王宇 伍庭佳 李湘 余雄慶

摘要：針對通勤類飛機(jī)總體設(shè)計參數(shù)和飛行任務(wù)剖面需求，根據(jù)氫電鋰電推進(jìn)系統(tǒng)架構(gòu)方案，提出了推進(jìn)系統(tǒng)參數(shù)匹配方法和能源動態(tài)平衡管理策略。以19座級通勤飛機(jī)作為驗證對象，對其動力裝置和儲備能源進(jìn)行了選型和管理研究。根據(jù)選型的分布式推進(jìn)氣動布局方案，進(jìn)一步采用全析因試驗設(shè)計方法分析了螺旋槳轉(zhuǎn)向?qū)︼w機(jī)氣動特性的影響，獲得了有利于飛機(jī)巡航狀態(tài)的螺旋槳轉(zhuǎn)向配置方案。

關(guān)鍵詞：通勤類飛機(jī)；燃料電池；參數(shù)匹配方法；分布式電推進(jìn)

中圖分類號：V221

DOI：10.3969/j.issn.1004132X.2024.01.002

Matching Design of Distributed Propulsion Systems for Hydrogen-Lithium

Batteries Powered Commuter Aircrafts

WANG Yu1，2 WU Tingjia1，2 LI Xiang1，2 YU Xiongqing1，2

1.College of Aerospace Engineering， Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，

Nanjing，210016

2.Key Laboratory of Fundamental Science for National Defense-advanced Design Technology of

Flight Vehicle，Nanjing，210016

Abstract： Aiming at the overall design parameters and mission profile requirements of commuter aircrafts， according to the hydrogen-lithium propulsion system architecture scheme， the propulsion system parameter matching method and energy dynamic balance management strategy were proposed. A 19-seat commuter aircraft was used to select and manage the power plant and reserve energy. According to the selected distributed aerodynamic layout scheme， then the effects of propeller rotation directions on aircraft aerodynamic characteristics were analyzed with full factorial design of experiments， and the optimum propeller rotation direction configuration for aircraft cruise states was obtained.

Key words： commuter aircraft； fuel cell； parameter matching method； distributed electric propulsion

0 引言

新能源飛機(jī)以電能、氫能和可持續(xù)航空燃料作為推進(jìn)能源，對實現(xiàn)航空領(lǐng)域的綠色環(huán)保、高效節(jié)能，完成“雙碳目標(biāo)”具有重要意義。電動飛機(jī)引領(lǐng)航空技術(shù)創(chuàng)新、推動綠色航空發(fā)展，將對世界航空業(yè)產(chǎn)生革命性的影響［1］。目前很多國家針對通航飛機(jī)開展了氫燃料電池與鋰電池等電推進(jìn)技術(shù)的研究。

氫燃料電池飛機(jī)依靠燃料電池將所儲存的氫氣及空氣中的氧氣轉(zhuǎn)化為電能提供給飛機(jī)。雖然氫燃料電池系統(tǒng)能量密度較高，但是功率密度較低，為滿足航空動力要求，一般要與功率密度高的鋰電池配合使用。針對氫電鋰電混合動力電推進(jìn)系統(tǒng)在飛機(jī)上的應(yīng)用，國外開展了一些理論分析研究。TRAINELLI等［2］以Tecnam P2012飛機(jī)平臺為例開展了氫燃料電池動力改型的總體性能分析，結(jié)果表明改型后有效載荷減少50%以上。PALAIA等［3］針對常規(guī)機(jī)翼機(jī)身和盒式機(jī)翼兩種布局形式的中短程飛機(jī)，研究了液氫推進(jìn)系統(tǒng)對飛機(jī)主要性能的影響，結(jié)果表明氫動力飛機(jī)能有效提高動力系統(tǒng)功重比。WADDINGTON等［4］研究了液氫燃料電池電力推進(jìn)系統(tǒng)在集成到與波音737-800性能相當(dāng)?shù)膯瓮ǖ里w機(jī)時對飛機(jī)產(chǎn)生的影響，并說明了液氫/燃料電池推進(jìn)系統(tǒng)在商用飛機(jī)應(yīng)用中的可行性。PASTRA等［5］對渦槳飛機(jī)應(yīng)用氫電鋰電混合動力方案可行性進(jìn)行了評估，并計算了不同混合配置下質(zhì)子交換膜燃料電池和鋰電池組合動力的效率與收益。

