某型燃料電池飛機(jī)氣動(dòng)布局方案對比

吳 江， 佟勝喜， 高 峰, 尹 崇， 楊鳳田*

(1.沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽110035； 2.遼寧通用航空研究院， 沈陽 110136； 3.中國民用航空沈陽航空器適航審定中心，沈陽 110143)

燃料電池作為飛機(jī)的動(dòng)力源在航空工業(yè)中加以應(yīng)用具備巨大的潛能[1-3]。其中,一個(gè)主要原因是其具有環(huán)境友好的特性[4-5]，最新的研究表明以氫為燃料的燃料電池推進(jìn)系統(tǒng)在飛機(jī)中的使用將使得飛機(jī)在飛行中對氣候的影響減少約75%[6]。目前，燃料電池技術(shù)在航空中的應(yīng)用已經(jīng)受到廣泛關(guān)注。波音公司已經(jīng)致力于氫燃料電池在航空中的應(yīng)用15年，其中包括3次飛行演示；空客公司通過跨行業(yè)和公私伙伴合作，積極地推進(jìn)燃料電池推進(jìn)系統(tǒng)在航空中的試驗(yàn)與應(yīng)用；其他，諸如德國宇航中心(Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt， DLR)、美國Plug Power燃料電池公司、德國包豪斯航空公司、都靈工業(yè)大學(xué)等組織、企業(yè)及科研院校都在致力于燃料電池系統(tǒng)的開發(fā)及其在航空中的應(yīng)用[6-11]。

受到氫(液氫、壓縮氫氣)貯存效率及燃料電池系統(tǒng)功率密度的影響[12-15]，燃料電池推進(jìn)及氫貯存裝置的體積均較大，因此在進(jìn)行氫燃料電池飛機(jī)的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)時(shí)，需綜合考慮空間布局的限制。同時(shí)，燃料電池系統(tǒng)的散熱要求也較高，如采取風(fēng)冷系統(tǒng)，需綜合考慮通風(fēng)要求。鑒于總體空間布局、散熱通風(fēng)以及飛機(jī)功率需求的約束，可考慮反應(yīng)堆及儲氫罐均內(nèi)置、反應(yīng)堆內(nèi)置儲氫罐外掛、反應(yīng)堆及儲氫罐均外掛3種氣動(dòng)布局形式。

由于推進(jìn)系統(tǒng)功率密度偏低、電池能量密度亦偏低的現(xiàn)狀，單純地考慮氣動(dòng)特性，采用儲能裝置內(nèi)置是燃料電池飛機(jī)的理想氣動(dòng)布局方案。DLR[6]的雙機(jī)身混合電動(dòng)飛機(jī)HY4、Romeo等[8]研制的雙座燃料電池飛機(jī)等型號均采用此類布局。針對儲能裝置內(nèi)置，Brelje等[16]采取機(jī)翼內(nèi)布置儲氫罐的方式對某氫燃料電池飛機(jī)的機(jī)翼進(jìn)行氣動(dòng)及結(jié)構(gòu)的耦合優(yōu)化,實(shí)現(xiàn)了氣動(dòng)阻力、飛機(jī)重量及燃料存儲空間之間的平衡；田海平等[17]針對某型氫動(dòng)力固定翼無人機(jī)氣動(dòng)布局的氣動(dòng)特性進(jìn)行了評估。除了燃料電池飛機(jī)，以鋰電池為動(dòng)力的純電動(dòng)飛機(jī)同樣對推進(jìn)系統(tǒng)功率密度和電池能量密度十分敏感，其氣動(dòng)特性及性能研究也對儲能裝置內(nèi)置的燃料電池飛機(jī)氣動(dòng)布局研究具備一定的參考價(jià)值。佟勝喜等[18]針對采用大展弦比氣動(dòng)布局的某型雙座電動(dòng)飛機(jī)的風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，利用流固耦合方法分析了機(jī)翼有無彈性變形的氣動(dòng)力特性；李亞東等[19]基于電動(dòng)飛機(jī)與油動(dòng)飛機(jī)在總體參數(shù)、氣動(dòng)參數(shù)及螺旋槳效率及鋰電池能量密度等方面的不同，針對某型電動(dòng)飛機(jī)進(jìn)行了爬升性能的分析。通過如上研究可見——充分利用機(jī)身及機(jī)翼內(nèi)部空間進(jìn)行儲能裝置布置及采用大展弦比機(jī)翼氣動(dòng)布局成為現(xiàn)有機(jī)型設(shè)計(jì)的主要方向。

