全球航空運輸量在過去二十年中保持了年均約4%~5%的增速，且這一趨勢在未來二十年仍將延續(xù)。與之相伴的是航空業(yè)二氧化碳排放總量的持續(xù)攀升——國際民航組織（ICAO）第42屆大會已明確重申國際航空業(yè)到2050年實現(xiàn)凈零碳排放的長期目標(biāo)。在這一背景下，單純依靠傳統(tǒng)燃油發(fā)動機(jī)的漸進(jìn)式效率提升已不足以應(yīng)對碳減排的剛性約束，航空推進(jìn)技術(shù)的系統(tǒng)性變革勢在必行。

一、航空混合動力推進(jìn)的發(fā)展動因

混合電推進(jìn)技術(shù)正是在這一歷史節(jié)點上被推至前沿。其基本思想是通過引入電池等電化學(xué)儲能單元，在起飛與爬升等高功率階段提供輔助功率，降低發(fā)動機(jī)-發(fā)電機(jī)的峰值負(fù)荷與瞬態(tài)熱-機(jī)應(yīng)力；在巡航階段則通過優(yōu)化功率分配提升燃油效率。這一術(shù)路線兼具現(xiàn)實可行性與遠(yuǎn)期兼容性：一方面，它無需等待電池能量密度實現(xiàn)數(shù)量級躍升即可在當(dāng)前技術(shù)水平下落地應(yīng)用；另一方面，它所構(gòu)建的電力架構(gòu)與能量管理方法為未來全電或氫能飛機(jī)的技術(shù)演進(jìn)提供了可繼承的工程基礎(chǔ)。

從全球產(chǎn)業(yè)布局來看，混合電推進(jìn)的研發(fā)已進(jìn)入從實驗室驗證向型號集成過渡的關(guān)鍵階段。歐洲“清潔航空”（Clean Aviation）計劃已啟動第三階段項目群，總投資達(dá)9.45億歐元，預(yù)計于2028-2029年開展飛行測試，目標(biāo)是在2035年前后實現(xiàn)相比2020年基準(zhǔn)技術(shù)30%以上的凈排放削減。美國方面，NASA的“電推進(jìn)飛行驗證”（EPFD）項目正在推進(jìn)兆瓦級混合電推進(jìn)系統(tǒng)的地面與飛行測試。在國內(nèi)，工業(yè)和信息化部等四部門印發(fā)的《綠色航空制造業(yè)發(fā)展綱要（2023-2035年）》明確提出了“到2025年電動通航飛機(jī)投入商業(yè)應(yīng)用，到2035年新能源航空器成為發(fā)展主流”的兩步走戰(zhàn)略目標(biāo)，并將“輕量化、低成本能量控制”列為重點突破方向。

1.1 航空混合動力能量管理的關(guān)鍵挑戰(zhàn)

盡管混合動力在汽車領(lǐng)域已有成熟的工程實踐，但將其移植至航空平臺面臨著截然不同的技術(shù)挑戰(zhàn)。其中最根本的差異在于：地面車輛可以容忍較大的重量裕度與較低的安全等級要求，而航空器對每一公斤重量都極度敏感，且必須滿足適航規(guī)章所要求的最高安全等級。

這一差異直接轉(zhuǎn)化為三組相互交織的技術(shù)難題。

其一，儲能功率密度與系統(tǒng)重量的根本性矛盾。當(dāng)前鋰離子電池的單體能量密度普遍在200~300 Wh/kg，系統(tǒng)級能量密度則更低。航空混合動力系統(tǒng)所需的儲能容量通常在數(shù)十千瓦時量級，若采用傳統(tǒng)的雙向DC-DC變換器實現(xiàn)電池與母線的耦合，變換器的磁性元件與散熱結(jié)構(gòu)將額外增加可觀的系統(tǒng)重量——這在航空場景中是不可接受的。如何在滿足功率匹配需求的前提下最大限度地壓縮電力電子器件的體積與重量，是系統(tǒng)拓?fù)湓O(shè)計的首要命題。

其二，工況頻繁切換與負(fù)載劇烈波動對能量管理的苛刻要求。航空器在一次典型飛行任務(wù)中需經(jīng)歷滑跑、起飛、爬升、巡航、下降、著陸等多個階段，各階段的功率需求差異可達(dá)數(shù)倍之多。起飛與爬升階段需要電池在數(shù)十秒內(nèi)提供峰值功率，電流倍率可達(dá)1C乃至更高；巡航階段則需要對電池進(jìn)行小電流回充，同時保證母線電壓在負(fù)載波動下仍維持穩(wěn)定。這種“放電倍率高、充電倍率低”的非對稱工作特性，要求能量管理策略必須在不同工況間實現(xiàn)無縫切換，且在切換瞬態(tài)不能引發(fā)母線電壓的劇烈擾動。

其三，規(guī)則驅(qū)動與優(yōu)化驅(qū)動兩類方法論的工程取舍。當(dāng)前航空混合動力能量管理策略大致可分為規(guī)則驅(qū)動與優(yōu)化驅(qū)動兩大范式。規(guī)則驅(qū)動方法依托閾值、滯回與階段邏輯，在滑跑、起飛、爬升等階段實現(xiàn)清晰的模式切換，具有實現(xiàn)簡便、算力開銷低、對模型失配較為魯棒等優(yōu)點，因而在航空場景中得到了廣泛采用。優(yōu)化驅(qū)動方法則通過建立系統(tǒng)與約束的數(shù)學(xué)模型，在全飛行包線內(nèi)在線或滾動求解功率分配，以爭取全局或準(zhǔn)全局最優(yōu)性能，但對模型精度、先驗預(yù)測信息與機(jī)載計算資源依賴較強(qiáng)，在復(fù)雜工況下易因預(yù)測誤差與約束保守化導(dǎo)致控制精度下降或?qū)崟r實現(xiàn)復(fù)雜度升高。綜合來看，在高實時性與高穩(wěn)定性訴求的航空場景中，規(guī)則驅(qū)動方法更具工程匹配度。