國內(nèi)主要是針對氫電鋰電飛機(jī)在總體、氣動、系統(tǒng)及支持設(shè)施等學(xué)科領(lǐng)域開展研究。黃?。?］指出氫電鋰電飛機(jī)在提高飛機(jī)氣動效率、載運(yùn)能力、環(huán)保性和魯棒性等方面是一種航空領(lǐng)域的顛覆性技術(shù)。在氫能飛機(jī)總體概念設(shè)計領(lǐng)域，荊戈［7］針對E20-FC兩座氫能飛機(jī)給出了概念設(shè)計方法，并對飛機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)、總體布局進(jìn)行了方案設(shè)計。李毅波等［8］對跨領(lǐng)域飛行器——空地兩用燃料電池輕型飛機(jī)的總體參數(shù)進(jìn)行了設(shè)計、建模與分析，其方法可用于此類飛行器的快速設(shè)計與參數(shù)權(quán)衡。劉福佳等［9］提出了輕型電動飛機(jī)依據(jù)任務(wù)剖面、商載和航程估算起飛總質(zhì)量的方法。而對于分布式電推進(jìn)分布概念在氫能飛機(jī)上的應(yīng)用，孔祥浩等［10］論證了飛機(jī)燃料電池混合動力系統(tǒng)及分布式電推進(jìn)系統(tǒng)方案的可能性，并指出分布式混合電推進(jìn)技術(shù)是中大型飛機(jī)電氣化的重要方向，且需要與多學(xué)科交叉融合共同發(fā)展。

目前國內(nèi)外主要是以新能源小型飛機(jī)或垂直起降飛機(jī)為研究對象評估和分析氫電鋰電混合動力電推進(jìn)技術(shù)對飛行性能和方案設(shè)計的影響，而針對支線客機(jī)和通勤飛機(jī)的研究，特別是考慮動力裝置架構(gòu)、氣動布局和飛行平臺性能之間的耦合關(guān)系與匹配情況的研究尚處于起步階段?；诖搜芯勘尘埃疚奶岢隽?9座級通勤飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)參數(shù)匹配設(shè)計方法，并對分布式氣動布局方案進(jìn)行分析，選取最優(yōu)氣動構(gòu)型。

1 氫電鋰電混動架構(gòu)方案

采用氫燃料電池+鋰電池混合動力方案的飛機(jī)電力系統(tǒng)主要包括氫燃料電池堆（PEMFC）、儲氫罐、鋰電池、DC/DC轉(zhuǎn)換器、電機(jī)控制器、電機(jī)、螺旋槳、電纜線以及能量管理系統(tǒng)。鋰電池和氫燃料電池通過DC/DC轉(zhuǎn)換器改變輸出的電壓，通過電機(jī)控制器調(diào)節(jié)電機(jī)轉(zhuǎn)速，驅(qū)動螺旋槳產(chǎn)生前進(jìn)的拉力，鋰電池作為輔助電池?？紤]到飛機(jī)需求功率變化范圍較大，氫燃料電池實際上只需要滿足平均功率需求即可，超出平均功率的部分由鋰電池補(bǔ)充，而當(dāng)鋰電池電量不足時，氫燃料電池又能同時為鋰電池充電，從而提高整個能源供應(yīng)系統(tǒng)的可靠性和穩(wěn)定性。氫燃料電池和鋰電池混合動力架構(gòu)方案如圖1所示［11］。

1.1 儲能電池

氫燃料電池使用質(zhì)子交換膜燃料電池，具有較高的能量轉(zhuǎn)換率和較小的工作溫度限制，且工作點(diǎn)穩(wěn)定，不受卡諾循環(huán)的限制［12］，能量密度最高可達(dá)鋰電池能量密度的上百倍，這對實現(xiàn)航空輕量化具有重要意義，但氫燃料電池（加儲氫罐）的功率密度通常不超過750 W/kg。而鋰電池則相反，功率密度可超過2000 W/kg，而目前工業(yè)級鋰電池能量密度僅為250 W·h/kg［13］，因此，氫燃料電池搭配鋰電池儲能可滿足飛機(jī)起飛爬升階段大范圍功率變化和快速響應(yīng)的需求，是目前航空應(yīng)用的最佳方案。

1.2 儲氫瓶

氫氣通常有三種儲存方式，高壓氣態(tài)儲氫、液態(tài)儲氫和固態(tài)儲氫。其中液態(tài)儲氫需要將氫氣冷卻至-253 ℃，同時液化需要消耗大量的能量，并且需要低溫儲存，目前尚不適合于航空運(yùn)輸。固態(tài)儲氫依靠氫與稀土合金或納米材料發(fā)生化學(xué)反應(yīng)或物理吸附來儲存，這類儲氫方式儲氫密度大、儲氫壓力小、安全性高，但是目前技術(shù)尚未成熟，未來具有較大發(fā)展?jié)摿Γ?4］?，F(xiàn)階段的主要儲氫方式是采用高壓氣態(tài)儲氫，它具有充放氫氣速度快、容器結(jié)構(gòu)簡單等優(yōu)點(diǎn)，常用氣瓶有35 MPa和70 MPa兩種形式［15］。

1.3 電機(jī)

