隨著航空工業(yè)向多電化、電氣化方向快速發(fā)展，多電航空發(fā)動機作為飛行器核心動力系統(tǒng)，正經(jīng)歷深刻的技術(shù)變革。傳統(tǒng)航空發(fā)動機依賴液壓、機械和氣動等二次能源系統(tǒng)的局面正在被打破，電力能源系統(tǒng)逐漸成為發(fā)動機控制與動力提取的主要手段。這一轉(zhuǎn)變不僅簡化了發(fā)動機結(jié)構(gòu)，提高了系統(tǒng)可靠性和維護性，更為航空發(fā)動機性能優(yōu)化開辟了新途徑。多電航空發(fā)動機通過引入大功率起動發(fā)電機，實現(xiàn)了發(fā)動機起動、發(fā)電、助推等多功能一體化，在提升燃油效率、降低排放、增強控制靈活性等方面展現(xiàn)出巨大潛力。世界主要航空強國紛紛布局多電航空發(fā)動機技術(shù)研究，從系統(tǒng)建模、控制方法到試驗驗證全面推動技術(shù)發(fā)展，為下一代高效環(huán)保航空推進系統(tǒng)奠定基礎。本文將從建模技術(shù)、起動發(fā)電機影響、系統(tǒng)優(yōu)化控制及試驗驗證等多角度，全面剖析多電航空發(fā)動機控制技術(shù)的研究進展與發(fā)展趨勢。

一、多電航空發(fā)動機系統(tǒng)建模與仿真方法

多電航空發(fā)動機的精確建模是實現(xiàn)高精度控制的基礎，其核心挑戰(zhàn)在于如何準確描述并整合機械、電氣、熱力學等多個物理域在不同時間尺度上的動態(tài)耦合過程。這些耦合效應主要體現(xiàn)在三個層面：首先，起動發(fā)電機與發(fā)動機轉(zhuǎn)子通過機械連接直接傳遞扭矩并相互影響轉(zhuǎn)速，構(gòu)成強機械耦合；其次，各類電力電子負載通過交直流母線進行復雜的電能交換，形成電氣耦合網(wǎng)絡；最后，系統(tǒng)中各部件因效率損耗產(chǎn)生的熱量與熱管理系統(tǒng)之間構(gòu)成熱-功耦合。這些耦合關系使得發(fā)動機工作狀態(tài)的改變會直接影響發(fā)電品質(zhì)與電力負載的穩(wěn)定性，而電氣系統(tǒng)負載的突變同樣會反作用于發(fā)動機轉(zhuǎn)子動力學，可能誘發(fā)轉(zhuǎn)子失穩(wěn)或喘振等安全問題。

在仿真技術(shù)層面，跨時間尺度整合是建模過程中的另一大核心難題。電氣系統(tǒng)（如功率變換器）的開關頻率通常高達數(shù)十kHz，為準確捕捉其高頻開關動態(tài)與諧波特性，仿真步長需達到微秒級；而航空發(fā)動機作為大慣性的熱力學系統(tǒng)，其氣動與燃燒過程的主導動態(tài)通常在毫秒級。當試圖在統(tǒng)一框架下進行聯(lián)合仿真時，若將發(fā)動機模型也強制采用微秒級步長，其復雜的熱力學計算將導致計算量呈指數(shù)級增長，使得控制算法的設計與實時仿真變得幾乎不可能。研究表明，對于發(fā)動機這類慢動態(tài)過程，微秒級的電氣高頻紋波對其宏觀動態(tài)的影響微乎其微。因此，當前的研究重點之一在于通過模型降階方法，在保證模型對控制系統(tǒng)設計置信度的前提下，將電氣系統(tǒng)的仿真時間尺度從微秒級等效至毫秒級，從而實現(xiàn)整個系統(tǒng)的高效、高精度實時仿真。

