王紹成? 齊濟
(北京航天動力研究所,北京 100076)
DOI:10.16338/j.issn.2097-0714.20220107
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1?引 言
臨近空間飛行器具有續航時間長、空間跨度大、低功耗、高生存力的特點,其在高空偵察、情報搜集、空間突防等軍事領域均承擔重要角色,同時,它可用于氣象科學研究、信息中繼站、自然災害預警等民用領域[1-2]。受制于能量輸入水平,傳統常規動力的高空無人飛行器續航時間僅有數十個小時,為滿足對高空長航時無人飛行器的需求,需要開發利用新的能源供給方式。近年來,以太陽能和氫能為動力能源的高空長航時無人飛行器得到了較快的發展,其中,氫動力飛行器又分為氫內燃機驅動和燃料電池發電驅動兩條發展路線。國外新型能源動力無人機包括太陽能無人機和氫動力無人機,雖然研發時間較早,但均處于技術演示驗證階段。其中,以太陽能為動力的太陽神無人機和西風無人機已在臨近空間進行試飛,最大飛行高度達29.5 km,最長續航時間達14天,但承載有效載荷的能力有限[3-4]。而以氫內燃機為驅動力的鬼眼無人機和以氫燃料電池驅動的全球觀測者無人機僅在低空進行了短時間試驗驗證。國外新能源無人機如圖1所示。
圖1???國外新能源無人機
Fig.1???Foreign new energy UAV
國內首次以燃料電池為動力能源的臨近空間氫動力飛行器致遠一號飛艇于2009年在上海飛艇基地試飛成功。國內氫燃料電池動力無人機雖然研發起步晚,但與國外差距不大,其中的典型型號有遼寧通用航空研究院的雷鳥、上海同濟大學的飛躍一號和哈爾濱工業大學重慶研究院的青鷗30。雖然三者都采用了質子膜氫燃料電池系統并成功進行了試飛,但是均為小型氫燃料電池低空飛行驗證機[5],并非臨近空間氫動力飛行器。國內燃料電池動力無人機如圖2所示。
圖2???國內燃料電池動力無人飛行器
Fig.2???Domestic fuel cell powered UAV
國內外氫燃料電池飛行器雖進行了多次低空和地面試驗,但尚未進入臨近空間飛行試驗階段。能源動力推進技術是限制臨近空間飛行器的瓶頸之一,臨近空間長航時飛行器面臨與地面具有較大跨度的環境差異,因此,只有解決了燃料電池動力系統由低空轉向高空所面臨的環境適應性等關鍵技術問題,臨近空間氫燃料電池飛行器才能真正進行實際應用。
2?氫燃料電池動力系統分析
未來,具備高續航、大載荷、高比能的無人機將在信息對抗、空間攻防領域中占據重要的戰略地位,這就對其能源動力系統提出了較高的要求[6]。由于氫燃料的能量密度約為汽油的2~3倍,動力系統效率是常規發動機效率的2倍以上,因此,可以實現數十天量級超長航時的連續飛行,而氫燃料電池由于具有高效率、高比能的特點,成為其動力能源系統的首選。氫燃料電池系統主要包括5大分系統,如圖3所示,分別是燃料電池堆、氫氣供應系統、空氣供應系統、水熱管理系統和電源管理控制系統。各系統關聯密切并相互耦合,各部分只有在最佳的工作條件下才能使系統發揮最大效能。在臨近空間范疇,國內外大多將20 km高空環境作為研究新能源動力飛行器的目標空域。目前階段,根據燃料電池工作特性,該空域的物性參數通過合理的設計可使燃料電池在臨近空間應用成為可能,為將來燃料電池在更高空域推廣提供基礎研究數據。由于臨近空間與地面環境存在較大差異,20 km高度的空氣密度是地面的1/14左右,壓力大約是標準大氣壓的1/18,粘度系數約為地面的11倍,同時,表現出高空低雷諾系數特性[7]。因此,需要考慮高低空環境差異對燃料電池發電性能的影響,分別針對各分系統的關鍵技術問題給出相應的解決方案。
圖3???氫燃料電池系統原理圖
Fig.3???Schematic diagram of hydrogen fuel cell system
