［45］。

多電飛機電力系統電源體制逐漸向高壓大功率的方向發展，目前飛機上的二次電源大多采用兩電平變換器，對內部開關器件的電壓和功率等級要求較高，因此ATRU 等二次電源內部一般都配有變壓器，體積重量相當大。雖然寬禁帶器件的發展提高了半導體開關器件的開關頻率，但在高壓大功率場合開關頻率與容量之間的矛盾仍然存在［46］。多電平技術的發展突破了傳統功率變換器的局限［47］，通過對功率開關器件進行級聯組合能夠提升變換器的耐壓/耐流能力從而實現高壓大功率輸出，大幅度提高了功率變換器的等效開關頻率和輸出波形質量，直接降低了高壓大功率變換系統對變壓器和濾波器的容量需求，在此基礎上采用模塊化設計能夠提高變換器的拓展性、維護性和容錯性［48-50］。目前，模塊化多電平技術已經涵蓋DC/DC、DC/AC 以及AC/AC 等多種形式的電能變換，在多電飛機電力系統中具有較高的應用潛力。

3.4 固態配電

配電系統是飛機電力系統中聯系發電和用電的關鍵環節，實現電能的輸送、分配和保護作用。隨著航空技術的發展，配電系統的控制方式逐漸從傳統的常規配電、遙控配電發展為目前的固態配電。固態功率控制器（Solid state power controller，SSPC）作為先進固態配電系統的關鍵部件，以功率半導體器件作為開關，集成了繼電器的開關控制功能和斷路器的保護功能，具有響應快、開關無電弧、不存在機械磨損的高可靠性優勢［1］。

SSPC 首次應用于軍機洛克希德C-130J 上［51］。1997 年，先進戰機F-22 成功首飛，其配電系統中就采用了可編程的SSPC，并通過1553B 通訊總線和微處理機實現了負載的自動管理。多電飛機A380、A350、B787 和F-35 中 都 已 廣 泛 使 用 交 流115 V 和直流28 V 的SSPC 作為配電系統的基礎元件，其中B787 的配電系統采用了先進的分布式固態配電技術，使用了多達900 個SSPC［1］。大飛機C919 的配電系統中也采用SSPC 來提高系統的可靠性。

目前，SSPC 主要應用在遠程配電中心或者二次配電中心，向中小功率的負載配電，受固態開關器件導通壓降大以及容量的限制，機載一次配電仍使用有觸點的斷路器或混合式斷路器。隨著寬禁帶器件的發展，國內外多家研究機構開始研制基于碳化硅的SSPC 以及高壓大功率固態斷路器（Solid state circuit breaker，SSCB），有望將其應用至一次配電中從而實現更為全面的固態配電［52-53］。

集成化、通用化和模塊化是下一代SSPC 的發展方向，美國DDC 公司、Leach 公司已經相繼推出了第三代基于微處理器的多通道SSPC 模塊和配電單元，進一步提高了SSPC 的功率密度和集成度。其中，DDC 公司的產品RP-28001000N0 能夠實現在270 V 直流電壓下提供12 通道150 A 的電流輸出，如圖13 所示［54］。此外，通過將電弧故障檢測和壽命預測等技術集成至SSPC 中［55-56］，能夠使電力系統更加智能化，具有更高的可靠性以及更完善的故障診斷與保護功能。

圖13 多通道270 V 高壓直流SSPC 模塊[54]Fig.13 Multi-channel 270 V HVDC SSPC module[54]

3.5 用電設備

傳統飛機中的用電設備主要包括航電設備、照明設備以及供油設備等，多電飛機的誕生使機載用電設備的數量和種類大幅增加［57］，如圖14 所示。首先，多電飛機通過大功率高速電機傳動壓氣機作為高壓氣源來實現傳統飛機上客艙增壓、空調制冷以及機載設備冷卻等環控系統的功能。多電飛機B787 率先采用了電環控系統的理念，其電環控系統中配有四臺電動壓縮機以及兩臺風扇電動機，總功率約為500 kW。同時，B787 還使用了電熱防除冰代替傳統飛機上的氣熱防除冰系統。

圖14 多電飛機的發電機與用電設備[57]Fig.14 Generator and electrical equipment of more electric aircraft[57]