為應對上述挑戰(zhàn)，研究人員根據(jù)控制研究的不同目的，將模型分為三類：總體性能研究模型側(cè)重于系統(tǒng)級的能量流動與穩(wěn)態(tài)效率評估；能量管理研究模型關注功率在不同能源（如燃油、電池）之間的動態(tài)分配與優(yōu)化調(diào)度；控制算法研究模型則需精確反映系統(tǒng)的動態(tài)響應特性，用于控制律的設計與驗證。其中，基于部件級的渦扇發(fā)動機模型與起動發(fā)電機特性的集成模型是當前研究的典型范式。例如，南京航空航天大學團隊在構(gòu)建半渦電分布式推進（TeDP）系統(tǒng)實時模型時，采用了部件級建模方法，并通過分布式迭代策略來解決系統(tǒng)整體收斂難的問題，最終在2.1 GHz主頻的計算機上實現(xiàn)了平均單步0.126 ms的實時仿真，為后續(xù)控制器的設計奠定了基礎。

二、起動發(fā)電機與航空發(fā)動機的耦合作用

起動發(fā)電機作為多電航空發(fā)動機的核心作動~發(fā)電一體化部件，其與發(fā)動機的耦合關系深刻影響著整個推進系統(tǒng)的性能邊界與控制架構(gòu)。在發(fā)動機起動過程中，起動發(fā)電機取代傳統(tǒng)的空氣起動器或液壓起動器，通過精確的轉(zhuǎn)矩與轉(zhuǎn)速控制，為優(yōu)化起動過程提供了新的自由度。研究表明，基于變量替換法設計的起動過程協(xié)同控制計劃，能夠在確保不喘振、不超溫、不富油的嚴格約束下，顯著提升點火成功率并縮短起動時間。該技術(shù)路徑通過將起動發(fā)電機扭矩作為直接控制量，以轉(zhuǎn)子加速度為被控量構(gòu)成PID閉環(huán)，實現(xiàn)了起動過程的精確管理與優(yōu)化。

當發(fā)動機進入穩(wěn)定發(fā)電狀態(tài)，起動發(fā)電機承擔的功率提取行為成為影響發(fā)動機工作點穩(wěn)定的關鍵因素。電力負載的波動會轉(zhuǎn)化為發(fā)動機轉(zhuǎn)子上的阻力矩波動，引起轉(zhuǎn)速變化，進而影響壓氣機與渦輪的匹配工作線。為解決此問題，一種狀態(tài)調(diào)節(jié)協(xié)同控制計劃被提出。該策略采用負載波動時起動發(fā)電機的電流變化來表征用電功率的瞬變，結(jié)合發(fā)動機的需求轉(zhuǎn)速，通過二維插值前饋補償燃油流量，實現(xiàn)了對發(fā)動機狀態(tài)的快速重構(gòu)與穩(wěn)定控制。這種前饋-反饋復合控制架構(gòu)有效抑制了電力負載變化對發(fā)動機核心狀態(tài)的干擾，提升了系統(tǒng)的動態(tài)品質(zhì)。

在飛機高功率需求階段，如起飛和爬升，起動發(fā)電機可切換至電動機模式，為發(fā)動機提供輔助動力，此即動力助推功能。ATR公司與普惠加拿大合作的輕度混合電推進項目是一個典型案例，其在PW127XT渦槳發(fā)動機上集成了200kW級電動機，在起飛爬升階段提供約10%的額外動力。這使得核心機可以針對巡航這一主要工況進行優(yōu)化設計，從而提升整個任務剖面的平均效率。該技術(shù)路徑預計可實現(xiàn)燃油消耗的兩位數(shù)百分比降低，若結(jié)合氣動與螺旋槳的改進，最終可使驗證機的總油耗降低20%。

起動發(fā)電機與發(fā)動機的協(xié)同控制更進一步體現(xiàn)在系統(tǒng)級的能量管理上。通過合理設計協(xié)同控制策略，可以實現(xiàn)發(fā)動機運行功率的"削峰填谷"。這意味著發(fā)動機設計可以專注于優(yōu)化其高效率的穩(wěn)態(tài)工作點，而無需在設計上為持續(xù)時間較短的高功率或低功率狀態(tài)做出過多妥協(xié)。李雪偉等人的研究證實，這種控制自由度使得發(fā)動機部件（如壓氣機和渦輪）能夠在更寬的工作范圍內(nèi)保持較高效率，同時也為發(fā)動機的循環(huán)參數(shù)設計提供了更大的靈活性。