3?關鍵技術問題分析及解決方案
3.1?空氣供應系統關鍵技術
臨近空間空氣物理狀態與地面差別巨大,空氣穩定供應問題成為制約氫燃料電池在臨近空間應用的主要因素。根據燃料電池的特點,結合臨近空間和地面空氣狀態差異研究了空氣供應子系統的關鍵技術及解決方案。
氫燃料電池的安全高效工作依賴于空氣供應,電池運行所需空氣壓力為130~220 kPa,并要求其具有跟隨負載的快速響應能力。而20 km高空環境下空氣壓力為5.5 kPa,大氣密度0.0882 kg/m3。燃料電池空氣供應通常由離心式壓氣機提供,在低壓、低密度條件下,壓氣機需高速、高增壓比、輕質、低耗能才能夠滿足燃料電池在臨近空間的使用要求。根據以往項目計算結果,工作過程中壓氣機最大壓比高達40。同時,隨著高空空氣密度的降低,壓氣機的工作線會向喘振線方向偏移,在大功率工作條件下會增加壓氣機喘振風險[8]。因此,設計一款能適應地面和高空大空間跨度高壓比且穩定的壓氣機是臨近空間燃料電池面臨的技術難題,需要多學科協同合作才能突破相關技術。
解決高壓比且防喘振的壓氣機有兩個技術路線:(1)開發多級壓氣機,此方案需要開發高轉速電機和軸承等零部件。但同時,臨近空間換熱系數較低,多級壓氣機的級間冷卻很難達到所需散熱需求[9]。因此,該方案開發難度較大,但可作為一個重要的研究方向,隨著研究的深入和技術的進步會有突破性進展。(2)根據現有技術結合以往工作經驗,進行系統融合設計,將低壓、中壓和高壓三種類型壓氣機串聯使用[10],中間設置中冷器和旁通閥起到級間冷卻和防喘振作用[11],原理如圖4所示。研究制定了低空和高空分別控制策略,在地面時僅啟動低壓比壓氣機,中壓比和高壓比壓氣機隨飛行高度的增加逐級并入系統。雖然此方案會增加系統復雜程度和質量,但是降低了開發難度,比較接近現階段實際使用狀態,該方案可為臨近空間飛行器燃料電池空氣供應子系統設計提供借鑒。
圖4???臨近空間空氣增壓方案原理圖
Fig.4???Schematic diagram of near space air pressurization
隨著燃料電池功率增大,所需的空氣流量和壓力增大,同時,電池系統散熱量增大,所需冷卻液流量和壓力增加。空氣流量和壓力、冷卻液流量和壓力與燃料電池系統的發電功率成正相關,因此,可以將燃料電池堆空氣出口側的壓力平衡到水箱內,自動適應管路壓力變化。此方案的優點是不需要額外的增壓部件,系統設計簡單,輕質高效。缺點是冷卻液進電堆的壓力有一定的波動性且進燃料電池系統壓力會大于空氣側壓力,因此,采取此方案要將水箱放置在冷卻液進電堆入口處。
如果燃料電池出口的高壓高濕空氣直接排放到臨近空間低氣壓的環境中,會造成極大的能量浪費,因此,需研究該部分能量的回收技術。目前,研究較多的應用方式有兩種:(1)在燃料電池出口側設置膨脹機,從燃料電池出來的高壓氣體通過膨脹做功轉化為電能,通過能源管理系統進行轉化后并入整機電源系統;(2)通過尾排氣渦輪增壓系統為入口壓氣機補充一定動力,從而減少壓氣機功耗。空氣路能量回收原理如圖5所示。
圖5???空氣路能量回收原理圖
Fig.5???Schematic diagram of energy recovery for air tail exhaust
3.2?氫氣供應系統關鍵技術
對在臨近空間等特殊環境下超長續航的飛行器而言,氫燃料儲備技術是關鍵。目前,氣態高壓儲氫最大能做到70 MPa,但是面對臨近空間飛行器幾百小時的續航,其體積密度不占優勢。與高壓氣態儲氫技術相比,液態儲氫具有較高的質量密度和體積密度,可以滿足續航要求。但是液態儲氫存在漏熱及蒸發問題,對儲存容器的絕熱提出了較高的要求。
熱控技術主要用于減小對外界的漏熱,從而降低液氫的蒸發,分為主動熱控和被動熱控兩種。
