通用飛機油電混合動力系統(tǒng)設計與性能仿真

康桂文,孫振祥

(1.沈陽航空航天大學 航空航天工程學部(院),沈陽 110136； 2.遼寧通用航空研究院 動力室，沈陽 110136)

?

通用飛機油電混合動力系統(tǒng)設計與性能仿真

康桂文1,2,孫振祥1

(1.沈陽航空航天大學 航空航天工程學部(院),沈陽 110136； 2.遼寧通用航空研究院 動力室，沈陽 110136)

在某型通用飛機的基礎(chǔ)上設計了一個并聯(lián)式油電混合動力系統(tǒng)，并用MATLAB軟件模擬驗證該系統(tǒng)的實用性及優(yōu)越性。根據(jù)飛機動力學計算公式，用MATLAB編程分別對原型飛機和改裝的混合動力飛機進行發(fā)動機油耗、航程和航時等性能模擬。結(jié)果表明，此系統(tǒng)適合該飛機及改裝后的混合動力飛機，綜合性能明顯優(yōu)于原型飛機，更加適用于教練機及娛樂飛行。該系統(tǒng)作為一個新概念動力系統(tǒng)為混合動力飛機的設計提供了理論依據(jù)。

混合動力；通用飛機；性能仿真；MATLAB；實用性

油動飛機具有能量密度高，續(xù)航能力及負載能力強的優(yōu)點[1]，但是活塞式航空發(fā)動機技術(shù)趨于成熟，在環(huán)境和能源問題上很難取得較大的改進。電動飛機恰恰相反，具有節(jié)能環(huán)保的優(yōu)點，但是由于電池技術(shù)發(fā)展緩慢，能量密度不高，很難滿足飛機對動力系統(tǒng)功重比的要求[2]，因此還不能大規(guī)模推廣。同時，汽車行業(yè)的重大研究和發(fā)展引導了混合動力技術(shù)，大大降低了油耗和有害物質(zhì)排放[3]，因此油電混合動力飛機應運而生。

1 飛機混合動力系統(tǒng)概述

混合動力系統(tǒng)的基本配置為：一臺發(fā)動機，電池，至少一臺電機和螺旋槳[4]?；旌蟿恿ο到y(tǒng)的組成形式多種多樣，但是全部是在3種基本類型的基礎(chǔ)上改造而來。這3種基本類型是：串聯(lián)式、并聯(lián)式以及混聯(lián)式[5]。3種混合動力的優(yōu)缺點[5]如表1所示。

表1 3種混合動力對比

由于飛機設計時對各部件重量的要求非常嚴格，結(jié)合3種混合類型的優(yōu)缺點，在目前的技術(shù)條件下，并聯(lián)式混合動力方案既能達到節(jié)能減排的要求，又能盡可能地減小飛機空重[6]，是混合動力飛機動力系統(tǒng)的最佳方案。本文以并聯(lián)式油電混合動力系統(tǒng)為對象展開研究。通過MATLAB模擬出混合動力系統(tǒng)的燃油消耗量以及混合動力飛機的續(xù)航時間和航程等飛行性能，驗證輕度混合并聯(lián)方式在通用飛機上的可行性，為混合動力系統(tǒng)的優(yōu)化設計提供理論依據(jù)。

2 并聯(lián)式油電混合動力系統(tǒng)設計

加拿大DA20-C1雙座飛機整機是外形設計和各項性能都比較好的一款雙座超輕型飛行訓練機[1]，技術(shù)比較成熟，動力裝置是一臺Continental IO-240-B航空活塞發(fā)動機。本次研究就是設計一個適合DA20-C1的混合動力系統(tǒng)來代替Continental IO-240-B航空活塞發(fā)動機，從而達到節(jié)能減排的目的。該混合動力系統(tǒng)如圖1所示，主要部件包括發(fā)動機、電動機、電池、發(fā)電機、電磁離合器、螺旋槳以及傳送帶。電動機和發(fā)電機通過傳送帶與發(fā)動機主軸相連。

圖1 并聯(lián)式油電混合動力系統(tǒng)設計圖

2.1 能量管理策略[7]

