电动直升机飞行性能分析

电动直升机飞行性能分析

近年来，飞机飞机的电动汽车已经成为国内外研究和开发的重点。随着电动汽车在固定翼飞机领域的应用，电动汽车的电动汽车也越来越受到限制。与传统的机枪相比，电动汽车采用由电机、电池和电子调速器组成的电动汽车系统。与传统的机动轿车相比，它具有噪音低、振动小、清洁、维护好、可靠性高等特征。目前微小型电动无人直升机的发展较为迅速和普遍,主要代表机型有美国的DraganflyerX6和SR20,德国的Md4-1000,中国的天途EH-3和银通一号等,有效载荷一般在0.2～5kg左右,续航时间小于30min.2010年,美国西科斯基公司展出了以锂聚合物电池为动力的Firefly双座电动直升机,开启了轻型直升机电动化的进程,其一次充电的飞行时间为12～15min.近几年,国外关于电动直升机的设计和研究主要集中于微小型电动无人直升机,进行了相关的试验和理论研究.国内在电动飞机和电动无人机等领域展开了一些工作,对电动无人机的设计计算进行了理论研究,而关于电动直升机设计和理论研究的文献较少.本文通过研究电动系统的特性参数,推导了电动直升机飞行性能的计算方法,分析了电动系统的参数、直升机总体参数和气动布局对直升机主要飞行性能的影响.以FH1小型无人直升机为例,比较了该机油动型和电动型的飞行性能,得到了一些有益的结论.1发动机的飞行功能1.1功率平衡关系与电动飞机类似,电动直升机续航时间T的表达式为Τ=AEBEGBΡBrg(1)式中,AE为电池比能量的温度特性系数;BE为电池常温时的比能量,W·h/kg;GB为电池的重量;PBr为直升机某高度飞行时电池的输出功率,W.按照功率平衡关系,参考传统直升机的计算公式,电动直升机的单位需用功率ˉΝr和电池的输出功率之间的关系为ΡBr=1ζGˉΝr(2)式中,ζ为功率利用系数;ˉΝr为直升机单位需用功率,W/N;G为直升机的总重.将式(2)代入式(1),得Τ=AEBEζˉGBˉΝrg(3)式中,ˉGB为电池的相对重量.ˉGB=GB/G(4)由此可得电动直升机最大续航时间的近似表达式为Τmax≈BEζˉGBˉΝrming(5)电动直升机的最大航程与传统直升机类似,大致决定于(ˉΝr/V)min,关系式可表示为Lmax≈BEζG¯B(Ν¯r/V)ming(6)实际上,电池比能量随电池输出功率的大小而改变,因此,Lmax应该相应于(Ν¯r/(BEV))min的飞行速度.1.2比功率pbq式假设电动机和电子调速器满足功率要求,将电池的可用功率充分地输出到直升机的传动系统,电动直升机的理论悬停升限可按以下功率平衡关系确定:ΡBky=1ζGΝ¯Ηr=AΡBΡGB/g(7)式中,PBky为电池某高度的可用功率;Ν¯Ηr为电动直升机某高度悬停时的单位需用功率;AP为电池比功率的温度特性系数;BP为电池常温时的比功率,W/kg.垂直爬升速度的计算公式可由下式确定:VyV1=ζ(ΡBky-ΡBr)G(8)将式(2)和式(7)代入式(8),得VyV1=ζAΡBΡG¯Bg-Ν¯Ηr(9)以上计算的垂直爬升速度需要修正,修正公式如下:VyV2=kyVVyV1(10)kyV=1+1(1+VyV1vi0)(11)式中,vi0为某高度的悬停诱导速度.通过计算,VyV=0.5m/s对应的高度即为直升机的悬停升限.1.3电动直升机性能试验电动直升机的最大爬升速度和最大飞行速度性能取决于电动系统的特性.参考传统油动直升机,得到电动直升机两项性能的计算公式为Vymax≈ζApBpG¯BgΝ¯rmin(12)Vmax≈ζApBpG¯B/g-Ν¯pr1000B′3ΔC˜x3(13)2参数分析和影响2.1比能量高电池的比能量从以上推导的电动直升机飞行性能计算公式可以得出,电池的比能量和比功率对直升机的影响与电动飞机类似.2.1.1等效耗油率本文参考油动发动机的耗油率,定义了电池的等效耗油率,其与电池比能量的关系如下:CBe=1000AEBE(14)式中,CBe为电池等效耗油率,kg/(kW·h).由此,式(3)可改写为Τ=1000ζG¯BCBeΝ¯rg(15)通过计算,目前动力蓄电池的等效耗油率为5.5～8.3kg/(kW·h),远大于油动发动机的平均耗油率:0.2～0.5kg/(kW·h).在相关参数与传统直升机相当的情况下,采用动力蓄电池技术的电动直升机,其续航时间和航程仅为油动直升机的1/30～1/15.因此,目前电动直升机的续航时间不是以小时计算,而是以分钟计算.2.1.2比功率对电动直升机的影响电池的比功率直接影响了电动直升机的机动飞行能力,对应于油动直升机的发动机功率重量比.在电动机和电子调速器满足电池最大输出功率的前提下,电池的比功率越大,电动直升机的机动飞行能力越好.