何振亞 唐興中

摘 要：本文基于電池、電機(jī)當(dāng)前的技術(shù)水平和發(fā)展趨勢(shì)，結(jié)合直升機(jī)性能估算方法，對(duì)某輕型直升機(jī)進(jìn)行了全電化改型方案設(shè)計(jì)與性能計(jì)算，分析了改型前后續(xù)航能力和懸停升限等關(guān)鍵性能指標(biāo)的變化，給出了電池能量密度、重量占比、電機(jī)功重比等對(duì)電動(dòng)直升機(jī)性能的影響規(guī)律，提出了現(xiàn)階段直升機(jī)全電化改型的建議。結(jié)果表明，當(dāng)前電動(dòng)直升機(jī)的續(xù)航能力僅能達(dá)到油動(dòng)直升機(jī)的8%左右，但其懸停升限明顯優(yōu)于油動(dòng)直升機(jī)，可根據(jù)實(shí)際任務(wù)場(chǎng)景，選擇增加電池重量占比、加裝輔助升力裝置等方式提高電動(dòng)直升機(jī)的續(xù)航能力。

關(guān)鍵詞：電動(dòng)直升機(jī)； 電池能量密度； 電機(jī)功重比； 續(xù)航能力； 懸停升限

中圖分類號(hào)：V221+.8 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.03.003

隨著世界推進(jìn)綠色航空的呼聲越來越高，航空電氣化已成為航空業(yè)發(fā)展的前沿陣地[1-2]。電動(dòng)載人飛行器具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、排放水平低等優(yōu)勢(shì)，迅速受到了世界各國(guó)的關(guān)注，目前電動(dòng)技術(shù)已經(jīng)在輕型和超輕型飛機(jī)上得到了廣泛的應(yīng)用[3]。

隨著電驅(qū)動(dòng)技術(shù)的進(jìn)步，綠色、電動(dòng)已經(jīng)成為直升機(jī)的熱門研究領(lǐng)域，無排放、低噪聲、低振動(dòng)的特點(diǎn)能夠滿足未來城市空運(yùn)的綠色環(huán)保需求[4]，進(jìn)一步挖掘出直升機(jī)產(chǎn)業(yè)的巨大潛力[5]。

與電動(dòng)飛機(jī)相比，電動(dòng)直升機(jī)對(duì)功率的需求更為嚴(yán)苛，總體發(fā)展相對(duì)較緩。2010年，西科斯基公司以S300C直升機(jī)為基礎(chǔ)研制了全電的Firefly直升機(jī)[6]，其電機(jī)最大功率為190hp（約141.68kW），搭載520kg電池的情況下可以飛行15min。2011年，歐直以提高自轉(zhuǎn)下滑能力為目的對(duì)AS350直升機(jī)進(jìn)行了混合驅(qū)動(dòng)技術(shù)的探索，認(rèn)為用于提高安全性的應(yīng)急電力驅(qū)動(dòng)技術(shù)目前尚未達(dá)到投入使用的水平。2016年，Aquinea公司和法國(guó)國(guó)家民用航空學(xué)院共同研發(fā)了Volta電動(dòng)直升機(jī)，該機(jī)設(shè)計(jì)最大起飛重量（質(zhì)量）520kg，采用EMRAX生產(chǎn)的122hp（約90.98kW）電機(jī)，所帶電池容量為22kW·h，最長(zhǎng)航時(shí)可達(dá)40min。除常規(guī)單旋翼帶尾槳構(gòu)型外，空客、 Lilium、Volocopter等公司[7]也開展了電動(dòng)多旋翼構(gòu)型的研究。

在電動(dòng)直升機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)研究方面，國(guó)外Datta等[8]開展了三種全電動(dòng)力裝置的概念設(shè)計(jì)研究，并基于R22直升機(jī)對(duì)三種動(dòng)力方案的性能進(jìn)行了評(píng)估。Durkee等[9]以R22為研究對(duì)象探索了全電動(dòng)力、傳動(dòng)系統(tǒng)在小型直升機(jī)上的可行性，分析了單個(gè)或多個(gè)電機(jī)作為動(dòng)力系統(tǒng)所帶來的重量代價(jià)和成本。Guinea等[10]研究了電動(dòng)直升機(jī)所使用的燃料電池的成本和比重，根據(jù)電動(dòng)直升機(jī)的重量需求給出了可接受的電池比重的范圍。