混合電動飛機中，電動機的主要功能是輔助發(fā)動機[8]，在飛機需求功率過高時提供額外的功率，從而可以用性能較好但最大功率達不到要求的發(fā)動機替代原發(fā)動機，從而降低發(fā)動機的油耗和排放[9]。本次設計中，飛機在起飛爬升以及高速飛行時，飛機需要的功率較大[5]，此時由發(fā)動機和電機共同提供動力，巡航階段主要由發(fā)動機提供動力供飛機飛行，同時發(fā)動機外置發(fā)電機以小功率給電池充電，以便遇到突發(fā)事件時給飛機提供額外的動力或者進行間歇性供能[10]。

2.2 發(fā)動機選擇

本文所設計的混合動力系統(tǒng)中，發(fā)動機為主動力源，因此發(fā)動機選型時要考慮多方面因素。最重要的是能夠單獨提供飛機巡航所需要的功率[11]，且要求發(fā)動機質(zhì)量盡可能小。飛機平飛時發(fā)動機功率：

(1)

式中,η為螺旋槳效率，K為最大升阻比，Vpf，min為最小平飛速度。計算可得改裝后DA20-C1所需的最小功率為26.707 Hp，因此所選發(fā)動機只要功率大于26.707 Hp即可。對比各種現(xiàn)有發(fā)動機的性能與質(zhì)量，最終選擇100 Hp的ROTAX912ULS發(fā)動機。

2.3 電機、電池和發(fā)電機的選擇

2.3.1 電機的選擇

電機在起飛爬升時起輔助作用，功率需滿足：

Peng+Pmotor≥Pps

(2)

式中，Peng為發(fā)動機功率，Pmotor為電機功率，Pps為爬升功率。原機型爬升功率約為0.9倍的最大功率，即112.5 Hp，混合動力方案發(fā)動機功率為90 Hp，因此電機功率要高于22.5 Hp，即16.5 kW。綜合考慮電機外形尺寸、功率以及扭矩等因素，本次設計選用電機為斯洛文尼亞的EMRAX207電機，該電機最大持續(xù)功率為30 kW。

2.3.2 電池的選擇

電機只在起飛爬升時提供動力，因此電池的能量只需滿足該階段的消耗即可[12]。起飛滑跑階段，發(fā)動機和電機均在最大功率下工作，爬升階段以最大功率的90%工作。

(3)

式中，Pmotor，max為電機最大持續(xù)功率，tqf、tps分別為滑跑時間和爬升時間，ηmotor為電機效率。為了不影響電池壽命，電池內(nèi)必須保證有20%的剩余電量，因此在計算時需要除以80%。由該式計算得到需要電池電量為7.32 kW·h，電池可從廠家訂購，參數(shù)為60 V，7.5 kW·h，重量約為45 kg。

2.3.3 發(fā)電機的選擇

為了不影響飛機總體巡航性能，發(fā)電機發(fā)電功率不要求太大，而且質(zhì)量一定要輕，本次設計選擇的是林巴赫L275E外置發(fā)電機，發(fā)電功率為1.2 kW，效率高達93%～97%，質(zhì)量僅有4.5 kg。

2.4 螺旋槳的選擇

由于動力裝置發(fā)生改變，原型機的螺旋槳是否仍然適合混合動力系統(tǒng)成為一個不得不考慮的問題。本次研究對螺旋槳進行了重新設計，螺旋槳直徑計算公式[13]為：

(4)

2.5 發(fā)動機和電機實際參數(shù)

表2為原型飛機和混合動力飛機動力系統(tǒng)動力源基本參數(shù)。

表2 飛機動力源

從表2可以看出，在總質(zhì)量相近的情況下，新的混合動力系統(tǒng)不僅符合安裝要求，而且功率優(yōu)勢非常明顯。

3 油電混合動力飛機性能模擬

為了簡化計算，本次模擬將飛機飛行剖面進行簡化。假定飛機起飛滑跑為勻加速狀態(tài)，爬升為固定角度定常爬升，飛行高度定為1 000 m且空中無風。飛機在1 000 m高空飛行時，假定空氣密度對發(fā)動機無影響，平飛速度不同，需要的功率不同，相應的燃油消耗量就會不同，燃油量相同的情況下，飛行時間和飛行距離也會不同。飛機平飛所需要的拉力[13]為：

