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基于绿色能源的分布式混合电推进系统性能分析
陶 智，余明星，李海旺，谢 刚，李雅男
《推进技术》
The 31st Research Institute of CASIC 官方微信平台
03 第45卷 第3期
2024 Vol.45 No.3
中国航天科工集团三十一研究所
绿色航空动力专刊
目 次
第 45 卷 第 3 期
总第 321 期
2024 年 3 月
（月 刊）
总体与性能
双碳目标下的氨燃料航空动力研究进展及展望 ……………………………………………………………………
………………………………………………………秦 江，方垍洧，王 聪，颜培刚，哈 婵，李成杰（2211092）
基于混合生命周期评价的我国绿色航空器碳排放比较研究 ………王 泽，王群伟，王长波，杨子彦（2211010）
商用飞机新能源动力发展路径分析与展望 …………………………………………………………………………
………………………………………………杨志刚，王 曼，张志雄，张 炯，王兆兵，张亚伟，张新榃（2210087）
考虑污染物排放的开式转子发动机总体性能建模及分析研究 ……………………………………………………
…………………………………………………………………………张紫煜，张晓博，周 莉，王占学（2209089）
氢能源民用飞机技术路线与总体概念设计方法研究 ………………………………………………………………
………………………………………………张新榃，于 航，彭俊毅，朱文都，张 炯，王 曼，杨志刚（2210088）
吸气式多级电流体推进器性能研究 …………………………王春岩，黄护林，李 灏，王彦利，程翔宇（2304005）
混合动力
航空燃气涡轮-电混合动力系统关键技术分析 ………………………伏 宇，刘昭威，郑天慧，王 鹏（2208034）
混合动力推进系统与飞机数字化设计现状与展望 …………康 乐，冉千禧，毛军逵，余之圳，韩 枫（2212002）
基于绿色能源的分布式混合电推进系统性能分析 …………陶 智，余明星，李海旺，谢 刚，李雅男（2312047）
燃料串/并联的航空SOFC-GT混合系统性能对比分析 ………………………………………………………………
………………………………………………………刘 禾，王静贻，秦 江，修心岩，姬志行，董 芃（2211063）
基于甲醇燃料的航空燃料电池内燃机混合动力系统性能分析 ……………………………………………………
………………………………………………………李成杰，王紫璇，哈 婵，周兆洲，秦 江，魏立秋（2211044）
气动与部件设计
电推进涵道风扇气动快速求解方法及性能分析研究 ………………刘 乾，刘汉儒，尚 珣，王掩刚（2209009）
涵道风扇部件耦合设计方法及初步应用 ……………………王思维，王掩刚，陈延俊，刘汉儒，和润生（2208035）
分布式电推进系统中涵道风扇耦合效应的试验与数值研究 ………………………………………………………
…………………………………………………………………周 芳，王掩刚，王思维，陈延俊，邱亚松（2208036）
附面层吸入条件下非轴对称静子对风扇流场影响数值研究 ………………………………………………………
…………………………………………………………………傅文广，王维佳，孙 鹏，王春雪，赵 伟（2206060）
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TUIJIN JISHU
期刊基本参数：CN11-1813/V * 1980 * b * A4 * 242 * zh+en * P * ￥60.00 * 1000 * 21 * 2024-03
本期责任编辑：梅 瑛
燃烧与热管理
平板热管式锂离子电池热管理系统仿真分析研究 …………王悦齐，钱煜平，谢 翌，李炜烽，张扬军（2305003）
航改燃机多点喷射贫预混燃烧室燃料分级实验研究 ………………………………………………………………
………………………………………………………孙付军，潘江华，郭璐华，李 洁，马宏宇，索建秦（2208023）
某航改燃机氢燃料燃烧室污染排放特性研究 ………………………巨翃宇，梁红侠，索建秦，孙付军（2209039）
电池与综合能量管理
复合翼eVTOL电池需求及对动力总成安全性的影响………丁水汀，丁 硕，孙 爽，但 敏，赵自庆（2311017）
锂离子电池动态特性对倾转式eVTOL飞行性能的影响………………………马劲韬，张曙光，王明凯（2211029）
基于模糊逻辑的飞机电推进系统能量管理策略研究 …………………………………何燎磊，陈 方（2208058）
JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY
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CONTENTS
Vol. 45 No. 3 Sum No. 321 Mar. 2024 （Monthly）
System design and performance
Research progress and prospect of ammonia aviation power system under background of carbon peaking and carbon neutrality goals ………
…………………………………………………QIN Jiang，FANG Jiwei，WANG Cong，YAN Peigang，HA Chan，LI Chengjie （2211092）
A comparative study of China’s green aircraft carbon emissions based on hybrid life cycle assessment ……………………………………
……………………………………………………………………WANG Ze，WANG Qunwei，WANG Changbo，YANG Ziyan （2211010）
Analysis and prospect of new energy power development path of commercial aircraft ………………………………………………………
…………YANG Zhigang，WANG Man，ZHANG Zhixiong，ZHANG Jiong，WANG Zhaobing，ZHANG Yawei，ZHANG Xintan （2210087）
Modeling and performance analysis of open rotor engine considering pollutant emissions ……………………………………………………
……………………………………………………………………ZHANG Ziyu，ZHANG Xiaobo，ZHOU Li，WANG Zhanxue （2209089）
Technical route research and concept design of hydrogen aircraft ……………………………………………………………………………
…………………………ZHANG Xintan，YU Hang，PENG Junyi，ZHU Wendu，ZHANG Jiong，WANG Man，YANG Zhigang （2210088）
Performance investigation of air-breathing multi-stage electrohydrodynamic thruster ………………………………………………………
……………………………………………………WANG Chunyan，HUANG Hulin，LI Hao，WANG Yanli，CHENG Xiangyu （2304005）
Hybrid power
Turbo-electric hybrid aero propulsion system key technologies analysis ……………………………………………………………………
……………………………………………………………………………FU Yu，LIU Zhaowei，ZHENG Tianhui，WANG Peng （2208034）
Hybrid propulsion systems and aircraft digital design status and prospects …………………………………………………………………
…………………………………………………………………KANG Le，RAN Qianxi，MAO Junkui，YU Zhizhen，HAN Feng （2212002）
Performance analysis of distributed hybrid electric propulsion systems based on green energy sources………………………………………
………………………………………………………………………TAO Zhi，YU Mingxing，LI Haiwang，XIE Gang，LI Yanan （2312047）
Comparative analysis of performance of aviation SOFC-GT hybrid system with fuel series/parallel connection ……………………………
………………………………………………………LIU He，WANG Jingyi，QIN Jiang，XIU Xinyan，JI Zhixing，DONG Peng （2211063）
Performance analysis of hybrid power system of aviation fuel cell internal combustion engine with methanol fuel …………………………
………………………………………………LI Chengjie，WANG Zixuan，HA Chan，ZHOU Zhaozhou，QIN Jiang，WEI Liqiu （2211044）
Aerodynamic and component design
Fast aerodynamic prediction method and performance of electrically driven duct fan ………………………………………………………
…………………………………………………………………………LIU Qian，LIU Hanru，SHANG Xun，WANG Yangang （2209009）
Components coupling design method and preliminary application of ducted fan ……………………………………………………………
……………………………………………………WANG Siwei，WANG Yangang，CHEN Yanjun，LIU Hanru，HE Runsheng （2208035）
Experimental and numerical study on coupling effect of ducted fan in distributed electric propulsion system ………………………………
……………………………………………………ZHOU Fang，WANG Yangang，WANG Siwei，CHEN Yanjun，QIU Yasong（2208036）
Numerical study on effects of non-axisymmetric stator on fan flow field under boundary layer ingestion ……………………………………
………………………………………………………FU Wenguang，WANG Weijia，SUN Peng，WANG Chunxue，ZHAO Wei（2206060）
Combustion and thermal management
Simulation analysis of lithium-ion battery thermal management system based on flat heat pipe ……………………………………………
…………………………………………………………WANG Yueqi，QIAN Yuping，XIE Yi，LI Weifeng，ZHANG Yangjun （2305003）
Experimental study on fuel-staging in a lean premixed combustor with multi-points injection for aeroderivative gas turbine ………………
……………………………………………………SUN Fujun，PAN Jianghua，GUO Luhua，LI Jie，MA Hongyu，SUO Jianqin （2208023）
Pollution emission characteristics of hydrogen-fueled combustor of an aero-engine conversion gas turbine …………………………………
…………………………………………………………………………JU Hongyu，LIANG Hongxia，SUO Jianqin，SUN Fujun （2209039）
Battery and integrated energy
Compound wing eVTOL battery requirements and implications for powertrain safety ………………………………………………………
……………………………………………………………DING Shuiting，DING Shuo，SUN Shuang，DAN Min，ZHAO Ziqing （2311017）
Effects of dynamic characteristics of lithium-ion battery on flight performance of tilting eVTOL aircraft ……………………………………
…………………………………………………………………………………MA Jintao，ZHANG Shuguang，WANG Mingkai （2211029）
Fuzzy logic-based energy management strategy for aircraft electric propulsion system ………………HE Liaolei，CHEN Fang （2208058）
2024 年 3 月
第 45 卷 第 3 期
Mar. 2024
Vol.45 No.3
推 进 技 术
JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY
2211092-1
双碳目标下的氨燃料航空动力研究进展及展望 *
秦 江 1，2
，方垍洧 1
，王 聪 1
，颜培刚 1
，哈 婵 1
，李成杰 1
（1. 哈尔滨工业大学 能源科学与工程学院，黑龙江 哈尔滨 150001；
2. 哈尔滨工业大学 重庆研究院，重庆 401151）
摘 要：为了获得氨燃料航空动力应用潜力评价，本文综述了氨燃料的绿色制取方法、氨燃料燃烧
特性的研究成果以及氨航空发动机设计过程中可能存在的技术问题和相应的解决方案。综合已有研究成
果，本文认为氨燃料航空发动机具有非常广阔的应用前景，采用氨氢混合燃烧在未来有望成为氨燃料航
空动力系统的优选方案。
关键词：碳中和；氨的绿色制取；氨燃料航空发动机；氢氨混合燃烧；氮氧化物排放；综述
中图分类号：V19 文献标识码：A 文章编号：1001-4055（2024）03-2211092-20
DOI：10.13675/j.cnki. tjjs. 2211092
1 引 言
以碳氢化合物为主的传统化石燃料仍然是当今
人类社会使用的主要能源［1］
。但是化石燃料在提供
动力和热能的同时，也在大量排放温室气体，尤其是
CO2，至少造成了全球 30% 的温室效应［2］
。如图 1
［3］
所
示，在 2019 年地球的平均温度相比于 20 世纪中叶升
高了约 1 ℃，极地地区可达 5 ℃以上。
据研究显示［4-5］，沿海地区受温室效应的影响更
为严重，上海、雅加达等城市都已有下沉的风险，而
印尼政府也于 2019 年宣布迁都。在如此严峻的环境
问题下，很多国家都开始采取相应的措施限制碳排
放。加拿大政府已对化石燃料燃烧引起的碳排放征
收国家税［6］
，2022 年已增至每吨 CO2排放缴纳 38.5 美
元。自 2020 年，中国政府提出“双碳目标”后也积极
采取了多项碳减排措施，例如开设全国碳排放权交
易市场、建设低碳城市试点等，以促进经济发展向低
碳绿色转型［7］
。
根据政府间气候变化专门委员会第五次评估报
告［8］，在 2010 年 全 球 运 输 部 门 的 能 源 消 耗 量 约 占
27%，其碳排放量占 14%，如图 2 所示［9］。在发达国
家，航空部门的碳排放量约占运输部门碳排放量总
数的 25%。预计在 2050 年，其 CO2 排放量可能增加
75%~95%。而在运输业，尤其是航空领域，还尚未采
取有效的措施减少碳排放。因此，联合国政府间气
候变化专门委员会提出可以利用氢和氨作为传统化
石能源的替代燃料［10］，这引起了国内外学者的广泛
关注。
氢燃料具有单位热值高、可燃范围广、易点燃以
及火焰速度快等优点［11-13］
，被认为是最有发展前景的
清洁能源之一。研究者也一直致力于将其运用于汽
车燃料电池、发电等领域，并已经取得了一定的突
破［14-15］
。但是氢气的密度较小，其能量密度较低。如
Fig. 1 Local temperatures in 2019 relative to those in the
middle of the 20th century [3]
* 收稿日期：2022-11-30；修订日期：2023-02-09。
基金项目：国家自然科学基金（52076051）。
通讯作者：秦 江，博士，教授，研究领域为航空航天推进、氢能利用、热管理。E-mail：qinjiang@hit.edu.cn
引用格式：秦 江，方垍洧，王 聪，等 . 双碳目标下的氨燃料航空动力研究进展及展望［J］. 推进技术，2024，45（3）：
2211092. （QIN J， FANG J W， WANG C， et al. Research progress and prospect of ammonia aviation power system
under background of carbon peaking and carbon neutrality goals［J］. Journal of Propulsion Technology，2024，45（3）：
2211092.）
第 45 卷 第 3 期 推 进 技 术 2024 年
2211092-2
图 3
［16］可知，氢气加压至 35~70 MPa 时，其能量密度
也远低于液氨，液氢的能量密度也仅为液氨的 4/5。
由于储存氢气所需的压力过高，必然导致氢燃料储
运成本的上升，例如压缩氢气的过程中造成的能量
损失可达 10%~20%，氢气液化过程中的能量损失可
达 40%［11］，其储存运输成本约为液氨的 30 倍［17］。因
此，采用氢燃料会增加航空飞机的运营成本以及燃
料罐在飞机中占用的空间，进而影响到飞机的航程。
此外，对于高强度的合金钢，氢气分子还可能沿着表
面的缝隙聚合，造成氢脆现象［18］
，对发动机部件产生
不可逆转的损伤。更为严重的，可能会导致氢气泄
漏，造成重大的安全事故。这些因素都限制了氢燃
料在航空发动机中进一步应用的可能性。
与氢相同，氨也是一种不含碳元素的燃料，并且
其成分中氢元素的质量分数约占 17.65%。在相同体
积下，液氨具有更高的能量密度，其氢含量是液氢的
1.7 倍［19］
，这使氨燃料在航空领域更加具有优势。因
此，近些年以来欧美、日本等国家均在探索氨燃料作
为化石能源的替代燃料的潜力［20-22］
。表 1
［12，23-25］
列举
了氨与其他常用燃料的物性对比。由物性对比可
知，液氨的能量密度已经超过了氢燃料和甲烷。虽
然其低位热值较低，但是在相同当量比下，氨燃料燃
烧释放的热量可以媲美汽油等化石燃料。其次，较
高的辛烷值说明氨的抗震抗爆性能更佳，在航空发
动机的应用中更具优势。但是氨燃料的火焰速度较
低，点火温度较高，可能需要更高的点火能量或者助
燃剂［6］
。但是，近期在对氨燃料发动机的研究中已经
证明，可以通过氨和其他燃料的混合燃烧的方式实
Fig. 3 Energy density of a range of fuel options[16]
