某輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)電動(dòng)化改裝方案研究

成 強(qiáng) 張 慶 林壯龍

（1.中航通飛研究院有限公司，廣東 珠海 519090；2.浙江通飛野馬飛機(jī)制造有限責(zé)任公司，浙江 杭州 311612）

近年來(lái)，通用航空進(jìn)入快速發(fā)展期，截至2020年底，通航運(yùn)營(yíng)企業(yè)已達(dá)523家。通用航空飛機(jī)數(shù)量龐大，飛行架次多，飛行高度低，大多圍繞城市周邊飛行，除了存在碳排放問(wèn)題以外，還面臨噪聲污染問(wèn)題。與傳統(tǒng)燃料動(dòng)力飛機(jī)相比，以電能作為推進(jìn)能源的電動(dòng)飛機(jī)能夠?qū)崿F(xiàn)零排放的目標(biāo)，噪聲和振動(dòng)水平極低，是目前航空領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)之一。

國(guó)內(nèi)外多家公司已經(jīng)研制出可以載人的電動(dòng)飛機(jī)，部分公司已經(jīng)可以量產(chǎn)載人電動(dòng)飛機(jī)。2015年，蝙蝠公司（Pipistrel Aviation）將旗下Alpha Trainer升級(jí)為全新雙座電動(dòng)教練機(jī)——Alpha Electro，該飛機(jī)取得多個(gè)國(guó)家的適航證并進(jìn)入市場(chǎng)。同年，我國(guó)遼寧通用航空研究院研制的國(guó)內(nèi)首款電動(dòng)雙座輕型飛機(jī)“銳翔”RX1E 獲得中國(guó)民用航空局頒發(fā)的輕型運(yùn)動(dòng)類飛機(jī)的型號(hào)合格證和生產(chǎn)許可證并已量產(chǎn)交付。由于綠色航空逐漸成為航空領(lǐng)域發(fā)展的主流趨勢(shì)，因此電動(dòng)飛機(jī)將成為未來(lái)航空領(lǐng)域的主要發(fā)展方向。與燃油動(dòng)力系統(tǒng)相比，電推進(jìn)系統(tǒng)具有較凸出的環(huán)保性、安全性和維護(hù)性的優(yōu)勢(shì)，對(duì)燃油動(dòng)力飛機(jī)進(jìn)行電動(dòng)化改裝具有較大的經(jīng)濟(jì)效益。

1 某輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)

某輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)是航空工業(yè)通飛下屬浙江野馬公司研制的一款單發(fā)兩座金屬結(jié)構(gòu)飛機(jī)，主要用于飛行員培訓(xùn)和個(gè)人娛樂(lè)飛行。該飛機(jī)是按照ASTM F2245的相關(guān)要求進(jìn)行設(shè)計(jì)和驗(yàn)證的，并于2021年獲得了中國(guó)民用航空局頒發(fā)的型號(hào)合格證和生產(chǎn)許可證。該飛機(jī)為上單翼飛機(jī)，具有并排雙座和固定式前三點(diǎn)起落架。飛機(jī)前部機(jī)身安裝發(fā)動(dòng)機(jī)和螺旋槳，發(fā)動(dòng)機(jī)外有整流罩；飛機(jī)中部機(jī)身安裝玻璃化座艙和2套座椅，座艙兩側(cè)設(shè)置登機(jī)艙門，座椅后設(shè)置行李艙；后部機(jī)身用于安裝平尾和垂尾；飛行操縱系統(tǒng)貫穿整個(gè)機(jī)身。飛機(jī)選用1臺(tái)ROTAX 912 ULS型活塞發(fā)動(dòng)機(jī)和1副由Whirlwind廠家生產(chǎn)的GA-RW3B型三葉地面可調(diào)槳距復(fù)合材料螺旋槳，并配裝一套MGL綜合電子儀表系統(tǒng)。飛機(jī)如圖1所示，該飛機(jī)的基本參數(shù)見表1。

