某型燃料電池飛機氣動布局方案對比

吳 江， 佟勝喜， 高 峰, 尹 崇， 楊鳳田*

(1.沈陽飛機設計研究所，沈陽110035； 2.遼寧通用航空研究院， 沈陽 110136； 3.中國民用航空沈陽航空器適航審定中心，沈陽 110143)

燃料電池作為飛機的動力源在航空工業中加以應用具備巨大的潛能[1-3]。其中,一個主要原因是其具有環境友好的特性[4-5]，最新的研究表明以氫為燃料的燃料電池推進系統在飛機中的使用將使得飛機在飛行中對氣候的影響減少約75%[6]。目前，燃料電池技術在航空中的應用已經受到廣泛關注。波音公司已經致力于氫燃料電池在航空中的應用15年，其中包括3次飛行演示；空客公司通過跨行業和公私伙伴合作，積極地推進燃料電池推進系統在航空中的試驗與應用；其他，諸如德國宇航中心(Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt， DLR)、美國Plug Power燃料電池公司、德國包豪斯航空公司、都靈工業大學等組織、企業及科研院校都在致力于燃料電池系統的開發及其在航空中的應用[6-11]。

受到氫(液氫、壓縮氫氣)貯存效率及燃料電池系統功率密度的影響[12-15]，燃料電池推進及氫貯存裝置的體積均較大，因此在進行氫燃料電池飛機的氣動布局設計時，需綜合考慮空間布局的限制。同時，燃料電池系統的散熱要求也較高，如采取風冷系統，需綜合考慮通風要求。鑒于總體空間布局、散熱通風以及飛機功率需求的約束，可考慮反應堆及儲氫罐均內置、反應堆內置儲氫罐外掛、反應堆及儲氫罐均外掛3種氣動布局形式。

由于推進系統功率密度偏低、電池能量密度亦偏低的現狀，單純地考慮氣動特性，采用儲能裝置內置是燃料電池飛機的理想氣動布局方案。DLR[6]的雙機身混合電動飛機HY4、Romeo等[8]研制的雙座燃料電池飛機等型號均采用此類布局。針對儲能裝置內置，Brelje等[16]采取機翼內布置儲氫罐的方式對某氫燃料電池飛機的機翼進行氣動及結構的耦合優化,實現了氣動阻力、飛機重量及燃料存儲空間之間的平衡；田海平等[17]針對某型氫動力固定翼無人機氣動布局的氣動特性進行了評估。除了燃料電池飛機，以鋰電池為動力的純電動飛機同樣對推進系統功率密度和電池能量密度十分敏感，其氣動特性及性能研究也對儲能裝置內置的燃料電池飛機氣動布局研究具備一定的參考價值。佟勝喜等[18]針對采用大展弦比氣動布局的某型雙座電動飛機的風洞試驗模型，利用流固耦合方法分析了機翼有無彈性變形的氣動力特性；李亞東等[19]基于電動飛機與油動飛機在總體參數、氣動參數及螺旋槳效率及鋰電池能量密度等方面的不同，針對某型電動飛機進行了爬升性能的分析。通過如上研究可見——充分利用機身及機翼內部空間進行儲能裝置布置及采用大展弦比機翼氣動布局成為現有機型設計的主要方向。

實際飛機型號的工程研制除了考慮氣動特性以外，還需綜合考慮總體布局、散熱、適航驗證難度、型號譜系發展等多方面因素，因此采用儲能裝置外掛的氣動布局形式仍然具有現實的研究意義。例如，空客的ZEROe項目就采用了分布式燃料電池推進的外掛式吊艙構型。針對外掛氣動布局形式，專業領域的科研人員對于飛機加裝外掛后的氣動特性通過數值仿真方式進行過一系列的研究[20-22]，其定性結論對于本研究有一定借鑒意義。但是，其外掛裝置相對飛機尺寸而言均較小，對飛機的氣動特性定量影響亦較小，因此定量參考價值也十分有限。所以，有必要對加裝大尺寸外掛儲能裝置的燃料電池飛機氣動特性進行定量的分析，以確定其與儲能裝置內置氣動布局形式在氣動特性上的定量差別。