1.2 國內(nèi)研究現(xiàn)狀與技術(shù)瓶頸

國內(nèi)在航空混合動力領(lǐng)域的系統(tǒng)性研究起步相對較晚，但近年來呈現(xiàn)出明顯的加速態(tài)勢。科研院所與高校圍繞基礎(chǔ)理論、系統(tǒng)構(gòu)型與平臺適配持續(xù)推進(jìn)，逐步形成了適用于不同任務(wù)剖面與功率尺度的混動方案。

從研究內(nèi)容來看，國內(nèi)工作主要集中在三個層面。在系統(tǒng)構(gòu)型層面，串聯(lián)型、并聯(lián)型與混聯(lián)型架構(gòu)均有涉及，其中串聯(lián)架構(gòu)因其功率解耦性好、控制自由度高的特點在電推進(jìn)飛行器研究中應(yīng)用較為廣泛。在能量管理層面，基于規(guī)則的確定性策略與模糊邏輯策略是當(dāng)前主流，部分研究開始探索等效燃油最小消耗策略（ECMS）與模型預(yù)測控制（MPC）在航空場景中的應(yīng)用。在平臺適配層面，針對多旋翼無人機(jī)、小型固定翼飛機(jī)與eVTOL飛行器的能量管理研究均有報道，但多數(shù)仍停留在仿真驗證或地面臺架測試階段，距離飛行驗證尚有距離。

值得注意的是，當(dāng)前國內(nèi)研究存在一個較為明顯的薄弱環(huán)節(jié)：對“拓?fù)洹芰抗芾韰f(xié)同”的系統(tǒng)級分析不足。大量研究聚焦于傳統(tǒng)雙向變換架構(gòu)下的能量管理策略優(yōu)化，而對拓?fù)浔旧硎欠褫p量化、是否與能量管理邏輯形成正向協(xié)同缺乏深入考察。尤其是在放電側(cè)如何減少能量變換級數(shù)以降低導(dǎo)通損耗、在充電側(cè)如何隔離雙向耦合以抑制母線干擾等拓?fù)浼墕栴}上，系統(tǒng)性的設(shè)計與評估工作仍然較少。這一空白恰好構(gòu)成了本文研究的切入點——通過引入“放電直通+充電隔離”拓?fù)?，并將拓?fù)涮匦耘c規(guī)則驅(qū)動的能量管理邏輯進(jìn)行協(xié)同設(shè)計，在輕量化與高可靠性之間尋求工程上的最佳平衡。

二、航空混合動力系統(tǒng)架構(gòu)與輕量化拓?fù)湓O(shè)計

2.1 某型在研混合動力飛機(jī)的單線系統(tǒng)架構(gòu)

本文針對某型混合動力飛機(jī)采用單線式動力系統(tǒng)架構(gòu)，其核心設(shè)計思想是以一條280 V直流母線作為全機(jī)電能匯聚與分配的樞紐，所有能量源與負(fù)載均圍繞該母線進(jìn)行耦合。這一架構(gòu)的簡化與集成特性本身即服務(wù)于輕量化目標(biāo)——通過減少電力變換層級與線纜數(shù)量來壓縮系統(tǒng)重量。

系統(tǒng)的主能量通路為：渦軸發(fā)動機(jī)直接驅(qū)動一臺永磁同步發(fā)電機(jī)，發(fā)電機(jī)輸出的三相交流電經(jīng)電壓源型PWM整流器轉(zhuǎn)換為直流電后接入280 V直流母線。渦軸發(fā)動機(jī)與發(fā)電機(jī)的連續(xù)功率限值設(shè)定為40 kW，該限值的選取綜合考慮了巡航階段的基載需求與發(fā)動機(jī)的高效工作區(qū)間。負(fù)載側(cè)由變頻電機(jī)驅(qū)動涵道風(fēng)扇，其峰值功率需求達(dá)到55 kW，超出發(fā)電機(jī)連續(xù)功率限值約37.5%。

為覆蓋這一峰值缺口并應(yīng)對負(fù)載快速過渡的動態(tài)需求，系統(tǒng)引入了磷酸鐵鋰電池組作為輔助能量源。電池組名義容量為70 Ah，額定電流參數(shù)為：連續(xù)放電0.5C（約35 A）、短時放電1C（約70 A）、連續(xù)充電0.1~0.2C（約7~14 A）。在1C短時放電條件下，電池可提供約19.6 kW的補充功率（280 V×70 A），使系統(tǒng)峰值階段在不提高發(fā)電機(jī)連續(xù)功率等級的前提下獲得所需裕度。

從功率流的角度審視，這一架構(gòu)體現(xiàn)了典型的并聯(lián)混合動力特征：發(fā)電機(jī)承擔(dān)巡航等穩(wěn)態(tài)工況的基載功率，電池在起飛、爬升等瞬態(tài)工況下“削峰填谷”。二者的功率分配不是固定的，而是由能量管理策略根據(jù)工況與SoC狀態(tài)動態(tài)決策。這種“基載穩(wěn)態(tài)+儲能瞬態(tài)”的分工模式，既利用了燃油發(fā)動機(jī)的高比能優(yōu)勢滿足長航時需求，又發(fā)揮了電池的高功率密度優(yōu)勢應(yīng)對短時峰值，在系統(tǒng)重量與性能之間取得了合理的折中。

2.2 “放電直通+充電隔離”拓?fù)涞妮p量化設(shè)計機(jī)理

航空混合動力系統(tǒng)區(qū)別于地面應(yīng)用的一個顯著特征是“放電倍率高、充電倍率低”的非對稱工作特性。在起飛與爬升階段，電池需要在幾十秒內(nèi)以1C倍率釋放約20 kW的功率；而在巡航階段，電池僅需以0.1~0.2C的倍率緩慢回充。這一特性為拓?fù)鋭?chuàng)新提供了關(guān)鍵契機(jī)——放電通道與充電通道可以分別按不同的物理特性進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計，而不必受限于雙向變換器的統(tǒng)一約束。

