超導氫電推進系統(tǒng)研究進展

超導氫電推進系統(tǒng)結合了超導技術、氫能技術和低溫冷卻技術，具有高功率密度、高能源轉換效率和節(jié)能減排等多重優(yōu)勢，目前處于深入研究和設計開發(fā)階段。超導技術和低溫冷卻技術是提升電氣部件性能的關鍵解決方案，尤其超導部件在功率密度和效率方面具備顯著優(yōu)勢。液氫適用于機載超導材料和電氣部件的冷卻，氫氣可以作為渦輪機或燃料電池的燃料，從而實現(xiàn)氫能源在機載系統(tǒng)中的循環(huán)使用。因此，超導氫電推進系統(tǒng)整合了超導技術、氫能技術和低溫冷卻技術，成為解決大功率航空電推進系統(tǒng)現(xiàn)有問題的潛力方案。超導氫電推進系統(tǒng)是一種面向大功率、高效率航空電推進的創(chuàng)新動力系統(tǒng)，按基本架構可分為燃料電池電推進系統(tǒng)（FCEPS）、燃料電池混合電推進系統(tǒng)（FCHEPS）、渦輪電推進系統(tǒng)（TEPS）和渦輪混合電推進系統(tǒng)（TEHPS）。表1總結了不同架構的氫電推進系統(tǒng)應用于不同類型飛行器的研究進展，相關研究團隊開展了超導技術和冷卻技術探索，評估了不同類型系統(tǒng)架構的技術成熟度和可行性。此外，如德國氫燃料電池航空電驅總成（BALIS）、英國零碳飛行（FlyZero）和空客公司ZEROe等在研氫電推進項目涉及到低溫冷卻、燃料電池推進技術，但目前并未考慮應用超導技術。表1

超導氫氣電推進系統(tǒng)研究進展燃料電池電推進系統(tǒng)FCEPS利用液氫作為燃料和冷卻介質，通過燃料電池產(chǎn)生電能驅動超導電動機推進飛行器。FCEPS主要由液氫儲罐、燃料電池、DC/DC功率變換器、DC/AC逆變器、超導電動機和槳扇等部件組成，如圖1所示。圖1

燃料電池電推進系統(tǒng)架構液氫作為冷卻介質為低溫冷卻回路提供低溫環(huán)境，蒸發(fā)后的液氫與氧氣在燃料電池中反應產(chǎn)生電能，實現(xiàn)超導電動機機載冷卻和氫能源循環(huán)利用。FCEPS具備高功率密度、高能源轉換效率和環(huán)境友好等優(yōu)勢。然而，燃料電池的工作效率和功率水平直接決定系統(tǒng)整體功率等級，目前主要適用于小型通勤飛機（航程<500km）和支線飛機（航程<2000km）等規(guī)模較小的應用。挪威科技大學研究團隊開展了燃料電池電推進系統(tǒng)在4.1MW級ATR72-600支線飛機的應用研究，比較了氫飽和蒸汽/液態(tài)冷卻形式、超導電動機直驅/齒輪驅動槳扇形式對系統(tǒng)功率密度和效率的影響，并在保守、基線和樂觀等3個發(fā)展水平下計算分析。研究結果表明，氫以液態(tài)形式進入冷卻回路時，超導電動機可選擇MgB2或REBCO材料，而以飽和蒸汽形式只能選擇REBCO材料。FCHPS在樂觀預測水平下具有較高的功率密度（PTWtot>1.5kW/kg）和效率（ηtot>45%），而基線和保守水平功率密度約為0.79kW/kg和0.3kW/kg?？湛凸鞠冗M超導和低溫動力總成系統(tǒng)（ASCEND）用于演示500kW級純電/混合電推進方案，如圖2所示。研究結果表明1kW冷量的布雷頓制冷機可以滿足ASCEND的冷卻需求，然而考慮到系統(tǒng)可能應用于大功率氫燃料電池/氫渦輪推進飛行器，液氫冷卻被認為是最佳解決方案。ASCEND演示裝置預計將于2023年年底進行測試和評估，并計劃在2025年完成飛行驗證。圖2

