本文来源：A review of liquid hydrogen aircraft and propulsion technologies

突出

•以前研究的简要见解（洛克希德 1970 年代、图波列夫-155、低温飞机 2000 年代）。
•讨论了最近项目（FlyZero、ENABLE-H2、CHEETA、AIA、NAPKIN）的结果。
•提出了使能技术的现状和未来预测。
•到 2035 年，燃料电池推进系统可以实现支线电动飞机。
•氢能涡轮机对于中长途飞机至关重要。

摘要

可持续航空是到 2050 年实现净零排放的关键部分，可以说是最具挑战性的脱碳行业之一。氢气作为未来的航空燃料，用于燃料电池或氢气，受到了前所未有的关注燃气轮机推进系统。本文对氢能飞机和相关使能技术的文献和工业项目进行了调查。分析当前和预测的技术能力，以确定重要趋势并评估氢推进的可行性。详细讨论了几种关键的使能技术，并确定了知识差距。很明显，到 2050 年，氢动力飞机在技术上是可行的。然而，需要融合许多关键因素，即：工业合作的程度、对环境科学和凝迹的理解、绿色氢气生产及其在使用点的可用性，以及飞机和支持基础设施的安全性和认证。

关键字：净零排放可持续航空飞机推进器燃料电池燃气轮机氢液氢低温储罐燃料系统热管理安全和认证

1. 引言

对可持续/绿色经济和长期能源安全的认识，在全球范围内为寻找替代能源提供了巨大的动力。绿色氢气生产和使用的无碳性质，以及制氢来源及其最终用途应用的多功能性，导致人们对氢气的关注达到了前所未有的高度。2022 年，26 个国家制定了国家氢能战略，预计到 2030 年绿色氢能总产能将达到 145-190 GW [1]。氢气的扩散在运输 [2]、能源部门 [3]（包括发电和家庭应用）和高功率工业应用（如钢铁生产和炼油）中很明显，并有机会完全替代化石燃料。

对于航空业来说，需要转向替代能源以实现净零排放目标，并避免成为主导能源𝐶𝑂2未来几十年的制片人。全球航空业约占运输部门二氧化碳（𝐶𝑂2）排放 [4]。自 1990 年以来，技术和运营能力的持续改进导致船队燃油效率累计提高 54%，预计这一趋势将持续下去 [5]。空客 [6] 和波音 [7] 预测 2022 年至 2024 年的客运量年增长率为 3.6-3.8%。由欧盟委员会发起的公私合作伙伴关系“Clean Sky 2”和“Fuel Cell and Hydrogen 2”联合项目进行了一项研究，以预测各种情景如何影响网络 𝐶𝑂2航空业的排放，其结果如图 1 [8] 所示。𝐶𝑂2预计到 2050 年，排放量将翻一番，即使每年燃料效率提高 2%。结果表明，要实现净零排放目标，需要到 2025 年采用可持续航空燃料（SAF），到 2030 年需要采用革命性的绿色燃料。

图 1.航空业的排放预测

近年来进行的一系列可行性研究（FlyZero [9]、ENABLE-H2 [10]、CHEETA [11] 等）已确定绿色氢能是弥合航空脱碳差距的关键一步，如果不是成为未来的航空燃料本身的话。氢气可以直接在燃气轮机中燃烧以产生推力，也可以用于燃气轮机发电机或燃料电池系统以发电并驱动电力推进动力系统。它的能量含量是煤油的 2.8 倍，因此每次任务的燃料量相应减少 [12]。然而，即使以液态形式低温储存，氢气的密度也要低四倍，所需的储存体积大约是煤油的四倍。低温储存是航空航天的首选，因为它的存储压力较低，密度较高，因此能够在船上携带更高的燃料总质量 [9]。低温条件增加了储存、分配和燃料调节的设计和集成复杂性，但也创造了将其集成到飞机热管理系统中的机会，以实现飞机级别的燃料消耗优势。使用氢气需要对飞机系统进行重大调整，但可提供无碳排放。

在航空中使用氢气作为燃料的想法并不是一个新概念，已经存在了近一个世纪。尽管如此，使用氢气作为航空燃料仍然存在重大的供应链和技术挑战，并且可实现的好处存在不确定性。之前已经发表了几篇关于航空氢相关技术和使用氢的挑战的评论。Haglind 等 [13] 介绍了氢燃烧的一些环境效益以及氢能飞机开发的历史里程碑。Khandelwal等[14]进一步提出了低排放的燃烧室设计以及低温储存配置和设计的要求。Cecere等[15]回顾了氢在整个航空航天领域的使用，包括涡轮喷气发动机、冲压喷气发动机、超燃冲压发动机和火箭发动机。Baroutaji等[16]回顾了氢燃料电池技术在飞机辅助动力装置、地面支持车辆、无人驾驶飞行器和空间应用中的应用。

本研究对文献和先前的工作进行了批判性比较，并深入了解了到 2050 年实现净零排放所需的现有技术水平（SOA）和未来技术发展。因此，根据过去 50 年取得的进展，对氢能飞机和相关使能技术进行了全面回顾，并对以前发表的发现进行了批判性评估。其目的是提供氢燃料电池以及氢燃烧飞机可行性的整体系统级视图，同时考虑到航空研发的学术、工业和市场观点。

第 2 节简要介绍了未来的航空能源格局，重点介绍了氢能的案例。第 3 节简要概述了氢能飞机技术发展的历史，然后总结了最近的举措。第 4 节描述了容纳氢气的潜在飞机配置。第 5 节低温燃料系统和储存，6 氢气涡轮机，7 燃料电池推进系统，分别分析低温燃料系统、氢气涡轮机和燃料电池系统的当前研究、技术现状和未来预测。第 8 节简要回顾了安全和认证。第 9 节讨论了航空中氢气引入的可能阶段。请注意，绿色氢气的生产和分配、新颖的机场基础设施和运营要求对于氢能飞机的商业化也至关重要 [[17]， [18]， [19]， [20]]，但不在本研究的范围之内。

2. 未来航空能源结构：氢能案例

到 2050 年实现净零排放的过程中，需要同时制定多项脱碳战略，例如区域旅行的混合动力和完全电气化、为中远程飞机任务部署 SAF 和氢解决方案以及碳捕获和储存。FlyZero 研究了几种潜在的替代燃料，以到 2030 年实现零碳商业航空。图2 [21]显示了使用不同燃料对设计任务能力的影响（表示燃料和存储系统质量相对于飞机质量的比例）。考虑到完全电气化的选择，单通道尺寸飞机的生存能力至少需要 800 Wh/kg 的电池组特定能量 [22]，而即使是最乐观的预测也预测，到 2030 年，这一数字将达到 500 Wh/kg [23]。因此，到2035年，电池供电的飞机只能在次区域范围内生存[21,24,25,26]。

图 2.不同燃料的燃料和安全壳系统的质量（2030 年技术假设）相对于飞机总质量与设计航程（以海里为单位）

与煤油相比，如果以液态低温储存，氢气可以潜在地提高任务能力，但代价是燃料储存、分配和燃料调节系统的设计、集成和建造的复杂性。使用液氨可以实现不太复杂的燃料存储系统和高体积密度，但与氢相比，其比能量低 6.7 倍，这将严重限制飞机级别的任务和性能（见图 2 [21]）。此外，以前已经研究了液化天然气、甲醇、乙醇等替代燃料，但没有一种燃料在飞机性能和排放方面能提供液氢的竞争优势[27,28].从长远来看，液氢和 SAF（具有相当于煤油的能力）似乎是弥合短期到长途任务净零差距的更具吸引力的选择。SAF 是一种由可持续原料制造的燃料，具有与煤油相当的特性，只需要对飞机/发动机进行最少的修改（与氢气相比）。它有可能缩短生命周期根据原料的不同，排放量高达 70% [29]，而氢气提供无碳排放，但代价是飞机系统进行了重大调整。欧盟设定了到 2030 年使用 5% SAF 混合物的目标，到 2040 年达到 32%，到 2050 年达到 63% [30]。目前 SAF 的主要原料包括生物来源的油和农业废弃物。据预测，由于供应链复杂，原料供应能力将仅限于 2040 年全球机队所需动力的 20% [31]。合成生产的碳氢化合物燃料（称为 Power 制液 SAF 或合成燃料），从空气中捕获碳并可再生生产氢气（）作为原料，有可能满足航空需求[31]。排放和燃料价格是燃料选择的主要驱动因素。排放远不止。根据德国航空航天中心（DLR）的数据，凝迹卷云形成、一氧化二氮（）和高空排放的烟尘更具破坏性，对全球变暖的影响几乎是排放 [32]。氢气燃烧可将氮氧化物降低 50 %–70 % 与煤油/SAF 燃料燃气轮机相比，而使用燃料电池的油轮机则为零 [初步研究表明，合成燃料的芳烃较少，导致燃烧过程中形成的烟尘较少，从而改变了凝迹的特性，因此减少了 10-40 % 的尾迹形成。

然而，使用氢气时，水排放量是煤油/SAF 的 2.6 倍，但根本没有烟灰。初步模型显示，直接燃烧会形成较重的冰晶，沉淀速度更快，这意味着凝迹在光学上更薄。这导致了更短暂的辐射强迫效应（定义为输入能量 - 传出能量），因此与煤油相比，凝迹对全球变暖的影响减少了 30-50% [8]。如果使用燃料电池，则可以根据大气状态调节废气蒸气，以避免凝迹。在研究界，凝迹仍然是一个存在巨大不确定性的话题，因此需要进一步的研究来得出总体环境影响的结论[33,34]。为了了解凝迹，空中客车公司和 DLR 计划了一个“蓝秃鹰”项目，使用两架 Arcus-J 滑翔机（一架配备传统发动机，另一架配备氢改性发动机）和一架 Grob Egrett 作为带有排放传感器的追逐飞机进行实验飞行测试 [35]。凝迹的衰减速率以及仔细规划路线可以在多大程度上减轻辐射强迫效应尚未得到充分研究。在成本方面，合成燃料比直接使用氢气多 22 % 和电力 [9]。由于 SAF 的生产过程更复杂、效率更低，并且对煤油征收碳税，预计到 2030 年代初，氢气将达到具有成本竞争力的水平 [9]。因此，从经济和排放的角度来看，氢气可能是一个长期的解决方案，不包括凝迹的影响。

