某型雙座電動飛機設計與試驗

范振偉,楊鳳田,李亞東,項松,趙為平

1. 沈陽航空航天大學 通用航空重點實驗室,沈陽 110136 2. 遼寧通用航空研究院,沈陽 110136

電動飛機是以電機帶動螺旋槳、涵道風扇或其他裝置產生前進動力的飛機,電機的電源來自電池、燃料電池、太陽能電池、超級電容或功率束[1]。

電動飛機從綠色環保、高效節能的理念出發,極大地提高了飛機的環保性和舒適性,為綠色航空提供一條光明的技術途徑,是綠色航空未來的發展方向[2]。近年來,在全球范圍內興起了電動飛機技術研發熱潮。據Roland Berger咨詢公司統計,截至2019年10月,全球約有240個在研的電動飛機項目。該公司對2017年研發的70類電動飛機項目進行了統計,統計結果表明：歐洲的項目占45%,美國的項目占40%,其他國家占15%。2019年6月巴黎航空展上,以色列初創企業全電動飛機“Alice”備受關注。該飛機一次可承載9人,充電一次最多可飛行1 000 km左右,并獲得美國馬薩諸塞州一家航空公司訂單。空客、波音、達索、GE航空和聯合技術公司等航空制造商發布聯合聲明,將電推進技術列為航空業“第三時代”的重要標志,承諾將加大電動飛機技術研發力度、推動航空業綠色發展[3]。

在國內,沈陽航空航天大學從2010年開始開展新能源電動飛機的研制工作。同時,國內一些學者也做了大量的研究工作。項松等[4]設計了某型電動飛機的固定槳距螺旋槳,并進行了電動飛機螺旋槳的地面試驗和風洞試驗。試驗結果表明：螺旋槳效率達86.76%,達到設計要求。劉福佳等[5]針對電動飛機在飛行過程中質量保持不變的特點,提出了適用于電動輕型飛機的按任務剖面、按商載和航程估算起飛總質量的方法,并對任務剖面法解的存在性和收斂性進行了分析。王書禮和馬少華[6]據某型電動飛機的飛行剖面,建立了電機控制器的系統損耗的熱阻網絡模型,對電機控制器IGBT(Insulated Gate Bipolar Transistor)模塊的溫度進行計算,根據計算結果對電機控制器的散熱結構進行了改進。地面臺架樣機試驗結果表明：改進的風冷散熱器能夠滿足電動飛機電機控制器的散熱需求,且重量降低5%。顧超等[7]對某型電動飛機的載荷傳遞進行了理論分析,建立了飛機結構數學模型,并進行了強度計算,最終形成了一套適合輕型電動飛機的結構快速試驗驗證方法。康桂文和胡雨[8]結合某型超輕型電動飛機的設計參數,提出了超輕型電動飛機的電動力系統參數匹配的方法。進行了地面試驗和測試,結果表明：該參數匹配和性能驗證方法具有實際應用價值。李玉峰和寧昭義[9]針對載人電動飛機電推進系統的可靠性評估問題,以電推進系統模型為基礎,提出了GO(Goal-Oriented method)法與狀態概率矩陣算法結合的運算方法對系統進行可靠性建模與仿真計算。趙為平和項松[10]根據某型電動飛機設計要求,對電動飛機系統可靠性分配問題進行了研究,在分析成本函數和廣義成本函數特點的基礎上,重新構建了能夠較好描述電動飛機分系統成本特性的成本函數。以整機可靠性作為優化的約束條件,結合遺傳算法優化得到了電動飛機可靠性分配結果和整機的成本指數。