傳統(tǒng)方案通常采用雙向DC-DC變換器實現(xiàn)電池與直流母線的連接。這種方案雖然控制靈活，但在大電流放電工況下，功率需依次流經(jīng)變換器的輸入濾波、功率開關(guān)、磁性元件、輸出濾波等多個環(huán)節(jié)，每一級均帶來導(dǎo)通損耗與附加重量。對于數(shù)十千瓦級的放電功率，變換器的磁性元件（電感與變壓器）往往占據(jù)其體積和重量的主要部分，這與航空平臺嚴(yán)苛的重量約束形成直接沖突。

本文介紹一種“放電直通+充電隔離”拓?fù)湔轻槍@一矛盾提出的解決方案。其核心設(shè)計思想可概括為“物理解耦、分而治之”：

放電直通通道：在起飛、爬升等大電流放電階段，電池通過一組低阻抗SiC MOSFET開關(guān)直接掛接至直流母線。MOSFET的等效導(dǎo)通阻抗控制在5 mΩ以內(nèi)，在70 A放電電流下的導(dǎo)通壓降僅約0.35 V，導(dǎo)通損耗不足25 W。由于省去了DC-DC變換器的全部磁性元件與功率變換環(huán)節(jié)，放電通道的重量增量幾乎僅為開關(guān)器件本身。同時，直通模式下電池對母線的瞬態(tài)電壓支撐更為直接——當(dāng)負(fù)載突增時，電池可近乎瞬時地提供電流響應(yīng)，無需經(jīng)過變換器的控制延遲與帶寬限制。

充電隔離通道：在巡航等小電流充電階段，電池從直通母線斷開，轉(zhuǎn)而通過一臺單向DC-DC變換器從母線受控取電。該變換器的額定功率為2.0 kW（支持2.5 kW短時過載），效率不低于96%，體積功率密度不低于1 kW/L。由于充電功率僅為放電功率的約十分之一，變換器的磁性元件體積與重量可大幅縮減，從而在整體上實現(xiàn)了系統(tǒng)重量與功能的優(yōu)化平衡。單向變換器的另一優(yōu)勢在于天然具備的電流隔離特性——充電電流的波動不會反向傳導(dǎo)至母線，避免了對發(fā)電機(jī)穩(wěn)壓控制的干擾。

從系統(tǒng)級視角來看，這一拓?fù)涞膬r值不僅在于放電與充電通道各自的輕量化，更在于它為能量管理策略提供了清晰的物理基礎(chǔ)：放電時電池作為“無控”的電壓支撐源，其輸出電流由系統(tǒng)功率平衡被動決定；充電時電池作為“可控”的電流吸收端，其充電功率由變換器精確調(diào)節(jié)。這種功能分配方式大大簡化了控制邏輯的復(fù)雜度，也為后文所述的多狀態(tài)能量管理策略奠定了硬件基礎(chǔ)。

2.3 航空混合動力系統(tǒng)構(gòu)型的分類與比照

為便于理解本文所研究系統(tǒng)在航空混合動力技術(shù)譜系中的位置，有必要對混合動力系統(tǒng)的基本構(gòu)型作簡要梳理。

航空混合動力系統(tǒng)按功率耦合方式可分為串聯(lián)型、并聯(lián)型和混聯(lián)型三大類。串聯(lián)構(gòu)型中，發(fā)動機(jī)僅驅(qū)動發(fā)電機(jī)發(fā)電，推進(jìn)器完全由電動機(jī)驅(qū)動，發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速與推進(jìn)器轉(zhuǎn)速完全解耦，便于實現(xiàn)發(fā)動機(jī)在最佳效率點附近穩(wěn)定運行，但存在“機(jī)械能→電能→機(jī)械能”的兩次能量轉(zhuǎn)換，綜合效率略低于并聯(lián)方案。并聯(lián)構(gòu)型中，發(fā)動機(jī)與電動機(jī)通過機(jī)械耦合裝置共同驅(qū)動推進(jìn)器，能量轉(zhuǎn)換次數(shù)少、傳動效率高，但發(fā)動機(jī)工況受飛行剖面牽引、不易維持在最優(yōu)工作點。混聯(lián)構(gòu)型則綜合了前兩者的特點，通過功率分流裝置實現(xiàn)多種工作模式的切換，靈活度最高，但結(jié)構(gòu)復(fù)雜度與控制難度也相應(yīng)增加。

三、SoC驅(qū)動的多工況能量管理邏輯設(shè)計

3.1 規(guī)則驅(qū)動策略在航空場景中的適用性分析

如前文所述，航空混合動力能量管理策略可劃分為規(guī)則驅(qū)動與優(yōu)化驅(qū)動兩大范式。規(guī)則驅(qū)動策略以“條件—動作”映射為核心，通過對關(guān)鍵狀態(tài)變量（如SoC、負(fù)載功率、母線電壓等）的閾值判斷，觸發(fā)預(yù)定義的控制動作。優(yōu)化驅(qū)動策略則通過在線求解優(yōu)化問題來確定各時刻的功率分配，理論上可逼近全局最優(yōu)。

兩類策略各有優(yōu)劣。規(guī)則驅(qū)動策略的突出優(yōu)勢在于：實現(xiàn)邏輯清晰、驗證路徑可追溯——適航認(rèn)證要求每一條控制邏輯都具備明確的解釋性與可測試性，這與規(guī)則驅(qū)動策略的確定性特征高度契合；計算開銷極低——通常僅需若干邏輯判斷與算術(shù)運算，可在現(xiàn)有飛行控制計算機(jī)上直接運行而無須額外的專用硬件；對模型失配與參數(shù)漂移具有較好的魯棒性——當(dāng)實際系統(tǒng)特性與設(shè)計模型存在偏差時，基于閾值的規(guī)則往往仍能維持基本功能。其劣勢在于缺乏嚴(yán)格意義的全局最優(yōu)性，策略參數(shù)（閾值、滯回區(qū)間等）的整定高度依賴工程經(jīng)驗。

