低壓儲能的升浮一體飛行器總體參數研究

李冠雄，王靖宇,*，王運濤

1.四川大學 空天科學與工程學院，成都 610065 2.四川大學 視覺合成圖形圖像技術國防重點學科實驗室，成都 610065

臨近空間飛行器由于其獨特的優勢近年來已受到廣泛的關注[1-2]，升浮一體飛行器是綜合利用靜浮力與動升力的一種重于空氣的新型臨近空間飛行器[3-4]。升浮一體飛行器可有效利用浮空器和動升力飛行器的優點，避免二者缺點[5]。與高空飛艇及太陽能無人機相比，具有巡航速度高，抗風能力強，操縱性好，幾何尺寸小等優勢[6-7]。

自從1931年關于升浮一體飛行器的第1個專利半浮力飛行器[8]申請成功后，國內外學者針對升浮一體飛行器的概念方案和總體參數開展了大量研究。Haque等[9]概念設計了一種艇翼式混合飛艇，對該飛行器總體參數進行了初步選擇，研究了飛行器重量分配，并對其氣動外形進行了初步設計。Zhang等[10]提出一種采用太陽能電池和燃料電池混合供能的多囊體升浮一體飛行器方案，并對該飛行器總體參數進行優化。楊穆清等[11]對串列翼升浮一體飛行器的總體參數開展了敏感性分析，并認為燃料電池效率和能量密度對總體參數有重要影響。現有研究表明，由于升浮一體飛行器飛行高度高、駐空時間長且應具有足夠的飛行速度，因此該種飛行器對能源系統提出很高的要求[12]。目前，升浮一體飛行器的能源方案主要是太陽能電池與儲能電池相結合的供能方式，常規儲能電池能量密度較低且循環次數有限，難以滿足升浮一體飛行器的需求，而可再生氫氧燃料電池具有能量密度高、循環次數多等優勢，是升浮一體飛行器最有發展前景的儲能裝置[13-14]。在可再生燃料電池系統中，參與反應的氫氣和氧氣的儲氣裝置占據很大一部分重量，氫氣和氧氣的質量儲氣密度對燃料電池系統的能量密度有重要影響[15]。許多專家學者對氫氣的存儲方法進行了研究，Schmitt等[16]研究了玻璃微珠在氫氣存儲方面的應用；Cheng等[17]研究了采用碳納米管存儲氫氣的方法；Rnnebro[18]利用Group II硼化氫作為儲氫材料。盡管這些新方法解決了一些氫氣儲存的困難，但是要將這些方法應用在高空長航時飛行器上還很不現實。普通高壓氣態儲氫是一種最為常用且技術要求低的存儲方式，這種方法儲氣裝置價格低廉，充放效率高，并且可以在常溫中完成[19]。但其缺點是儲氣壓力高，質量儲氫密度低。近期研究的復合材料纏繞金屬內襯儲氣罐，主要依靠鋁材內壁密封氣體，外部復合材料承受氣體壓力。氣罐的儲氣壓力可達到30～70 MPa，但是質量儲氫密度僅能達到5%～10%[20]。

為提高燃料電池中氫氣和氧氣的質量儲氣密度，本文充分利用升浮一體飛行器機身的龐大體積，采用密封氣囊分別儲存供給燃料電池的氫氣和氧氣，降低儲氣壓強，提高質量儲氣密度。本文提出氣囊儲氣可再生燃料電池方案，并建立氣囊儲氣可再生燃料電池和常規可再生燃料電池的參數計算模型，對采用不同儲氣方式的升浮一體飛行器總體參數進行深入研究。

1 總體方案

升浮一體飛行器既具有內部氣囊等靜升力部件，又具有機翼等動升力部件，在氣動布局上與常規飛行器有很大區別[21]。機身氣囊依靠巨大的體積產生靜升力，機翼依靠與氣流的相對運動產生動升力。升浮一體飛行器在低空，內部氣囊具有足夠的浮力，飛行器可以垂直起降；上升到一定高度后，浮力減小，飛行器利用機翼升力繼續爬升直至預定高度，并保持長時間巡航，飛行任務剖面如圖1所示。本文所研究的升浮一體飛行器采用雙機身雙機翼氣動布局形式，如圖2所示。

