一、引言

随着人们对环境问题的日益重视，以及电力系统技术的进步，尤其是应用宽禁带半导体的电力变换技术的发展，飞机电推进技术成为世界航空领域的重要发展方向之一。飞机电推进技术是飞机电气化的最新发展，是机上二次能源电气化（多电飞机）向一次能源电气化的拓展。从功能层面来看，电推进系统彻底改变了传统燃气涡轮发动机主导的推进方式，是一种具有“颠覆性”的新型动力模式；而从技术手段层面来看，它并非完全摒弃现有的航空动力基础，而是通过将传统发动机技术与现代电力系统进行深度融合，实现更高效、更环保的推进解决方案。

2016年，美国航空航天局（NASA）提出了飞机电推进系统的分类，并给出每类系统的简单架构（图1）。2022年，美国自动机工程师协会（SAE）对飞机电推进系统相关术语进行了规范，并给出了电推进系统的通用架构和各类电推进系统更详细的描述和示例。架构（Architecture）是系统、产品或项目的顶层设计蓝图，用于定义其核心组件、交互方式、组织结构和运行规则，以确保系统能够高效、可靠地实现既定目标。为了从顶层上对飞机电推进系统进行研究，有必要首先明确电推进架构分类和分析方法。

图 1  NASA提出的电推进系统架构

二、通用功能架构

图2为飞机电推进系统的通用功能架构图，其中包含了电推进系统所需的各个子系统或组件，并展示子系统之间的相互关系。由于这是一个通用架构，因此某些特定架构将不需要其中某些功能组件。例如，全电动架构不需要内燃机或发电系统的功能。由于各个子系统之间存在交互关系，因此需要控制管理系统来进行协调，这一功能包含在飞机系统（可以是飞行管理系统、飞控系统或者热管理系统）中。

图 2  飞机电推进系统通用功能架构

上述通用功能架构中既包括传统飞机电力系统或发动机系统已有的子系统，也可能需要针对电推进的特殊需求引入新的子系统。这些组件定义描述如下：

（1）内燃机(ICE)：燃烧燃料的发动机，例如涡轮发动机和往复式发动机，包含一个或多个燃烧室，可将化学能转化为热能，然后转化为推力和/或力矩。

（2）发电系统：将ICE的机械能转化输出电能。发电子系统可以包括以下组件：一个或多个发电机和发电机控制器以及电力变换电子器件。

（3）电能存储：电能的电化学存储，以便随后转化为电流，包括但不限于电池和超级电容器。存储的能量可以源自地面电力、发电机、来自电动发动机的再生电力或其他能源。

（4）其他能源：除传统内燃机驱动的旋转发电机之外的能源，用于提供推进所需电力。例如储存的燃料，用于在燃料电池中转化为电能。

（5）配电：配电和管理系统协调电源，为所有电力系统和设备提供控制和保护。

（6）电动发动机：一种将电力转换为用于推进的机械动力或推力的飞机发动机（非传统燃气涡轮发动机），包括相应的控制和运行所需的组件。电动发动机至少包括电动机、相关电子控制器、断开装置、接线和传感器。电动机控制电子器件和电动机电力电子器件可以一起封装在通常称为电机控制单元（MCU）的组件中。电动发动机所使用的电力通过配电系统提供并且源自发电系统、能量存储和/或其他能源。

（7）机械转换：用于从一个或多个驱动源（例如电动机或内燃机）向一个或多个负载（例如推进器）传递机械功率，并在扭矩/转速方面进行适配的传动系统。此功能的一个例子是变速箱，还可以包含接合或脱离轴的运行和/或安全装置（例如，离合器、飞轮、扭矩限制器等）。某些配置不需要机械转换组件。

（8）推进器：一种扭曲翼型的机械装置，例如螺旋桨、风扇或旋翼，可将旋转运动转换为推力和/或升力。推进器可以包括桨距控制以提高效率和/或具备顺桨功能以减轻系统故障的影响。

表1总结了图1中6种架构中涉及的动力源和组件。

表 1  电推进架构及相关元素总结

三、详细架构示例及特点分析

Part.1全电动

全电动架构完全依赖机载储能设备（如锂离子电池、固态电池或未来可能的氢燃料电池）作为唯一的能量来源。系统主要包括储能系统、配电、功率变换器、电动发动机和推进器。能量路径为：储能装置提供电能→电力电子控制系统调节→电动机驱动推进器。