優(yōu)化驅(qū)動策略的優(yōu)勢在于理論上可獲得更優(yōu)的燃油經(jīng)濟(jì)性或系統(tǒng)效率，但其在航空場景中的實際應(yīng)用面臨三重制約。一是模型依賴：優(yōu)化求解需要準(zhǔn)確的系統(tǒng)模型與未來負(fù)載預(yù)測，而飛行中的負(fù)載功率受大氣條件、飛行姿態(tài)等因素影響，預(yù)測誤差難以避免。二是計算資源：實時滾動優(yōu)化對機(jī)載計算能力的要求遠(yuǎn)超規(guī)則策略，在現(xiàn)有航電架構(gòu)下實現(xiàn)較為困難。三是約束保守化：為確保安全邊界，優(yōu)化問題中往往需要引入較為保守的約束，這會顯著壓縮優(yōu)化空間。

3.2 三狀態(tài)能量管理邏輯：滑跑獨供、并聯(lián)供能與受控回充

本文構(gòu)建的能量管理邏輯以電池SoC為核心驅(qū)動變量，將系統(tǒng)運行狀態(tài)劃分為滑跑獨供、并聯(lián)供能與受控回充三種模式，三者之間的切換由SoC閾值與負(fù)載功率條件聯(lián)合觸發(fā)。

滑跑獨供模式對應(yīng)飛機(jī)的滑跑階段。此時電池已在起飛前預(yù)先充電至SoC≥80%，負(fù)載功率Pf（涵道風(fēng)扇需求）低于發(fā)電機(jī)連續(xù)功率限值Pg_max（40 kW），由發(fā)電機(jī)獨立承擔(dān)全部供能任務(wù)。電池接口處于斷開狀態(tài)，母線電壓由發(fā)電機(jī)-PWM整流器獨立建立與維持。此模式下SoC保持初始高位，為即將到來的起飛放電做準(zhǔn)備。

并聯(lián)供能模式對應(yīng)飛機(jī)的起飛與爬升階段。當(dāng)Pf躍升至Pg_max以上時，中心控制器立即閉合電池放電直通支路，系統(tǒng)轉(zhuǎn)入“發(fā)電機(jī)+電池”并聯(lián)供能模式。在此模式下，發(fā)電機(jī)按預(yù)設(shè)策略主動調(diào)節(jié)自身輸出，電池以直通方式掛接母線，其輸出電流由系統(tǒng)功率平衡被動確定。并聯(lián)供能一旦觸發(fā)，將持續(xù)至SoC降至30%下限方停止，即使中途出現(xiàn)負(fù)載功率短暫回落至Pg_max以下，也不會中斷放電。這一“持續(xù)放電至下限”的設(shè)計邏輯，避免了工況邊界附近頻繁的模式切換及其可能引發(fā)的母線擾動。

受控回充模式對應(yīng)飛機(jī)巡航與下降階段。當(dāng)SoC降至30%時，放電直通支路關(guān)閉，單向DC-DC變換器啟動，電池轉(zhuǎn)入受控回充模式?；爻溥^程以恒功率方式（1.0~1.5 kW）進(jìn)行，僅受SoC上限（80%）約束，不因飛行階段變化或負(fù)載功率波動而中斷。當(dāng)SoC回升至80%時停止充電，電池再次進(jìn)入待機(jī)狀態(tài)，直至飛機(jī)降落完成本次航程。

3.3 SoC滯回區(qū)間設(shè)置的工程依據(jù)

SoC滯回區(qū)間設(shè)定為30%~80%，并非任意選取，而是基于磷酸鐵鋰電池的壽命特性、功率能力與系統(tǒng)功率匹配關(guān)系的綜合權(quán)衡。

從電池壽命維度看，磷酸鐵鋰電池在低SoC深度放電與高SoC長時間停留時，電極材料的結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性下降，副反應(yīng)速率上升，容量衰減明顯加快。電化學(xué)研究與實踐經(jīng)驗表明，SoC在0%~20%區(qū)間時，負(fù)極鋰離子濃度梯度大、內(nèi)阻上升快，深度放電易引發(fā)不可逆的結(jié)構(gòu)損傷；SoC在80%~100%區(qū)間時，正極處于高電位狀態(tài)，電解液氧化分解風(fēng)險增加，且滿電狀態(tài)下的持續(xù)浮充會加速容量衰減。將工作區(qū)間限定在30%~80%的中段，可有效避開兩個壽命敏感區(qū)，降低熱-電應(yīng)力與保護(hù)動作觸發(fā)概率。

從功率能力維度看，磷酸鐵鋰電池在中間SoC區(qū)間的等效內(nèi)阻相對平坦且數(shù)值較低，倍率放電時的電壓跌落幅度可控，有利于在起飛/爬升階段提供穩(wěn)定的1C短時放電能力。若將下限降至20%以下，內(nèi)阻上升將導(dǎo)致同等電流下的母線電壓跌落加劇，影響供電品質(zhì)；若將上限提至90%以上，高SoC下電池接受充電的能力下降，回充效率降低且可能引發(fā)母線電壓抬升。

從系統(tǒng)功率匹配維度看，30%下限保證了在最不利工況下（電池已放電至下限、飛機(jī)再次進(jìn)入起飛階段），電池仍具備足夠的剩余容量為峰值功率提供支撐；80%上限則限制了電池在高SoC狀態(tài)的停留時間，同時為巡航階段留出足夠的充電吸收空間，使電池能在一次典型任務(wù)剖面內(nèi)完成從放電到回充的完整循環(huán)。