圖1 升浮一體飛行器任務剖面

圖2 升浮一體飛行器氣動布局

本文研究的升浮一體飛行器采用太陽能電池和可再生燃料電池組合的能源系統，以一晝夜24 h 為能源循環周期。能源動力系統主要包括以下幾個部分：太陽能電池、MPPT(最大功率點跟蹤)控制器、可再生燃料電池、能源管理系統、電動機和螺旋槳。白天太陽能電池將光能轉變成電能，一部分提供給動力系統、機載設備和有效載荷使用，另一部分通過電解水將能量存儲在可再生燃料電池中供夜間使用，能源動力系統工作原理如圖3所示。本文新型能源系統在升浮一體飛行器中的布置形式如圖4所示。

圖3 能源動力系統工作原理圖

由圖4可知，升浮一體飛行器機翼和機身上表面鋪設柔性太陽能電池，太陽能電池面積由飛行器能源需求決定。本文采用的新型燃料電池系統主要由氫氧儲存氣囊、燃料輸送管路及燃料電池電堆組成。燃料電池反應所需的氫氣和氧氣存儲在體積較大的儲氣氣囊中，夜間燃料電池工作時，氫氣和氧氣由相應的管路輸送至電堆發生化學反應。為了避免儲氣氣囊和副氣囊之間的相互干涉并減小能源消耗帶來的重心位置變化，儲氣氣囊布置于機身中部靠近重心位置，通過固定索將儲氣氣囊固定于機身內部。為了保持燃料儲存氣囊的形狀不變，燃料電池完成放電后燃料儲存氣囊內仍存有足夠的氣體來維持氣囊形狀。

圖4 新型能源系統布置形式

在升浮一體飛行器夜間巡航過程中，氫/氧參加反應逐漸消耗，由于氫/氧反應后生成的水仍然存儲在飛行器內，所以運行過程中飛行器總重保持不變，始終等于靜升力和動升力之和。但是由于參與反應的氫氣和氧氣重量不同，因此在氫/氧消耗過程中儲氣系統的重心位置會前移，從而導致全機重心位置發生變化，經計算可知，儲氣系統重量僅占全機總重的15.5%，因此燃料消耗帶來的全機重心位置變化僅為機翼平均氣動弦長的3.2%，可通過機身副氣囊調節重心位置，保證飛行器受力平衡。

2 總體參數計算模型

2.1 太陽輻射模型

升浮一體飛行器在白天完全依靠太陽能為動力飛行，其設備和有效載荷消耗的能源也來自太陽能，白天多余的太陽能將存儲在儲能電池中供夜間使用，升浮一體飛行器所有能量均來自于太陽輻射，因此需首先分析太陽輻射模型[22]。

2.1.1 太陽角的計算

太陽照射向量和地球赤道面之間的角度δ稱為太陽的赤緯角。在一年之中，赤緯角隨著時間變化。根據庫珀(Cooper)方程，可用式(1)計算：

(1)

式中:n為計算日期距離年第1天的天數。

太陽高度角為h，即地面某點與太陽中心的連線與該連線在地面投影的夾角，計算公式為

h=arcsin[sinφsinδ+cosφcosδcosω(t)]

(2)

式中:φ為地理緯度;t為一天中的時刻，單位為h;ω(t)為太陽時角，計算公式為

ω(t)=π-πt/12

(3)

2.1.2 太陽輻射的計算

忽略大氣散射輻射和地面反射，太陽垂直輻射強度為

(4)

式中：I為太陽常量，I=1 367 W/m2；ε為地球偏心率，其值為0.017。

A=2π(n-4)/365

(5)

令太陽高度角h=0，那么計算日出時刻tr和日落時刻ts為

(6)

(7)

一天當中t時刻單位面積接收的太陽輻射功率為

Psolar(t)=I0sinh

(8)

