電動(dòng)直升機(jī)概念設(shè)計(jì)與分析

趙洪,李建波*,劉鋮

南京航空航天大學(xué) 直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,南京 210016

電動(dòng)直升機(jī)概念設(shè)計(jì)與分析

趙洪,李建波*,劉鋮

南京航空航天大學(xué) 直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,南京 210016

根據(jù)當(dāng)前電池與電動(dòng)機(jī)特性分別建立適合電動(dòng)直升機(jī)的能源與動(dòng)力系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型,提出滿足電動(dòng)直升機(jī)的3種能源方案,構(gòu)建出一套適合電動(dòng)直升機(jī)概念設(shè)計(jì)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(duì)采用3種能源方案的電動(dòng)直升機(jī)展開總體參數(shù)的選擇與敏感性分析。受當(dāng)前電池技術(shù)水平發(fā)展,電動(dòng)直升機(jī)的久航性能與燃油動(dòng)力直升機(jī)相比有較大差距。通過參數(shù)敏感性分析方法得出,電動(dòng)直升機(jī)具有與燃油直升機(jī)不同的設(shè)計(jì)特征,電動(dòng)直升機(jī)應(yīng)結(jié)合動(dòng)力及能源系統(tǒng)特征進(jìn)行針對(duì)性設(shè)計(jì)。

電動(dòng)直升機(jī);概念設(shè)計(jì);飛行性能;優(yōu)化;敏感性分析

電動(dòng)載人飛行器使用電動(dòng)力推進(jìn)系統(tǒng)動(dòng)力,具有節(jié)能環(huán)保、效率高、振動(dòng)噪聲小、乘坐舒適性好等優(yōu)點(diǎn),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(dāng)前,歐美等發(fā)達(dá)國家正大力開展電動(dòng)載人飛行器的研究,研制的機(jī)型主要為2座及以下的固定翼飛機(jī),如空客的“E-FAN”電動(dòng)飛機(jī)、德國以燃料電池驅(qū)動(dòng)的“安塔利斯”電動(dòng)飛機(jī)、美國波音燃料電池/鋰電池的電動(dòng)飛機(jī)等,航時(shí)可達(dá)1～2 h。

直升機(jī)在飛行時(shí)功耗遠(yuǎn)大于固定翼飛機(jī),受當(dāng)前電動(dòng)能源儲(chǔ)能特性影響,電動(dòng)直升機(jī)主要為小型無人直升機(jī),電動(dòng)載人直升機(jī)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(jī)的基礎(chǔ)上研制了“螢火蟲”電動(dòng)直升機(jī)[3],直升機(jī)采用200 hp的電動(dòng)機(jī)作為動(dòng)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(dòng)直升機(jī)留空15 min。2015年,法國民航學(xué)院研制了“Volta”電動(dòng)直升機(jī),電動(dòng)直升機(jī)攜帶160 kg鋰聚合物電池,續(xù)航時(shí)間為20～30 min。

電動(dòng)直升機(jī)最大的技術(shù)瓶頸是當(dāng)前的能源系統(tǒng)能量密度與功率密度偏低,致使電動(dòng)直升機(jī)的續(xù)航時(shí)間、航程、載荷受到較大影響?！拔灮鹣x”電動(dòng)直升機(jī)及“Volta”電動(dòng)直升機(jī)都是采用燃油直升機(jī)改裝而成,并非根據(jù)電動(dòng)特性針對(duì)性設(shè)計(jì),直升機(jī)的總體氣動(dòng)參數(shù)確定、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)等方面均有較大改進(jìn)空間,可進(jìn)一步提升直升機(jī)的久航性能。

當(dāng)前,電動(dòng)直升機(jī)的研究工作主要集中在小型的電動(dòng)無人直升機(jī)上,Guinea等探討了將燃料電池應(yīng)用在小型電動(dòng)無人直升機(jī)上的可能性,并分析了燃料電池功率密度對(duì)小型電動(dòng)無人直升機(jī)飛行性能的影響[4]。北京航空航天大學(xué)聶資和陳銘對(duì)改裝電動(dòng)力的FH-1共軸無人直升機(jī)進(jìn)行了飛行性能的計(jì)算研究[5],并與原直升機(jī)進(jìn)行了性能對(duì)比,改裝后的電動(dòng)直升機(jī)懸停升限大大增加,但是續(xù)航時(shí)間僅為原來的1/10。在有人電動(dòng)直升機(jī)方面,美國Johnson建立了包括電動(dòng)力在內(nèi)的多種動(dòng)力系統(tǒng)模型[6],并針對(duì)R22直升機(jī)的電動(dòng)改裝工作進(jìn)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(dòng)機(jī)的特性,對(duì)改裝電動(dòng)的R22直升機(jī)飛行性能進(jìn)行了計(jì)算與分析。

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

1 電動(dòng)系統(tǒng)簡述

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

1.1 動(dòng)力系統(tǒng)

