固旋翼垂直起降混電飛行器推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)

宗建安，朱炳杰，侯中喜，楊希祥

國防科技大學(xué) 空天科學(xué)學(xué)院，長沙 410000

固定翼垂直起降式飛行器結(jié)合了固定翼(Fixed Wing，F(xiàn)W)和旋翼的優(yōu)點(diǎn)，適用于更多的飛行場景(垂直起飛、過渡、巡航和垂直著陸等)，是飛行器設(shè)計(jì)的新趨勢。隨著電池技術(shù)的高速發(fā)展，全電推進(jìn)技術(shù)有望在航空業(yè)有更為廣泛的應(yīng)用。與傳統(tǒng)內(nèi)燃機(jī)(Internal Combustion Engine，ICE)推進(jìn)不同，全電推進(jìn)可以降低維護(hù)需求，有更高的效率、更少的排放以及更小的噪聲。全電推進(jìn)技術(shù)催生了新的分布式推進(jìn)(DP)的概念，這是由于全電推進(jìn)獨(dú)有的尺寸獨(dú)立性優(yōu)勢，即允許小電機(jī)被平行化以用于故障安全的冗余，或者分布在機(jī)身上，用于緊密耦合的跨界功能，而無顯著的效率和重量的變化。全電推進(jìn)技術(shù)的另一個(gè)重要特征是為垂直起降飛行器提供了更自由的設(shè)計(jì)架構(gòu)，以提高飛行器短期動力和改善飛行器氣動特性。

電池能量密度研究進(jìn)展非常緩慢(平均每年8%)，受限于當(dāng)前的電池能量密度，純電動飛機(jī)很重,混電推進(jìn)更具潛力，可首先應(yīng)用于小型飛行器以改善其續(xù)航、載重能力等?；祀娤到y(tǒng)將發(fā)動機(jī)和電動機(jī)(Electric Motor,EM)結(jié)合在一起，實(shí)現(xiàn)獨(dú)特的推進(jìn)架構(gòu)，利用較高能量密度燃油和更高效的電能轉(zhuǎn)換來達(dá)到更高效的能量利用率。此外，電推進(jìn)部件為飛行器和推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)帶來了更多靈活性，與固定翼垂直起降飛行器的結(jié)構(gòu)和飛行工況耦合得很好。在電池能量密度得到突破前，應(yīng)用混電系統(tǒng)在提升固定翼垂直起降式飛行器方面有巨大潛力。美國國家航空航天局的Fredericks等研究了4種固定翼垂直起降飛機(jī)的概念，指出對于具有長續(xù)航能力和垂直起降能力的飛行要求，混電系統(tǒng)優(yōu)于傳統(tǒng)推進(jìn)系統(tǒng)。目前對混電飛行器的研究主要集中在通用航空飛機(jī)上，對于固定翼垂直起降飛行器的總體設(shè)計(jì)研究主要集中在純電動驅(qū)動方式。固定翼垂直起降飛行器與混電系統(tǒng)的結(jié)合研究相對較少。德國亞琛工業(yè)大學(xué)的Finger等給出了通用混電航空飛機(jī)的尺寸初步確定方法，是一種經(jīng)典的迭代方法。韓國建國大學(xué)Tyan等和北京航空航天大學(xué)唐偉等則針對純電動固定翼垂直起降飛行器進(jìn)行了總體設(shè)計(jì)，這些研究對固旋翼垂直起降混電飛行器推進(jìn)系統(tǒng)提供了很好的參考，但對于固旋翼垂直起降混電飛行器推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)需要進(jìn)一步研究。

