赵洪,李建波*,刘铖

南京航空航天大学 直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京 210016

电动直升机概念设计与分析

赵洪,李建波*,刘铖

南京航空航天大学 直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京 210016

根据当前电池与电动机特性分别建立适合电动直升机的能源与动力系统数学模型,提出满足电动直升机的3种能源方案,构建出一套适合电动直升机概念设计的总体参数选择与优化方法,并结合任务剖面需求对采用3种能源方案的电动直升机展开总体参数的选择与敏感性分析。受当前电池技术水平发展,电动直升机的久航性能与燃油动力直升机相比有较大差距。通过参数敏感性分析方法得出,电动直升机具有与燃油直升机不同的设计特征,电动直升机应结合动力及能源系统特征进行针对性设计。

电动直升机;概念设计;飞行性能;优化;敏感性分析

电动载人飞行器使用电动力推进系统动力,具有节能环保、效率高、振动噪声小、乘坐舒适性好等优点,是一种理想的绿色交通工具,有望广泛应用于未来通用航空等领域。

当前,欧美等发达国家正大力开展电动载人飞行器的研究,研制的机型主要为2座及以下的固定翼飞机,如空客的“E-FAN”电动飞机、德国以燃料电池驱动的“安塔利斯”电动飞机、美国波音燃料电池/锂电池的电动飞机等,航时可达1～2 h。

直升机在飞行时功耗远大于固定翼飞机,受当前电动能源储能特性影响,电动直升机主要为小型无人直升机,电动载人直升机的发展与研究较为缓慢[1-2]。2012年,西科斯基公司在S-300C直升机的基础上研制了“萤火虫”电动直升机[3],直升机采用200 hp的电动机作为动力,能源系统采用33.3 k W·h锂聚合物电池,支持“萤火虫”电动直升机留空15 min。2015年,法国民航学院研制了“Volta”电动直升机,电动直升机携带160 kg锂聚合物电池,续航时间为20～30 min。

电动直升机最大的技术瓶颈是当前的能源系统能量密度与功率密度偏低,致使电动直升机的续航时间、航程、载荷受到较大影响。“萤火虫”电动直升机及“Volta”电动直升机都是采用燃油直升机改装而成,并非根据电动特性针对性设计,直升机的总体气动参数确定、结构设计等方面均有较大改进空间,可进一步提升直升机的久航性能。

当前,电动直升机的研究工作主要集中在小型的电动无人直升机上,Guinea等探讨了将燃料电池应用在小型电动无人直升机上的可能性,并分析了燃料电池功率密度对小型电动无人直升机飞行性能的影响[4]。北京航空航天大学聂资和陈铭对改装电动力的FH-1共轴无人直升机进行了飞行性能的计算研究[5],并与原直升机进行了性能对比,改装后的电动直升机悬停升限大大增加,但是续航时间仅为原来的1/10。在有人电动直升机方面,美国Johnson建立了包括电动力在内的多种动力系统模型[6],并针对R22直升机的电动改装工作进行了研究[7],系统分析了锂聚合物电池、氢燃料电池以及电动机的特性,对改装电动的R22直升机飞行性能进行了计算与分析。

国内外对电动直升机开展的研究工作还较少,尤其是在电动直升机的总体设计方面。电动直升机与采用燃油动力的直升机在设计方面存在差异,本文将结合当前电动力系统与电能源系统发展水平建立电动系统的数学模型,以此构建出基于优化的电动直升机的概念设计方法,并对采用不同能源型式的电动直升机进行对比与分析,通过总体参数敏感性分析方法探讨电动直升机的设计特征,为今后电动直升机的发展提供一定的理论指导。

1 电动系统简述

电动直升机的电动系统包含了动力系统与能源系统,动力系统一般为大功率高压无刷电机,可直接驱转或通过传动系统驱转主旋翼及尾桨。能源系统为电能储存装置,一般为电池,为动力系统提供电能。

1.1 动力系统

目前,电动载人飞机主要采用无刷永磁电机,当前100 k W的电机功重比大概为2～4 k W/kg[8],略高于活塞发动机。根据美国DARPA(Defense Advanced Research Projects Agency)的研制计划,未来该量级电机功重比有望提高到8～13 k W/kg。

SIEMENS公司为电动飞机研制的无刷电机[9]和Enstroj公司研发的EMRAX系列无刷电机[10]具有功率大、功重比高、效率高的特点,被大量应用在载人电动飞机上,其良好的特性也能应用在电动直升机上,电机参数如表1所示。