在國(guó)內(nèi)，北京航空航天大學(xué)的聶資等11]提出了電動(dòng)直升機(jī)主要飛行性能的計(jì)算方法，并以FH1共軸無人機(jī)為例對(duì)比分析了改型前后的重量和性能的變化。南京航空航天大學(xué)趙洪等[12]構(gòu)建了適用于電動(dòng)直升機(jī)的總體參數(shù)選擇和優(yōu)化方法，提出了三種能源方案并對(duì)主要設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行了敏感性分析。

目前，國(guó)內(nèi)對(duì)電動(dòng)直升機(jī)的研究主要集中于直升機(jī)的電動(dòng)化改型和概念方案設(shè)計(jì)。本文以某輕型直升機(jī)為研究對(duì)象，梳理了電動(dòng)直升機(jī)的關(guān)鍵性能指標(biāo)，開展了關(guān)鍵性能指標(biāo)的影響因素研究和參數(shù)敏感性分析，提出了直升機(jī)電動(dòng)化發(fā)展的建議，對(duì)電動(dòng)直升機(jī)的設(shè)計(jì)具有一定參考意義。

1 電動(dòng)直升機(jī)的特點(diǎn)

電動(dòng)直升機(jī)是指以電機(jī)代替燃油發(fā)動(dòng)機(jī)，以電池代替燃油的直升機(jī)。由于能源、動(dòng)力系統(tǒng)的改變，電動(dòng)直升機(jī)與油動(dòng)直升機(jī)在使用特點(diǎn)、飛行性能等方面有明顯不同。一是電動(dòng)直升機(jī)的排放水平較低。采用電機(jī)、電池可以減少直升機(jī)的部件數(shù)量，大幅度降低全機(jī)的振動(dòng)、噪聲水平，且電池不會(huì)排出NOx、CO等污染物。二是飛行性能受高度變化的影響小。燃油發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率隨高度增加而迅速降低，但電機(jī)在保證工作溫度的情況下，其輸出功率基本不隨高度變化。三是飛行過程中全機(jī)的重量不變。油動(dòng)直升機(jī)飛行時(shí)間較長(zhǎng)，燃料消耗量較大，全機(jī)的飛行重量不斷變化，而電池釋放能量的過程不與外界發(fā)生物質(zhì)交換，電池的重量不發(fā)生變化。

2 電動(dòng)直升機(jī)關(guān)鍵性能指標(biāo)

直升機(jī)飛行性能包括懸停升限、實(shí)用升限、最大平飛速度和續(xù)航時(shí)間或航程等[13]，就電動(dòng)直升機(jī)而言，由于能源動(dòng)力系統(tǒng)發(fā)生變化，其飛行性能也有較大改變。目前主流的電動(dòng)載人飛行器的性能見表1，其中括號(hào)內(nèi)為原油動(dòng)機(jī)的性能數(shù)值，可以發(fā)現(xiàn)，受限于現(xiàn)階段電池技術(shù)水平，電動(dòng)飛行器的續(xù)航時(shí)間和航程的變化最為顯著。在飛行器的電動(dòng)化設(shè)計(jì)過程中通常為保證一定的續(xù)航時(shí)間和航程，需要降低有效載荷以增加電池重量占比，且由于電機(jī)的高度特性，電動(dòng)飛行器的垂直性能也有較大提升，因此，將續(xù)航時(shí)間與航程、有效載荷和懸停升限作為電動(dòng)直升機(jī)的關(guān)鍵性能指標(biāo)，能夠充分反映出電動(dòng)直升機(jī)的實(shí)用性與經(jīng)濟(jì)性。