Table 1 Comparison of physicochemical properties between ammonia and other fuels [12, 23-25]
Item
State of storage
Storage temperature/K
Storage pressure/MPa
Density under storage
conditions/（kg/m³）
LHV/（kJ/kg）
Auto-ignition temperature/K
Flammability limits of air/%
Air-fuel ratio by mass
Octane number
Ammonia
Liquid
300
1.0
770.0
18 800
923
15.0~28.0
6.14
110~130
Hydrogen
Liquid
300
10.0~15.0
70.8
120 000
773~885
4.5~75.0
34.30
>130
Gasoline
Liquid
300
0.1
740.0
43 500
503
0.6~8.0
15.40
90~98
Methane
Compresseed
300
25.0
187.0
50 000
859
5.0~15.0
9.00
100~120
Fig. 2 Carbon dioxide emissions in different economic
sectors[9]
第 45 卷 第 3 期 双碳目标下的氨燃料航空动力研究进展及展望 2024 年
2211092-3
现氨燃料的完全燃烧［26-31］
，甚至可能使发动机获得更
优异的性能。
本文将针对绿色航空动力的专题，从氨燃料航
空动力的发展背景、氨燃料的工业化绿色生产方法、
氨燃料的燃烧特性以及在航空发动机中的应用、氨
燃料应用于航空发动机中可能存在的问题以及其解
决方案进行文献综述，提供了氨作为航空发动机绿
色燃料的全链条系统观点，贯穿了氨燃料的生产、燃
烧、发动机系统的设计以及安全应用等各个方面，为
从事该主题研究的学者提供每个分支的研究进展和
最 新 观 点 ，并 预 测 了 未 来 氨 燃 料 航 空 动 力 的 发 展
方向。
2 氨的绿色制取方法简介
氨工业是当今世界上最重要的化学工业之一，
其被广泛的应用于生产农作物化肥、制冷剂、化学实
验、燃料电池的研究等领域［20］。根据氨合成过程中
使用的原料和碳足迹，可以将氨分为棕氨、蓝氨和绿
氨［32］。棕色氨主要由煤炭、甲烷或者石油等化石能
源合成；蓝色氨也是使用类似的原料合成的氨，但是
采用了先进的技术降低了碳排放量，与棕色氨相比，
其碳足迹更低［33-34］
；绿色氨可以通过无碳能源合成，
例如由太阳能促进水电解制取氢气、电化学还原或
光催化还原来实现碳足迹为零［35-36］
。
目 前 ，氨 的 工 业 化 生 产 方 式 主 要 采 用 HaberBosch 工艺制氨法。虽然该方法在反应原理上并未
有温室气体生成，但是维持反应所需的高温高压环
境 以 及 原 料 的 制 备 过 程 中 都 会 产 生 大 量 的 碳 排
放［37］
，并且其转化率仅在 10%~15%［38］
，因此氨合成产
业的升级换代也亟待进行。
为降低氨合成过程中的能量消耗和碳排放，研
究人员对常温常压下的氨合成方法进行了大量的研
究和探索。其中，近些年来受关注的较高的方法主
要有电催化合成氨和光催化合成氨。
2.1 电催化合成氨研究进展
电催化合成氨根据电解质的不同可以分为固体
电 解 质 催 化 、熔 融 盐 电 解 质 催 化 和 水 性 电 解 质 催
化［39］
。George 等［40］ 率先采用固体电解质的方法合成
氨，他们发现以 SrCe0.95Yb0.05O3-σ为质子导体可由 H2和
N2合成氨并使工作温度降至 570 ℃。相比于 HaberBosch 工艺法，其催化剂活性可提高 1 300%，H2的转
化率可达 70%。Marnellos 等［41］在后续的研究发现，
想要进一步提高氨合成的速率，必须提高电解质的
质子传导率，需要降低固体电解质的电阻。但是降
低电阻需要提高电解质的温度，这使得反应温度上
升，氨的裂解率相应地增加。因此，最终合成氨的转
化率会降低。
但是，在之后大量的研究中发现［42-45］
，采用 H2作
为原材料会使得生产过程中原料储运困难，并且氢
气中的杂质还易引发催化剂中毒［44］。因此，研究人
员开始考虑从水蒸汽中获取 H+。Lan 等［44］
发现采用
Ce0.8Gd0.2O2-σ -（Li，Na，K）2CO3作为催化剂可以使水蒸
汽和 N2直接合成氨，并且合成温度可以进一步下降
至 400 ℃。在相同条件下，甚至直接可以用湿空气作
为原料，有效降低了电催化合成氨的成本，只是合成
速率约会降低 30%。
除固体电解质外，采用熔融盐作为电解质也可
以合成氨。Tsuneto 等［46］通过实验发现，氨合成的反
应速率和转化率都会随着施加的电流强度的增强而
增加。反应过程中，氨在常压下的转化率相当于传
统催化方法在 10 MPa 下的转化率。在这种制氨方法
的过程中，电流取代了高压环境，而且反应的进程也
不再受限于 H+
的浓度梯度，而是施加的电流。这表
示采用熔融盐的电化学制氨，氨的转化不再 通 过 高
温 高 压 来 驱 动 ，而 是 依 赖 于 消 耗 系 统 的 电 功 ，并
因 此 获 得 更 高 的 转 化 率 。 但 是 Murakami 等［47］发
现，在 Tsuneto 等的实验中，NH3的平均生成速率约为
1 224 μg/（h·cm），电效率仅为 23%，这会增加该方案
的经济成本。近年来，McEnaney 等［48］
的团队证明可
以使用锂盐由 N2 和 H2O 合成 NH3，其电流效率高达
88%，该方案的示意图可见图 4
［48］
。
由 图 4 可 知 ，在 该 过 程 中 ，Li 先 与 N2 反 应 生 成
Li3N，然后再与 H2O 反应形成 NH3和 LiOH，之后在熔
盐电解中将生成的 LiOH 还原为 Li。但是由于该反
应的温度约为 400 ℃，远超过 Li 的熔点，因此长时间
Fig. 4 Electrocatalytic ammonia synthesis via a lithiummediated cycling process [48]
第 45 卷 第 3 期 推 进 技 术 2024 年
2211092-4
工作下容易导致液态锂与熔融锂分离或者反应生成
其他盐［49］
，因此该方案还需要进一步的研究与探讨。
综上所述，电催化制氨可获得较高的转化率，并
且反应压力和温度较低，使它成为氨的绿色生产中
最有潜力的方案［19］
，但是氮气的化学键稳定，解离能
较高，并且其在水中溶解度较低，这为电催化合成氨
反应造成了极大的障碍。此外，由于电解质的种类、
催化剂的成本还有反应装置的规模等一系列原因，
其目前还未能取代 Haber-Bosch 工艺实现规模化的
生产。
2.2 光催化合成氨研究进展
伴随着新能源行业和太阳能光伏发电的发展，
近 些 年 来 光 催 化 合 成 氨 也 逐 渐 引 起 人 们 的 重 视 。
图 5
［49］
为光催化反应合成氨的机理示意图，该过程主
要由光能捕获、电荷分离以及表面催化三个部分组
成。当前，限制光催化合成氨发展最主要的因素是
缺少具有高法拉第效率的氮还原催化剂［50］
，因此着
重发展 氮还原催化剂是推动光催化合成氨进一步发
展的重要手段。
近些年来，层状双氢氧化物在光催化氮还原反
应中表现出了优异的性能。Zhang 等［51-52］
通过研究发
现，层状双氢氧化物由于其特殊的结构使得其光生
电子具有很强的还原电位，有利于氮还原反应的发
生。但是其低载流子传输速率和高载流子重组极大
地限制了反应的转化效率［53］。Xia 等［54］制备了一种
基于 Bi2O3和 CoAl 的中空 Z 型异质结构光催化剂，其
可用于高效可见光驱动的光催化氨合成，合成速率
可达 48 μmol/（h·L）。他们认为构建 Z 型异质结可以
成为缓解光生载流子复合和促进热电子传输的有效
方法，并且由于 Bi2O3的低成本、无毒和强光吸收等特
点 ，在 未 来 有 望 成 为 制 备 高 性 能 光 催 化 剂 的 重 要
原料。
Bicer 等［55］
研发了一套利用太阳能光伏发电制氢
联合电化学制氨的系统，系统示意图见图 6
［55］
。该系
统集成了光伏制氢（PEC）系统和电化学制氨系统。
PEC 反应器内有熔融盐，混合了纳米级的 Fe3O4作为
催化剂。实验结果表明，该系统的温室气体排放相
比于传统的制氨工艺已经大幅度减少，又兼有电化
学制氨的高转化率。虽然其生产规模还受限于光伏
制氢技术，但是伴随这人们对太阳能领域研究的深
入，在未来该方法制氨有望实现规模化的生产。
综上所述，光催化合成氨具有传统的半导体材
料成本低廉、易于制备且稳定性好等优点，但容易受
到太阳能不确定性与不稳定性的影响，并且其转化
效率略低于电催化合成氨 . 因此，此类方案仍处于基
础 研 究 阶 段 ，需 要 开 发 更 加 高 效 的 催 化 剂 来 提 升
效率。
2.3 氨制取方法的经济性评估
Bartels［56］
对氨、氢和化石能源的生产成本做出了
Fig. 5 Schematic diagram of photocatalytic ammonia
synthesis [49]
Fig. 6 Schematic diagram of the ammonia production by photovoltaic power generation [55]
第 45 卷 第 3 期 双碳目标下的氨燃料航空动力研究进展及展望 2024 年
2211092-5
详细的研究。结果表明，通过煤炭制作氨是众多氨
生产方式中成本最低的，平均成本仅为 200$/t，但是
该方法的排放污染十分严重。通过甲烷、太阳能等
方式生产氨的成本较高，最多可至 1800$/t，约为汽油
价格的 2 倍。其中，一种通过海洋热能转换制氨的方
式，其成本约为 550$/t，但是该方法在技术上尚不成
熟。若能实现工业化生产，其成本可能会进一步降
低。Parmar 等、Morgan 等［57-58］
评估了利用海上风能驱
动氨合成的系统的经济性，其结果均表明该系统比
现有的氨合成系统的成本更高，生产效率更为低下。
在 Bartels 的研究中［56］，制氨的成本通常高于制氢的
成本，主要是大多数氨气的生产均以氢气为原料。
但是对于利用固态熔融盐由氮气和水直接制氨的方
式，其成本仅为 347$/t，可以媲美石油，且生产过程中
的碳排放较低［59］。在未来，随着温室效应的进一步
加剧、征收 CO2排放税等碳减排政策的实施以及新能
源技术的进一步发展，绿色氨在经济上的优势会进
一步凸显［58，60］
。
3 氨燃料发动机燃烧技术研究现状分析
目前国内外针对氨燃料燃烧技术的研究主要集
中于内燃机与燃气轮机发电、机动车辆应用等领域，
尚未有直接研究其在航空发动机燃烧室中的燃烧性
能。但是内燃机、燃气轮机中燃料的燃烧性能对研
究航空发动机燃料燃烧性能仍然具有一定的参考价
值，只是对于燃料的点火、联焰等起动过程，两者有
较大的差别。
3.1 纯氨燃烧技术研究进展
针对氨燃烧性能的研究可追溯至 20 世纪 60 年
代，为应对化石能源危机，部分学者提出了将氨作为
发动机燃料的设想并展开研究［61-63］。Cornelius 等［63］
提出，虽然氨的燃烧热值仅有传统化石燃料的 1/3，但
是在化学计量数的燃烧下，氨的空燃比为 6.06：1，汽
油的空燃比为 14.5：1。对于等体积的化学计量数下
的氨-空气混合物的燃烧热值应为汽油-空气混合物
的 80%，因此研发氨燃料发动机在理论上是可行的。
但是在 Cornelius 等在后续的实验中发现［63］，相同工
况 下 使 用 氨 作 为 发 动 机 燃 料 ，仅 能 将 发 动 机 转 速
提升至 2 400 r/min，而汽油发动机的转速可达 4 000
r/min，输出功约为氨燃料发动机的 3 倍，实验结果可
见图 7
［63］，其中 CR 表示发动机压缩比。Chiong 等［10］
对该发动机性能低下的原因进行了分析，认为可能
是氨点燃所需的点火能过高，火焰速度也较慢，因此
导致氨的点火时间过长，按照汽油发动机的点火时
间点燃氨燃料会导致氨的不完全燃烧，最终使得发
动机的性能下降。
张韧等［64］
研究了纯氨在点燃式发动机中的燃烧
性能，发现氨相比于甲烷有较低的放热峰值和较长
的燃烧持续时间，因此循环的热效率低。此外，氨和
甲烷的火焰传播速度相近，但是火焰传播轨迹完全
不同，更易受到湍流的影响。
Lhuillier 等［65］将氨气与空气先通入混合室中充
分混合后再进行燃烧。由于氨的辛烷值较高，具有
良好的抗震抗爆性，因此可以提高压气机的压比以
改善发动机性能。但是随着压力的升高，氮氧化物
排放量会明显上升。
Andreas 等［66］
建立了航空清洁燃料的反应动力模
型，对比了氨与氢气、甲烷、正癸烷等燃料的燃烧性
能 ，发 现 在 相 同 燃 烧 条 件 下 ，氨 的 点 火 延 迟 时 间
（IDT）最长、火焰速度最慢、绝热火焰温度最低、燃烧
稳定性最差。但是，如果在氨燃烧前将部分氨燃料
裂解为氢气和氮气，则可以增强燃烧，提高层流火焰
速度。Tang 等［67］
则对纯氨的燃烧氧化特性进行了深
入的研究。他们将氨的氧化实验设计在射流搅拌反
应器中，燃烧温度为 700~1 200 K，当量比 φ=0.1~1.0。
经过实验发现，氨在低当量比下表现出较强的氧化
性，即较低的氧化温度和较高的氧化速率，燃烧产物
出现大量的氮氧化物。但是该现象却随着当量比的
升高而迅速减弱。在当量比超过 0.5 后，氨的氧化特
性基本不再受当量比的影响，燃烧性能迅速下降。
因此，纯氨无法成为航空发动机的优选燃料。
为解决氨的燃烧性能和氮氧化物排放的问题，
Blarigan 首 次 提 出 了 一 种 氨 的 低 温 燃 烧 理 论［68］。
Maxime 等［69］测试了不同压力下氨低温燃烧的性能，
Fig. 7 Performance of ammonia engines with different
compression ratios [61]
第 45 卷 第 3 期 推 进 技 术 2024 年
2211092-6
实验结果表明在温度较低时，压气机出口的空气温
度越低、压力越高，氨燃料的点火延迟时间越短。当
出口压力超过 5.5 MPa 后，点火延迟时间随压力改变
的变化趋势变得平缓。
根据已有的研究可知，纯氨的燃烧性能不佳，其
火焰速度较慢 ，相同燃烧条件下仅为汽油的 20%~
30%，从而导致采用纯氨作为燃料的发动机效率和输
出功率都远低于汽油发动机。但是通过改善发动机
的部件性能，例如提高增压比、增加点火能、改善进
气方式、使用助燃剂、提高点火能等［10，26］
可以使得燃
料的燃烧性能有一定的提升，但是由于纯氨燃烧的
火焰速度低，可能无法保证持续、稳定的燃烧，因此
无法满足航空发动机需要连续做功的条件。而采用
低温燃烧虽然可以改变氨的燃烧特性，但是航空发
动机具有高压缩比、高燃烧温度的特点，故该方法在
航空领域的应用仍然十分有限。
3.2 氨的混合燃烧技术研究进展
从 Cornelius 等设计了氨燃料发动机的实验后，
研究者发现纯氨作为燃料的缺陷并开始将目光放在
提高氨的燃烧性能，例如采用将氨与其他燃料混合
燃烧的方式。
1966 年，Gray 等［62］
首次对柴油-氨双燃料燃烧的
内燃机进行了研究，发现压缩比为 15.2 时该内燃机
即可平稳运行，这明显低于纯氨发动机所需要的压
缩比。Pyrc 等［70］
在研究柴油类发动机时，发现采用氨
水（WAS）-柴油混合燃料可以使发动机达到不错的
性能，其实验结果可见图 8
［70］
。他们对比了该混合燃
料发动机与纯柴油发动机的燃烧性能，发现在相同
负载下，氨-柴油混合发动机的燃烧延迟（CD）和点火
延迟（ID）略高于纯柴油发动机，但是远好于纯氨发
动机。在氨水的质量分数占比为 50% 时，前者的指
示热效率（ITE）还略高于柴油发动机，但是其输出功
率仅为柴油发动机的 80% 左右，尚未达到其理论输
出功，其可能的原因是由于氨水的点燃和燃烧的状
况不佳，最好可以增加点火能以提高氨水和柴油混
合物的燃烧性能。但是采用氨-柴油混合燃烧后，发
动机的油耗量会有会有较大幅度的增加。
Feng 等［71］
对氨燃料和柴油混合燃烧的性能进行
了分析，也发现混合后燃烧会出现着火延迟的现象，
延迟的时间会随氨燃料混合量的增加而延长。在压
比较低、氨燃料混合量超过 30% 以后，燃烧的性能可
能会大幅下降，可能需要进一步提高压力来维持稳
定的燃烧，否则燃料将不能供给发动机稳定工作。
Reiter 等［72］
认为，氨和柴油混合后可以提高燃料的辛
烷值，因此发动机的增压比可以进一步提高，这有助
于提高维持燃烧的稳定性。并且使用氨/柴油混合燃
烧 后 ，NOx 的 排 放 并 没 有 增 加 ，而 且 还 有 助 于 减 少
CO，CO2和 CH 的排放，因此该类发动机仍有不错的应
用前景。但是由于柴油复杂的组成，目前为止尚未
形成一套完整的氨-柴油反应动力学机理［73-74］
。
潘家营等［75］
通过实验和数值计算研究了氨和正
癸烷混合物的氧化燃烧性能。他们发现正癸烷在低
温 下 即 可 产 生 活 性 物 质 ，促 进 氨 沿 着 NH2→H2NO/
HNO→NO→NO2 的路径发生氧化，进而促进氨的燃
烧性能。而 NOx作为氨氧化的中间物种则可以加速
自由基池的产生，进而加快正癸烷的氧化过程。因
此，氨和正癸烷混合物很可能形成一个自我强化的
循环，使得混合物表现出优异的燃烧性能。
Shu 等［76］
测试了氨气和甲烷混合燃烧的性能，实
验结果可见图 9
［76］。其研究发现，氨气的占比达到
80% 以后，混合物仍能获得不错的燃烧性能。与柴油
混合不同，氨-甲烷的着火延迟时间（IDT）会随着当
Fig. 8 Comparison for the performances of engines powered by diesel and ammonia [70]
第 45 卷 第 3 期 双碳目标下的氨燃料航空动力研究进展及展望 2024 年
2211092-7
量比的增加而延长，但是当压力达到 4 MPa 时，当量
比对着火延迟时间的影响减弱，其可能的原因是高
压下，气体分子运动愈剧烈，分子间的接触更加充
分［77］，此时增加燃料浓度已经不能继续缩短着火延
迟时间。但是由于甲烷液化的条件较为苛刻，气态
甲烷的能量密度又很低，因此在航空发动机中，甲烷
并非是十分理想的燃料［33］
。
考虑到柴油、甲烷等化石燃料的加入会使得混
合燃料的产物中始终有碳排放，氢/氨混合燃烧开始
进入人们的视野。Kumar 等［78］
在研究层流预混射流
火焰中氨/氢/空气混合物的化学动力学机制时，认为
OH 自由基是促进 NH3 氧化分解为 NH2 的关键自由
基。而 H2的燃烧过程中会产生大量的 OH 自由基，因
此 H2与 NH3的混合可能会有更好的燃烧效果。
Starkman 等［79］
在研究氨/氢混合燃烧发动机时发
现，在压缩比为 10 的情况下，氨/氢混合燃烧发动机
的平均有效压力比汽油发动机低 30% 左右，发动机
的总效率仅有汽油发动机的一半左右。Frigo 等［19］
在
测试某一低转速发动机时发现，氨氢混合燃烧的发
动机功率相比于汽油机大约降低 10%，随着转速的
提高，这一比例还会进一步增加。他们认为这是由
于混合物的体积热值差，氨和氢的比热容高，以及点
火位置提前造成的。
但是近几年来，一些研究者认为氢氨混合发动
机有良好的应用前景。他们认为 Starkman 等所做的
实验中，燃料的当量比和压缩机的压比过低，限制了
燃料的燃烧性能［10，20，29］
。He 等［80］
通过实验验证了氢
氨混合燃烧的优越性能。他们发现，在氢氨混合燃
烧时，掺入 H2的质量百分数超过 5% 以后，反应会十
分剧烈，着火延迟温度仅为纯氨燃烧的 1/10~1/12，其
结果见图 10［80］
。当 H2超过 20%，燃烧压力超过 4 MPa
后，其实验装置已经不能准确测量混合物燃料的着
火延迟时间。
Dai 等［81］则通过实验和数值分析得出了相同的
结论，并且验证了两种反应动力学机制［82-83］
，可以分
别在高压（5 MPa）和低压（2 MPa）条件下较为精确地
预测燃烧反应的特性。Wang 等［84］则对比了氨/氢混
合物、氨/CO 混合物和氨/煤气混合物的燃烧特性，结
果表明氨/氢混合物有更优越的燃烧性能，燃烧温度
更高，着火延迟时间更短，火焰的稳定性也更好，更
适合作为航空发动机的燃料。
Mørch 等［24］也对 NH3 和 H2 直接混合燃烧的方式
进行了研究。他们发现当氢气的体积占比超过 5%
以后，发动机的输出功率即可达到汽油机的输出功
率。当其达到 10% 以后，氢氨发动机的输出功率已
经超过汽油机，指示热效率与汽油发动机相比高出
5% 以上，如图 11［24］
所示。但是 Mørch 发现当氢燃料
的体积分数较大时（超过 30%），发动机的输出功率继
Fig. 9 Measured IDT of the present NH3/CH4 mixtures at 2 MPa and 4 MPa with different equivalence ratios and xCH4