Xiang等[11]提出一種改進的電動飛機螺旋槳設計方法,根據某型電動飛機在巡航狀態的飛行速度和推力等設計要求,設計出螺旋槳,進行縮比模型風洞試驗驗證了該設計方法的準確性。項松等[12]采用片條理論對某型電動飛機螺旋槳的氣動性能進行計算,并與風洞試驗結果進行對比,證明了片條理論具有高精度性。Romeo等[13]設計,制造和測量了氫燃料飛機的螺旋槳,考慮到飛機電動機和燃料電池的降溫問題,通過數值分析和程序設計對螺旋槳進行了優化設計,而且將安裝螺旋槳后的飛機進行了特定測試,驗證了推進系統和冷卻系統的效率。Romeo和Frulla[14]設計了一種高空長航時的無人太陽能飛行器,白天吸收太陽能源來飛行和儲存到電池內,開發了飛行程序,對飛行平臺進行了參數化研究,使用計算流體力學軟件分析了幾個剖面和機翼平面圖,進行風洞試驗,分析了飛行器的飛行性能。Romeo和Borello[15]開發和驗證基于燃料電池的動力系統用于電動飛機的推進,通過提供20 kW的最大連續功率的電池組來對飛機在爬升和下降情況下的參數分析,以及評估其他關鍵技術對新能源飛機的影響。Chen PW和Chen KJ[16]分析了某型輕型飛機的整體碰撞性能,利用有限元法對碳纖維機身進行了動態沖擊數值模擬,得到復合材料座艙的安全碰撞區域比鋁合金座艙大160%。Azadeh等[17]提出了一種在視覺飛行規則下運行的輕型飛機的路線優化算法,尋找在3個空間維度上找到最小持續時間,無碰撞的路線,制定了混合整數線性模型,引入了兩階段路線優化模型和通過實驗來計算效率。Frosina等[18]開發出一種簡易模型來評估混合動力推進系統的輕型飛機的性能,采用的方法結合了0D/1D仿真,在飛行任務中節省多達20%的燃料。Carlo等[19]提出了通用航空類電動飛機初始重量分級技術,基于多種常規飛機典型程序,整合在一個共同的框架中,將設計方法應用到串聯混合動力推進系統中。Lee等[20]研究了基于GPS(Global Position System)的輕型飛機在著陸模式下的導航、制導和飛行控制的設計問題,設計了具有結構不確定性飛機參數的魯棒控制自動駕駛儀。李亞東等[21-22]對采用辛卜生積分和龍格-庫塔求微分方程的計算方法和飛行試驗,分析了某電動飛機起飛爬升性能,并滿足了適航條特點。劉福佳等[23]給出了電推進系統選型與參數匹配的設計過程,提出了一套電推進系統選型與參數匹配的方法。

沈陽航空航天大學一直致力于新能源電動飛機研制,某型雙座輕型電動飛機于2012年6月立項研制,反復進行各系統試驗和飛行試飛。飛行試驗數據顯示,該型號電動飛機滿足適航條款要求、達到飛行安全指標。

1 飛機設計參數

研制任務為設計、制造一款滿足飛機設計技術要求的雙座電動輕型飛機,并通過對飛機地面和試飛試驗,全面符合適航認證基礎相關條款要求,最終取得飛機型號設計批準書(TDA)。電動飛機用于晝間、簡單氣象條件,目視飛行,主要用于教練和娛樂飛行,同時具有自升式滑翔飛行能力。根據ASTM F2245《輕型運動飛機設計與性能規范》要求,此型號電動飛機應滿足的機動飛行能力包括：① 正常飛行的機動；② 緩8字,急上升轉彎；③ 坡度不大于60°的急轉彎；④ 失速和尾旋(如果對該型號批準尾旋)。

電動飛機的主要飛行性能包括最大平飛速度、最大飛行高度、最大使用過載等,具體性能指標如表1所示。

飛機為大展弦比上單翼、T形尾翼、前三點固定式起落架、前置螺旋槳、并且雙座兩側開門的布局形式。動力裝置為一臺無刷永磁電機,用電機控制器調速,動力源為鋰聚合物電池；機體結構為用高性能碳纖維復合材料；儀表采用機械式飛行儀表與動力綜合顯示儀表；操縱系統采用推拉鋼索形式。由于受動力裝置現狀限制,按照ASTM F2245《輕型運動飛機設計與性能規范》的要求,飛機最大起飛重量不得超過500 kg。電動飛機總體設計參數表如表2所示。

表1 某型電動飛機性能指標Table 1 Performance parameters of electric aircraft

表2 某型電動飛機總體設計參數Table 2 Overall design parameters of electric aircraft

2 飛機總體布局和內部配置

2.1 飛機總體布局

電動飛機采用全復合材料結構,結構材料以碳纖維和玻璃纖維為主。機體結構主要包括機身、機翼、尾翼、起落架等四大部分。電動飛機三視圖和總體布置圖如圖1和圖2所示。

圖1 電動飛機三視圖Fig.1 Three views of electric airplane

圖2 電動飛機總體布置圖Fig.2 General layout of electric aircraft

2.2 飛機座艙布置

飛機座艙內有并列雙套聯動中央駕駛桿和腳蹬；前方為儀表板見圖3；兩座椅之間的中央操縱臺上有油門桿、剎車手柄；風擋框架左側有滅火瓶；座椅靠背角為26°,座艙布置圖見圖4。

