1、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THE RESEARCH ON PROPULSION SYSTEM OFELECTRIC-POWERED AIRCRAFTZhang Jian, Zhou Zhou,Zhou Ming(National key laboratory
2、of UAV special technology, Northwestern Poly-technical University, XiAN 710065, China)Abstract Based on the principle and structure of electric propulsion system, The exterior characteristics of direct current and brushless motor was analyzed, The performance model of Electric propulsion system was
3、established, Matching method of motor with prop and propulsion with aircraft was studied. The results are proved to be useful for electric-powered aircraft design.Key words Propulsion System，Direct Current，Brushless Motor，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
4、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
5、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
6、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 和比功率 ，电EMBPMB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 ；电b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 ；电m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 ；螺旋a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；减速器用来匹配电机与螺旋桨转速，
7、作为功p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：（1）arpbm1.2、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 （Wh/kg ） ，它衡量了电池能量存储能力的MB大小；电池放电功率与电池质量的比值称比功率（W/kg） ，它衡量了电池放电能力的大小。P按照飞机设计原理，动力系统的比能量直接影响飞行器
8、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 350 Wh/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.
9、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 600 Wh/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
10、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 。放电深度越深，电池寿命W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
11、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-Cd Ni-MH Li-ionLi-poly Li-S Zn-Airfuel-sell Fuelcell/H2 Nearfuture比能量（Wh/kg）图
12、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 8-10 kw/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
13、、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 、输出ou
14、tP扭矩 与工作效率 随转速 和控制电压 的mQmnU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。（2）09.5()/mmVnURIK（3）outP（4）01mVmnInKv 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。 为空载电流，单0I位:A，它衡量了电机转动摩擦的大小。 为电机mR内阻，单位： U 是控制电压，单位： V。 是转n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 、需求功率系数 和效率TCPC取 决于飞行速度 V
15、 与转速 ，即进距比 J，它Ppn们的表达式如下 2（5）24TpCD（6）35roPn（7）pVJ（8）TPC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
16、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 ，电机螺旋桨组合系统满足：r， 。组合性能的计算流程pmnGoutrpoP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 螺127APC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
17、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主要由转速与电压决定（式 3） ，即m。 主要由转速和飞行速度决定,nUp（式） ，即 。由于可以通过测量或其,V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 ，故电机、螺旋桨都可(,)n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、螺旋桨具有较好的阻抗匹配；情形 B 中，电机与螺旋
18、桨的峰值效率出现两个不同的速度，最大效率小于情形 A。电机/螺旋桨组合系统中，较差的阻抗匹配将导致过大的螺旋桨尺寸，电机在给定的输入功率下难以达到最大效率所需的转速，导致电流过剩。电机/螺旋桨匹配即寻找合适的电机/螺旋桨组合，在飞行器设计速度下达到最高效率，在选择电机和螺旋桨时可利用上图对两者的匹配进行评价。电池功率损失主要是内阻产生的焦耳热，。电机、调速器等内阻也将导致功率损失。2losPIR因此，减小放电电流可以显著提高整个系统的效率。小型电动无人机动力系统采用高电压低电流设计（多组电池串联以提高电压） ，在同样的输出功率下可以降低电流。Raven 无人机采用了七节Li-SO2 电池串联，
19、放电电压达到 25.2V，假设组合系统的效率为 0.5，在输出功率 200W 情况下，电流仍不到 4A。2.4 电动推进系统与飞行器的匹配飞行器的功率需求取决于飞行器飞行状态和设计指标。电动力飞行器的飞行状态比较单一，可选择爬升率、等高度盘旋、待机平飞速度等指标来确飞行器的需用功率。由下式可确定不同飞行状态下的需用功率 8。（10）20/TTyDTWqVnPWgCKgSS为飞行质量，单位 kg； 为爬升率，单位ym/s； 为翼载荷 ,单位 ；n 为等高度盘/TS2/kgm旋过载； 为零升阻力系数， 为升致阻力因0DCK子。一个好的飞行器与推进系统匹配方案应满足：1、推进系统的可用功率满足飞行器
20、全飞行剖面内所有飞行态的需用功率要求。2、在飞行器的主要飞行状态下，推进系统具有最佳的效率。通常第一个要求容易满足，第二个要求需要对不同的电机与螺旋桨组合参照文中给出的方法进行检验，这是一个反复的过程。实际操作时，首先依据同类飞行器的设计经验缩小选择范围，然后确定几组合适的电机螺旋桨组合进行对比，确定最佳的电机螺旋桨组合方案。结论1、由于电池不像燃油那样在飞行中消耗而减少重量，电源的比能量对飞机重量影响显著。实际比功率和比能量受放电电流和温度的影响，相关计算和分析应按照实际比能量或比功率进行。2、电机螺旋桨的组合效率随速度的增加，先增大后减小，在给定的控制电压下，组合效率在某一特定速度小达到最
21、高。不同的控制电压下所能达到最大效率不同，最高效率对应的电压与速度为电机螺旋桨组合系统的最佳工作状态。3、电推进系统的性能主要取决于电机、螺旋桨性能以及二者的匹配。当电机与螺旋桨在相近的速度下分别达到最佳效率，则两者具有最佳的阻抗匹配，此时组合效率达到最高。采用高电压低电流设计可以提高推进系统的效率。4、电推进系统与飞行器的匹配是一个需要分析对比，反复检验的过程。本文给出的方法可以快速对推进系统与飞行器进行初步匹配设计。THE RESEARCH ON PROPULSION SYSTEM OFELECTRIC-POWERED AIRCRAFTZhang Jian, Zhou Zhou,Zhou
22、Ming(National key laboratory of UAV special technology, Northwestern Poly-technical University, XiAN 710065, China)Abstract Based on the principle and structure of electric propulsion system, The exterior characteristics of direct current and brushless motor was analyzed, The performance model of El
23、ectric propulsion system was established, Matching method of motor with prop and propulsion with aircraft was studied. The results are proved to be useful for electric-powered aircraft design.Key words Propulsion System，Direct Current，Brushless Motor，UAV参考文献1 Michael J. Logan,Julio Chu,Mark A. Motte
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