(5)

螺旋槳的可用拉力為：

(6)

式中,Txy為飛機平飛所需拉力，G為飛機總重，本文取最大起飛重量；K為升阻比,T0為螺旋槳地面靜態(tài)拉力,N為發(fā)動機功率，單位是hp；D為螺旋槳直徑，單位是ft；Tp為螺旋槳可用拉力。由公式可知，不同的平飛速度下，飛機所需的拉力不同，螺旋槳可用拉力也不同，結(jié)合DA20-C1的阻力極曲線，可以得到飛機平飛時需要的拉力曲線圖,如圖2所示。

圖2 不同平飛速度下所需拉力線

在拉力曲線上，四條不同功率下的螺旋槳拉力線與飛機所需拉力的交點表示該功率下飛機的最大平飛速度。由圖可知，混合動力機的最大平飛速度和最大巡航速度，與原型機相比，都略微有差別。同時也可以看出，在平飛速度為100～130 km/h時，需用拉力較小，需要的發(fā)動機功率也會較小，可以大大延長續(xù)航時間，這對于飛行訓練是非常有利的。不同平飛速度下，飛機的功率、油耗、航程和航時是不同的,飛機平飛功率[8]為：

P=F阻·Vpf

(7)

(8)

式中,F阻為飛機總阻力，Vpf為平飛速度，S為翼面積，CD為飛機阻力系數(shù)，該阻力系數(shù)與升力系數(shù)一一對應，可由阻力極曲線查出，不同平飛速度下的升力系數(shù)[14]為：

(9)

以此可以計算出飛機在不同平飛速度下需要的功率曲線圖,如圖3所示。

圖3 不同平飛速度下飛機需要的功率

由于機身外形和最大起飛重量沒有改變，原型機和混合動力機的飛行阻力相同，需要的功率大致相同，所以它們需要的功率曲線圖相同。根據(jù)不同平飛速度下所需功率的大小，根據(jù)燃油消耗量計算公式[15]，

(10)

式中,B為燃油消耗量，b為燃油消耗率，P為輸出功率，d為燃油比重。模擬結(jié)果如圖4所示。

圖4 不同平飛速度下的燃油消耗量

由圖可知,雖然ROTAX912ULS最大功率比Continental IO-240-B小，但是由于其本身性能較好，在飛機平飛速度小于226 km/h時，混合動力機的燃油消耗量都小于原型機，這就意味著在相同的平飛速度和燃油量的情況下，混合動力機的飛行時間較長，航程也較大。續(xù)航時間為總耗油量除以燃油消耗量，即：

(11)

式中，Q為油箱總量的90%，改裝飛機油箱沒有改動，所以兩種飛機油箱總量相同，B為燃油消耗量。不同平飛速度下的續(xù)航時間如圖5所示。

圖5 不同平飛速度下的續(xù)航時間

續(xù)航航程等于平飛速度乘以相應的續(xù)航時間，即

(12)

可得續(xù)航航程曲線，如圖6所示。

圖6 不同平飛速度下的航程

理想狀態(tài)下飛機綜合性能模擬結(jié)果如表3所示。其中,起飛、著陸滑跑看成勻加速過程計算，爬升看成固定角度定常爬升過程。

表3 兩種飛機主要性能參數(shù)對比

從模擬結(jié)果可以看出，在飛機載重量基本不變的情況下，起飛滑跑距離縮短21.8%，爬升率增大20.3%，對機場跑道長度的要求較小，雖然最大巡航速度有所下降，但是最大速度增大，航程和續(xù)航時間也都增加，作為一款飛行訓練機，這些性能的改善都是非常有利的。此外，如果飛行時出現(xiàn)發(fā)動機熄火，斷開混合動力機的電磁離合器，就可以依靠電池中的剩余電量以及飛行時的充電量帶動電機，進行短時間飛行和迫降，安全性大大提高。本次模擬將飛行條件理想化，可以為實際改裝提供有力的理論依據(jù)。通過模擬結(jié)果可以看出，混合動力飛機與原型機相比，起飛滑跑距離短，爬升率高，航程遠航時長，綜合性能更好，更適合用于飛行訓練、旅游觀光等飛行。

4 結(jié)論

設計的并聯(lián)式油電混合動力系統(tǒng)具有以下特點：(1)該油電混合動力系統(tǒng)可以應用到實際生產(chǎn)中，具有良好的性能。(2)改裝混合動力飛機在保證平飛性能的條件下，起飛爬升性能有很明顯的改善。

[1]Rippl M D.Sizing analysis for aircraft utilizing hybrid-electric propulsion systems[R].Air force inst of tech wright-patters on AFB OH engineering and management,2011.