[76]
Fig. 10 Effect of the NH3/H2 ratio on the measured IDT of
stoichiometric mixtures[80]
第 45 卷 第 3 期 推 进 技 术 2024 年
2211092-8
续上升，指示热效率却迅速下降。其原因在于氢气
的能量密度较低，当氢燃料在混合燃料中的体积占
比增加时，燃烧的当量比会迅速下降，因此氢气的体
积分数进一步增加将导致最终的指示热效率迅速降
低。但是由于氢氨的抗震性好，可以提高发动机的
压缩比来解决上述问题。此时在相同当量比下，发
动机的总体输出功率甚至可以超过汽油机的水准，
指示热效率还有所提升。但是伴随 H2质量分数的增
加，NOx的排放量可能会超过汽油机 15% 左右，需要
对尾气进行催化脱硝处理。
考虑到氢气的能量密度很低，储运较为困难，在
航空发动机中携带十分不便［11-12，17］
，Kyunghyun 等［85］
、
Ezzat 等［86-87］和 Comotti 等［88］研究了一种氨裂解后燃
烧的发动机模型。Kyunghyun 等［85］利用尾气排放的
废热，使用钌基催化剂使氨受热裂解，实验装置示意
图见图 12。结果表明，通过使用催化剂可以在氨流
量不大的情况下，有效增加氨的裂解率，提高燃料的
燃烧性能，进而使得发动机的功率显著提高，油耗率
下降。并在使用该催化剂后，NH3和 NOx的排放均有
较大幅度的降低。但是燃料流量增加后，解离混合
物的温度明显下降，显然燃料吸收的平均热量下降，
裂解率相应减少。目前为止，人们仍然普遍认为裂
解后燃料的高燃烧性能主要源于氢的高可燃性极限
和高火焰速度，因此燃料的点火性能和燃烧效果均
会增加［89-90］
。
Ezzat 等［86-87］将该燃烧方式应用于车辆发动机，
燃料采用氨裂解后与汽油的混合物。结果表明系统
输出功率会随着 H2质量分数的增加而上升，但是㶲
损失会增加，总效率会下降。尽管如此，该发动机效
率仍比以氨气为燃料电池供电的车辆系统的效率高
出 约 30%。 但 是 NOx 的 排 放 量 确 实 有 较 为 明 显 的
提升。
Comotti 等［88］在研究中发现，当催化剂促进氨的
分解会降低氨在燃料中的比重，因此会降低因 NH3燃
烧生成的 NOx的比重。另一方面，由于 NH3裂解率增
加后 H2的比重上升，燃料的燃烧效果好，反应温度上
升，热 NOx的生成量会更多。但是当量比略微大于 1
时，NOx的排放量会降低。其原因可能是较高的当量
比下 O2 与 N2 的结合减少，并且 NH3 会参与 NOx 的还
原，也可有效降低 NOx的排放量。该方法会在第五节
中详细介绍。
针 对 NH3 分 解 的 动 力 学 成 因 ，早 期 的 研 究 认
为［90］
，H2可以抑制 NH3的分解，而 N2的浓度对分解速
度的影响可以忽略不计。因此较高 H2分压和较低反
Fig. 11 Performance plots of the NH3/H2 engine [24]
Fig. 12 Schematic of ammonia dissociation catalyst assembly [85]
第 45 卷 第 3 期 双碳目标下的氨燃料航空动力研究进展及展望 2024 年
2211092-9
应 温 度 会 限 制 NH3 的 分 解 ，在 反 应 物 流 量 恒 定 时 ，
NH3的浓度越高，产生的 H2量越高，抑制作用更为明
显［91］
。文献［92］分析了 NH3在镍基和钌基催化剂下
分解的动力学成因，他们认为 NH3分解的步骤主要包
括 NH3的吸附与解吸、吸附氨的脱氢、重组 N2的解吸
以及重组 H2 的解吸和气相 H2 的吸附。初步实验证
实［92］，钌基催化剂的活化能通常高于镍基催化剂。
使用镍催化剂时，NH3脱氢是限制 NH3分解速度的关
键步骤，而对于钌基催化剂，则为重组 N2的解吸。针
对氨分解动力学和催化剂的研究，有利于提高氨的
分解速度与分解率，对 Kyunghyun 等提出的氨燃料发
动机的发展具有一定的积极影响。
综上所述，氨与其他燃料混合燃烧的方式可以
有效地改进其燃烧性能。但是其与传统化石燃料
（如柴油、甲烷等）混合时，在氨占比超过 50% 以后提
升的性能有限，而氨的占比较少时又难以满足碳减
排的要求，无法实现零碳排放。对于氨与航空燃油
的混合燃烧，目前尚未有具体的研究。但是航空燃
油相比于汽油、柴油，其燃烧性能更加稳定、热值更
高、低温流动性更好，与氨燃料的混合燃烧后可能会
有更好的性能，此方案在未来有待进一步的研究。
对于氢氨混合燃烧，理论上可以实现零碳排放，并且
氢在燃料中的占比只需达到 10%~20%，燃料即可获
得优越的燃烧特性。考虑到氢的能量密度低、在航
空飞机上储存、携带不便等特点，可以采用氨裂解的
方式制取氢燃料，并且该方法还可以充分利用系统
余热，理论上可以进一步提升发动机的能量利用率，
因此其在未来有望成为氨航空发动机燃料燃烧性能
不足、能量利用率低下的突破口。
4 氨航空发动机热力循环系统研究现状与未
来展望
4.1 氨航空发动机热力循环系统的研究现状
根据第 3 节所述，氨以及其混合燃料在高压下会
显示出更佳的燃烧性能，辛烷值高，可以适用于高压
缩比的压气机中。因此，该燃料是航空发动机中较
为有潜力的替代燃料。
20 世纪中叶，伴随着美苏冷战的加剧和世界局
势的日益紧张，美苏等国加速了军事能源的储备计
划［93］
。1966 年，Newhall 等［94］
对氨燃料航空发动机的
理论性能做出预测。根据他们的计算结果，在相同
空燃比下，采用氨燃料必然会降低涡轮前温度，这是
由于氨的低热值导致的。如果想达到相同的涡轮前
温度，燃料的供给量要增加 2.5~3 倍。同年，美国陆
军部队率先展开对氨燃料航空发动机的研究［95］，将
UH-1D 和 CV-7A 号军用直升机发动机改用氨燃料，
结果表明发动机总质量约增长 3%~8%。Verkamp等［96］
对 T63-A-3 号侦察机进行改造，发现如果用纯氨燃
烧，发动机的压缩比、燃烧室的燃料喷射装置必须进
行改进。但是采用氨裂解后燃烧的方式，当氨的裂
解率达到 28% 后，发动机性能即可媲美航空燃油发
动机。之后，美国工程师研发实验中心［97］
将 JP-4 型
发动机的燃料由碳氢燃料换为了氨燃料。他们通过
实验发现，当通入液氨时，燃烧不能连续进行，这可
能是由于液氨汽化需要吸热导致的。在相同的油气
比下，采用氨气燃烧的发动机的涡轮前温度很低，发
动机的做功能力较差。但是在相同涡轮前温度下，
氨气发动机的输出功和发动机效率均提高了约 9%。
若氨气经催化裂解后，做功能力可以提高 13%，但是
氮氧化物排放可能会增加。
20 世纪末，Wiswell［93］
报道了一项关于 X-15 飞行
器的设计。X-15 号飞行器的设计开始于 1951 年，于
1967 年设计完毕［98］
，其点火装置和燃烧装置见图 13［99］
。
据 Robert 所述［99］
，该发动机采用氨燃料为燃料，高浓
度的过氧化氢为助燃剂，He 作为加压气体。该飞行
器采用氨燃料后，发动机能够完全达到设计所需的
性能指标，但是在起飞阶段，需要采用碳氢燃料增加
燃烧性能，这也进一步增加了起飞阶段飞行员的操
作难度。
之后，鉴于冷战的结束、国际局势的缓和以及化
石能源的进一步开采，氨燃料航空发动机的研发被
搁置。但是近些年来，温室效应愈加严峻，寻找化石
燃料的替代燃料再度被提上日程。Goldmann 等［100］
基于对 NH3/H2/N2 混合物的层流火焰速度模型的研
究，认为可以采用氢氨混合燃烧的方式解决氨燃料
在飞机起飞阶段提供的动力不足的问题。例如，在
起飞阶段，可以提高 NH3 的裂解比率，增加 H2 的含
量。在巡航阶段，则可以主要由氨气进行燃烧。An‐
dreas 等［101］在比较不同清洁能源在航空发动机中的
性能时发现，氢氨混合物除了具有高效的燃烧性能
外，其燃烧产物在涡轮中比其他清洁能源（甲烷、甲
醇、生物气等）燃烧产物的做功能力更强。
王聪等［102］
设计了一种利用液氨燃料的预冷发动
机，图 14 为该发动机的系统设计图。图中 IN 为进气
道，PC 为预冷器，MC 为燃烧室，GT 为燃气涡轮，RC
为加力燃烧室，RN 为喷管，FP 为燃油泵，AC 为空压
机，MC 为主燃烧室。
在该发动机系统中，由于飞行马赫数较高，进气
第 45 卷 第 3 期 推 进 技 术 2024 年
2211092-10
道的气体具有较高的温度，使得压气机功耗较高。
因此，高马赫数的空气进入进气道后先经预冷器换
热降温后再进入压气机增压。预冷器内的冷工质为
液氨，换热管道内涂有催化剂，液氨吸热后先气化，
后经催化剂催化裂解成氢气和氮气，之后氨气以及
其 裂 解 产 物 一 起 通 入 燃 烧 室 燃 烧 。 在 文 献［102-
103］中作者对比了正癸烷、甲醇、甲烷、H2 和 NH3 作
为燃料后发动机系统的性能，计算结果见图 15，16。
根据结算结果表明，在给定燃料的供给量和压气机
耗功的条件下，采用氨燃料后压气机的出口气体压
力远高于采用其他燃料的发动机，氨燃料发动机的
总效率相比于传统的发动机都有明显的提升。并且
王聪等还发现［92］，随着预冷-压缩级数目的增加，该
航空发动机的性能还会有进一步上升。
综合本小节所述，在未来航空发动机可以采用
氨燃料与氢燃料混合燃烧的方式，以保证燃料的燃
烧性能和低碳排放。此类发动机设计的核心理念在
于利用发动机系统的余热使氨燃料热裂解成氢氨混
合物，从而替代部分传统的化石燃料，实现碳减排、
氨燃料稳定燃烧以及利用化学吸热回收发动机系统
余热的目的。并且由于氨燃料催化裂解反应吸热量
大、汽化潜热高等特性，使得氨燃料有良好的换热性
Fig. 13 Ignition device and combustion chamber of the X-15 rocket plane [99]
Fig. 14 System of the precooled turbojet engine based on ammonia [102]
Fig. 15 Variation of outlet pressure of compressor with fuel
volume flow [102]
第 45 卷 第 3 期 双碳目标下的氨燃料航空动力研究进展及展望 2024 年
2211092-11
能，可以直接参与发动机系统内的换热循环，有助于
提升发动机的总体效率。
4.2 氨航空发动机热力循环系统的未来展望
根据前人的研究成果，笔者认为在未来氨燃料
航空发动机的设计中，氨燃料应该参与系统的热力
循环过程，经换热器吸热后裂解燃烧，以保证燃料的
燃烧性能。因此，除文献［102］中的预冷循环外，氨
燃料还可以参与间冷循环和回热循环，系统设计如
图 17 所示。
图 17 中，LC 表示低压压气机，HC 表示高压压气
机，GT 表示燃气涡轮，DT 表示动力涡轮，IC 表示间冷
器，RC 表示回热器。该发动机系统采用氨燃料裂解
后燃烧的方式，燃料罐供应液氨，液氨经过间冷器/回
热器后吸热汽化，换热器的管道内壁面涂有催化剂
涂层，可以促进氨燃料的裂解，裂解后的 NH3/H2混合
物通入燃烧室。在该设计下，系统中的废热被充分
利用，供给氨燃料裂解所需的热量，实现 NH3/H2混合
燃烧以提高燃料的燃烧性能。同时，航空煤油主要
供给于飞机起停时，以避免此时系统内没有足够的
热量供给氨燃料裂解，弥补纯氨燃烧性能的不足。
这种 NH3/H2/煤油混合燃烧的方式可以替代传统航空
发动机中大部分的化石燃料，先实现航空动力系统
的低碳排放，再逐渐过渡至航空发动机的零碳排放。
对于氨燃料参与系统热力循环的航空发动机，
本文也对其系统性能做出相应的验证。图 17（b）所
述的回热发动机循环可以良好地适配涡轴发动机，
因此本文选取 T700 涡轴发动机为研究对象，对比更
换燃料前后的发动机性能。部件级数学模型的设置
可以参见文献［102，104-106］，性能对比的结果可见
图 18。
在上述结果中，发动机的燃料为氨/航空燃油混
合燃料，n 表示燃料中氨燃料的质量占比，sfc 为油耗
率，Fsp为发动机输出单位推力，η 为发动机的总效率，
π 表示压缩比。在图 18（a），（b）中给定了燃料当量
比，可以看到氨燃料发动机的单位推力要高于传统
的涡轴发动机，其主要原因在于采用燃料回热将大
大降低空气侧的压力损失，因此涡轮可以有更高的
压降，相应地也可以输出更多的轴功。而随着氨燃
料的比重增加，燃料裂解的吸热量进一步提升，因此
系统回收的余热也相应增加，这使得发动机的比推
力也更高。但是氨燃料发动机的油耗率普遍高于传
统发动机，并且随着氨燃料占比的增加，发动机的油
耗率也逐渐增加，这主要是由于氨相比于航空煤油，
其能量密度较低。因此，在相同的当量比下，飞机所
需要的燃料的质量更高。随着压比的增加，氨燃料
发 动 机 性 能 的 提 升 ，油 耗 率 会 下 降 直 至 达 到 一 临
界值。
在图 18（c）的计算中，随着压比的升高，氨燃料
发动机的总效率上升，但是上升的速率逐渐变慢，而
传统发动机的总效率则是先升高后下降，其可能的
原因在于传统发动机的回热器冷端流体为空气，因
此空气回路长，压力损失大。而涡轴发动机的输出
功除了受到涡轮前温度的影响，还受到燃气总压的
限制。因此当压比较大时，回热器侧的压力损失进
一步增加，燃气的总压限制了传统涡轴发动机的做
功能力，使得效率开始下降。采用氨燃料作为回热
Fig. 17 Design of novel ammonia aero-engine thermodynamic systems
Fig. 16 Variation of overall efficiency with fuel volume
flow[102]
第 45 卷 第 3 期 推 进 技 术 2024 年
2211092-12
器冷端工质时，空气侧的压力损失大大减少，涡轮做
功能力将得到显著的提升，此时也凸显出采用氨燃
料作为回热器冷端工质的性能优势。此外，由图 18（d）
可知，伴随着氨燃料的占比增加，CO2排放量将迅速下
降，由此可见掺混氨燃料可以有效地降低碳排放。
因此，根据上述的分析结果可知，通过合理地设
计发动机的系统布局和氨燃料占比，氨燃料航空发
动机的性能可以媲美现有的燃油发动机，并且在高
当量比、高功重比的航空发动机设计中更具前景。
但是本文的计算是仅仅考虑设计点处发动机性能的
简单计算，给读者一个关于此类发动机与传统发动
机性能的大致的对比，以验证此类发动机的研究价
值，该发动机的设计计算与优化在未来还有待进一
步的、更深入的研究。
5 问题与挑战
5.1 氨泄漏
氨在常温常压下呈现气态，而高浓度的氨对人
体有毒，对人的心肺、大脑功能有损害，严重还可能
会 致 人 死 亡［107］。 据 研 究 表 明 ，氨 在 体 积 浓 度 超 过
0.02‰ 时会有较为明显的刺激性气味，达到 0.1‰ 以
后会对眼睛黏膜和呼吸系统产生影响，超过 0.4‰ 以
后，这种影响可能是永久性的损伤，而超过 1‰ 以后
会造成人的窒息死亡［108-109］
。但是，由于氨的密度低
于空气，扩散性也较好，在开放环境中形成这种浓度
的氨是较为困难的。目前，由于氨中毒而就诊的人
群仍主要集中在氨生产和加工工厂内［108］
。
而对于飞机发动机，氨泄漏的危险可能不及航
空燃油［110］
。因为纯氨的燃烧性能不佳，点火温度、爆
炸极限等都远低于航空燃油，因此即使存在轻微的
泄漏也不会有被点燃的风险。通过研究发现，使用
液化石油气的风险比氨更高，其辐射和爆炸危害程
度的综合评判均高于氨对健康的危害［111］。在 2017
年，使用公路、铁路和航运引起的氨的事故报告数量
分别为 9 起、10 起和 1 起［112］
，这种事故发生率远低于
燃油和煤油，而通过管道运输氨的事故率则会更低。
但是，为了确保飞机携带氨燃料的安全，飞机仍需要
一些额外的部件。借鉴氨燃料在船舶方面的应用［113］
，
飞机可能需要额外的氨燃料管道、通风系统、排气和
减压阀、探测器和变送器等。这些装置可能会增加
飞机的质量和额外的成本，但是目前关于这方面的
评估仍不够全面。
Fig. 18 Comparison of ammonia aero-engine performance with different mass ratios of ammonia
第 45 卷 第 3 期 双碳目标下的氨燃料航空动力研究进展及展望 2024 年
2211092-13
5.2 腐蚀性
氨虽然不会腐蚀钢材，但是氨气遇水呈碱性，会
对铜合金、聚酯类有明显的腐蚀作用。据报道［114］
，在
X-15 飞行器的研发过程中发现，燃烧室进口管道附
近的氨受热形成的氨蒸汽会侵蚀管道，在管道内壁
形成非常脆的氮化层。氮化层受到高温后又被熔
化，最终导致管道开裂和氨泄露。后来通过在管路
内壁用电弧等离子射流喷涂混合粉末的方式，增加
了一层渐变涂层。这种涂层需要在射流喷涂的过程
中不断改变粉末的混合比例，由镍铬合金渐变为陶
瓷粉末，最终使得管道内壁面变为陶瓷，并直接与氨
接 触 。 Valera-Medina 和 Cole-Parmer［22，115］仪 器 公 司
将不同材料对氨抗腐蚀能力进行评估，结果见表 2。
其中，A 表示抗氨腐蚀能力极强，基本不会被氨腐蚀；
B 表示较强，只需定期维护即可；C 表示抗腐蚀能力一
般，不推荐长时间连续与氨接触使用；D 表示抗腐蚀
能力很差。由表 2 可知，ABS 塑料、铜制品以及铜合
金、高分子聚酯类的产品皆不太适宜长时间与氨接
触，在发动机制造的过程中应该避免。但是碳素钢、
不锈钢、陶瓷和丁腈橡胶有良好的抗氨腐蚀能力，皆
可以用于氨燃料航空发动机的材料，尤其是燃料输
运系统，应该更换为不锈钢材或者铝合金材料［116］。
在发动机停止运行后，可以用柴油、汽油等对燃油泵
和喷油器进行闪蒸来避免发动机腐蚀［79］
。对于采用
氨裂解后燃烧的发动机，可能需要避免由于火花电
缆中剩余的电能二次放电而使得进气口处的空气燃
料混合物直接被点燃［72］，因此点火系统可能需要进
一步地改进。
5.3 NOx排放
由于 NH3是无碳燃料，因此 NH3燃烧后排放的温
室气体仅为氮氧化物。而多项研究表明［20，117-119］，氨
发 动 机 可 能 会 导 致 NOx 的 排 放 量 更 高 。 根 据 Chai
等［117］的 研 究 ，NH3 燃 烧 后 的 NOx 主 要 是 NO，N2O 和
NO2的含量与 NO 相比相差了 2~3 个数量级。而对于
传统的汽油发动机，NO 的主要产生原因是高温下，
N—N 的 共 价 键 断 裂 后 与 O 结 合 生 成 NO。 而 对 于
NH3，N—H 键的断裂更加容易，因此尽管 NH3燃烧后
未能达到汽油燃烧的温度，但是排放物中 NO 的含量
也可能会更高。
针对 NH3燃烧后的 NOx排放问题，目前的解决方
案主要是抑制 N 与 O 的结合。文献［120-122］在研究
氨燃烧的反应动力学时发现，当燃烧的当量比超过 1
以后，排放物中的 NOx的比例会迅速下降。其原因是
NO 生成时依赖于以下几条反应
NH3¾¾¾¾¾® +OH,+H,+O
NH2 （1）
NH2¾¾®
+O
HNO （2）
HNO¾¾¾® +OH，NHx
NO （3）
NH2¾¾¾¾¾® +OH,+H,+O
NH （4）
NH ¾¾®+OH
NO （5）
NH ¾¾®
+O
HNO （6）
HNO¾¾¾® +OH，+NHx
NO （7）
当富燃燃烧时，NH2和 NH 难以与多余的 O 和 OH
自由基结合，会发生如下反应
NH2¾¾®+NO
N2 （8）
NH ¾¾®+NO
N2 （9）
NHx¾¾®
+NHx
N2 （10）
因此 ，此时氮氧化物的排放量会大幅度减少 。
此 外 ，未 完 全 燃 烧 的 NH3 还 会 与 NO 发 生 还 原 反
应［123-124］，将进一步的减少 NO 的排放量。但是燃烧
Table 2 Evaluation of corrosion resistance to ammonia for different materials [22, 115]
Material
ABS plastic
Brass
Carbon graphite
Cast iron
EPDM
Hastelloy-C
Kalrez
Natural rubber
Polycarbonate
Polyurethane
PVC
Stainless steel
Level
D
D
A
A
A
B
A
D
D
D
A
A
Material
Acetal
Bronze
Carbon steel
ChemRaz
Epoxy
Hypalon
Kel-F
Neoprene
PEEK
PPS
PVDF
Tygon
Level
D
D
B
B
A
D
A
A
A
A
A
A
Material
Aluminium
Buna nitrile
Carpenter 20
Copper
Fluorocarbon
Hytrel
LDPE
Nylon
Polypropylene
PTFE
Silicone
Viton
Level
A
B
A
D
D
D
B
A
A
A
C
D
第 45 卷 第 3 期 推 进 技 术 2024 年
2211092-14
