电动力飞行器推进系统研究

电动力飞行器推进系统研究张健，周洲，周明（西北工业大学无人机特种技术国防科技重点实验室，陕西西安710072）摘要：对电动力飞行器推进系统的组成与原理进行了初步研究，分析了直流电源和无刷电机的外特性，建立了电推进系统性能分析模型，并研究了电机与螺旋桨以及电推进系统与飞行器的匹配方法，为电动力飞行器的研制提供参考。关键词：推进系统，直流电源，无刷电机，无人机THERESEARCHONPROPULSIONSYSTEMOFELECTRIC-POWEREDAIRCRAFTZhangJian,ZhouZhou,ZhouMing(NationalkeylaboratoryofUAVspecialtechnology,NorthwesternPoly-technicalUniversity,Xi’AN710065,China)AbstractBasedontheprincipleandstructureofelectricpropulsionsystem,Theexteriorcharacteristicsofdirectcurrentandbrushlessmotorwasanalyzed,TheperformancemodelofElectricpropulsionsystemwasestablished,Matchingmethodofmotorwithpropandpropulsionwithaircraftwasstudied.Theresultsareprovedtobeusefulforelectric-poweredaircraftdesign.KeywordsPropulsionSystem，DirectCurrent，BrushlessMotor，UAV电动力飞行器是指以电力为能源，以电机、螺旋桨为推进系统的飞行器，如微、小型电动无人机，燃料电池飞机和太阳能飞行器等。近年来，蓄电池、燃料电池的比能量与比功率有了很大提升，无刷电机技术的成熟使得电机效率与比功率也得到很大提高。电源、电机、螺旋桨组成的推进系统（以下简称“电推进系统”）成为继活塞螺旋桨推进和喷气推进系统后一种实用的航空推进技术[1,2]。图1采用电源/电机/螺旋桨推进系统的飞行器与活塞螺旋桨推进系统不同，电推进系统采用直流电源代替燃油，采用无刷电机代替活塞发动机将电源的化学能转化为机械能。电推进系统具有响应速度快，能量转换效率高，能够精确控制转速与推力，使用维护方便，清洁无污染等优点。电机可以根据需要定制，大大放宽了发动机对飞行器设计的限制，采用电推进系统的飞行器噪音低、振动小、绿色环保。因此电动力飞行器的研制得到许多国家重视。美国、以色列在电动力飞行器（尤其是电动无人机）研制方面走在世界前列。我国在这方面的研究相对较少，目前，还没有形成完善的电动力飞行器的设计理论和方法。电动力飞行器的性能主要取决于电推进系统的性能，提高电推进系统效率、实现飞行器与推进系统的最佳匹配对提高电动力飞行器的飞行性能具有重要意义。本文对电推进系统的工作原理，以及直流电源和无刷电机的外特性进行分析，通过建立电推进系统的性能分析模型，对电机与螺旋桨、飞行器与推进系统的匹配方法进行初步研究。一、电推进系统的组成和工作原理1.1系统组成与工作原理电推进系统由直流电源、调速器、无刷电机、减速器、螺旋桨等五部分组成。图2电推进系统组成示意图电源提供飞行及机载设备需要的全部能量，主要性能参数有比能量EMB和比功率PMB，电源的放电特性主要受放电电流和使用温度的影响，功率损失主要是内阻产生焦耳热，效率为b；电机将电能转化为机械能，性能参数主要有比功率、最大输出功率等。