与活塞发动机不同,无刷电机工作效率与工作转速及电机本身的特性有关[11],电动直升机旋翼工作转速保持不变,扭矩随飞行状态改变,无刷电机等效电路如图1所示,Qm为电机输出轴扭矩。

根据图1的等效电路建立无刷电机工作效率模型:

表1 EMRAX及SIEMENS电机参数Table 1 Motor parameters of EMRAX and SIEMENS

图1 无刷电机等效电路Fig.1 Equivalent circuit of brushless motor

式中:Pshaft为电机输出轴功率;im为电机输入电流;vm为电机输入电压;R为电机电阻;Ω为电机转速;i0为电机空载电流;KV和KQ为电机系数,一般情况下KV≈KQ。

1.2 能源系统

可为电动直升机动力系统提供能源的电池主要有2种,分别是锂聚合物电池与氢燃料电池。锂聚合物电池有较高的功率密度,但能量密度较小。氢燃料电池是较好的能量载体,具有较高的能量密度,但是功率密度较小。

1)锂聚合物电池组

锂聚合物电池有2个重要指标:能量密度与功率密度,能量密度体现电池的储能特性,功率密度体现电池的放电能力。根据AESC(Automotive Energy Supply Corporation)、Kokam、LTC(Lithium Thionyl Chloride)锂聚合物电池厂商提供数据,统计锂聚合物电池能量密度与功率密度等信息,如图2所示。

由图2可以看出,锂聚合物电池的功率密度在500～2 500 W/kg之间,能量密度在140～180 W·h/kg之间,功率密度与能量密度一般呈反比关系。根据图2的统计数据,拟合出锂聚合物电池能量密度与功率密度曲线。

图2 锂聚合物电池特性Fig.2 Characteristics of lithium-polymer battery

式中:Eb为电池最大电量,k W·h;Pb为电池最大输出功率,k W;Wb为电池质量;e和p分别为电池的能量密度与功率密度,p为e的函数。

2)氢燃料电池系统

氢燃料电池将氢气与空气中的氧气进行混合燃烧,转换成电能、水和热能。燃料电池在转换能量为动力的过程中要比内燃机的效率高2～3倍,而且燃烧产物是水,可直接排放入大气中,对环境无污染,是理想的能源型式。

氢燃料电池系统有3个重要组成:质子交换膜燃料电池(PEMFC)、高压储氢罐及供气系统。

① 质子交换膜燃料电池

质子交换膜燃料电池是燃料电池的一种,具有能源转化率高、环保、工作温度低,比其他类型燃料电池功率密度更高等特点,更适合应用在移动平台上。

根据美国能源部网站发布的氢燃料电池的研究报告[12],当前氢燃料电池功率密度达到2.0 k W/kg。由日本丰田公司为氢燃料动力汽车“MIRAI”开发的燃料电池输出功率为114 k W,质量为57 kg,功率密度达到2.0 k W/kg,相比2009年日本本田生产的功率密度为1.47 k W/kg的燃料电池水平提高不少。根据燃料电池最大输出功率Pmax与功率密度σFC可估算燃料电池的质量为

氢燃料电池的输出功率与氢气供气速率相

式中:˙WH2为氢气消耗速率,kg/s;SH为氢气特性系数,取SH=1;N为电化学反应参与的电子数,取N=2;F为法拉第常数,取F=96 485 C/mol;PFC为燃料电池的输出功率;vFC为单节电芯电压,取vFC=0.65 V;mH为氢气的摩尔质量,取mH=2.016×10-3kg/mol。

② 高压储氢罐

氢气的储存方法有高压气态储存、低温液态储存和固态储存3种,目前大规模使用的是高压气态储存,700 bar(1 bar=105Pa)的高压储氢罐已进入示范使用阶段。

高压储氢罐采用高强度铝合金内胆,外层采用碳纤维缠绕并添加树脂加强。在丰田公司研制的“MIRAI”氢燃料动力汽车上,700 bar高压储氢罐的重量效率达到5.7wt%(wt表示重量比),国内700 bar高压储氢罐重量效率接近6.0wt%。氢燃料的消耗量为供气速率与供气时间的积分,根据储氢量确定储氢罐的质量Wtank为关,对应关系为