的当量比也不一过高，否则多余的 NH3会被排放入大
气，造成 NH3污染。
此 外 ，Kyunghyun 等［85］和 Comotti 等［88］通 过 实 验
验证后认为，采用 NH3/H2混合燃烧的方式，NOx的排
放将比纯氨燃烧发动机有明显的下降，合理地控制
H2的掺混比例后，NOx的排放可以仅为汽油发动机的
70% 左右。
Lhuillier 等［119］在研究 NH3/H2 混合燃烧时发现，
合理地控制 H2的比例和当量比，可以大幅度减少 NOx
的排放量，其研究结果见图 19［119］
。
由上图可知，在 H2 的摩尔分数为 10%~20% 时，
NOx的排放量较低。其可能的原因是 H2的加入减少
了 NH3的量，并且结合了更多的 O［123，125］。而当 H2的
质 量 占 比 进 一 步 增 加 后 ，燃 料 的 燃 烧 性 能 迅 速 提
升，火焰温度升高，导致空气中的 N2 与 O 结合生成
NO［126-127］。在当量比达到 1.2 时，排放物中 NOx 的含
量几乎为 0，但是此时燃料不会完全燃烧，多余的 NH3
排放入大气可能会污染水体，因此当量比应当控制
在 1.0 左右。
6 结 论
本文以氨燃料作为未来航空发动机绿色燃料为
视角，综述了氨燃料的绿色生产、燃烧性能、发动机
系统的设计、应用过程中存在的问题以及解决方案
等各个方面内容。根据已有的研究，本文得到如下
结论：
（1）目前太阳能光伏制氨和固态熔融盐制氨已
经可以实现氨的低碳甚至无碳生产，并已经具有规
模化生产的条件，其主要的问题在于生产成本仍高
于 Haber-Bosch 工艺。但是伴随着“双碳政策”的进
一步推进以及碳排放税的征收，在未来该方法用于
工业化生产氨也会更有优势。因此该方法也有望成
为生产绿色氨的主要途径。
（2）纯氨作为航发的燃料时其燃烧性能不佳，但
是氨/柴油、氨/甲烷、氨/氢混合燃烧都具有良好的燃
烧性能，特别是氨/氢混合燃烧，拥有最优的燃烧性
能，还可以实现零碳排放。而氨作为优秀的储氢燃
料，可以通过裂解反应制氢以避免在飞机中直接携
带氢燃料，克服氢燃料能量密度低、储运困难成本昂
贵等问题。
（3）针对氨航空发动机的系统循环设计，应当充
分利用氨吸热能效高、易裂解产生氢气的特点，使其
参与航空发动机系统的热力循环，如预冷循环、间冷
循环和回热循环。采用先进循环后的氨燃料航空发
动机的总体性能可能更加优越，但是还需要进一步
的计算与验证。
（4）氨燃 料 本 身 具 有 一 定 的 毒 性 ，但 是 其 泄 漏
易检测，在开放空间内对人不易造成严重的伤害。
其点火温度高、爆炸极限范围小，因此在运输的过
程中将比化石燃料和氢燃料更加安全。此外，氨较
强的腐蚀性对其在航空发动机中的应用有一定的限
制，管路需要用专用的材料制造，对于燃料输运系统
和点火系统需要重新设计，增设一定的监测装置。
（5）氨燃料的使用会降低 CO2的排放量，但是也
可能会导致 NOx排放物的增加。据研究表明，燃烧氨
排放的 NOx主要是 NO，通过合理地控制掺氢的比例
以及燃烧的当量比，可以有效地降低 NO 的排放量，
使其达到或者接近燃烧煤油的 NOx排放量。但是目
前氨燃烧的 NOx生成机制还没有被完整建立，尚未能
够有效地预测 NOx的排放量，因此氨燃烧、氢氨混合
燃烧的 NOx生成机制还有待进一步地研究和探索。
致 谢：感谢国家自然科学基金的资助。
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（编辑：梅 瑛）
第 45 卷 第 3 期 推 进 技 术 2024 年
2211092-20
Research progress and prospect of ammonia aviation power
system under background of carbon peaking and
carbon neutrality goals
QIN Jiang1，2
，FANG Jiwei1
，WANG Cong1
，YAN Peigang1
，HA Chan1
，LI Chengjie1
（1. School of Energy Science and Engineering，Harbin Institute of Technology，Harbin 150001，China；
2. Chongqing Research Institute of HIT，Chongqing 401151，China）
Abstract：In order to evaluate the application potentiality of ammonia aviation power system， the methods
of the green synthesis of ammonia， the research of the combustion characteristics of ammonia， the difficulties of
designing the ammonia aero-engine and its solutions have been elaborated and summarized in this paper. Accord‐
ing to the existing research results， the ammonia aero-engine are considered to have even broader prospects and
the ammonia/hydrogen mixtures are likely to be adopted as a kind of novel and optimized fuel for the ammonia
aero-engine in future.
Key words：Carbon neutrality；Green production of ammonia；Ammonia aero-engine；Combustion of
ammonia/hydrogen mixtures；Nitrogen oxide emission；Review
Received：2022-11-30；Revised：2023-02-09.
DOI：10.13675/j.cnki. tjjs. 2211092
Foundation item：National Natural Science Foundation of China（52076051）.
Corresponding author：QIN Jiang，E-mail：qinjiang@hit.edu.cn
2024 年 3 月
第 45 卷 第 3 期
Mar. 2024
Vol.45 No.3
推 进 技 术
JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY
2211010-1
基于混合生命周期评价的我国绿色航空器
碳排放比较研究 *
王 泽，王群伟，王长波，杨子彦
（南京航空航天大学 经济与管理学院，江苏 南京 210016）
摘 要：为准确核算绿色航空器生命周期二氧化碳排放，并评估其减排效果，构建了将过程分析与
投入产出分析相结合的混合生命周期评价模型，用于核算生物质能航空器、电动航空器以及氢能航空器
的生命周期碳排放，并与传统航空器进行比较。结果发现，采用风电制氢驱动的航空器在全部绿色航空
器中碳排放最低，仅为674.21 g/（t·km）。灰氢驱动的航空器碳排放最高，达到1 724.12 g/（t·km）。这说
明燃料来源对航空器的“绿度”至关重要，若以化石能源制氢或发电驱动航空器，尽管运行过程不产生
直接排放，但其排放却转移至上游产业链。总体上，绿色航空器减碳效果较好。与传统航空器相比，氢
能航空器、生物燃料航空器和电动航空器可分别减少25%，20%和10%的二氧化碳排放。
关键词：航空碳排放；绿色航空器；可再生能源；混合生命周期评价；投入产出分析
中图分类号：V272 文献标识码：A 文章编号：1001-4055（2024）03-2211010-11
DOI：10.13675/j.cnki. tjjs. 2211010
1 引 言
随着全球变暖的加剧，大规模使用化石能源引
发的气候和环境问题受到越来越多国家的重视，各
国政府致力于在不同领域推动传统能源的转型。作
为能源消耗和二氧化碳排放大户，交通运输业一直
都是各国节能减排的重点领域。其中，航空运输业
的二氧化碳排放问题尤为突出［1-2］
。据航空运输行动
组 织（Air Transport Action Group，ATAG）报 告 ，2019
年全球航空运输业排放了近 9.15 亿吨二氧化碳，占
据交通运输业二氧化碳排放量的 12%［3］。国际能源
署（International Energy Agency，IEA）报 告 显 示 ，从
2013 年到 2019 年，全球民航运输业碳排放量已经超
过国际民航组织预测数值的 70%。根据国际民航组
织预测，按照目前高增长的趋势，到 2050 年全世界将
有 25% 的碳排放量来自于航空业［4］
。由于排放空间
位置较高，航空器的尾气会直接排放到对流层上端
和平流层，形成更严重的温室效应［5］
。因此，寻求航
空运输业绿色低碳发展路径已迫在眉睫。
为降低航空运输业碳排放，欧美发达国家已开
始布局绿色航空器产业的发展，即通过开发和利用
绿色低碳燃料替代传统航空用能，主要技术包括氢
能［6-7］
、电动飞机［8-9］
和航空生物燃料［10-11］
等。尽管当
前仍面临高额成本和技术瓶颈，发展绿色航空器仍
被认为是实现航空运输业减碳甚至零碳的必经之
路。正如 Staples 预测，使用可持续绿色航空燃料替
代传统能源可在 2050 年之前减少 68% 航空运输温室
气体排放［12］。在国家“双碳”目标提出的背景下，我
国政府也非常重视绿色航空器及其燃料的研发，以
求尽早加入国际赛道，在新一轮产业竞争中占据有
利地位。2019 年，我国首次将氢能源写入政府工作
报告中。此后，氢能产业链中制氢、储运、加氢燃料
电池应用等各环节的发展也开始受到重视，为氢能
航空动力发展奠定基础。然而，作为新兴产业，绿色
航空器能否减碳仍存在争议［13-14］
。例如，虽然氢能在
燃烧过程中不产生二氧化碳排放，但氢能的生产以
* 收稿日期：2022-11-03；修订日期：2023-09-21。
基金项目：教育部人文社会科学基金 （22YJCZH184）；国家自然科学基金国际 （地区） 合作与交流项目 （72161147003）；
国家自然科学基金面上项目（72373064）；江苏省高校哲学社会科学研究重大项目（2022SJZD050）。
作者简介：王 泽，硕士生，研究领域为可再生能源社会经济环境影响分析。
通讯作者：王长波，博士，副教授，硕士生导师，研究领域为能源与环境经济，投入产出分析。E-mail：changbo@nuaa.edu.cn
引用格式：王 泽，王群伟，王长波，等 . 基于混合生命周期评价的我国绿色航空器碳排放比较研究［J］. 推进技术，2024，
45（3）：2211010. （WANG Z， WANG Q W， WANG C B， et al. A comparative study of China’s green aircraft carbon
emissions based on hybrid life cycle assessment［J］. Journal of Propulsion Technology，2024，45（3）：2211010.）
第 45 卷 第 3 期 推 进 技 术 2024 年
2211010-2
及氢能航空器的制造过程需要大量的能源和材料投
入，并产生排放。为准确判断航空器的“绿度”，应基
于完整产业链对航空器碳排放进行核算，防止碳排
放的产业链转移。
在航空器碳排放核算方面，现有的研究通常采
用生命周期评价（Life cycle assessment，LCA）方法进
行估计，该方法可将机场建设与维护、航空器制造、
运行和报废等阶段纳入系统边界，因而增强结果的
可靠性［14-15］
。采用该方法，学者们对传统航空器进行
了环境生命周期评价，发现飞机运行阶段产生的环
境影响占 90% 以上［16］，因而清洁燃料的替代成为减
少航空碳排放的重要手段。此后，较多学者针对清
洁 航 空 替 代 燃 料 开 展 了 生 命 周 期 评 价 ，包 括 氢
能［15，17-19］
、航空生物燃料［20-23］
和可再生能源发电［24-25］
等 。 例 如 ，Bhandari 等［19］和 Cetinkaya 等［26］通 过 LCA
评估了多种不同制氢方式生产氢能源的生命周期环
境影响，发现可再生能源制取的氢气相较于传统能
源更清洁，其中风能和水能电解氢是环境友好程度
最高的制氢技术；Cox 等［27］
对多种原料来源的航空生
物燃料制备进行了生命周期环境影响评价，并与化
石能源对比。然而，较少研究从全生命周期角度考
察绿色航空器的二氧化碳排放。尽管少数学者对国
外个别绿色航空器类型进行了碳排放核算，但目前
仍缺乏针对我国全谱系绿色航空器碳排放评估的研
究，难以有效指导我国绿色航空器产业的健康发展。
此外，在核算方法方面，有学者指出传统的基于
过程的生命周期评价（Process-based LCA，PLCA）作
为一种自下而上的计算方法，在清单数据收集过程
中不可避免地会出现“截断误差”的问题，即由于人
力物力所限，清单收集必须在某个节点停止，因而造
成核算边界不完整［28-30］
。为克服这一缺陷，有学者提
出自上而下的投入产出分析方法（Input-output analy‐
sis，IOA），该方法基于经济投入产出表而建立，其系
统边界为整个国民经济系统，因而可以减少截断误
差［31-33］
。然而，该方法仅能提供部门尺度的碳排放核
算结果，由于部门划分精度有限，采用部门排放水平
代表具体产业（如，航空运输业）会造成聚合误差［29］
。
为结合两种方法的优点，Suh 等［28］
和 Heijungs 等［34］
将
PLCA 和 IOA 相 结 合 ，提 出 混 合 生 命 周 期 评 价 模 型
（Hybrid LCA，HLCA），该模型既能采用 PLCA 详细解
析绿色航空器不同生命周期阶段的物料投入，同时
还可以利用 IOA 模型追溯航空器上游产业链，确保边
界完整。该方法目前已被广泛应用于可再生能源生
命周期能源消耗和碳排放核算中［33，35-37］
，在绿色航空
器碳排放评估的应用有待进一步开展。
为此，本文将构建适用于绿色航空器碳排放核
算的混合生命周期评价模型，采用统一的系统边界
核算并比较氢能、生物质能、纯电动航空器和传统航
空器在机场建设与运营、航空器研制和航空器运行
维护等阶段的二氧化碳排放。研究将从生命周期碳
排放量、碳排放生命周期阶段分布和碳减排效益等
角度提供包含典型绿色航空器和传统航空器的全谱
系航空器碳排放评估结果，为我国航空运输业低碳转
型技术选择和航空业双碳目标实现提供数据支撑。
2 方法与数据来源
2.1 系统边界与功能单位
本文主要考察绿色航空器与传统航空器的生命
周期二氧化碳排放，根据研究目的将系统边界划分
为三个阶段：机场建设与运营、航空器生产制造和航
空器运行维护（见图 1）。其中，航空燃料的生命周期
（生产、运输和燃烧）包括在航空器的运行维护阶段。
图1 系统边界和生命周期阶段
第 45 卷 第 3 期 基于混合生命周期评价的我国绿色航空器碳排放比较研究 2024 年
2211010-3
为准确比较绿色航空器与传统航空器的生命周期排
放，本文将功能单位设定为“吨公里二氧化碳排放”
（g/（t·km）），即航空器携带每吨（t）有效载荷飞行每
公里（km）里程在航空产业链上发生的完全碳排放，
后文数据结果的表达均基于该功能单位。
2.2 混合生命周期评价模型的构建
根据系统边界定义，航空器各生命周期阶段的
投入主要可以分为以下几类：（1）直接的能源投入，
及航空器燃料投入；（2）机场建设投入；（3）机场运营
过程中的能源和材料投入；（4）航空器制造投入；（5）
航空器维修投入。本文采用分层式的混合生命周期
模型核算航空器二氧化碳排放，具体来说，采用 PL‐
CA 模型核算由于航空燃料燃烧产生的直接二氧化碳
排放，而隐含在机场建设与运行、航空器制造、航空
器维修和航空燃料生产及运输过程中的排放则采用
IOA 模型核算（见图 2）［36，38］
。
航空器全生命周期二氧化碳排放的计算公式如
式（1）所示，即
ET,CO2
= ED,CO2
+ EI,CO2
（1）
式 中 ET，CO2
是 航 空 器 的 生 命 周 期 二 氧 化 碳 总 排 放 ，
ED，CO2
是 航 空 燃 料 燃 烧 产 生 的 直 接 二 氧 化 碳 排 放 ，
EI，CO2
是航空器间接二氧化碳排放。
航空燃料燃烧产生的直接二氧化碳排放 ED，CO2
的
计算如式（2）所示，即
ED,CO2
=∑i
Ei
·φi
·γi （2）
式中 φ 和 γ 分别为燃料消耗量、燃料碳排放系数和碳
氧化率，i 为燃料类型。不同燃料的碳排放系数及碳
氧 化 率 数 据 来 源 于《2006 年 IPCC 温 室 气 体 清 单
指南》［39］
。
间 接 二 氧 化 碳 排 放 IE 采 用 IOA 模 型 计 算 如 式
（3）和（4）所示，即
EI,CO2
=∑j
mj
·Cj （3）
式中 C 为航空器生命周期阶段的关键设备和原材料
投入价格，j 为不同产业部门；m 是关键设备和原材料
对应经济各部门的完全碳排放系数，即经济部门单
位产出在产业链上引起的排放量。各部门完全碳排
放系数的计算如式（4）所示［40］
，即
M = q·( I - A) -1
（4）
式中 M 国民经济各部门完全碳排放强度矩阵，q 为国
民经济各部门直接碳排放强度矩阵，即部门单位总
产出直接排放量；(I - A)
-1 为里昂惕夫逆系数矩阵，
其中 I 为单位矩阵，A 为投入产出表固有的直接消耗
系数矩阵。本文的投入产出计算基于 2018 年中国国
家投入产出表进行。
2.3 清单分析
2.3.1 机场建设与运营
本文采用 IOA 模型核算机场建设与运营过程中
的二氧化碳排放，因而需要收集该过程各类投入的
经济成本。在案例机场的选取过程中，本文收集并
比较了多个机场的投入数据，最终综合考虑数据的
完备性和时效性，选取了 2019 年规划建设的甘肃省
庆 阳 华 池 通 用 机 场 ，该 机 场 项 目 的 投 资 总 额 约 为
36 011 万元，其中工程费用为 28 243 万元。项目建设
图2 航空器碳排放核算说明
第 45 卷 第 3 期 推 进 技 术 2024 年
2211010-4
投入参照《民用机场建设工程概算编制方法》（民航
机发【2001】88 号文）的成本结构进行计算［41］
；项目运
营投入主要考虑机场的电力消耗和水的消耗，数据
来源于机场环境影响评价报告。最后，在机场的报
废阶段，本文假定残值率为 5%，回收后的建筑材料可
以进一步利用。机场建设与运营环节的详细投入数
据如表 1 所示。
2.3.2 航空器研发制造
由于绿色航空器大多仍处于研发阶段，成本数
据难以获取，本文选取当前较为典型的 A320Neo 窄体
飞机作为代表进行航空器研发制造成本的估算。航
空器的研制成本采用由 Karen 和 Jacob 提出的“麻省
模型”［42-43］
进行计算。麻省模型将飞机的研制成本分
为非重复成本（研发成本）和重复成本（制造成本）两
部分，本研究假定同一批次的飞机生产数量为 100
架，以此对非重复性成本进行分摊，从而确定单个航
空器的研制成本（见表 1）。最后，本文假定在航空器
的寿命终止后，其残值率为 5%。
为减少采用统一机型估算航空器研制成本带来
的误差，本文分别考虑了不同类型航空器的有效载
荷（见表 2），从而更为合理地将研制成本分摊至吨公
里水平。本文选取的相关参数和假设说明如下：
（1）为计算航空器年飞行距离，依据《国际民用航
空二氧化碳减排长期理想目标（LTAG）可行性报告》，本
文假设航空器的平均飞行速度为 726 km/h，年飞行时间
为 3 000 h，因此年飞行距离为 2 178 000 km。
（2）为计算航空器的有效载荷，同样参考 LTAG
可行性报告中的计算方式，本文假设单客平均质量
（单人+行李）为 225 磅（约 100 kg）。传统航空器和生
物质能航空器均以 A320Neo 作为案例机型，仅在燃料
类型上进行区分；氢能航空器选取的案例机型是以
A320Neo 为原型设计的窄体机 FZN-1E；纯电动航空
器选取的案例机型是瑞典 ES-30。不同类型航空器
标准载客数不同（见表 2），有效载荷为各航空器的标
准载客数与单客平均质量的乘积。
2.3.3 航空器运行与维护
本阶段主要考虑航空器运行过程中的维修和燃
料投入。其中，航空器的维修成本计算参照 Franklin
Harris 基于 67家美国航空公司运营数据建立的测算模
型［44］
。经计算，每架飞机的维护成本为 160.47万元/年，
表1 机场建设运营和航空器研制阶段清单投入
生命周期阶段
机场建设运营
航空器研制
具体项目
机场建设
机场运营
航空器研发
航空器制造
土木工程建设
车辆设备
建设单位管理费
勘察费
设计费
工程建设监理