功率损失包括电枢电阻的焦耳热、各种摩擦损耗和磁性损耗等，效率为m；电子调速器通过调节电机的输入电压调节转速，其作用与油门类似，要求其正常工作的电流与电压范围要覆盖电动机的最大电压和最大电流，功率损耗主要由内阻产生的焦耳热，效率为a；螺旋桨的指标有直径D、螺矩H和桨叶形状，螺旋桨性能曲线可由理论分析或风洞试验给出，效率为p；减速器用来匹配电机与螺旋桨转速，作为功率传递环节降低了系统的总效率，减速器由齿轮组构成，功率损耗主要为机械摩擦，效率为r。电推进系统总效率由下式表示：arpbm（1）1.2、直流电源电动力飞行器对电源的要求是：1、电源能量满足飞行器在整个任务过程的能量需求。2、放电功率满足飞行器在全部飞行包线内的功率需求。下面以蓄电池为例，分析电源的外特性。电池在一定的放电条件所能释放出的总能量称电池容量E（Wh）。单位质量电池所储藏的能量称比能量EMB（Wh/kg），它衡量了电池能量存储能力的大小；电池放电功率与电池质量的比值称比功率PMB（W/kg），它衡量了电池放电能力的大小。按照飞机设计原理，动力系统的比能量直接影响飞行器的续航时间和飞行重量，比功率也直接影响飞行速度、盘旋性能与爬升性能。因此，需要选择比能量与比功率均较高的电池类型。目前可供飞行器选择的电池有镍镉（Ni-Cd）、镍氢（MH-Ni）、锂离子（Li-ion）、锂硫（Li-S）等。图3典型电池的的比功率与比能量上图统计了典型蓄电池的比功率与比能量。目前，小型电动无人机普遍采用锂离子聚合物电池，比能量在150Wh/kg左右，最新型Li-S电池的比能量超将过350Wh/kg，是锂聚合物电池的2.3倍[3]。Raven单兵电动无人机采用Li-S电池代替Li-ion电池，续航时间不变的条件下，电池质量由1.1kg减少至0.6kg。可见，提高电源比能量可以显著降低飞机重量。随着电池技术的进步，Li-S电池的比能量有望超过600Wh/kg。由图3可知，蓄电池的比能量随比功率的增加而减小。这是由于蓄电池实际比能量受放电电流的影响，放电电流直接决定了放电功率。图4某型锂离子电池放电特性曲线（室温）图4给出了某型锂离子电池室温下在1C、8C、12C、15C放电倍率（即放电电流）的放电特性。随着放电倍率的增大，放电电压及放电容量下降十分明显。不同的放电倍率下，电池的实际比功率与比能量是不同的，放电倍率越大、比功率也就越大，实际比能量越小。实际的比能量与比功率与标定值有很大的差别，在进行电池的选择和相关计算时，应按照实际放电的比能量和比功率。可充电电池实际比能量还与放电深度（电池放出的能量占其额定能量的百分比）有关，因此，实际比能量为WW。放电深度越深，电池寿命越短，使用时应尽量避免深度放电，的典型范围0.75-0.8。一次性使用的电池可选择较高的放电深度，近似认为=1。此外，放电特性还受温度影响，在一些极端的温度环境下，需要考虑温度对电池性能与寿命的影响。与蓄电池不同，燃料电池把储存在燃料和氧化剂中的化学能，等温地按电化学原理转化为电能，能量转化效率在40-60%，是汽油燃烧的2-3倍。目前，氢燃料电池/电机组合系统的比能可以做到300-600WH/KG，是高性能蓄电池能量密度的2-3倍，接近两冲程汽油发动机的比能量（500-600wh/kg）。但是，现阶段与燃油动力相比，电池的比能量和比功率相对较小，限制了无人机的续航时间和速度、高度、机动性。电推进系统通常只能在对速度、航时和机动性要求较低的飞行器上使用，如单兵小型电动无人机，微型飞行器，小型有人驾驶飞行器等，但随着直流电源技术的进步[4]（图5），电动力飞行器的航时、速度、机动性将有较大提高。0100200300400500600700800900Ni-CdNi-MHLi-ionLi-polyLi-SZn-Airfuel-sellFuelcell/H2Nearfuture比能量（Wh/kg）图5直流电源比能量发展趋势1.3、无刷电机无刷电机技术的成熟使电机的比功率大大提高。目前，先进两冲程活塞式发动机比功率为2.75kw/kg，而高转速小扭矩无刷电机的平均比功率达到2kw/kg，最大比功率5-6w/kg，未来可达到8-10kw/kg，工作效率通常都不低于80％，是有刷电机的1.3-1.6倍。