用于无人机应用的液氢罐的实验研究
本文来源：Experimental Study on a Liquid Hydrogen Tank for Unmanned Aerial Vehicle Applications
这篇文章写的非常好，我阅读了一下，重点的我给标注了一下
摘要：
为了优化蒸发率并最小化拟集成到无人机中的完整推进系统的重量，设计、制造并测试了一个 12L 的轻质液氢燃料罐。在研究了几种不同的隔热方案后，系统优化为两个同心的轻质钛制圆柱体，中间为高真空和多层隔热材料。多层隔热材料的厚度和支撑结构的设计经过优化以减轻罐体的总重量。本文重点研究了小型液氢罐的蒸发率与环境温度和燃料液位的关系。此外，还对储液器和运行中的燃料电池之间的仪器化传输管线进行了分析，给出了传输管线各部件的压力和温度测量值。还讨论了自然对流和强制对流下热交换器的效率。实验活动的关键贡献在于证明了在 45 小时内平均蒸发率为 19.5g/h。这大大超越了使用替代电能来源可实现的超长航程飞行的极限。此外，本文强调了蒸发率随时间变化的重要性及其对飞机性能的影响。
引言
无人机系统（UAS）已成为军事、民用和商业领域不可或缺的工具，在各种任务中发挥着关键作用。当前一代的电动无人机在航程和续航方面面临限制，这主要归因于锂离子电池有限的能量密度。尽管应用广泛，但许多无人机操作需要更长的航程和续航时间，以有效地执行情报、监视和侦察任务。长时间飞行、最小化环境影响以及低热和噪声特征的优势，使得远程电动飞机越来越受到青睐。为解决电池的不足，氢燃料电池与气体或液体储液器一起，成为一种有前途的电能来源。与锂离子电池相比，它们对无人机的吸引力在于，在相同重量下，每飞行小时可提供大约五倍的功率。此外，与小型内燃机相比，氢燃料电池具有更高的可靠性和更低的维护要求 [1]。在涉及燃料电池和燃烧的应用中，高效的氢存储是一个持续的挑战。通常，气体储液器（包括压力调节器）的质量约占燃料系统总质量的 96%（对于认证用于 300 巴的储液器），从而导致比能量密度降低。此外，在较高的存储压力下，氢气偏离理想气体行为，需要考虑压缩因子，这进一步降低了存储效率。氢气通常在 200 至 700 巴的高压下存储，具体取决于应用和储液器质量 [2]。相比之下，海平面大气条件下液氢的密度为 70.2g/L，大约是 300 巴压力下的替代气体（20.6g/L）的 3.4 倍。
2024 年市场上一款用于无人机应用的 6L 气态氢储液器，在 300 巴压力下含有 125g 氢气，重量指数（GI）约为 3.4%。另一个例子是 13L 的储液器，在 300 巴的最大压力下重量指数达到 3.8%[3]。为了减少与高压气体存储相比的罐体质量和体积，采用了氢的低温存储。氢气通过冷却至 -253°C 以下被液化。本文关注一种超轻（占车辆总质量的 30% 以下）、小型液氢储液器，其 GI 约为 25%。本研究的一个关键目标是评估为升阻比超过 20 的高效动力滑翔机实现相对较低蒸发率的可行性，同时支持持续 40 小时以上的任务并保持较低的储液器质量。与车辆行业的其他分支相比，适用于小型无人机（UAV）的液氢储液器的最低要求包括轻质紧凑的存储以最大化飞行性能和续航时间、高效的隔热以最小化蒸发以及能够承受不同飞行条件的坚固性。这些要求必须与严格的重量和尺寸限制相平衡，以优化无人机性能，同时确保在较长时间内提供可靠的电力供应 [4 - 6]。
文献综述