目前高功率電機(jī)主要有永磁同步電機(jī)（無刷直流電機(jī)）和超導(dǎo)電機(jī)兩種。超導(dǎo)電機(jī)采用超導(dǎo)體代替常規(guī)材料實現(xiàn)機(jī)械能與電能的轉(zhuǎn)換，此技術(shù)尚未成熟。目前在電動飛機(jī)上應(yīng)用較多的是永磁同步電機(jī)，它具有功重比較大、效率高和可靠性高的特點(diǎn)，同時電機(jī)具有相對尺度無關(guān)性，可用多個小功率電機(jī)取代單個大功率電機(jī)，兩者的功率密度和質(zhì)量基本保持不變，這為分布式氣動設(shè)計提供了條件，可結(jié)合推進(jìn)、氣動學(xué)科得到綜合性能的收益［16］。

1.4 螺旋槳

螺旋槳作為將電機(jī)的功率轉(zhuǎn)化為飛機(jī)向前推力的重要裝置，根據(jù)槳葉角是否可調(diào)分為變距螺旋槳和定距螺旋槳。定距螺旋槳只能在部分選定速度范圍內(nèi)效率最高，但構(gòu)造簡單、質(zhì)量輕，故被廣泛應(yīng)用于輕型飛機(jī)。變距螺旋槳可通過調(diào)整槳距來滿足不同飛行任務(wù)階段需求。

2 氫電鋰電推進(jìn)系統(tǒng)參數(shù)選型匹配

氫電鋰電推進(jìn)系統(tǒng)匹配要求選型的新能源裝置滿足飛機(jī)重量和運(yùn)載能力要求，根據(jù)適航條例和飛機(jī)總體設(shè)計參數(shù)，對飛機(jī)推進(jìn)裝置進(jìn)行選型匹配。

2.1 任務(wù)需求功率計算

根據(jù)飛機(jī)總體設(shè)計要求，由飛機(jī)在起飛滑跑、爬升、巡航、下降階段運(yùn)動方程計算飛機(jī)各任務(wù)階段需求功率。其中起飛滑跑過程可近似看作飛機(jī)勻加速運(yùn)動，爬升和下降階段可視為飛機(jī)以定常上升或下滑，巡航階段可視為飛機(jī)處于平衡狀態(tài)，即升力與重力、阻力與推力相平衡。

起飛滑跑階段功率由文獻(xiàn)［9］進(jìn)行估算：

式中，a為起飛滑跑階段的加速度；sTOR為起飛滑跑距離；PLOF為起飛滑跑階段消耗的平均功率；vld為飛機(jī)離地速度；f為地面摩擦因數(shù)；ρ為空氣密度；S為機(jī)翼面積；vcl為爬升階段平均速度；WTO為飛機(jī)起飛質(zhì)量；g為重力加速度；Cx_TO為起飛滑跑階段飛機(jī)阻力系數(shù)；Cy_TO為起飛滑跑階段飛機(jī)升力系數(shù)。

爬升階段功率可根據(jù)定常爬升計算：

式中，Pcl為爬升階段所消耗的平均功率；α為爬升角；Lcl為爬升階段飛機(jī)升阻比。

巡航階段功率可根據(jù)飛機(jī)平衡狀態(tài)計算：

式中，PVC為飛機(jī)巡航時所需功率；vC為飛機(jī)巡航速度；LVC為巡航階段飛機(jī)升阻比。

飛機(jī)在各飛行階段所需的功率由氫燃料電池和鋰電池共同提供。

2.2 電機(jī)參數(shù)選擇

電機(jī)功率指標(biāo)有持續(xù)功率和峰值功率兩種。持續(xù)功率也稱為額定功率，是指電機(jī)穩(wěn)定工作能持續(xù)輸出的功率，它隨著螺旋槳的轉(zhuǎn)速變化而變化，而峰值功率是指在特定轉(zhuǎn)速下電機(jī)所能達(dá)到的最大功率［17］。選型電機(jī)應(yīng)根據(jù)飛行任務(wù)剖面功率需求而定。在起飛滑跑階段，電機(jī)需要短時間提供較大的功率，此功率應(yīng)小于電機(jī)總的峰值功率。而巡航階段占總飛行時長較長，電機(jī)應(yīng)該以持續(xù)功率長時間工作，任務(wù)所需功率應(yīng)接近電機(jī)最大持續(xù)功率，即

PLOF

PVC≈NPcontiousηmηpηc（6）

式中，N為電機(jī)總個數(shù)；Ppeak、Pcontious為單個電機(jī)的峰值功率和持續(xù)功率；ηm為電機(jī)的工作效率；ηp為螺旋槳工作效率；ηc為電機(jī)控制器的工作效率。

電機(jī)個數(shù)選擇應(yīng)與單個電機(jī)功率具有較好的匹配關(guān)系［18］，如下式所示：

式中，PS1為匹配較好的單個電機(jī)功率；l為機(jī)翼的展長；kd為直徑系數(shù)；v為飛機(jī)飛行速度；σ為空氣相對密度；Ω為電機(jī)的轉(zhuǎn)速；D為參考機(jī)型螺旋槳直徑。

