用于垂直起降飞机的串联混合动力系统航程最优设计方法技术方案

本发明专利技术提出一种用于垂直起降飞机的串联混合动力系统航程最优设计方法，该设计方法填补了电动垂直起降飞行器最优航程的动力系统设计方法的空白，建立了混合动力电力推进系统模型，在此基础上，提出了以起飞重量和巡航速比为变量的电动垂直起降飞行器的航程的表达式，给出了求解混合动力电动垂直起降飞行器最优航程的流程，给出了混合动力电动垂直起降飞机的最优航程对应的混合动力系统设计步骤，该优化设计方法可确定电动垂直起降飞行器最优航程的起飞重量和巡航速度两个重要设计指标，对电动垂直起降飞行器设计具有指导意义。对电动垂直起降飞行器设计具有指导意义。对电动垂直起降飞行器设计具有指导意义。

【技术实现步骤摘要】
用于垂直起降飞机的串联混合动力系统航程最优设计方法


[0001]本专利技术涉及航空飞行器设计领域，特别涉及一种用于垂直起降飞机的串联混合动力系统航程最优设计方法。

技术介绍

[0002]垂直起降(VTOL)飞行器是一种综合了旋翼飞机和固定翼飞机优点的飞行器。它具有垂直起降能力和高巡航效率优点。其动力系统的设计受到起降和巡航需求功率差异大的挑战。由于这种巨大的功率需求差距，传统的发动机在悬停飞行阶段和巡航飞行阶段的工作点距离非常远，效率很低。此外，发动机的灵活性有限。它不能适用于大多数垂直起降飞机多个螺旋桨或旁路风扇的布局。而电力推进具有效率高、布局灵活、更加环保等优点，是目前垂直起降飞机动力系统的首选。电动力垂直起降飞行器概念具有巨大潜力。
[0003]电池是电动垂直起降飞行器最可行的能源之一，但目前的电池技术不足以使其在垂直起降飞行器中得到成熟应用，因此，一种合理且有前景的方案是使用混合动力系统。混合动力系统结合了燃料的高比能量和电池的高比功率的优点。特别地，串联混合动力系统可以有效地将动力分配到机身的不同位置，其燃油中的化学能被完全转化为电能，可以在不改变推力装置布局的情况下取代电池组作为电动垂直起降飞行器的动力源。电动垂直起降飞行器采用混合动力系统的另一个好处是，电池可以在高功率需求的起降阶段提供额外的动力，使发动机在巡航阶段保持最大效率状态。
[0004]目前混合动力系统设计方法主要是对传统飞机设计方法的推广或改进，已经形成了一些基本的设计方法。但仍存在一些问题尚未被明确。首先，少有研究系统分析混合动力电动垂直起降飞行器所能达到的理论最优航程，还没有以最优航程为目标的应用于垂直起降飞行器的混合动力系统设计方法。此外，在纯电飞行器中，电池重量的最佳质量分数已被讨论，在混合动力电动垂直起降飞行器中，如何得到混合动力系统的最佳质量分数是值得研究的问题。
[0005]本专利技术建立了混合动力电力推进系统模型，提出了以起飞重量和巡航速比为变量的电动垂直起降飞行器的航程的表达式；给出了求解电动垂直起降飞行器最优航程的步骤以及混合动力系统的设计方法。