3. 航空氢研究的演变

自1937年航改型氢气涡轮机的示范[36]以来，几个军事项目在1950-60年代评估了液氢的潜力。蜜蜂项目[37]包括对改进的B-57轰炸机进行飞行测试（如图3所示）和地面测试是在洛克希德CL-400间谍飞机这个相对较短命的概念上进行的[38]。1970 年代的油价冲击引发了民用航空的大规模氢能可行性项目。洛克希德公司1970年代在美国的项目涉及短远程飞机的初步设计，苏联的TU-155项目[39,40]报告了Tu-155飞机的飞行测试，如图3所示。洛克希德公司的氢能飞机研究在文章[[41]、[42]、[43]、[44]、[45]]和布鲁尔的《氢能飞机技术》（1991年）一书中报道了[46]] 仍然是氢推进可行性领域的重要参考。在 1980 年代油价稳定后，这些项目在业内获得的关注非常有限。在1990年代，“低温飞机”项目评估了A310对氢气的潜在改性[47,48]，而EQHHPP项目则研究了经济、认证和政策要求[49]。2000年，欧盟委员会启动了“低温飞机-液氢燃料飞机系统分析”项目，该项目为五架飞机的不同任务能力提供了概念设计[50,51,52,53,54]（本文中称为 Cryoplane 2000s 的项目）。尽管之前的所有研究都得出了技术可行性，但氢气生产、储存和供应系统的成本以及所需的飞机基础设施使氢气在经济上没有吸引力。在低温飞机之后，克兰菲尔德大学继续研究氢发动机性能和替代发动机循环 [[55]， [56]， [57]， [58]， [59]， [60]]]、环境影响 [13,61，62] 以及油箱配置对飞机级性能的影响 [63,12，[64]， [65]， [66]， [67]， [68]]。受先前研究的启发[46,69,70]，NASA 在2004年展示了用于其X-43实验性高超音速飞机的氢燃料超燃冲压发动机[71]，波音在2010年至2014年期间展示了他们的“幻影之眼”无人机[72，2006 年，还研究了氢在支线货机中的潜力 [74,77,75,76]，与客机相比，氢在安全性和能源效率方面具有优势。

图 3.（左）为氢气改装的 B-57 轰炸机 [265]（右）TU-155 LH2 飞机 [47]。

在过去十年中，向更环保的推进技术过渡获得了巨大的推动力。燃料电池电力推进在2000年代初被认为不太可能[78,79]，已经在区域级飞机上成功展示，如Universal Hydrogen的Dash8-300 [80]、ZeroAvia的Dornier 228 [81]和其他几种飞机[[82]、[83]、[84]、[85]、[86]、[87]、[88]]。英国的 Jet Zero 战略 [89] 和欧盟的“Fly the Green Deal” [90] 加快了国家层面的绿色技术努力。氢燃烧 [[91]， [92]， [93]， [94]， [95]， [96]] 和燃料电池技术 [[97]， [98]， [99] 的示范计划、[100]、[101]、[102]] 正在几家发动机制造商和初创公司中顺利进行。巴西航空工业公司 [103] 发布了 2035-2040 年的次区域燃料电池和区域氢涡轮螺旋桨飞机概念。空客 ZEROe 项目发布了 2035 年涵盖区域到短程/中程的几个概念，并计划到 2026-2028 年在其A380MSN1测试飞机上展示这两种技术 [104]。使能-H2 [10，[105]， [106]， [107]， [108]， [109]， [110]， [111]， [112]， [113]， [114]、[115]、[116]、[117]]和CHEETA项目[11、[118]、[119]、[120]、[121]、[122]、[123]]是调查各种氢能技术的可扩展性和技术成熟度（TRL）。航空影响加速器（AIA） [124] 在为一系列燃料选择开发环境影响评估工具和不确定性分析时，采取了系统和行业层面的视角。NAPKIN项目[125]调查了氢需求以及所需的机场运营和基础设施变化。2022 年，最大的零排放航空可行性项目之一“FlyZero”[126] 完成，并发布了 100+ 份技术报告 [9，[127]、[128]、[129]、[130]、[131]、[132]]。附录表 A 1 中列出了一份支持附件，描述了最近的主要工业和研究项目，包括其目标和主要发现，以及行业和学术合作伙伴。为了帮助理解三个最大的可行性项目（Lockheed 1970s、Cryoplane 2000s、FlyZero 2020s）的结果，表 1 和图 4 列出了所选飞机概念的主要规格，以及它们与煤油相比的能耗变化。

图 4.不同研究的能耗随任务能力而变化。

在图 4 中可以观察到一个有趣的趋势。与 1970 年代的煤油相比，氢能飞机被认为更节能（12-1970%）用于窄体飞机和更大飞机（支线飞机除外），而在 2000 年代，无论设计任务能力如何，能源效率预测都要差得多（能量高 9-15%）。然而，最近的 FlyZero 研究表明与 1970 年代的预测有些一致。洛克希德 1970 年代和 FlyZero 2020 年代概念车具有一体式油箱，可在机身内利用最大的体积效率，而 Cryoplane 2000 年代概念车则配备高架油箱。根据Verstraete [65]的结构评估，顶部机身油箱产生的阻力更大，比整体机身油箱重28.1%，MTOW增加5.3%，飞机能耗增加6-19%。这可以解释图 4 的观察结果，因为 FlyZero 概念的 OEW 仅增加了 9-15.7%（燃料电池和电气系统重量增加的支线飞机除外 32%），而与煤油概念相比，Cryoplane 概念的 OEW 增加了 ∼25%。图 4 还显示，与煤油飞机相比，氢能飞机具有更大的能耗优势，具有更大的任务能力。这可能是由于较大油箱的重量（定义为燃料质量与安全壳系统总质量加上燃料的比率）和体积效率（定义为可储存燃料的实际体积与安全壳系统总体积的比率）较高。重要的是要注意，这些研究是在不同的时间完成的，具有不同的假设、技术理解，因此也得出了预测结果。此外，所有研究都得出结论，氢能飞机在其设计时间框架内在技术上是可行的。然而，Lockheed 和 Cryoplane 建议只需要渐进式改进，而 FlyZero 得出结论，需要在技术上取得几项革命性的突破。

上述项目的雄心壮志，以及因此对预测的乐观程度或实现积极变化的决心，取决于许多因素，包括波动的油价和自然栖息地、空气质量、当地气候和我们的生活方式的可观察变化。截至 2000 年代，尽管环保意识不断增强，但对预测的环境影响仍然存在不确定性和怀疑态度，低油价导致改用替代燃料的动力降低。全球对气候变化的共识，以及自 2020 年以来为整合能力和资源所做的重大努力，催生了绿色燃料的势头，并推动了可靠的替代燃料和能源载体。对新技术的投资往往主要由预测的中短期经济回报驱动。然而，形势已经发生了变化，商业实体被迫适应并采取更长远的眼光，包括进行战略投资，以保持相关性，并受到产品生命周期中排放和环境影响的严格监管约束。

4. 飞机配置

液氢的体积大约是煤油的四倍，液氢的储存要求是飞机配置的主要驱动因素。Bravo-Mosquera等[133]回顾了非常规构型的研究和开发，包括它们预测的好处和设计过程的保真度。关于氢能飞机，洛克希德1970年代[[44]、[45]、[46]]根据飞机中的燃料位置（机身、吊舱或机翼）和低温飞机2000年代评估了八种机身配置[51,63] 根据航空结构优势评估了 21 个概念。然而，最近的研究集中在航空结构和航空推进集成上，其中ENABLE-H2 [10,106]研究了31种机身配置，其中21种推进系统布置和FlyZero [127] 调查了 27 个综合概念。有趣的是，所有研究都得出结论，传统的管和机翼（CTW）飞机对机身、机翼和其他部件进行了进化改进，是早期最有前途的配置。ENABLE-H2 为中小型飞机展示了具有延长翼根、分布式推进（DP）和边界层摄取（BLI）的机翼和管，以及用于远程飞机的混合翼体（BWB）作为最大效益概念。然而，进化的 CTW 飞机设计（类似于 Cryoplane）被确定为低风险设计，服役时间较早。CHEETA项目[119]利用DP和BLI开发了一种高度适应性的机身。图 5 显示了这些概念。在过去十年中，美国宇航局 [134]、波音 [135] 和空客 [136] 对 BWB 进行了大量研究，新一代设计 [134,137] 解决了以前确定的大多数挑战，即可能减少 15-16% 的潜在燃料消耗。然而，2022 年空客年度峰会强调 CTW 是其 ZEROe 概念的主要关注点 [104]。氢气的使用本身需要新颖的推进和燃料系统架构设计，以及需要大量投资的新机场基础设施。因此，考虑到与 BWB 相关的额外投资和风险，预计在 2030-2035 年 EIS 中对机身和升力表面进行修改的 CTW，随后是更具革命性的概念，例如箱体、支柱支撑/桁架支撑机翼以及 2040-45 年及以后的 BWB 设计。

图 5.选定的概念。（a）洛克希德 1970 年代 [[44]， [45]， [46]] （b）低温飞机 [51,63] （c） ENABLE-H2 [10,106]远程BWB和短程（d） CHEETA项目 [119] （e） FlyZero [127] 支线、短途和中等范围。