多電飛機廣泛使用電力作動器代替傳統飛機中的液壓作動器完成飛行舵面的操縱［58］。空客A380 和A350 都采用了基于2H/2E 的飛控作動系統架構，通過在主飛行舵面上配置EHA 和EBHA代替傳統3H 架構中的一個液壓回路，減小了體積重量。多電戰斗機F-35 的主飛行舵面則全部采用EHA 作動，大大提高了飛機的戰術性能。相比于EHA 和EBHA，機電作動器（Electromechanical actuator，EMA）通過電機傳動機械裝置實現舵面的作動，能夠進一步取消液壓源及其管路，但由于可靠性和安全性方面的原因目前僅應用于飛機的輔助操縱舵面。例如，B787 的14 個擾流板中有4 個就采用EMA 作動，A350 的水平安定面（Trimmable horizontal stabilizer，THS）中采用了基于EMA的全電作動［59］，此外，B787 還將EMA 用于機輪制動系統中代替傳統的液壓剎車，可靠性大大提高，是首架應用全電剎車的多電飛機。

為了減小飛機在地面滑行過程中發動機的燃油消耗和噪聲污染，優化機場運行效率，綠色滑行的概念逐漸被提出。綠色滑行通過在前起落架或主起落架中安裝機輪電驅動裝置以實現電力驅動［60］，如圖15 所示，是未來多電飛機的重要發展趨勢。目前，霍尼韋爾與賽峰公司、德國WheelTug公司以及DLR 研究中心均對電滑行展開了大量的研究和實驗，并在A320、B737、B767 等飛機上完成了測試［61-62］。文獻［63-64］指出，電滑行中電機的功率范圍一般在150～300 kW，同時制動導致的能量回饋功率最高達95 kW，因此電滑行驅動系統的供電以及能量回饋管理成為其發展和裝機應用的關鍵技術。

圖15 電滑行驅動裝置示意圖[60]Fig.15 Diagram of the electric taxiing drive[60]

多電飛機廣泛使用電力作動，其機載用電設備相比于傳統飛機種類更加繁雜，同時具有更強的非線性。其中，機載設備中的開關電源和調速電機其輸入電壓與電流之間呈負阻抗特性，都屬于恒功率負載；EHA、EBHA 和EMA 等電力作動器、電動剎車以及電動滑行等裝置處于制動工況時，會使電機工作在發電狀態，將電能返回至電網，屬于具有能量回饋特性的一類負載；機載高能激光武器、動能武器和雷達設備工作時呈現出短時周期或非周期脈沖特性，屬于脈沖負載。大量的非線性負載容易導致系統偏移正常工作點，嚴重時會使系統產生振蕩，極大影響系統的穩定運行。各類新型電氣負載對于多電飛機電力系統穩定性和動態性能的影響需要深入研究。

目前常用的電力系統穩定性分析方法主要分為小信號分析和大信號分析［65-66］。其中，小信號分析一般基于系統的阻抗模型，依據Middlebrook 等準則對系統在小擾動的情況下判穩。大信號分析則以Lyapunov 判據為基礎，常用于分析系統在大擾動情況下的穩定性。針對系統穩定性的補償方法有無源阻尼法和有源阻尼法，無源阻尼法一般通過增大母線電容實現，有源阻尼則是在系統的控制策略中注入線性或非線性補償信號，通過調整源或負載側的等效阻抗來提高系統的穩定性。

3.6 電力系統故障診斷和健康管理

作為多電飛機的關鍵子系統，電力系統的性能和狀態直接決定了飛機的安全可靠飛行以及戰術任務的完成，因此，多電飛機對電力系統可靠性和維護性提出了更高的要求，同時也對電力系統的測試、維修和保障帶來更大的挑戰。

