電動直升機概念設(shè)計與分析

趙洪,李建波*,劉鋮

南京航空航天大學(xué) 直升機旋翼動力學(xué)國家級重點實驗室,南京 210016

電動直升機概念設(shè)計與分析

趙洪,李建波*,劉鋮

南京航空航天大學(xué) 直升機旋翼動力學(xué)國家級重點實驗室,南京 210016

根據(jù)當前電池與電動機特性分別建立適合電動直升機的能源與動力系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型,提出滿足電動直升機的3種能源方案,構(gòu)建出一套適合電動直升機概念設(shè)計的總體參數(shù)選擇與優(yōu)化方法,并結(jié)合任務(wù)剖面需求對采用3種能源方案的電動直升機展開總體參數(shù)的選擇與敏感性分析。受當前電池技術(shù)水平發(fā)展,電動直升機的久航性能與燃油動力直升機相比有較大差距。通過參數(shù)敏感性分析方法得出,電動直升機具有與燃油直升機不同的設(shè)計特征,電動直升機應(yīng)結(jié)合動力及能源系統(tǒng)特征進行針對性設(shè)計。

電動直升機;概念設(shè)計;飛行性能;優(yōu)化;敏感性分析

電動載人飛行器使用電動力推進系統(tǒng)動力,具有節(jié)能環(huán)保、效率高、振動噪聲小、乘坐舒適性好等優(yōu)點,是一種理想的綠色交通工具,有望廣泛應(yīng)用于未來通用航空等領(lǐng)域。

當前,歐美等發(fā)達國家正大力開展電動載人飛行器的研究,研制的機型主要為2座及以下的固定翼飛機,如空客的“E-FAN”電動飛機、德國以燃料電池驅(qū)動的“安塔利斯”電動飛機、美國波音燃料電池/鋰電池的電動飛機等,航時可達1～2 h。

直升機在飛行時功耗遠大于固定翼飛機,受當前電動能源儲能特性影響,電動直升機主要為小型無人直升機,電動載人直升機的發(fā)展與研究較為緩慢[1-2]。2012年,西科斯基公司在S-300C直升機的基礎(chǔ)上研制了“螢火蟲”電動直升機[3],直升機采用200 hp的電動機作為動力,能源系統(tǒng)采用33.3 k W·h鋰聚合物電池,支持“螢火蟲”電動直升機留空15 min。2015年,法國民航學(xué)院研制了“Volta”電動直升機,電動直升機攜帶160 kg鋰聚合物電池,續(xù)航時間為20～30 min。

電動直升機最大的技術(shù)瓶頸是當前的能源系統(tǒng)能量密度與功率密度偏低,致使電動直升機的續(xù)航時間、航程、載荷受到較大影響。“螢火蟲”電動直升機及“Volta”電動直升機都是采用燃油直升機改裝而成,并非根據(jù)電動特性針對性設(shè)計,直升機的總體氣動參數(shù)確定、結(jié)構(gòu)設(shè)計等方面均有較大改進空間,可進一步提升直升機的久航性能。

當前,電動直升機的研究工作主要集中在小型的電動無人直升機上,Guinea等探討了將燃料電池應(yīng)用在小型電動無人直升機上的可能性,并分析了燃料電池功率密度對小型電動無人直升機飛行性能的影響[4]。北京航空航天大學(xué)聶資和陳銘對改裝電動力的FH-1共軸無人直升機進行了飛行性能的計算研究[5],并與原直升機進行了性能對比,改裝后的電動直升機懸停升限大大增加,但是續(xù)航時間僅為原來的1/10。在有人電動直升機方面,美國Johnson建立了包括電動力在內(nèi)的多種動力系統(tǒng)模型[6],并針對R22直升機的電動改裝工作進行了研究[7],系統(tǒng)分析了鋰聚合物電池、氫燃料電池以及電動機的特性,對改裝電動的R22直升機飛行性能進行了計算與分析。