技术实现思路

[0006]针对上述研究的不足，提供一种以电动垂直起降飞行器最长航程为设计目标，混合动力系统的质量分数为设计参数的电动垂直起降飞行器串联混合动力系统设计方法。
[0007]本专利技术提供一种用于电动垂直起降飞行器串联混合动力系统的最优航程设计方法，包括如下步骤：
[0008]步骤(1)：建立数学模型；数学模型包括功率需求模型、混合动力系统效率和重量模型、功率分配模型；
[0009]步骤(1)中所述功率需求模型为：
[0010]悬停飞行阶段电动机驱动螺旋桨工作的功率为：
[0011][0012]其中，T是所有螺旋桨产生的净推力，η
prop
‑
h
是悬停飞行中的螺旋桨效率，ρ是空气密度，A
t
是所有螺旋桨盘的总面积；
[0013]悬停阶段消耗的总能量由下式给出
[0014][0015]其中t
h
为垂直飞行阶段时间；
[0016]巡航飞行阶段电动机驱动螺旋桨工作的功率为：
[0017][0018]其中，C
L
是升力系数，V是巡航空速，ρ是大气密度，S
ref
是飞行器的参考面积，η
prop
‑
c
是巡航过程的螺旋桨效率，C
d0
是飞行器的零升阻力系数，k＝1/πARe是升致阻力系数，其中AR是展弦比，e是展向效率；
[0019]巡航阶段消耗的总能量由下式给出
[0020][0021]其中，t
c
是平飞阶段的持续时间；
[0022]步骤(1)中所述混合动力系统的效率模型为：
[0023]由电池到螺旋桨的效率为(不包括螺旋桨效率)：
[0024]η
b
‑
p
＝η
batt
η
EM
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
公式(5)
[0025]发电系统中能量从燃料到螺旋桨的总转换效率为：
[0026]η
f
‑
p
＝η
ICE
η
GE
η
EM
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
公式(6)
[0027]步骤(1)中所述混合动力系统各部件的重量模型为：
[0028]电机：
[0029][0030]发动机
‑
发电机：
[0031][0032]燃油：
[0033][0034]电池：
[0035][0036]其中，η
batt
为电池效率，η
ICE
为发动机效率，η
GE
为发电机效率，η
EM
为电动机效率；
SE
batt
为电池比能量，，SE
ruel
为燃油比能量，SP
ICE
为发动机比功率，SP
GE
为发电机比功率，SP
HEG
＝1/(1/SP
ICE
+1/SP
GE
)为发动机
‑
发电机比功率，SP
EM
为电动机比功率；
[0037]步骤(1)中所述功率分配模型为：
[0038]飞行器在悬停阶段有短期大功率需求，在平飞阶段有长期低功率需求。考虑到燃料的高比能量特点和电池的高比功率特点，采用的功率分配策略为：发电系统的额定功率设计为飞行器的巡航功率，在水平飞行阶段，仅发电系统给电机供电，发电系统工作在额定功率；在悬停阶段，发电系统和电池同时给电机供电，发电系统工作在额定功率，电池组补足剩余功率需求。
[0039]电机的功率由悬停飞行时的最大推力决定：
[0040][0041]其中，(T/W)
max
是需求的最大推重比。
[0042]发动机
‑
发电机的功率为：
[0043][0044]电池组的功率为：
[0045][0046]所需的燃料能量为：
[0047]E
fuel
‑
quir
＝P
HEG
‑
quir
(t
h
+t
c
)
[0048]所需的电池能量为：
[0049]E
batt
‑
quir
＝P
batt
‑
quir
t
h
[0050]步骤(2)：建立目标函数；基于步骤(1)中的数学模型，推导混合动力系统航程公式为：
[0051][0052]为求解航程的最大值，定义目标函数为：
[0053]f(b本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.用于垂直起降飞机的串联混合动力系统航程最优设计方法，其特征在于，针对确定的电动垂直起降飞行器气动外形和尺寸，优化目标为最优航程，包含以下步骤：步骤(1)：建立数学模型；数学模型包括功率需求模型、混合动力系统效率和重量模型、功率分配模型；步骤(1)中所述功率需求模型为：悬停飞行阶段电动机驱动螺旋桨工作的功率为：其中，T是所有螺旋桨产生的净推力，η
prop
‑
h
是悬停飞行中的螺旋桨效率，ρ是空气密度，A
t
是所有螺旋桨盘的总面积；悬停阶段消耗的总能量由下式给出其中t
h
为垂直飞行阶段时间；巡航飞行阶段电动机驱动螺旋桨工作的功率为：其中，C
L
是升力系数，V是巡航空速，ρ是大气密度，S
ref
是飞行器的参考面积，η
prop
‑
c
是巡航过程的螺旋桨效率，C
d0
是飞行器的零升阻力系数，k＝1/πARe是升致阻力系数，其中AR是展弦比，e是展向效率；巡航阶段消耗的总能量由下式给出其中，t
e
是平飞阶段的持续时间；步骤(1)中所述混合动力系统的效率模型为：由电池到螺旋桨的效率为(不包括螺旋桨效率)：η
b
‑
p
＝η
batt
η
EM
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
公式(5)发电系统中能量从燃料到螺旋桨的总转换效率为：η
f
‑
p
＝η
ICE
η
GE
η
EM
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
公式(6)步骤(1)中所述混合动力系统各部件的重量模型为：电机：发动机
‑
发电机：燃油：
电池：其中，η
batt
为电池效率，η
ICE
为发动机效率，η
GE
为发电机效率，η
EM
为电动机效率；SE
batt
为电池比能量，，SE
fuel
为燃油比能量，SP
ICE
为发动机比功率，SP
GE
为发电机比功率，SP
HEG
＝1/(1/SP
ICE
+1/SP
GE
)为发动机
‑
发电机比功率，SP
EM
为电动机比功率；步骤(1)中所述功率分配模型为：飞行器在悬停阶段有短期大功率需求，在平飞阶段有长期低功率需求；考虑到燃料的高比能量特点和电池的高比功率特点，采用的功率分配策略为：发电系统的额定功率设计为飞行器的巡航功率，在水平飞行阶段，仅发电系统给电机供电，发电系统工作在额定功率；在悬停阶段，发电系统和电池同时给电机供电，发电系统工作在额定功...

【专利技术属性】
技术研发人员：钮蕙丛，王向阳，杨佳利，朱纪洪，
申请(专利权)人：清华大学，
类型：发明
国别省市：