全电动系统的主要优势在于零排放、低噪音、结构简洁、控制灵活，特别适合城市空中交通、短途通勤等绿色航空场景。但其最大挑战在于当前电池的能量密度限制了航程和载荷能力，热管理和能量管理系统设计难度大，同时系统需满足高可靠性与适航要求。

图 3  全电动架构示例

Part.2串联混动

串联混动架构以内燃机（如涡轮发动机）驱动发电机产生电能，再通过电力电子系统驱动电推进系统，同时可为电池充电。推进电机负责全部推力输出，推进路径为：发动机→发电机→电动机→推进器；电池可作为缓冲或辅助电源。该架构下，推进完全依赖电动机完成，发动机仅作为“能量源”而不直接参与机械推进。

其优势是可以使内燃机始终工作在高效区间，从而降低油耗并减排，同时推进系统布置更加灵活，便于采用分布式电推进。其挑战在于：整个系统的能量链条较长，电能转换效率受限，多个能量环节增加了系统复杂性，电动机与电子系统必须承担全部推力，需具备高功率密度与高可靠性。

图 4  串联混动架构示例

Part.3并联混动

并联混动架构将内燃机与电动机同时用于驱动推进器，电动机通过来自电池的能量辅助推进。能量路径为双通道：内燃机→推进器，以及电池→电动机→推进器。两者可协同输出，也可独立工作。该结构保留了传统推进通道，同时引入电力推进的灵活性，是一种过渡性方案。

其优势是具有良好的推力冗余性和应急能力，在爬升、起飞等高推力阶段可同时输出提升性能；在巡航阶段可选择更经济的工作模式。挑战在于机械耦合设计复杂，动力协同控制策略难度高，同时整机重量与系统成本也可能随之增加。

图 5  并联混动架构示例

Part.4串并联混动

串并联混动架构是一种更复杂但更灵活的混合推进架构，可根据飞行状态选择推进路径：既可由内燃机直接机械驱动推进器，也可通过发电机驱动电动机推进，或者两者联合提供推力。能量路径支持多种组合：发动机→传动→推进器、发动机→发电机→电动机→推进器、电池→电动机→推进器等。此架构通常通过离合器与智能控制系统实现动力切换。

该系统的最大优势是推进模式可根据任务灵活切换，可优化全飞行包线的能效与响应性能，适合复杂飞行任务。但系统架构极为复杂，集成难度高，对控制系统、电力管理与安全冗余要求显著提高，同时系统质量和维护成本也可能较大。

图 6  串并联混动架构示例

Part.5涡轮电动

涡轮电动架构采用涡轮发动机驱动发电机，电能再通过配电与电力变换系统输送至电动推进器。该架构中不包含电池（或仅有少量小型电池），所有推进功由发电系统直接驱动的电动机完成。能量路径为：涡轮发动机→发电机→电动机→推进器。该系统结构强调电驱动而非传统机械连接推进。

优势在于减少机械传动路径，提高推进器布局灵活性，适合推进分布式电推进。同时电气化程度高，有利于能效管理与智能调度。挑战主要包括：涡轮发电与电推进之间需要高度匹配，系统整体能量转换效率敏感；同时缺乏电池作为缓冲，系统需高度实时响应推力变化，控制系统需极强稳定性和快速响应能力。

图 7  涡轮电动架构示例

Part.6部分涡轮电动

部分涡轮电动系统由涡轮发动机直接驱动主推进器，同时引入部分电推进作为辅助推力来源。通常电推进由涡轮发动机驱动发电机供能，而不依赖电池。能量路径分为两路：主路径为发动机→推进器；辅路径为发动机→发电机→电动机→辅助推进器。此架构下，电推进用于爬升助推、机动飞行增强或应急备用等。

它的优势在于在传统推进基础上引入电驱动能力，能提升整体性能冗余、安全性以及飞行包线灵活性，便于现有机型逐步引入电气化组件。其挑战在于：电推进仅作为补充，是否值得增加系统复杂性与重量需仔细权衡，同时仍需应对电气系统的稳定性、冷却与集成问题。

图 8  部分涡轮电动架构示例

四、结束语

电推进系统作为一种新型、复杂的航空推进模式，打破了传统燃气轮机主导下的单中心设计范式，带来了多物理场、多能量形式、多控制单元的深度融合。在这种背景下，系统架构设计不仅是技术整合的逻辑起点，更是实现可行性、安全性与适航性等多目标协同的前提条件。唯有通过科学合理的系统架构设计，才能确保电推进系统在功能、性能与工程实施之间实现最优平衡，构建可持续演进的发展路径。

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