在眾多固定翼垂直起降飛行器結(jié)構(gòu)中，尾座式垂直起降、傾轉(zhuǎn)旋翼式垂直起降、固旋翼垂直起降是最常見的設(shè)計(jì)。目前，對于尾座式垂直起降和傾轉(zhuǎn)式垂直起降飛行器，在效率、成本和工程實(shí)踐上都存在很大的缺陷。固旋翼垂直起降飛行器的優(yōu)點(diǎn)是具有優(yōu)異的垂直起降性能及高速飛行能力，兼具轉(zhuǎn)換過渡穩(wěn)定、可控性強(qiáng)的特點(diǎn)，固旋翼垂直起降飛行器示意圖如圖1所示。

為了解決固旋翼垂直起降混電飛行器推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)問題，本文基于通用混電航空飛機(jī)和純電動固定翼垂直起降飛行器初始參數(shù)確定方法，提出針對固旋翼混電垂直起降飛行器推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)流程和方法，得到推進(jìn)系統(tǒng)的具體設(shè)計(jì)參數(shù)，分析比較不同優(yōu)化目標(biāo)下的設(shè)計(jì)結(jié)果，以期為混電飛行器的設(shè)計(jì)提供參考依據(jù)。盡管其他固定翼垂直起降飛行器構(gòu)型差異較大，但應(yīng)用場景相近，且均包含如圖1所示的固定翼、旋翼、模態(tài)轉(zhuǎn)換等主要飛行模式。因此在進(jìn)行設(shè)計(jì)時(shí)，可采用相同方法對不同構(gòu)型的固旋翼垂直起降混電飛行器推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計(jì)。

圖1 固旋翼垂直起降飛行器Fig.1 Fixed-wing VTOL aircraft

1 設(shè)計(jì)流程

為了找到合理的設(shè)計(jì)流程，首先需要分析推進(jìn)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)、節(jié)能機(jī)理和功率分配原則，然后結(jié)合飛行器的頂層設(shè)計(jì)要求，最終確定設(shè)計(jì)流程。

1.1 混電系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

常見的應(yīng)用于飛行器的混電系統(tǒng)結(jié)構(gòu)為串聯(lián)式混電和并聯(lián)式混電推進(jìn)結(jié)構(gòu)，如圖2所示。

圖2 混電系統(tǒng)Fig.2 Hybrid-electric powertrains

在進(jìn)行分析之前，應(yīng)綜合考慮并具體設(shè)計(jì)每種混電推進(jìn)結(jié)構(gòu)。在并聯(lián)式混電傳動系統(tǒng)中，電動機(jī)和內(nèi)燃機(jī)通過機(jī)械方式(通常為齒輪箱)連接到傳動軸上。在串聯(lián)式混電傳動系統(tǒng)中，螺旋槳完全由電動機(jī)驅(qū)動，電動機(jī)的尺寸根據(jù)總性能要求確定。已有研究表明并聯(lián)式結(jié)構(gòu)比串聯(lián)式結(jié)構(gòu)效率更高,但串聯(lián)式混電系統(tǒng)由發(fā)電機(jī)通過交直流轉(zhuǎn)換模塊(AC/DC模塊)為推進(jìn)系統(tǒng)供能(或?yàn)殡姵爻潆?，將ICE與功率需求分離，這為ICE在最優(yōu)燃油經(jīng)濟(jì)區(qū)持續(xù)運(yùn)行提供了機(jī)會。

更重要的是，串聯(lián)式混電系統(tǒng)可以設(shè)計(jì)多螺旋槳/旋翼的分布式布局，更適用于固旋翼垂直起降飛行器，其布局如圖3所示。推進(jìn)器通過功率的分散可進(jìn)一步減縮氣動噪聲總聲級，多推進(jìn)器的冗余能為飛行器提供更可靠的推力保障，因而較傳統(tǒng)飛行器具有更高的載運(yùn)能力、環(huán)保性，以及在飛行控制與推力提供方面的魯棒性。