5. 低温燃料系统与储存

低温燃料的储存、控制和分配系统的设计及其与机身的集成可能会对飞机的整体重量和性能产生重大影响。洛克希德 1970 年代 [46]、克兰菲尔德大学出版物 [12,65,66,68,138] 和 ENABLE-H2 项目 [112,113,139,140]，都详细研究了低温储存要求、配置和设计。第 4 节表明，机身内带有油箱的 CTW 飞机是第一系列氢飞机的理想解决方案。洛克希德公司1970年代[46]和低温飞机2000年代[63]分别报道了作为机翼吊舱安装的外部油箱，甚至双尾臂概念，但会产生额外的阻力和重量，导致最大起飞重量增加11-12%，能耗增加32%[44,45]。

油箱可以在飞机内部以各种方向布置（图 5）。Winnefeld等[141]研究了各种形状和尺寸的LH2罐对重量效率的影响。Huete等[113]进一步发展了这一点，他们研究了可变半径和长度对恒定体积的圆柱形水箱的影响。Dannet [142] 调查了所有可用的飞机空空间（机翼、货物空间）和多个小油箱的利用率，但较厚的绝缘要求和质量损失使其不可行。所有研究都同意，在机身后部舱壁上覆盖整个横截面（圆柱形）的单个油箱可提供最高的重量和体积效率[46,113]（FlyZero [127,129]、空客[143]和Embraer [103]概念）。洛克希德 1970 年代 [46] 采用了两个坦克，一个在前部（带有通往驾驶舱的人行道通道），另一个在客舱后面。然而，最近的结构评估表明，由于人行道的原因，重力效率降低了约10%[139]。低温飞机[51]和ENABLE-H2 [106]顶部机身油箱是另一种流行的配置，但Verstraete [65]得出结论，飞机高度受到了很大的损失（见第3节）。为了安全起见，CHEETA [119] 还在客舱外横向采用了顶部油箱，并调整了机身以增强升力。油箱可以在结构上集成到机身/机身中（整体油箱），也可以简单地连接到传统的机身上（非整体）。非整体式油箱可以改装到任何常规机身结构中（因此被许多研究采用[51,69,113,140,141]），而整体式油箱需要调整机身的结构设计和制造过程（[139]和[12]，144] 均基于 Brewer [46]）。Brewer [46] 和 Onorato 等人 [144] 基于结构分析对整体式储罐和非整体式储罐进行了比较，得出的结论是，整体式储罐的体积和重量效率提高了约 8-9%。为了提供全面的情况，基于高保真空气动力学、结构和热设计分析，在组件和飞机级别比较各种油箱配置（外部和内部）和集成技术（整体和非整体）对于未来的飞机优化至关重要。

5.1. 低温储存：设计理念

氢气可以以多种形式储存，例如基于物理的存储或基于材料的存储。参考文献中提供了对各种存储选项的回顾，讨论了飞机级别的存储要求、技术成熟度和可行性。[[145]， [146]， [147]]。基于材料的储存包括金属氢化物、金属有机框架、金属硼氢化物和化学品储存。氨、甲醇和甲酸可以被认为是氢气的化学储存，因为这些化合物可以在需要时分解成氢气[146]。化学品储存选项允许不太复杂的存储系统，易于运输和长期储存。尽管理论上的重量效率和体积密度很高，但需要额外的分解成氢的系统使它们不太理想。其他基于材料的存储技术仍处于研究阶段，TRL 较低。基于物理的储存包括压缩氢气（GH2）、液态氢（LH2）、固液氢（slush）和低温压缩氢的混合物。这些可以通过将燃料容器保持在不同的温度和压力条件下来实现。存储的选择主要取决于存储密度和重量效率。冷冻压缩氢气（储存在50-700 bar，25-110 K）具有极低的蒸发量，但需要更重的储罐（SOA重量效率∼28%）和复杂的地面操作[146]。在低温飞机 [51] 期间，对雪泥的调查（在 13 K 温度条件下）显示，与 LH2 相比，密度和热容量高 20%，但生产成本高出 17%。主要挑战是，它含有 50% 的固体物质，这可能会影响低温阀和泵的性能，并且亚原子压 7000Pa 的存储要求，如果发生泄漏，可能会进入空气，需要更厚的罐壁。压缩 GH2（350 bar 或 750 bar）和 LH2（20 K 和 1-2 bar）是使用最广泛的存储形式。大多数演示飞机都使用了GH2储存装置[[78]、[79]、[80]、[81]、[82]、[83]、[84]、[85]]]，但所有的可行性研究[9，46,51] 以及行业建议需要低温 LH2 存储以扩展到更大的飞机。即使使用现代复合材料，GH2 储存技术也只能实现 5-10% 的重量效率，而 LH2 储存技术可以达到 60% 以上 [21]。LH2 存储广泛用于太空应用。然而，航空业的特定要求严重增加了设计复杂性，允许蒸发量约为 0.1%，运行周期长达 1000 次 [148]。LH2 储存已在地面（CL-400 [38]）和飞行中（B-57 轰炸机 [38]、TU-155 [39]、幻影之眼 [73] 和通用氢气 [80]）得到证明。以饱和形式储存氢气需要特定的温度（∼20 K）和压力组合，其中液态氢和气态氢处于热力学平衡状态。由于热泄漏和燃料使用，压力在飞行过程中会波动，如果超过最大允许压力，则需要通风。初始填充压力和排气压力也决定了储罐的允许填充水平，因为需要一定比例的气体量才能满足排气要求。以前 [12,65,66,68,112,139,141]，储罐设计理念基于允许填充和排气压力之间的压力波动，并在设计具有最小或无排气标准的绝缘材料的基础上。Huete等[113]提出了一种设计理念，FlyZero [129]也采用了这种理念，其中根据休眠时间（填充压力到排气压力上升时间）进行优化。至少在氢能飞机引入的初始阶段，由于航空安全规则和机场限制，通风可能不合适。在这种情况下，气瓶设计为在恶劣天气条件下地面静置数小时、飞行期间和飞行后在地面上额外几个小时不通风。Rompokos等[112]比较了通风和不通风的情况，得出的结论是，在飞行过程中排放一定量的燃料可以降低通风压力和绝缘厚度，从而有可能使油箱重量减轻约34%。考虑到显著减轻重量的可能性，应解决透气的安全性和认证问题。

5.2. 低温储存：壁材

Mital 等 [148] 的一篇综述表明，高强度和刚度、高断裂韧性以及低密度、低热膨胀系数（CTE）以及低渗透和脆化（氢的影响）特性是低温氢遏制的必要条件。各种整体金属、聚合物基体以及金属复合材料可能是可行的选择。在金属中，铝合金（Al 2219、Al 6061-T6）和纯钛最不易发生氢脆和渗透[149]。洛克希德公司 1970 年代 [44] 在低温条件下对 Al 2219 合金（5000 小时的使用寿命）进行了广泛的疲劳生命周期测试，这导致了多项研究 [12,68,112,113,139,141,69] 以及波音幻影之眼 [73] 采用铝合金。空客 ZEROe [104] 油箱制造也完全基于铝合金，并可能在 2030-2035 年之后使用复合材料。复合材料的使用提高了重量效率，但在低温条件下的有限测试和 GH2 渗透敏感性（需要金属衬垫）仍然阻碍了它的使用。然而，一些研究表明，使用新材料（如Spread Tow TeXtreme®）甚至无内衬的复合罐也有潜力[150]。FlyZero 对最早 2026 年从铝过渡到复合材料的预测持乐观态度 [129]。Gloyer-Taylor Laboratories 声称，与传统金属罐相比，使用复合材料（TRL 6+）的新型低温储存使质量减轻了 75% [151]。总体而言，迫切需要对低温下的复合材料进行研究以扩展材料库，以及基于复合材料的储罐设计中的出色任务。

5.3. 低温储存绝缘选择

对于绝缘，低质量密度、低导热性和低热扩散率等特性至关重要。Mital等[148]认为，各种气凝胶、泡沫和多层绝缘（MLI）系统是商业航空航天应用最可行的选择。各种绝缘材料的特性及其所需的工作压力条件见附录表 A 3 [152]。气凝胶在低工作压力下提供比泡沫更好的性能，但易碎易碎，因此与泡沫不同，它不能承受结构载荷。在泡沫方面，Rohacell 泡沫已广泛用于地面应用。液化空气公司的调查（Cryoplane 2000s）建议使用开孔聚酰胺和闭孔Rohacell泡沫[12]。然而，洛克希德公司 1990 年代 [46] 的热循环测试（4000 次热循环 ∼ 14 年的运行）发现聚氨酯性能优越，热性能和机械性能没有下降，而 Rohacell 在结构上失败了。最近项针对几种泡沫的比较研究显示，聚氯乙烯（0.0046 W/mK）是最轻的溶液（ENABLE-H2 [112]）。MLI 的导热系数和扩散率比任何泡沫绝缘材料小两个数量级，广泛用于轨道航天器 [153]。正在研究新的绝缘系统，如可变密度MLI与蒸汽冷却屏蔽层相结合，显示出优于MLI的绝缘性能[154,155]。在 MLI 系统中，需要双壁结构（额外的外壁，在内部有真空，外部有大气压的情况下保持负屈曲压力）来保持真空。因此，需要带有加强筋的重型储罐或较大的储罐壁厚。相比之下，泡沫只需要内壁或单壁结构 [12]。Huete等[113]比较了MLI和非整体式储罐的泡沫绝缘材料。对于恒定的休眠时间，带有泡沫绝缘材料的储罐存在最佳的排气压力和重量效率，因为内壁质量增加，但绝缘厚度随着排气压力的增加而减少。然而，对于带有 MLI 系统的储罐，增加排气压力总是会降低重量效率，因为内壁质量增加，MLI 绝缘材料的质量相对较低/微不足道，外壁质量不取决于排气压力。尽管MLI的休眠时间较长，但泡沫隔热材料为更大的通风压力范围提供了更高的重量效率[113]。FlyZero [129] 选择MLI作为区域概念，但选择泡沫绝缘材料作为窄体和中型概念。