空客公司先進超導和低溫動力總成系統(tǒng)燃料電池混合電推進系統(tǒng)FCHEPS利用液氫作為燃料和冷卻介質，氫燃料電池和能源轉換裝置共同產(chǎn)生電能驅動超導電動機推進飛行器。FCHEPS在FCEPS基礎上增加鋰電池以提供額外的動力輸出，如圖3所示。由DC/AC逆變器、超導交流線纜、超導電動機和槳扇組成的超導電推進單元具備拓展性，可以根據(jù)需求功率設計分布式推進架構。圖3

燃料電池混合電推進系統(tǒng)架構FCHEPS具有高能效、多能源協(xié)同工作和環(huán)保等優(yōu)勢，燃料電池和鋰電池的組合可提供靈活的動力輸出，適應不同工況并節(jié)約能源。根據(jù)系統(tǒng)部件當前發(fā)展水平，F(xiàn)CHEPS主要適用于通勤飛機和支線飛機（航程<2000km）。美國伊利諾伊大學飛行器高效電氣技術中心（CHEETA）研究團隊以波音公司的737-800為基線，聯(lián)合多家科研單位共同設計了28MW級燃料電池混合電推進系統(tǒng)，如圖4所示。研究結果表明，F(xiàn)CHEPS相比于傳統(tǒng)的渦扇動力系統(tǒng)具有分布式電推進、高電化學效率以及低推力衰減率等優(yōu)勢，但液氫儲罐和燃料電池的存在會增加飛機起飛質量。圖4

美國伊利諾伊大學CHEETA飛行器英國公司開發(fā)的氫電混合動力系統(tǒng)（H2GEAR）采用低溫氦冷卻回路維持部件工作溫度，并與低溫氫燃料回路進行換熱。研究表明，低溫氫/氦協(xié)同冷卻方案可保障系統(tǒng)冷卻的安全性和穩(wěn)定性，相同推進功率下綜合功率轉換效率由84%提高至94%，同時能減輕約12%的質量。固定最大起飛質量時質量減輕可以轉化為額外的燃料分配和儲存，從而將飛機的航程提高約3倍。預計到2025年，H2GEAR演示裝置將完成系統(tǒng)驗證。韓國大學以空客A320商用飛機為基線，設計了總功率為45MW的燃料電池混合電推進系統(tǒng)。FCHEPS包含9個并聯(lián)單元，主動力源為40MW氫燃料電池，輔助能源為5MW鋰電池。單個超導電動機額定功率為5MW、額定電壓3.3kV、轉速為7000r/min。研究表明，應用超導技術和液氫冷卻技術可將電動機的功率密度由3.03kW/kg提升至6.25kW/kg。實驗室規(guī)模的5kW超導電動機使用氫-氦換熱器實現(xiàn)了氫穩(wěn)定液化，并將高溫超導（HTS）線圈溫度保持在30K。渦輪電推進系統(tǒng)

TEPS利用液氫作為低溫冷卻回路的冷卻介質，將蒸發(fā)后的氫氣與空氣混合燃燒驅動渦輪發(fā)動機，并通過超導發(fā)電機將機械能轉化為電能。TEPS主要由液氫儲罐、渦輪機、超導發(fā)電機/電動機、超導線纜、低溫電力電子器件和槳扇組成，如圖5所示。超導電推進單元仍具備拓展性，可根據(jù)渦輪燃燒室的設計選擇是否保留原有的航空燃油供給路徑。圖5

渦輪電推進系統(tǒng)架構TEPS具有高功率密度、高能量密度和節(jié)能減排等優(yōu)勢，且系統(tǒng)功率水平可根據(jù)渦輪機的發(fā)展迭代不斷增加，適用于支線飛機（航程<2000km）和短航程飛機（航程<4500km）。德國大學在2018年提出了液氫冷卻渦輪電推進運輸級概念飛機“北極星”（Polaris），動力系統(tǒng)總功率為44MW，如圖6所示。液氫用于中冷換熱式渦輪壓縮機的冷卻，同時在作為燃料燃燒之前冷卻超導發(fā)電機/電動機和超導線纜。Polaris利用液氫冷卻、超導電力傳輸和燃氣輪機中冷等協(xié)同效應，在相同的設計任務下，與A320相比可降低61.39%的能耗、80%的氮氧化物排放。圖6