圖3 分布式混電系統(tǒng)布局Fig.3 Distributed hybrid-electric powertrain

1.2 節(jié)能機(jī)理和功率分配

串聯(lián)式混電結(jié)構(gòu)可以使得ICE始終工作在最優(yōu)燃油經(jīng)濟(jì)區(qū)，不足的功率需求則由電池這一動力源作為彌補(bǔ)。即從起飛到降落過程，ICE始終可以穩(wěn)定在最優(yōu)燃油經(jīng)濟(jì)區(qū)，其應(yīng)用于固旋翼垂直起降飛行器的節(jié)能機(jī)理可以概括為2點(diǎn)：

1) 只需要采用滿足飛行器巡航需要的較小ICE，由電池提供起飛、爬升等附加功率，從而提高ICE的負(fù)荷率。

2) 使ICE始終工作在最優(yōu)燃油經(jīng)濟(jì)區(qū)。

這樣的節(jié)能機(jī)理和能量管理策略也為動力系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供了最主要的依據(jù)，即可由巡航約束確定ICE和發(fā)電機(jī)的設(shè)計(jì)參數(shù)。

1.3 混電系統(tǒng)設(shè)計(jì)流程

飛行器設(shè)計(jì)是一項(xiàng)綜合系統(tǒng)的優(yōu)化任務(wù)。這項(xiàng)優(yōu)化設(shè)計(jì)可以用表1進(jìn)行概括。這樣的“大量參數(shù)優(yōu)化”在尺寸初步確定階段需要簡化。固定翼飛行器的尺寸初步確定僅選擇具有高度相關(guān)的變量進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。傳統(tǒng)上，尺寸初步確定的問題可以做如下所述：通過改變功重比(即動力與飛機(jī)重量的比值,)和翼載荷(即飛機(jī)重量與機(jī)翼面積的比值,)來最小化飛行器最大飛行重量(Maximum Takeoff Mass,MTOM)，同時(shí)滿足性能約束和飛行任務(wù)。選擇這些參數(shù)，因?yàn)閯恿ο到y(tǒng)和機(jī)翼面積是傳統(tǒng)飛機(jī)的主要設(shè)計(jì)因素。因此，選擇和，使得優(yōu)化目標(biāo)被最小化。

表1 設(shè)計(jì)優(yōu)化問題Table 1 Design optimization problems

一般通過改變和使設(shè)計(jì)的飛行器MTOM最小，對于混電系統(tǒng)，最小油耗也是重要的優(yōu)化指標(biāo)。同時(shí)對于混電系統(tǒng)需要引入另一個(gè)重要變量功率混合度，表征了電動機(jī)和ICE之間的功率分配關(guān)系，即電動機(jī)最大功率與ICE最大功率之比:

(1)

對于串聯(lián)式混電系統(tǒng)，混合度總是大于1，因?yàn)殡妱訖C(jī)將輸出全部功率。基于以上研究，提出固旋翼混電垂直起降飛行器推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)流程，流程圖如圖4所示。固定翼巡航的功率需求和發(fā)電機(jī)組(ICE和發(fā)電機(jī))的功率設(shè)計(jì)密切相關(guān)，因此需要通過對固定翼模式設(shè)計(jì)區(qū)間的分析，合理選擇設(shè)計(jì)點(diǎn)。首先由選擇的設(shè)計(jì)點(diǎn)和初始輸入的MTOM確定發(fā)電機(jī)組的功率和重量參數(shù)，將發(fā)電機(jī)組設(shè)計(jì)功率代入垂直起降過程需求功率關(guān)系式進(jìn)行計(jì)算，得到旋翼模式下推進(jìn)系統(tǒng)的功率和重量參數(shù)。結(jié)合具體飛行任務(wù)，可以得到所需要的能量重量，包括電池和燃油重量，完成飛行器MTOM和推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)參數(shù)的第一次迭代計(jì)算。每一次迭代得到的MTOM作為下一次迭代的輸入值，經(jīng)過不斷迭代計(jì)算后，最后檢驗(yàn)?zāi)芰窟\(yùn)行過程是否存在功率或電流過載情況。以電池放電倍率為例，若有電流過載情況則需要增大電池質(zhì)量分?jǐn)?shù)重新進(jìn)行迭代；若無過載情況，則迭代完成。