5.4. 低温储存总结

在之前的几项研究中，液氢罐的重量效率从 40% 到 80% 不等。文献调查表明，具有最高重量效率的最佳水箱取决于许多因素。因此，必须针对每个特定任务设计低温储氢，并仔细考虑储存要求（填充和排气压力）、任务要求（保持时间、通风要求）、储罐配置（集成和形状）、体积和尺寸以及绝缘和储罐材料的选择。根据设计要求，可达到的最大重量效率差异很大，但到2030-2035年可以达到70%或更高[129]。

5.5. 低温燃料分配系统

燃料分配系统包括低温泵、阀门、发动机的燃料传输管线和额外的通风管线。出于安全考虑，还建议使用氮气或氦气吹扫燃料管路[46]，以防止低温氢-空气混合物导致爆震。洛克希德公司1990年代[46]为大型宽体飞机提供了低温燃料系统的初步设计，其冗余水平与煤油飞机相同。许多（[65,66,74,76,141,156]）氢能飞机设计出版物只强调了燃料系统的布局，而没有包含质量和尺寸的信息，而最近的一些出版物仍然使用 Lockheed 1990 年代的结果 [144]。对 2 相氢气流和低温泵/阀门设计的理解仍然有限。因此，需要对低温燃料系统进行详细的设计、测试和实验。还需要审查飞机周围低温氢气分配的安全和认证问题。如果要将此类系统用作散热器，则需要开发紧凑型热交换器，以便能够维持工作流体、低工作温度以及金属部件之间相对较大的温度梯度。空中客车公司 [104] 声称它已经成功完成了在低温条件下运行的原型燃料系统的测试，并计划在 2024 年底前交付完整的燃料系统。一些顶级研究[8,157]表明，氢燃料飞机的性能需要达到35-40%的总氢燃料系统重量效率（包括燃料系统质量），才能使其性能与煤油飞机一样具有竞争力，而FlyZero [129]预测，到2030年，氢燃料飞机的总重量效率可以达到60-70%。

6. 氢气轮机

在燃气轮机中引入氢气需要新的燃烧系统。低温燃料需要通过替代发动机循环进行适当调节，但也提供了冷却各种发动机部件的机会，从而提高发动机的整体性能。氢改性常规发动机过去已经进行了多次测试：用于B-57轰炸机的J57涡轮喷气发动机改装[38]，CL-400项目的304型发动机开发和25小时地面测试[46]，以及用于TU-155的NK-88发动机改装[39,40]。洛克希德 1970 年代 [46] 和克兰菲尔德大学 [[55]， [56]， [57]， [58]， [59]， [60]] 研究了氢气和替代发动机循环的发动机变化。为GasTurb（一种商用发动机性能分析工具[158]）开发氢适应发动机代码，并在低温飞机期间使用TURBOMATCH（克兰菲尔德大学发动机分析工具）进行验证，使这些工具在当今的研究和工业中得到广泛应用[57]。

由于氢燃烧产物具有更高的比热容和比热比，因此与煤油相比，它具有发动机级优势的潜力。Jackson和Boggia [56\u201257]分析了GasTurb中的V2527-A5发动机，变化最小（相同的工作压力比OPR和旁通比BPR，以及带排气热交换器的250 K燃料入口温度）。对于起飞时的恒定推力，氢气的涡轮机入口温度（TET）降低了 34 K，而对于相同的 TET，推力增加了 2.97 %。与煤油相比，这两种情况下的特定能源燃料消耗（ESFC）都降低了 1.6%。使用 TURBOMATCH 的 V2527-A5 发动机分析报告了类似的结果[59]。Corchero 和 Montañés [159] 认为，TET 降低 10 K 相当于涡轮机寿命延长约 25%。因此，氢发动机可以实现任务燃料燃烧的好处，以及更高的涡轮机寿命和更低的 .利用所有优点，FlyZero [128] 提出，与煤油发动机相比，峰值温度低近 60 K，有可能实现更小的发动机核心、更大的旁路流量和更长的机翼寿命。然而，最近的一些出版物 [[160]， [161]， [162]] 评估了最先进的发动机的用能性能，表明使用氢气会导致发动机整体用能效率的小幅恶化。

6.1. 氢气燃烧器设计

氢气燃烧器的一个重要设计目标是减少。NO 有多种过程x地层[60]，但主要是该过程是温度的强函数（与）和停留时间[57]。使用传统燃烧器，如果以相同的空燃比运行，氢火焰温度将比煤油高 100 K（见图 6）。然而，其广泛的可燃性范围允许在稀薄混合物下操作。快速动力学（更高的火焰速度和反应性）允许更短的燃烧室设计和停留时间。尽管氢燃料喷射技术正在开发中，但将气体燃料喷射到燃烧室中可以更有效地扩散/与空气混合（比煤油中的液滴）和更均匀的温度分布[57]，因此温度更低.

在FH-Aachen的研究中，Dahl和Suttrop [54]开发了一种非预混微混燃烧器设计，以防止回火问题和过早燃烧。这个概念利用了通过在燃烧室喷射系统中引入数千个均匀分布的扩散火焰来最小化燃烧区规模的想法（见图 7）。该设计还改进了湍流混合，从而减少了局部停留时间。此设计实现了近 80% 的𝑁𝑂𝑥排放量与煤油相比。克兰菲尔德大学 [[107]， [108]， [109]， [110]， [111]] 在 ENABLE-H2 [105] 下进行了广泛的数值研究（使用 RANS 和 LES），并计划在新开发的测试台中进行实验验证.它进一步计划了在低于大气压条件下进行第 2 阶段全尺寸燃烧室配置测试和第 3 阶段高度再照明测试（目标是到 2030 年达到 TRL 6）。

图 7.氢气喷射系统和燃烧器技术（a） NASA 非预混直接稀薄喷射器 [169] （b）微混合燃烧系统的一个例子 [266]。

NASA研究了一种非预混料直接稀薄喷射系统（见图7），该系统利用小于燃料淬火直径的燃料入口来避免回火问题[169]。但是，只有类似级别的观察到作为煤油对应物的排放。最近还展示了一种基于稀薄方位火焰的新型燃烧室概念的 100% 氢气操作，并且在 Clean Sky 2 项目 LEAFINNOX [170] 下正在进行更多研究。

6.2. 集成热管理（替代发动机循环）

发动机集成换热器（HEX）引入了替代发动机循环，可用于燃料调节以及利用氢气的低温特性和高比热容回收发动机多个部件中的可用废热。以牺牲复杂的设计和材料选择为代价，可以实现发动机级别的多项性能优势。关于储罐和燃烧室入口之间LH2的预期温升，Brand等[168]建议燃烧室入口燃料温度至少为150 K，以避免燃料在喷油器中膨胀过程中出现较大的密度和粘度波动以及部分液化，而SNECMA（低温飞机[51]）建议 150-250 K 是一个合理的范围（明显低于 823 K 的自燃温度 [171,172]）。在理想条件下，更高的燃料温度允许更低的比燃料消耗[159]。在燃油入口压力方面，为了使燃油与空气快速混合，燃油喷射压力必须高于燃烧室气压。在实现上述功能的热交换器设计中，需要在燃料温度上升和空气侧压降之间进行权衡，尤其是在它们可能影响发动机推力的情况下。大多数文献中讨论的燃料调节的五个主要循环是发动机油冷却、涡轮机冷却空气冷却、压缩机空气冷却、废气冷却和氢气膨胀/加注循环（见图 8）。洛克希德的 1970 年代 [46] 以及博吉亚和杰克逊 [[55]、[56]、[57]] 详细讨论了其中四个替代周期。表 2 总结了与基准发动机相比，单位油耗（SFC）、直接运营成本（DOC）和发动机重量（Wt）的预测改善。

图 8.发动机集成热管理系统示意图（根据以前的文献创建）。

一般来说，观察到 SFC 和 DOC 的好处。然而，由于在不同的时间尺度和不同的基线下有不同的技术假设，因此无法对这些研究进行直接比较。洛克希德公司 1970 年代 [46] 的基线是假设发动机（起飞推力为 127 kN），无燃料加热，燃料喷射温度为 50 K，比推力、循环压力比和燃烧室出口温度保持不变。然而，低温飞机[51]以及博吉亚和杰克逊[[55]、[56]、[57]]对V2527-A5发动机进行了改造，在每个循环中尽可能提高燃烧室出口温度、旁通比和工作压力比，以最大限度地提高发动机性能。基线是氢 V2527-A5 发动机，其中燃料利用废气中的余热加热到至少 250 K。就质量而言，Brewer [46] 建议所有概念都只略微增加，而 Cryoplane [51] 在冷却涡轮冷却空气时发现质量增加更高。以前的文献调查了单个循环的好处，而最近的研究（Srinath 等人 [173] 和 FlyZero [131]）则侧重于集成多个替代循环以实现更高的系统级好处（还包括发动机油的冷却）。带有详细发动机循环分析的 FlyZero 结果目前处于受限报告中，尚未公开发布。