圖3 電動飛機儀表盤Fig.3 Electric aircraft instrument panel

2.3 飛機結構布置

電動飛機采用以碳纖維和玻璃纖維為主的全復合材料結構,包括機身、機翼、尾翼、起落架,飛機結構圖見圖5。其中機身主要包括電推進裝置艙、防火墻、座艙、電池艙、隔框、垂直安定面等,機身結構構架見圖6；機翼采用大展弦比雙段翼形狀,結構由主翼、副翼、擾流板三部分組成,主翼結構包括機翼蒙皮、翼梁、后墻、根肋、普通肋等,機翼結構布置見圖7；尾翼結構尾包括水平安定面、升降舵和方向舵；起落架由前起落架和主起落架兩個部分組成,前起落架采用彈簧減振形式,具有地面滑行轉向功能,與方向舵聯動,主起落架采用板簧減振形式,地面滑行時具有剎車功能。

圖4 電動飛機座艙布置圖Fig.4 Electric aircraft cockpit layout

圖5 電動飛機結構圖Fig.5 Structure of electric airplane

圖6 機身結構構架圖Fig.6 Airframe structure diagram

圖7 機翼結構布置圖Fig.7 Wing structure layout

3 電動力系統

電動飛機動力系統包括：電動機、控制器、動力系統綜合顯示儀表；螺旋槳；電池組、電源管理系統(BMS)。研制了基于新型稀土永磁電機和高效電池的實用飛機電推進系統,形成了電機驅動系統、動力電池、螺旋槳的高效集成技術。動力系統組成見圖8所示。

3.1 電機及安裝

采用輕量化風冷永磁同步電動機見圖9,具有極高的連續轉矩密度及較高的效率,可用于直接驅動螺旋槳。在轉速為2 000 r/min左右其持續功率可達30 kW,效率為93%,而其重量16.6 kg。

發動機安裝架為焊接結構,發動機安裝架與機身一框、發動機、電調間均采用螺栓連接,主要起到固定發動機和電調的作用。其結構如圖10所示。

圖8 動力系統組成框圖Fig.8 Block diagram of power system

圖9 永磁同步電機Fig.9 Permanent magnet synchronous motor

圖10 發動機安裝架結構示意圖Fig.10 Diagram of engine mounting frame structure

3.2 鋰電池組

飛機鋰電池經動力組與總體組協調,確定電池組總能量需求為8.8 kW·h,電池組額定工作電壓為355 V。采用25 A·h的電芯。整個電池組分為4個模塊布置,總重量限制在80 kg內。

鋰電池組固定在座椅后的電池艙內,見圖11,安裝結構由通航研究院自己設計,其強度經過地面試驗驗證。

圖11 鋰電池組安裝位置Fig.11 Installation position of lithium battery pack

3.3 螺旋槳

螺旋槳采用遼寧省通用航空研究院自行設計的木質雙葉螺旋槳,其直徑為1.6 m。螺旋槳外形和效率變化如圖12和圖13所示。

螺旋槳靜態拉力計算如下：

(1)

式中：HP為功率,HP=40/0.735=54.421 8 hp(1 hp=745.7 W)；DIA為螺旋槳直徑,DIA=1.6×3.28=5.248 feet(1 feet=0.304 8 m);ρ0為海平面大氣密度;ρ為飛行高度下的空氣密度。

圖12 螺旋槳數模Fig.12 Propeller numerical model

圖13 效率計算結果與試驗結果對比Fig.13 Comparison of numerical results and test results of efficiency

4 氣動特性

4.1 氣動布局設計

飛機布局形式定為大展弦比的上單翼、T型尾翼布局,氣動布局基本參數為：機翼展長14.5 m；機翼面積12 m2；展弦比17.52；根弦相對厚度14%；梢弦相對厚度12%。

根據以上給定的技術指標,以巡航狀態為設計點開展氣動布局設計工作。由此可確定的設計指標有：

巡航升力系數CLcruise為

(2)

最大升力系數CLmax為

(3)

式中：W為電機功率;S為機翼面積;VC為巡航速度;VS為失速速度。

針對輕型電動飛機的特點和使用要求,采用遺傳算法進行了輕型通用航空飛機翼型的優化設計研究。圖14為升力系數CFD驗證結果。為了滿足工程需要,結合飛機型號設計要求,采用約束條件與優化目標想結合的方法確定了目標函數,使用Hicks-Henne型函數進行低雷諾數翼型參數化描述,將氣動計算軟件與遺傳算法相結合,形成了基于遺傳算法的輕型電動飛機翼型氣動優化設計方法。