實際上分布式電推進(jìn)飛機(jī)單個電機(jī)的功率為參考機(jī)型電機(jī)總功率除以電機(jī)個數(shù)的平均值：

式中，Pm為參考機(jī)型電機(jī)總功率。

當(dāng)PS1與PS2近似相等時，電機(jī)功率與螺旋槳具有較好的匹配關(guān)系。

2.3 螺旋槳參數(shù)選擇

由于巡航在飛機(jī)任務(wù)階段中占比時間較長，且直接影響飛機(jī)的續(xù)航時間，因此螺旋槳直徑和性能參數(shù)估算應(yīng)以巡航段作為設(shè)計參考點(diǎn)，相關(guān)公式［19］如下：

式中，Dp為螺旋槳的直徑；Psc為單個電機(jī)在飛機(jī)巡航時輸出功率；n為螺旋槳的轉(zhuǎn)速；Tsc為單個螺旋槳產(chǎn)生的牽引力；J為螺旋槳進(jìn)距比;CT、CP分別為螺旋槳的拉力系數(shù)和功率系數(shù)。

2.4 電池組參數(shù)選擇

氫燃料電池搭配鋰電池的儲能方案應(yīng)滿足驅(qū)動電機(jī)電壓變化要求，使得電池組輸出功率與電機(jī)負(fù)載匹配。選型的氫燃料電池節(jié)數(shù)設(shè)為n1，鋰電池節(jié)數(shù)設(shè)為n2；氫氣罐個數(shù)設(shè)為n3。單節(jié)氫燃料電池電壓記為UH2，輸出功率記為PH2，質(zhì)量記為WH2；單節(jié)鋰電池電壓記為Ubat，輸出功率記為Pbat，質(zhì)量記為Wbat，所含電能記為Ebat。單個70 MPa儲氫罐質(zhì)量記為Wjar，質(zhì)量儲氫密度記為ρmH2。

氫燃料電池與鋰電池輸出電壓之和應(yīng)與電機(jī)工作電壓近似相等（不考慮額外電壓損耗），輸出功率之和經(jīng)DC/DC轉(zhuǎn)換器、電機(jī)控制器效率損耗后提供電機(jī)負(fù)載功率，在滿足電池組總質(zhì)量約束Wsum限制下，使得能量Esum達(dá)到最大。電池組能量包括鋰電池所含電量和氫氣罐高壓氫氣化學(xué)反應(yīng)產(chǎn)生的化學(xué)能。設(shè)1 mol氫氣發(fā)生化學(xué)反應(yīng)生成液態(tài)水所能產(chǎn)生的能量為Q，則Q=241 kJ/mol，每千克氫氣物質(zhì)的量為500 mol，因此電池組總能量為

Esum=500n3WjarρmH2Q+n2Ebat（13）

電池組參數(shù)選擇可提煉為如下優(yōu)化問題：

式中，ηDC為DC/DC轉(zhuǎn)換器的工作效率；Pmmax為電機(jī)總的峰值功率； Um為電機(jī)的工作電壓。

3 氫電鋰電動態(tài)平衡能量管理

實際上氫燃料電池的氫氣并不能完全消耗，燃料電池堆的最大轉(zhuǎn)化效率為0.6［20］，而鋰電池為了保障飛機(jī)安全，通常也會留下20%的電池余量。

飛機(jī)在真實飛行中會受到突風(fēng)影響，因此飛機(jī)的需用功率在不斷變化，為了模擬飛機(jī)功率變化情況，設(shè)置固定間隔時間內(nèi)任務(wù)功率在±10%的范圍內(nèi)變化。在氫電鋰電混合方案中，氫氣的單位時間消耗量隨著燃料電池的輸出功率變化而改變，導(dǎo)致鋰電池單位時間消耗能量與氫氣消耗量不能達(dá)到平衡，從而會出現(xiàn)鋰電池或燃料電池中某一能源過度消耗，而另一種能源消耗較少的情況。為了避免這種情況發(fā)生，本文設(shè)計了燃料電池混合能源的動態(tài)平衡能源策略，對燃料電池和鋰電池的功率進(jìn)行動態(tài)分配［21］。氫氣剩余比例表示為SH2，鋰電池的剩余電量百分比表示為Sbat，以S（S=Sbat- SH2）表示二者之差。當(dāng)鋰電池的剩余電量大于安全電量20%時，共對應(yīng)三種情況：

（1）S<-3%（負(fù)狀態(tài)），表示鋰電池相對于燃料電池消耗過快，燃料電池在下一間隔時間內(nèi)應(yīng)給鋰電池充電，鋰電池此時為充電時最大負(fù)功率，燃料電池同時給負(fù)載和鋰電池供電。

（2）-3%≤S≤3%（狀態(tài)均衡），表示鋰電池相對于燃料電池消耗基本處于持平狀態(tài)，在下一間隔時間內(nèi)，鋰電池的輸出功率應(yīng)保證燃料電池的效率ηFC最高。