最初飛機上一般采用機內測試（Built-in test，BIT）完成對機載電力系統的故障診斷，但由于虛警率較高并未進行推廣應用。到了20 世紀80 年代，微處理器技術和總線技術的發展推動了BIT更加數字化和智能化，有效降低了虛警率和檢測時間，BIT 技術在B747、A320、F-16 和F-18 等飛機上得到了廣泛的應用。隨后，歐美國家又陸續提出更為先進智能的機載故障預測與健康管理（Prognostics and health management，PHM）技術，通過使用傳感器實時監測系統的運行狀態，結合微處理器技術以及智能算法實現故障的快速診斷定位。同時還能對系統、部件或模塊的故障和剩余壽命進行預測［67］，從而提高系統的可靠性和維護性，將傳統的“事后維修和定期維修”轉變為“視情維修以及基于狀態的維修”。PHM 技術逐漸成為支撐電力系統可靠運行的關鍵技術。

目前，美國波音和歐洲空客公司針對旗下民航飛機開發的PHM 系統，都采用了基于機載PHM系統、地空數據鏈系統和地面健康管理軟件平臺的體系架構，已經應用在多電飛機B787、A380 和A350 中［68］。多 電 戰 機F-35 的PHM 系 統 如 圖16所示，由機載智能實時監控系統、地面綜合管理系統以及兩者之間的接口組成，覆蓋了機體結構、推進系統、飛控系統以及包含電力系統在內的機電系統等多個子系統［67-71］。

圖16 F-35 PHM 系統結構及所用技術[69]Fig.16 F-35 PHM system structure and technology used[69]

多電飛機的發展使得機載各子系統逐漸趨于電氣化，通過復用傳感器即可實現對機載各個系統狀態的監測并且不需要設立獨立的供電裝置，因此，多電技術使得PHM 更易實現。另一方面，隨著發電機控制器、匯流條功率控制器和SSPC 等部件的數字化和智能化發展，通過將故障診斷和壽命預測功能集成在部件中，能夠實現電力系統的自主PHM，進一步提升故障診斷和保護的速度，從而提高電力系統的安全性和可靠性。

4 電力系統發展方向

4.1 高壓、直流化

隨著飛機電力系統用電需求的增加，通過提高電壓等級來優化系統的體積重量成為多電飛機的必然趨勢，在多電飛機A350 和B787 中采用的230 V 變頻交流體制以及F-35 中采用的270 V 高壓直流體制上已得到了體現。

相比于變頻交流體制，高壓直流體制更具優勢和潛力，是未來多電/全電飛機的重要發展方向，具體表現在以下4 個方面：

（1）從供電電源的角度，高壓直流系統能夠突破交流系統對發電頻率的約束，因此可以使用更高轉速的發電機從而減小發電機的體積重量，提升功率密度。

（2）從電力系統配電的角度，相比于交流電力系統的三相四線制，高壓直流系統采用單線制或雙線制，電纜的重量大幅度降低。此外，直流輸配電的線路阻抗較小并且無集膚效應，因此使用直流系統可以減小傳輸損耗，提高配電系統的效率。

（3）從電力系統用電設備的角度，高壓直流系統中的變換器不需要進行無功補償和功率因數校正，簡化了負載驅動電源的設計，為大功率電驅動和電力作動等多電化負載的應用提供了便利條件。

（4）從電力系統控制和管理的角度，高壓直流系統更易于實現多通道并聯控制，能夠在增大系統容量的同時進一步提高系統的穩定性和可靠性，實現不中斷供電。

未來，多電飛機高壓直流系統的電壓等級將突破目前的270 V 或±270 V，朝著540 V 甚至更高等級發展。高壓、直流和大容量帶來的電力系統和設備絕緣、安全等問題將更加突出。

4.2 智能化

隨著多電飛機分布式電力系統概念的提出和應用，飛機電力系統逐漸呈現微電網的特征，可以將飛機電力系統看作空中移動微網。

人工智能以及數字化技術的發展使得目前多電飛機電力系統呈現出局部智能化的特征。以智能部件SSPC 為核心，集總線控制、負載自動管理以及故障預測與健康管理等功能的智能配電系統就是最明顯的一個例子。

未來，通過將人工智能、大數據以及先進智能傳感技術等應用至多電飛機電力系統中，能夠實現電力系統中各模塊的高效協同運行。智能發電機（含控制器）和智能配電等概念將不斷豐富和完善。同時，電力系統能夠通過對發電、配電和用電設備狀態信息的監測做出最優的決策和控制，提高系統的電能質量和運行效率，確保在各種工況和環境下安全可靠運行，成為高度自主、智能的空中移動微網。