通過積分可以得到一天當中單位面積接收太陽輻射總能量為

(9)

2.2 飛行器氣動模型

升浮一體飛行器主要由機翼及機身2個氣動部件組成，因此其氣動力主要來自這2個氣動部件，需對機翼和機身分別進行氣動建模與分析。

機翼升力由式(10)計算：

(10)

式中：ρair為空氣密度;V為飛行器巡航速度;CLW為機翼巡航升力系數;Swing為機翼面積。假設機翼升阻比為Kwing，則機翼阻力為

(11)

由于飛行器巡航條件下，機身迎角在0°附近，因此只考慮機身浮力和阻力，忽略機身動升力。機身浮力計算為

Lfuselage=ρairVfuselagegnfuselage

(12)

機身阻力計算為

(13)

式中：CDF為機身體積阻力系數；Vfuselage為機身體積；nfuselage為飛行器機身數量;g為重力加速度。

升浮一體飛行器巡航過程中需用功率Pflight表達式為

Pflight=(Dwing+Dfuselage)V

(14)

飛行器電機輸入功率Pmotor的表達式為

Pmotor=Pflight/(ηmotorηpropeller)

(15)

式中：ηmotor為電機效率；ηpropeller為螺旋槳效率。

2.3 能量平衡模型

升浮一體飛行器能源動力系統以一晝夜24 h為能源循環周期，在一個周期內，能源分配如圖5所示。

圖5中橫坐標為時間，由0點開始，到24點結束。t1為0點時刻，t4為24點時刻，tr為日出時刻，ts為日落時刻，t2及t3為飛行器需用功率和太陽能電池輸出功率的平衡時刻。升浮一體飛行器在飛行過程中，t1～tr時間段內能量由燃料電池提供，tr～t2時間段內能量由燃料電池和太陽能電池共同提供，t2～t3時間段內能量由太陽能電池提供，同時富裕的太陽能存儲在燃料電池中，t3～ts時間段同tr～t2時間段，ts～t4時間段同t1～tr時間段。

圖5 能源分配示意圖

2.3.1 燃料電池能量平衡

t1～tr及ts～t4時間段內飛行器能量全部由燃料電池提供，該時間段內即夜間燃料電池需要存儲的能量為

Ebattery_night=(Pmotor+Ppayload)tnight/ηbattery

(16)

式中:tnight為一天當中的夜間時長;ηbattery為燃料電池轉換效率;Ppayload為載荷功率。

tr～t2及t3～ts時間段內飛行器能量由燃料電池及太陽能電池共同提供，tr～t2時間段內，太陽能電池可提供能量為

(17)

式中:ηsolar為太陽能電池轉換效率;Ssolar為太陽能電池鋪設面積，表達式為

Ssolar=Swingηwing+Sfuselageηfuselageηcurnfuselage

(18)

式中:ηwing為機翼表面太陽能電池鋪片率;ηfuselage為機身表面鋪片率;ηcur為由機身曲率引起的損失率;Sfuselage為機身表面積。

由于tr～t2時間段內太陽能電池輸出功率變化梯度較大，因此在該段時間內太陽能電池產生的能量首先存儲在燃料電池中，再由燃料電池給電動機及設備供電，則白天燃料電池需要存儲的能量為

Ebattery_day=2[(Pmotor+Ppayload)(t2-tr)-

Esolar_r2ηbattery]/ηbattery

(19)

一個能量循環周期內，燃料電池需要存儲的能量為

Ebattery=Ebattery_day+Ebattery_night

(20)

2.3.2 太陽能電池能量平衡

t2～t3時間段內飛行器所需能量全部由太陽能電池提供，太陽能電池需提供給飛行器的能量為

Esolar_23=(Pmotor+Ppayload)(t3-t2)

(21)

一個循環周期內太陽能電池需提供的總能量為

Esolar_re=2Esolar_r2+Esolar_23+Ebattery

(22)

一個循環周期內太陽能電池可提供的總能量為

(23)

太陽能電池能量平衡方程為

Esolar_re=Esolar_pr

(24)