（3）S>3%（正狀態(tài)），表示鋰電池相對燃料電池消耗要低，下一時刻應(yīng)當(dāng)將超出比例的電荷全部釋放掉。根據(jù)電荷和釋放時間，可以計算出鋰電池的輸出功率。

當(dāng)鋰電池的剩余電量到達(dá)安全電量20%時，鋰電池不再工作，此時負(fù)載功率全部由燃料電池提供，直到氫氣完全消耗完。圖2為能量動態(tài)平衡策略流程示意圖。

氫氣和鋰電池初始剩余比例為1，根據(jù)鋰電池的剩余電流和兩者剩余的差值比例來判斷工作狀態(tài)，通過執(zhí)行每種狀態(tài)下的算法對差值比例進(jìn)行動態(tài)調(diào)整，保證鋰電池的耗電量和氫燃料電池的耗氫量維持動態(tài)平衡。圖2中，Pbat表示當(dāng)前鋰電池的輸出功率;PFC表示當(dāng)前燃料電池的輸出功率;Pload表示當(dāng)前電機(jī)負(fù)載功率;ΔSbat表示鋰電池在Δt時間段內(nèi)電量變化的百分比，ΔSbat=PbatΔt/Qtotal;ΔSH2為氫氣在Δt時間內(nèi)消耗占比，ΔSH2=CFCΔt/mH2；CFC為單位時間內(nèi)氫氣的消耗質(zhì)量，可根據(jù)Ballard氫燃料電池公司提供的公式CFC=1.688 75FH2（ρH2/ρ）進(jìn)行估算（FH2表示氫氣的流量，與燃料電池單元數(shù)量的電流大小有關(guān)；ρH2為氫氣在當(dāng)前氣壓下的密度）。

4 應(yīng)用算例

本文以19座級通勤飛機(jī)Y-12F作為研究對象，按照氫電鋰電推進(jìn)系統(tǒng)參數(shù)匹配方法，對以燃油為動力的飛機(jī)動力裝置進(jìn)行新能源選型。最后按照選型結(jié)果對任務(wù)功率進(jìn)行動態(tài)分配，對推進(jìn)系統(tǒng)能量儲備進(jìn)行管理。

按照飛機(jī)總體設(shè)計要求和任務(wù)剖面運(yùn)動方程計算各任務(wù)階段發(fā)動機(jī)需用功率，如表1所示。

根據(jù)任務(wù)需用功率和推進(jìn)系統(tǒng)參數(shù)匹配方法，對電機(jī)、氫燃料電池、鋰電池、螺旋槳進(jìn)行選型設(shè)計。選型的電機(jī)為10臺EMRAX 268電機(jī)，總干質(zhì)量僅為223 kg。10臺電機(jī)最大總持續(xù)輸出功率為1170 kW，滿足任務(wù)功率需求，分別在機(jī)翼兩側(cè)各安裝5臺電機(jī)。圖3為理想的螺旋槳效率圖［22］，根據(jù)螺旋槳的功率系數(shù)和所對應(yīng)的進(jìn)距比可獲得螺旋槳的效率。

螺旋槳類型選擇為三槳葉，代入相關(guān)數(shù)據(jù)計算可得螺旋槳直徑D為1.328 m，螺旋槳的拉力系數(shù)CT為0.08，功率系數(shù)CP為0.102。

選擇Ballard公司的FCgen-HPS氫燃料電池和SAFT公司的Seanergy的鋰離子動力電池。選擇Faurecia公司研發(fā)的高壓70 MPa儲氫瓶，52 L和68 L容積類型氣瓶的參數(shù)如表2所示。

目前電機(jī)裝置功率密度已經(jīng)達(dá)到了4 kW/kg，氫燃料電池系統(tǒng)的功率密度為0.85 kW/kg，電機(jī)控制器的功率密度在10 kW/kg左右，70 MPa儲氫系統(tǒng)儲氫密度為4%。根據(jù)各分系統(tǒng)功率密度可計算出主要電力系統(tǒng)部件的質(zhì)量，如表3所示。

根據(jù)所選型的新能源推進(jìn)裝置，采用動態(tài)能量平衡管理策略對氫氣的消耗和鋰電池電能消耗進(jìn)行動態(tài)調(diào)度，保證兩種能源消耗處于動態(tài)平衡狀態(tài)，能量動態(tài)平衡策略仿真結(jié)果如圖4所示?？梢钥闯?，燃料電池承擔(dān)大部分負(fù)載功率，而鋰電池對其負(fù)載功率進(jìn)行補(bǔ)充，當(dāng)鋰電池電量消耗過快時，燃料電池對鋰電池電量進(jìn)行補(bǔ)充，維持二者消耗動態(tài)平衡。當(dāng)鋰電池電量低于安全電量時，鋰電池不再工作，由燃料電池單獨(dú)負(fù)責(zé)任務(wù)負(fù)載，直到氫氣被完全消耗。氫氣推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計布局示意如圖5所示。