2.1 續(xù)航時(shí)間與航程

3 關(guān)鍵性能指標(biāo)影響因素與分析

3.1 續(xù)航時(shí)間與航程影響因素

由式（1）、式（2）可以發(fā)現(xiàn)，電池能量密度、電池重量和功率載荷對(duì)全電直升機(jī)的續(xù)航時(shí)間與航程有直接影響。以某型直升機(jī)為對(duì)象，開展全電化改型方案研究，改型以起飛重量、動(dòng)力系統(tǒng)連續(xù)輸出功率和能源系統(tǒng)重量不變?yōu)榧s束條件，電機(jī)功重比按5kW/kg估算，采用的鋰電池的質(zhì)量能量密度以200W·h/kg估算，忽略改型帶來的重心變化、體積布置等問題，改型前后全機(jī)各主要系統(tǒng)重量分布如圖1所示。

從圖1中可以發(fā)現(xiàn)，全電化改型前后，由于電機(jī)的功重比略高于原發(fā)動(dòng)機(jī)，動(dòng)力系統(tǒng)的占比略有下降，而改型后尾槳部分由單獨(dú)電機(jī)驅(qū)動(dòng)，不再需要尾傳動(dòng)軸等部件，傳動(dòng)系統(tǒng)的重量也有所下降，保持燃油部分等重量替換成電池，其他系統(tǒng)的重量基本不變，直升機(jī)的有效載荷略有增加。引入環(huán)境溫度對(duì)電池放電能力的影響[14]，改型前后直升機(jī)的性能對(duì)比見表2。

從表2可以發(fā)現(xiàn)，樣例直升機(jī)全電化改型前后，懸停升限明顯增加，約為改型前的1.5倍，但續(xù)航時(shí)間和航程約為改型前的8%?，F(xiàn)有技術(shù)條件下，全電化直升機(jī)的飛行性能較油動(dòng)直升機(jī)遠(yuǎn)遠(yuǎn)不足，嚴(yán)重限制了全電直升機(jī)的應(yīng)用。3.1.1 電池能量密度

電動(dòng)航空領(lǐng)域常用的能源包括鋰聚合物電池、燃料電池、混合電池等，目前鋰聚合物電池的發(fā)展較為成熟、應(yīng)用最廣泛[15]，其質(zhì)量能量密度可以達(dá)到200W·h/kg以上。根據(jù)《中國(guó)制造2025》規(guī)劃，預(yù)測(cè)在2025年鋰電池的能量密度能夠突破400W·h/kg（見圖2），而且鋰電池的理論極限可以達(dá)到1000W·h/kg以上[16]，見表3。

電池能量密度與續(xù)航時(shí)間和航程呈線性關(guān)系，考慮電池技術(shù)的發(fā)展，對(duì)電池的質(zhì)量能量密度200～1000W·h/kg下的續(xù)航時(shí)間和航程進(jìn)行了計(jì)算，如圖3所示。續(xù)航時(shí)間和航程隨電池能量密度呈線性關(guān)系，當(dāng)質(zhì)量能量密度達(dá)到1000W·h/kg時(shí)，續(xù)航時(shí)間可以達(dá)到116min，航程達(dá)到280km，已經(jīng)具備了相當(dāng)?shù)膽?yīng)用潛力。

3.1.2 電池重量

適當(dāng)降低有效載荷，提高電池重量在全機(jī)重量中的占比，也是提高續(xù)航時(shí)間和航程的有效手段。

定義ε為改型電池重量GB外的附加電池重量與原機(jī)有效載荷Gu的比值，可以得到不同ε下續(xù)航時(shí)間和航程的變化規(guī)律，如圖4、圖5所示，圖中點(diǎn)畫線表示原機(jī)的續(xù)航時(shí)間和航程，ε為1表示有效載荷全部轉(zhuǎn)為附加電池重量。可以發(fā)現(xiàn)，當(dāng)電池能量密度和附加電池占比都較大時(shí)，全電化改型后的續(xù)航時(shí)間和航程才能達(dá)到原機(jī)相同的水平。

3.1.3 功率載荷

增大功率載荷，即降低全機(jī)功率消耗，對(duì)續(xù)航時(shí)間和航程有利，不同功率載荷下續(xù)航時(shí)間與航程隨電池質(zhì)量能量密度和附加電池重量占比的變化關(guān)系，如圖6、圖7所示。