采用通用飛機低速高升阻比翼型/機翼設計技術和大展弦比通用飛機全機布局氣動力快速評估方法。設計了驗證機的氣動布局,對驗證機縮比模型進行了風洞試驗。通過試驗驗證優化了飛機各部件的布局方案,研究飛機氣動力的基本特性,測量各舵面的舵面效率,確定氣動布局的設計方向等,突破了層流翼型大展弦比機翼與高升阻比整機氣動布局設計技術。圖15為整機升阻比K隨迎角變化曲線,飛機巡航狀態迎角為2.5°,若考慮雷諾數效應(風洞試驗雷諾數為70萬左右,飛機實際飛行時雷諾數為150萬左右,雷諾數效應同樣的飛機,雷諾數越大其升阻比越大),飛機實際飛行的升阻比大于24。

圖14 升力系數CFD驗證結果Fig.14 Lift coefficient CFD verification results

圖15 整機升阻比隨迎角變化曲線Fig.15 Lift-drag ratio changing with angle of attack of whole plane

根據上面的飛行速度、機動限制載荷系數繪制飛行包線圖,如圖16所示。

圖16 飛行包線圖Fig.16 Flight envelope

4.2 飛行品質計算

電動飛機的性能計算,飛行高度按照海平面ICAO的標準大氣和靜止空氣條件予以考慮。依據風洞試驗和重量重心等數據,建立了飛行動力學數學模型,在其基礎上,通過配平手段根據以及ASTM F2245-11條例要求,對飛機的失速速度、起飛、爬升等性能進行了分析和計算。

飛機的很多參數都是以失速速度為基礎確定的。這樣在計算任何飛機起飛爬升的性能參數時,首先要知道失速速度的大小以及此狀態對應的構型。RX1E電動飛機未加襟翼,屬于干凈構型,其Vs0(著陸構型的失速速度)和Vs1(特定形態的失速速度)的值相等。

(4)

式中：G為飛機的最大重量,CLmax為最大升力系數,在這里是配平后的最大升力系數。根據ASTM F2245-11 4.4.1適航條例要求：機翼水平失速速度Vs0和Vs1,必須通過飛機處于最大起飛重量和最不利CG(Genter of Gravity)的狀態,關閉油門,以獲得不超過1 kts/s 的減速率。

爬升運動是飛機在垂直平面內做無側滑的質點運動,因此在計算爬升性能的爬升率這項指標時,用無側滑的質點運動學方程和動力學方程。常用的計算方法有辛普生積分方法、數值積分法以及龍格-庫塔求解常微分方程。

在ASTM F2245-11 4.4.3 條例中要求：最大起飛重量、全油門、最佳爬升率速度必須超過95 m/min,即1.58 m/s。

飛機定常爬升飛行時的運動方程為

Tky=Q+Gsinθ

(5)

Y=Gcosθ

(6)

式中：Tky為可用拉力;Q為阻力;θ爬升角;Y為橫向拉力。

上升率是指飛機以最大的重量和給定的發動機工作狀態進行等速直線上升時在單位時間內上升的高度,以Vy表示。

將式(5)中等號兩邊乘以航跡速度V,即得到：

TkyV=TpfV+GVsinθ

(7)

式中:Tpf為平飛需用拉力,其值與阻力相當,即Tpf=Q,以Vy代替Vsinθ,式(7)可寫成：

(8)

式中:ΔT為剩余拉力。

從式(8)可見,上升率與剩余拉力和航跡速度的乘積成正比,最大上升率就是剩余功率最大的點。

由總體參數、氣動參數、動力參數、螺旋槳效率、電機和控制器效率等因素,得到了電動飛機的爬升率,如圖17所示。

圖17 爬升率隨速度變化的曲線Fig.17 Curves of climb rate with speed

5 飛機制造與裝配

該電動飛機采用了一套較為成熟的工藝體系,以手工鋪貼、真空袋壓成型、熱壓罐成型和連接裝配作為復合材料工藝制造技術基礎。其中板簧為層壓板結構,采用熱壓罐成型。機身蒙皮、機翼蒙皮、尾翼蒙皮等為泡沫板夾層結構,采用真空袋壓成型。梁、墻、肋、隔框、座艙、整流罩等為層壓結構,局部為碳板夾層結構,采用真空袋壓成型。金屬零件為自行研制外協加工。圖18為飛機制造工藝流程圖。