传统的存储技术包括使用压缩气体或将其液化为低温液体 [7,8]。正在进行的研究旨在通过使用碳复合材料或轻质铝和钛合金等材料减轻存储罐的重量，以提高这些方法在飞机应用中的适用性 [2,9]。尤萨夫等人介绍了氢动力飞机技术的时间发展以及氢和燃料电池技术在航空应用中的潜力 [10]。图波列夫 Tu - 155 在 20 世纪 80 年代进行了一系列成功的试飞，展示了使用氢作为航空燃料的可行性。近 40 年后，空客已宣布有意开发首款商用零排放飞机，最早可能在 2035 年投入运营并用于客运。塞切雷等人和蒂瓦里等人对液氢飞机和推进技术进行了最新综述 [1,11]。2023 年 9 月，由德国航空航天中心（DLR）衍生公司 H2Fly 运营的 HY4 飞机创造了一个开创性的里程碑，进行了世界上首次由液氢驱动的有人驾驶电动飞行。值得注意的是，其中一次飞行持续时间超过 3 小时。加尔索等人以及亚当和利奇曼介绍了用于无人机应用的小型液氢罐的开发和测试的若干可行性研究和设计程序 [12,13]。龚和韦斯特拉特在他们的工作中对小型固定翼无人机的燃料电池推进进行了全面综述，并对未来的研究工作提出了建议 [14]。该研究得出结论，氢存储是影响燃料电池动力无人机续航的主要技术挑战。杜茨扎克、科胡特和施密茨以及布科贝林等人提供了近期电动和氢动力多旋翼和固定翼飞机的总结 [15 - 17,18,19]。
已经证明，燃料电池动力固定翼平台根据其有效载荷、质量和应用情况，可实现 5 - 10 小时的续航时间。吴提出了一种用于长续航任务的带有质子交换膜燃料电池系统的固定翼小型无人机的概念设计方法 [20]。该分析的主要发现之一是，当重量能量密度超过 1800W・h/kg 时，可实现大于 24 小时的续航时间。
布拉德利等人的一篇研究论文表明，航空应用的燃料电池系统设计将需要新的设计规则，这些规则可能与传统规则相悖 [21]。该研究提出了一种用于燃料电池动力无人机的多学科设计优化方法。它还表明，与允许在动力装置子系统层面进行燃料电池系统应用集成设计的设计过程相比，在燃料电池动力飞机的设计和技术评估中使用的设计过程存在相当大的设计劣势。
另一方面，多旋翼配置的续航时间可能只有几个小时 [22]。与使用传统锂聚合物或锂离子电池的同类飞行器相比，这两种类型的飞行器在续航和航程方面都有显著提高。还提出了一些混合解决方案，用于由气态氢和电池供电的垂直起降的高效巡航 [23]。德普西克等人对锂离子电池、氢燃料内燃机和氢燃料电池在为小型无人机提供动力方面进行的比较研究指出，使用质子交换膜燃料电池技术的主要优势在于它可以很容易地集成到无人机中，因为它们直接提供电力，无需复杂的能量转换系统，从而降低了无人机的总体重量 [24]。
截至最新信息，AeroVironment 的全球观察者、波音的幻影之眼和海军研究实验室的离子虎是已知仅有的使用运行的无人机。关于它们各自燃料罐的设计细节尚未完全披露。全球观察者是 AeroVironment 开发的一架 53 米翼展的高空无人机，2011 年使用液氢进行了 18 小时的飞行，但飞行以坠毁告终 [25]。全球观察者设计的续航时间为 5 - 7 天，但由于 2011 年的坠毁，该项目于 2012 年被取消。另一个令人惊讶的例子是波音的幻影之眼，一架 46 米翼展的飞机，设计续航时间为 7 - 10 天，由液氢提供动力 [26]。最后一次也是最成功的飞行发生在 2014 年，在 54000 英尺的高度飞行了 8 - 9 小时，然后飞机被存放起来，可供军事或商业部门继续开发。离子虎是一个具有扩展飞行能力的示例，它是美国海军研究实验室开发的一架 5.2 米的传统配置无人机 [27 - 29]。2009 年，该飞机使用一个 3.8kg 的容器（包括燃料罐和压力调节器），装有 0.5kg 的压缩气态氢，实现了 26 小时的飞行。