三、雙起動發(fā)電機構(gòu)型與渦輪電能量管理技術(shù)

為滿足未來多電航空發(fā)動機對功率等級與系統(tǒng)可靠性的極致要求，雙起動發(fā)電機構(gòu)型已成為重要的技術(shù)發(fā)展方向。該構(gòu)型通過兩臺起動發(fā)電機并聯(lián)協(xié)同工作，不僅提升了系統(tǒng)的總功率處理能力，更通過冗余設計顯著增強了系統(tǒng)的容錯能力。在發(fā)動機低轉(zhuǎn)速狀態(tài)，雙起動發(fā)電機構(gòu)型通過先進的電功率傳輸技術(shù)實現(xiàn)了性能優(yōu)化。具體而言，當發(fā)動機處于低效率的低轉(zhuǎn)速區(qū)間時，通過精確控制兩臺起動發(fā)電機之間的功率分配，可以主動調(diào)節(jié)發(fā)動機的負載，使其工作點移至更高效率的區(qū)域，從而提升整機的燃油經(jīng)濟性。

雙起動發(fā)電機系統(tǒng)的功率分配優(yōu)化策略是其性能提升的核心。根據(jù)飛行任務階段、發(fā)動機狀態(tài)和總功率需求，智能地分配兩臺電機之間的負載，不僅能降低單個電機的熱負荷、延長其壽命，還能優(yōu)化系統(tǒng)整體效率。特別是在發(fā)動機低轉(zhuǎn)速、高扭矩儲備的工況下，通過合理的功率分配，可以在不增加燃油消耗的前提下，提供更大的電力輸出，這對于提升現(xiàn)代航空器日益增長的戰(zhàn)務/航電功率需求具有重要意義。

渦輪電能量管理技術(shù)是針對發(fā)動機過渡狀態(tài)（如加速、減速）性能優(yōu)化的重要方法。在發(fā)動機加速過程中，渦輪電能量管理系統(tǒng)可以瞬時減少從發(fā)動機提取的電力，將更多的軸功率用于推動轉(zhuǎn)子加速，從而縮短加速時間。相反，在減速過程中，增加發(fā)電功率有助于更快地降低發(fā)動機轉(zhuǎn)速，改善減速響應。這種基于動態(tài)功率調(diào)度的能量管理策略，使得發(fā)動機在過渡過程中依然能保持良好的動態(tài)性能與穩(wěn)定性。

在技術(shù)實現(xiàn)層面，渦輪電能量管理依賴于先進的控制算法與高動態(tài)響應的功率電子設備。模型預測控制因其能夠處理多變量、帶約束的優(yōu)化問題，非常適合用于計算最優(yōu)的功率分配序列。同時，基于寬禁帶半導體的高功率密度電機控制器為執(zhí)行復雜的能量管理指令提供了硬件基礎，確保了控制策略的快速與精確執(zhí)行。

雙起動發(fā)電機構(gòu)型與渦輪電能量管理的深度結(jié)合，為實現(xiàn)多電航空發(fā)動機跨工況的綜合性能優(yōu)化提供了可能。在NASA提出的STARC-ABL渦輪電推進飛行器概念中，從兩臺多電渦扇發(fā)動機的低壓軸提取總計2.6 MW的電能，通過系統(tǒng)級的能量管理策略，實現(xiàn)了推進系統(tǒng)整體效率的顯著提升。這種大功率電機與航空發(fā)動機的深度耦合，標志著多電航空發(fā)動機控制技術(shù)正從單一的部件控制，邁向全系統(tǒng)多目標協(xié)同優(yōu)化的新階段。