2 建模分析

根據(jù)圖4給出的設(shè)計(jì)流程，本節(jié)將詳細(xì)介紹固旋翼混電垂直起降飛行器的數(shù)學(xué)模型。

圖4 固旋翼混電垂直起降飛行器推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)流程Fig.4 Design process of hybrid-electric fixed-wing VTOL aircraft propulaion system

2.1 固定翼模式設(shè)計(jì)區(qū)間

傳統(tǒng)上的通用航空飛機(jī)設(shè)計(jì)，即固定翼飛行器的設(shè)計(jì)，設(shè)計(jì)區(qū)間主要由4種約束構(gòu)成：起飛距離、巡航速度、爬升率、失速。對于固旋翼混電垂直起降飛行器而言，起飛過程不屬于固定翼模式，因而在設(shè)計(jì)固定翼模式時(shí)，不需要考慮起飛距離的約束，起飛過程約束將在下一步旋翼模式下考慮。由于固定翼垂直起降式飛行器整個(gè)飛行過程功率不匹配程度更高于通用航空飛機(jī)，因此在設(shè)計(jì)時(shí)，需要結(jié)合固定翼垂直起降式飛行器飛行工況做進(jìn)一步約束。

2.1.1 固定翼模式約束

利用所有約束，可以根據(jù)設(shè)計(jì)目標(biāo)確定設(shè)計(jì)點(diǎn)及其相應(yīng)的推進(jìn)系統(tǒng)。固定翼模式下巡航約束均基于Gudmundsson的方程,即

(2)

(3)

式中：,min為最小阻力系數(shù)；為阻力系數(shù)；為升力系數(shù)；AR為機(jī)翼展弦比；為奧斯瓦爾德因子；為誘導(dǎo)阻力常數(shù)。由于活塞發(fā)動機(jī)和電動機(jī)的輸出為功率而不是推力，因此需要將推重比轉(zhuǎn)換為功重比。假設(shè)螺旋槳效率為

(4)

式中：為推力；為飛行速度；為當(dāng)前螺旋槳效率。固定翼模式巡航約束的計(jì)算公式為

(5)

(6)

式中：為動壓頭;為空氣密度。固定翼模式爬升約束的計(jì)算公式為

(7)

式中：ROC為爬升率；為最佳爬升速度，其計(jì)算公式為

(8)

升限約束同樣可以用上式計(jì)算，通常以0.5 m/s的最大爬升率作為升限。對于小型垂直起降飛行器，最大飛行高度一般不超過1 000 m，升限約束不是主要約束。飛行器機(jī)翼負(fù)載上限由維持失速的翼載荷確定，其計(jì)算公式為

(9)

式中：為失速速度。在約束圖(見圖5)中，失速約束表現(xiàn)為設(shè)計(jì)區(qū)間右邊界。

2.1.2 設(shè)計(jì)點(diǎn)選擇

第1節(jié)分析了固旋翼混電垂直起降飛行器的功率匹配原則，得出在固定翼巡航狀態(tài)下，由ICE驅(qū)動發(fā)電機(jī)提供動力，由此可以確定固定翼模式下推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)域和設(shè)計(jì)點(diǎn)，如圖5所示。

圖5 固定翼模式下性能約束的設(shè)計(jì)域Fig.5 Design space of point performance constraints in fixed-wing mode

圓形點(diǎn)為傳統(tǒng)單一能源推進(jìn)系統(tǒng)的最優(yōu)設(shè)計(jì)點(diǎn)，陰影部分為串聯(lián)式混電系統(tǒng)ICE設(shè)計(jì)域，考慮功率分配原則，串聯(lián)式混電系統(tǒng)由電動機(jī)驅(qū)動螺旋槳，因此菱形點(diǎn)為固定翼模式下電動機(jī)的設(shè)計(jì)點(diǎn)，分布于設(shè)計(jì)域上沿邊界，三角形點(diǎn)則為ICE和發(fā)電機(jī)參數(shù)設(shè)計(jì)點(diǎn)，分布于ICE設(shè)計(jì)域內(nèi)。