4.3 集成化

多電飛機電力系統集成化程度將越來越高，有助于進一步減小系統的體積重量、提高系統的可靠性和運行效率，同時集成化也為系統的監測、維護和保障提供了便利。電力系統的集成特征包含部件集成和系統集成。

（1）部件集成

傳統系統中的電機與功率變換器、控制器相互分離，連接線纜以及各自獨立的冷卻設備導致航空電機系統體積重量較大。通過將變換器以及電機控制器集成至電機系統的內部，采用一體化的設計方法，可以優化冷卻設計以及線纜長度，提升航空電機系統的功率密度和運行效率。

飛機電力系統中的二次電源往往需要考慮一定的余度和容錯設計，因此導致二次電源的功率密度提升困難。寬禁帶器件以及電力電子模塊化封裝技術的發展為機載變換器的集成設計提供了可能，使用功率密度更高以及容錯能力更強的集成化多端口、多功能變換器代替傳統的功率變換器，能夠在優化二次電源的體積重量的同時實現負載的余度和容錯供電。

（2）系統集成

多電飛機的多電發動機將起動發電機內裝在航空發動機內部，實現了電力系統與飛機推進系統的集成。未來，高可靠的機電作動器有望替代目前的液壓作動器和電液作動器，實現電力系統與飛控系統的進一步集成。此外，電環控和電熱防除冰技術能夠取消發動機的引氣，電動滑行技術賦予機輪新的使命從而實現無排放綠色滑行，這些都將促使電力系統朝著更加集成化的方向發展。

4.4 綜合熱管理和能量優化

多電飛機機載用電設備大量增加，除了對電力系統的容量提出了要求，同時還帶來大功率電氣設備的冷卻問題，隨著未來大功率脈沖雷達設備以及高能武器的裝機應用，其工作時產生的熱載荷急劇增加，對機載設備的熱管理帶來更加嚴峻的挑戰。

飛機子系統內部大多設置冷卻散熱設備，各子系統之間的冷卻相互獨立，造成了功能的冗余和浪費，導致機載系統體積重量較大。電氣設備的損耗發熱可加以有效利用，單個設備的效率最優不一定使整個系統效率最優，因此，有必要對多電飛機進行綜合熱管理。通過對機載有限的熱量和熱沉進行綜合管理，可以優化整機的熱量分配，為電力系統中大功率高能負載的運行提供良好的機上環境支撐。

此外，脈沖功率負載和電動機負載等非線性負載的增加導致多電飛機電力系統的峰值功率越來越高，但在整個飛行任務剖面中的占比卻很小，傳統按照峰值功率的設計方法雖然保證了電力系統的可靠性但系統的運行效率和燃油利用率都很低。未來多電飛機的電力系統將按動態需求設計，以整個飛行任務剖面的平均功率作為發電機的功率設計點，采用儲能技術滿足負載的峰值功率需求，并對再生能量進行管理，從而優化系統的體積重量，提高電力系統的運行效率進而提升發動機的燃油利用率。

5 結 論

航空電力系統技術的創新與實踐對于多電飛機的發展至關重要。只有新型航空電力系統基礎理論和關鍵技術的突破，才能實現飛機整體設計優化、燃油效率提升、運營成本和后勤保障難度降低。多電飛機電力系統理論及其關鍵技術是航空科技研究和發展的重要方向。

電工科技的發展使得大功率無刷起動發電一體化、高效高功率密度功率變換、固態配電、系統故障診斷和健康管理等電力系統相關技術得到突破，大大促進了多電飛機的發展，電力系統已成為影響多電飛機安全、經濟運行和戰術性能的關鍵子系統。

未來，航空電力系統將逐漸向飛控、燃油、環控等系統擴展融合。以多電發動機、電力推進為代表的新一代動力裝置對電力系統的要求和影響將進一步延伸到機載電源和用電設備，電力系統與動力系統也將實現深度耦合。飛機動力系統和任務系統的變革，將深刻影響機載電力系統的用電負載特性，對電力系統的架構、關鍵部件以及系統的綜合控制和管理提出新的更高要求。