四、推進系統(tǒng)結(jié)構(gòu)變革引發(fā)的協(xié)同控制技術(shù)革新

多電航空發(fā)動機技術(shù)的發(fā)展，直接推動了整個飛行器推進系統(tǒng)在能量來源與推力產(chǎn)生方式上的結(jié)構(gòu)性變革。能量來源多元化與推力提供分布式是這一變革的典型特征。燃油不再是機上的唯一能量來源，高能量密度的電池系統(tǒng)被引入，形成了混合電推進架構(gòu)。根據(jù)推力由發(fā)動機核心機、電力風扇單獨提供或共同提供的方式，可以分為傳統(tǒng)多電發(fā)動機、全渦輪電推進系統(tǒng)及半渦輪電推進系統(tǒng)等多種構(gòu)型。這種深層的結(jié)構(gòu)變化，催生了能量管理、故障診斷與推力分配等方面的協(xié)同控制技術(shù)革新。

在能量管理控制領域，多電航空發(fā)動機需要根據(jù)不同的飛行狀態(tài)，實時優(yōu)化各能量源的輸出功率。對于串聯(lián)混合電推進系統(tǒng)，發(fā)動機與推進器解耦，其工作點可以完全獨立于飛行狀態(tài)，始終維持在高效率區(qū)域運行。而對于并聯(lián)混合電推進系統(tǒng)，發(fā)動機與電力風扇共同提供推力，需要實時優(yōu)化兩者之間的推力分配比例。這類優(yōu)化問題通常以推進系統(tǒng)總效率最高或任務段總能耗最低為目標函數(shù)，考慮系統(tǒng)各部件（發(fā)動機、電池、電機等）的特性及安全約束，通過在線優(yōu)化算法（如凸優(yōu)化、模型預測控制等）求解最優(yōu)功率分配方案。相關研究表明，通過合理的協(xié)調(diào)控制，在相同推力條件下，可以有效降低系統(tǒng)的等效燃油消耗率。

故障診斷與容錯控制是多電航空發(fā)動機安全運行的生命線。電氣部件的引入，使得系統(tǒng)除了傳統(tǒng)的機械與傳感器故障外，新增了電池失效、電機退磁、功率器件擊穿等電力電子故障模式。西北工業(yè)大學團隊對此提出了系統(tǒng)的解決方案，包括多電分布式控制系統(tǒng)的故障診斷與容錯架構(gòu)設計、基于模型的故障診斷與容錯方法、雙主動冗余電機控制系統(tǒng)的故障診斷與容錯方案，以及基于深度學習的電力作動器故障診斷與容錯方案。這些方法通過構(gòu)建多層次故障檢測與隔離策略，確保系統(tǒng)在發(fā)生局部故障時，仍能通過重構(gòu)控制維持安全運行。

推力一體化控制是應對多電航空發(fā)動機系統(tǒng)復雜性的另一項關鍵技術(shù)。隨著分布式電力風扇的推進功率與核心機相當甚至超越后者，如何協(xié)調(diào)它們之間的推力分配成為關鍵問題。推力一體化控制通過統(tǒng)一的控制指令，協(xié)調(diào)發(fā)動機燃油流量、電力風扇功率等多個執(zhí)行機構(gòu)，使推進系統(tǒng)整體按照期望軌跡工作。這一技術(shù)不僅需要考慮各推進部件的動態(tài)響應特性，還需處理不同能源形式之間的能量轉(zhuǎn)換效率，是一個典型的多變量、非線性優(yōu)化控制問題。

特別值得關注的是，在多電航空發(fā)動機背景下，飛/發(fā)一體化控制進一步擴展為飛/推/電一體化控制。這一控制架構(gòu)將飛行控制、推進控制和電力控制融為一體，通過跨系統(tǒng)的協(xié)同優(yōu)化，實現(xiàn)飛行器整體性能的最優(yōu)。例如，在飛行器進行大機動過程中，通過協(xié)調(diào)氣動控制面、發(fā)動機推力和分布式電力風扇的推力，可以在滿足機動需求的同時，最小化整個系統(tǒng)的能量消耗。