德國斯圖加特大學Polaris渦輪電推進運輸級概念飛機公司的研究團隊開展了渦輪電推進系統(tǒng)在220座、4630km的A321XLR中程飛機的應用研究，系統(tǒng)總功率為41MW，電氣部件全部采用液氫冷卻。研究分析了直流母線電壓（1000～4000V）、超導電動機轉速（3500～15000r/min）和交流電頻率（175～1000Hz）對系統(tǒng)質量和效率的影響。研究結果表明，母線電壓為1500V、交流電頻率為350Hz時，TEPS質量最小，但整體效率較低。高轉速（15000r/min）超導電動機在質量上最具優(yōu)勢，但額外的變速箱和冷卻系統(tǒng)會犧牲推進效率，因此低轉速（3500r/min）超導電動機直驅槳扇是最佳推進方案。HTS線纜所占的系統(tǒng)質量份額較小，而超導發(fā)電機/電動機總質量份額約為30%，低溫電力電子質量份額約為44%。美國大學針對美國國家航空航天局（NASA）的N3-X渦輪電推進飛行器開發(fā)了熱網(wǎng)絡模型，模擬由超導發(fā)電機/電動機、超導線纜和低溫電力電子組成的低溫冷卻回路，如圖7所示。采用氫作為制冷劑，在液態(tài)、氣態(tài)和氣液兩相等3種情況下模擬計算了維持部件工作溫度所需的冷卻劑質量流率。研究結果表明，氣液兩相冷卻方式對于TEPS冷卻需求的液氫質量流率最小，采用終端部件代替電力電子器件可以顯著降低總體熱負荷和減少冷卻劑需求。圖7

N3-X渦輪電推進飛行器渦輪混合電推進系統(tǒng)以渦輪發(fā)動機為主動力裝置、氫燃料電池或鋰電池為輔助動力裝置，液氫作為燃料和冷卻介質，蒸發(fā)后的氫氣供給渦輪燃燒室或氫燃料電池產(chǎn)生機械能或電能。圖8（a）表示串聯(lián)式TEHPS架構，超導發(fā)電機、氫燃料電池/鋰電池提供電能輸出，通過直流母線和低溫電力電子器件驅動分布式超導電推進單元，實現(xiàn)高壓傳輸以減少整體質量；圖8（b）表示并聯(lián)式TEHPS架構，氫燃料電池/鋰電池輸出的電能通過超導電動機轉化為機械能，與渦輪發(fā)動機輸出軸聯(lián)結齒輪箱驅動槳扇產(chǎn)生推力。圖8

渦輪混合電推進系統(tǒng)架構通過改進燃氣渦輪循環(huán)，使渦輪發(fā)動機始終運行在最佳工作點，降低總體功耗，適用于支線飛機（航程<2000km）、短程飛機（航程<4500km）和中程飛機（航程<10000km）。俄羅斯中央航空發(fā)動機研究院于2021年7月完成了渦輪混合電推進驗證機雅克-40LL首次試飛。渦輪發(fā)電機功率為400kW，轉速為12000r/min，效率可達96%，鋰電池為輔助動力裝置。超導電動機質量約為100kg，轉速為2500r/min，可以產(chǎn)生400～500kW功率，液氮冷卻劑流量為6L/h。俄羅斯航空學院設計的渦輪混合電推進系統(tǒng)中半超導發(fā)電機額定功率為5MW，轉子為永磁材料，定子為HTS線圈，理論功率密度可達36.5kW/kg。全超導電動機額定功率為2.5MW，方案1中電動機的定子和轉子材料均為HTS線圈，功率密度可達23kW/kg；方案2中電動機定子繞組采用MgB2材料，轉子采用HTS線圈，功率密度約為16kW/kg。氫氣液兩相冷卻可以實現(xiàn)超導發(fā)電機/電動機和低溫整流器連續(xù)且穩(wěn)定的冷卻。超導發(fā)電機原理樣機為100kW、12000r/min，理論功率密度為2.4kW/kg，液氮冷卻流量需求為3.2L/h。關鍵技術發(fā)展