四、設(shè)備層級控制方案設(shè)計

在能量管理決策層確定了系統(tǒng)運行模式后，還需為發(fā)電機(jī)端口與電池端口設(shè)計相應(yīng)的底層控制方案，以將宏觀的功率分配意圖轉(zhuǎn)化為具體的開關(guān)器件驅(qū)動信號。本節(jié)針對滑跑獨供、并聯(lián)放電、受控回充三種工況，分別討論發(fā)電機(jī)端口與電池端口可能采取的控制策略，并給出相應(yīng)的參考值整定方法。

4.1 滑跑階段：發(fā)電機(jī)獨立穩(wěn)壓控制

在滑跑階段，電池接口處于斷開狀態(tài)，系統(tǒng)為單源供電構(gòu)型，母線電壓由發(fā)電機(jī)-PWM整流器獨立建立與維持。這一工況對控制方案的要求是：在負(fù)載功率變化（涵道風(fēng)扇的階躍或斜坡加載）下保持母線電壓穩(wěn)定，同時盡可能提高功率因數(shù)以減少無功損耗。

本文介紹一種電壓外環(huán)+電流內(nèi)環(huán)的雙閉環(huán)結(jié)構(gòu)方案，在同步旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系（dq坐標(biāo)系）下實現(xiàn)。電壓外環(huán)以280 V母線電壓額定值為參考，將電壓偏差經(jīng)PI調(diào)節(jié)器轉(zhuǎn)換為d軸電流參考指令id_ref；電流內(nèi)環(huán)則跟蹤該指令，在毫秒級時間內(nèi)調(diào)節(jié)整流器開關(guān)管的占空比，使發(fā)電機(jī)輸出電流快速響應(yīng)負(fù)載變化。q軸電流參考值設(shè)為零，以維持單位功率因數(shù)運行。

為進(jìn)一步提升穩(wěn)態(tài)精度與低頻擾動抑制能力，在基礎(chǔ)電壓閉環(huán)之外增設(shè)了二次補償環(huán)節(jié)。該環(huán)節(jié)以母線電壓偏差的積分項作為補償信號，對整流器的調(diào)制信號進(jìn)行緩慢校正，可有效消除穩(wěn)態(tài)靜差并抑制由負(fù)載周期性變化引起的低頻電壓起伏。電壓環(huán)與電流環(huán)的PI參數(shù)采用帶寬法整定，電壓環(huán)帶寬取電流環(huán)帶寬的1/5~1/10，以保證級聯(lián)系統(tǒng)的穩(wěn)定性。

4.2 并聯(lián)放電階段：發(fā)電機(jī)端口控制方案對比

當(dāng)負(fù)載功率躍升至發(fā)電機(jī)連續(xù)功率限值以上時，系統(tǒng)轉(zhuǎn)入并聯(lián)供能模式。此時電池通過低阻抗開關(guān)直接掛接于母線，其輸出電流由系統(tǒng)功率平衡被動確定——即I_bat = (P_load - P_gen) / V_bus。發(fā)電機(jī)的角色是主動調(diào)節(jié)自身輸出功率P_gen，從而間接控制電池放電電流I_bat，使其維持在66 A的目標(biāo)值附近（66 A為結(jié)合項目平臺任務(wù)剖面與電池壽命窗口確定的標(biāo)定值，可在同一策略框架下按需調(diào)整）。

針對發(fā)電機(jī)端口，本文提出兩種備選控制方案。

方案A1：功率外環(huán)+電流內(nèi)環(huán)。在此方案下，發(fā)電機(jī)端口啟用功率-電流雙閉環(huán)控制。外環(huán)為功率環(huán)，實時比較發(fā)電機(jī)當(dāng)前輸出功率P_gen與參考值P_ref，將差值經(jīng)PI調(diào)節(jié)器轉(zhuǎn)換為d軸電流參考指令id_ref；內(nèi)環(huán)為電流環(huán)，快速跟蹤該指令以實現(xiàn)功率的精確調(diào)節(jié)。q軸電流參考值仍為零以維持單位功率因數(shù)。P_ref的整定依據(jù)為：P_ref = P_load - I_bat_target × V_bus，其中I_bat_target=66 A。此方案的結(jié)構(gòu)完整、物理意義清晰，便于與既有功率管理接口對接，適合對功率精度要求較高的應(yīng)用場景。

方案A2：電流單環(huán)控制。此方案更為簡潔——發(fā)電機(jī)端口僅采用電流單環(huán)控制，通過直接給定d軸電流參考值id_ref來調(diào)節(jié)發(fā)電機(jī)出力。id_ref的整定依據(jù)為交流側(cè)與直流側(cè)的功率守恒關(guān)系：id_ref = (P_load - I_bat_target × V_bus) / (1.5 × V_d)，其中V_d為d軸電壓分量。此方案省去了功率外環(huán)的PI調(diào)節(jié)器，結(jié)構(gòu)更精簡，對測量噪聲與參數(shù)識別誤差的敏感度也更低，適合對實現(xiàn)復(fù)雜度有約束的場景。

兩種方案在功能上等價——均以控制電池放電電流在目標(biāo)值附近為目標(biāo)，區(qū)別在于實現(xiàn)路徑與復(fù)雜度。下文將通過仿真對兩者的實際表現(xiàn)進(jìn)行對比評估。

4.3 受控回充階段：電池端口控制方案對比

當(dāng)飛機(jī)轉(zhuǎn)入巡航或下降階段，SoC降至30%后系統(tǒng)進(jìn)入受控回充模式。此時放電支路MOSFET關(guān)斷，電池與母線直連接口完全斷開，單向DC-DC變換器啟動。電池端口的控制方案有兩種可選架構(gòu)。