五、試驗驗證平臺與技術(shù)發(fā)展路線分析

多電航空發(fā)動機控制技術(shù)的成熟與實用化，必須經(jīng)過充分的試驗驗證。針對不同技術(shù)成熟度的控制策略，需要采用不同層級的試驗平臺進行驗證?？s比功率試驗平臺適用于新原理、新方法的低成本探索性試驗，而全功率試驗平臺則用于成熟技術(shù)的高置信度應用性驗證。

在縮比功率試驗方面，電機對拖平臺是常用的重要手段。該平臺通過大功率電動機模擬航空發(fā)動機的轉(zhuǎn)速與扭矩特性，在保持系統(tǒng)動態(tài)特性相似的條件下，以縮比的功率等級驗證多電航空發(fā)動機控制策略的有效性。李雪偉等人的研究中搭建的多電航空發(fā)動機控制半物理仿真試驗臺，通過電機功率、轉(zhuǎn)速、扭矩等參數(shù)的相似變換，在保證時間不變的基礎上，成功模擬了包含協(xié)同控制的起動過程和狀態(tài)調(diào)節(jié)過程。這種方法的優(yōu)勢在于大幅降低了試驗成本和風險，特別適用于控制算法的初步驗證與迭代開發(fā)。

NASA新建設的四個多電技術(shù)試驗平臺代表了該領域最先進的驗證能力。這些平臺包括：電氣化動力系統(tǒng)飛行驗證項目、渦扇發(fā)動機功率提取驗證項目、西科斯基公司的混合電推進驗證機以及美國陸軍應用研究協(xié)同系統(tǒng)性渦軸發(fā)動機電氣化項目。這些試驗平臺覆蓋了從部件級到系統(tǒng)級，從地面臺架測試到飛行試驗的全鏈條驗證需求，為多電航空發(fā)動機控制技術(shù)的工程化應用提供了強有力的支撐。

GE航空航天公司通過多個驗證機項目測試電力系統(tǒng)與渦軸、渦槳和渦扇發(fā)動機的集成，展示了混合電推進技術(shù)的最新進展。這些驗證機項目不僅測試了起動發(fā)電機與發(fā)動機的集成性能，還驗證了高功率提取對發(fā)動機穩(wěn)定性的影響，為下一代多電航空發(fā)動機控制技術(shù)奠定了基礎。

基于對國內(nèi)外多電航空發(fā)動機控制技術(shù)現(xiàn)狀的深入分析，我們對國內(nèi)技術(shù)發(fā)展提出以下建議：

加強系統(tǒng)建模與仿真能力：重點發(fā)展高精度實時建模技術(shù)，解決多電航空發(fā)動機多物理場耦合和跨時間尺度仿真難題。應重點關注模型簡化與保真度之間的平衡，發(fā)展基于物理與數(shù)據(jù)驅(qū)動的混合建模方法。

突破智能協(xié)同控制算法：研究基于人工智能的發(fā)動機-發(fā)電機協(xié)同控制算法，實現(xiàn)多工作狀態(tài)、多目標優(yōu)化的智能決策，提升系統(tǒng)整體性能。特別是在過渡狀態(tài)與故障狀態(tài)下，智能算法的快速響應與決策能力至關重要。

完善分層級試驗驗證體系：構(gòu)建覆蓋組件級、系統(tǒng)級和飛行級的多層級試驗驗證平臺，重點發(fā)展縮比功率試驗技術(shù)，降低研發(fā)成本與風險。同時，應重視硬件在環(huán)與半物理仿真在控制算法驗證中的應用。

推動標準化與體系化工作：制定多電航空發(fā)動機控制系統(tǒng)接口標準、通信協(xié)議和安全性規(guī)范，促進產(chǎn)業(yè)鏈協(xié)同發(fā)展。適航標準的預先研究對于未來產(chǎn)品的認證至關重要。

重視跨學科復合型人才培養(yǎng)：加強航空、電氣、控制和材料等多學科交叉人才培養(yǎng)，為技術(shù)創(chuàng)新提供人力資源保障。多電航空發(fā)動機的本質(zhì)是機電深的深度融合，需要知識面廣的專業(yè)人才隊伍。