為促進超導氫電推進系統(tǒng)在航空電推進領域的廣泛應用，需要在多個技術層面持續(xù)進行發(fā)展和創(chuàng)新，包括液氫儲存、超導電機、超導配電、低溫電力電子技術、氫渦輪燃燒室和能量儲存等領域。機載液氫儲存技術機載液氫儲存技術需要在儲罐材料、結構和密封等方面進行創(chuàng)新與突破，發(fā)展輕量化、高強度和耐腐蝕的儲罐罐壁材料和絕緣材料，同時優(yōu)化儲罐的幾何結構、機械結構和熱結構。此外，液氫供給支路應配備防火和泄漏探測裝置、壓力釋放裝置等安全措施，同時改善密封和隔熱技術以減少液氫蒸發(fā)和能量損失。兆瓦級高功率密度超導電機技術實現(xiàn)兆瓦級高功率密度超導電機關鍵要在超導材料、冷卻系統(tǒng)和驗證樣機等方面進行創(chuàng)新和突破。探索高性能、易制備的超導材料以提高臨界電流密度，如REBCO、MgB2等高溫超導材料。氫/氦協(xié)同冷卻、氫氣液兩相冷卻以及固氮蓄冷等冷卻技術具備機載應用前景。目前，實驗室級超導電機多為小型縮比樣機，實際功率密度與理論值存在差距。因此，亟須推動大功率超導電機樣機的研制、加工以及地面測試平臺的建立，驗證超導電機技術和冷卻技術的可行性和成熟度。超導配電技術超導配電技術需要在超導材料、高效冷卻和故障保護等領域展開創(chuàng)新與突破。YEBCO和MgB2等高溫超導材料具備低損耗、低成本和高效制冷等優(yōu)勢，有望逐步取代目前廣泛采用的BSCCO材料。采用液氮冷卻、液氫冷卻以及相變冷卻等高效冷卻方式可以滿足超導配電裝置的冷卻需求。同時，優(yōu)化超導輸配電裝置的電流控制策略，并建立高效的故障檢測和保護機制。中高壓HTS電纜的技術成熟度不斷提高，為其快速應用于超導氫電推進系統(tǒng)提供了巨大可能性。兆瓦級低溫電力電子技術低溫電力電子器件需要開發(fā)輕量化和緊湊化的解決方案以減輕部件質量，半導體器件的選擇和拓撲結構的設計至關重要。SiMOSFET、IGBT和GaNHEMT等器件在低溫下具有較低的導通損耗和開關損耗。對于兆瓦級DC/DC功率變換器，多級飛行電容器拓撲結構和多電平Buck/Boost型非隔離拓撲結構具有高效率、高功率密度等優(yōu)勢。對于兆瓦級DC/AC逆變器，3L-NPC、3L-ANPC、混合型多級ANPC-H等拓撲結構具有低諧波輸出、高效率等優(yōu)勢。此外，器件封裝、柵極驅動和保護、EMI濾波器等技術也是低溫電力電子器件應用于兆瓦級超導氫電推進系統(tǒng)的關鍵因素。氫渦輪燃燒室技術氫渦輪燃燒室需要在燃燒室設計與控制、材料創(chuàng)新和氫損傷防護等方面進行創(chuàng)新與突破。為滿足氫燃料發(fā)動機的長期使用需求，優(yōu)先考慮奧氏體合金用于高壓氫管路，并探索耐高溫氫腐蝕的材料以保障燃燒室和渦輪等高溫高壓部件的穩(wěn)定性。高效儲能技術氫燃料電池需要高效、安全的燃料儲存和配送系統(tǒng)，同時加強開發(fā)更具活性和廉價的催化劑材料，以及穩(wěn)定性和導電性更優(yōu)的膜電解質材料。質子交換膜燃料電池具有高功率密度、快速啟動時間和較低工作溫度等優(yōu)勢，目前更適合應用于超導氫電推進系統(tǒng)。高能量密度鋰電池需要開發(fā)性能更佳的電池管理系統(tǒng)實時監(jiān)測和控制電池參數(shù)，同時改進電池材料和電解液的設計以提高離子傳輸速率和承載功率。鋰離子電池、鋰聚合物電池的能量密度為150～350W·h/kg，而固態(tài)鋰電池具有能量密度高、安全性高和使用壽命長等優(yōu)勢，