所有研究 [46,51,131] 都同意，废热回收需要对硬件进行最小程度的更改，因此有可能尽早采用。SNECMA（低温飞机[51]）得出结论，管状线圈排气HEX是一种最佳配置，该配置以前曾用于Tupolev-155氢飞机发动机，将氢燃料从20 K加热到83 K[39,40]。在另一种配置中，Svensson [60] 和 Haglind 等 [59] 提出了一种设计，使氢气流过涡轮转子后面的排气支柱。1956 年，普惠氢气改装型 304 在排气装置中使用了复杂的渐开线图案钢管 HEX [38]（氢气以 7200 万 Btu/小时的速度从 20 K 加热到 1000 K）。这个概念是由布里斯托大学的研究人员进一步发展的（[174]），并且正在英国的 Reaction Engines 开发中。由于空侧冻结的实际问题（FlyZero [131]也排除了这个问题），洛克希德[46]和低温飞机[51]认为压缩机空气的预冷/中间冷却是不可行的。然而，查尔姆斯大学 [[175]， [176]， [177]] 在 ENABLE-H2 下的研究表明，这种循环可以提高性能并减小发动机尺寸，并计划在不久的将来在新的低速压缩机设施中进行实验 [[178]， [179]， [180]， [181]]. 根据目前的技术状况，FlyZero [131] 研究结果强调，最早可以在 2026 年将油-燃料热交换器和废热回收集成到发动机中，到 2030 年增加涡轮冷却空气的冷却，到 2040-50 年进一步增加膨胀循环。

先前对废热回收、中间冷却器和预冷却器的性能评估研究假设特定的空气侧压力损失（核心流）和热交换器有效性。这些数量取决于所选热交换器的设计和配置。然而，没有出版物对各种 HEX 配置进行详细的比较研究。因此，需要对各种发动机集成热交换器配置进行评估，以验证这些发现。

6.3. 氢燃气轮机的总结和行业展望

几十年来的先前研究已经确定了使涡轮机适应氢气使用所需的许多修改。系统级评估显示出巨大的前景，这导致了航空航天工业内部研发的加速。需要进一步详细的设计研究来为性能预测提供信息，包括模拟和测试不同的燃烧室技术和热交换器配置，以实现新型燃料和热管理系统以及替代发动机循环。还需要开发先进的材料和制造工艺[182]。低温和耐氢材料以及能够承受极高温度梯度的系统的研究、分析和测试对于发动机集成热交换器的开发至关重要。

航空业已经做出回应，努力实现上述目标，工业界正在进行各种氢气涡轮机设计项目。罗尔斯·罗伊斯（Rolls Royce）已经完成了演示计划的第一阶段，成功对氢能改装 AE 2100 发动机进行了地面测试。Pearl 15喷气发动机的地面测试预计将在第二阶段进行[91,92]。它还领导了清洁航空计划资助的项目 HEAVEN 和 CAVENDISH，将 LH2 系统集成到其发动机中，包括 UltraFan®。Pratt and Whitney （2022）启动了 HySIITE 项目，通过向压缩机、燃烧器和涡轮机中注入蒸汽来开发氢气燃烧以进行切割

排放量减少 80% [93]。GKN Aerospace 正在领导 H2JET 项目，到 2035 年为单通道尺寸的飞机开发氢气燃气轮机 [94]。CFM国际公司与空中客车公司合作，为演示项目修改了GE Passport涡扇发动机的燃烧室、燃料和控制系统[95]。MTU Aero Engines 正在开展“WET Engine”项目，以到 2030 年开发 SAF 和氢兼容发动机 [96]。

7. 燃料电池推进系统

实现真正的净零排放推动了航空规模燃料电池技术的广泛研究和开发，这些技术根据其预计能力针对短期和区域任务。燃料电池推进系统需要一种新颖的电气架构系统来分配和控制驱动电机或推进器的大量电力（见图 9）。它具有更高的可靠性、更低的噪声、更高的链效率[183]（更少的机械运动部件）和易于扩展（与电池不同，独立的能量存储和功率输出）的潜力。以下部分讨论了各种竞争性的燃料电池技术及其实现未来商业飞行所需能量密度和整体比功率的潜力。

图 9.燃料电池系统架构（改编自参考文献 [146]），其中 PMAD 是一个电源管理和配电系统。

7.1. 燃料电池系统设计和类型

参考文献中介绍了通过热力学和电化学分析对燃料电池、电堆和系统的详细理解。[184,185] 而 [186,187] 进一步回顾了最近的发展和差距。多个电池连接以构建一个电堆，而多个电堆与电厂平衡（BoP）一起形成一个完整的燃料电池系统（图 9）。BoP由以下部分组成：i）气体管理系统（GMS），包括带有热交换器和压缩机的燃料和空调，以防止高海拔性能恶化[186]，ii）水管理系统（WMS），用于平衡单元内的水生产和去除[187,188]，iii）功率调节系统（PCS），以及 iv）热管理系统（TMS），以保持正确的工作温度并提高系统效率。额外的排气调节系统可能是额外的航空特定要求，可能有助于避免形成凝迹。

参考文献 [186,187,189,184] 中回顾了各种燃料电池技术。对于航空的特定要求，Kazula等[190]认为质子交换膜（PEMFC）和固体氧化物燃料电池（SOFC）的潜力最大。高比功率和短启动时间使 PEMFC 在汽车行业中广受欢迎（[[191]， [192]， [193]， [194]， [195]， [196]， [197]， [198]]），并已用于最近的飞机示威者 [81,84,86,199]。SOFC 的高温运行利用了废热利用和更高的系统效率，这些已在地面发电中得到应用[200]。过去对 SOFC 在飞机辅助动力装置（APU）中的采用进行了广泛的研究 [201]，由于其燃料灵活性（以及未来航空燃料的不确定性），使用各种燃料（如氢气、天然气、氨、甲醇等）的 SOFC-燃气轮机混合动力发动机是一个越来越受关注的话题 [28，[202]、[203]、[204]、[205]]。SOFC 的高工作温度要求也使其最适合集成在利用发动机热量的混合动力推进架构中的燃气轮机内 [202,206]。NASA的一项专利要求SOFC具有高堆体比功率和密度（2.5 kW/kg和7.5 kW/l），但尚未发表任何示范[207]。这两种技术都显示出潜力，可以适合不同的航空应用。然而，PEMFC 具有较高的 TRL，并受到大多数可行性研究的青睐 [119,208,130,79]。

PEM 燃料电池可分为两种类型：低温 LT-PEMFC 和高温 HT-PEMFC。由于在 100 °C 以下运行，LT-PEMFC 具有更快的启动时间和对负载变化的快速动态响应。然而，它确实需要复杂的 WMS（易受过度水化和电极溢流的影响 [209]）和复杂的 TMS/大型热交换器（低品位热）。因此，更高的系统重量和阻力。HT-PEMFC 使用新材料制造电极膜，可在高达 200 °C 的温度下工作，对污染物（CO、H2S），特别是更简单的水和热管理系统[186,210]。LT-PEMFC 具有高 TRL，广泛用于汽车行业 [[191]， [192]， [193]， [194]， [195]， [196]， [197]， [198]] 和许多飞机演示器 [80，81,84,86,88]。空中客车公司 [104] 和 GKN Aerospace [99]（表 A 1）与 ElringKlinger 和 Intelligent Energy 建立了合作伙伴关系，这两家公司在汽车 LT-PEMFC 技术方面拥有丰富的经验。根据 FlyZero 的数据，LT-PEMC 预计将在至少 15 年内成为主导技术 [130]。

HT-PEMFC 仍处于非常低的技术成熟水平，但正如参考文献中所回顾的那样，过去十年发生了重大发展。[[210]， [211]， [212]]。与当前的 SOA 相比，有可能将成本和启动时间降低多达 40 分钟 [211]，这可能被证明是至关重要的。HyPoint（最近被 Zero Avia 收购）已经证明，LTPEMFC 系统的 BoP 质量分数有可能从 75% 提高到 HTPEMFC 系统的 40% [213]。基于实验数据（电池运行>5000次循环）的模型显示，采用最先进的技术，1.8 kW/kg HT-PEMFC的可能性为1.8 kW/kg [214]。根据 FlyZero [130]、AIA [34]、CHEETA [119]、ZeroAvia [81] 等，HT-PEMFC 被设想为航空领域燃料电池技术开发的下一步。

7.2. 热管理系统

由于电化学反应的熵变（∼30 %的热量）、反应的不可逆性（∼60 %的热量）以及离子和电阻（∼10%的热量）[215]，SOA燃料电池中会拒绝与输出功率相同数量级的热能。热量主要在发生反应的每个电池的微观催化剂层上产生[186]，至少每2-4个电池之间需要一个内部集成的加热/冷却机制。有两种可用的散热技术，主动冷却（使用空气、液体和相变）和被动冷却（使用热管和散热器）。Tomažič [216] 提出了一种通用的燃料电池系统级架构，而将电池温度梯度保持在以下的电池级集成策略

由 Srinath 等人 [173] 提出。Chen等[215]和Zhang等[217]报道了对PEMFC热分析、最新进展和这些技术的研究差距的全面综述。根据文献调查，Choi等[218]提出了一张图表，显示了基于功率水平的各种冷却方法的适用性（见图10）。空气冷却（[184,219]）和被动冷却（如参考文献 [209] 所述）以前用于 <10 kW 的功率水平，而液体和相变冷却则适用于更高的功率水平。对 60 kW 燃料电池系统的数值研究表明，与液体冷却相比，蒸发冷却系统更紧凑（散热器正面面积减少 27%），集成了水和热管理系统 [220]。沸腾两相冷却是另一种具有较大散热能力和快速动态响应的技术，但需要相对复杂的系统[218]。

图 10.基于功率水平的各种冷却方法的适用性

未来的航空需求预计将达到MW级（CHEETA ∼28 MW [221]），因此液体和相变冷却可能是一个可行的选择。对于具有低品位热量（与环境条件的低温间隙）的 LT-PEMFC 来说，可能需要采用沸腾法的两相冷却（使用像 HFE-7100 这样的冷却剂），而液体和相变冷却都适用于相对较高的热量 HT-PEMFC。尽管如此，HyPoint 已经证明了空气冷却在功率级 HT-PEMFC 中的潜力，在电堆之间进行压缩空气循环 [214]。风冷 16 kW HT-PEMFC 和液冷 30 kW LT-PEMFC 系统之前已在 Antares DLR-H2 上进行了测试[85]。因此，必须注意的是，不同的 TMS 技术可能最适合不同的燃料电池技术和不同的整体系统架构（设计/集成）。