质检费
联合试运转
设计审查
办公器具
职工培训
专项技术研究
招投标管理
项目前期管理
水的供应
电力供应
工程设计
制造工程
工装设计
工装制造
试飞
航空器生产制造
投入成本（/ 元（/ t·km））
0.419 8
0.282 8
0.014 4
0.016 6
0.049 8
0.011 9
0.003 7
0.010 8
0.004 4
0.001 2
0.001 2
0.008 1
0.001 9
0.008 1
0.003
0.267
0.267 3
0.044 5
0.026 7
0.071 3
0.035 6
1.459 2
碳排放系数（/ g/元）
143.67
102.60
45.02
45.02
45.02
45.02
45.02
45.02
45.02
78.95
25.45
53.78
46.38
46.38
172.24
1 026.33
65.44
65.44
65.44
65.44
65.44
65.44
第 45 卷 第 3 期 基于混合生命周期评价的我国绿色航空器碳排放比较研究 2024 年
2211010-5
分摊到功能单位后的计算结果为 0.049 元（/ t·km），航
空器修理服务的碳排放系数为 104.14 g/元，由此得出
航空器维护阶段的碳排放为 5.11 g/（t·km）。
在航空燃料碳排放方面，本文不仅考虑航空燃
料燃烧的直接排放，同时考虑燃料生产和运输过程
中的间接排放，即包括各类航空燃料“生产-运输-燃
烧”全过程的二氧化碳排放。各类航空燃料清单数
据主要包括燃料使用量、生产成本及运输成本。
（1）传统航空燃料传统的航空燃料以航空煤油
为主，其采购成本为 5 元/kg［45］
。依据《国际民用航空
二氧化碳减排长期理想目标（LTAG）可行性报告》，
A320Neo 航 空 器 航 程 6 300 km，除 去 储 备 和 滑 行 耗
油，消耗航空煤油 16 275 kg，以此可以算出吨公里航
空煤油成本为 1.10元（/ t·km）；石油精炼部门的碳排放
系数为 77.16 g/元，据此计算航空煤油生产阶段碳排
放。燃料的运输方式考虑为陆路运输，运输过程的柴
油 消 耗 系 数 为 0.05 L/（t·km）［46］，运 输 距 离 假 定 为
100 km。柴油燃烧的二氧化碳排放系数为 2.73 kg/L［39］
，
最终可计算航空燃料的运输阶段产生的总排放为
3.01 g/（t·km）。
（2）生物质燃料航空生物燃料生产过程的投入
数据来自 Michailos 等［47］
对航空生物燃料进行的技术
经济评估，本文考虑了当前最主流的三种航空生物
质燃料生产的技术类型，分别为加氢法（Hydro-pro‐
cessing，HP）、费 托 法（Fischer-Tropsch synthesis，FT）
和热解法（Zeolite cracking，ZC），生产原料为林业废
弃物，生产过程清单投入如表 3 所示。
航空生物燃料的运输参考以课题组对生物乙醇
的研究成果［33］
，假定运输距离为 100 km，过程中消耗
柴油作为动力，油耗系数为 0.05 L/（t·km）。此外，航
空生物燃料在使用过程中需要和航空煤油混合使
用，本研究假定两种燃料以 1：1 比例进行混合。
（3）电能本文讨论的电动航空器特指纯电航空
器，此类航空器以电能为动力，运行过程中不需要额
外消耗燃料，因此能够实现飞行过程零排放。航空
器飞行过程消耗电力产生的碳排放参照 Feng 等［25］
的
研究成果，该研究基于 HLCA 模型计算中国不同类型
电力生产的生命周期碳排放结果，包括煤电、油电、
气电、生物质发电、光伏发电、风电、核电和水电。本
文基于此计算了电动航空器电力生产阶段的碳排放
（见表 4）。
（4）氢能源本文讨论的氢能航空器以液氢为动
力，根据不同的制氢方式可分为灰氢、蓝氢和绿氢。
灰氢是指化石燃料制取的氢气，主要有蒸汽甲烷重
整（SMR）和煤气化（CG）两种技术手段。基于到我国
以煤炭为主的能源现状，本文在此主要考虑煤化工
表3 航空生物燃料生产清单投入
生产投入项目
化工专用设备
通用设备
土木工程建筑
工业氧
化学催化剂
飞灰处理
维护
冷却水和锅炉水
原料（林业废弃物）
投入成本（/ 元/(t·km)）
HP
0.221 4
0.055 4
0.166 1
0.000 0
0.070 8
0.000 7
0.151 2
0.002 0
0.333 7
G+FT
0.246 3
0.061 6
0.184 7
0.059 2
0.029 6
0.000 8
0.169 1
0.002 3
0.370 3
ZC
0.225 6
0.056 4
0.169 2
0.000 0
0.136 0
0.000 8
0.153 8
0.003 2
0.387 7
碳排放系数/
（g/元）
128.46
117.44
143.67
177.82
177.82
55.92
104.14
172.24
30.09
表2 传统航空器和绿色航空器的案例机型
航空器类型
传统航空器
氢能航空器
生物质能航空器
纯电动航空器
机型
A320Neo
FZN-1E
A320Neo
ES-30
标准载客数/人
150①
180②
150①
30③
有效载荷/t
1.5
1.8
1.5
0.3
注：①数据来源：https://aircraft.airbus.com/en/aircraft/a320-the-most-successful-aircraft-family-ever/a320neo；
②数据来源：https://www.cannews.com.cn/2022/0610/345370.shtml；
③数据来源：https://heartaerospace.com/es-30/。
第 45 卷 第 3 期 推 进 技 术 2024 年
2211010-6
生产的氢气。蓝氢是在灰氢的基础上采用了碳捕集
利用与封存技术（CCUS）。根据已有研究，本文假定
煤 制 氢 环 节 的 CO2 捕 集 率 为 90%［48］。 CG 和 CG+
CCUS 制氢过程的投入成本来自于 Nikolaidis 等的研
究［49］。绿氢是使用可再生电力电解水进行氢气制
备，本文考虑主流的“风-电-氢”和“光-电-氢”两种
技术路线，生产过程的发电成本与电解制氢成本参照
El-Eman 等 的 研 究［50］。 根 据 Siddiqui 和 Dincer 的 研
究［14］
，计算过程中电氢转换效率设定为 53 kWh/kg。
氢在常温常压下为气态，单位体积储能密度低，
燃烧温度高，且易对金属材料造成氢脆，因此氢气的
高效安全输送和储存相较于航空煤油难度更大，成
本更高。参考 Yao 等［51］
总结的三种氢气储运方式，本
文选用成本最低的高压氢瓶公路运输的方式进行运
输成本估算（3.22 元/kg）。由于氢气燃烧不产生二氧
化碳排放，因此氢燃料生命周期碳排放计算主要考
虑氢的生产和储运两个阶段（见表 5）。
3 结果与讨论
3.1 生物燃料航空器二氧化碳排放
如图 3 所示，不同工艺下生物燃料航空器的生命
周期二氧化碳排放差异较小，其排放为 1 002~1 018
g/（t·km）（平均为 1 011.88 g/（t·km））。其中，采用热
解法制取航空生物燃料的碳排放略高于费托法和加
氢法。从排放结构看，碳排放主要来自航空器运行
维护阶段，平均占比为 51%。其次为机场建设运营和
航空器研制阶段，平均占比分别为 37% 和 12%。需
要说明的是，本文考虑生物燃料和航空煤油混合使
用。由于生物质原料在生长过程中通过光合作用吸
收二氧化碳，与航空生物燃料燃烧排放相互抵消［52］
，
因此本文忽略了生物燃料燃烧排放，仅考虑航空煤
油燃烧排放。
具体分析航空器运行维护阶段，发现该阶段排
放主要来自航空燃料燃烧，分别占该阶段和生命周
期总排放的 66% 和 34%。这说明尽管生物燃料减小
了航空器生命周期碳排放，但仍需通过碳吸收等技
术减小航空煤油燃烧排放。此外，燃料生产过程的
间接排放占该飞机运行维护阶段碳排放总量的 33%，
其中航空生物燃料生产和航空煤油生产分别占 20%
和 13%。可见，尽管生物燃料燃烧不产生直接排放，
但其生产过程隐含的间接排放不可忽视。航空器维
护和燃料运输过程中的排放较小，仅共占 1% 左右。
3.2 纯电动航空器二氧化碳排放
本文核算了 8 种不同电力来源的纯电动航空器
生命周期二氧化碳排放（见图 4）。若采用化石能源
发电（即煤电、油电和气电），电动航空器生命周期二
氧化碳排放平均为 1 142.08 g/（t·km）。其中，煤炭发
电驱动的航空器排放最高，达到 1 396.76 g/（t·km）。
相较而言，可再生能源发电驱动的航空器生命周期
排放平均为 1 017.24 g/（t·km），比化石能源发电平均
下降 25%。其中，水力发电驱动航空器排放最低，仅
为 1 002.63 g/（t·km）。可见，电动航空器的绿色程度
取决于其电力来源。若采用化石能源发电驱动航空
表4 电动航空器电力消耗二氧化碳排放（分摊到功能单位）
发电方式
煤电
油电
气电
生物质发电
光电
风电
核电
水电
生命周期碳排放（g/（t·km））
3 238.74
3 195.03
2 253.69
256.20
200.91
122.18
45.03
34.76
表5 不同类型氢燃料的生产和储运清单投入
生命周期阶段
氢气生产
氢气储运
风-电-氢
光-电-氢
灰氢（CG）
蓝氢（CG+CCUS）
其他通用设备
化工专用设备
土木工程建筑
其他通用设备
化工专用设备
土木工程建筑
煤化工
CCUS 工程
煤化工
CCUS 工程
投入成本（/ 元（/ t·km））
1.38
5.53
4.15
1.34
5.36
4.02
0.64
0.00
0.64
0.14
0.18
碳排放系数（/ g/元）
128.46
117.44
143.67
128.46
117.44
143.67
75.92
75.92
75.92
75.92
92.64
第 45 卷 第 3 期 基于混合生命周期评价的我国绿色航空器碳排放比较研究 2024 年
2211010-7
器，实际上只是一种碳排放的转移——从航空运输
业转移至发电行业。
具体到不同生命周期阶段，航空器研制碳排放
为 623.21 g/（t·km），是各类纯电动航空器总排放最大
来源，占比达到 44%~63%。这主要是因为现阶段电
动飞机有效载荷低，研制成本高，因此以服务功能单
位对生产阶段进行评估时，无论是经济还是环境成
本相较于其他大型航空器表现出明显的劣势。机场
建设与运营阶段的碳排放为 370.03 g/（t·km），占各类
电动航空器的 26%~37%。
在航空器运行维护阶段，纯电航空器飞行消耗
电力，不产生直接碳排放。该阶段碳排放主要来自
于电力的生产，航空器维修排放可忽略不计。如图 4
所示，传统化石能源发电排放较高，运行维护阶段平
均排放为 361.34 g/（t·km），占总排放的平均比重达到
27%。相反，可再生能源发电过程较为清洁，运行维
护阶段平均排放仅为 24.00 g/（t·km），约占各类绿色
航空器生命周期总排放的 2% 左右。
3.3 氢能航空器二氧化碳排放
根据不同的氢能源制备技术，本小节比较了四种
氢能航空器的生命周期碳排放（见图 5）。氢能航空器
的平均生命周期二氧化碳排放为 953.69 g/（t·km），不
同氢气制备工艺对结果影响很大。使用来自煤化工
生产的氢气（灰氢）作为燃料的航空器清洁度最低，
生命周期二氧化碳排放高达 1 724.12 g/（t·km）。但
是如果在氢气制备阶段引用 CCUS 技术（蓝氢），能够
有效降低氢能航空器的生命周期碳排放，其生命周
期碳二氧化排放仅为 688.67 g/（t·km）。使用风电和
光电电解制备的氢气作为动力的航空器生命周期二氧
化碳排放明显降低，分别为 674.21和 727.76 g/（t·km）。
可见，使用可再生能源或化石能源+CCUS 的方式制
取氢气才能使氢能航空器在生命周期层面做到真正
减碳。
具体到各生命周期阶段，除灰氢驱动的航空器
外，机场的建设运营是碳排放的最主要来源，占绿氢
和蓝氢航空器生命周期排放的 50%~55%；其次为航
空器的运行与维护，占比为 28%~33%。对于灰氢驱
动的航空器，其生命周期碳排放主要来自于飞行器
的运行维护，占比高达 72%；其次为机场的建设运营，
占比为 21%。对于各类氢能航空器，航空器生产制造
阶段的碳排放在整个生命周期阶段占比相对较低，
平均为 13%。
机场建设与运营阶段的高排放主要来自运营过
程大量电力消耗，占该阶段排放的 74%。在航空器的
运行维护阶段，由于氢燃烧不排放二氧化碳，因此这
一阶段的碳排放主要来自于氢能源的生产过程。煤
图3 生物质航空器的生命周期碳排放
图4 电动航空器生命周期碳排放
第 45 卷 第 3 期 推 进 技 术 2024 年
2211010-8
制氢过程清洁度最低，碳排放高达 1 183.37 g/（t·km），
占灰氢航空器运行维护阶段总排放的 95% 以上。但
如果在生产过程中应用 CCUS 技术，其碳排放将下降
为 185.80 g/（t·km）。可再生能源制氢过程的平均碳
排放为 205.16 g/（t·km），以“风-电-氢”制备氢气为
例 ，氢 气 生 产 过 程 碳 排 放 占 运 行 维 护 阶 段 比 重 为
89%，其中“风-电”过程占比 47%，“电-氢”过程占比
41%。此外，氢能源的储运过程占比 9%，航空器维护
占比 3%。
3.4 绿色航空器和传统航空器的比较
综合比较传统与绿色航空器，可以看出绿色航
空器生命周期碳排放更低。传统航空器的生命周期
二氧化碳排放为 1 265.91 g/（t·km），其中飞机运行过
程中燃料燃烧的直接排放为 677.92 g/（t·km），占生命
周期二氧化碳排放 54%。从平均水准看，氢能航空器
的生命周期二氧化碳排放最低，为 953.69 g/（t·km），
比传统航空器减少 25% 的碳排放；其次是生物质航
空 器 和 电 动 航 空 器 ，分 别 为 1 011.88 g/（t·km）和
1 142.08 g/（t·km），分 别 可 减 少 20% 和 10% 的 碳
排放。
然而，并非所有绿色航空器都能真正实现减碳。
从图 6 可以看出，灰氢驱动的航空器和以煤电、油电
作为动力的电动航空器，生命周期碳排放都在传统
航空器之上。这是因为虽然这些航空器飞行过程中
不会因为燃料燃烧产生碳排放，但在氢气和电力的
生产阶段反而会产生更多的碳排放。对于此类绿色
航空器，碳排放并没有消失，而是被转移到了产业链
的上游。
以可再生能源作为航空器燃料能够大幅度降低
其生命周期碳排放。其中，以可再生能源发电驱动
的电动航空器，相较于传统航空器最高减少 21% 的
碳排放（水电驱动的航空器）；以可再生能源制氢驱
动的氢能航空器，最多可减少 47% 的生命周期碳排
放（风电制氢驱动的航空器）；以航空生物煤油作为
燃料的航空器，最多可减少 21% 的碳排放，并且其减
排 效 应 会 随 着 航 空 生 物 燃 料 混 合 比 例 的 提 高 而
上升。
4 结论与建议
本文构建了混合生命周期评价模型，采用统一
的系统边界核算并比较各种典型绿色航空器和传统
航空器在机场建设运营、航空器研发制造和航空器
运行维护等阶段的二氧化碳排放，得到如下结论：
（1）在各类绿色航空器中，生命周期碳排放最高
的是灰氢（煤制氢）驱动的氢能航空器（1 724.12 g/（t·
km）），高于传统航空器（1 265.91 g/（t·km）），碳排放
最 低 的 是 绿 氢（风 - 电 - 氢）驱 动 的 氢 能 航 空 器
（674.21 g/（t·km））。这说明使用化石能源而非可再
图6 不同技术路线的绿色航空器和传统航空器生命周期碳
排放对比
图5 氢能航空器生命周期碳排放
第 45 卷 第 3 期 基于混合生命周期评价的我国绿色航空器碳排放比较研究 2024 年
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生能源生产航空燃料，生命周期碳排放没有减少，而
仅是转移到了产业链上游。
（2）从排放的生命周期阶段分布来看，生物燃料
航空器的排放主要来自混合燃料中航空煤油燃烧；
纯电动航空器的排放则主要来自航空器的生产制造
过程以及化石能源发电；在氢能航空器中蓝氢和绿
氢驱动的航空器其排放主要来自航空器研制，而灰
氢驱动的航空器排放主要来自燃料的生产过程。由
此可见，尽管绿色航空器在燃料燃烧阶段可实现零
碳或低碳，但其实上游燃料生产和航空器制造产生
的排放仍不可忽视。
（3）从绿色航空器的减排效果看，氢能航空器的
减排效益最大，与传统航空器相比平均可减少 25%
的碳排放。生物燃料航空器和纯电动航空器的减排
效果也较为明显，平均可减少 20% 和 10% 的二氧化
碳排放。
基于以上研究结论，本文提出如下政策建议：
（1）为准确评估绿色航空器“绿度”，应该构建包
含绿色航空器全生命周期阶段的碳排放监测系统，
不仅包括运行过程中的直接燃烧排放，还应该包括
隐含于燃料生产、航空器制造和机场建设等过程的
间接排放，防止发生碳排放的产业链转移。
（2）为减少航空碳排放，绿色航空器的发展势在
必行，但不同绿色航空器技术的发展应存在优先级。
从短期来看，考虑到我国农林废弃物资源丰富，且生
物燃料航空器对机场和航空器的改造要求较低，应
注重航空生物燃料的优先发展；而从中期来看，随着
交通部门电气化水平逐渐提高，电动航空器的发展
具有较大潜力；尽管当前氢能航空器还处在研发阶
段，但从长期来看应不断加强制氢和储氢技术，发挥
氢能航空器的减碳作用。
致 谢：感谢教育部人文社会科学基金、国家自然科学
基金国际（地区）合作与交流项目、国家自然科学基金面
上项目和江苏省高校哲学社会科学研究重大项目的
资助。
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（编辑：白 鹭）
A comparative study of China's green aircraft carbon
emissions based on hybrid life cycle assessment
WANG Ze，WANG Qunwei，WANG Changbo，YANG Ziyan
（College of Economics and Management，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China）
Abstract：In order to accurately account for the life-cycle carbon dioxide emissions of green aircraft and
evaluate their emission reduction effects， a hybrid life-cycle evaluation model combining process analysis and in‐
put-output analysis was developed to account for the life-cycle carbon emissions of biomass， electric and hydro‐
gen powered aircraft， and to compare them with those of conventional aircraft. The results show that aircraft pow‐
ered by hydrogen from wind electrolysis have the lowest carbon emission of all green aircraft， at 674.21 g/（t·km），
while those powered by grey hydrogen have the highest carbon emission， at 1 724.12 g/（t·km） indicating that the
fuel source is critical to the ‘greenness’ of the aircraft. If the aircraft is powered by hydrogen from fossil sources
or electricity， the emissions are transferred to the upstream chain， although there are no direct emissions from the
operation. In general， green aircraft are more effective at reducing carbon emissions. Compared to conventional
aircraft， hydrogen powered aircraft， biomass powered aircraft and electric aircraft can reduce CO2 emissions by
25%，20% and 10%， respectively.