2.4 受力平衡模型

2.4.1 飛行器質量模型

1)電池質量

電池質量可由電池能量密度計算得到

mbattery=Ebattery/Dbattery

(25)

式中:Dbattery為電池能量密度。

2)太陽能電池質量

薄膜太陽能電池質量可由式(26)計算

msolar=SsolarAsolar

(26)

式中:Asolar為太陽能電池面密度。

3)機身質量

升浮一體飛行器機身結構類似于高空飛艇，其質量主要由氦氣質量、外蒙皮質量、結構質量、副氣囊質量及副氣囊內空氣質量組成。

機身采用半硬式結構，機身內外壓差保持3%大氣壓強，機身內部氦氣質量為

(27)

式中:VH和VO分別為燃料電池氫氣和氧氣存儲裝置的體積。

機身外蒙皮質量為

mskin=nfuselageSfuselage(1+kskin)Askin

(28)

式中:kskin外蒙皮搭接和縫合系數;Askin為外蒙皮面密度。

機身副氣囊質量為

mballonet=nfuselageSfuselageηballonet(1+kballonet)Aballonet

(29)

式中:ηballonet為副氣囊面積系數，即副氣囊面積與外蒙皮面積比值;kballonet為副氣囊搭接和縫合系數;Aballonet為副氣囊面密度。

機身副氣囊內空氣質量為

mair=ηairVfuselageρairnfuselage

(30)

式中:ηair為副氣囊內空氣體積系數，即空氣占機身體積比例。

機身結構質量為

mstructure=mskinηstructure

(31)

式中:ηstructure為機身結構質量系數。

由以上各部分質量可得機身總質量為

mfuselage=mHe+mskin+mballonet+mair+mstructure

(32)

4)機翼質量

在升浮一體飛行器概念方案設計階段，機翼質量可用機翼面密度來進行估算：

mwing=SwingAwing

(33)

式中:Awing為機翼面密度。

5)尾翼質量

升浮一體飛行器尾翼質量估算參考半硬式飛艇尾翼質量估算方法：

mtail=ηtailmskin

(34)

式中:ηtail為飛行器尾翼質量系數，即尾翼質量占機身外蒙皮質量的比例。

6)動力系統質量

在概念方案設計階段，引入動力系統功率密度的概念，即認為動力系統的質量與動力系統輸出功率成正比，動力系統質量可由式(35)計算:

mpower=Pflightηpower/Dpower

(35)

式中:ηpower為動力系統使用裕度，即為動力系統最大功率與額定功率之間的比值;Dpower為動力系統功率密度。

7)線纜質量

在概念方案設計階段，飛行器線纜質量由太陽能電池及燃料電池質量決定，由式(36)計算

mwire=(mbattery+msolar)ηwire

(36)

式中:ηwire為線纜質量系數。

8)能源管理系統質量

能源管理系統質量由太陽能電池最大輸出功率決定，即以夏至日正午12時太陽能電池輸出功率計算:

menergy=Psolar_max/Denergy

(37)

式中:Psolar_max為太陽能電池最大輸出功率;Denergy為能源管理系統的功率密度。

9)飛行器總質量

升浮一體飛行器總質量由各分部件質量構成，計算為

maircraft=mbattery+msolar+mfuselage+mwing+mtail+

mpower+mwire+menergy+mpayload+mequipment

(38)

式中:mpayload為有效載荷質量;mequipment為機載設備質量。

2.4.2 受力平衡方程

以升浮一體飛行器巡航狀態升力等于重力為基礎，建立飛行器受力平衡方程為

Lwing+Lfuselage=maircraftg

(39)

Lwing/Lfuselage=kL

(40)

式中:kL為本文引入的一個新設計參數，表示飛行器動升力與浮力的比值，簡稱升浮系數。

2.5 總體參數方程

根據能量平衡模型和受力平衡模型，建立總體參數求解方程組為

(41)