鑒于對氣動特性、總體布局、散熱、適航驗證難度、型號譜系發展等現實約束的綜合考量，以遼寧通用航空研究院某適航審定階段四座電動飛機為平臺，開展將其推進系統改為燃料電池系統的飛機氣動布局設計，并通過計算流體力學軟件定性、定量地分析了不同氣動布局方案之間的氣動特性差異。研究結果可為在不同約束條件下開展燃料電池飛機氣動布局方案及動力系統選型，提供一定的工程參考。

1 燃料電池飛機氣動布局方案

將現有四座電動飛機改裝為燃料電池推進系統驅動，主要涉及燃料電池反應堆及儲氫罐的氣動排布。在不考慮加長機身的前提下，將燃料電池反應堆及儲氫罐，分別采用機翼下方外掛及內置方式進行組合排布，共形成3種氣動布局方案，不同氣動布局方案如圖1所示。

圖1 氣動布局方案

2 數值仿真及氣動特性分析

2.1 數值模型

忽略流體體積力與熱傳導項，考慮流體黏性效應，微分形式的定常、可壓縮流體的RANS方程如下。

平均質量傳輸方程為

(1)

平均動量傳輸方程為

(2)

(3)

依據渦流黏度模型Boussinesq近似，有

(4)

式(4)中：S為平均應變量張量；μt為湍流渦黏度。

湍流模型選擇航空工業中廣泛應用的剪切應力傳輸(shear stress transfer，SST)K-Omega模型[24]。

2.2 網格模型

外掛的燃料電池反應堆及儲氫罐在機身兩側對稱布置，為了考慮側滑對飛機縱向及橫航向靜穩定性的影響，計算采用全機模型。飛機表面網格為增強質量三角形網格，空間網格為多面體網格。

以方案3為例，其單元網格數量為1 349萬，節點數量為5 478萬。網格劃分情況如圖2所示。

圖2 計算網格

2.3 仿真條件

計算流場區域采用自由流邊界條件，給定流向參考風軸，馬赫數為0.185 294(對應風速63 m/s)，靜態溫度為288.15 K(對應溫度15 ℃)。飛機表面設定為無滑移、平滑壁面。

計算狀態對應迎角α=-6°～16°，側滑角β=0°～8°；監測升力系數CL、阻力系數CD、俯仰力矩系數Cm、滾轉力矩系數Cl、偏航力矩系數Cn，以Δ表示差量。參考壓力為相對標準大氣壓0，參考空氣密度1.225 kg/m3，機翼參考面積、平均氣動弦長、翼展等參數依據參考機型給定，計算參考坐標原點按參考機型重心給定，縱向坐標0位置給定重心前后限中點位置。

2.4 仿真結果

通過CFD軟件仿真，分別對反應堆及儲氫罐均內置、反應堆內置儲氫罐外掛、反應堆及儲氫罐均外掛3種氣動布局方案(即圖1中的方案1、方案2、方案3)進行升阻特性、縱向靜穩定性及橫航向靜穩定性分析，分析結果如圖3～圖8所示，某計算狀態機身表面壓力分布如圖9所示。

圖9 飛機表面壓力分布

2.5 氣動特性分析

分析圖3可知，方案1、方案2、方案3的升力系數隨迎角變化情況基本一致，差量不明顯；在小差量范圍內，升力特性從優至劣為方案1、方案2、方案3。總體上，可以認為各方案的升力特性無明顯差異。

圖3 升力系數-迎角

分析圖4可知，方案2、方案3相對方案1的阻力系數在整個迎角范圍內均有所增加，阻力特性從優至劣為方案1、方案2、方案3。可以判定采用外掛布局，飛機的阻力特性變差。

圖4 阻力系數-迎角

由圖6可以判斷升阻特性從優至劣為方案1、方案2、方案3。綜合分析，可以判定采用外掛布局，飛機的升阻特性變差。

圖6 升阻比K-升力系數

結合圖5分析圖3可知，方案1、方案2、方案3在整個迎角范圍內，負迎角時俯仰力矩系數均為正，正迎角是俯仰力矩系數均為負。因此，方案1、方案2、方案3均具有縱向靜穩定性。