Heerden等[222]对传统飞机的热管理系统进行了全面综述。为了在飞机系统层面获得最大利益，燃料电池系统的 TMS 必须与现有飞机系统高度集成（以实现低质量和低体积），并实现废热利用。利用与燃料电池集成的热电发电机进行余热回收的概念在参考文献 [223] 中得到了强调。热量通常通过空气冷却系统排入大气中。然而，通过液体和相变冷却，它可以用于飞机内的实际用途，包括热水供应或使用额外的热交换器加热燃料（消除冷却阻力）[216]。然而，一些文献表明，只有 15% 的热量可以散发到 LH2 燃料和入口空气中 [29]。参考文献[224]介绍了具有相变热泵冷却功能的混合动力LT-PEMFC喷气发动机的每个部件的一定程度的阻力计算。总之，余热利用和具有最小质量和阻力影响的集成 TMS 的设计是一个研究空白，未来需要大量工作。

7.3. 燃料电池的演变和预测

为了全面了解燃料电池技术是否是航空业的可行选择，了解燃料电池系统在飞机中的重量、体积和性能影响至关重要。这些可以通过比功率（SP）、功率密度（PD）和系统效率来表征。对于燃料电池、电堆和系统，这三个量会有所不同。例如，在实验室规模上证明了LT-PEMFC电堆级比功率为5.5 kW/kg[123]，但当在系统级考虑额外的电平衡质量（BoP）时，使用最先进的技术只能实现0.75-1 kW/kg[213]。来自广泛的调查 [8,34,78,79,130，[191]， [192]， [193]， [194]， [195]， [196]， [197]， [198]， [199]，203,207,214,219，[225]， [226]， [227]， [228]， [229]、[230]]，燃料电池系统特定级别的功率、功率密度、峰值效率和 BoP 质量分数的集合见表 A 2（附录）。BoP 质量分数是附加的 GMS、PCS、WMS 和 TMS 的质量占整个燃料电池系统的比例。目前，航空设计系统的燃料电池系统最先进的峰值效率为 45-50%，而汽车系统已经达到 60%。（请注意，效率是一种瞬态现象，在每个工作条件下都不同[186]）。大多数文献中关于 LT-PEMFC 的 BoP 质量分数存在很大差异，从 37% 到 75% 不等，而一些文献仅提供堆栈水平的数量，不包括有关 BoP 的任何信息。为了在系统层面上比较燃料电池特定功率的进展，假设 LT-PEMFC 的 BoP 中位数数据点（60%）用于从电堆转换为系统级特定功率，其中仅提供电堆级数量（在表 A 2 中以金色突出显示）。对于 HT-PEMFC 和 SOFC 等高温燃料电池，观察到 BoP 比例显着提高（33-45%）（假设转换 BoP 为 40%）。功率密度，定义为燃料电池系统每单位体积的功率输出，尽管体积限制在航空中很重要，但几乎没有在任何文献中报道。LT-PEMFC 的先进汽车燃料电池的堆栈级功率密度从 1 到 4.7 kW/l 不等。只有 Horizon Fuel Cell Technologies [191] 为 LT-PEMFC（4.7 kW/l 堆栈级别）提供了 0.87 kW/l 的系统级功率密度，这意味着 BoP 几乎占燃料电池系统的 80%。这表明，开发紧凑的 BoP 以及提高燃料电池堆和系统的功率密度需要做大量工作。为了直观地了解技术趋势，图 11 显示了燃料电池系统的特定功率演变（汽车为 auto，航空航天为 aero）。自 2000 年以来，燃料电池的比功率不断提高，这是一个明显的趋势。直到 2015 年，由于燃料电池技术在 2010 年初逐渐在汽车行业（汽车、公共汽车和火车）中的应用进行测试，因此增长相对较慢。随着电解质材料和电池膜结构的新发明，2015年后比功率的快速增加成为可能[194]。这导致了汽车行业的商业化，进一步加强了研发。鉴于这项技术向航空领域的转移，预计这一趋势将继续下去，系统比功率预计将达到 3 kW/kg。请注意，在图 11 中，航空航天相关文献中报道的几个具体功率预测仍然基于商用汽车燃料电池的发展趋势。着眼于垂直虚线右侧的未来预测，2009 年 NASA [79] 预测 2035 年 LT-PEM 燃料电池的功率为 1.7 kW/kg，而最近在 2022 年，FlyZero 预测 LT-PEM 和 HT-PEM 燃料电池的功率为 3 kW/kg [130]。如上所述，2015 年前后燃料电池能力的差异是其原因。Unifier19 [228] 做出了一些非常乐观的预测，这些预测具有高度不确定性，因为它没有具体说明燃料电池技术类型，也没有讨论任何支持该预测的证据。Kadyk等[227]甚至在没有证据和预测日期的情况下估计燃料电池系统的发电量为8 kW/kg（图11中没有）。HyPoint 还对 HT-PEMFC 最早在 2025 年达到 3 kW/kg 进行了乐观预测，该预测来自一种新型 HT-PEMFC 实验测试验证的建模工具 [214]。

图 11.燃料电池系统特定的功率演变和预测（来自表 A 2）

美国建筑师协会的调查结果显示，对于2035级飞机的设计，需要具有至少1.5 kW/kg比功率的燃料电池系统（水平虚线以上）来设计50PAX、800NMI氢燃料电池动力飞机，其能耗比煤油飞机高20% [34]。因此，如果这种燃料电池专用动力的趋势成功维持，氢燃料电池动力飞机至少在区域层面将是可行的。总之，在比功率和植物质量分数预测平衡的研究之间观察到了很大差异。一些与航空相关的系统设计文章仍然缺乏燃料电池功率密度信息。这表明燃料电池系统仍然是航空航天研究界的一个新话题，对燃料电池系统的可靠和一致理解尚未完全建立。

7.4. 电气架构系统（EAS）

需要一种新颖的电气架构系统来管理燃料电池产生的大量功率，最高可达 MW 级，并将其分配给每个推进器、飞行子系统和航空电子设备。EAS 包括电机和电源管理配电系统（PMAD），该系统由转换器、电缆、逆变器、总线和开关组成。在过去十年中，电池电气研究在这些电子元件方面取得了重大进展。参考文献[231]对电动飞机动力总成进行了全面综述，包括最近的发现、挑战和未来的预测。美国能源部在ASCEND计划（2021-2024年）下资助了10个项目，为波音737等效飞机开发全电动动力系统，功率密度≥12 kW/kg，效率为≥93 %[232]。

EAS 可以由三种不同的技术来表征：传统的非低温、超导和超导技术。传统的非低温技术包括在环境温度下基于导电材料（铜或铜/铝合金）的电机、电缆和其他组件。利用非低温技术，电气元件需要空气或液体冷却以保持接近环境温度。2015年，NASA [233] 发表了对非低温电气技术的评估。根据目前的研究趋势[234]，预计到2030年，MW级的13 kW/kg非低温电机的效率为>96%。功率转换器和逆变器的目标是到 2030 年达到 19 kW/kg，效率为 99 % [234]。柯林斯航空航天公司和伊利诺伊大学厄巴纳-香槟分校已经完成了13 kW/kg比功率永磁同步电机的实验室演示[235]。Hinetics 正在将这一概念商业化，目前为 TRL 6 的 1 MW、10 kW/kg、∼98 % 效率的产品 [236]。这一领域的创业活动不断增加。例如，magniX 已为其 ∼600 kW 的非低温电机提供动力，为电池电动（Eviation Alice）和燃料电池飞机演示器（Universal Hydrogen）提供动力 [237]。

超导技术利用超导材料（MgB2、YBaCuO），在低温条件（20–65 K）中几乎没有欧姆损耗。该技术可以利用板载 LH2 作为制冷剂来冷却电气系统，从而有可能获得显着的系统级质量优势。然而，这需要一个复杂且高度集成的氢燃料分配系统和 EAS（参见 CHEETA 概念图 5）。自 2019 年以来，CHEETA 项目一直致力于使此类技术成熟 [11]。在CHEETA内部，Balachandran等[121]探索了全超导空芯电机的设计，有可能实现50 kW/kg的比功率和99%的效率，而Sirimanna等[120]则提供了最先进的传统电机和超导电机的比较。Sirimanna等[120]还确定了超导机器中的主要热负荷，并讨论了潜在的低温冷却技术。Ansell [119] 介绍了每个超导电气元件的电源系统架构和温度要求，以及将燃料电池、EAS 和氢气分配集成到 CHEETA 飞机概念中 [119]。ARPA-E 在 2021 年资助了 6 个项目，以开发超导高功率密度电缆和电介质，并研究高海拔地区的局部放电问题 [238]。2021年，空中客车公司启动了为期3年的ASCEND地面演示器项目，以LH2作为制冷剂开发500 kW先进超导和低温实验动力总成[239]。

超导技术包括基于常导材料的电气元件，具有高化学纯度（Al 99.999 %， 20 K），在低温（≤100 K）下的比电阻率要低得多。它最近引起了一些关注，因为与非低温技术相比，它有可能实现显著的质量节省，但也不需要稀有和昂贵的超导材料。GKN Aerospace [98] 目前正在 H2GEAR 项目中研究这项技术，初步权衡研究表明，氢电动飞机的生存能力可以推到 98PAX 及以上，这与之前假设的次区域规模限制形成鲜明对比。

Sebastian等[240]对40 MW级输电的常规、超导和超导电缆技术进行了重量和效率比较。超导（20 K 时 Al 99.999 %，TRL 4）线产生的热负荷比传统（294 K 时的铜醇™，TRL 9）小 5.4 倍，重量大约轻 23 倍，而超导（20 K 时的 CORC，TRL™ 4）产生的热负荷比超导电缆小 7.7 倍，重量比超导电缆轻 1.15 倍。然而，本研究不包括控制、调节和分配氢气所需的额外组件的质量。