實(shí)際飛機(jī)型號的工程研制除了考慮氣動(dòng)特性以外，還需綜合考慮總體布局、散熱、適航驗(yàn)證難度、型號譜系發(fā)展等多方面因素，因此采用儲能裝置外掛的氣動(dòng)布局形式仍然具有現(xiàn)實(shí)的研究意義。例如，空客的ZEROe項(xiàng)目就采用了分布式燃料電池推進(jìn)的外掛式吊艙構(gòu)型。針對外掛氣動(dòng)布局形式，專業(yè)領(lǐng)域的科研人員對于飛機(jī)加裝外掛后的氣動(dòng)特性通過數(shù)值仿真方式進(jìn)行過一系列的研究[20-22]，其定性結(jié)論對于本研究有一定借鑒意義。但是，其外掛裝置相對飛機(jī)尺寸而言均較小，對飛機(jī)的氣動(dòng)特性定量影響亦較小，因此定量參考價(jià)值也十分有限。所以，有必要對加裝大尺寸外掛儲能裝置的燃料電池飛機(jī)氣動(dòng)特性進(jìn)行定量的分析，以確定其與儲能裝置內(nèi)置氣動(dòng)布局形式在氣動(dòng)特性上的定量差別。

鑒于對氣動(dòng)特性、總體布局、散熱、適航驗(yàn)證難度、型號譜系發(fā)展等現(xiàn)實(shí)約束的綜合考量，以遼寧通用航空研究院某適航審定階段四座電動(dòng)飛機(jī)為平臺，開展將其推進(jìn)系統(tǒng)改為燃料電池系統(tǒng)的飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)，并通過計(jì)算流體力學(xué)軟件定性、定量地分析了不同氣動(dòng)布局方案之間的氣動(dòng)特性差異。研究結(jié)果可為在不同約束條件下開展燃料電池飛機(jī)氣動(dòng)布局方案及動(dòng)力系統(tǒng)選型，提供一定的工程參考。

1 燃料電池飛機(jī)氣動(dòng)布局方案

將現(xiàn)有四座電動(dòng)飛機(jī)改裝為燃料電池推進(jìn)系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)，主要涉及燃料電池反應(yīng)堆及儲氫罐的氣動(dòng)排布。在不考慮加長機(jī)身的前提下，將燃料電池反應(yīng)堆及儲氫罐，分別采用機(jī)翼下方外掛及內(nèi)置方式進(jìn)行組合排布，共形成3種氣動(dòng)布局方案，不同氣動(dòng)布局方案如圖1所示。

圖1 氣動(dòng)布局方案

2 數(shù)值仿真及氣動(dòng)特性分析

2.1 數(shù)值模型

忽略流體體積力與熱傳導(dǎo)項(xiàng)，考慮流體黏性效應(yīng)，微分形式的定常、可壓縮流體的RANS方程如下。

平均質(zhì)量傳輸方程為

(1)

平均動(dòng)量傳輸方程為

(2)

(3)

依據(jù)渦流黏度模型Boussinesq近似，有

(4)

式(4)中：S為平均應(yīng)變量張量；μt為湍流渦黏度。

湍流模型選擇航空工業(yè)中廣泛應(yīng)用的剪切應(yīng)力傳輸(shear stress transfer，SST)K-Omega模型[24]。

2.2 網(wǎng)格模型

外掛的燃料電池反應(yīng)堆及儲氫罐在機(jī)身兩側(cè)對稱布置，為了考慮側(cè)滑對飛機(jī)縱向及橫航向靜穩(wěn)定性的影響，計(jì)算采用全機(jī)模型。飛機(jī)表面網(wǎng)格為增強(qiáng)質(zhì)量三角形網(wǎng)格，空間網(wǎng)格為多面體網(wǎng)格。