功率載荷增大而提升續(xù)航時(shí)間與航程的本質(zhì)即降低全機(jī)功率消耗，根據(jù)式（4）可以發(fā)現(xiàn)，全機(jī)功率消耗與旋翼實(shí)度、廢阻面積、槳尖速度、旋翼半徑等參數(shù)相關(guān)，通過對(duì)主要參數(shù)開展敏感性分析[17-18]，可以得到各參數(shù)對(duì)全電直升機(jī)續(xù)航時(shí)間與航程的影響程度與相關(guān)性，如圖8所示，其中正值表示增大該參數(shù)有利于提升續(xù)航時(shí)間或航程，絕對(duì)值越大則該參數(shù)對(duì)續(xù)航時(shí)間、航程的影響越強(qiáng)。

從圖8中可以發(fā)現(xiàn)，電池能量密度、電池重量和起飛重量對(duì)樣例全電直升機(jī)續(xù)航時(shí)間與航程的影響程度較大，其次是旋翼半徑、槳尖速度、電機(jī)功重比、旋翼實(shí)度、廢阻面積等參數(shù)。為提升全電直升機(jī)的續(xù)航時(shí)間與航程，應(yīng)增大電池能量密度和電池重量，并對(duì)旋翼半徑、槳尖速度、旋翼實(shí)度等參數(shù)做出針對(duì)性調(diào)整。

3.2 有效載荷影響因素

3.2.1 空機(jī)重量

直升機(jī)空機(jī)重量由機(jī)體結(jié)構(gòu)、動(dòng)力裝置、通用設(shè)備等重量組成，機(jī)體結(jié)構(gòu)重量通常占全機(jī)總重的30%以上[19]，但隨著復(fù)合材料技術(shù)的發(fā)展，機(jī)體結(jié)構(gòu)重量存在一定的降低空間，而由于全電直升機(jī)的動(dòng)力需求與常規(guī)直升機(jī)有所不同，兩者的空機(jī)重量組成的主要區(qū)別體現(xiàn)在動(dòng)力裝置等部分，直升機(jī)用于驅(qū)動(dòng)主旋翼的功率輸出，具有低轉(zhuǎn)速、大扭矩的特性，而一般電機(jī)的輸出為高轉(zhuǎn)速、小扭矩，通過專用設(shè)計(jì)與改造使電機(jī)能夠與主旋翼直連，可省去主旋翼減速器等部件，并且隨著電機(jī)功重比水平的提高，采用電機(jī)能夠有效降低電動(dòng)直升機(jī)的空機(jī)重量，有利于提升任務(wù)載荷、續(xù)航時(shí)間、航程等飛行能力。

保持連續(xù)輸出功率不變，不同功重比電機(jī)帶來的全機(jī)重量變化見表4，其中case 1、case 2、case 3為改為電機(jī)且保留減速器， case 4、case 5、case 6為電機(jī)直接驅(qū)動(dòng)旋翼的三種情況，可以發(fā)現(xiàn)，電機(jī)功重比增大能夠有效增大有效載荷，在直接連接旋翼的情況下可以進(jìn)一步提升載荷能力。

3.2.2 電池重量

電池重量是續(xù)航時(shí)間、功率載荷和電池能量密度的函數(shù)，在空重比和續(xù)航時(shí)間不變的前提下，有效載荷與功率載荷和電池能量密度的關(guān)系如圖9所示。

可以發(fā)現(xiàn)，隨著電池能量密度增加，相同續(xù)航時(shí)間所需的電池質(zhì)量減小，有效載荷占比增加，且電池能量密度對(duì)有效載荷的提升效果逐漸降低，而隨著功率載荷增加，即全機(jī)需用功率降低，續(xù)航狀態(tài)對(duì)應(yīng)電池質(zhì)量減小，有效載荷增加。