表1 飛機(jī)的基本參數(shù)

圖1 某輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)

2 電動(dòng)化改裝方案

2.1 改裝方案

在某輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)的電動(dòng)化改裝過(guò)程中將拆除原有的燃油動(dòng)力系統(tǒng)，由鋰電池組提供能源，電動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的電推進(jìn)系統(tǒng)。電推進(jìn)系統(tǒng)是電動(dòng)飛機(jī)的核心，電動(dòng)飛機(jī)的性能和用途主要取決于其電推進(jìn)系統(tǒng)的具體性能。電推進(jìn)系統(tǒng)由電動(dòng)機(jī)、螺旋槳、電動(dòng)機(jī)控制器、動(dòng)力電池組、電源管理系統(tǒng)（BMS）和顯示儀表組成，系統(tǒng)交聯(lián)關(guān)系如圖2所示。改裝的基本原則是盡量減少對(duì)飛機(jī)原有構(gòu)型的影響，用電源管理系統(tǒng)替代原來(lái)的燃油系統(tǒng)，并對(duì)動(dòng)力裝置和航電等系統(tǒng)進(jìn)行適應(yīng)性改進(jìn)。

由圖2可知，打開主開關(guān)后，高壓動(dòng)力電池組通過(guò)電動(dòng)機(jī)控制為電動(dòng)機(jī)供電，控制器調(diào)節(jié)電動(dòng)機(jī)的功率。電動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)螺旋槳，從而產(chǎn)生拉力。原機(jī)攜帶的14 V蓄電池為電源管理系統(tǒng)、顯示儀表和其他用電設(shè)備（例如襟翼電機(jī)）供電，通過(guò)顯示儀表可設(shè)置和監(jiān)測(cè)動(dòng)力電池（例如電量、溫度）和電動(dòng)機(jī)的參數(shù)（例如轉(zhuǎn)速）。由于原機(jī)安裝的綜合電子儀表是國(guó)外成品，因此為了降低改裝影響和費(fèi)用，不對(duì)原儀表進(jìn)行升級(jí)，改裝時(shí)為動(dòng)力系統(tǒng)新增1塊電子儀表。

圖2 電推進(jìn)系統(tǒng)交聯(lián)圖

2.2 電動(dòng)機(jī)需求分析

動(dòng)力裝置對(duì)飛機(jī)速度特性、高度特性、耐航性和加速性等各方面有很大的影響。電動(dòng)機(jī)功率是根據(jù)飛機(jī)所需動(dòng)力來(lái)選擇的，應(yīng)盡量使電動(dòng)機(jī)在額定負(fù)載下運(yùn)行。如果所選電動(dòng)機(jī)的功率過(guò)小，就會(huì)出現(xiàn)“小馬拉大車”的現(xiàn)象，造成電動(dòng)機(jī)長(zhǎng)期超載運(yùn)轉(zhuǎn)，過(guò)熱時(shí)電動(dòng)機(jī)可能損壞或燒毀。如果所選電動(dòng)機(jī)的功率過(guò)大，就不能充分利用其輸出功率，還會(huì)增加電動(dòng)機(jī)和電池的質(zhì)量，從而影響飛機(jī)性能。電推進(jìn)系統(tǒng)要保證在飛機(jī)全部飛行速度和飛行高度范圍內(nèi)都有足夠的拉力或功率。通過(guò)計(jì)算飛機(jī)飛行任務(wù)剖面各階段所需的功率和電量來(lái)確定電動(dòng)機(jī)的功率和動(dòng)力電池的電容量。根據(jù)該飛機(jī)的用途可以確定典型的飛行任務(wù)剖面，如圖3所示。