式中:t为时间;ηtank为储氢罐质量效率。

③ 供气系统

在氢燃料电池中,氢气和氧气发生电化学反应产生电能[13]。氢气来自高压储氢罐,氧气取自空气。为了获得更高的功率密度及减小电池系统的尺寸,需要提高空气的供气压力。另外,在高海拔地区使用时,空气稀薄,需要专门的供气系统(主要为空气膨胀压缩机)为燃料电池提供高压空气,高压空气工作压力为1～3 bar,供气系统压缩空气消耗的能量约占燃料电池输出的10%。

根据氢燃料电池电化反应公式,计算所需的空气流量为

式中:˙mA为空气消耗速率,kg/s;xo为空气中氧气的含量,取xo=0.209 5;λA/λH为空气与氧气的流量比,λA/λH=1.25;mA为空气的摩尔质量,取mA=2.897×10-2kg/mol;P为输出功率;v为电压。

根据空气流量以及工作压力选取合适的供气系统。2016年的美国能源部网站提供了氢燃料电池系统中供气系统的特性参数[14],其中为80 k W级燃料电池配套的供气系统供气压力为2.5 bar,最大空气流量达到92 g/s,质量为22 kg,消耗功率为11 k W。

氢燃料电池系统的质量包含氢气质量、质子交换膜燃料电池质量、高压储氢罐质量及供气系统质量,根据氢气消耗量可确定氢气的质量以及储氢罐的质量,根据电池输出功率确定质子交换膜燃料电池及供气系统的质量。

以提供40 k W·h电量、最大输出功率80 k W为例,所需要的锂聚合物电池及氢燃料电池质量如表2所示。

表2 电池质量信息Table 2 Battery mass information kg

1.3 能源方案

电动直升机有3种能源方案:锂聚合物电池驱动、燃料电池驱动、燃料电池与锂聚合物电池混合电池方案[15]。

锂聚合物电池驱动及燃料电池驱动方案中,利用一种电池为电动直升机的全程飞行提供电能。在混合电池驱动中,安排锂聚合物电池与氢燃料电池在悬停、爬升等高耗能阶段共同为直升机动力系统提供电能,在巡航飞行、降落等低耗能阶段由氢燃料电池供能,以充分发挥2种电池优势,减少能源系统的重量,混合电池方案如图3所示。

图3 混合电池方案Fig.3 Hybrid battery scheme

2 电动直升机设计与分析

2.1 任务剖面

直升机总体参数确定取决于任务使用需求,直升机主要进行短途飞行,取直升机典型飞行任务剖面:搭载1名乘员(75 kg)与15 kg行李,由地面垂直起飞,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内飞行至100 km外的目的地,最后垂直降落,且要求直升机在降落时具有15%电量剩余。

2.2 总体参数计算

电动直升机采用单旋翼带尾桨布局,直升机总体参数包括:起飞质量W0、主旋翼直径D、旋翼实度σr、旋翼桨尖速度Vtip、电动机型号nm。

根据以上电动直升机的任务剖面,针对3种能源方案分别进行电动直升机总体参数的计算,计算流程如图4所示。电动直升机总体参数选择流程中包含了5大模块:总体参数初选模块、重量模块、电动机及电池模块、飞行性能模块及参数调整与优化模块。

在总体参数初选模块中,将根据电动直升机飞行任务剖面初步估算直升机总体参数的范围,具体方法见文献[16-17]。

电动直升机质量模型采用修正后的U.S.Army AFDD(Aero Flight Dynamics Directorate)质量模型[18],AFDD质量模型是基于大量旋翼类飞行器各部件质量统计后做出的质量参数化模型。由于AFDD质量模型的统计样本为2 t以上的有人直升机,本文利用现有轻型直升机部件质量参数对AFDD质量模型进行修正,以适应本文电动直升机的使用。利用修正后的质量模型进行多款轻型载人直升机空机质量计算,结果如图5所示,显示有较好的计算精度。

电动机及电池模块基于本文第1节的研究内容构建,在电动机模块中,根据所选的电机型号、工作转速、扭矩确定电动机的效率与功率;在电池模块中,根据电池质量计算电池的输出电量与最大输出功率。

飞行性能模块将结合任务剖面对电动直升机的爬升率、航程、航时、最大速度等飞行性能进行

图4 电动直升机总体参数选择流程Fig.4 Flow chart of primary parameters sizing for electric helicopters