3.3 懸停升限影響因素

3.3.1 可用功率

懸停升限由可用功率和需用功率決定，全電直升機(jī)的可用功率對(duì)應(yīng)所使用電機(jī)的輸出功率。與燃油發(fā)動(dòng)機(jī)相比，電機(jī)功率隨高度的變化可以忽略，根據(jù)表2可知，在改型前后動(dòng)力系統(tǒng)功率相同的情況下，懸停升限與原機(jī)性能相比有較大提升。假設(shè)在全電化改型中保持原動(dòng)力系統(tǒng)的重量不變，不同功重比下全電化改型后的懸停升限與原機(jī)比較結(jié)果見表5，其中功率比為電機(jī)功率和原發(fā)動(dòng)機(jī)的比，可以發(fā)現(xiàn)，功率相同的條件下，改用電機(jī)后的懸停升限較原機(jī)提升了50%，且隨著電機(jī)功重比增大，理論上可以達(dá)到的懸停升限也迅速增加。

3.3.2 需用功率

需用功率隨半徑、槳尖速度、旋翼實(shí)度等參數(shù)變化，不同參數(shù)對(duì)懸停升限的影響如圖10所示，-X表示無量綱化的參數(shù)變化值，ΔH/Ho表示由于參數(shù)變化引起的懸停升限變化與改型后懸停升限的比值，可以發(fā)現(xiàn)，對(duì)懸停升限影響程度最大的是起飛重量，其次是旋翼半徑、槳尖速度和旋翼實(shí)度，除旋翼半徑外各參數(shù)均與懸停升限呈負(fù)相關(guān)關(guān)系。相對(duì)全電化改型后的懸停升限，旋翼半徑、槳尖速度等參數(shù)變化引起的懸停升限變化幅度均較小。

4 電動(dòng)直升機(jī)發(fā)展建議

（1） 面向任務(wù)需求調(diào)節(jié)電池重量占比

目前電池的能量密度可達(dá)到200W·h/kg左右，根據(jù)3.1節(jié)中的分析，將原有燃油部分替換為等重的電池，會(huì)導(dǎo)致續(xù)航能力大幅度下降，嚴(yán)重限制全電直升機(jī)在軍、民領(lǐng)域的應(yīng)用潛力。因此，可以適當(dāng)增加/減小電池重量的占比，通過平衡有效載荷和電池之間的重量占比關(guān)系保證直升機(jī)在全電化改型后仍具有一定的任務(wù)能力，從而發(fā)揮出全電在綠色、舒適方面的優(yōu)勢(shì)。

（2） 加裝輔助升力裝置

除增加電池外，也可通過加裝輔助升力裝置，達(dá)到降低全機(jī)功率消耗、提升續(xù)航能力的效果。以在機(jī)身兩側(cè)加裝短翼為例，對(duì)短翼的重量、升力和引起的垂直增重效應(yīng)進(jìn)行估算[20-21]，可以得到加裝短翼后有效載荷與續(xù)航能力的關(guān)系，如圖11所示。

圖11中Gu1表示加裝短翼后的有效載荷?？梢园l(fā)現(xiàn)，加裝短翼使得全機(jī)的續(xù)航能力有所提升，但短翼結(jié)構(gòu)重量導(dǎo)致全機(jī)有效載荷降低。與圖4、圖5對(duì)比可以發(fā)現(xiàn)，和替換等重量的電池相比，兩者對(duì)續(xù)航時(shí)間的影響相差不大，而加裝短翼帶來的航程增加明顯更多，這是因?yàn)槎桃頌樾矸謸?dān)了拉力，降低了全機(jī)的需用功率，且其效果與速度的平方成正比。經(jīng)濟(jì)速度通常較小，受加裝短翼的影響不明顯，久航速度相對(duì)較大，速度值隨短翼增升效果提高而不斷增加，從而引起圖中所示的航程變化。盡管輔助升力裝置對(duì)續(xù)航能力的提升效果明顯，但過度加大短翼會(huì)引起強(qiáng)烈的垂直增重效應(yīng)，不利于低速度下的飛行，也可能導(dǎo)致全機(jī)的橫向尺寸過大。