對(duì)圖3的典型飛行任務(wù)剖面各階段的動(dòng)力需求進(jìn)行分析。飛機(jī)在地面滑行階段速度為15 km/h~20 km/h，所需功率較??；飛機(jī)在起飛爬升時(shí)需要克服自身重力（離地面越近，地心引力就越大，飛機(jī)需要的拉力也就越大），通常以最大功率起飛離場(chǎng)，爬升到安全高度后以最大連續(xù)功率或者最佳爬升速度爬升，這個(gè)過(guò)程中所需功率最大；飛機(jī)以最佳動(dòng)力狀態(tài)巡航時(shí)可達(dá)到最大航程，此時(shí)功率最平穩(wěn)；飛機(jī)下降進(jìn)近時(shí)，重力大于升力，此時(shí)所需功率很小。因此，用起飛爬升時(shí)需要的功率作為選擇電動(dòng)機(jī)功率的標(biāo)準(zhǔn)。飛機(jī)在起飛爬升時(shí)所需的功率如公式（1）所示。

式中：為飛機(jī)維持某種飛行狀態(tài)時(shí)所需的功率，W；W為飛機(jī)起飛質(zhì)量，W=600 kg；為重力加速度，=9.81 m/s；為定常爬升時(shí)的平均速度，=130 km/h≈36 m/s；為爬升角，=5°；為爬升時(shí)的升阻比，=11.0。

螺旋槳在飛行中的最高效率可達(dá)85%~90%。由于該型飛機(jī)安裝的是ROTAX 912型活塞發(fā)動(dòng)機(jī)和地面可調(diào)槳距的螺旋槳，因此為了保證最佳巡航性能，設(shè)置槳葉角在巡航狀態(tài)下達(dá)到最大功率。起飛階段保守地假定螺旋槳效率η=0.80，則所需的電動(dòng)機(jī)輸出功率P如公式（2）所示。

當(dāng)飛機(jī)以150 km/h的速度巡航時(shí)，爬升角為0°，升阻比為14.5，按照上述方法可求得電動(dòng)機(jī)的輸出功率為21 109 W。飛機(jī)下降時(shí)電動(dòng)機(jī)為怠速狀態(tài)，所需功率較小。

考慮原飛機(jī)安裝的活塞發(fā)動(dòng)機(jī)在海平面國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣環(huán)境下的最大連續(xù)功率為69 kW，隨著飛行高度的增加，空氣變得稀薄，進(jìn)氣減少，發(fā)動(dòng)機(jī)手冊(cè)給出曲線表明性能就會(huì)降低。結(jié)合該型飛機(jī)在飛行試驗(yàn)時(shí)測(cè)得的爬升性能數(shù)據(jù)（并考慮一定余量）可以初步選擇額定輸出功率為60 kW的電動(dòng)機(jī)。

2.3 動(dòng)力電池組電容量

電池組能量指標(biāo)是體現(xiàn)電池價(jià)值的最重要的參數(shù)，它是由飛機(jī)的飛行剖面決定的。電池組的能量是由飛行剖面總能量決定的?？梢愿鶕?jù)飛機(jī)飛行任務(wù)剖面內(nèi)各階段的耗電量和可裝載的電池指令進(jìn)行綜合分析，確定電動(dòng)飛機(jī)動(dòng)力電池組的總能量。根據(jù)第2.2節(jié)所需電動(dòng)機(jī)的輸出功率，可以按公式（3）求得所需的動(dòng)力電池組功率（其他用電設(shè)備使用獨(dú)立的蓄電池，此處不考慮）。

式中：η為電動(dòng)機(jī)的效率，η=0.95；η為電動(dòng)機(jī)控制器的效率，η=0.95。

由圖3所示的典型飛行任務(wù)剖面可知，飛機(jī)爬升到1 000 m所需的時(shí)間為5.3 min，假設(shè)巡航時(shí)間為120.0 min，再結(jié)合飛機(jī)的實(shí)際使用情況和預(yù)留20%的備用電量計(jì)算電池組的總電量，結(jié)果見表2。