(1)主動熱控:是指液氫罐在有少量絕熱材料包裹的情況下,使用制冷設備消除部分漏熱。這一絕熱結構簡單,但需要制冷設備將氣化的液氫再冷凝為流體,這將會增加一部分體積和質量從而增加成本。Marshall空間飛行中心利用噴射桿與低溫泵組合,采用主動熱控方式,實現了液氫存儲的零蒸發(ZBO)[12-13],其原理如圖6所示。系統運行時,低溫液體進入壓力控制管路,低溫制冷機將其過冷,低溫泵將過冷液體抽向噴霧棒換熱器,通過噴霧棒將低溫液體呈放射狀噴入貯箱內部,從而抑制貯箱內液體的熱分層,降低貯箱壓力。在持續幾天到數周之后,通過流體混合不能滿足壓力控制需要時,一部分低溫液體被送到焦耳-湯姆遜節流膨脹閥(J-T閥),變成低溫低壓的兩相流體,經過噴霧棒熱交換器,變成氣體被排出貯箱外部,最終達到有效消除液體熱分層及控制貯箱壓力的目的[14]。
圖6???噴射桿與低溫泵組合主動熱控結構示意圖
Fig.6???Schematic diagram of spray rod and cryopump combined active thermal control structure
(2)被動熱控:完全依靠低傳熱系數絕熱材料的絕熱作用減少漏熱,從而改進液氫儲箱的絕熱程度,使其自身的絕熱能力提高。被動控制技術主要有噴涂式泡沫絕緣材料(SOFI)和多層絕緣材料(MLI)兩種。美國NASA在原有被動絕熱技術基礎上開發出SOFI/MLI新式組合絕熱結構。SOFI在整個絕熱層內部,緊靠低溫貯箱壁;變密度多層絕熱材料(VD-MLI)處于整個絕熱層外部,靠近熱邊界。其中,SOFI主要在飛行器地面停放、發射上升階段發揮絕熱作用,VD-MLI主要在飛行器在軌運行階段發揮絕熱作用,因此,SOFI/VD-MLI既解決了飛行器地面停放、發射上升階段低溫貯箱熱防護問題,同時也能在軌道運行階段起到良好的絕熱作用,結構示意圖如圖7所示。此外,SOFI與VD-MLI均有助于減輕低溫貯箱質量,具有輕質、絕熱效果好等優點,是應用于臨近空間飛行器低溫燃料儲存領域的絕佳選擇[15]。
圖7???SOFI/VD-MLI結構圖
Fig.7???Structure diagram of SOFI/VD-MLI
表1為NASA格倫實驗室所做的主動熱控與被動熱控各項數據的對比[16]。由表1可知,雖然主動熱控技術使得液氫蒸發率接近于零,但是由于制冷設備質量大,使得儲氫質量密度大大減小。該研究表明,兩種熱控技術在將漏熱率控制到同等水平的情況下,主動熱控增加的質量是被動熱控增加質量的15倍。
(3)采用被動絕熱與主動制冷相結合的方案,如圖8所示。無論是主動熱控,還是被動熱控方案,都很難達成液氫存儲的零蒸發率,因此,采用主動制冷與被動絕熱相結合的方案,該方案集成了主被動熱控的優點,可進一步降低液氫的蒸發率,但是系統的質量和體積也隨之增加,因此,該方案需要根據具體的使用環境進行綜合考慮。
圖8???主動熱控與被動熱控組合示意圖
Fig.8???Schematic diagram of active thermal control and passive thermal control combination
通過分析對比主動熱控技術、被動熱控技術及混合技術方案,考慮臨近空間無人機的應用環境,采用先進的被動熱控技術更合適。主動熱控及主被動混合模式由于設備增重及控制復雜更適合應用于空間環境。
液氫儲箱應用最廣泛的結構主要有球形和圓柱形兩種,如圖9所示。在相同的容積條件下,球形儲箱與圓柱形儲箱的特點如下:(1)球形儲箱具有更小的表面積,漏熱率更小;(2)球形儲箱受力性能佳,容器壁厚可以更薄,質量更輕;(3)圓柱形儲箱成型要求低,加工容易,且安裝方便;(4)圓柱形儲箱可以更好地適應無人機的整體結構,其增加的表面積,提高了整體質量。
圖9???常用液氫儲箱結構形式
Fig.9???Commonly used liquid hydrogen storage tanks