方案B1：電池端口作為電流源。在此模式下，DC-DC變換器被控制為一個可控電流源。直接設(shè)定變換器母線側(cè)電流的參考值I_dc_ref（對應(yīng)1.0~1.5 kW的充電功率），將其與實測母線側(cè)電流I_dc作差后送入PI調(diào)節(jié)器，實時生成占空比驅(qū)動功率開關(guān)管。發(fā)電機(jī)側(cè)維持“電壓外環(huán)+電流內(nèi)環(huán)”的穩(wěn)壓控制，持續(xù)建立母線電壓并隨動補償負(fù)載功率變化。此方案的優(yōu)點在于充電電流控制精確、便于與電池管理系統(tǒng)（BMS）的充電曲線配合。

方案B2：電池端口作為電壓源。在此模式下，DC-DC變換器采用電壓-電流雙閉環(huán)控制，以母線額定電壓（280 V）為基準(zhǔn)，與實時采樣值作差后經(jīng)PI調(diào)節(jié)器生成電感電流參考，再由電流內(nèi)環(huán)形成占空比信號。電池端口等效承擔(dān)母線穩(wěn)壓任務(wù)，發(fā)電機(jī)側(cè)則切換至“功率外環(huán)+電流內(nèi)環(huán)”控制，主動輸出高于負(fù)載需求的功率（約1.1~2 kW盈余），經(jīng)系統(tǒng)功率平衡將盈余能量注入電池完成充電。此方案的優(yōu)點在于充分利用了電池端變換器的穩(wěn)壓能力，使發(fā)電機(jī)可在更優(yōu)的工作點上運行。

五、仿真模型構(gòu)建與多工況評估

5.1 仿真平臺與評價指標(biāo)體系

為系統(tǒng)評估所提能量管理方法與端口控制方案的有效性，本文基于Matlab/Simulink構(gòu)建了覆蓋全飛行包線的時域仿真模型。

模型構(gòu)成：DC-DC變換器采用開關(guān)級模型，精確反映功率器件的開關(guān)動態(tài)與導(dǎo)通損耗；PWM整流器在dq旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系下按電壓源型模型實現(xiàn)，包含電壓電流雙閉環(huán)與SVPWM調(diào)制；能量管理三狀態(tài)監(jiān)督控制邏輯（滑跑獨供、并聯(lián)放電、受控回充）使用Stateflow有限狀態(tài)機(jī)搭建，確保狀態(tài)切換邏輯的可讀性與可驗證性；電機(jī)拖動涵道風(fēng)扇按恒功率負(fù)載等效，功率值按預(yù)設(shè)任務(wù)剖面隨時間變化。

仿真設(shè)置：采用離散定步長求解，步長10 μs，控制器采樣與調(diào)制周期同步（50 μs）。為在合理仿真時長內(nèi)充分觀察SoC的動態(tài)演化，將電池名義容量從70 Ah按比例縮容為15 Ah。這一處理僅加速了SoC的變化速率，不改變電池的瞬態(tài)電壓/電流特性及控制律的有效性。仿真區(qū)間取30 s，涵蓋滑跑→起飛→巡航→下降的完整任務(wù)剖面。

評價指標(biāo)：從三個維度對系統(tǒng)性能進(jìn)行量化評估。一是母線電壓穩(wěn)定性——包括穩(wěn)態(tài)誤差（相對于280 V額定值的最大偏離百分比）與瞬態(tài)擾動（模式切換時刻的電壓階躍幅值）。二是SoC控制精度——即SoC是否全程約束在30%~80%的安全區(qū)間內(nèi)，以及充放電電流是否按預(yù)設(shè)目標(biāo)執(zhí)行。三是動態(tài)響應(yīng)品質(zhì)——模式切換的平滑性與電流跟蹤的準(zhǔn)確度。

5.2 任務(wù)剖面與約束條件

仿真采用的負(fù)載功率任務(wù)剖面如下：滑跑階段功率從0斜坡上升至約35 kW，維持?jǐn)?shù)秒；起飛階段功率階躍至峰值55 kW（超出發(fā)電機(jī)40 kW限值），持續(xù)約5秒后逐步回落；巡航階段功率穩(wěn)定在約25~30 kW；下降/著陸階段功率進(jìn)一步降低至約15 kW。電池在仿真起始時SoC=80%，發(fā)電機(jī)連續(xù)功率限值為40 kW，SoC滯回區(qū)間為[30%，80%]。

5.3 案例一：方案A1+B1

方案A1+B1的特征為：放電階段發(fā)電機(jī)采用“功率外環(huán)+電流內(nèi)環(huán)”（A1），充電階段電池端口作為電流源（B1）、發(fā)電機(jī)端口切換為“電壓外環(huán)+電流內(nèi)環(huán)”。

仿真結(jié)果表明：滑跑階段負(fù)載功率低于40 kW，電池未接入，發(fā)電機(jī)獨立承擔(dān)穩(wěn)壓與供電任務(wù)，母線電壓穩(wěn)定在280±2 V。起飛瞬間負(fù)載躍升至55 kW，電池放電直通支路在毫秒級時間內(nèi)閉合，發(fā)電機(jī)按A1方案主動調(diào)節(jié)輸出功率，電池以67~70 A的電流被動放電，電流偏差控制在設(shè)定值±10%以內(nèi)。放電過程持續(xù)至SoC降至30%，隨后系統(tǒng)轉(zhuǎn)入充電模式——發(fā)電機(jī)支撐母線電壓，電池工作在電流源模式，以約1.4 kW的恒功率吸收電能。

SoC全程嚴(yán)格約束于30%~80%區(qū)間，驗證了能量管理滯回邏輯的有效性。母線電壓在穩(wěn)態(tài)階段偏差不超過額定值的±1%。但值得注意的是，在放電-充電模式切換的瞬間，母線電壓出現(xiàn)了約35 V的階躍擾動，幅度達(dá)到額定值的12%，超出典型航空電源質(zhì)量標(biāo)準(zhǔn)（通常要求瞬態(tài)偏差不超過±10%）。這一較大擾動源于切換時刻發(fā)電機(jī)與電池端口控制角色互換時的功率流不連續(xù)，是A1+B1方案需要重點關(guān)注的問題。