[2]梁冰,王和平,袁昌盛.小型電動無人機動力系統(tǒng)設計和優(yōu)化[J].航空計算技術(shù),2010,40(006):78-80.

[3]呂勝利,左曙光.并聯(lián)混合動力汽車控制策略的綜合分析[J].上海汽車,2005(7):26-30.

[4]朱迎秋.電力輔助型混合動力汽車參數(shù)設計與仿真技術(shù)應用[J].科技創(chuàng)新與應用,2013(17):52-52.

[5]Hung J Y,Gonzalez L F.On parallel hybrid-electric propulsion system for unmanned aerial vehicles[J].Progress in Aerospace Sciences,2012(51):1-17.

[6]Romeo G,Borello F,Correa G.ENFICA-FC:Design,realization and flight test of all electric 2-seat aircraft powered by fuel cells[C].International Congress of the Aeronautical Sciences(ICAS2010),2010:1-3.

[7]何洪文.混合動力車輛驅(qū)動系研究和控制策略分析[D].北京：北京理工大學,2003:2-3.

[8]Batill S M,Stelmack M A,Qing Y X.Multidisciplinary design optimization of an electric-powered unmanned air vehicle[J].Aircraft Design,1999(8):1-18.

[9]Berton J J,Joshua F E,Timpthy W J.An analytical performance assessment of a fuel cell-powered,small electric airplane[J].NASA，2003：6(2):210-215.

[10]曹正策.混合動力電動公交車動力系統(tǒng)的研制.武漢理工大學[D],2004：3-3.

[11]Xiao Li.Stability analysis and control design for hybrid AC-DC more electric aircraft power systems[M].University of Pittsburgh,2013:41-42.

[12]Rosero J A,Ortega J A,Aldabas E,et al.Moving towards a more electric aircraft[M].IEEE A&E Systems Magzine,2007:133-142.

[13]康桂文,胡雨,李亞東,等.超輕型電動飛機電動力系統(tǒng)的參數(shù)匹配[J].航空動力學報,2013(12):2641-2647.

[14]方振平.飛機飛行動力學[M].北京：北京航空航天大學出版社,2008:18-31.

[15]周寶龍,劉忠長,高宗英.內(nèi)燃機學[M].北京：機械工業(yè)出版社,2010:67-72.

(責任編輯：宋麗萍 英文審校：劉敬鈺)

Design and simulation for general aircraft electric-hybrid system

KANG Gui-wen1,2，SUN Zhen-xiang1

(1.Faculty of Aerospace Engineering,Shenyang Aerospace University,Shenyang 110136,China;2.Aircraft Power Research Laborctory,Liaoning General Aviation Academy,Shenyang 110136,China)

The paper is aimed at designing an electric-hybrid system for an existing general aircraft,and simulating the performance of this new electric-hybrid aircraft with MATLAB to verify the practicability and superiority of the hybrid system.Using the formula of aircraft dynamics,the paper simulated the performance of the original and improved aircrafts,including oil consumption,flight range and endurance,etc.The results show that the electric-hybrid aircraft has better performance and is more suitable for training and leisure.As a new concept of power system,the electric-hybrid system also provides theoretical basis for the design of new electric-hybrid aircraft.

electric-hybrid;general aircraft;performance simulation;MATLAB;practicability

2014-09-06

康桂文(1972-)，男，遼寧義縣人，副教授，博士，主要研究方向：活塞式航空發(fā)動機設計理論及方法,E-mail：sunzhenxianng08@126.com。

2095-1248(2015)02-0023-05

V211

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2015.02.005