國內(nèi)外對電動直升機開展的研究工作還較少,尤其是在電動直升機的總體設(shè)計方面。電動直升機與采用燃油動力的直升機在設(shè)計方面存在差異,本文將結(jié)合當前電動力系統(tǒng)與電能源系統(tǒng)發(fā)展水平建立電動系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型,以此構(gòu)建出基于優(yōu)化的電動直升機的概念設(shè)計方法,并對采用不同能源型式的電動直升機進行對比與分析,通過總體參數(shù)敏感性分析方法探討電動直升機的設(shè)計特征,為今后電動直升機的發(fā)展提供一定的理論指導(dǎo)。

1 電動系統(tǒng)簡述

電動直升機的電動系統(tǒng)包含了動力系統(tǒng)與能源系統(tǒng),動力系統(tǒng)一般為大功率高壓無刷電機,可直接驅(qū)轉(zhuǎn)或通過傳動系統(tǒng)驅(qū)轉(zhuǎn)主旋翼及尾槳。能源系統(tǒng)為電能儲存裝置,一般為電池,為動力系統(tǒng)提供電能。

1.1 動力系統(tǒng)

目前,電動載人飛機主要采用無刷永磁電機,當前100 k W的電機功重比大概為2～4 k W/kg[8],略高于活塞發(fā)動機。根據(jù)美國DARPA(Defense Advanced Research Projects Agency)的研制計劃,未來該量級電機功重比有望提高到8～13 k W/kg。

SIEMENS公司為電動飛機研制的無刷電機[9]和Enstroj公司研發(fā)的EMRAX系列無刷電機[10]具有功率大、功重比高、效率高的特點,被大量應(yīng)用在載人電動飛機上,其良好的特性也能應(yīng)用在電動直升機上,電機參數(shù)如表1所示。

與活塞發(fā)動機不同,無刷電機工作效率與工作轉(zhuǎn)速及電機本身的特性有關(guān)[11],電動直升機旋翼工作轉(zhuǎn)速保持不變,扭矩隨飛行狀態(tài)改變,無刷電機等效電路如圖1所示,Qm為電機輸出軸扭矩。

根據(jù)圖1的等效電路建立無刷電機工作效率模型:

表1 EMRAX及SIEMENS電機參數(shù)Table 1 Motor parameters of EMRAX and SIEMENS

圖1 無刷電機等效電路Fig.1 Equivalent circuit of brushless motor

式中:Pshaft為電機輸出軸功率;im為電機輸入電流;vm為電機輸入電壓;R為電機電阻;Ω為電機轉(zhuǎn)速;i0為電機空載電流;KV和KQ為電機系數(shù),一般情況下KV≈KQ。

1.2 能源系統(tǒng)

可為電動直升機動力系統(tǒng)提供能源的電池主要有2種,分別是鋰聚合物電池與氫燃料電池。鋰聚合物電池有較高的功率密度,但能量密度較小。氫燃料電池是較好的能量載體,具有較高的能量密度,但是功率密度較小。

1)鋰聚合物電池組

鋰聚合物電池有2個重要指標:能量密度與功率密度,能量密度體現(xiàn)電池的儲能特性,功率密度體現(xiàn)電池的放電能力。根據(jù)AESC(Automotive Energy Supply Corporation)、Kokam、LTC(Lithium Thionyl Chloride)鋰聚合物電池廠商提供數(shù)據(jù),統(tǒng)計鋰聚合物電池能量密度與功率密度等信息,如圖2所示。

由圖2可以看出,鋰聚合物電池的功率密度在500～2 500 W/kg之間,能量密度在140～180 W·h/kg之間,功率密度與能量密度一般呈反比關(guān)系。根據(jù)圖2的統(tǒng)計數(shù)據(jù),擬合出鋰聚合物電池能量密度與功率密度曲線。

圖2 鋰聚合物電池特性Fig.2 Characteristics of lithium-polymer battery

式中:Eb為電池最大電量,k W·h;Pb為電池最大輸出功率,k W;Wb為電池質(zhì)量;e和p分別為電池的能量密度與功率密度,p為e的函數(shù)。

2)氫燃料電池系統(tǒng)