式(41)中第1式和第2式為飛行器受力平衡方程，第3式和第4式為飛行器能量平衡方程，通過求解上述方程組可求出升浮一體飛行器總體參數。

3 能源系統模型

3.1 常規可再生燃料電池

常規可再生燃料電池采用高壓氣罐儲存氫氣及氧氣，常規可再生燃料電池重量主要由氫氣重量、氧氣重量、氫氣罐重量、氧氣罐重量、電堆重量、水電解系統重量、環境控制系統重量和附件重量組成。

為了儲存足夠的能量供飛行器在夜間使用，全機共需要氫氣質量為

mH=Ebattery/qH

(42)

式中:qH為氫氣熱值。

根據氫氣與氧氣化學反應方程式可知，燃料電池系統所需存儲的氧氣質量為

mO=8mH

(43)

假設氫氣的質量儲氣密度為ηH，氧氣的質量儲氣密度為ηO，則氫氣罐和氧氣罐的質量為

mH_tank=mH/ηH-mH

(44)

mO_tank=mO/ηO-mO

(45)

燃料電池電堆的質量由燃料電池的額定輸出功率決定,則燃料電池電堆質量為

mstack=(Pmotor+Ppayload)/ρstack

(46)

式中:ρstack為燃料電池電堆的功率密度，單位為W/kg。

水電解系統包括電解器、氫/氧后處理單元等，總質量為

melec=Pelec/ρelec

(47)

式中:Pelec為水電解系統功率;ρelec水電解系統功率密度。

環境控制系統質量計算為

mevn=mstackηenv

(48)

式中:ηenv為燃料電池環境控制系統質量系數。

燃料電池附件包括循環泵、發電氫/氧處理器、水箱、電控系統等，附件總質量計算為

mancillary=mstackηancillary

(49)

式中:ηancillary為燃料電池附件質量系數。

燃料電池總質量為

mbattery=mH+mO+mH_tank+

mO_tank+mstack+melec+mevn+mancillary

(50)

3.2 氣囊儲氣可再生燃料電池

為減輕氫氣和氧氣儲氣裝置的重量，提高氫氣和氧氣的質量儲氣密度，充分利用升浮一體飛行器機身的體積空間，燃料電池所需的氫氣和氧氣分別儲存在2個獨立的氣囊中，對所儲存氣體適當加壓，氣體壓強由儲氣囊體材料的強度特性決定?？稍偕剂想姵刂亓恐饕蓺錃庵亓?、氧氣重量、氫氣儲氣囊重量、氧氣儲氣囊重量、電堆重量、水電解系統重量、環境控制系統重量和附件重量組成。

其中，氫氣、氧氣、電堆、水電解系統、環境控制系統以及附件的質量計算方法與常規可再生燃料電池相同。升浮一體飛行器每個機身內布置1個獨立的氫氣囊和1個獨立的氧氣囊，每個機身內的氫氣質量為mH/nfuselage。

假設單只氫氣囊的半徑為rH，則單只氫氣囊的體積為

(51)

白天在太陽輻射下，氫氣囊內氫氣溫度上升[23]，考慮氫氣超熱情況，氫氣囊內氫氣和機身外空氣的理想氣體狀態方程為[24]

PH=ρHRH(Tair+ΔT)

(52)

Pair=ρairRairTair

(53)

式中:PH、ρH和RH分別為氫氣的壓強、密度和氣體常數；Pair、ρair、Rair和Tair分別為外界空氣的壓強、密度、氣體常數和溫度；ΔT為超熱條件下氫氣和外界空氣的溫度差。

則聯立式(52)和式(53)可得

(54)

由式(54)可以計算得到氫氣囊內部壓強為

(55)

氫氣囊體材料單位長度所承受拉力為[25]

(56)

氣囊要滿足強度設計要求，即

σH=σs/ηs

(57)

式中:σs為囊體材料所能承受的最大拉應力，N/m;ηs為安全系數。

由式(55)～式(57)可以求出氫氣囊半徑rH。

儲氣囊由防護層、氣密層和承力層組成，可滿足高抗拉強度、高氣密、輕質、耐久等要求，單只氫氣囊質量可由式(58)計算：

(58)