以方案3為例，其單元網(wǎng)格數(shù)量為1 349萬，節(jié)點(diǎn)數(shù)量為5 478萬。網(wǎng)格劃分情況如圖2所示。

圖2 計(jì)算網(wǎng)格

2.3 仿真條件

計(jì)算流場區(qū)域采用自由流邊界條件，給定流向參考風(fēng)軸，馬赫數(shù)為0.185 294(對應(yīng)風(fēng)速63 m/s)，靜態(tài)溫度為288.15 K(對應(yīng)溫度15 ℃)。飛機(jī)表面設(shè)定為無滑移、平滑壁面。

計(jì)算狀態(tài)對應(yīng)迎角α=-6°～16°，側(cè)滑角β=0°～8°；監(jiān)測升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)CD、俯仰力矩系數(shù)Cm、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl、偏航力矩系數(shù)Cn，以Δ表示差量。參考壓力為相對標(biāo)準(zhǔn)大氣壓0，參考空氣密度1.225 kg/m3，機(jī)翼參考面積、平均氣動(dòng)弦長、翼展等參數(shù)依據(jù)參考機(jī)型給定，計(jì)算參考坐標(biāo)原點(diǎn)按參考機(jī)型重心給定，縱向坐標(biāo)0位置給定重心前后限中點(diǎn)位置。

2.4 仿真結(jié)果

通過CFD軟件仿真，分別對反應(yīng)堆及儲氫罐均內(nèi)置、反應(yīng)堆內(nèi)置儲氫罐外掛、反應(yīng)堆及儲氫罐均外掛3種氣動(dòng)布局方案(即圖1中的方案1、方案2、方案3)進(jìn)行升阻特性、縱向靜穩(wěn)定性及橫航向靜穩(wěn)定性分析，分析結(jié)果如圖3～圖8所示，某計(jì)算狀態(tài)機(jī)身表面壓力分布如圖9所示。

圖9 飛機(jī)表面壓力分布

2.5 氣動(dòng)特性分析

分析圖3可知，方案1、方案2、方案3的升力系數(shù)隨迎角變化情況基本一致，差量不明顯；在小差量范圍內(nèi)，升力特性從優(yōu)至劣為方案1、方案2、方案3。總體上，可以認(rèn)為各方案的升力特性無明顯差異。

圖3 升力系數(shù)-迎角

分析圖4可知，方案2、方案3相對方案1的阻力系數(shù)在整個(gè)迎角范圍內(nèi)均有所增加，阻力特性從優(yōu)至劣為方案1、方案2、方案3。可以判定采用外掛布局，飛機(jī)的阻力特性變差。

圖4 阻力系數(shù)-迎角

由圖6可以判斷升阻特性從優(yōu)至劣為方案1、方案2、方案3。綜合分析，可以判定采用外掛布局，飛機(jī)的升阻特性變差。

圖6 升阻比K-升力系數(shù)

結(jié)合圖5分析圖3可知，方案1、方案2、方案3在整個(gè)迎角范圍內(nèi)，負(fù)迎角時(shí)俯仰力矩系數(shù)均為正，正迎角是俯仰力矩系數(shù)均為負(fù)。因此，方案1、方案2、方案3均具有縱向靜穩(wěn)定性。

圖5 俯仰力矩系數(shù)-升力系數(shù)

分析圖7可知，方案1、方案2、方案3在整個(gè)迎角范圍內(nèi)，橫向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)均為負(fù)，且橫向靜穩(wěn)定從優(yōu)至劣為方案3、方案2、方案1。因此，可以判定方案1、方案2、方案3均具有橫向靜穩(wěn)定性，且采用外掛布局后，橫向靜穩(wěn)定性有所改善。