六、總結(jié)與展望

隨著多電航空發(fā)動機中電機功率水平的提高，國內(nèi)外學者在開展多電航空發(fā)動機控制技術(shù)研究時越發(fā)重視電氣系統(tǒng)與發(fā)動機系統(tǒng)的耦合影響，近些年在多電航空發(fā)動機建模、控制和試驗方面的技術(shù)創(chuàng)新體現(xiàn)在：

（1）為反映電氣系統(tǒng)模型與發(fā)動機模型的耦合作用，解決模型之間的跨時間尺度仿真難題，根據(jù)研究需求提出了多電航空發(fā)動機模型的各類簡化建模方法，針對總體性能研究建模、能量管理研究建模和控制算法研究建模分別開發(fā)了滿足特定需求的建模軟件平臺。

（2）起動發(fā)電機扭矩可控的特性使多電航空發(fā)動機自身的加速性能進一步優(yōu)化，但是發(fā)電負載轉(zhuǎn)矩突變擾動對發(fā)動機的抗擾控制提出了更高要求。

（3）雙起動發(fā)電機構(gòu)型可提高多電航空發(fā)動機發(fā)電能力，軸功率分配控制有助于減小發(fā)動機油耗，突破性的EPT和TEEM控制技術(shù)分別減小了發(fā)動機的低速油耗，提高了發(fā)動機的過渡態(tài)穩(wěn)定性。

（4）推進系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的變化使得多電航空發(fā)動機能量管理控制需研究對不同能量源供能進行協(xié)調(diào)控制，從而達到最優(yōu)能效，故障診斷與容錯控制研究將電氣故障納入考慮，推力一體化控制研究將電推進器產(chǎn)生的推力與發(fā)動機產(chǎn)生的推力進行了綜合控制。

（5）根據(jù)多電發(fā)動機控制試驗需求，建立了小功率縮比試驗平臺HyPER和PEGS，以及大型高功率試驗平臺HEIST和NEAT，初步的原理性試驗驗證已成功開展。

隨著電力電子技術(shù)、材料技術(shù)和控制理論的不斷進步，多電航空發(fā)動機控制技術(shù)將朝著更高功率密度、更深度機電融合和更智能自主控制的方向發(fā)展。未來，兆瓦級功率系統(tǒng)的應用將進一步增強起動發(fā)電機對發(fā)動機性能的優(yōu)化能力；新型寬禁帶半導體材料與高溫超導技術(shù)的突破將大幅提升電力系統(tǒng)的功率密度和效率；而人工智能與自適應控制理論的深入應用，則將使多電航空發(fā)動機具備更強的環(huán)境適應性和故障容錯能力。這些技術(shù)進步共同推動多電航空發(fā)動機在燃油效率、排放水平、可靠性和維護性等方面的全面提升，為未來綠色航空奠定堅實基礎。

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湖南泰德航空技術(shù)有限公司于2012年成立，多年來持續(xù)學習與創(chuàng)新，成長為行業(yè)內(nèi)有影響力的高新技術(shù)企業(yè)。公司聚焦高品質(zhì)航空航天流體控制元件及系統(tǒng)研發(fā)，深度布局航空航天、船舶兵器、低空經(jīng)濟等高科技領域，在航空航天燃/滑油泵、閥元件、流體控制系統(tǒng)及航空測試設備的研發(fā)上投入大量精力持續(xù)研發(fā)，為提升公司整體競爭力提供堅實支撐。

公司總部位于長沙市雨花區(qū)同升街道匯金路877號，株洲市天元區(qū)動力谷作為現(xiàn)代化生產(chǎn)基地，構(gòu)建起集研發(fā)、生產(chǎn)、檢測、測試于一體的全鏈條產(chǎn)業(yè)體系。經(jīng)過十余年穩(wěn)步發(fā)展，成功實現(xiàn)從貿(mào)易和航空非標測試設備研制邁向航空航天發(fā)動機、無人機、靶機、eVTOL等飛行器燃油、潤滑、冷卻系統(tǒng)的創(chuàng)新研發(fā)轉(zhuǎn)型，不斷提升技術(shù)實力。

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