一般油动发动机的功率重量比可达1～3kW/kg,而目前动力蓄电池的比功率在800～5000W/kg之间,所以当前的电动直升机较多地采用了动力蓄电池技术,而燃料电池由于比功率较小,在直升机上的应用受到了一定的限制.2.2功能集团和设备的需求2.2.1电机的运行效率直升机的功率利用系数包括了传动系统的效率、散热系统的效率、尾桨损失(对单旋翼而言)以及其他损失.对于电动直升机来说,还包含了电动机的效率、电子调速器的效率和电池的转换效率.其中电动机的效率ζM可表示为ζΜ=ΡoutΡin=(Vin-ΙinR0)(Ιin-Ι0)VinΙin(16)式中,Vin为电机输入电压;Iin为电机输入电流;R0为电机内阻;I0为电机无负载电流.当Vin,R0和I0为定值时,输入电流的大小直接影响了电动机的效率.图1所示为典型的电动机效率随输入电流变化的情况.目前电动机效率可以达到85%～95%.2.2.2地面运行参数直升机的单位需用功率公式可表示为Ν¯r=B′1Cx7Cy7(ΩR)+B′2pV0Δ+B′3ΔC˜xV03(17)为了便于分析和比较,本文定义了直升机某高度飞行时的需用功率载荷qr为qr=G/Ρ(18)式中,qr为需用功率载荷,N/kW;P为直升机某高度飞行时的需用功率.将式(18)与式(2)联立得qr=1000ζ/Ν¯r(19)这样,电动直升机的续航时间、最大续航时间和最大航程可简化为Τ=AEBEqrG¯B1000gΤmax≈BEqrmaxG¯B1000gLmax≈(BEqrV)maxG¯B1000g同理,直升机的垂直爬升速度、最大爬升速度可表示为VyV=ζ(AΡBΡG¯Bg-1000qΗr)Vymax≈ζ(AΡBΡG¯Bg-1000qrmax)需用功率载荷可按式(17)和式(19)进行理论计算获得,也可以通过飞行性能试验按式(18)得到.图2为统计的不同量级直升机海平面悬停状态的需用功率载荷.通过采用共轴双旋翼及涵道布局等增升措施,微型电动直升机的qHr值甚至是轻型直升机的3～4倍.这意味着,在其他参数相同的情况下,微型直升机的续航性能将是轻型直升机的3～4倍.因此,微小型直升机的电动化比轻中型直升机更具有优势和潜力.2.3扩大电池重量由于G¯B<1,所以电动直升机的极限续航时间和极限航程可表示为Τlim=BEqrmax1000gLlim=(BEqrV)max1000g以某微小型直升机为例,设BE=160W·h/kg,qrmax=90N/kW,巡航速度为Vc=50km/h时,则该机的极限续航时间和极限航程分别为86.4min和72km.实际上电池的相对重量在0.5以下,能够实现的最大续航时间和航程仅为43.2min和36km左右.从以上数据说明,在一定范围内可通过增加电池的重量来提高电动直升机的续航时间和航程,但续航时间和航程不可能无限地增加,类似于电动无人机的情况.3外来机行使特点本文采用FH1共轴式无人直升机为研究对象.该机采用共轴双旋翼布局,具有结构紧凑,气动效率高,体积小等特点,比较适合电动化的改装.图3为该机油动型飞行时的情况,表1为FH1小型共轴式直升机的主要参数.3.1助力飞行能力分析本文首先假设改型前后直升机的起飞重量和有效载荷不变.表2为改型前后动力系统的特性比较,图4为改型前后各系统重量占全机重量百分比的变化.按推导的飞行性能计算公式,计算了FH1电动型直升机的主要飞行性能.表3为改型前后直升机的主要飞行性能比较.如表3所示,在保持直升机的起飞重量和有效载荷的前提下,电动型直升机的悬停升限大大提升,机动飞行能力略有提高,但直升机的最大续航时间和航程仅为原油动直升机的1/10左右.对于在悬停升限附近执行某任务的要求,假若该机从海平面起飞,至少需要15min到达悬停升限高度,以致仅剩5min时间用于完成任务并降落.因此,电动直升机执行高海拔地区的任务时应选定合适的起飞降落地点,合理分配起飞、降落和执行任务的时间,以保证飞行安全,提高任务执行质量.图5为在起飞重量不变的情况下,样例直升机续航时间随有效载荷的变化.图6及图7计算了电动型直升机续航时间和垂直爬升速度随电池比能量、比功率和需用功率载荷的变化情况.从图中看出,直升机的Tmax和Vy与电池的BE,BP及qr呈线性关系,与前文分析的电池特性和参数对飞行性能的影响一致.3.2飞行性能变化本文将直升机总重变化分为两种情况:1)有效载荷变化,电池重量保持不变;2)电池重量变化,有效载荷不变.按两种情况分别计算了电动直升机主要飞行性能的变化.图8中,通过增加电池相对重量,并提高电池比能量的办法,对电动直升机的续航时间有一定的提升,而增加电池重量使直升机总重增加30%时,续航时间仅提高不到5min,效率较低.在电动系统满足电池的输出功率增加的前提下,提高电池的相对重量和电池比功率,能够有效地提高直升机的垂直爬升速度.图9是在以上假设前提下得到的计算结果.4仿真的可行性分析1)电池的比能量决定了电动直升机的续航性能,比功率影响了电动直升机的升限和机动飞行能力.电动直