這種設(shè)計(jì)域的確定方法，對通用航空飛機(jī)的設(shè)計(jì)域進(jìn)行了縮小，將ICE和發(fā)電機(jī)的設(shè)計(jì)域縮小至巡航約束上，而電動機(jī)的設(shè)計(jì)域則縮小至滿足所有約束的下沿。

2.2 旋翼模式功率計(jì)算

飛行器垂直起飛過程對應(yīng)旋翼模式，因此需要與固定翼模式區(qū)分并單獨(dú)分析。旋翼吸收功率與推力的關(guān)系公式為

(10)

式中：為旋翼軸向誘導(dǎo)速度，計(jì)算公式為

(11)

FM為旋翼效用因子，計(jì)算公式為

FM=0474 2·0079 3

(12)

通過假定平板阻力得到飛行器在垂直起降過程的推力公式為

=12(+·ROC·)

(13)

式中：為旋翼槳盤面積，計(jì)算公式為

(14)

式中：為旋翼個(gè)數(shù)；DL為槳盤載荷，可用經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算：

DL=3.226 1MTOM+74.991

(15)

通過式(10)～式(15)可以計(jì)算出垂直起飛過程的功率需求。

2.3 重量計(jì)算

2.3.1 飛行器MTOM

飛行器的MTOM可以表示為空重、有效載荷、能源質(zhì)量的總和:

MTOM=++

(16)

(17)

MTOM=

(18)

設(shè)計(jì)流程是一個(gè)迭代過程，MTOM在每次迭代都會更新，直到連續(xù)兩次迭代結(jié)果在誤差允許范圍內(nèi)，從而完成混電推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)。

2.3.2 推進(jìn)與動力系統(tǒng)重量

電動機(jī)、發(fā)電機(jī)和電動調(diào)速器的重量/質(zhì)量均可由經(jīng)驗(yàn)公式得到，目前廣泛使用的電機(jī)為無刷外轉(zhuǎn)子電動機(jī)，其重量與功率關(guān)系的經(jīng)驗(yàn)公式為

(19)

式中：各經(jīng)驗(yàn)系數(shù)分別為=0.889 0,=-0.288 0,=0.158 8；電力系統(tǒng)電壓統(tǒng)一取為200 V。發(fā)電機(jī)質(zhì)量的計(jì)算公式為

=0385(+044)

(20)

同樣，電動調(diào)速器質(zhì)量的經(jīng)驗(yàn)公式為

(21)

式中:經(jīng)驗(yàn)系數(shù)=0.738 3。

螺旋槳/旋翼的質(zhì)量可由Roskam和Lan提出的公式計(jì)算:

=6.514×10····

(22)

式中：系數(shù)建議取值分別為15、0.6；為螺旋槳效率;為槳葉數(shù);′為螺旋槳個(gè)數(shù);為螺旋槳/旋翼直徑，計(jì)算公式為

(23)

系數(shù)對應(yīng)不同的槳葉數(shù)2、3、4，取值分別為0.107 2、0.099 5、0.093 8。

2.3.3 能源重量

能源重量分為電池和燃油2個(gè)部分，主要取決于具體的飛行任務(wù)，需要結(jié)合整個(gè)飛行期間的能量需求，包括空氣阻力、動能變化和勢能變化的影響，計(jì)算公式為

(24)

式中:為升力;為阻力;為升阻比。

由于ICE始終工作在最優(yōu)燃油經(jīng)濟(jì)區(qū)，為簡化模型，可認(rèn)為ICE在整個(gè)飛行過程輸出恒定功率，同時(shí)燃油消耗率(BSFC)保持恒定，因此燃油質(zhì)量可表示為

(25)

