一架90座全电动飞机的技术配置再评估

1） 机翼/电池组集成：有多种集成机翼和安装电池的方法被探查。这项研究的主要见解与电池的体积要求有关，由于机翼的体积是电池所需体积的数倍，因此在最初的飞机设计阶段，电池被迅速丢弃。然而，在实践中，当考虑到整个电池到机翼的体积链和安全要求时，发现电池体积和机翼体积之间的比例甚至更低，根据设计的不同，在5%到20%之间。这导致机翼设计发生了几次变化，最明显的是需要较低的机翼载荷。

2）机翼结构尺寸：本研究证实，通过放置机翼上的电池。与机身中有电池的空机翼相比，电池提供的弯矩缓解使机翼结构质量减少了约30%（不包括由于需要容纳电池的更大更重的机身而产生的额外雪球效应）。对电池更换过程中由于通道开口而导致的机翼质量损失进行了初步估计，没有显示出任何阻碍，但仍然存在一些关于确切质量损失的不确定性。在气动弹性效应方面没有发现意外的限制。

3）储能系统（RES）的设计和认证：而原始设计研究假设为燃气轮机足以保证安全，因为只有在储备的情况下才需要它——这是一种已经不常见的情况——很快就很明显，转向备用并非紧急情况，因此CS 25.1309要求的冗余仍然适用。从一台燃气轮机切换到两台或更多台燃气轮机，推动了燃气轮机布局和尺寸条件的变化。RES的主要不确定性主要与运行和认证有关（例如飞行中启动）。

4） 高压元件和系统设计：预计配电系统的重量增加发现该项目可以补偿由于效率高于预期而导致的电池质量的减少。这使得整个系统的质量与最初的预测一致。研究发现，避免使用DC-DC转换器和开发高功率密度电路保护器件是实现低质量的关键驱动因素。

5） 热管理系统（TMS）尺寸：与最初的假设相比，TMS更轻，功率更低消耗被证明是可行的。然而，人们发现，关于热交换器和冲压空气管道阻力的最初假设过于乐观。

6）非推进系统的质量和能耗：基于与供应商和专家的早期讨论，部分或完全电气化的子系统既没有发现重大风险，也没有发现“两位数”的收益，因此该项目被取消了优先级。作为TMS项目的一部分，对质量和能耗方面最重要的系统，即环境控制和防冰系统进行了评估。

7）分布式推进的尾翼和控制面尺寸：纵向和横向控制和稳定性特性证实，在OEI场景中使用差动推力使垂直尾翼尺寸减小30%是可行的。然而，由于相关的开发和认证挑战，最终没有采用这一优势，从而导致了更大的垂直尾部。发现水平尾翼尺寸大致正确。副翼被发现符合CS-25的性能要求，但导致滚转性能不佳（部分原因是机翼中电池的高滚转惯性），因此需要更大的副翼来提高操纵品质。

8） 螺旋桨/机翼气动性能：CFD分析表明可以满足原始的气动效率目标，获得23的巡航升阻比，包括螺旋桨效应和热交换器。虽然在实践中，一旦包括泄漏或赘生物阻力等杂项部件，这个数字就会降低，但这种减少可以通过更接近最大L/D来补偿。由于发动机舱的负面影响和襟翼翼展方向的有限延伸，使用普通襟翼系统无法实现2.5的CLmax着陆目标，因此考虑使用开槽的福勒襟翼，与目前的商用运输机相当。

9） 电池开发：外部专家与供应商一起调查了电池要求和技术路线图。发现2030年代投入使用的飞机的目标电池能量密度为450 Wh/kg，这将要求电池技术在2030年之前成熟，这与一些电池供应商的路线图是一致的，尽管考虑到这些预测的巨大不确定性，决定采用更保守的假设400 W/hkg。这对飞机的质量和/或航程有重大影响。

10）低噪音螺旋桨设计：在这项研究中，创建了不同的螺旋桨设计，以验证飞机是否该概念可以在保持螺旋桨效率目标的同时呈现可接受的噪声水平。结果表明，低桨盘载荷和转速灵活性使飞机符合国际民航组织附件16的要求。第1卷第14章的噪音水平明显低于其他同等质量的飞机，同时满足螺旋桨效率的初始假设。虽然由于压缩效应，巡航效率较低，但爬升效率较高，总体上带来了净效益。

总的来说，在整个研究项目中没有发现技术上的阻碍。这些项目的结果逐步纳入飞机尺寸循环，表1定性总结了这些发现对MTOM的影响。总体而言，发现各子系统质量的增加和减少以及与原始设计相比的其他较小变化在很大程度上相互抵消。唯一的例外是假设电池能量密度的降低，这显然有更直接的影响。这给设计者留下了三个主要选择，如下图:1）减少有效载荷，2）减少航程，或3）保持有效载荷/航程要求并接受MTOM的增加。将电池能量密度降低到400 Wh/kg，并结合其他项目的研究结果，将使初始设计的MTOM增加到近100吨，而保持MTOM将需要大幅降低航程或有效载荷。因此，必须迭代地重新评估顶级飞机要求，最终选择了三种方案的折衷方案。

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