何振亞 唐興中

摘 要：本文基于電池、電機當前的技術(shù)水平和發(fā)展趨勢，結(jié)合直升機性能估算方法，對某輕型直升機進行了全電化改型方案設計與性能計算，分析了改型前后續(xù)航能力和懸停升限等關鍵性能指標的變化，給出了電池能量密度、重量占比、電機功重比等對電動直升機性能的影響規(guī)律，提出了現(xiàn)階段直升機全電化改型的建議。結(jié)果表明，當前電動直升機的續(xù)航能力僅能達到油動直升機的8%左右，但其懸停升限明顯優(yōu)于油動直升機，可根據(jù)實際任務場景，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直升機的續(xù)航能力。

關鍵詞：電動直升機； 電池能量密度； 電機功重比； 續(xù)航能力； 懸停升限

中圖分類號：V221+.8 文獻標識碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.03.003

隨著世界推進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]。電動載人飛行器具有結(jié)構(gòu)簡單、排放水平低等優(yōu)勢，迅速受到了世界各國的關注，目前電動技術(shù)已經(jīng)在輕型和超輕型飛機上得到了廣泛的應用[3]。

隨著電驅(qū)動技術(shù)的進步，綠色、電動已經(jīng)成為直升機的熱門研究領域，無排放、低噪聲、低振動的特點能夠滿足未來城市空運的綠色環(huán)保需求[4]，進一步挖掘出直升機產(chǎn)業(yè)的巨大潛力[5]。

與電動飛機相比，電動直升機對功率的需求更為嚴苛，總體發(fā)展相對較緩。2010年，西科斯基公司以S300C直升機為基礎研制了全電的Firefly直升機[6]，其電機最大功率為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AS350直升機進行了混合驅(qū)動技術(shù)的探索，認為用于提高安全性的應急電力驅(qū)動技術(shù)目前尚未達到投入使用的水平。2016年，Aquinea公司和法國國家民用航空學院共同研發(fā)了Volta電動直升機，該機設計最大起飛重量（質(zhì)量）520kg，采用EMRAX生產(chǎn)的122hp（約90.98kW）電機，所帶電池容量為22kW·h，最長航時可達40min。除常規(guī)單旋翼帶尾槳構(gòu)型外，空客、 Lilium、Volocopter等公司[7]也開展了電動多旋翼構(gòu)型的研究。

在電動直升機動力系統(tǒng)研究方面，國外Datta等[8]開展了三種全電動力裝置的概念設計研究，并基于R22直升機對三種動力方案的性能進行了評估。Durkee等[9]以R22為研究對象探索了全電動力、傳動系統(tǒng)在小型直升機上的可行性，分析了單個或多個電機作為動力系統(tǒng)所帶來的重量代價和成本。Guinea等[10]研究了電動直升機所使用的燃料電池的成本和比重，根據(jù)電動直升機的重量需求給出了可接受的電池比重的范圍。

在國內(nèi)，北京航空航天大學的聶資等11]提出了電動直升機主要飛行性能的計算方法，并以FH1共軸無人機為例對比分析了改型前后的重量和性能的變化。南京航空航天大學趙洪等[12]構(gòu)建了適用于電動直升機的總體參數(shù)選擇和優(yōu)化方法，提出了三種能源方案并對主要設計參數(shù)進行了敏感性分析。

目前，國內(nèi)對電動直升機的研究主要集中于直升機的電動化改型和概念方案設計。本文以某輕型直升機為研究對象，梳理了電動直升機的關鍵性能指標，開展了關鍵性能指標的影響因素研究和參數(shù)敏感性分析，提出了直升機電動化發(fā)展的建議，對電動直升機的設計具有一定參考意義。

1 電動直升機的特點

電動直升機是指以電機代替燃油發(fā)動機，以電池代替燃油的直升機。由于能源、動力系統(tǒng)的改變，電動直升機與油動直升機在使用特點、飛行性能等方面有明顯不同。一是電動直升機的排放水平較低。采用電機、電池可以減少直升機的部件數(shù)量，大幅度降低全機的振動、噪聲水平，且電池不會排出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)動機的輸出功率隨高度增加而迅速降低，但電機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的重量不變。油動直升機飛行時間較長，燃料消耗量較大，全機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 電動直升機關鍵性能指標

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

2.1 續(xù)航時間與航程

3 關鍵性能指標影響因素與分析

3.1 續(xù)航時間與航程影響因素

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全電直升機的續(xù)航時間與航程有直接影響。以某型直升機為對象，開展全電化改型方案研究，改型以起飛重量、動力系統(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，由于電機的功重比略高于原發(fā)動機，動力系統(tǒng)的占比略有下降，而改型后尾槳部分由單獨電機驅(qū)動，不再需要尾傳動軸等部件，傳動系統(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，直升機的有效載荷略有增加。引入環(huán)境溫度對電池放電能力的影響[14]，改型前后直升機的性能對比見表2。

從表2可以發(fā)現(xiàn)，樣例直升機全電化改型前后，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，全電化直升機的飛行性能較油動直升機遠遠不足，嚴重限制了全電直升機的應用。3.1.1 電池能量密度

電動航空領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、應用最廣泛[15]，其質(zhì)量能量密度可以達到200W·h/kg以上。根據(jù)《中國制造2025》規(guī)劃，預測在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到1000W·h/kg以上[16]，見表3。