ICE不足的功率由電池作為補(bǔ)充，因此電池的質(zhì)量為

(26)

式中:為內(nèi)燃機(jī)輸出功率;為電池容量;為電池效率;為電傳導(dǎo)效率?？紤]到電池深度放電問題，因此需要乘以系數(shù)1.2以避免電池出現(xiàn)深度放電。

3 算例分析

本節(jié)將以實(shí)際的飛行任務(wù)為算例，完成飛行器MTOM設(shè)計(jì)過程。首先給出飛行器的基本參數(shù)，見表2。根據(jù)設(shè)計(jì)流程，需給出固定翼和旋翼模式下的性能約束和飛行任務(wù)，其中性能約束見表3。傳統(tǒng)的單一能源驅(qū)動的飛行器在確定圖5所示的設(shè)計(jì)區(qū)間后，將繪制“指紋圖”使性能指標(biāo)可視化。第2節(jié)通過分析混電飛行器的能量管理策略，將設(shè)計(jì)域縮小，因而只需對ICE和電動機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)進(jìn)行遍歷。由于性能約束和飛行任務(wù)的交互作用，最佳設(shè)計(jì)點(diǎn)很難預(yù)測，因此可以通過遍歷設(shè)計(jì)點(diǎn)來獲得確定的滿足性能約束和飛行任務(wù)的最優(yōu)設(shè)計(jì)，圖6 給出了確定的性能約束下的設(shè)計(jì)區(qū)間。假定一個(gè)常見的飛行任務(wù)，飛行器垂直起飛并爬升至600 m的高度，巡航2 h，然后降落至地面，要求設(shè)計(jì)一架可以同時(shí)滿足性能約束和飛行任務(wù)的固旋翼混電垂直起降飛行器，優(yōu)化問題可描述為

表2 飛行器基本參數(shù)Table 2 Basic parameters of aircraft

表3 性能約束Table 3 Point performance

圖6 性能要求下的設(shè)計(jì)線Fig.6 Design line of point performance

min{MTOM,}=(,)

(27)

3.1 算例1：最小MTOM和燃油消耗一致

在確定飛行任務(wù)的情況下，任取設(shè)計(jì)線上一點(diǎn)即可完成在該設(shè)計(jì)點(diǎn)上的迭代，同時(shí)對不同設(shè)計(jì)點(diǎn)進(jìn)行遍歷得到圖7所示的最小MTOM及最小油耗點(diǎn)。圖7中，最小MTOM和燃油消耗設(shè)計(jì)點(diǎn)均在失速邊界。由于在給出飛行任務(wù)而計(jì)算飛行器攜帶燃料和電池重量的過程中，只考慮了攜帶的燃料和電池是否可以滿足整個(gè)飛行的能量需求，未檢驗(yàn)電池放電倍率是否小于電池最大放電倍率，每個(gè)設(shè)計(jì)點(diǎn)完成迭代后，需要進(jìn)一步檢驗(yàn)電池的放電情況。電池輸出功率為

圖7 不同翼載荷下MTOM及燃油分布Fig.7 MTOM and fuel distribution of different wing-loading

(28)

式中:為需求功率;為發(fā)電機(jī)輸出功率。電池輸出電流為電池輸出功率與電池電壓之比:

(29)

計(jì)算得到=66.1 A。需要對電池的放電倍率進(jìn)行測試，若放電倍率小于設(shè)計(jì)電池重量下的最大放電倍率，則設(shè)計(jì)完成；若放電倍率大于設(shè)計(jì)電池重量下的最大放電倍率,則需要增大電池比重，重新進(jìn)行迭代，直到電池的放電倍率小于設(shè)計(jì)電池重量下的最大放電倍率為止。

對于最小MTOM和燃油消耗一致的設(shè)計(jì)點(diǎn)，可以認(rèn)為是該性能約束和飛行任務(wù)下的最優(yōu)設(shè)計(jì)點(diǎn)。該設(shè)計(jì)點(diǎn)下，各部分重量如圖8所示。