5.4 案例二：方案A1+B2

方案A1+B2與A1+B1的區(qū)別在于充電階段：電池端口采用電壓源模式（B2），主動承擔(dān)母線穩(wěn)壓任務(wù)；發(fā)電機(jī)端口切換至“功率外環(huán)+電流內(nèi)環(huán)”，輸出高于負(fù)載的功率以實現(xiàn)充電。

仿真結(jié)果顯示：放電階段的表現(xiàn)與A1+B1方案一致，電池以67~70 A放電，電流偏差控制良好。充電階段，電池端口作為電壓源主動建立280 V母線電壓，發(fā)電機(jī)按預(yù)設(shè)功率輸出（約1.1~2 kW盈余），經(jīng)功率平衡實現(xiàn)電池充電。母線電壓在穩(wěn)態(tài)階段偏離額定值不超過±1%。關(guān)鍵改進(jìn)在于切換瞬態(tài)——放電-充電切換時的電壓階躍擾動降至約12 V，僅占額定值的4%，遠(yuǎn)優(yōu)于A1+B1方案的35 V（12%）。這一改善歸因于B2方案下電池端口從放電直通到充電穩(wěn)壓的角色過渡更為平滑：放電時電池通過直通開關(guān)“被動”支撐母線，充電時電池通過變換器“主動”建立母線，兩種狀態(tài)下的母線鉗位邏輯具有內(nèi)在一致性。

5.5 案例三：方案A2+B1

方案A2+B1的特征為：放電階段發(fā)電機(jī)采用電流單環(huán)控制（A2），充電階段電池端口為電流源模式（B1）。

仿真結(jié)果表明：放電階段，A2方案通過直接給定d軸電流參考值實現(xiàn)發(fā)電機(jī)出力調(diào)節(jié)，電池放電電流同樣控制在67~70 A范圍，與A1方案的精度相當(dāng)。充電階段的表現(xiàn)與A1+B1類似，電池以1.6 kW吸收功率，母線電壓穩(wěn)態(tài)偏差≤±1%。切換瞬態(tài)的電壓擾動約為25 V（額定值的8%），介于A1+B2（4%）與A1+B1（12%）之間。A2方案的突出優(yōu)勢在于實現(xiàn)更為簡潔——省去了功率外環(huán)的PI調(diào)節(jié)器，降低了參數(shù)整定難度與代碼量，在資源受限的嵌入式平臺上更具吸引力。

5.6 案例四：方案A2+B2

方案A2+B2為發(fā)電機(jī)電流單環(huán)（A2）與電池電壓源（B2）的組合，是四種方案中結(jié)構(gòu)最為簡潔且切換擾動最小的配置。

仿真結(jié)果顯示：放電階段，A2方案的電流單環(huán)控制同樣實現(xiàn)了67~70 A的穩(wěn)定放電。充電階段，電池端口作為電壓源主動穩(wěn)壓，發(fā)電機(jī)按預(yù)設(shè)功率輸出盈余實現(xiàn)充電。母線電壓穩(wěn)態(tài)偏差≤±1%，放電-充電切換瞬態(tài)的電壓擾動僅為11 V（約額定值的4%），為四種方案中的最優(yōu)水平。這一優(yōu)異表現(xiàn)的根源在于：A2方案的電流單環(huán)結(jié)構(gòu)避免了功率環(huán)的調(diào)節(jié)延遲，B2方案的電壓源結(jié)構(gòu)使充電階段的母線控制與放電階段保持連續(xù)性，二者疊加產(chǎn)生了最佳的動態(tài)響應(yīng)品質(zhì)。

5.7 案例五：不同負(fù)載波動強(qiáng)度下的魯棒性測試

為驗證策略對負(fù)載變化的魯棒性，在A2+B2方案下引入了擾動負(fù)載剖面：相比基線負(fù)載，擾動負(fù)載在起飛段具有更陡的功率爬升斜率與更大的瞬時躍升，在下降段具有更快的回落速率，并在起飛過程中模擬了一次功率突減情形。除負(fù)載信號外，模型參數(shù)、器件特性與能量管理閾值均保持不變。

結(jié)果表明：滑跑階段，負(fù)載未觸及40 kW限值，電池保持離線。起飛后負(fù)載跨越判據(jù)，電池接入并以68~70 A恒流放電，即使中途出現(xiàn)瞬時功率回落，仍按“持續(xù)放電至下限”規(guī)則維持放電狀態(tài)直至SoC=30%。隨后系統(tǒng)轉(zhuǎn)入充電穩(wěn)壓協(xié)同模式，發(fā)電機(jī)在滿足負(fù)載需求的同時提供1.1~2.2 kW盈余功率完成補能。SoC全程約束于30%~80%區(qū)間，母線電壓穩(wěn)態(tài)誤差≤±1%，放電-充電切換電壓擾動約13 V（約4.6%），整體表現(xiàn)與基線工況基本一致，證明所提能量管理方法與控制方案對負(fù)載波動具有較好的魯棒性。

六、結(jié)論與展望

6.1 主要結(jié)論

本文圍繞輕量化與高可靠性需求，對航空混合動力系統(tǒng)的能量管理方法進(jìn)行了系統(tǒng)研究，取得了以下主要結(jié)論：

（1）“放電直通+充電隔離”拓?fù)渫ㄟ^對放電與充電通道的物理解耦與差異化優(yōu)化，在降低功率變換級數(shù)與導(dǎo)通損耗的同時顯著壓縮了電力電子器件的體積與重量，為航空混合動力系統(tǒng)的輕量化集成提供了有效的硬件基礎(chǔ)。