2013 年的后续进展使得飞机能够使用液氢燃料飞行，携带 1.34kg 的氢，与之前最长的气态氢动力飞行相比，飞行时间延长了 85%，总计 48 小时。平均燃料电池消耗约为 16.7g/h，总消耗约为 0.8kg。值得注意的是，飞行开始时可用燃料的 61% 被消耗，其余的被排放到大气中。这种大量损失归因于储液器的较高蒸发率（在 290K 的环境条件下约为 27.72g/h）与燃料电池消耗相比。这些发现强调了液氢在续航方面的显著提升潜力，并强调需要根据飞机的总体消耗调整液氢罐的蒸发率，以在飞行中实现最佳燃料利用。
图1：不同能源的函数下的可用电能。
图 1 展示了不同气体储液器制造商、四种液氢解决方案和传统锂聚合物电池的综述和比较。液氢和气态氢解决方案都给出了质量，不包括燃料电池单元。可以得出结论，对于相同质量的储液器和燃料，气态氢选项提供的电能是锂聚合物电池的 4 - 5 倍。当然，任何氢解决方案都需要燃料电池的存在，这里没有包括燃料电池的质量，因为它取决于所需的最大功率。最后，液氢解决方案与所有其他选项相比有非常显著的改进。尽管突破了限制，但液氢选项也取决于所需的蒸发率，蒸发率决定了隔热水平，进而决定了系统的总质量。美国海军研究实验室的液氢系统在斯特罗曼等人和斯维德 - 莱昂斯等人的论文中有描述 [27,28]，而 Hylium 解决方案是与本文作者共同开发的。本文阐述了小型无人机存储相关的设计挑战，介绍了在 4 米固定翼飞机上实施的方法，并讨论了在推进系统和飞行性能方面观察到的结果。
罐体设计
3.1 飞机要求
罐体设计主要用于总质量小于 25kg 的无人机系统（UAS）。飞机必须能够完成从塞内加尔达喀尔到巴西纳塔尔的旅程，这需要穿越大约 3000km 的大西洋。考虑到该路线上的平均风速通常在 10 到 15 节之间，在设计过程中额外增加了 600km 的储备航程。飞机设计的初步研究从对整个系统的初始质量估计开始。纳入初始质量估计的要素包括推进系统（燃料电池、电机、速度控制器和螺旋桨）、能源系统（电池和储液器）、控制系统和电子设备（伺服指令、自动驾驶仪和通信设备）、有效载荷以及占飞机总质量 35% 的结构份额。储液器的质量是根据假设的重量比计算的，该重量比表示燃料质量相对于燃料和储液器总质量的比例。根据飞机的初始估计总质量，进行了一项简单的参数研究，以确定飞行所需的电功率。计算出的总功率需求是假设的 比、估计质量（包括假设的储液器 GI）、总任务时间、飞行速度和推进效率的函数。鉴于任务距离（3000km 加上 600km 储备）是平均飞行速度和储液器蒸发的函数，可以计算出所需的罐体体积。随后，根据给定的 GI，可以确定储液器的质量。所选的初始参数为平均蒸发率为 18g/h（对应于 300W 的电燃料电池功率，效率为 0.5），任务时间为 44 小时，平均飞行速度为 23m/s（45 节），比为 18。基于这些参数，对于 GI 为 0.2，目标空储液器质量为 3.2kg；对于 GI 为 0.25，目标空储液器质量为 2.4kg。44 小时飞行和 18g/h 蒸发率所需的体积约为 11.4L，但为了提供一些额外的余量，将其向上取整为 12L。
3.2 初始设计参数
各种氢存储方法和初始设计程序在 [9] 中有详细介绍。罐体通常由一个薄壁压力容器和一层厚厚的隔热层组成。用于罐体的材料必须具有抗氢脆、不透气且能承受与液氢相关的温度所带来的结构挑战的特性。此外，由于在加油或排空操作期间温度波动较大，管理热膨胀和收缩成为一个关键考虑因素。
罐体系统最初设计为容纳在一架紧凑的 4 米翼展无人机的机身内。指定的燃料罐体积被设计为一个水平放置的圆柱形空间，长 636mm，直径 206mm。其主要要求是安全地容纳至少 12L（0.85kg）的 。这种设计对于确保在无人机机身有限的空间限制内集成适当的 存储解决方案至关重要。