式中:Agasbag為儲氣囊面密度，由于儲氣囊與機身外蒙皮相比具有更高的氣密性和抗拉強度要求，因此本文計算中低壓氣囊面密度取值高于外蒙皮面密度；kgasbag為儲氣囊搭接和縫合系數。

參考以上方法，可得氧氣囊半徑為rO。

單只氧氣囊質量為

(59)

單只氧氣囊體積為

(60)

氫氣囊和氧氣囊總質量為

mgasbag=nfuselage(mH_gasbag+mO_gasbag)

(61)

為了避免氫氣和氧氣耗盡后由于儲氣囊體積發生變化而對機身內部壓強造成影響，需要使氫氣囊和氧氣囊在燃料電池反應消耗氣體后，仍保留足夠的氫氣和氧氣保持氣囊外形，由此計算氫氣總質量為

(62)

同理計算氧氣總質量為

(63)

儲氣氣囊固定索質量為

mcable=ρcableLcable

(64)

式中:ρcable為固定索線密度;Lcable為固定索總長度。

氣囊儲氣燃料電池系統總質量計算為

mbattery=mH_all+mO_all+mgasbag+mstack+melec+

mevn+mancillary+mcable

(65)

4 儲氣方式對能源系統的影響

研究表明，對于常規儲氫罐，儲氣壓力由氣罐材料的抗拉強度決定，氫氣的質量儲氫密度和體積儲氫密度都與儲氣壓力直接相關，隨著儲氣壓力的提高，氫氣的體積儲氫密度提高，但是質量儲氫密度降低[26]。抗拉強度為460 MPa的圓柱形不銹鋼儲氣罐中質量儲氫密度和體積儲氫密度隨儲氣壓力的變化如圖6所示。目前，為了提高體積儲氫密度從而減小儲氫罐體積，通常采用高壓儲氣，儲氣壓力達到30～70 MPa，由圖6可知，在這樣的高壓儲氣條件下，質量儲氫密度僅能達到7.2%～5.5%。若采用先進的復合材料纏繞金屬內襯儲氣罐，質量儲氫密度最高可達到10%[27-28]。

圖6 質量儲氫密度和體積儲氫密度隨儲氣壓力的變化

采用氣囊儲氣方案的主要作用是降低儲氣裝置的儲氣壓力，提高了氫氣和氧氣的質量儲氣密度。在相同的氫氣和氧氣儲量條件下，低壓氣囊儲氣降低儲氣裝置重量，從而提高了燃料電池能量密度。利用常規可再生燃料電池和氣囊儲氣可再生燃料電池理論計算模型計算得到2種燃料電池參數如表1所示，其中，氣囊儲氣可再生燃料電池計算中，儲氣囊所能承受的最大拉應力為1 000 N/m，儲氣囊面密度為400 g/m2，存儲能量為1 489.7 kWh，滿足升浮一體飛行器使用需求。

由表1可知，采用氣囊儲氣方案后，氫氣的存儲壓力由常規高壓氣罐的70.0 MPa降低至46.0 kPa，燃料電池質量儲氫密度和質量儲氧密度均明顯提高，燃料電池能量密度提高33.8%，具有明顯效果。

表1 燃料電池參數

與高壓氣罐儲氣方案相比，氣囊儲氣方案需要考慮在太陽輻射條件下，儲氣囊內氣體的超熱問題，圖7給出了在考慮超熱情況下燃料電池系統參數隨氣囊內外溫差的變化曲線。由圖7可知，隨著氣囊溫差的提高，燃料電池系統重量逐漸增加，能量密度逐漸降低。當溫度差由0 K增加至40 K時，燃料電池系統重量增加了14.9%，能量密度降低了7.8%。由此可知，超熱問題對氣囊儲氣燃料電池性能有重要影響，但是氣囊儲氣燃料電池能量密度仍然明顯高于高壓氣罐儲氣的燃料電池。