图5 质量模型计算对比Fig.5 Comparison of computation of mass models

计算,具体方法见文献[19]。

由总体参数初选模块确定的电动直升机总体参数可能难以满足任务剖面需求,需要对总体参数进行调整。总体参数调整是一个非线性规划问题,可以表达为

式中:x为设计变量;f(x) 为目标函数;gi(x)和hi(x)为约束函数;E与I为等式约束与不等式约束的范围。

在满足任务剖面及性能指标的前提下,使得飞行器起飞质量最小是飞行器设计的目标,选取飞行器的起飞质量为目标函数f(x)=W0。

gi(x) 为约束函数,包括设计变量的取值范围及必须满足的飞行性能指标,设计变量为电动直升机的总体参数,包括:起飞质量W0、旋翼直径 D、旋翼实度σr、桨尖速度Vtip_l≤Vtip≤Vtip_u、电动机型号nm∈{1,2,3,4,5};性能指标约束取垂直爬升率Vv_max≥Vv_max0及最大航程Lmax≥Lmax0。

根据图4所示的电动直升机总体参数选择方法对3种能源方案的电动直升机方案进行总体参数的选择与优化,结果如表3所示。

2.3 质量组成与总体参数敏感性分析

3种能源方案直升机质量组成如图6所示,能源系统质量在整机中占较大比重。采用锂聚合物电池型式的电动直升机起飞质量、尺寸最大,氢燃料电池次之,最轻的是采用混合电池能源型式的电动直升机。采用混合电池能源型式的电动直升机将锂聚合物电池的高功率密度特性及氢燃料电池高能量密度的优势相结合,有效降低了能源系统的总质量,是电动直升机能源系统发展的好选择。

电动直升机采用的大功率无刷电机功重比高于燃油活塞发动机,采用电能作为能源,省去了供油装置,使得电动直升机相比传统燃油动力直升机具有更低的空重比。与表4中的Ultrasport 331单座燃油动力直升机的参数相比,表3所示的全电直升机空重比大概在0.47左右,略低于燃油动力的Ultrasport 331直升机。受当前储能装置发展水平限制,电动直升机的航程与Ultras-

port 331直升机相比有不少差距。

表3 电动直升机总体参数及飞行性能Table 3 Preliminary parameters and flight performance of electric helicopter

图6 3种能源方案的电动直升机质量分布Fig.6 Mass distribution of electric helicopters with 3 different energy programs

通过优化方法求得最优方案后,进行电动直升机的参数敏感性分析,本文采用区间因子法[20]来分析电动直升机总体参数对航程、航时的影响程度,即敏感度。3种能源方案的电动直升机总体参数敏感性分析如图7所示。

由图7的电动直升机总体参数敏感性分析结果中可以看出,加大电池容量是提高电动直升机续航时间与航程最为有效的办法,其次是适当降低旋翼桨尖速度、实度以及桨盘载荷。

表4 Ultrasport 331直升机参数Table 4 Parameters of Ultrasport 331 helicopter

图7 电动直升机总体参数敏感性分析Fig.7 Sensitivity analysis of electric helicopter parameters

根据以上总体参数敏感性分析,电动直升机的设计应该采用如下措施:

1)降低桨盘载荷,减少电动直升机的诱导功率。

2)适度减小电动直升机的桨尖速度与实度,降低直升机的型阻。

3)采用低阻的气动外形,减少电动直升机前飞时的废阻功率。

4)大量采用复合材料,减少电动直升机空重,提高电池的装载量。

正是通过以上措施,本文根据电池及电动机特性针对性地设计的电动直升机与“萤火虫”电动直升机及“Volta”电动直升机相比,在续航时间及航程上都有了较大提升。

3 总 结

1)当前电池储能技术限制,电动直升机的续航能力相比燃油动力直升机有不小差距,目前只适合执行短时、近程的飞行任务,电池技术的发展将有力拓展电动直升机的应用。

2)采用氢燃料电池与锂聚合物电池的混合能源方案能够充分发挥两种电池高能量密度与高功率密度的优势,采用混合能源方案的电动直升机具备更大的使用优势。

3)电动直升机相比燃油动力直升机具有不同的设计特征,比如更低的旋翼桨盘载荷、桨尖速度、实度以及较大的能源系统相对重量,应结合电机与电池的特性进行电动直升机的针对性设计。

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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;录用日期:2017-01-11;网络出版时间:2017-04-06 10:15

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

江苏高校优势学科建设工程(PAPD)

*通讯作者.E-mail:ljb101@nuaa.edu.cn

赵洪,李建波,刘铖.电动直升机概念设计与分析[J].航空学报,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.

(责任编辑:鲍亚平,张晗)

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