5 分布式推進(jìn)氣動分析

根據(jù)電機(jī)功率匹配結(jié)果，需要在機(jī)翼兩側(cè)前緣各安裝5個螺旋槳，保證螺旋槳產(chǎn)生的功率滿足巡航需求，當(dāng)電機(jī)軸轉(zhuǎn)速發(fā)生改變時，螺旋槳的輸出功率也會隨之發(fā)生改變。螺旋槳相對機(jī)翼的安裝位置，不同位置螺旋槳的轉(zhuǎn)速、轉(zhuǎn)向會給氣動

計算帶來不同程度的影響。本文采用OpenVSP軟件中的VSPAERO氣動模塊進(jìn)行計算，它集成了渦格法和面元法，螺旋槳特性求解方面包含了葉素法和激勵盤方法，文獻(xiàn)［23］使用此模塊對X57高升力螺旋槳進(jìn)行計算，并與OVERFLOW的分析結(jié)果進(jìn)行對比驗證，證明了該方法具有可靠的精度和較快的計算速度。

圖6為氣動模型示意簡圖，分別為氣動模型的俯視圖和后視圖，沿展向?qū)C(jī)翼劃分為機(jī)身區(qū)和優(yōu)化區(qū)，螺旋槳僅在優(yōu)化區(qū)域內(nèi)移動，每一個螺旋槳限制在虛線范圍內(nèi)。為了研究螺旋槳轉(zhuǎn)向?qū)鈩有阅艿挠绊?，將轉(zhuǎn)向以數(shù)字量化，用Dir1，Dir2，…，Dir5表示右側(cè)機(jī)翼由翼根到翼梢5個螺旋槳的轉(zhuǎn)向，以飛行員視角，螺旋槳順時針方向記為“1”，螺旋槳逆時針轉(zhuǎn)向記為“0”。

以螺旋槳轉(zhuǎn)向作為設(shè)計輸入變量，激勵盤的位置和轉(zhuǎn)速不變，螺旋槳相對于機(jī)翼位置與圖6一致，設(shè)置螺旋槳轉(zhuǎn)速為巡航轉(zhuǎn)速，對右機(jī)翼螺旋槳所有轉(zhuǎn)向采用全析因試驗設(shè)計，共32種情況，輸出變量為升力系數(shù)、誘導(dǎo)阻力系數(shù)、摩擦阻力系數(shù)。通過改變螺旋槳的轉(zhuǎn)向分析每一個螺旋槳的轉(zhuǎn)向?qū)敵鲎兞肯嚓P(guān)性影響，分析螺旋槳轉(zhuǎn)向?qū)鈩訋淼脑鲆婊蛞种菩Ч８鶕?jù)螺旋槳轉(zhuǎn)向全析因試驗設(shè)計結(jié)果，繪制了轉(zhuǎn)向?qū)ιο禂?shù)和誘導(dǎo)阻力系數(shù)影響的Pareto圖，如圖7所示，圖中l(wèi)ow表示轉(zhuǎn)向取值為0（即逆時針轉(zhuǎn)向），high表示轉(zhuǎn)向取值為1（即順時針轉(zhuǎn)向）。

從氣動角度分析，如圖7a所示，沿機(jī)翼展向由翼根到翼梢，對升力影響較大的是螺旋槳3和螺旋槳5的轉(zhuǎn)向。螺旋槳3和螺旋槳4之間以逆順對轉(zhuǎn)，螺旋槳會產(chǎn)生上洗氣流，會加速滑流區(qū)氣流流動，從而增大升力系數(shù)。螺旋槳2和螺旋槳3之間以順逆對轉(zhuǎn)，會減少滑流區(qū)氣流流動，減小升力系數(shù)，但由于螺旋槳2對升力影響僅占7%，小于螺旋槳4對升力的影響，因此從螺旋槳1到螺旋槳4最佳轉(zhuǎn)向為逆—順—逆—順，而對于翼尖螺旋槳5，采用順時針旋轉(zhuǎn)會產(chǎn)生下洗氣流，抑制下翼面在翼尖處上翻氣流，減少翼尖渦流的影響，剛好對誘導(dǎo)阻力產(chǎn)生抑制作用，對提高升力有顯著增益效果。而對于誘導(dǎo)阻力，如圖7b所示，翼尖螺旋槳5與圖7a原理一致，而要減少誘導(dǎo)阻力，相鄰螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向應(yīng)產(chǎn)生下洗氣流或盡可能抑制上洗氣流，減少由升力引起的附加阻力。螺旋槳2相對于螺旋槳1能產(chǎn)生下洗氣流，同時螺旋槳3相對于螺旋槳2能抑制螺旋槳2引起的上洗氣流。在32組轉(zhuǎn)向配置中，最有利于增大升力系數(shù)CL、減小誘導(dǎo)阻力系數(shù)CDi的轉(zhuǎn)向如圖8所示。