圖7 溫度差對燃料電池系統參數的影響

采用普通高壓氣罐儲氣方式和采用低壓氣囊儲氣方式的燃料電池儲能系統重量分布如圖8所示。

由圖8可知，采用氣囊儲存氫氣和氧氣后，氫氣在燃料電池儲氣系統中所占比例提高了1.4%，氧氣所占比例提高了11.1%。與高壓氣罐相比，低壓氣囊重量所占比例均有較大幅度下降，其中氫氣囊所占比例下降了12.8%，氧氣囊所占比例下降了6.9%。

圖8 儲能系統重量分布

由以上計算分析可知，儲氣方式對氫氣/氧氣的質量儲氣密度和燃料電池能量密度有較大影響，采用氣囊儲氣的方案可使氫氣/氧氣的質量儲氣密度和燃料電池能量密度大幅度提升。并且，由于低壓氣囊儲氫的壓力明顯降低，因此壓縮氣體所需要付出的能量代價大大減小，增壓和降壓設備的重量可有效降低；其次，燃料電池系統中儲氣裝置和管路壓力降低，可有效提高燃料電池系統的可靠性和循環壽命。

5 飛行器總體參數對比分析

在升浮一體飛行器總體參數計算模型中引入常規可再生燃料電池和氣囊儲氣可再生燃料電池理論計算模塊，計算采用不同能源系統的升浮一體飛行器總體參數，并進行對比分析。

5.1 質量儲氣密度對總體參數的影響

通過前文研究發現采用氣囊儲氣最大的優勢在于提高氫氣/氧氣的質量儲氣密度，本節主要研究質量儲氣密度對升浮一體飛行器總體參數的影響。首先給定升浮一體飛行器任務參數如表2所示。

表2 升浮一體飛行器任務參數

在以上任務條件下研究質量儲氫密度和質量儲氧密度發生變化時升浮一體飛行器的總體參數。氫氣和氧氣質量儲氣密度對升浮一體飛行器的總重、機翼面積及機身長度的影響如圖9所示。

由圖9可知，氫氣及氧氣的質量儲氣密度對升浮一體飛行器的總重、機翼面積及機身長度具有相似的影響規律，隨著氫氣及氧氣的質量儲氣密度的提高，升浮一體飛行器的總重、機翼面積及機身長度均有減小的趨勢，當質量儲氣密度較小時，其對總體參數的影響更為明顯。

圖9 質量儲氣密度對飛行器總體參數的影響

由以上計算研究可知，當氫氣和氧氣質量不變，氫氣及氧氣的質量儲氣密度提高會減小儲氣裝置的重量，從而減小整個可再生燃料電池系統重量。當質量儲氣密度較高時，由于儲氣裝置在整個飛行器總重中所占比例很小，因此質量儲氣密度對總體參數的影響較小。

5.2 相同任務條件下升浮一體飛行器的總體參數對比

本節主要研究采用常規燃料電池的升浮一體飛行器(飛行器A)和采用氣囊儲氣燃料電池的升浮一體飛行器(飛行器B)的總體參數，飛行器A和B除了儲能方式不同外其他構型及技術參數均相同。

在表2中給定的任務條件下，計算得到的升浮一體飛行器相應的總體參數如表3所示。

表3 相同任務條件下2種飛行器的參數對比

與采用常規燃料電池的升浮一體飛行器相比，采用氣囊儲氣可再生燃料電池的升浮一體飛行器總重減小30%，機身長度減小11%，太陽能電池鋪設面積減小26%，所需氦氣重量減小36%。

升浮一體飛行器總重及長度的減小可降低飛行器對起降場地及停放機庫的要求。目前薄膜太陽電池及氦氣的價格較為昂貴[29]，采用氣囊儲氣的燃料電池方案使太陽電池鋪設面積和氦氣質量有較大幅度減小，降低了升浮一體飛行器的制造和使用維護成本。

由以上計算分析可知，利用升浮一體飛行器的體積優勢，采用低壓氣囊儲存燃料電池所需的氫氣和氧氣，可以降低飛行器燃料電池系統重量，從而使升浮一體飛行器的總重、機身長度和機翼面積等總體參數明顯減小，對提高飛行器的綜合性能和降低成本有重要作用。