具有高 TRL 的非低温系统已被用于演示器（ZeroAvia [81]、Universal Hydrogen [80]、CAeS [241]、HAPPS [100]、H2FLY [86]），而低温技术的研发正在进行中，预计将在不久的将来采用。FlyZero 表明，低温技术最早可能在 2030 年得到利用 [132]。

值得注意的是，本节讨论的技术在很大程度上可以转移到其他系统，包括混合动力氢推进系统（以氢燃烧涡轮机为发电机的并联/串联混合动力或涡轮电动概念、燃料电池/燃气轮机混合动力、燃料电池/电池等。[204，[242]，[243]，[244]， [245]、[246]、[247]]）。Cardone等[248]、Bradly [249]和Rendon等[250]回顾了适用于各种燃料的各种混合动力推进架构，重点介绍了以前的研究、示范项目、最近的发展以及技术采用的挑战。对于早期的 EIS 2030-2040，燃料电池的低比功率限制了其仅用于支线飞机。然而，在燃气轮机的混合动力推进架构中使用它可以实现更高的推进系统效率（高达70%[202,251]）和更低的NO_x 与传统燃气涡轮发动机相比，排放量可能适用于短途到长途飞机。CHEETA概念包括用于中短途飞机的全电动（氢燃料电池-电池）混合动力系统[123]。Seyam等[28]研究了在燃气轮机内燃烧室阶段之前加入SOFC的混合系统，而Rupiper等[202]研究了在两个燃烧阶段（富燃料和稀薄燃料燃烧阶段），这使得配置更加简单，无需外部加热（或热交换器）即可用于 SOFC，从而显着缩短了它们的启动时间。对于氢燃料，Rupiper等[202]发现，与传统燃气轮机基线相比，集成混合动力系统的系统效率提高了24.5%。Seitz等[206]尽管采用了并联混合架构（SOFC系统未集成在燃气轮机循环中，并为单独的推进器或其他飞机子系统提供动力），但仍将SOFC产生的水蒸气注入燃气轮机堆芯中，以提高效率并减少NO_x排放。否_x与基线发动机相比，混合动力架构的排放量最多可减少 62%，块状燃料消耗最多可减少 7.1%。Liu等[205]和Collins等[251]研究了涡轮-电力混合动力系统（SOFC-电池-涡轮发电机）的潜力，表明其系统效率高达65-70%。混合动力推进系统的主要挑战是两种不同能量转换系统/推进拓扑集成的复杂性，这需要高度集成和紧凑的热管理系统设计。

7.5. 燃料电池飞机研究和工业进步

用于飞机推进的燃料电池的研究始于1984年[252]，但直到2000年，这项技术才得到进一步发展。在 2004 年 [78] 和 2009 年 [79]，NASA 完成了一系列零排放飞机研究，表明燃料电池（氢电）推进对于任何支线中途飞机（2004 SOA 燃料电池系统比功率 ∼ 0.3 kW/kg）都是不可行的，尽管对燃料电池和新型飞机设计的进步进行了激进的假设 30 多年来。与此同时，几架小型燃料电池飞机的演示器进行了飞行以验证该技术，包括2005年的Global Observer [82]、2008年的波音改装Diamond DA20 [84]、Antares DLR-H2（2009年）[84]和H2FLY（2016年）[86].在 2015 年燃料电池特定功率的革命性改进之后，燃料电池示范者达到了次区域规模。HyFlyer I 6 座 Piper Malibu M350 [87] （2020）、2023 ZeroAvia [81] 改装型 19 座 Dornier 的演示（一台发动机替换为 600 kW LT-PEMFC 系统）和 2023 年 Universal Hydrogen [80] Dash8-300 飞机（更换一台发动机）是重要的里程碑。ZeroAvia [81]、Universal Hydrogen [80] 和 Cranfield Aerospace Solutions （CAeS） [241] 计划最早在 2025 年将 ATR/Dash 8（40-90PAX，500-1000NMI）尺寸飞机的 MW 级推进系统改装套件商业化。空客 [253] 和巴西航空工业公司 [103] 也以 2035 年的燃料电池飞机概念瞄准区域市场。空中客车公司计划到 2026 年在其测试飞机上进行兆瓦级燃料电池推进系统的飞行演示A380MSN1如果成功，将为 100PAX、1000NMI 概念提供动力 [254]。图 12 展示了一些演示者的燃料电池推进系统和飞机概念。

图 12.燃料电池推进系统和飞机概念演示（a） ZeroAvia [81]、（b）空客 [104]、（c） Universal Hydrogen [80] 和（d） CAeS [241]。

替代燃料可行性项目的预测与这些演示者和制造商的计划一致。FlyZero [127] 得出结论，到 2035 年，凭借 3 kW/kg LT/HT-PEMFC，支线 75PAX、800NMI 飞机是可行的，与传统飞机相比，能源需求高 2.21%，MTOW 高 26%。该概念车在飞机机身下侧采用6螺旋桨系统、燃料电池堆和BoP[127]，而空客概念车[253]在机翼上有6个独立的燃料电池推进系统吊舱，每个吊舱都充当独立的涡轮螺旋桨飞机。AIA 计划显示了 50PAX、800NMI 支线螺旋桨飞机的潜力，比功率仅为 1.5 kW/kg [34]，预计在不久的将来将进一步公布研究结果并披露关键使能技术的重要假设。考虑到 2050 年的时间尺度，CHEETA 项目表明，燃料电池的潜力将扩展到使用 2.73 kW/kg HT-PEMFC、革命性的超导动力系统以及具有 DP 和 BLI 的高度集成机身的短途 160PAX、3750NMI 飞机的电气化 [119]。

EAS 的选择将对飞机级集成产生关键影响，因此可能需要不同的飞机配置。对于低温系统，需要高度集成的燃料和电气系统。高度分布式的推进系统可能有利于提高空气动力学效率，但这需要大量集成电缆和氢燃料供应管道环绕整个飞机，这对质量和安全性有负面影响。因此，每个局部推进吊舱都充当独立的涡轮螺旋桨飞机（如改装演示机和空客概念）可能是一个有效的解决方案。未来需要对燃料电池堆和所需电气系统的各种飞机集成热管理策略进行调查，确定设计和集成挑战，并量化飞机级别的质量和性能比较。同样值得注意的是，目前燃料电池飞机的 2034 年计划仅基于低空和低速螺旋桨动力飞机，因此需要对管道风扇或开式转子概念进行大量研究和开发，以实现高空和高速飞行。

总之，虽然在 2010 年之前被认为无法实现，但燃料电池系统技术、电气系统架构和机身开发的发展使得燃料电池电动飞机到 2035 年在 50-70PAX 和 800NMI 的区域市场商业化的可能性很大。在混合动力系统的情况下，燃料电池电气架构和燃气轮机的集成使用将实现更高的推进系统效率，更低的 NO_x排放，与传统燃气涡轮发动机相比，最终可以实现系统级的燃料燃烧优势。

8. 安全和认证

当谈到氢相关技术时，安全性仍然是一个有争议的话题。氢气的可燃性极限下限为4%，而煤油的可燃性极限为1.4%，因此只有当氢气浓度超过4%，比煤油大3倍时，才会起火[57]。氢气的自燃温度（550 °C）也远高于煤油（220 °C）[172]。然而，氢气的最小点火能量（0.02 mJ 而煤油为 0.25 mJ）极低，这使得氢气即使在火花微弱的情况下也容易点燃。氢暴露系统（燃料系统、储存和发动机部件）容易受到材料脆化和氢渗透的影响，因此仔细选择材料至关重要[148]。氢气是一种易燃无味的气体，任何泄漏都很难检测到。这需要新型气体泄漏检测和火灾探测设备以及预防技术，以确保飞机安全。由于低温储存，任何大的溢出物都会在分散之前迅速冷凝空气，形成飘向大面积的冷云[171]。此外，任何含氢的富氧凝固空气如果着火，都会导致爆炸[172]。目前基于实验和建模的大多数发现表明，如果有强大的燃料储存、火灾探测/遏制和通风系统，氢气可能与煤油一样安全。然而，之前的事故，如 1937 年的兴登堡灾难和 1986 年的挑战者号航天飞机发射，已经对公众对氢安全的看法产生了不利影响。公众调查显示，只有 49.5% 的人口认为氢气是一种安全的运输燃料 [255]。

为了评估LH2飞机的安全性，洛克希德公司1970年代的研究开发了建模工具，评估了四种事故情景[43,46]，从燃油管路裂缝导致的小内部泄漏到无法生存的坠毁。这些建模工具使用 1956 年至 1957 年洛克希德公司 LH2 可爆性测试以及 1958 年美国空军和 1980 年美国宇航局的泄漏测试的先前实验进行了验证。结果表明，燃油系统舱中需要吹扫空气和排放孔，以防止形成可燃混合物。与煤油相比，LH2 泄漏的蒸发时间更短，地面上的泄漏面积更小。点火进一步提高了汽化速率并减少了泄漏扩散。发现 LH2 泄漏燃料燃尽时间短于氢火焰导致的机身坍塌时间，这表明氢气飞机在发生火灾时乘客可以保持坐姿，但对于煤油，必须立即疏散（假设：在机身坍塌之前，内部机舱隔离系统没有故障）。但是，窗口的效果不包括在内，它可能会先失败。洛克希德公司 1970 年代 [43\u201246] 的研究得出结论，考虑到不同情况下的泄漏释放、扩散、蒸发、分散和燃烧，LH2 提供了“与 JetA 相比的许多优势”。EQHHPP 项目讨论了整合氢气生产、液化、储存和分配的基本机场安全考虑因素 [48]。对 LH2 在两栋建筑物之间地面释放进行了实验，以了解住宅区的分散行为。Cryoplane 2000s 引用了两篇关于安全的技术出版物，这些出版物与油箱位置、燃料系统、消防和紧急着陆有关，但这些出版物并未公开 [51]。它的结论是，从安全角度来看，“没有根本问题”，阻止了 LH2 飞机的成功运行。英国健康与安全实验室[256]模仿了油轮加油过程中的LH2软管管线故障，对地面上0.071 kg/s的泄漏和离地面1米的泄漏进行了一些未点火测试。结果表明，易燃气体云的顺风向地面距离为 9 m，风速> 5 m/s 时云靠近地面，而风速< 3 m/s 时云保持浮力。