圖7 橫向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)C1β-迎角

分析圖8可知，方案1、方案2、方案3在整個(gè)迎角范圍內(nèi)，航向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)均為正，且各方案差量較小。因此，可以判定方案1、方案2、方案3均具有航向靜穩(wěn)定性，且各方案航向靜穩(wěn)定性基本一致。

圖8 航向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Cnβ-迎角

綜合以上分析，可以認(rèn)定采用外掛方案將引起飛機(jī)升阻特性變差。以無側(cè)滑、小的正迎角的巡航狀態(tài)進(jìn)行定量對比，數(shù)據(jù)如表1所示。

通過分析表1可知，在正常巡航狀態(tài)(即α=0°)情況下，采用反應(yīng)堆內(nèi)置儲氫罐外掛方案2相對反應(yīng)堆及儲氫罐均內(nèi)置的方案1阻力系數(shù)增加約14.6%、反應(yīng)堆及儲氫罐均外掛的方案3相對反應(yīng)堆及儲氫罐均內(nèi)置的方案1阻力系數(shù)增加約24.9%。即在飛機(jī)最大起飛重量相同、巡航速度一致的條件下，方案2相對方案1在巡航狀態(tài)下的功率需求提升14.6%；方案3相對方案1在巡航狀態(tài)下的功率需求提升24.9%。

表1 外掛相對內(nèi)置方案阻力特性定量對比

3 風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對比

在中國航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院FL-8風(fēng)洞中進(jìn)行了方案1、方案2、方案3全機(jī)縮比模型的風(fēng)洞試驗(yàn)。圖10為方案3風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮陲L(fēng)洞中的安裝狀態(tài)。

圖10 風(fēng)洞中的試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

對比方案2、方案3相對方案1的氣動(dòng)特性差量。以β=0°為例，仿真及試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對比情況如表2、表3所示。

表2 方案2仿真及試驗(yàn)差量對比

表3 方案3仿真及試驗(yàn)差量對比

由表2及表3分析可知，仿真結(jié)果相對風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，在飛機(jī)未發(fā)生失速的迎角0°～14°范圍內(nèi)，方案2相較方案1的升力系數(shù)增量絕對值的差異均在0.01范圍內(nèi)，阻力系數(shù)增量百分比絕對值差異均小于3%；方案3相較方案1的升力系數(shù)增量絕對值的差異均在0.02范圍內(nèi)，阻力系數(shù)增量百分比絕對值差異均小于7%。仿真結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)一致性較好。

4 結(jié)論

綜合對比反應(yīng)堆及儲氫罐均內(nèi)置、反應(yīng)堆內(nèi)置儲氫罐外掛、反應(yīng)堆及儲氫罐均外掛3種氣動(dòng)布局方案的氣動(dòng)特性，得出結(jié)論如下。

(1)3種氣動(dòng)布局方案均具備縱向靜穩(wěn)定性及橫航向靜穩(wěn)定性；其中縱向靜穩(wěn)定性及航向靜穩(wěn)定性差異不明顯，但采用外掛布局后橫向靜穩(wěn)定性有較大提升。

(2)反應(yīng)堆及儲氫罐均內(nèi)置方案升阻特性最佳，在空間布局及散熱設(shè)計(jì)良好的條件下，應(yīng)優(yōu)選此方案。

(3)空間布局受限、內(nèi)部散熱條件差的條件下，應(yīng)優(yōu)選反應(yīng)堆內(nèi)置儲氫罐外掛或反應(yīng)堆及儲氫罐均外掛方案；但是，在飛機(jī)最大起飛重量相同、巡航速度一致的條件下，考慮巡航狀態(tài)(迎角為0°)，反應(yīng)堆內(nèi)置儲氫罐外掛方案、儲氫罐與反應(yīng)堆均外掛方案動(dòng)力系統(tǒng)功率需求分別相對反應(yīng)堆及儲氫罐均內(nèi)置方案提升約14.6%與24.9%。

(4)對比不同方案之間的氣動(dòng)特性參數(shù)差量，數(shù)值仿真計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的一致性較好。

(5)本研究在燃料電池飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)方面作了有益的探索，具備一定的工程參考價(jià)值。