燃料罐的关键要求是实现最小重量，在初始设计迭代中，目标最大重量为 3kg。这个重量限制是在预期第一轮测试的情况下设定的，在测试中，罐体将与 H3 Dynamics 的 Aerostak 500 模型（一个 500W 的燃料电池模块）一起使用。
为了启动设计过程，将内罐体积设定为 12L，略大于 12L 是为了在顶部留出一个指定的死体积，以便于液气分离。基于这个指定体积和一个现成的内径为 175mm 的穹顶尺寸，确定内罐的总长度为 550mm。选择钛合金作为罐体材料，是因为它具有低密度和高热阻的优势组合。
随后，重点转向评估来自所有来源的热泄漏，首先从隔热层开始。考虑了各种隔热方案，包括气凝胶毯或珠、珍珠岩以及带有多层隔热（MLI）的真空。热泄漏的计算利用了已发表的表观热导率数据 [30]。计算表明，采用带有 MLI 的真空是唯一能将计算出的热泄漏和外径尺寸保持在指定设计约束范围内的隔热方法。加尔索等人描述了 12L 罐体的完整设计程序 [12]。
在计算支撑结构的传导热泄漏之前，必须估计容器的大致重量，以便后续设计支撑结构。接下来的阶段涉及确定内罐和外壳的最佳厚度。使用商业 3D 工程 CAD 模拟软件包进行了屈曲分析，以确定两个部件所需的厚度。分析表明，对于 3 巴绝对内罐和真空外壳，安全系数为 1.5 时，所需厚度小于 1mm。在确定了容器的重量和尺寸之后，设计过程扩展到创建用于通风、填充和支撑的结构，并估算每个结构的传导热泄漏。为了确保内罐不与外壳壁接触，设计特点是在圆柱体两端使用两根轴向支撑 G10 - CR 管来悬挂内罐，如图 2 所示。
图2供UAS应用的液氢推进系统。
图3模拟中心环境中的液氢储层模型。
图 3 展示了一个带有计算热流率的液氢分层腔模型。储液器受到三种热来源的影响：由层数和材料（MLI）定义的辐射；由接触面和热接触传导定义的传导；由外壳的大小和性质定义的对流。模型输出了几个参数，包括储液器的蒸发率以及系统内相关的压力和热流。定义辐射的参数如下：15 层材料，指定为玻璃纤维，每层厚度为 0.9mm。传导的特征是由储液器尺寸得出的接触面面积和 0.3W/m²/°C 的热接触传导率。对流由一个厚度为 30mm、宽度为 13mm 的外壳以及外壳内气体的性质描述。获得的热泄漏和相应的蒸发率列于表 1。
表1 蒸发12 L液氢所需的热量
罐体打算与 H3 Dynamics 的 Aerostak 500 燃料电池耦合，在巡航时提供 300W 的电功率。这个功率输出足以维持电气系统和推进所需的稳态巡航。燃料电池需要一个流量约为 18g/h（对于 300W 的电功率）且绝对压力为 1.8 巴的氢供应。基于这个流量和氢蒸发的潜热（455kJ/kg），计算出最大允许热泄漏不超过 2.4W。这个限制是为了防止内罐内压力过度积聚，这可能导致氢气排放和潜在的燃料浪费。对于一个需要连续 300W 电功率的无人机，鉴于氢的能量含量为 33.3W・h/g 且系统效率为 0.5，燃料消耗可以计算为 18g/h。假设一个液氢储液器的自然蒸发率为 18g/h，理论上估计 12L 的氢气可以维持无人机飞行超过 47 小时。表 1 提供了燃料电池产生的功率（假设系统效率恒定为 0.5）、发电所需的氢流量、以该消耗率蒸发 12L 的所需的时间以及从内罐汽化氢所需的必要热量等信息。这些结果是通过图 3 所示的模型获得的。
3.3 详细设计