表2 電池組總電量計(jì)算結(jié)果

圖3 典型飛行任務(wù)剖面

2.4 改裝可行性分析

由于該方案只是用電推進(jìn)系統(tǒng)替換原有的燃油動(dòng)力系統(tǒng)，為了盡可能地避免對(duì)原飛機(jī)性能產(chǎn)生影響，因此電推進(jìn)系統(tǒng)的質(zhì)量以及合理的布置就成為成功改裝的關(guān)鍵因素。

電推進(jìn)系統(tǒng)的質(zhì)量是電動(dòng)飛機(jī)設(shè)計(jì)的一個(gè)關(guān)鍵因素，動(dòng)力電池質(zhì)量占比越大，續(xù)航里程就越長(zhǎng)。電動(dòng)機(jī)和控制器可選南京首航動(dòng)力額定功率為60 kW的電機(jī)產(chǎn)品，電機(jī)質(zhì)量約為15.2 kg，控制器和水冷系統(tǒng)的質(zhì)量約為10.0 kg。動(dòng)力電池組可選中創(chuàng)新航已經(jīng)量產(chǎn)的NCM電池，電芯能量密度為260 Wh/kg。假設(shè)增加的電推進(jìn)系統(tǒng)的顯示儀表和電纜的總質(zhì)量為6.8 kg，螺旋槳沿用原有成品，并與電機(jī)進(jìn)行適應(yīng)性匹配試驗(yàn)。

某型飛機(jī)改裝前后的主要質(zhì)量變化見表3。飛機(jī)改裝前可乘坐2個(gè)人（包括飛行員），按CCAR-23正常類飛機(jī)每個(gè)標(biāo)準(zhǔn)乘員質(zhì)量為77.0 kg估算，2名乘員總質(zhì)量為154.0 kg；燃油動(dòng)力裝置約為76.0 kg，油箱及管路約為5.0 kg，滿載時(shí)可裝燃油為61.0 kg。改裝后的電推進(jìn)系統(tǒng)總質(zhì)量為32.0 kg，儀表和電纜質(zhì)量為6.8 kg，在飛機(jī)最大起飛質(zhì)量不變的情況下得到的動(dòng)力電池組的總質(zhì)量為110.0 kg。鋰電芯質(zhì)量按電池組質(zhì)量的80%來(lái)估算，其質(zhì)量約為88.0 kg。根據(jù)所選的電芯能量密度計(jì)算得到電池組的總電量為23 kW·h。對(duì)表2巡航階段的時(shí)長(zhǎng)進(jìn)行修正，可獲得巡航段時(shí)間為29 min，改裝的電動(dòng)飛機(jī)總續(xù)航時(shí)間為50 min。

表3 改裝前后的質(zhì)量對(duì)比

根據(jù)公式（4）初步估算改裝后的續(xù)航里程。

式中：V為爬升時(shí)的平均速度，V=130 km/h；γ為爬升角，γ=5°；t為爬升到預(yù)定高度（1 000 m）的時(shí)間，t=5.3 min；V為巡航時(shí)的平均速度，V=150 km/h；t為巡航持續(xù)時(shí)間，t=29 min；V為下降時(shí)的平均速度，V=120 km/h；γ為下降角，γ=3°；t為下降持續(xù)時(shí)間，t=8 min。

由公式（4）可知，飛機(jī)在爬升階段和下降階段的航時(shí)和航程都比較短，電動(dòng)飛機(jī)在飛行過(guò)程中質(zhì)量保持不變，因此電動(dòng)飛機(jī)的航程如公式（5）所示。

式中：ρ為電池能量密度，Wh/ kg；為電推進(jìn)系統(tǒng)的總效率；為重力加速度；/為升阻比；W/W為動(dòng)力電池在起飛質(zhì)量中的占比。

根據(jù)公式（5）可知，受動(dòng)力電池的能量密度、動(dòng)力電池的質(zhì)量、飛機(jī)升阻比和電推進(jìn)系統(tǒng)總效率的影響，改裝的電動(dòng)飛機(jī)與燃油動(dòng)力飛機(jī)在航時(shí)、航程上有較大的差別。