因此,針對無人機對質量及漏熱率的要求,球形儲箱更具優勢,但是根據無人機形狀,圓柱形空間適應性會更好。
結合燃料電池在地面應用經驗,在氫氣循環利用方面可以采取兩種不同方式,分別是采用引射器的被動循環方案和采用氫氣循環泵的主動循環方案。兩種方案各有優缺點,引射器為被動執行元件,在不需要外界能量輸入及控制的情況下,即可達到引射氫氣實現循環利用的目的,幾乎實現了零功耗。但是,引射器需要根據實際使用工況參數進行具體設計,難以滿足燃料電池全功率運行工況條件下使用需求,一般在高工況條件下采用引射器循環方案,減少能量消耗,從而提高氫氣利用率。氫氣循環泵需要額外消耗外界能量以控制轉速實現氫氣循環,在實現燃料電池全功率運行工況使用需求的同時,可根據需要調整循環量。但是在高功率長時間運行時,耗能較大,影響燃料電池凈輸出功率,因此,可在燃料電池低功率運行時采用氫氣循環泵,提高氫氣利用率,提升飛行器續航時間。
通過分析兩種不同氫氣循環利用方案,綜合考慮燃料電池使用環境及工況條件,提出了兩種低功耗氫氣循環方案:
(1)雙引射器循環方案。
雙引射器系統是利用兩個不同的引射器進行并聯,如圖10所示,系統中包含一個高壓引射器和一個低壓引射器,分別用于燃料電池在不同功率輸出情況下的氫氣循環。高功率下利用高壓引射器進行氫氣循環,低功率下利用低壓引射器實現氫氣循環。該方案在地面燃料電池供氫系統中經過驗證,一定程度上可以解決單引射器工作范圍受限問題,提高了機械穩定性,降低了輔助系統功耗,減小了控制難度。但是,在較低功率下引射器引射性能依舊不理想且變載情況下氫氣回流比存在不可控的現象。
(2)引射器和氫氣循環泵并聯方案。
引射器和氫氣循環泵并聯系統可以在引射器高效工作范圍內進行氫氣循環,在低功率工況條件下啟動氫氣循環泵進行氫氣循環,方案原理圖如圖11所示。引射器與氫氣循環泵協同工作,實現氫氣的循環利用,該方案不僅規避了引射器工作范圍的局限性,對氫氣循環泵的功率要求也較低。該方案在大功率氫空燃料電池發電系統研發項目中被采用,實際運行效果較好,具有較好的推廣價值。
圖11???引射器+氫氣循環泵并聯循環系統
Fig.11???Ejector and hydrogen pump paralleled circulation system
3.3?空間散熱
臨近空間飛行器飛行高度跨越較大,空氣物理特性隨著高度的變化會有較大的差別,因此,需要考慮系統散熱在地面與臨近空間的差異[17]。在地面等低空環境中,空氣的對流換熱系數大,但是溫差小,換熱能力差,主要依靠風扇的強制對流換熱。在臨近空間,大氣溫度較低,相對于電子儀器設備的正常工作溫度而言,溫度差距較大,約為80 ℃。雖然平流層底部大氣稀薄,氣壓較低,對流換熱系數小,但由于熱源與環境間有著較大的換熱溫差,因此,仍然可以通過強制對流換熱方式進行換熱。
馬偉[18]等研究了臨近空間中輻射換熱和對流換熱的散熱效果及在散熱過程中的比重,分析了兩種散熱方式隨不同空間高度散熱量的變化關系,指出了在進行臨近空間飛行器散熱設計計算時,可依據對流-輻射換熱臨界點,并結合飛行器結構及飛行高度環境采取合適的散熱方式,綜合考慮系統質量、成本、可靠性等因素。
燃料電池冷卻液流道位于雙極板中間,兩側分別是空氣流道和氫氣流道,在燃料電池工作時,必須控制三者之間的壓差在一定范圍內,壓差過大會導致雙極板損壞破裂,水進入空氣或氫氣流道阻塞空氣或者氫氣流通,導致燃料電池性能下降,甚至發生短路。因此,如何控制冷卻液的流量和壓力是臨近空間燃料電池系統面臨的又一棘手難題。
根據多年對空間燃料電池系統的研發經驗,將冷卻液回路設計成密閉系統隔絕與外界連通,在地面時將冷卻液管路抽真空,將冷卻液吸入管路,冷卻管路里不存在氣體。密閉水箱中預先充入一定壓力的空氣,在高空及臨近空間低氣壓環境下,該補水增壓系統仍可以向燃料電池系統提供所需壓力。