Key words： Aviation carbon emissions； Green aircraft； Renewable energy； Hybrid life cycle assess‐
ment；Input-output analysis
Received：2022-11-03；Revised：2023-09-21.
DOI：10.13675/j.cnki. tjjs. 2211010
Foundation items：Humanities and Social Sciences Fund of Ministry of Education（22YJCZH184）；Project supported by the Funds
for International Cooperation and Exchange of National Natural Science Foundation of China（72161147003）；Project supported by
the General Program of National Natural Science Foundation of China（72373064）；The Major Project of Philosophy and Social Sci‐
ence Research in Colleges and Universities in Jiangsu Province（2022SJZD050）.
Corresponding author：WANG Changbo，E-mail：changbo@nuaa.edu.cn
2024 年 3 月
第 45 卷 第 3 期
推 进 技 术
JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY
Mar. 2024
Vol.45 No.3
2210087-1
商用飞机新能源动力发展路径分析与展望 *
杨志刚，王 曼，张志雄，张 炯，王兆兵，张亚伟，张新榃
（中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心，北京 102211）
摘 要：围绕全球航空运输业碳减排背景，初步探讨了新能源商用飞机发展路径的问题，以期为我
国未来商用飞机低碳化发展提供参考。分析世界航空产业碳减排形势，总结了欧美等商用飞机新能源发
展现状与趋势；从可持续航空燃料 （SAF） 应用、混合动力推进技术、氢动力推进技术三个方向分析了
新能源动力发展路径及相关探索工作；针对未来新能源商用飞机产品研究，提出了新能源动力及主要关
键技术等需求；总结了商用飞机新能源产品发展方向和重点技术发展方向，提出了系统策划商用飞机减
排体系等初步思考。
关键词：商用飞机；可持续航空燃料；混合动力；氢动力；发展路径；综述
中图分类号：V31 文献标识码：A 文章编号：1001-4055（2024）03-2210087-09
DOI：10.13675/j.cnki. tjjs. 2210087
1 引 言
2016 年，国际民航组织（International Civil Avia‐
tion Organization，ICAO）建立国际航空碳抵消与减排
机制（Carbon Offsetting and Reduction Scheme for Inter‐
national Aviation，CORSIA）［1］，并于 2021 年进入试验
实施阶段，目标是力争实现全球航空业 2050 年前二
氧化碳（CO2
）排放要比 2005年减少 50%。2020年 9月，
中国正式宣布力争 2030 年前实现碳达峰，2060 年前
实现碳中和（“双碳”目标）。鉴于碳减排任务日趋紧
迫，我国航空业碳减排进程也需加快推进。
在新冠疫情暴发之前的近 30 年中，全球交通运
输业碳排放量已经超过工业碳排放量，其中航空运
输业的碳排放量约占全球排放总量的 2%，如图 1 所
示［2］
。根据国际能源协会（IEA）的统计数据，2019 年
全球 CO2排放总量达到了 380亿吨，航空运输业碳排放
量约 9.2 亿吨，约占交通运输行业碳排放量的 10%［2］
。
ICAO 表示，2013—2019 年间的全球民航业碳排放量
超过其之前预测数值的 70%，如果不加控制，到 2050
年全世界可能将有 25% 的碳排放来自于航空业［2］
。
根据 BNP Paribas Bank 的调研［2］，航空碳排放主
要来源有：（1）飞机航空燃油燃烧，约占 79%；（2）与飞
机相关的地面排放约占 20%，包括燃油运输、维修与
回收，及服务配套地面交通；（3）航空用电间接产生
图1 全球航空运输CO2排放占比及2019年航空运输CO2排放情况
* 收稿日期：2022-10-25；修订日期：2023-11-08。
基金项目：中国工程院咨询项目“航空制造‘双碳’发展战略研究”（2022-HYZD-03-02）。
作者简介：杨志刚，博士，研究员，研究领域为民机总体与气动。
通讯作者：王 曼，博士，研究员，研究领域为航空发动机及飞机动力技术。E-mail：wangman2@comac.cc
引用格式：杨志刚，王 曼，张志雄，等. 商用飞机新能源动力发展路径分析与展望［J］. 推进技术，2024，45（3）：2210087.
（YANG Z G， WANG M， ZHANG Z X， et al. Analysis and prospect of new energy power development path of
commercial aircraft［J］. Journal of Propulsion Technology，2024，45（3）：2210087.）
第 45 卷 第 3 期 商用飞机新能源动力发展路径分析与展望 2024 年
2210087-2
的碳排放最少，占比小于 1%。由此可见，解决航空运
输业碳排放的最主要切入点在于如何减少航空燃油
相关的碳排放。
本文通过对商用飞机新能源动力发展路径的分
析，为我国商用飞机减碳发展方向提供参考，主要分
析了商用飞机的碳减排路径，包括支线飞机、窄体干
线飞机和宽体干线飞机的新能源技术路径，综合不
同新能源动力形式特点，研判目前商用飞机新能源
发力方向；识别商用飞机不同能源动力关键技术，分
析新能源动力重点发展技术方向；最后创新性地从整
个商用飞机全生命周期、全行业的考量，对商用飞机碳
减排体系进行系统策划，为国内商用飞机的减碳发展
形成目标明确、层次明晰、逻辑清楚的体系性指引。
2 商用飞机新能源发展路径分析
2.1 全球商用飞机新能源发展现状与趋势
在全球碳减排和绿色航空发展的大背景下，美
国、欧洲等国家、地区和国际组织持续开展了低碳技
术创新研究，积极为推出新一代新能源商用飞机做
准备。
（1）美国商用飞机新能源主要进展
美国波音长期致力于可持续航空燃料（Sustain‐
able Aviation Fuel，SAF）的开发和利用，成立了“可持
续航空生物燃油用户组”，开展生物燃料研究及试
飞，2011 年获得了使用 SAF 的批准［3］
。2018 年，波音
“环保验证机”777F 首次使用 100%SAF 进行了航线飞
行。2021 年，波音用一架阿拉斯加航空公司的 737-9
作为“环保验证机”进行 20 项安全和环保技术的试
飞［4］。2022 年—2023 年，波音采用 777-200ER 作为
“环保验证机”，开展了约 50 项可持续性和安全性的
技术测试。目前，波音“环保验证机”项目（如图 2 所
示）已开展 10 年，承诺其商用飞机到 2030 年将能够
并获得认证使用 100% 的 SAF 进行飞行［5］
。
NASA 针对不同座级、航程的应用场景，依次开
展全电池推进、混合电推进、部分涡轮电推进、全涡
轮电推进概念研究［6］
，部分飞机概念如图 3 所示。其
中，Sugar Volt 飞机（150 座级、900 海里），采用能量密
度为 750 Wh/kg 的电池，配备 1.3 MW 或 5.3 MW 电机，
预 计 可 降 低 60% 燃 油 消 耗 ；N3-X 飞 机（300 座 级 、
7000 海里），采用翼身融合布局，翼尖安装两个大功
率涡轴发动机，机身尾部安装多个分布式电涵道风
扇，预计可降低 70% 燃油消耗［6］
。
（2）欧洲商用飞机新能源主要进展
2020 年 9 月，空客公司公布了 ZEROe 氢能概念
飞机［7］
，如图 4 所示，皆采用液氢作为飞机一次能源。
第一型为涡桨支线飞机，100 座级，航程约 1 800 km；
第二型为翼身融合飞机，200 座级，航程约 3 500 km；
第 三 型 为 单 通 道 喷 气 客 机 ，120~200 座 ，航 程 超 过
3 500 km；以及之后公布的第四型分布式氢燃料电池
飞机。空客计划 2023 年开展以轻型飞机为基础的氢
燃料技术验证机首飞，2024 年确定氢燃料飞机构型技
术路线，2025 年实现氢燃料支线验证机首飞，2035 年
实现氢燃料商用飞机产品交付。
2022 年 4 月，英国航空研究院（ATI）发布《ATI 技
术战略 2022-零碳目标》［8］
，提出了氢能源飞机概念方
案，如图 5 所示。支线客机概念以 ATR72-600 为原
型，采用氢燃料电池推进系统驱动 6 个翼吊式螺旋
桨 ，航 程 约 1 482 km，巡 航 速 度 为 648 km/h，可 搭载
图2 2021年波音环保验证机[5]
图3 美国混合/电推进飞机研发[6]
第 45 卷 第 3 期 推 进 技 术 2024 年
2210087-3
75 名乘客。窄体客机概念以 A320neo 为原型，航程约
4 445 km，经济舱可容纳 180 个座位，采用两台布置于
机尾的燃氢涡扇发动机，储氢罐置于机舱后部。宽
体客机概念以波音 767-200ER 为原型，可搭乘 280 名
乘客，设计最大航程为 10 649 km，采用两台翼吊式布
局的燃氢涡扇发动机。
2.2 商用飞机可采用的新能源技术路径
在中国民航业未来仍将快速发展的预期下，为
支持实现“双碳”目标，采用 SAF、电能、氢能是航空领
域应对气候变化、实现碳减排的最可行途径，也是全
球航空业主要的趋势性选择。
2.2.1 可持续航空燃料
SAF 指由各种可持续重复获得的原料（生物原料
或合成原料）经过化学反应生成的航空煤油替代品。
在航空碳减排新型能源选项中，短期内应用 SAF 是最
现实、最经济的方式，SAF 整个寿命周期内可降低碳
排放达到 80%，有望达到 100%。据不完全统计，全球
已经有超过 40家航空公司的 45万次航班使用了 SAF。
欧盟《ReFuel EU Aviation》［9］支持增加 SAF 的生产和
使 用 ，该 立 法 草 案 规 定 航 空 燃 油 供 应 商 在 欧 盟 内
机 场 提 供 的 航 空 燃 料 掺 混 SAF 的 最 低 比 例 如表 1
所示。
为确保 SAF 的安全应用，其原料和生产工艺要通
过美国材料与试验协会（American Society for Testing
and Materials，ASTM）的认证，以符合在现有机队中使
用的资格。截至 2021 年年初，有八种转换工艺被认
证可用于商用航空，所有符合 ASTM D7566 的燃料都
被认证为最高混合上限，范围在 10%~50%［10］
。中国
民航局借鉴 ASTM D4054 已发布《含合成烃的民用航
空喷气燃料》（CTSO-2C701），对 SAF 进行性能验证［3］
。
2022 年 9 月，中石化镇海炼化公司获中国民航局审定
的生物航煤适航证书，其以餐饮废油为原料生产的
3 号生物航煤将在空客（中国）天津工厂试用。
中国商飞（COMAC）-波音节能减排中心与杭州
能源技术公司合作开展了可再生航空燃料研究，如
图 6 所示，验证以地沟油等废弃动植物油脂为原料制
备航空生物燃油的工程技术（HRC）工艺路线。该项
研究以飞机需求为牵引，完成利用废弃油脂制成航
空生物燃油全过程，并通过油品比对试验、燃烧试验
等，初步探索了技术和产业可行性。
2.2.2 混合电推进技术
混合电推进技术，是指通过电能驱动的推进器
与传统发动机共同为飞机提供推力，辅以能量管理
优化，从而降低油耗、减少噪声和排放。根据文献
［11-12］分析，混合/全电推进系统架构分为以下几
表1 欧盟规划的SAF掺混最低比例[9]
时间期限
2025 年 1 月 1 日—2029 年 12 月 31 日
2030 年 1 月 1 日—2034 年 12 月 31 日
2035 年 1 月 1 日—2039 年 12 月 31 日
2040 年 1 月 1 日—2044 年 12 月 31 日
2045 年 1 月 1 日—2049 年 12 月 31 日
2050 年 1 月 1 日起
SAF 最低份额（其中合成
航空燃油的最低份额）
2% （0%）
5% （0.7%）
20% （5%）
32% （8%）
38% （11%）
63% （28%）
图4 空客氢能源概念飞机[7]
图5 ATI氢能飞机概念方案[8]
第 45 卷 第 3 期 商用飞机新能源动力发展路径分析与展望 2024 年
2210087-4
种：（1）纯电池驱动架构，适用于小功率、短程飞机，
优势是系统简单、效率高，劣势是电池能量密度低；
（2）串联驱动架构，适用于推进器解耦方案，优势是
系统解耦、架构简单，劣势是质量大、可靠性低；（3）
并联驱动架构，适用于部分解耦、电机复用情形，优
势是质量轻、效率较高，劣势是集成复杂度大。
2.2.3 氢动力推进技术
氢能拥有洁净能源的优越潜质，正受到航空界
高度关注。氢能源应用主要有两种方式，一种将氢
燃料电池作为动力来源，另一种是直接以氢作为发
动机燃料。无论何种形式的氢能源飞机，其存储和
使用都给大型商用飞机设计带来技术挑战。
氢能源应用面临的技术瓶颈有［13］
：（1）氢的储存
问题，气态氢储运体积过大，会引起飞机可用容积降
低，液态氢需要增加大量的隔热材料以保持低温，会
额外增加飞机质量；（2）氢泄漏，氢气可以在适当的
条件下与空气混合而爆炸，氢泄漏所引起的安全风
险较大；（3）氢脆，氢脆会引起金属材料失效，使金属
失去延展性、开裂并最终破坏其结构完整性形式；
（4）热管理，在较大的燃料电池堆中，放热反应使热
量会积聚，导致热管理系统质量增加，对燃氢涡轮发
动机而言，氢燃料在燃烧前需要热交换器来蒸发液
态氢。
如图 7 所示，初步设想了氢能源窄体干线飞机概
念，其座级为 150 座，标准航程为 5 000 km，巡航高度
为 31 000 ft，巡航 Ma 为 0.75。依据储氢罐布置形式
初步设想两种外形，分别以增加机身长度和机身截
面高度的方式提高机身容积以容纳储氢罐，其效果
如图 7 所示。由于液氢燃料存储结构质量较大，导致
其飞机空机质量、着陆质量增加较多，但是得益于液
氢燃料的高热值，仅需要传统航煤 1/3 质量的氢燃料
即可完成相同航段飞行。另外由于储氢及管道等系
统的增加，总体气动布局需重新设计，且燃氢涡轮发
动机的进展需考虑发动机供应商的研制进展，氢能
源窄体干线飞机的设计实现还存在较大难度。
2.3 新能源动力形式对比分析
SAF，电能和氢能等能源特点不同，适用的动力
形式也不同，相关定性对比分析如表 2 所示［14-17］