5.3 相同總重條件下升浮一體飛行器的總體參數對比

在飛行條件及其他技術參數不變的條件下，升浮一體飛行器采用常規氣罐儲氣和采用氣囊儲氣方式所能承載的有效載荷重量隨總重的變化如圖10所示。

圖10 不同儲能方式飛行器的有效載荷重量

由圖10可知，在總重和載荷功率相同的情況下，采用氣囊儲氣方式的升浮一體飛行器載荷能力比采用常規儲氣方式的升浮一體飛行器更強。在給定飛行器總重為6 698.0 kg，載荷功率為5 kW 條件下，2種飛行器的相關參數如表4所示，2種飛行器重量分布如圖11所示。

表4中燃料電池存儲能量為2 003.1 kWh，與表1中參數相比，燃料電池存儲能量和功率需求增大，因此燃料電池能量密度略有變化。由表4可知，與飛行器A相比，飛行器B的有效載荷重量提高4.58倍，燃料電池系統重量降低了25%，燃料電池能量密度提高了34%。由圖11可看出，飛行器A與飛行器B的重量分布中有效載荷和燃料電池系統重量占總重比例差異最大。與常規儲氣方式相比，采用氣囊儲氣方式后，燃料電池系統重量在升浮一體飛行器總重中所占的比例由23.8%降低至17.8%，有效載荷重量在飛行器總重中所占的比例由1.5%提高至8.3%。

表4 相同總重及載荷功率的2種飛行器參數對比

圖11 飛行器A和B的重量分布

給定有效載荷重量為100 kg，升浮一體飛行器采用常規氣罐儲氣和采用氣囊儲氣方式所能承載的有效載荷功率隨總重的變化如圖12所示。

圖12 不同儲能方式飛行器的載荷功率

由圖12可知在飛行器總重和有效載荷重量相同的情況下，采用氣囊儲氣燃料電池的升浮一體飛行器所允許的載荷功率明顯高于常規燃料電池飛行器。若給定升浮一體飛行器總重為6 698.0 kg，有效載荷重量為100 kg，2種飛行器的相關參數如表5所示。

表5 相同總重及載荷重量的2種飛行器參數對比

表5中燃料電池存儲能量為2 435.0 kWh，由表5可知，在保證升浮一體飛行器總重和有效載荷重量相同的情況下，采用氣囊儲氣方案，可以使飛行器的載荷功率提高3.30倍，也就是說飛行器能夠裝載更大功率的偵察探測設備或通信中繼設備等。燃料電池系統重量降低9%，能量密度提高了33%。

通過對比發現，在總重相同的條件下，僅改變氫氣及氧氣的儲存方式可以使燃料電池系統重量大幅降低，能量密度提高，從而使升浮一體飛行器載荷能力有很大提高，在飛行平臺成本幾乎不變的情況下，有效擴展了升浮一體飛行器的使用范圍，使其用途更多樣化。

6 結 論

1)利用低壓氣囊存儲氫氣和氧氣，有效提高了質量儲氣密度和燃料電池能量密度，氫氣的質量儲氣密度提高至13.0%，氧氣的質量儲氣密度提高至70.4%，燃料電池存儲能量為1 489.7 kWh 條件下，能量密度可達到1 000 Wh/kg以上。

2)采用氣囊儲氣對升浮一體飛行器的總體參數有明顯的提升。與采用普通燃料電池的升浮一體飛行器相比，采用氣囊儲氣可再生燃料電池的飛行器總重減小30%，機身長度減小11%，太陽能電池鋪設面積減小26%，所需氦氣重量減小36%。

3)在升浮一體飛行器總重及載荷功率相同的條件下，采用氣囊儲氣可再生燃料電池的飛行器的有效載荷重量提高4.58倍，燃料電池系統重量降低了25%。在升浮一體飛行器總重及有效載荷重量相同的條件下，采用氣囊儲氣方案可以使飛行器的載荷功率提高3.30倍。