最近，ENABLE-H2 [10] 在航空氢安全方面开展了广泛的工作。Benson等[114]回顾了现有的工业安全标准以及以前的实验和研究工作，对氢气储存、燃料分配、热管理和燃烧系统
进行了初步的危害分析.提供了差距分析，并确定了每个危害类别的未来工作。为了解决缺乏高度效应（低压和温度）对可燃性和点火的了解[115]，已经开发了一种实验装置（最高150 mbar和−50 °C运行温度）。Benson等[115]调查了机场中与液氢相关的危害，表明消防具有最高的风险因素，突出表明需要新的消防技术、设备和法规。Holborn等[117]回顾了以前的建模工作，提出了用于大规模LH2矿池释放研究的爆炸和大气扩散建模的FLACS计算流体动力学模型。结果表明，较高的风速导致汽化和分散的LH2池的地面易燃距离更大[115]。该模型与 NASA 1980 年泄漏测试的比较表明，对水池大小的预测一致，并且与风速和泄漏率的趋势相似，尽管其幅度被低估了。Holborn等[116]模拟了各种事故情景，即小泄漏导致储罐破裂，LH2泄漏导致快速汽化和高强度火焰，但持续时间更短，总热辐射剂量更低，危险距离更小（类似于Lockheed 1970年代）。

文献综述表明，认证是最关键但最不被考虑的方面。然而，大多数研究都强调了飞机到机场层面对氢气安全运行的要求，这可能成为系统认证的起点。通过审查当前基于煤油的CS25认证，Spencer [257]通过定义液态氢的特殊情况，确定了哪些现有的认证要求和合规性可能适用，哪些需要修改。该研究强调了完整的“功能危害分析”以及初步级别的飞机设计的要求，以便进行适当的认证开发，这一过程需要从研发和初步设计阶段就考虑。

9. 航空氢气引入的阶段

对文献和市场的调查表明，航空业正朝着三个逐步阶段引入氢气：技术示范和认证（2025-2030）、系统级优化（2030-2040）和机队发展（2040-2050）。在第一阶段，燃料电池动力的次区域和区域改装飞机预计将在极少数实验性区域机场运营，并通过公路运送氢气。学术和工业部门将优先考虑提高使能技术的 TRL 的研究和实验。现阶段必须加快对机场和氢气配送基础设施规划的投资。在第二阶段，预计到 2035 年，由燃料电池驱动的系统级优化支线飞机和由氢内燃机驱动的窄体飞机（如 FlyZero、ZEROe 和 Embraer 概念）将进入市场。一些大型国际机场可能会在 2035 年后适应氢能运营。NAPKIN [125] 研究结果表明，由于需求低，到 2040 年，公路氢气运输将足够，无需永久的机场基础设施。在最后阶段，预计到 2040 年至 2050 年，将推出一系列飞机机队，并推出内燃机驱动的中长途飞机。利用新型机身、推进配置和超导电气系统（如 CHEETA 和 ENABLE-H2 概念）的高度集成概念可以推出。主要机场将需要永久性液氢储存和管道基础设施。然而，由于电解需要高达3-4 GW的功率需求，到2050年，电解和液化的现场生产仍然不太可能[125]。图 13 显示了这三个阶段的时间表。

图 13.航空中氢气引入的阶段

氢能飞机和基础设施网络的开发可能需要几十年的时间，因此，即使目前氢能研发势头强劲，到 2050 年实现净零排放目标也是极不可能的。因此，SAF 和碳捕获与封存也将在缩小净零差距方面发挥关键作用。一些研究表明，快速发展全球氢能网络是一种乐观而积极的方法。Huete等[140,258,259]建议利用现有的制造能力，制造一系列超大型飞机（A380和A350型），在机身内具有不同的氢气罐布置，能够一次停靠覆盖整个地球。以采用和运营早期阶段的性能和成本低下为代价，这可能会激励全球投资的增加，从而更快地创建全球氢能网络。FlyZero [127\u20129] 还建议到 2030 年首先引入中型飞机，因此投资集中在大型国际机场的早期氢能基础设施开发上（而不是实验性区域机场）。

考虑到氢能基础设施发展的风险和不确定性，在双燃料改装内燃机或混合动力系统中同时使用氢气和煤油（或 SAF 替代品）的飞机也是航空业感兴趣的新话题。最近发表了一些关于氢气和传统双燃料燃烧系统的实验和数值研究的文献 [[260]， [261]， [262]]。Austro Engine 的子公司 Diamond Aircraft 计划到 2025 年为通用航空提供双燃料内燃机 EIS [263]。Smith和Mastorakos [264]对2050年时间尺度上的LH2飞机和LH2双燃料煤油和天然气组合进行了能源系统分析和比较，表明人们对商业飞行的双燃料能力越来越感兴趣。

10. 结论

政府和企业实体对环境危机的认识不断提高，并由此产生的净零政策推动了氢能飞机的全球研发势头。即使技术假设存在差异，洛克希德 1970 年代、图波列夫 1970 年代、Cryoplane 2000 年代和 FlyZero 2020 年代已经得出了氢动力飞机的技术可行性。回顾目前的发展，航空业正在为 2035 年氢电动次区域和区域飞机以及氢燃烧短途飞机的商业化铺平道路。到 2050 年能否实现净零排放尚无定论，因为对使能技术及其影响存在很大的不确定性和假设。认证和立法、基础设施建设和机场整合以及财务承诺也是实现这一目标的障碍。

就复杂性和性能而言，在机身内部存储的传统飞机配置是最有利的中短期解决方案。鉴于氢推进、燃料系统和氢供应链的研发成本，以及到 2050 年大幅减少碳排放的雄心，航空界不太可能在这个时间范围内采用更具革命性的飞机设计变化，例如 BWB。需要高保真度的航空热和结构工作来评估油箱放置和不同的集成技术。由于铝基储罐的 TRL 较高，因此在初始阶段可能会很普遍。复合材料储罐具有提高重量效率的潜力，因此在低温下研究复合材料和新的制造技术将非常重要。泡沫和 MLI 都显示出良好的储罐绝缘潜力。预计到 2035 年，低温燃料箱的重量效率将达到 70% 或更高。油箱设计取决于许多因素，需要根据任务和飞机要求进行仔细优化。还需要对安全进行审查和通风认证。飞机低温燃料系统架构的详细设计和测试需要大量的工作。

正如以前的地面和飞行测试记录以及几家发动机和机身制造商的最新发展所表明的那样，燃烧氢气的燃气涡轮发动机比其他技术相对成熟。关于海拔高度对氢气可燃性和点火性以及详细燃烧室设计的影响的研究正在进行中。用于燃料调节和热管理的发动机集成热交换器是重要要求。先前的研究表明，在发动机排气处使用热交换器是提高系统效率的最直接和最有效的措施，因此有望在早期发动机中得到利用。
预计未来将实施通过集成发动机油冷却、涡轮叶片冷却、压缩机预冷/中间冷却和燃料膨胀循环实现完全余热利用。在此阶段，需要对潜在的替代发动机循环进行热交换器配置的详细设计和测试。

燃料电池技术在过去十年中发展迅速，是近年来演示飞机的热门动力装置选择。预测显示，到 2035 年，燃料电池的系统级比功率将达到 3 kW/kg 左右，从而释放高达 75PAX 和 800NMI 的全电动区域氢能飞机的潜力。然而，燃料电池特定功率和功率密度预测的研究与工厂质量分数的平衡之间存在很大差异。需要对燃料电池技术进行研究，包括紧凑型 BoP 的设计。燃料电池效率约为 50-70%，热管理和余热回收对于决定整体系统效率至关重要。在撰写本文时，LT-PEMFC 系统重量的 60% 归因于 BoP，但随着技术的发展，预计会过渡到 HT-PEMFC（相关的 40% BoP）。在电气架构系统方面，超导和超导技术集成了液氢燃料系统和配电系统，实现了显著的增重。迄今为止，这些技术仅在实验室中进行了演示，如果要保持燃油系统效率和运行完整性，就需要仔细管理燃油管路上的热负荷。因此，为支线飞机或更远的飞机扩展燃料电池推进系统需要对集成热管理系统设计进行革命性的改变。

在安全方面，已经使用了广泛的模型来得出氢燃料比煤油更安全的结论。这些工具大多通过 1957 年至 1980 年的实验观察得到验证。因此，需要进行新的实验，特别是关于有和没有点火场景的大型液氢泄漏。关于认证的研究也很有限，随着这些项目继续快速推进，迫切需要涉及认证委员会以及工业和学术界利益相关者的合作项目。

在环境排放方面，燃料电池推进系统可以通过排气调节实现真正的零排放。另一方面，氢气燃烧系统仍将产生和凝迹。预计中长途飞机将需要氢燃烧涡轮机。新的燃烧器技术显示出减少 80 %。关于凝迹的影响，它们在个别研究以及研究人员和行业专家中的影响存在很大的不确定性，需要迫切需要进行实验测试以量化其温室效应，考虑到废气的颗粒物含量，以及实施仔细的路线规划作为缓解措施的选择。

来源：气瓶设计的小工程师