。氢
燃料能量密度最高，约为传统航煤和 SAF 的三倍 ；
SAF 体积密度最高，氢能、电能次之；锂电池+电推进
功率密度最高。从 CO2和有害气体排放角度看，氢燃
料电池和锂电池最优；从技术成熟度角度看，SAF 最
高，电推进技术次之，氢涡轮技术最低。
通过对不同能源形式可适用的飞机产品进行分
析研判［14-15，18］
，结果如图 8 所示。支线以下量级的小
型飞机，动力架构上采用纯电动、电-电混合比较可
行，储能方式可采用锂电池、高压存储氢燃料系统、
液氢燃料系统等。在支线以上量级的商用飞机，未
来碳减排除依赖既有传统动力改进及应用 SAF 外，主
要是混合电推进技术和氢能源技术，重点包括氢燃
图6 可持续燃料应用探索
图7 氢能源窄体干线飞机设想示意图
第 45 卷 第 3 期 推 进 技 术 2024 年
2210087-5
料电池、氢涡轮、涡轮电+超导技术等。
对于商用飞机采用不同能源形式的效益分析，
综合国内外行业机构的研究［14-15，18］，基本结论如下：
SAF 应用方面，其 CO2 减排潜力可达到 80%，飞机和
发动机只需做适应性改进；油电混动方面，应用串联
混动和并联混动等不同形式动力，CO2可减排 20%~
70%；氢能应用方面，可实现 100% 碳减排，污染物降
低 40%~90%，对环境影响和成本分析如表 3 所示。
通过对新能源动力形式、适用民机产品范围、不
同能源效益等方面的对比分析可见，与 SAF 和电能相
比，氢能源具有能量密度高、减碳效果好、污染低等
优点，是实现零碳飞行的最终途径，但由于目前氢能
源应用技术成熟度较低，尤其是氢储存技术、氢传输
技术以及氢涡轮发动机设计技术仍处于技术开发阶
段，因此近期新能源的焦点依然是 SAF 的应用以及混
电技术的研发，逐步开展氢燃料电池与氢涡轮飞机
的应用研究。
3 商用飞机对新能源动力的需求分析
3.1 商用飞机对新能源动力的需求
世界经济论坛、麦肯锡和多家气候转型组织对
2050 年航空燃料占比进行了预测［19］
，如图 9所示，生物
质 SAF 将占到总燃料比的 24%，人工合成 SAF 将占
48%，氢能的占比大致为25%，电能的占比大致为 3%。
表3 氢能源飞机应用环境及成本收益[14]
类型
支线
飞机
短程
飞机
中程
飞机
远程
飞机
座级/航程
35~80 座
1 000 km
81~165 座
2 000 km
166~250 座
7 000 km
>250 座
10 000 km
动力
氢燃料电池
氢燃料电池+氢涡轮
机混合推进
氢燃料涡轮机
氢燃料涡轮机
环境影响
碳减排 100%，污染物降低
80%~90％
碳减排 100%，污染物降低
70%~80％
碳减排 100%，污染物潜在降低
50%~60％
碳减排 100%，污染物潜在降低
40%~50％
成本
CASK（Cost per Available Seat Kilometer，单位可提供客
公里成本）增加 5%~15％，单机售价低 10％
CASK 增加 20%~30％，单机售价低 5％~10％
CASK 增加 30%~40％，单机售价低 0~5％
CASK 增加 40％~50％，技术取得重大突破才有竞争力
表2 不同能源动力形式对比分析[14-17]
氢燃料+热机
氢燃料电池+电推进
氢燃料+涡轮电
锂电池+电推进
可持续燃料+热机
可持续燃料+涡轮电
能量密度
★★★★
★
★★★
体积密度
★★
★★
★★★★★
功率密度
★★★★
★
★★★
★★★★★
★★★★
★★★
减碳
★★★★★
★★★★★
★★★★★
★★★★★
★★
★★★
减有害气体
★★★★
★★★★★
★★★★
★★★★★
★★
★★
技术成熟度
★★★
★★★★
★★
★★★★
★★★★★
★★
注：★表示该能源动力形式在对应特征下的大致水平
图8 商用飞机减排技术的产品适用范围[14-15,18]
第 45 卷 第 3 期 商用飞机新能源动力发展路径分析与展望 2024 年
2210087-6
为满足未来商用飞机碳减排目标，SAF、全电/混
合电推进、氢动力等需要满足以下发展需求：
（1）对于 SAF，需降低生产成本，提升人工合成
SAF 生产比例。
（2）对于全电/混合电推进动力，2030 年固态锂电
池能量密度需大于 700 Wh/kg，燃料电池系统功率密
度大于 1 kW/kg，具备支撑 1~2 MW 等级电推进系统
能力，以满足未来支线飞机需求；2040 年，电力电子、
电机功率密度需达到 15 kW/kg，燃料电池系统功率密
度大于 2 kW/kg，锂电池能量密度需大于 1 000 Wh/kg，
以支撑在未来中远程飞机中提前布局燃料电池 APU、
多电、电推进等技术。
（3）对于氢能动力，预计 2045 年左右，氢涡轮发
动机、大功率涡轮发电和电推进等技术的产业应用
将取得突破，液氢和超导等技术逐渐成熟，氢能存储
质量分数不低于 50%，电力电子和电机系统功率密度
大于 20 kW/kg，相关技术可用于混合电推进/氢动力
干线飞机。预计到 2040年初期，航空业对液氢的需求
将达到约 1 000万吨，到 2050年后期，将达到约 4 000 万
吨，因此氢的产能及配套设施建设需同步发展。
3.2 不同能源动力关键技术分析
3.2.1 可持续航空燃料应用主要关键技术
针对 SAF 应用，从产业和技术角度需要解决以下
问题［20］
：
（1）降低制备成本，提升供应能力。目前 SAF 的
生产成本约为航空煤油的 2～8 倍，即便是当前相对
成熟的 HEFA（加氢酯和脂肪酸）工艺，生产成本也相
当于航空煤油的 1.9～2.8 倍。尽快将 SAF 的成本降
到与航空煤油基本相同是当下的关键之一。此外，
在全球范围内支持 SAF 生产、运输和应用的基础设施
体系也远未成形，因此 SAF 的供应保障系统也是当前
需要关注的重点。
（2）明 确 组 分 及 特 性 ，简 化 认 证 流 程 。 业 界 对
SAF 的 性 能 特 性 还 缺 乏 全 面 系 统 的 研 究 ，尽 管
100%SAF 已试飞成功，但根据 ASTM 要求 SAF 实际应
用混合体积仍被限制在了 50%。因此，对 SAF 的组分
和 特 性 开 展 全 面 、系 统 的 研 究 十 分 必 要 。 ASTM
D4054 是适航认证过程中评估新型航空燃料和燃料
添加剂的核心标准操作规程，其认证过程需反复迭
代且异常严格，因此，优化认证技术，简化认证程序，
可以有效减少认证时间并降低认证成本，对 SAF 的推
广应用可起到积极促进作用。
3.2.2 混合电推进系统应用关键技术
针对混合电推进系统，从飞机设计角度需要重
点解决以下问题：
（1）飞机-推进系统一体化设计技术［21］：混合电
推进的应用涉及飞机气动布局的优化设计，需要分
析飞机与推进系统一体化集成的综合气动收益机理
及关键参数影响规律，突破飞机-推进系统内外流耦
合气动仿真及动力、气动特性等综合性能评估等技
术难点。
（2）电涵道风扇与推进电机一体化设计技术：混
合电推进技术应用需要建立电涵道风扇技术参数与
电机技术参数之间的数学物理关系，关键在于尽可
能提高系统效率，降低系统质量，从而实现电涵道风
扇和推进电机的全工况高效稳定运行。
3.2.3 氢动力系统应用关键技术
针对氢动力系统应用，从飞机设计角度需要重
点解决以下问题［22-23］
：
（1）氢能飞机动力架构设计与气动布局技术：氢
能应用相关的动力架构包括传统燃氢涡轮、氢涡轮
电推进、氢燃料电池推进等多种形式，需从能量效
率、质量代价以及气动收益等维度开展架构权衡，还
需探索氢能飞机支撑翼、盒式翼、多机身等非常规布
局，论证 BLI、分布式推进等先进布局的气动、噪声综
合收益，以支撑氢能飞机总体设计优化。
图9 世界经济论坛、麦肯锡等机构对2050年航空燃料组成的预测[19]
第 45 卷 第 3 期 推 进 技 术 2024 年
2210087-7
（2）机载液氢储送与结构一体化设计技术：由于
液氢储存条件苛刻，氢能飞机必须突破低温、高循环
寿命和高安全性的液氢储罐设计与制造难题，为提
高液氢飞机结构质量效率，还需考虑与机体结构一
体化的设计技术，提升安全性且优化飞机质量［22］
。
（3）液氢动力系统飞行验证与适航影响分析：相
比国外，国内尚无机载液氢储送和氢动力装置的飞
行验证基础平台和飞行经验，氢燃料对飞机安全性、
气体排放、航迹云的影响尚不明确，只有解决飞行验
证和适航问题才能实现装机应用。
4 总结与展望
4.1 商用飞机新能源产品方向
基于我国商用飞机研发现状和低碳发展需求，
综合考虑技术实现的难易程度，未来新能源商用飞
机发展初步构想如图 10 所示。一是加快实现 SAF 的
替代使用，研发油（SAF）电混合或氢能源动力的支线
商用飞机，二是推动研发燃氢涡轮动力、氢燃料电池
和氢涡轮混合动力的窄体干线客机，三是研发基于
SAF 或氢涡轮推进的大型宽体客机。在此过程中，需
要进行多种飞发布局形式及多种能源动力组合方案
的权衡比较，逐步提升技术成熟度。
4.2 新能源动力重点发展技术方向
为支撑上述新能源商用飞机产品的发展构想，
需重点关注 SAF、多电、全电/混合电推进以及氢能源
动力等技术方向。一是促进飞机与发动机共同推进
SAF 装机应用，实现减碳发展；二是以飞机需求为牵
引，引领高功率、高密度发配电、多电系统集成等关
键核心技术攻关，提升电能使用比例及效率，拓展减
碳渠道；三是探索发展全电/混合电推进技术，提高分
布式电推进等技术的成熟度，优化飞机能源动力架
构，提升减碳力度；四是预先研究氢动力技术，为氢
能飞机夯实技术基础，最终实现飞机净零排放。
4.3 国产商用飞机碳减排体系思考
为了支撑未来新能源商用飞机产品和技术的发
展，需要进行全生命周期、全行业考量，对商用飞机
碳减排体系进行系统策划，涵盖先进方案设计、安全
适航、绿色制造、高效运营、绿色回收等重要环节，形
成目标明确、层次明晰、逻辑清楚的体系性指引，如
图 11 所示。
（1）基于国家“双碳”目标和航空业减碳目标分
解情况，结合国际航空行业碳减排约束，明确我国商
用飞机新能源绿色发展的顶层要求，通过自上而下
和自下而上的迭代，形成具体目标和指标作为牵引。
（2）根据未来商用飞机的战略需求、市场需求等
因素，确定我国航空碳排放基线，构建绿色商用飞机
低碳化发展评估指标体系，确定新能源商用飞机产品发
展方向，兼顾技术发展状态，论证收敛可行产品定位。
（3）开展新布局、新能源、新动力、新系统相关关
键技术研究，针对 SAF、混合动力和氢能源等不同能
源模式，厘清相关技术低碳化潜力评估结果、参考技
术方案、难点技术问题清单，组织跨学科跨多领域协
同攻关，提升技术成熟度。
（4）从商用飞机产品全生命周期发展、全产业链
协同的角度，对绿色制造/绿色回收、安全运行与适
航方面的应对措施和技术研发需求进行研究 ，对基
础 设 施 、商 业 运 营 、市 场 机 制（如 碳 交 易 、碳 抵 消
等）和政策支持方面的应对措施和发展需求重点关
注，从而系统化地构建起未来新能源商用飞机支撑
体系。
图10 未来新能源商用飞机产品发展初步构想
第 45 卷 第 3 期 商用飞机新能源动力发展路径分析与展望 2024 年
2210087-8
致 谢：感谢中国工程院咨询项目“航空制造‘双碳’发
展战略研究”的资助。
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（编辑：朱立影）
图11 关于策划商用飞机碳减排体系的思考
第 45 卷 第 3 期 推 进 技 术 2024 年
2210087-9
Analysis and prospect of new energy power development
path of commercial aircraft
YANG Zhigang，WANG Man，ZHANG Zhixiong，ZHANG Jiong，WANG Zhaobing，
ZHANG Yawei，ZHANG Xintan
（COMAC Beijing Aircraft Technology Research Institute，Beijing 102211，China）
Abstract：Focusing on the background of carbon emission reduction in the global air transport industry，
this paper discusses how to develop green commercial aircraft in order to provide a reference for the low-carbon
development of commercial aircraft in China. Firstly， it analyzes carbon emission reduction situation of world avi‐
ation industry and summarizes the current situation and trend of low/zero carbon development in Europe and the
United States. Secondly， it analyzes the development path of new energy propulsion and related exploration work
from three directions： sustainable aviation fuel （SAF）， hybrid electric propulsion， and hydrogen propulsion.
Thirdly， for the future development of green commercial aircraft products， the demand analysis and the main key
technologies are presented. Finally， the product development and key technology development direction of green
commercial aircraft are summarized with a proposed carbon emission reduction system for commercial aircraft.
Key words：Commercial aircraft；Sustainable aviation fuel；Hybrid electric propulsion；Hydrogen pro‐
pulsion；Development path；Review
Received：2022-10-25；Revised：2023-11-08.
DOI：10.13675/j.cnki. tjjs. 2210087
Foundation item：Chinese Academy of Engineering Project “Research on the ‘Dual Carbon’ Development Strategy of Aviation
Manufacturing”（2022-HYZD-03-02）.