氫燃料電池將氫氣與空氣中的氧氣進行混合燃燒,轉(zhuǎn)換成電能、水和熱能。燃料電池在轉(zhuǎn)換能量為動力的過程中要比內(nèi)燃機的效率高2～3倍,而且燃燒產(chǎn)物是水,可直接排放入大氣中,對環(huán)境無污染,是理想的能源型式。

氫燃料電池系統(tǒng)有3個重要組成:質(zhì)子交換膜燃料電池(PEMFC)、高壓儲氫罐及供氣系統(tǒng)。

① 質(zhì)子交換膜燃料電池

質(zhì)子交換膜燃料電池是燃料電池的一種,具有能源轉(zhuǎn)化率高、環(huán)保、工作溫度低,比其他類型燃料電池功率密度更高等特點,更適合應(yīng)用在移動平臺上。

根據(jù)美國能源部網(wǎng)站發(fā)布的氫燃料電池的研究報告[12],當前氫燃料電池功率密度達到2.0 k W/kg。由日本豐田公司為氫燃料動力汽車“MIRAI”開發(fā)的燃料電池輸出功率為114 k W,質(zhì)量為57 kg,功率密度達到2.0 k W/kg,相比2009年日本本田生產(chǎn)的功率密度為1.47 k W/kg的燃料電池水平提高不少。根據(jù)燃料電池最大輸出功率Pmax與功率密度σFC可估算燃料電池的質(zhì)量為

氫燃料電池的輸出功率與氫氣供氣速率相

式中:˙WH2為氫氣消耗速率,kg/s;SH為氫氣特性系數(shù),取SH=1;N為電化學(xué)反應(yīng)參與的電子數(shù),取N=2;F為法拉第常數(shù),取F=96 485 C/mol;PFC為燃料電池的輸出功率;vFC為單節(jié)電芯電壓,取vFC=0.65 V;mH為氫氣的摩爾質(zhì)量,取mH=2.016×10-3kg/mol。

② 高壓儲氫罐

氫氣的儲存方法有高壓氣態(tài)儲存、低溫液態(tài)儲存和固態(tài)儲存3種,目前大規(guī)模使用的是高壓氣態(tài)儲存,700 bar(1 bar=105Pa)的高壓儲氫罐已進入示范使用階段。

高壓儲氫罐采用高強度鋁合金內(nèi)膽,外層采用碳纖維纏繞并添加樹脂加強。在豐田公司研制的“MIRAI”氫燃料動力汽車上,700 bar高壓儲氫罐的重量效率達到5.7wt%(wt表示重量比),國內(nèi)700 bar高壓儲氫罐重量效率接近6.0wt%。氫燃料的消耗量為供氣速率與供氣時間的積分,根據(jù)儲氫量確定儲氫罐的質(zhì)量Wtank為關(guān),對應(yīng)關(guān)系為

式中:t為時間;ηtank為儲氫罐質(zhì)量效率。

③ 供氣系統(tǒng)

在氫燃料電池中,氫氣和氧氣發(fā)生電化學(xué)反應(yīng)產(chǎn)生電能[13]。氫氣來自高壓儲氫罐,氧氣取自空氣。為了獲得更高的功率密度及減小電池系統(tǒng)的尺寸,需要提高空氣的供氣壓力。另外,在高海拔地區(qū)使用時,空氣稀薄,需要專門的供氣系統(tǒng)(主要為空氣膨脹壓縮機)為燃料電池提供高壓空氣,高壓空氣工作壓力為1～3 bar,供氣系統(tǒng)壓縮空氣消耗的能量約占燃料電池輸出的10%。

根據(jù)氫燃料電池電化反應(yīng)公式,計算所需的空氣流量為

式中:˙mA為空氣消耗速率,kg/s;xo為空氣中氧氣的含量,取xo=0.209 5;λA/λH為空氣與氧氣的流量比,λA/λH=1.25;mA為空氣的摩爾質(zhì)量,取mA=2.897×10-2kg/mol;P為輸出功率;v為電壓。