目前,電動(dòng)載人飛機(jī)主要采用無刷永磁電機(jī),當(dāng)前100 k W的電機(jī)功重比大概為2～4 k W/kg[8],略高于活塞發(fā)動(dòng)機(jī)。根據(jù)美國DARPA(Defense Advanced Research Projects Agency)的研制計(jì)劃,未來該量級(jí)電機(jī)功重比有望提高到8～13 k W/kg。

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

與活塞發(fā)動(dòng)機(jī)不同,無刷電機(jī)工作效率與工作轉(zhuǎn)速及電機(jī)本身的特性有關(guān)[11],電動(dòng)直升機(jī)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(jī)等效電路如圖1所示,Qm為電機(jī)輸出軸扭矩。

根據(jù)圖1的等效電路建立無刷電機(jī)工作效率模型:

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

圖1 無刷電機(jī)等效電路Fig.1 Equivalent circuit of brushless motor

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

1.2 能源系統(tǒng)

可為電動(dòng)直升機(jī)動(dòng)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(gè)重要指標(biāo):能量密度與功率密度,能量密度體現(xiàn)電池的儲(chǔ)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(jì)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(jì)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(jìn)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(dòng)力的過程中要比內(nèi)燃機(jī)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(duì)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(gè)重要組成:質(zhì)子交換膜燃料電池(PEMFC)、高壓儲(chǔ)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(diǎn),更適合應(yīng)用在移動(dòng)平臺(tái)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(bào)告[12],當(dāng)前氫燃料電池功率密度達(dá)到2.0 k W/kg。由日本豐田公司為氫燃料動(dòng)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(dá)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(chǔ)氫罐

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

高壓儲(chǔ)氫罐采用高強(qiáng)度鋁合金內(nèi)膽,外層采用碳纖維纏繞并添加樹脂加強(qiáng)。在豐田公司研制的“MIRAI”氫燃料動(dòng)力汽車上,700 bar高壓儲(chǔ)氫罐的重量效率達(dá)到5.7wt%(wt表示重量比),國內(nèi)700 bar高壓儲(chǔ)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(shí)間的積分,根據(jù)儲(chǔ)氫量確定儲(chǔ)氫罐的質(zhì)量Wtank為關(guān),對(duì)應(yīng)關(guān)系為

式中:t為時(shí)間;ηtank為儲(chǔ)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(chǔ)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(shí),空氣稀薄,需要專門的供氣系統(tǒng)(主要為空氣膨脹壓縮機(jī))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(jì)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(jí)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(dá)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(chǔ)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(chǔ)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(dòng)直升機(jī)有3種能源方案:鋰聚合物電池驅(qū)動(dòng)、燃料電池驅(qū)動(dòng)、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(dòng)及燃料電池驅(qū)動(dòng)方案中,利用一種電池為電動(dòng)直升機(jī)的全程飛行提供電能。在混合電池驅(qū)動(dòng)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(jī)動(dòng)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(shì),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(dòng)直升機(jī)設(shè)計(jì)與分析

2.1 任務(wù)剖面

直升機(jī)總體參數(shù)確定取決于任務(wù)使用需求,直升機(jī)主要進(jìn)行短途飛行,取直升機(jī)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(jī)在降落時(shí)具有15%電量剩余。

2.2 總體參數(shù)計(jì)算

電動(dòng)直升機(jī)采用單旋翼帶尾槳布局,直升機(jī)總體參數(shù)包括:起飛質(zhì)量W0、主旋翼直徑D、旋翼實(shí)度σr、旋翼槳尖速度Vtip、電動(dòng)機(jī)型號(hào)nm。

根據(jù)以上電動(dòng)直升機(jī)的任務(wù)剖面,針對(duì)3種能源方案分別進(jìn)行電動(dòng)直升機(jī)總體參數(shù)的計(jì)算,計(jì)算流程如圖4所示。電動(dòng)直升機(jī)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(dòng)機(jī)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(dòng)直升機(jī)飛行任務(wù)剖面初步估算直升機(jī)總體參數(shù)的范圍,具體方法見文獻(xiàn)[16-17]。

電動(dòng)直升機(jī)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(jì)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(jì)樣本為2 t以上的有人直升機(jī),本文利用現(xiàn)有輕型直升機(jī)部件質(zhì)量參數(shù)對(duì)AFDD質(zhì)量模型進(jìn)行修正,以適應(yīng)本文電動(dòng)直升機(jī)的使用。利用修正后的質(zhì)量模型進(jìn)行多款輕型載人直升機(jī)空機(jī)質(zhì)量計(jì)算,結(jié)果如圖5所示,顯示有較好的計(jì)算精度。