為了進(jìn)一步說明螺旋槳對機(jī)翼升力系數(shù)的影響，繪制了分布式構(gòu)型、雙發(fā)構(gòu)型、無槳構(gòu)型升力系數(shù)展向分布圖，見圖9。分布式構(gòu)型和雙發(fā)構(gòu)型相對于無槳構(gòu)型，在有螺旋槳位置處升力系數(shù)突變增大，使得整體升力系數(shù)增大。而對比雙發(fā)構(gòu)型和分布式推進(jìn)構(gòu)型，雙發(fā)構(gòu)型升力系數(shù)呈雙峰分布，而分布式推進(jìn)構(gòu)型呈現(xiàn)多峰分布。分布式推進(jìn)方案較雙發(fā)方案，升力系均值數(shù)由0.705提高到0.720，而誘導(dǎo)阻力系數(shù)出現(xiàn)顯著下降趨勢，由0.0127減小到0.0104，從而使得全機(jī)總的升阻比得到較大提高。

6 結(jié)論

（1）針對氫電鋰電混動架構(gòu)方案，提出了新能源推進(jìn)裝置選型和參數(shù)匹配方法，建立了燃電鋰電能量動態(tài)平衡策略。

（2）以19座級通勤飛機(jī)Y12F為應(yīng)用示例，對推進(jìn)裝置進(jìn)行新能源選型設(shè)計，根據(jù)選型裝置對氫氣的消耗和鋰電池電能消耗進(jìn)行了動態(tài)調(diào)度。

（3）采用全析因試驗設(shè)計方法對分布式氣動布局中螺旋槳的32種轉(zhuǎn)向配置方案進(jìn)行了分析，獲得了最優(yōu)轉(zhuǎn)向。

參考文獻(xiàn)：

［1］ 孫俠生， 程文淵， 穆作棟， 等. 電動飛機(jī)發(fā)展白皮書［J］. 航空科學(xué)技術(shù)， 2019， 30（11）：1-7.

SUN Xiasheng， CHENG Wenyuan， MU Zuodong， et al. White Paper on the Development of Electric Aircraft［J］. Aeronautical Science & Technology，2019，30（11）：1-7.

［2］ TRAINELLI L， SALUCCI F， COMINCINI D， et al. Sizing and Performance of Hydrogen-driven Air-planes［C］∥Italian Association of Aeronautics and Astronautics ⅩⅩⅤ International Congress. Roma， 2019：1058-1065.

［3］ PALAIA G， SALEM K A， CIPOLLA V， et al. Conceptual Investigation on Performance of Short-medium Range Aircraft with Liquid Hydrogen Propulsion and Different Airframe Architectures［C］∥AIAA SCITECH 2023 Forum. National Harbor，2023：0214.

［4］ WADDINGTON E， MERRET J M， ANSELL P J. Impact of LH2 Fuel Cell-electric Propulsion on Aircraft Configuration and Integration［C］∥AIAA Aviation 2021 Forum. Virtual Event， 2021：2409.

［5］ PASTRA C L， CINAR G， MAVRIS D N. Feasibility and Benefit Assessments of Hybrid Hydrogen Fuel Cell and Battery Configurations on a Regional Turboprop Aircraft［C］∥AIAA AVIATION 2022 Forum. Chicago， 2022：3290.

［6］ 黃俊.分布式電推進(jìn)飛機(jī)設(shè)計技術(shù)綜述［J］.航空學(xué)報，2021，42（3）：13-29.

HUANG J. Survey on Design Technology of Distributed Electric Propulsion Aircraft［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2021， 42（3）：624037.

［7］ 荊戈. 燃料電池輕型飛機(jī)概念設(shè)計研究［D］. 南京：南京航空航天大學(xué)，2017.

JING Ge. A Study on Conceptual Design of Fuel-cell Powered Electrical Light Aircraft［D］. Nanjing：Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， 2017.

［8］ 李毅波，林鵬，陶曉洋，等.空地兩用燃料電池輕型飛機(jī)總體參數(shù)設(shè)計與建模［J］.飛機(jī)設(shè)計，2016，36 （5）：29-33.

LI Yibo， LIN Peng， TAO Xiaoyang，et al. Overall Parameter Design and Modeling of Air-ground Fuel Cell Light Aircraft［J］. Aircraft Design， 2016，36 （5）：29-33.

［9］ 劉福佳，楊鳳田，劉孟詔，等.電動輕型飛機(jī)起飛總質(zhì)量估算方法［J］.科學(xué)技術(shù)與工程，2018，18（5）：118-123.

LIU Fujia， YANG Fengtian，LIU Mengzhao，et al. Estimated Method of the Take-off Mass of the Electric Light Aircraft［J］. Science Technology and Engineering，2018，18（5）：118-123.