圖5 俯仰力矩系數-升力系數

分析圖7可知，方案1、方案2、方案3在整個迎角范圍內，橫向靜穩定導數均為負，且橫向靜穩定從優至劣為方案3、方案2、方案1。因此，可以判定方案1、方案2、方案3均具有橫向靜穩定性，且采用外掛布局后，橫向靜穩定性有所改善。

圖7 橫向靜穩定導數C1β-迎角

分析圖8可知，方案1、方案2、方案3在整個迎角范圍內，航向靜穩定導數均為正，且各方案差量較小。因此，可以判定方案1、方案2、方案3均具有航向靜穩定性，且各方案航向靜穩定性基本一致。

圖8 航向靜穩定導數Cnβ-迎角

綜合以上分析，可以認定采用外掛方案將引起飛機升阻特性變差。以無側滑、小的正迎角的巡航狀態進行定量對比，數據如表1所示。

通過分析表1可知，在正常巡航狀態(即α=0°)情況下，采用反應堆內置儲氫罐外掛方案2相對反應堆及儲氫罐均內置的方案1阻力系數增加約14.6%、反應堆及儲氫罐均外掛的方案3相對反應堆及儲氫罐均內置的方案1阻力系數增加約24.9%。即在飛機最大起飛重量相同、巡航速度一致的條件下，方案2相對方案1在巡航狀態下的功率需求提升14.6%；方案3相對方案1在巡航狀態下的功率需求提升24.9%。

表1 外掛相對內置方案阻力特性定量對比

3 風洞試驗結果對比

在中國航空工業空氣動力研究院FL-8風洞中進行了方案1、方案2、方案3全機縮比模型的風洞試驗。圖10為方案3風洞試驗模型在風洞中的安裝狀態。

圖10 風洞中的試驗模型

對比方案2、方案3相對方案1的氣動特性差量。以β=0°為例，仿真及試驗數據的對比情況如表2、表3所示。

表2 方案2仿真及試驗差量對比

表3 方案3仿真及試驗差量對比

由表2及表3分析可知，仿真結果相對風洞試驗結果，在飛機未發生失速的迎角0°～14°范圍內，方案2相較方案1的升力系數增量絕對值的差異均在0.01范圍內，阻力系數增量百分比絕對值差異均小于3%；方案3相較方案1的升力系數增量絕對值的差異均在0.02范圍內，阻力系數增量百分比絕對值差異均小于7%。仿真結果與風洞試驗數據一致性較好。

4 結論

綜合對比反應堆及儲氫罐均內置、反應堆內置儲氫罐外掛、反應堆及儲氫罐均外掛3種氣動布局方案的氣動特性，得出結論如下。

(1)3種氣動布局方案均具備縱向靜穩定性及橫航向靜穩定性；其中縱向靜穩定性及航向靜穩定性差異不明顯，但采用外掛布局后橫向靜穩定性有較大提升。

(2)反應堆及儲氫罐均內置方案升阻特性最佳，在空間布局及散熱設計良好的條件下，應優選此方案。

(3)空間布局受限、內部散熱條件差的條件下，應優選反應堆內置儲氫罐外掛或反應堆及儲氫罐均外掛方案；但是，在飛機最大起飛重量相同、巡航速度一致的條件下，考慮巡航狀態(迎角為0°)，反應堆內置儲氫罐外掛方案、儲氫罐與反應堆均外掛方案動力系統功率需求分別相對反應堆及儲氫罐均內置方案提升約14.6%與24.9%。

(4)對比不同方案之間的氣動特性參數差量，數值仿真計算結果與風洞試驗結果的一致性較好。

(5)本研究在燃料電池飛機氣動布局設計方面作了有益的探索，具備一定的工程參考價值。