電動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)模塊中,根據(jù)所選的電機(jī)型號(hào)、工作轉(zhuǎn)速、扭矩確定電動(dòng)機(jī)的效率與功率;在電池模塊中,根據(jù)電池質(zhì)量計(jì)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(duì)電動(dòng)直升機(jī)的爬升率、航程、航時(shí)、最大速度等飛行性能進(jìn)行

圖4 電動(dòng)直升機(jī)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(jì)算對(duì)比Fig.5 Comparison of computation of mass models

計(jì)算,具體方法見文獻(xiàn)[19]。

由總體參數(shù)初選模塊確定的電動(dòng)直升機(jī)總體參數(shù)可能難以滿足任務(wù)剖面需求,需要對(duì)總體參數(shù)進(jìn)行調(diào)整?？傮w參數(shù)調(diào)整是一個(gè)非線性規(guī)劃問題,可以表達(dá)為

式中:x為設(shè)計(jì)變量;f(x) 為目標(biāo)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(biāo)的前提下,使得飛行器起飛質(zhì)量最小是飛行器設(shè)計(jì)的目標(biāo),選取飛行器的起飛質(zhì)量為目標(biāo)函數(shù)f(x)=W0。

gi(x) 為約束函數(shù),包括設(shè)計(jì)變量的取值范圍及必須滿足的飛行性能指標(biāo),設(shè)計(jì)變量為電動(dòng)直升機(jī)的總體參數(shù),包括:起飛質(zhì)量W0、旋翼直徑 D、旋翼實(shí)度σr、槳尖速度Vtip_l≤Vtip≤Vtip_u、電動(dòng)機(jī)型號(hào)nm∈{1,2,3,4,5};性能指標(biāo)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(dòng)直升機(jī)總體參數(shù)選擇方法對(duì)3種能源方案的電動(dòng)直升機(jī)方案進(jìn)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(jī)質(zhì)量組成如圖6所示,能源系統(tǒng)質(zhì)量在整機(jī)中占較大比重。采用鋰聚合物電池型式的電動(dòng)直升機(jī)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(dòng)直升機(jī)。采用混合電池能源型式的電動(dòng)直升機(jī)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(shì)相結(jié)合,有效降低了能源系統(tǒng)的總質(zhì)量,是電動(dòng)直升機(jī)能源系統(tǒng)發(fā)展的好選擇。

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

port 331直升機(jī)相比有不少差距。

表3 電動(dòng)直升機(jī)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(dòng)直升機(jī)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(jìn)行電動(dòng)直升機(jī)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(dòng)直升機(jī)總體參數(shù)對(duì)航程、航時(shí)的影響程度,即敏感度。3種能源方案的電動(dòng)直升機(jī)總體參數(shù)敏感性分析如圖7所示。

由圖7的電動(dòng)直升機(jī)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(dòng)直升機(jī)續(xù)航時(shí)間與航程最為有效的辦法,其次是適當(dāng)降低旋翼槳尖速度、實(shí)度以及槳盤載荷。

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

圖7 電動(dòng)直升機(jī)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(dòng)直升機(jī)的設(shè)計(jì)應(yīng)該采用如下措施:

1)降低槳盤載荷,減少電動(dòng)直升機(jī)的誘導(dǎo)功率。

2)適度減小電動(dòng)直升機(jī)的槳尖速度與實(shí)度,降低直升機(jī)的型阻。

3)采用低阻的氣動(dòng)外形,減少電動(dòng)直升機(jī)前飛時(shí)的廢阻功率。

4)大量采用復(fù)合材料,減少電動(dòng)直升機(jī)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(dòng)機(jī)特性針對(duì)性地設(shè)計(jì)的電動(dòng)直升機(jī)與“螢火蟲”電動(dòng)直升機(jī)及“Volta”電動(dòng)直升機(jī)相比,在續(xù)航時(shí)間及航程上都有了較大提升。

3 總 結(jié)

1)當(dāng)前電池儲(chǔ)能技術(shù)限制,電動(dòng)直升機(jī)的續(xù)航能力相比燃油動(dòng)力直升機(jī)有不小差距,目前只適合執(zhí)行短時(shí)、近程的飛行任務(wù),電池技術(shù)的發(fā)展將有力拓展電動(dòng)直升機(jī)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(shì),采用混合能源方案的電動(dòng)直升機(jī)具備更大的使用優(yōu)勢(shì)。

3)電動(dòng)直升機(jī)相比燃油動(dòng)力直升機(jī)具有不同的設(shè)計(jì)特征,比如更低的旋翼槳盤載荷、槳尖速度、實(shí)度以及較大的能源系統(tǒng)相對(duì)重量,應(yīng)結(jié)合電機(jī)與電池的特性進(jìn)行電動(dòng)直升機(jī)的針對(duì)性設(shè)計(jì)。

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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(shí)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(shì)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(dòng)直升機(jī)概念設(shè)計(jì)與分析[J].航空學(xué)報(bào),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(zé)任編輯:鮑亞平,張晗)

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