［10］ 孔祥浩，張卓然，陸嘉偉，等.分布式電推進(jìn)飛機(jī)電力系統(tǒng)研究綜述［J］.航空學(xué)報，2018，39（1）：51-67.

KONG Xianghao， ZHANG Zhuoran， LU Jiawei，et al. Research on Distributed Electric Propulsion Aircraft Power System［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2018，39（1）：51-67.

［11］ ARAT H T， SRER M G， GKPINAR S， et al. Conceptual Design Analysis for a Lightweight Aircraft with a Fuel Cell Hybrid Propulsion System［J］. Energy Sources， Part A：Recovery， Utilization， and Environmental Effects， 2020：1-15.

［12］ 侯緒凱， 趙田田， 孫榮峰，等. 中國氫燃料電池技術(shù)發(fā)展及應(yīng)用現(xiàn)狀研究［J］. 當(dāng)代化工研究， 2022（17）：112-117.

HOU Xukai， ZHAO Tiantian， SUN Rongfeng， et al. Research on the Development and Application Status of Hydrogen Fuel Cell Technology in China［J］.Modern Chemical Research，2022（17）：112-117.

［13］ 宋清超，陳家偉，蔡坤城，等.多電飛機(jī)用燃料電池-蓄電池-超級電容混合供電系統(tǒng)的高可靠動態(tài)功率分配技術(shù)［J］.電工技術(shù)學(xué)報，2022，37（2）：445-458.

SONG Qingchao，CHEN Jiawei，CAI Kuncheng，et al. A Highly Reliable Power Allocation Technology for the Fuel Cell-battery-supercapacitor Hybrid Power Supply System of a More Electric Aircraft［J］.Transactions of China Electrotechnical Society， 2022，37（2）：445-458.

［14］ 蘇海燕，徐恒泳. 儲氫材料研究進(jìn)展［J］. 天然氣化工， 2005， 30（6）：47-53.

SU Haiyan，XU Hengyong. Progress in Hydrogen Storage Material［J］.Natural Gas Chemical Industry， 2005， 30（6）：47-53.

［15］ 陶占良，彭博，梁靜，等. 高密度儲氫材料研究進(jìn)展［J］. 中國材料進(jìn)展， 2009， 28（增刊1）：26-40.

TAO Zhanliang，PENG Bo，LIANG Jing， et al. Progress in Research of High Density Hydrogen Storage Materials［J］.Materials China， 2009， 28（S1）：26-40.

［16］ 王騰飛，寇淑然，任柏春，等. 電動航空器發(fā)展?fàn)顩r分析［J］. 科技視界， 2022（23）：25-27.

WANG Tengfei， KOU Shuran， REN Baichun， et al. Analysis of the Development of Electric Aircraft［J］. Science Technology Vision， 2022（23）：25-27.

［17］ 康桂文，胡雨，李亞東，等. 超輕型電動飛機(jī)電動力系統(tǒng)的參數(shù)匹配［J］. 航空動力學(xué)報， 2013，28（12）：2641-2647.

KANG Guiwen，HU Yu，LI Yadong， et al. Parameters Matching of Ultralight Electric Aircraft Propulsion System［J］. Journal of Aerospace Power， 2013，28（12）：2641-2647.

［18］ 戴佳哲. 分布式電推進(jìn)系統(tǒng)與機(jī)翼的綜合設(shè)計［J］. 機(jī)械設(shè)計與制造， 2020（2）：56-59.

DAI Jiazhe. Integrated Design of Distributed Electric Propulsion System and Wing［J］. Machinery Design Manufacture，2020（2）：56-59.

［19］ GUDMUNDSSON S. General Aviation Aircraft Design：Applied Methods and Procedures［M］. Oxford：Butterworth-Heinemann Press，2013.

［20］ 曾勛. 燃料電池技術(shù)發(fā)展概述［J］. 科教導(dǎo)刊—電子版（中旬）， 2018（2）：247-248.

ZENG Xun. Overview of Fuel Cell Technology Development［J］. The Guide of Science Education， 2018（2）：247-248.

［21］ 雷濤， 閔志豪， 付紅杰. 燃料電池?zé)o人機(jī)混合電源動態(tài)平衡能量管理策略［J］.航空學(xué)報， 2020， 41（12）：293-307.

LEI Tao， MING Zhihao， FU Hongjie. Dynamic Balanced Energy Management Strategies for Fuel Cell Hybrid Power System of Unmanned Air Vehicle［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinca， 2020， 41（12）：293-307.

［22］ RAYMER D. Aircraft Design：a Conceptual Approach［M］. Playa del Rey ：American Institute of Aeronautics and Astronautics， Inc.， 2012.

［23］ SHERIDAN C N， PHAM D D， WHITESIDE S. Evaluation of VSPAERO Analysis Capabilities for Conceptual Design of Aircraft with Propeller-Blown Wings［C］∥AIAA Aviation 2021 Forum. Virtual Event， 2021：2510.