3.4?多能源管理技術
為了解決無人機續航時間、瞬間大功率輸出、系統可靠性等問題,新開發的燃料電池多采用混合動力系統,并已經取代了傳統的單一能源動力系統,其中以燃料電池和鋰電池的多能源組合最為常見[19]。能量管理策略成為無人機混合動力研究的熱點問題之一。在不同的工況下,燃料電池和鋰電池根據設定的能量管理策略分工合作,在滿足無人機瞬時功率需求變化的前提下,通過合理分配功率輸出,提高能量使用效率,避免過載沖擊造成的燃料電池壽命折損,使母線電壓穩定,各設備保持在最佳狀態下工作。能量管理系統策略目前主要分為基于經驗的能量控制策略和基于優化的能量控制策略。基于經驗的管理策略中,常規模糊邏輯控制策略、功率跟隨管理策略和邏輯門限值控制策略應用較為廣泛,這種控制策略主要依賴專家控制經驗和工程實踐經驗[20]。
對于臨近空間飛行器的實際飛行,影響系統工作狀態的因素非常復雜,導致建立精確的數學模型非常困難,而模糊控制具有抗干擾性強、適用性強的特點,可簡化控制策略。基于自適應網絡的模糊神經系統(ANFIS)是在模糊控制器設計的基礎上,結合神經網絡自學習的特點,使模糊系統通過不斷學習來調整和完善隸屬度函數和模糊規則,從而使ANFIS同時具備模糊系統和神經網絡的優點。汪秋婷[21]等研究了基于模糊控制的混合動力系統能量實時控制算法,并將新算法應用于硬件平臺進行仿真與實現,該策略可以較好地根據負載功率需求的變化對燃料電池和鋰電池進行能量分配,避免了功率頻繁變化對燃料電池的沖擊。張志祥[22]等研究了將無人機需求的鋰電荷電狀態(SOC)、功率誤差信號和燃料電池剩余氫氣壓力作為ANFIS的輸入,鋰電輸出功率和燃料電池輸出功率作為ANFIS的輸出,實現對雙電源的能量管理和分配。
在滿足飛行工況對功率需求為目標的基礎上,以燃料電池、鋰電池最佳工作狀態作為邊界條件的能量管理算法及分配策略,并將該策略進行實現,研制系統控制器。臨近空間飛行器多能源動力測控系統組成如圖12所示。
圖12???多能源動力測控系統
Fig.12???Multi-energy power measurement and control system
(1)燃料電池運行控制器。
對燃料電池工作溫度、氣體壓力、輸出電流、輸出電壓進行監測及控制,使燃料電池工作于最佳狀態。
(2)氫氣及鋰電池SOC監測。
實時監測氫氣剩余量及鋰電池SOC,提示飛行器剩余飛行時間,為飛行調度提供決策依據。
(3)控制器局域網總線(CAN)協議通信。
動力系統各部件運行參數通過CAN提供給飛控或通信鏈路控制器。
4?結 論
通過對比分析了氫燃料電池發電系統在臨近空間與地面系統間的巨大環境差異,尤其涉及空氣供應子系統。根據目前空氣增壓技術發展水平,單臺多級高壓比壓氣機能力暫時難以滿足臨近空間飛行器使用需求。本文提出了多級增壓系統設計,重點分析了空氣壓力匹配、防喘振及能量回收方案,對臨近空間無人飛行器用燃料電池工程應用具有指導意義。借鑒國內外液氫儲存技術在空間中的應用案例,結合自身地面燃料電池用液氫技術相關工程研發經驗,提煉出五種可用于臨近空間燃料電池供氫子系統的氫氣利用方案,其中低漏熱率液氫儲存技術及低功耗氫氣循環技術經過地面工程實踐檢驗,具有較強的工程應用價值。將冷卻液與空間散熱結合,充分考慮燃料電池散熱需求,研究了冷卻液壓力匹配技術,實現對燃料電池散熱的同時保證燃料電池氫、空、水三路的壓力平衡。為滿足飛行器瞬時功率需求,制定了鋰電與燃料電池混合動力系統,采用模糊控制方法,通過合理的能量分配在滿足瞬時功率需求的同時避免了瞬時功率變化對燃料電池系統的沖擊。文中提到的技術方向和解決方案針對性強,技術含量高,可為臨近空間氫燃料電池動力飛行器的研發提供一定的參考價值。
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