圖8 最優(yōu)設(shè)計(jì)點(diǎn)處設(shè)計(jì)結(jié)果Fig.8 Design results at optimal design point

3.2 算例2：最小MTOM和燃油消耗不一致

最小油耗與最小MTOM存在不一致情況，這是由于以上設(shè)計(jì)是在確定的功率分配原則下完成的。為進(jìn)一步減少油耗，通過減小ICE的設(shè)計(jì)功率，使得每個(gè)飛行階段增大，取極限，則當(dāng)=∞時(shí)，飛行器為純電動，顯然純電動飛行器的油耗為0。為了說明這個(gè)問題，將上述過程得到的最優(yōu)ICE設(shè)計(jì)點(diǎn)下移，如圖9箭頭所示。不足功率由電池補(bǔ)充，下移過程不斷增大，以巡航過程的作為參考，其下移過程的從1趨近∞。由于電池能量密度限制，為防止迭代過程無法收斂，將飛行任務(wù)修改為飛行器垂直起飛并爬升至450 m的高度，巡航30 min，然后降落至地面。對設(shè)計(jì)點(diǎn)下移的整個(gè)過程進(jìn)行可視化，得到圖10所示的燃料和MTOM的分布情況。在同時(shí)滿足飛行任務(wù)的情況下，混合度增大過程油耗減小，但同時(shí)飛行器的MTOM增大。因此，2種優(yōu)化目標(biāo)的設(shè)計(jì)點(diǎn)不同，不同優(yōu)化目標(biāo)下的設(shè)計(jì)結(jié)果如圖11所示。為了確定優(yōu)化目標(biāo)，需要結(jié)合制造成本、環(huán)保要求和飛行任務(wù)等因素。

圖9 ICE最優(yōu)設(shè)計(jì)點(diǎn)下移示意圖Fig.9 Moving down of ICE optimal deign point

圖10 不同混合度下MTOM及燃油分布Fig.10 MTOM and fuel distribution of different Hp

圖11 不同優(yōu)化目標(biāo)下的設(shè)計(jì)結(jié)果Fig.11 Design results of different optimization objectives

3.3 充電問題

在混電飛行器的研究中，不同文獻(xiàn)給出了不同的能量管理策略，文獻(xiàn)[8-30]認(rèn)為在巡航的初始階段，ICE需要提供多余的能量為電池充電，文獻(xiàn)[11-12]并未提及充電過程。本文的設(shè)計(jì)過程主要針對不充電模式，另有文獻(xiàn)[21]給出的能量管理策略更為復(fù)雜，類似于混合動力汽車的能量管理策略，混電飛行器的能量管理策略尚未完全統(tǒng)一。下面主要針對巡航的初始階段ICE提供額外功率驅(qū)動發(fā)電機(jī)為電池充電的策略進(jìn)行討論，給出2種方法：① 增大巡航階段推進(jìn)系統(tǒng)功重比約束；② 降低充電階段飛行器穩(wěn)定飛行速度。

3.3.1 增大巡航階段推進(jìn)系統(tǒng)功重比約束

結(jié)合圖5、圖6的設(shè)計(jì)域和設(shè)計(jì)線，將巡航過程的約束乘以倍(>1)得到充電過程的約束，此方法下的ICE的設(shè)計(jì)域見圖12中的陰影部分。

圖12 增大巡航階段推進(jìn)系統(tǒng)功重比約束后ICE設(shè)計(jì)域Fig.12 Design space of ICE after raising P/W of cruise phase

需要綜合充電時(shí)間以及具體飛行任務(wù)確定的大小及ICE設(shè)計(jì)點(diǎn)。這種方法的優(yōu)勢在于，無需對飛行任務(wù)做出改變而完成充電過程，但由于ICE的設(shè)計(jì)功率大于巡航的需求功率，因而ICE負(fù)荷率降低。