（3） 當(dāng)前階段集中于小噸位改型

不同電池能量密度下，續(xù)航能力與總重的變化如圖12所示。

可以發(fā)現(xiàn)，隨著電池能量密度增大，總重增加對(duì)續(xù)航能力的提升效果逐漸增強(qiáng)，且總重越小，續(xù)航能力曲線的斜率越小，即增加越明顯。目前，電池能量密度仍處于較低水平，為實(shí)現(xiàn)某一特定續(xù)航要求，電動(dòng)直升機(jī)應(yīng)從小噸位開始考慮，以獲得最大的效益，且現(xiàn)階段具有高空重比的航空電機(jī)的單個(gè)功率不超過500kW，因此，直升機(jī)的電動(dòng)化應(yīng)以小噸位為主。

（4） 充分發(fā)揮高空特性拓寬應(yīng)用邊界

油動(dòng)直升機(jī)全電化改型后的懸停升限可以達(dá)到原水平的1.5倍以上， 具有良好的高空特性，更適合于執(zhí)行高原任務(wù)。因此，全電直升機(jī)應(yīng)充分發(fā)揮高空優(yōu)勢(shì)，針對(duì)旋翼系統(tǒng)、燃油、電子設(shè)備等開展環(huán)境適應(yīng)改進(jìn)技術(shù)攻關(guān)，拓寬直升機(jī)在高原、低溫等特殊環(huán)境中的應(yīng)用，以彌補(bǔ)現(xiàn)有裝備高原能力的不足。

5 結(jié)論

本文對(duì)某型直升機(jī)進(jìn)行了全電化改型方案設(shè)計(jì)，分析了電動(dòng)直升機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)指標(biāo)及其影響因素，得到以下結(jié)論：

（1） 在現(xiàn)有電池技術(shù)水平下，全電直升機(jī)的續(xù)航時(shí)間與航程能力較低，僅能達(dá)到油動(dòng)直升機(jī)的8%左右，其任務(wù)能力、應(yīng)用場(chǎng)景有限，而由于電機(jī)良好的高空特性，電動(dòng)直升機(jī)的懸停升限能夠輕松達(dá)到油動(dòng)直升機(jī)的1.5倍以上。

（2） 相比油動(dòng)直升機(jī)，電動(dòng)直升機(jī)在設(shè)計(jì)參數(shù)上具有不同特征，在全電化改型或設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)對(duì)槳葉半徑、旋翼實(shí)度和槳尖速度等參數(shù)做出針對(duì)性調(diào)整，得到兼顧電動(dòng)系統(tǒng)特點(diǎn)的設(shè)計(jì)參數(shù)。

（3） 現(xiàn)階段直升機(jī)的電動(dòng)化應(yīng)以小噸位為主，可通過適當(dāng)增加電池重量的占比、加裝輔助升力裝置等手段，提高電動(dòng)直升機(jī)的續(xù)航能力，未來電動(dòng)直升機(jī)的發(fā)展應(yīng)聚焦其特點(diǎn)，充分發(fā)揮全電綠色、舒適、高空特性良好等優(yōu)勢(shì)，從能源角度突破現(xiàn)有不足，不斷推進(jìn)直升機(jī)電動(dòng)化進(jìn)程。

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Study on Key Performance Indexes and Influencing Factors of Electric Helicopter

He Zhenya， Tang Xingzhong

Chinese Aeronautical Establishment， Beijing 100029， China

Abstract： This paper carries out the design and performance calculation of a light helicopter all-electric variant based on the current technical level and development trend of battery and motor， combined with the helicopter performance estimation method. The changes of key performance indexes such as endurance and hover ceiling before and after the modification are analyzed. The influence laws of battery energy density， weight ratio and motor power to weight ratio on the performance of electric helicopter are given， and the suggestions of helicopter all-electric modification at present stage are put forward. The results show that the endurance of the current electric helicopter can only reach about 8% of that of the oil-powered helicopter， but its hover ceiling is obviously better. According to the actual task scenario， the options such as increasing the battery weight ratio and installing auxiliary lift devices can be selected to improve the endurance capacity.

Key Words： electric helicopter； battery energy density； motor power to weight ratio； endurance； hover ceiling