Corresponding author：WANG Man， E-mail： wangman2@comac.cc
2024 年 3 月
第 45 卷 第 3 期
Mar. 2024
Vol.45 No.3
推 进 技 术
JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY
2209089-1
考虑污染物排放的开式转子发动机总体性能建模
及分析研究 *
张紫煜 1
，张晓博 1，2
，周 莉 1
，王占学 1
（1. 西北工业大学 动力与能源学院，陕西 西安 710129；
2. 先进航空发动机协同创新中心，北京 100191）
摘 要：开式转子发动机兼具涡桨发动机高推进效率和涡扇发动机高飞行速度的特点，是未来民用
单通道客机理想动力装置之一。为了掌握开式转子发动机的性能变化规律，明确开式转子发动机相比于
常规大涵道比涡扇发动机节油和降低污染物排放的优势，本文基于螺旋桨相似理论和动量理论，建立了
考虑前后排桨扇相互影响的对转桨扇模型；与双轴燃气发生器进行匹配，建立了三轴齿轮传动开式转子
发动机模型；同时建立了发动机污染物排放计算模型；对同技术水平的开式转子发动机和大涵道比涡扇
发动机进行了性能对比。结果表明：所建立的对转桨扇模型与实验结果误差较小，最大误差不超过3%。
飞行马赫数增大，桨扇功率系数增大，推力系数减小，耗油率增大；飞行高度增加，桨扇功率系数和
推力系数均增大，耗油率呈减小的趋势。相比于同技术水平的大涵道比涡扇发动机，开式转子发动机
在典型工况下的耗油率降低 9% 以上。在飞机起飞着陆循环内，开式转子发动机的UHC，CO和NOx三
种污染物排放指数相比于大涵道比涡扇发动机降低10%以上，表明开式转子发动机可有效降低航空污染
物的排放。
关键词：开式转子发动机；对转桨扇；发动机建模；污染物排放；性能分析
中图分类号：V231 文献标识码：A 文章编号：1001-4055（2024）03-2209089-12
DOI：10.13675/j.cnki. tjjs. 2209089
1 引 言
低油耗、低排放是未来航空发动机发展的重要
方向，NASA 等机构纷纷制定了未来航空燃油消耗和
污染物排放的相关标准［1-3］
。实现这些低油耗、低排
放目标的技术难度很大，即使采用多项研究计划成
果的先进涡扇发动机也难以达到规定的减排目标。
英国罗罗公司认为，在众多新一代发动机中，开式转
子发动机（Open Rotor Engine）能够满足未来飞行的
需要。研究认为，开式转子发动机兼具涡桨发动机
高推进效率和涡扇发动机高飞行速度的特点，是未
来飞行马赫数 0.8 量级的民用单通道客机和军用运
输机的理想动力装置［4］
。
开式转子发动机总体性能仿真模型是研究和分
析开式转子发动机性能的重要工具。常规的将开式
转子发动机作为涡桨发动机，或者去除外涵道的超
大涵道比涡扇发动机，均无法准确模拟开式转子发
动机的性能，也不利于研究对转桨扇与主发动机的
匹配特性。因此，开发能够真实反映对转桨扇部件
和开式转子发动机整机性能的仿真模型是十分必要
的。同时，为了评估开式转子发动机在降低污染物
排放方面的收益，需建立对应的污染物排放分析模
型，以评估开式转子发动机相比于当前主流航空发
动机的减排优势。
Hendricks 等基于 NPSS 软件建立了开式转子发
动机性能计算模型［5-7］
，其使用了最新的对转桨扇特
* 收稿日期：2022-09-28；修订日期：2023-02-20。
基金项目：国家自然科学基金 （52076180）；国家科技重大专项 （J2019-I-0021-0020）；航空发动机及燃气轮机基础科学
中心项目（P2022-B-I-005-001）；中央高校基本科研业务费专项资金。
作者简介：张紫煜，博士生，研究领域为航空发动机总体性能仿真与设计。
通讯作者：张晓博，博士，副教授，研究领域为航空发动机总体性能仿真与设计。E-mail：zhangxb@nwpu.edu.cn
引用格式：张紫煜，张晓博，周 莉，等 . 考虑污染物排放的开式转子发动机总体性能建模及分析研究［J］. 推进技术，
2024，45（3）：2209089. （ZHANG Z Y， ZHANG X B， ZHOU L， et al. Modeling and performance analysis of open
rotor engine considering pollutant emissions［J］. Journal of Propulsion Technology，2024，45（3）：2209089.）
第 45 卷 第 3 期 推 进 技 术 2024 年
2209089-2
性数据并提出了固定叶尖速度的桨扇控制规律和对
开式转子的质量预估模型。结果表明，与之前亚声
速固定翼项目中的两种超大涵道比涡扇发动机相
比，虽然开式转子发动机的质量更大，但是其耗油率
更低，经济性优势明显。其将对转桨扇看作单排螺
旋桨进行建模，由于建模方法和特性的限制，仅能够
研究特定前后排桨扇桨距角组合和功率状态下的发
动机性能。
Bellocq 等［8-9］
提出了一种前后排桨扇分别建模，
并考虑前后排桨扇之间相互影响的对转桨扇建模方
法。该方法可以较为灵活地研究前后排桨扇参数对
开式转子发动机性能的影响。基于该模型文献［10-
11］开发了齿轮传动和直接驱动式开式转子发动机
性能仿真模型，分析了主要的低压部件参数对发动
机性能、噪声的影响。研究认为：齿轮传动开式转子
发动机采用三级低压涡轮将比两级低压涡轮更轻，
且耗油率更低；适当增加对转桨扇间距和减小后排
桨扇叶片直径可以显著降低桨扇的噪声排放。该模
型将桨扇的桨距角作为隐式参数，无法研究桨距角
变化对发动机性能的影响。
Tantot 等［12］以假设前后排桨扇之间的互诱导速
度与其自诱导速度成比例，并以影响因子的方式考
虑了对转桨扇之间的影响。影响因子的选取直接决
定了对转桨扇模型的计算精度，作者通过对不同组
合的转速和桨距角进行多点优化的方法来求解影响
因子。
佐治亚理工学院使用 EDS 软件研究了先进技术
对开式转子发动机性能的影响［13］。结果发现使用
现代技术研制的开式转子发动机在巡航和起飞状态
下推进效率相比 GE36 分别提高 13% 和 50%，耗油率
平 均 降 低 30%，噪 声 水 平 符 合 国 际 民 航 五 级 标 准 。
Linda 等［14］通过多学科分析对 2020 年技术水平的齿
轮涡扇发动机和齿轮传动开式转子发动机进行了比
较。结果表明，尽管开式转子发动机较重，但是较低
的耗油率和短舱阻力弥补了这一缺陷。与齿轮涡扇
发动机相比，开式转子任务燃油消耗降低了 15%，且
CO2排放也减少了。
针对传统螺旋桨特性图缩放，将设计点的缩放
系数运用于特性图上的其他位置导致计算不准确的
问题，Giannakakis 等［15］研究了当设计点功率系数和
进距比改变时特性图的变化趋势，并提出了一种新
的螺旋桨特性表达方法，该方法能够捕获不同螺旋
桨设计对特性图的影响。以上述方法为基础，作者
进一步提出了一种使用更加方便、可以考虑不同螺
旋桨设计特征的特性表示方法［16］。该方法以 Gold‐
stein/Theodorsen 模型来计算螺旋桨理想效率，并采用
一种简单的方法来估算螺旋桨活动因子。该方法适
合将单个螺旋桨图用于具有不同设计飞行条件、螺
旋桨直径、叶片数量、活动因子、叶尖速度或功率的
螺旋桨。结果表明，特性缩放所引起的效率和桨距
角误差不大于 0.5%。其缺点是计算模型较为复杂，
难以与发动机总体性能计算模型相匹配。
国内方面，齐宏斌等［17］基于传统涡轮螺旋桨性
能模拟方法，考虑前排桨扇出口气流对后排桨扇的
影响，对前后排桨扇进行独立建模，建立了开式转子
发动机对转桨扇部件级性能计算模型。张帅等［18］
应
用高速桨扇试验数据与涡轴核心机估算模型相结合
的方法，建立了一种快速的、能用于飞机总体方案论
证阶段的开式转子发动机分析模型。它使用少量的
总体参数即可估算出开式转子发动机推力与耗油率
特性、质量和外形尺寸。康瑞元等［19］在双轴涡桨发
动机性能模型基础上完善了减速器与对转桨扇性能
计算模型，构建了齿轮传动开式转子发动机模型。
计算表明，模型设计点性能计算结果与公开文献计
算结果误差不高于 0.1%。
在污染物排放计算方面，在发动机总体设计阶
段无法获得详细的燃烧室结构参数时，常采用修正
模型法对发动机污染物排放进行预测计算。修正模
型法根据所修正发动机参数的不同，可以分为 SAGE
（System for Assessing Aviation’s Global Emissions）排
放计算模型和 AERO2k 排放计算模型，两种排放计算
方法均已在航空发动机污染物排放评估研究中得到
了 广 泛 应 用 。 美 国 联 邦 航 空 管 理 局 采 用 SAGE 模
型［20-21］
计算全年民用航空污染物的排放量，并以此对
相 关 排 放 政 策 进 行 评 估 。 Shakariyants 等［22］基 于
SAGE 模型，结合国际民航组织（ICAO）污染物排放数
据库中的排放数据，对 B767-200 飞机全航程的排放
量进行了计算。
综上所述，国内外在研究开式转子发动机总体
性能计算时，大部分开式转子发动机模型由于对转
桨扇特性的限制，无法进行全包线的发动机性能计
算，或者无法研究桨距角调节对发动机性能的影响，
较少研究同技术水平的开式转子发动机与其他类型
发动机的性能对比和污染物排放的分析。本文基于
螺旋桨相似理论和动量理论，建立了考虑前后排桨
扇相互影响的对转桨扇建模方法，并与双轴燃气发
生器进行匹配，建立了三轴齿轮传动开式转子发动
机模型，验证了所建立对转桨扇部件模型和开式转
第 45 卷 第 3 期 考虑污染物排放的开式转子发动机总体性能建模及分析研究 2024 年
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子发动机整机模型的计算精度；基于所建立的性能
计算模型分析了开式转子发动机的性能变化规律；
基于 SAGE 排放计算模型分析了开式转子发动机的
污染物排放规律，并与同技术水平的大涵道比涡扇
发动机进行了性能对比，明晰了开式转子发动机的
节油和降低污染物排放的优势。
2 开式转子发动机建模
2.1 对转桨扇建模
对转桨扇（CRP）相比于普通螺旋桨桨叶叶片数
更多，叶型更薄，后掠角度更大。一般来说，对转桨
扇模型的输入输出量如图 1 所示。当输入条件不同，
对转桨扇的输出量也有所不同。例如，当对转桨扇
计算时的输入量为环境条件、前后排桨扇的转速和
桨距角时，其输出量为桨扇功率、拉力和效率；当输
入量为环境条件、前后排桨扇吸收的轴功率以及转
速时，其输出量为桨扇产生的拉力和桨距角。
对转桨扇是开式转子发动机的主要推力来源，
其模型的准确性直接决定了开式转子发动机整机模
型的计算精度。通过升力面、CFD 等数值模拟方法虽
然可以较准确地得到对转桨扇的性能参数，但其耗
时过长，不能满足发动机总体计算的时间要求，因此
需要发展简化的对转桨扇计算模型。在介绍对转桨
扇 模 型 之 前 ，有 必 要 介 绍 单 排 螺 旋 桨 的 性 能 计 算
模型。
2.1.1 单排螺旋桨模型及特性修正
对于单排螺旋桨，根据相似原理和叶素理论，其
主要的性能参数可以用如下公式表示，即
T = ρN2
D4
CT （1）
P = ρN3
D5
CP （2）
η = T·v
P = J CT
CP
（3）
J = v
ND （4）
式中 ρ 为大气密度，D 为螺旋桨直径，v 为飞行速度，N
为螺旋桨转速，J 为进距比，表示螺旋桨前进速度和
桨尖切向速度的相对变化。T 和 P 为螺旋桨拉力和
功率，CT 和 CP 分别为螺旋桨的拉力系数和功率系数，
η 为螺旋桨效率。
根据相似原理，当两个螺旋桨满足几何相似、运
动相似和动力相似时，可以用同一特性图表示。但
若轮毂比不同，则两个螺旋桨沿展向的进气攻角和
受力并不相同，也就无法用同一特性图表示。此时，
可采用一阶近似修正来考虑轮毂比变化对特性的影
响，即
A = π
4 (D2 - D2
h ) （5）
TQA = T
ρN 2
D2 A （6）
PQA = P
ρN 2
D3 A （7）
式中 A 为螺旋桨桨盘面积，PQA 和 TQA 分别为螺旋桨修
正功率系数和修正拉力系数。
空气压缩性（马赫数）对螺旋桨的特性有较大的
影响。尤其对于高速螺旋桨，桨尖速度常常超过声
速，对螺旋桨的总体性能影响很大。一般而言，可以
采用不同马赫数下的螺旋桨特性图来解决该问题，
但是特性数据往往并不齐全。文献［23］分析总结了
SR-6 高速螺旋桨在不同马赫数下的性能特点，并总
结出了一种简化的针对空气压缩性的效率修正为
若 Ma0.75R < Ma*
0.75R：
η = ηlow_speed （8）
若 Ma0.75R > Ma*
0.75R：
η = ηlow_speed - ( Ma0.75R - Ma*
0.75R )Fcor （9）
式中 R 为螺旋桨半径，Ma0.75R 为螺旋桨 0.75R 处的螺
旋马赫数，Ma*
0.75R 为效率突变处的临界螺旋马赫数，
Fcor 为修正因子。其中，螺旋马赫数定义为
Ma0.75R = Ma0 1 + ( ) 0.75π
J
2
（10）
2.1.2 对转桨扇模型
对转桨扇建模的重点是如何考虑前后排桨扇之
间的相互影响。Bellocq 等［9］
在其对转桨扇模型中考
虑了前排桨扇对后排桨扇所产生的轴向和周向诱导
速度以及后排桨扇对前排桨扇产生的轴向诱导速度
的影响，认为后排桨扇对前排桨扇产生的周向诱导
速 度 比 其 他 诱 导 速 度 要 小 ，将 其 忽 略 。 但 Alexios
等［24］
通过升力面方法计算发现这个周向诱导速度是
Fig. 1 Input-output model of CRP
第 45 卷 第 3 期 推 进 技 术 2024 年
2209089-4
无法忽略的。本文提出了一种同时考虑前后排桨扇
之间轴向和周向诱导速度的对转桨扇模型，并引入
比例因子修正后排桨扇对前排桨扇所产生的周向诱
导速度。
本文发展的对转桨扇计算模型以单排螺旋桨性
能计算模型和动量理论等为基础，对转桨扇的速度
三角形如图 2 所示。前排桨扇对后排桨扇的诱导速
度为 vi12，1 代表前排桨扇，2 代表后排桨扇，下标 a 代
表轴向，t 代表切向。后排对前排桨扇的诱导速度
类似。
对转桨扇的建模过程如下：
（1）前排桨扇的计算
由于前后排桨扇的相互作用，前排桨扇工作于
向前飞行与后排桨扇共同作用的流场中。给定后排
桨扇对前排桨扇的轴向互诱导速度 via21 和周向互诱
导速度 ωit21 的初猜值，并计算前排桨扇的名义进口轴
向速度 v0im1 和进距比 Jim1。
前排桨扇的名义飞行速度为
v0im1 = v0 + via21 （11）
名义进距比为
Jim1 = v0im1 / ((N1 + ωit21 /2π)·2R1 ) （12）
式中 v0 为自由流速度，R1 为前排桨扇半径。
根据名义进距比 Jim1 和前排桨扇桨距角 β1，可从
特性图中插值得到桨扇修正功率系数 PQAim1 和效率
η1，并使用压缩损失进行修正（方程（8）和（9）），修正
时计算的马赫数为名义飞行速度对应的马赫数。之
后，计算前排桨扇的修正拉力系数和拉力 T1 为
TQAim1 = η1 P QAim1
Jim1
（13）
T1 = ρN 2
1 D2
1 A1TQAim1 （14）
根据动量定理，前排桨扇的自诱导轴向速度 via11
和周向角速度 ωit11 为
via11 =
v2
1 +
2T1
ρA1
- v1
2 （15）
ωit11 = Q1
1
2 πρ (v1 + via11 ) ( R4
1 - R4
1h )
（16）
式中 Q1 和 R1h 为前排桨扇的扭矩和轮毂半径。
（2）后排桨扇的计算
后排桨扇的入流状态由自由来流速度 v0，via12 和
ωit12 共同决定。
via12 通过前排桨扇处的诱导速度和气流流道收缩
获得。基于涡流理论的流道收缩模型为
via ( z) = via_prop
æ
è
ç
ç
ç
ç
ç
ç
ç
ç
ç
ç
1 + z/Rprop
1 + ( z/Rprop ) 2
ö
ø
÷
÷
÷
÷
÷÷
÷
÷
÷
÷
（17）
式中 z 是轴向坐标，与入流方向相同，将该式应用到
后排桨扇可得
via12 = via11
æ
è
ç
ç
ç
ç
ç
1 + z12 /R1
1 + ( z12 /R1 ) 2
ö
ø
÷
÷
÷
÷
÷
（18）
后排桨扇切向互诱导速度 ωit12 的计算同样包含
了流管收缩效应，即
ωit12 = ωit11·R1·K1
A1 (v0im1 + vit11 )
π(v0im2 + vit11 )
+ R2
2h
（19）
在求得后排桨扇入口的流动参数后，即可进行
后排桨扇性能的计算。后排桨扇的名义飞行速度为
v0im2 = v0 + via12 （20）
名义进距比为
Jim2 = v0im2 / ((N2 + ωit12 /2π)·2R2 ) （21）
根据名义进距比 Jim2 和后排桨扇桨距角 β2，可从
特性图中插值得到桨扇修正功率系数 PQAim2 和效率
η2，与前排桨扇类似，进行压缩性修正后即可计算后
排桨扇的拉力 T2 等性能参数。进而可以求出对转桨
扇的总拉力为
TCPR = T1 + T2 （22）
一旦后排桨扇的状态已知，则可以计算最开始
作为迭代变量的后排桨扇对前排桨扇的轴向互诱导
速度 via21 和周向互诱导速度 ωit21，即
Fig. 2 Velocity components of CRP
第 45 卷 第 3 期 考虑污染物排放的开式转子发动机总体性能建模及分析研究 2024 年
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via21 = via22 (1 + -z12 /R2
1 + ( z12 /R2 )
2
) （23）
ωit21 = ωit22·R2·K2
A2 (v0im2 + via22 )
π(v0im1 + via11 )
+ R2
1h
（24）
当 via21 和 ωit21 迭代计算收敛后，则对转桨扇模型
计算完成。
2.2 行星齿轮箱模型
行星差动齿轮箱（DPGB）的作用是将动力涡轮
的功率传递到对转桨扇，并使动力涡轮轴和对转桨
扇在各自的工作转速下运行。与传统的双轴减速齿
轮箱不同，行星齿轮箱有三根轴，分别为太阳轴、行
星轴和齿圈。在齿轮传动桨扇发动机中，行星齿轮
箱的太阳轴为输入轴，与动力涡轮相连；行星轴与齿
圈为输出轴，分别与前后排桨扇相连接。
行星齿轮箱的工作遵循下列方程组［25］
Qring = Qsun
(1 + 2 Rcarrier
Rsun ) η mDPGB （25）
Qcarrier = 2Qsun
(1 +
Rcarrier
Rsun ) η mDPGB （26）
Qring
Qcarrier
= ( ) 1 + 2 Qcarrier
Qsun
2
( ) 1 + Qcarrier
Qsun
（27）
Psunη mDPGB = Pcarrier + Pring （28）
式中 ring，carrier，sun 和 η mDPGB 分别表示齿圈、行星轮、
太阳轮以及齿轮箱机械效率。
2.3 污染物排放模型
航 空 发 动 机 排 放 的 污 染 物 主 要 有 氮 氧 化 合 物
（NOx
）、一氧化碳（CO）、未燃碳氢化合物（UHC）等。
本研究建立了 SAGE 模型用于对开式转子发动机污
染物排放进行预测。SAGE 模型基于波音流量法发
展而来，该方法已经在排放评估领域和排放预测研
究中得到了广泛应用［20-22］
，是航空发动机污染物排放
预测的常用方法。其整个计算过程如下：
首先进行发动机安装效应修正［26］
，因为 ICAO 数
据库中的排放数据为发动机地面静止状态下未考虑
引气、功率提取等测得的数据。
然后计算点的燃油流量转化为与之对应的地面
参考状态下的燃油流量，即
Wf,ref = Wf
δ amb
θamb
3.8
e0.2Ma0
2
（29）
式中下标 f，ref 为修正后地面参考状态；ref 为计算点
状态；θ 为环境温度与标准大气温度比值；δ 为环境压
力与标准大气压力比值。
由式（29）得到的修正后的流量对 ICAO 排放数
据库中的燃油流量与 NOx，UHC，CO 排放指数之间的
关系进行插值，得到地面参考状态下 NOx，UHC 和 CO
的排放指数 EINOx，EIUHC 和 EICO。
然后将地面参考状态下的排放指数转化为计算
点处的排放指数可知
EINOx = EINOx,refeHc ( θamb
3.3
δ amb
1.02 )
1/2 （30）
EIUHC = EIUHC,ref
θamb
3.3
δ amb
1.02 （31）
EICO = EICO,ref
θamb
3.3
δ amb
1.02 （32）
式 中 参 数 Hc 为 与 湿 度 和 饱 和 蒸 气 压 力 相 关 的 修
正项。
最后即可计算单位时间内 NOx，UHC，CO 的排放
量为
Wi = EIiWf i = NOx ,UHC,CO （33）
2.4 开式转子整机模型
本研究基于部件法建立了对转桨扇、行星齿轮
箱等开式转子发动机的特征部件模型，将其与常规
部件模型［27］耦合在一起，建立了开式转子发动机总
体性能计算模型。在航空发动机数值仿真平台［28］
中
搭建了三轴拉进式齿轮传动开式转子发动机仿真模
型如图 3 所示。模型主要包括：对转桨扇、进气道、
高/中压压气机（HPC/IPC）、高/中压涡轮（HPT/IPT）、
燃烧室、动力涡轮（LPT）、涵道（Duct）、行星齿轮箱、
高/中/低压轴（HPS/IPS/LPS）和尾喷管。
开式转子发动机计算模型所需满足的平衡方程
表和迭代变量如表 1 所示。对转桨扇的转速和桨距
角均为迭代变量，迭代变量共 13 个。平衡方程除了
常规的流量平衡、功率平衡外，还包括齿轮箱扭矩比
平衡和对转桨扇与动力涡轮之间的转速平衡，平衡
方程共 10 个。因此，对于三轴拉进式齿轮传动开式
转子发动机仿真模型，其控制参数有 3 个。
Fig. 3 Simulation model of the open rotor engine