3.3.2 降低充電階段飛行器穩(wěn)定巡航速度

通過改變迎角來調(diào)節(jié)可以改變穩(wěn)定巡航速度，從而降低充電階段飛行器巡航的功率需求，固定翼飛行器穩(wěn)定巡航速度滿足

(30)

假設(shè)的變化范圍為0.5～1，調(diào)整后的設(shè)計(jì)域如圖13所示。這種充電方式的飛行器設(shè)計(jì)方法與不充電情況下一致，由于在巡航初始階段通過調(diào)整降低了功率需求，ICE剩余功率可以為電池充電，整個(gè)飛行過程ICE不需要調(diào)節(jié)油門,可以穩(wěn)定在最優(yōu)燃油經(jīng)濟(jì)區(qū)，不足之處在于需要降低一定的巡航速度。

圖13 降低充電階段飛行器穩(wěn)定巡航速度后的ICE設(shè)計(jì)域Fig.13 Design space of ICE after reducing stable cruise speed

4 設(shè)計(jì)結(jié)果有效性分析

由于已運(yùn)營并公開的混電飛行器參數(shù)極少，此設(shè)計(jì)方法的驗(yàn)證較為困難。本文將設(shè)計(jì)結(jié)果(算例1)與英國劍橋大學(xué)仿真平臺通過放縮SOUL機(jī)型后計(jì)算得到的固定翼混電飛機(jī)數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，劍橋大學(xué)仿真數(shù)據(jù)如表4所示。

表4 劍橋大學(xué)混電飛機(jī)仿真結(jié)果Table 4 Simulation results of hybrid-electric aircraft by University of Cambridge

由于飛行器MTOM不同，因此主要對能源系統(tǒng)重量占比進(jìn)行對比，結(jié)果如圖14所示。從圖14 中可以看出，本文設(shè)計(jì)結(jié)果中燃油和電池重量百分比與劍橋大學(xué)仿真結(jié)果一致，但考慮到劍橋大學(xué)仿真過程中電池能量密度為144 (W·h)/kg，而本文電池能量密度為240 (W·h)/kg，因此本文電池實(shí)際比重相對更大?？紤]到劍橋大學(xué)仿真對象為固定翼飛行器，無垂直起降過程，對電池能量和功率要求較低。因此本文電池占比與劍橋大學(xué)仿真結(jié)果持平可以認(rèn)為合理。另外，固旋翼飛行器多出了旋翼系統(tǒng)，因此其他部分占比更多，空重及其他部分占比相差9%，總體說明設(shè)計(jì)結(jié)果是有效的。

圖14 本文重量百分比設(shè)計(jì)結(jié)果與劍橋大學(xué)仿真結(jié)果對比Fig.14 Weight percentage comparison of designing result and result of Cambridge of University

5 結(jié) 論

本文綜合了純電動垂直起降飛行器和通用固定翼混電飛行器的尺寸初步確定方法和總體設(shè)計(jì)方法，給出固旋翼垂直起降混電飛行器推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法，適用于固定翼垂直起降這一類飛行器混電推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)，可以給出飛行器總體及各個(gè)分系統(tǒng)的設(shè)計(jì)指標(biāo)，從而對分系統(tǒng)進(jìn)一步優(yōu)化。通過給定的常見飛行任務(wù)，完成了在確定能量管理模式下的優(yōu)化設(shè)計(jì)，得到不同翼載荷下的最小MTOM和油耗的分布，以及以最小MTOM和最小油耗為設(shè)計(jì)目標(biāo)的設(shè)計(jì)點(diǎn)。在目前的電池水平下，通過改變能量管理策略，提高混合度，盡管可以降低油耗，但同時(shí)增大了飛行器的MTOM，導(dǎo)致制造成本增加。最后通過與劍橋大學(xué)混電飛機(jī)仿真結(jié)果對比，驗(yàn)證了本文設(shè)計(jì)方法的有效性。