（2）以SoC為核心的三狀態(tài)滯回能量管理邏輯（滑跑獨供、并聯(lián)放電、受控回充）將復(fù)雜的多工況功率分配問題轉(zhuǎn)化為清晰的模式切換規(guī)則，SoC滯回區(qū)間（30%~80%）的設(shè)置在電池壽命保護(hù)、功率能力保持與系統(tǒng)功率匹配三者之間取得了合理的工程平衡。

（3）四種端口控制方案的對比評估表明，不同實現(xiàn)路徑在母線電壓穩(wěn)定性與切換瞬態(tài)特性方面存在顯著差異。其中A2+B2方案（放電階段發(fā)電機(jī)電流單環(huán)控制+充電階段電池電壓源控制）在四種方案中表現(xiàn)最優(yōu)——母線電壓穩(wěn)態(tài)偏差≤±1%，放電-充電切換擾動僅約4%，同時控制結(jié)構(gòu)最為簡潔，適合工程推廣應(yīng)用。

（4）所提方法在負(fù)載波動強(qiáng)度變化的情況下仍能保持SoC安全約束與母線電壓穩(wěn)定，證明其對任務(wù)剖面變化具有良好的魯棒性。

6.2 未來展望

航空混合動力系統(tǒng)能量管理的研究尚處于快速發(fā)展階段，以下方向值得進(jìn)一步深入探索：

高比能儲能技術(shù)的突破與系統(tǒng)適配。當(dāng)前鋰離子電池的能量密度仍是制約航空混合動力系統(tǒng)性能的主要瓶頸。鋰硫電池（理論能量密度400~600 Wh/kg）與固態(tài)電池等下一代電化學(xué)儲能技術(shù)有望在未來十年內(nèi)實現(xiàn)航空級應(yīng)用。屆時，儲能系統(tǒng)在總重中的占比將顯著下降，能量管理策略也需相應(yīng)調(diào)整——更寬裕的SoC窗口將帶來更大的策略優(yōu)化空間。

多時間尺度協(xié)同控制與熱-電耦合管理。航空混合動力系統(tǒng)的動態(tài)過程跨越多個時間尺度：電流環(huán)的毫秒級響應(yīng)、SoC管理的秒至分級演化、熱管理系統(tǒng)的分級至小時級熱慣性。當(dāng)前能量管理策略多以電氣量為單一調(diào)控對象，未來需將熱狀態(tài)納入?yún)f(xié)同優(yōu)化框架，實現(xiàn)功率分配與散熱策略的聯(lián)合決策，以進(jìn)一步提升系統(tǒng)的綜合效率與可靠性。

規(guī)則驅(qū)動與優(yōu)化驅(qū)動的深度融合。本文采用純規(guī)則驅(qū)動的能量管理策略，雖然保證了實時性與確定性，但在理論最優(yōu)性上存在妥協(xié)。一個富有前景的發(fā)展方向是將優(yōu)化方法用于離線標(biāo)定與在線自適應(yīng)整定：在地面利用高精度模型與歷史飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行優(yōu)化求解，提取優(yōu)化結(jié)果中的閾值參數(shù)與調(diào)度規(guī)則，在線運行時由規(guī)則策略執(zhí)行，從而在不增加機(jī)載計算負(fù)擔(dān)的前提下逼近優(yōu)化性能。強(qiáng)化學(xué)習(xí)等智能方法也可在這一框架下發(fā)揮“規(guī)則發(fā)現(xiàn)”的作用。

面向全壽命周期的SoH友好型調(diào)度。當(dāng)前能量管理以SoC為核心約束，對電池健康狀態(tài)（SoH）的關(guān)注相對有限。未來可在能量管理邏輯中引入SoH感知模塊，根據(jù)電池老化狀態(tài)動態(tài)調(diào)整SoC窗口、充放電倍率限值等參數(shù)，在保證當(dāng)前任務(wù)功率需求的前提下延緩電池衰退，延長系統(tǒng)經(jīng)濟(jì)壽命。

非線性負(fù)載與飛控耦合的場景化建模與驗證。本文的仿真采用恒功率負(fù)載模型，實際飛行中涵道風(fēng)扇的功率特性受槳距、空速、姿態(tài)等多因素耦合影響，呈現(xiàn)較強(qiáng)的非線性特征。后續(xù)需構(gòu)建更高保真度的電-氣-控耦合模型，并通過硬件在環(huán)（HIL）臺架測試與飛行驗證，進(jìn)一步完善能量管理策略的工程可確證性。

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(xué)習(xí)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(jì)等高科技領(lǐng)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(shè)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(biāo)測試設(shè)備研制邁向航空航天發(fā)動機(jī)、無人機(jī)、靶機(jī)、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。

公司已通過 GB/T 19001-2016/ISO 9001:2015質(zhì)量管理體系認(rèn)證，以嚴(yán)苛標(biāo)準(zhǔn)保障產(chǎn)品質(zhì)量。公司注重知識產(chǎn)權(quán)的保護(hù)和利用，積極申請發(fā)明專利、實用新型專利和軟著，目前累計獲得的知識產(chǎn)權(quán)已經(jīng)有10多項。湖南泰德航空以客戶需求為導(dǎo)向，積極拓展核心業(yè)務(wù)，與國內(nèi)頂尖科研單位達(dá)成深度戰(zhàn)略合作，整合優(yōu)勢資源，攻克多項技術(shù)難題，為進(jìn)一步的發(fā)展奠定堅實基礎(chǔ)。

湖南泰德航空始終堅持創(chuàng)新，建立健全供應(yīng)鏈和銷售服務(wù)體系、堅持質(zhì)量管理的目標(biāo)，不斷提高自身核心競爭優(yōu)勢，為客戶提供更經(jīng)濟(jì)、更高效的飛行器動力、潤滑、冷卻系統(tǒng)、測試系統(tǒng)等解決方案。