根據(jù)空氣流量以及工作壓力選取合適的供氣系統(tǒng)。2016年的美國能源部網(wǎng)站提供了氫燃料電池系統(tǒng)中供氣系統(tǒng)的特性參數(shù)[14],其中為80 k W級燃料電池配套的供氣系統(tǒng)供氣壓力為2.5 bar,最大空氣流量達到92 g/s,質(zhì)量為22 kg,消耗功率為11 k W。

氫燃料電池系統(tǒng)的質(zhì)量包含氫氣質(zhì)量、質(zhì)子交換膜燃料電池質(zhì)量、高壓儲氫罐質(zhì)量及供氣系統(tǒng)質(zhì)量,根據(jù)氫氣消耗量可確定氫氣的質(zhì)量以及儲氫罐的質(zhì)量,根據(jù)電池輸出功率確定質(zhì)子交換膜燃料電池及供氣系統(tǒng)的質(zhì)量。

以提供40 k W·h電量、最大輸出功率80 k W為例,所需要的鋰聚合物電池及氫燃料電池質(zhì)量如表2所示。

表2 電池質(zhì)量信息Table 2 Battery mass information kg

1.3 能源方案

電動直升機有3種能源方案:鋰聚合物電池驅(qū)動、燃料電池驅(qū)動、燃料電池與鋰聚合物電池混合電池方案[15]。

鋰聚合物電池驅(qū)動及燃料電池驅(qū)動方案中,利用一種電池為電動直升機的全程飛行提供電能。在混合電池驅(qū)動中,安排鋰聚合物電池與氫燃料電池在懸停、爬升等高耗能階段共同為直升機動力系統(tǒng)提供電能,在巡航飛行、降落等低耗能階段由氫燃料電池供能,以充分發(fā)揮2種電池優(yōu)勢,減少能源系統(tǒng)的重量,混合電池方案如圖3所示。

圖3 混合電池方案Fig.3 Hybrid battery scheme

2 電動直升機設(shè)計與分析

2.1 任務(wù)剖面

直升機總體參數(shù)確定取決于任務(wù)使用需求,直升機主要進行短途飛行,取直升機典型飛行任務(wù)剖面:搭載1名乘員(75 kg)與15 kg行李,由地面垂直起飛,以不低于3.5 m/s的垂直爬升率爬升至500 m高空,然后在1 h內(nèi)飛行至100 km外的目的地,最后垂直降落,且要求直升機在降落時具有15%電量剩余。

2.2 總體參數(shù)計算

電動直升機采用單旋翼帶尾槳布局,直升機總體參數(shù)包括:起飛質(zhì)量W0、主旋翼直徑D、旋翼實度σr、旋翼槳尖速度Vtip、電動機型號nm。

根據(jù)以上電動直升機的任務(wù)剖面,針對3種能源方案分別進行電動直升機總體參數(shù)的計算,計算流程如圖4所示。電動直升機總體參數(shù)選擇流程中包含了5大模塊:總體參數(shù)初選模塊、重量模塊、電動機及電池模塊、飛行性能模塊及參數(shù)調(diào)整與優(yōu)化模塊。

在總體參數(shù)初選模塊中,將根據(jù)電動直升機飛行任務(wù)剖面初步估算直升機總體參數(shù)的范圍,具體方法見文獻[16-17]。

電動直升機質(zhì)量模型采用修正后的U.S.Army AFDD(Aero Flight Dynamics Directorate)質(zhì)量模型[18],AFDD質(zhì)量模型是基于大量旋翼類飛行器各部件質(zhì)量統(tǒng)計后做出的質(zhì)量參數(shù)化模型。由于AFDD質(zhì)量模型的統(tǒng)計樣本為2 t以上的有人直升機,本文利用現(xiàn)有輕型直升機部件質(zhì)量參數(shù)對AFDD質(zhì)量模型進行修正,以適應(yīng)本文電動直升機的使用。利用修正后的質(zhì)量模型進行多款輕型載人直升機空機質(zhì)量計算,結(jié)果如圖5所示,顯示有較好的計算精度。