3 電動(dòng)飛機(jī)改裝存在的問(wèn)題

通過(guò)第2節(jié)的分析可知，雖然制定的電動(dòng)改裝方案盡可能地減少了對(duì)原機(jī)性能的影響，但是與燃油動(dòng)力飛機(jī)相比，受當(dāng)前動(dòng)力電池技術(shù)和原機(jī)氣動(dòng)性能的影響，改裝對(duì)原機(jī)的續(xù)航性能有較大的影響。因此，當(dāng)前燃油飛機(jī)改電動(dòng)飛機(jī)需要解決以下3個(gè)問(wèn)題：1） 總體設(shè)計(jì)和氣動(dòng)特性問(wèn)題。設(shè)計(jì)原有燃油動(dòng)力飛機(jī)時(shí)考慮的因素與電動(dòng)設(shè)計(jì)飛機(jī)不同，其不利于改裝成電動(dòng)飛機(jī)。由于飛機(jī)升阻比決定了電動(dòng)飛機(jī)所需電量的大小，因此也決定了電動(dòng)飛機(jī)的電動(dòng)機(jī)功率大小。通過(guò)合理布局、優(yōu)選翼型等方法確定高升阻比飛機(jī)外形；同時(shí)，采用先進(jìn)制造工藝保證表面質(zhì)量。采用輕質(zhì)高效復(fù)合材料降低空機(jī)質(zhì)量，提高電池質(zhì)量占比，增強(qiáng)飛機(jī)的市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)力。2） 電推進(jìn)系統(tǒng)的效率問(wèn)題。原有飛機(jī)的螺旋槳是與燃油發(fā)動(dòng)機(jī)相匹配的，當(dāng)前所用效率系數(shù)為燃油動(dòng)力飛機(jī)的經(jīng)驗(yàn)值，改電動(dòng)后需要重新匹配和驗(yàn)證相關(guān)系數(shù)（還有提升的空間）。通過(guò)提高電機(jī)效率、電控制器效率、螺旋槳效率和電能利用率可減少電能損失，增強(qiáng)飛機(jī)的續(xù)航性能。通過(guò)降低電推進(jìn)系統(tǒng)的質(zhì)量可以提高動(dòng)力電池的質(zhì)量，以增加可攜帶的電量。3） 動(dòng)力電池能量密度問(wèn)題。改裝選用的動(dòng)力電池來(lái)自電動(dòng)汽車行業(yè)，對(duì)汽車來(lái)說(shuō)已經(jīng)比較實(shí)用了，但對(duì)飛機(jī)來(lái)說(shuō)，其還處于起步階段，當(dāng)前電池技術(shù)還不足以使電動(dòng)飛機(jī)成為主流飛機(jī)。電動(dòng)飛機(jī)的“心臟”——電池性能直接影響電動(dòng)飛機(jī)的續(xù)航里程。縱觀電動(dòng)化的發(fā)展進(jìn)程，增大能量密度仍是全球電池技術(shù)的發(fā)展主線。另外，通過(guò)電池結(jié)構(gòu)創(chuàng)新、系統(tǒng)集約化設(shè)計(jì)等方法也可以達(dá)到增大電池系統(tǒng)能量密度、增強(qiáng)綜合性能的目的。

4 結(jié)論

電動(dòng)飛機(jī)是綠色航空發(fā)展的主要方向?？梢灶A(yù)見，隨著動(dòng)力電池技術(shù)逐步走向成熟，電動(dòng)飛機(jī)將搶占輕型通用飛機(jī)市場(chǎng)。當(dāng)前，對(duì)傳統(tǒng)燃油動(dòng)力飛機(jī)進(jìn)行改裝，雖然減少了原機(jī)的航時(shí)、航程，但是通過(guò)分析電動(dòng)機(jī)、動(dòng)力電池各參數(shù)和改裝方案的可行性，可以達(dá)到迅速掌握電推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)、儲(chǔ)備新能源技術(shù)以及鍛煉設(shè)計(jì)隊(duì)伍的目的。