与活塞发动机相比响应速度快、运行稳定、噪音低、寿命长、几乎不需要维护。工业用无刷电机可分为三种：重载高压电机、高性能工业电机和高转速小扭矩电机（航模用电机）。重载高压电机的扭矩大、转速低、比功率较小；高性能工业电机扭矩较大、转速中等、比功率不高；高转速小扭矩电机的比功率大、转速高、扭矩小，适合小型飞行器使用。考虑到飞行器动力系统需要有良好的可靠性与耐久性，某些比功率较大的高性能工业电机也能作为飞行器的动力。图6给出了250种无刷电机的最大输出功率与电机质量[5]。虚线的左侧电机均可作为飞行器动力系统。图6实心符号-重载高压电机，空心符号-高性能工业电机，‘+’或‘x’-高转速低扭矩电机二、电推进系统性能分析电动推进系统的性能主要取决于电机、螺旋桨的性能以及两者的匹配。调速器和减速器对推进效率有影响，但不起主要作用且效率难以精确确定，初步分析时取两者的组合效率为0.95。下面分别建立电机和螺旋桨的性能模型。2.1电机模型电机性能模型是指电机的输出功率outP、输出扭矩mQ与工作效率m随转速mn和控制电压U的变化关系，可以通过试验来确定，也可由无刷电机原理推导。这里按照无刷电机原理，结合电机出厂标定参数给出电机的性能模型。09.5()/mmmVVnQURIKK（2）0mVmoutVVmnKUnPIKKR（3）01mVmVVmnIKRUKUKn（4）Kv为电机常数，单位：rpm/V，表示每增加1伏电压，电机转速的增加量。0I为空载电流，单位:A，它衡量了电机转动摩擦的大小。mR为电机内阻，单位：U是控制电压，单位：V。mn是转速，单位：rpm（转/分）2.2螺旋桨性能模型对于给定的螺旋桨（直径D，螺距桨叶形状及翼型），其拉力系数TC、需求功率系数PC和效率取P决于飞行速度V与转速pn，即进距比J，它们的表达式如下[2]24TpTCnD（5）35propPpPCnD（6）pVJnD（7）TPPCJC（8）螺旋桨性能参数可由风洞试验或数值模拟（涡流法、叶素法、动量法等）方法获得[6]。对于尺寸较大的螺旋桨采用工程估算也能给出比较好的结果。但对于微、小型飞行器，高空太阳能无人机由于螺旋桨尺寸小、飞行速度慢，使得螺旋桨的特征雷诺数较低（30，000-300，000）。低雷诺数螺旋桨的气动特性预测是一个工程难题，低雷诺数螺旋桨设计对提高电推进系统性能具有重要意义。文献[7]给出了大量标准螺旋桨的风洞实验数据，可用于电推进系统中螺旋桨的选择与性能计算。2.3电机与螺旋桨组合性能计算电机可直接驱动螺旋桨，也可通过减速器与螺旋桨相连，设减速器的减速比为Gr，减速器效率为r，电机螺旋桨组合系统满足：pmnGrn，outrpropPP。组合性能的计算流程如图7所示。图7电机螺旋桨组合特性分析流程这里以aveox27电机直接驱动127APC螺旋桨为例，对电机/螺旋桨组合系统的特性进行计算。暂不考虑高度对组合性能的影响，计算结果图8、9所示。图8不同控制电压下，组合效率随飞行速度变化图9不同控制电压下输出功率随图8中，不同的控制电压（油门）下，组合效率随速度增加先增大，后减小。在给定的控制电压下，推进系统在某一速度下达到最大效率。图9中，控制电压越高，组合系统的输出功率越大，且输出功率随速度增大而减小。使用以上性能曲线，可以进行推进系统与飞行器的匹配分析和飞行性能计算。2.3电机螺旋桨性能匹配m主要由转速与电压决定（式3），即,mmnU。p主要由转速和飞行速度决定（式），即,ppVU。由于可以通过测量或其他方法得到电机/螺旋桨组合系统的转速随速度V、电压U的关系(,)nVU，故电机、螺旋桨都可以描述为速度V和电U的函数。图12给出了两种不同的电机螺旋桨组合在某一电压下，效率随速度变化。图10电机、螺旋桨及其组合效率随速度变化情形A中，电机与螺旋桨的峰值效率基本出现在同一速度，电机、螺旋桨