電動機及電池模塊基于本文第1節(jié)的研究內(nèi)容構(gòu)建,在電動機模塊中,根據(jù)所選的電機型號、工作轉(zhuǎn)速、扭矩確定電動機的效率與功率;在電池模塊中,根據(jù)電池質(zhì)量計算電池的輸出電量與最大輸出功率。

飛行性能模塊將結(jié)合任務(wù)剖面對電動直升機的爬升率、航程、航時、最大速度等飛行性能進行

圖4 電動直升機總體參數(shù)選擇流程Fig.4 Flow chart of primary parameters sizing for electric helicopters

圖5 質(zhì)量模型計算對比Fig.5 Comparison of computation of mass models

計算,具體方法見文獻[19]。

由總體參數(shù)初選模塊確定的電動直升機總體參數(shù)可能難以滿足任務(wù)剖面需求,需要對總體參數(shù)進行調(diào)整。總體參數(shù)調(diào)整是一個非線性規(guī)劃問題,可以表達為

式中:x為設(shè)計變量;f(x) 為目標函數(shù);gi(x)和hi(x)為約束函數(shù);E與I為等式約束與不等式約束的范圍。

在滿足任務(wù)剖面及性能指標的前提下,使得飛行器起飛質(zhì)量最小是飛行器設(shè)計的目標,選取飛行器的起飛質(zhì)量為目標函數(shù)f(x)=W0。

gi(x) 為約束函數(shù),包括設(shè)計變量的取值范圍及必須滿足的飛行性能指標,設(shè)計變量為電動直升機的總體參數(shù),包括:起飛質(zhì)量W0、旋翼直徑 D、旋翼實度σr、槳尖速度Vtip_l≤Vtip≤Vtip_u、電動機型號nm∈{1,2,3,4,5};性能指標約束取垂直爬升率Vv_max≥Vv_max0及最大航程Lmax≥Lmax0。

根據(jù)圖4所示的電動直升機總體參數(shù)選擇方法對3種能源方案的電動直升機方案進行總體參數(shù)的選擇與優(yōu)化,結(jié)果如表3所示。

2.3 質(zhì)量組成與總體參數(shù)敏感性分析

3種能源方案直升機質(zhì)量組成如圖6所示,能源系統(tǒng)質(zhì)量在整機中占較大比重。采用鋰聚合物電池型式的電動直升機起飛質(zhì)量、尺寸最大,氫燃料電池次之,最輕的是采用混合電池能源型式的電動直升機。采用混合電池能源型式的電動直升機將鋰聚合物電池的高功率密度特性及氫燃料電池高能量密度的優(yōu)勢相結(jié)合,有效降低了能源系統(tǒng)的總質(zhì)量,是電動直升機能源系統(tǒng)發(fā)展的好選擇。

電動直升機采用的大功率無刷電機功重比高于燃油活塞發(fā)動機,采用電能作為能源,省去了供油裝置,使得電動直升機相比傳統(tǒng)燃油動力直升機具有更低的空重比。與表4中的Ultrasport 331單座燃油動力直升機的參數(shù)相比,表3所示的全電直升機空重比大概在0.47左右,略低于燃油動力的Ultrasport 331直升機。受當前儲能裝置發(fā)展水平限制,電動直升機的航程與Ultras-

port 331直升機相比有不少差距。

表3 電動直升機總體參數(shù)及飛行性能Table 3 Preliminary parameters and flight performance of electric helicopter

圖6 3種能源方案的電動直升機質(zhì)量分布Fig.6 Mass distribution of electric helicopters with 3 different energy programs

通過優(yōu)化方法求得最優(yōu)方案后,進行電動直升機的參數(shù)敏感性分析,本文采用區(qū)間因子法[20]來分析電動直升機總體參數(shù)對航程、航時的影響程度,即敏感度。3種能源方案的電動直升機總體參數(shù)敏感性分析如圖7所示。