圖18 飛機制造工藝流程圖Fig.18 Aircraft manufacture process flow diagram

整機使用型架裝配,對機翼、機身、尾翼等關鍵部件進行定位支撐,結合水平測量及激光跟蹤三坐標測量設備對裝配進行校準,使整機裝配達到設計精度要求,將機體與型架固定,對連接部位進行固定或膠接。首次提出利用光柵反射光譜異化法和多級熱力循環法監測及控制復合材料制件缺陷和變形的新原理和新方法,大幅度降低了復合材料構件的固化缺陷和變形,保證了輕質、低成本和工藝穩定性。

電動飛機從2012年7月開始按設計圖樣進行樣機制造,共制造整機6架,試驗件若干。機制造中的生產圖樣、工藝文件、制造記錄等齊全。審查組按型號合格審定程序(AP-21-AA-2009-25)要求,對用于驗證試驗的試驗件和飛機進行了制造符合性檢查,并獲得局方制造符合性審查批準。

6 地面和飛行試驗

6.1 地面試驗

地面試驗具體包括飛機系統聯調、飛機典型轉速系統試驗、飛機全任務剖面地面模擬試驗、飛機地面剎車試驗、飛機電臺拉鋸測試等內容,試驗涉及電動飛機動力系統、航電電氣及儀表系統、起落架及剎車系統、飛參記錄系統。驗證飛機各系統功能是否符合設計要求,為該型號飛機首飛作好保障工作。試驗過程中所涉及的設備嚴格按照質量程序所規定的執行標定,確保所采集數據的有效性。電動飛機適航認證要求的18項地面試驗,均在審查方監控和審查下,按要求完成,并達到了設計要求。

根據ASTM F2245-11《輕型運動飛機設計和性能標準》中條款要求,飛機在地面轉彎、直線滑行、加速滑跑和減速過程中,穩定性和操縱性良好,剎車系統有效。轉彎半徑10～11 m。與申請方試飛結果一致。通過地面測試,地面操縱性和穩定性滿足適航條例ASTM F2245-11 4.7的要求。

6.2 飛行試驗

平飛失速速度符合條款ASTM F2245-11 4.4.1 和4.5.7,詳見表3。進行了30.2%正常重心位置的水平失速速度試驗。試驗時地面風速最大為1.5 m/s,溫度7 ℃,飛機起飛重量521.4 kg(ASTM F2245中要求重量允許誤差上限增加5%)。飛行數據見表4。

表3 平飛失速速度符合性條款Table 3 Level-fly stall speed compliance clause

圖19為電動飛機失速速度的飛行結果,可以看出,失速速度在升降舵偏達到-30°最大上偏后,失速速度不再減小也不再增大,穩定在20.8 m/s 上下振蕩。

爬升率是按照最大發動機功率或額定功率進行等速直線上升時在單位時間內上升的高度,其參數是適航取證的一個很重要的關鍵指標。最大爬升率就是最大剩余功率與重量的比值,爬升率見圖20。

表4 正常重心的失速速度Table 4 Clause stall speed at normal center of gravity

圖19 飛行試驗失速速度Fig.19 Stalling speed of flight test

圖20 飛行試驗爬升率Fig.20 Climb rate of flight test

圖20中的橫坐標為時間,縱坐標為爬升高度和飛行速度值,通過處理數據,電動飛機試驗驗證的爬升率為2.81 m/s。

2014年10月,局方試飛員和申請方試飛員通進行了審定試飛,完成了局方試飛大綱中包括尾旋和不可超越速度在內的20個科目。局方試飛員認為電動飛機的飛行性能、操穩特性、操縱系統、動力系統、儀表配置、通訊設備等滿足適航要求,局方審查人員對試飛結果表示認可。

7 結 論

1) 研制了一款用于晝間、簡單氣象條件,目視飛行的輕型雙座電動飛機。

2) 飛機采用復合材料機身、前三點固定式起落架下單翼布局。

3) 研制了一款適合輕型電動飛機的電推進系統。

4) 飛機采用低速高升阻比翼型/機翼設計技術和大展弦比通用飛機全機布局,飛機實際飛行的升阻比大于24。

5) 飛機制造符合性已經通過局方審查。

6) 飛機地面和飛行試驗結果得到局方認可,表明飛機性能滿足適航標準要求。

該機受鋰電池能量密度限制,導致該飛機的有效航時只有60 min。為進一步提升電動飛機航時,占領國內市場,并為拓展和占領國際市場做好技術鋪墊,今后的主要研究方向包括：

1) 電池的能量密度、充放電性能和循環壽命的提升。

2) 高升阻比空氣動力設計技術需繼續挖潛并實現分析的精細化。

3) 低成本的輕質高效復合材料結構需在安全和壽命約束下深化減重優化設計。

4) 進一步提高電推進系統的總體效率。