電池能量密度與續(xù)航時間和航程呈線性關系，考慮電池技術(shù)的發(fā)展，對電池的質(zhì)量能量密度200～1000W·h/kg下的續(xù)航時間和航程進行了計算，如圖3所示。續(xù)航時間和航程隨電池能量密度呈線性關系，當質(zhì)量能量密度達到1000W·h/kg時，續(xù)航時間可以達到116min，航程達到280km，已經(jīng)具備了相當?shù)膽脻摿Α?/p>

3.1.2 電池重量

適當降低有效載荷，提高電池重量在全機重量中的占比，也是提高續(xù)航時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有效載荷Gu的比值，可以得到不同ε下續(xù)航時間和航程的變化規(guī)律，如圖4、圖5所示，圖中點畫線表示原機的續(xù)航時間和航程，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)，當電池能量密度和附加電池占比都較大時，全電化改型后的續(xù)航時間和航程才能達到原機相同的水平。

3.1.3 功率載荷

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

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

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樣例全電直升機續(xù)航時間與航程的影響程度較大，其次是旋翼半徑、槳尖速度、電機功重比、旋翼實度、廢阻面積等參數(shù)。為提升全電直升機的續(xù)航時間與航程，應增大電池能量密度和電池重量，并對旋翼半徑、槳尖速度、旋翼實度等參數(shù)做出針對性調(diào)整。

3.2 有效載荷影響因素

3.2.1 空機重量

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

保持連續(xù)輸出功率不變，不同功重比電機帶來的全機重量變化見表4，其中case 1、case 2、case 3為改為電機且保留減速器， case 4、case 5、case 6為電機直接驅(qū)動旋翼的三種情況，可以發(fā)現(xiàn)，電機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一步提升載荷能力。

3.2.2 電池重量

電池重量是續(xù)航時間、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，即全機需用功率降低，續(xù)航狀態(tài)對應電池質(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，全電直升機的可用功率對應所使用電機的輸出功率。與燃油發(fā)動機相比，電機功率隨高度的變化可以忽略，根據(jù)表2可知，在改型前后動力系統(tǒng)功率相同的情況下，懸停升限與原機性能相比有較大提升。假設在全電化改型中保持原動力系統(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比較結(jié)果見表5，其中功率比為電機功率和原發(fā)動機的比，可以發(fā)現(xiàn)，功率相同的條件下，改用電機后的懸停升限較原機提升了50%，且隨著電機功重比增大，理論上可以達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、旋翼實度等參數(shù)變化，不同參數(shù)對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、槳尖速度和旋翼實度，除旋翼半徑外各參數(shù)均與懸停升限呈負相關關系。相對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 電動直升機發(fā)展建議

（1） 面向任務需求調(diào)節(jié)電池重量占比

目前電池的能量密度可達到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，會導致續(xù)航能力大幅度下降，嚴重限制全電直升機在軍、民領域的應用潛力。因此，可以適當增加/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系保證直升機在全電化改型后仍具有一定的任務能力，從而發(fā)揮出全電在綠色、舒適方面的優(yōu)勢。

（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，達到降低全機功率消耗、提升續(xù)航能力的效果。以在機身兩側(cè)加裝短翼為例，對短翼的重量、升力和引起的垂直增重效應進行估算[20-21]，可以得到加裝短翼后有效載荷與續(xù)航能力的關系，如圖11所示。

圖11中Gu1表示加裝短翼后的有效載荷。可以發(fā)現(xiàn)，加裝短翼使得全機的續(xù)航能力有所提升，但短翼結(jié)構(gòu)重量導致全機有效載荷降低。與圖4、圖5對比可以發(fā)現(xiàn)，和替換等重量的電池相比，兩者對續(xù)航時間的影響相差不大，而加裝短翼帶來的航程增加明顯更多，這是因為短翼為旋翼分擔了拉力，降低了全機的需用功率，且其效果與速度的平方成正比。經(jīng)濟速度通常較小，受加裝短翼的影響不明顯，久航速度相對較大，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續(xù)航能力的提升效果明顯，但過度加大短翼會引起強烈的垂直增重效應，不利于低速度下的飛行，也可能導致全機的橫向尺寸過大。

（3） 當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，總重增加對續(xù)航能力的提升效果逐漸增強，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，為實現(xiàn)某一特定續(xù)航要求，電動直升機應從小噸位開始考慮，以獲得最大的效益，且現(xiàn)階段具有高空重比的航空電機的單個功率不超過500kW，因此，直升機的電動化應以小噸位為主。

（4） 充分發(fā)揮高空特性拓寬應用邊界

油動直升機全電化改型后的懸停升限可以達到原水平的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。因此，全電直升機應充分發(fā)揮高空優(yōu)勢，針對旋翼系統(tǒng)、燃油、電子設備等開展環(huán)境適應改進技術(shù)攻關，拓寬直升機在高原、低溫等特殊環(huán)境中的應用，以彌補現(xiàn)有裝備高原能力的不足。

5 結(jié)論

本文對某型直升機進行了全電化改型方案設計，分析了電動直升機的關鍵技術(shù)指標及其影響因素，得到以下結(jié)論：

（1） 在現(xiàn)有電池技術(shù)水平下，全電直升機的續(xù)航時間與航程能力較低，僅能達到油動直升機的8%左右，其任務能力、應用場景有限，而由于電機良好的高空特性，電動直升機的懸停升限能夠輕松達到油動直升機的1.5倍以上。

（2） 相比油動直升機，電動直升機在設計參數(shù)上具有不同特征，在全電化改型或設計時應對槳葉半徑、旋翼實度和槳尖速度等參數(shù)做出針對性調(diào)整，得到兼顧電動系統(tǒng)特點的設計參數(shù)。

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

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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