由圖7的電動直升機總體參數(shù)敏感性分析結(jié)果中可以看出,加大電池容量是提高電動直升機續(xù)航時間與航程最為有效的辦法,其次是適當降低旋翼槳尖速度、實度以及槳盤載荷。

表4 Ultrasport 331直升機參數(shù)Table 4 Parameters of Ultrasport 331 helicopter

圖7 電動直升機總體參數(shù)敏感性分析Fig.7 Sensitivity analysis of electric helicopter parameters

根據(jù)以上總體參數(shù)敏感性分析,電動直升機的設(shè)計應(yīng)該采用如下措施:

1)降低槳盤載荷,減少電動直升機的誘導(dǎo)功率。

2)適度減小電動直升機的槳尖速度與實度,降低直升機的型阻。

3)采用低阻的氣動外形,減少電動直升機前飛時的廢阻功率。

4)大量采用復(fù)合材料,減少電動直升機空重,提高電池的裝載量。

正是通過以上措施,本文根據(jù)電池及電動機特性針對性地設(shè)計的電動直升機與“螢火蟲”電動直升機及“Volta”電動直升機相比,在續(xù)航時間及航程上都有了較大提升。

3 總 結(jié)

1)當前電池儲能技術(shù)限制,電動直升機的續(xù)航能力相比燃油動力直升機有不小差距,目前只適合執(zhí)行短時、近程的飛行任務(wù),電池技術(shù)的發(fā)展將有力拓展電動直升機的應(yīng)用。

2)采用氫燃料電池與鋰聚合物電池的混合能源方案能夠充分發(fā)揮兩種電池高能量密度與高功率密度的優(yōu)勢,采用混合能源方案的電動直升機具備更大的使用優(yōu)勢。

3)電動直升機相比燃油動力直升機具有不同的設(shè)計特征,比如更低的旋翼槳盤載荷、槳尖速度、實度以及較大的能源系統(tǒng)相對重量,應(yīng)結(jié)合電機與電池的特性進行電動直升機的針對性設(shè)計。

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Conceptual design and analysis of electric helicopters

ZHAO Hong,Ll Jianbo*,LlU Cheng

Science and Technology on Rotorcraft Aeromechanics Laboratory,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016,China

Based on the characteristics of present batteries and electric motors,the energy and power system models adaptable to electric helicopters are established respectively.Three energy programs applicable for electric helicopters are proposed,and a methodology involving primary parameters sizing and optimization for conceptual design of electric helicopters is developed.Considering mission profile requirements,parameters sizing and sensitivity analysis for the helicopter applying the three different energy proposals are performed.Due to limitation of current development of battery technology,there still exists a wide gap between endurance of electric and of fuel-consuming helicopters.Parameter sensitivity analysis shows that the design features of electric helicopters are different from those of fuel-consuming helicopters,so that the characteristics of the power and energy systems should be specifically considered in the design of electric helicopters.

electric helicopter;conceptual design;flight performance;optimization;sensitivity analysis

2016-10-19;Revised:2016-12-14;Accepted:2017-01-11;Published online:2017-04-06 10:15

URL:www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170406.1015.002.html

Priority Academic Program Development of Jiangsu Higher of Education lnstitutions(PAPD)

V221+.8

A

1000-6893(2017)07-520866-09

10.7527/S1000-6893.2017.520866

2016-10-19;退修日期:2016-12-14;錄用日期:2017-01-11;網(wǎng)絡(luò)出版時間:2017-04-06 10:15

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170406.1015.002.html

江蘇高校優(yōu)勢學(xué)科建設(shè)工程(PAPD)

*通訊作者.E-mail:ljb101@nuaa.edu.cn

趙洪,李建波,劉鋮.電動直升機概念設(shè)計與分析[J].航空學(xué)報,2017,38(7):520866.ZHAO H,Ll J B,LlU C.Conceptual design and analysis of electric helicopters[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2017,38(7):520866.

(責任編輯:鮑亞平,張晗)

*Corresponding author.E-mail:ljb101@nuaa.edu.cn