为了启动设计阶段，内部容器的体积规定为 13.2L—— 略大于 12L 是为了在顶部纳入一个指定的死体积用于液气分离。基于这个规定体积和一个标准内径为 175mm 的穹顶采购，确定内部容器的总长度为 550mm。选择钛合金作为罐体材料，是因为它具有低密度、相对较低的热导率和热阻特性这些优点。从本文最初一系列实验中，尝试对系统的热性能进行精确评估。该评估随后将决定后续设计中加热器的尺寸和必要性，以及是否需要调整隔热。在更实际的情况下，根据无人机系统的性质，300W的恒定功率输出可能不是必要要求。在飞行过程中，特别是当无人机在1 - 2小时内上升到一定高度、进行机动操作或携带满载有效载荷时，可能会使用最大可用功率。相反，在巡航或携带较轻有效载荷飞行时，可能需要较低的功率。为了减少不必要的燃料损失，建议优化蒸发率以匹配飞机的正常或平均稳态消耗率。随后，在高功率消耗的较短时间间隔内，可根据需要引入补充加热。
4. 实验
4.1蒸发测试
为确保良好的真空隔热，系统通过泵抽真空为液氢储存做准备，使内外壳之间达到$3×10^{-4}$hPa的压力。最初，一个200L的加注站直接从液化器中充入50L液氢。在加注过程中，由于没有质量流量计，加注站被放置在天平上以测量因添加$LH_{2}$而增加的质量。液化器和加注站之间使用约翰斯顿接头和隔热管连接，以减少损失并防止表面结冰。加注过程的下一步是给一个紧凑的12L储液器补充液氢。为此建立了两个连接：一个用于从加注站供应液氢，另一个用于排放小储液器的蒸发气体。在允许氢气流入12L罐之前，对加注站加压，通过压力差将液体转移到12L罐中。小储液器的蒸发气体被安全地排放到一个4m高的专用排气烟囱中，以防止任何积聚或与人员接触。小储液器在加注前用氮气和温热的加压氢气进行吹扫循环。经过预冷和排空后，12L罐被放置在标准天平上，如图4所示，然后打开液化器阀门。3巴压力下的$LH_{2}$从液化器流入罐中，使罐中充满12L（0.85kg）的$LH_{2}$。一旦充满，关闭液化器上的阀门，断开传输管线，并通过一个正向截止阀密封无人机罐。正在进行的开发包括在无人机罐和加注站传输管线之间集成一个紧凑的、自密封的、真空隔热的连接接口。这将实现安全、用户友好的加注，确保无缝操作并防止在未隔热的连接处形成液态空气。系统密封后立即开始数据记录。在加注过程中，一个12L储液器被放置在天平上以监测质量增加。一旦质量增量达到850g，就密封阀门。随后，用环境温度的氮气冷却连接部位，最终使其与加注站和蒸发管断开连接。
图4 12L钛罐充填充
蒸发测试活动的一个主要目标是评估在不同环境条件下蒸发的变化。最初，计划将充满的罐放在一个温度控制室内。然而，由于温控室内没有排气阀，这个想法被放弃了，因为在氢气泄漏的情况下可能会导致灾难性事件。取而代之的是采用了一种替代方法，即使用一个热调节毯包裹储液器并维持所需温度。这种毯子只能提供加热，能够使温度高于室外环境温度。储液器蒸发出口连接到一个柔性管和质量流量计。记录的测量值使用安装在三脚架上的相机捕获，如图5所示。
图5蒸发试验设置
韩国10月的室外环境温度通常低于20°C。因此，测试从将热调节毯温度设置为25°C开始，确保室外环境和热调节毯激活的目标温度之间有显著的温差。最初的测试是在储液器满容量且热调节毯温度设置为25°C的情况下进行的。如图6所示，结果表明蒸发过程需要大约5小时才能建立稳定的下降趋势。
图6 25和45°C环境温度的蒸发试验
在储液器充满5小时后，观察到蒸发呈现稳定的下降趋势，一直持续到最后一小时。在最后这段时间，蒸发量突然上升然后迅速下降，最终达到零蒸发水平。研究结果表明，在罐周围温度为25°C时，储液器的平均蒸发率约为19g/h，持续了将近45小时。这个蒸发率相当于燃料电池产生的近300W的电功率。在45°C的周围温度下进行了另一项测试。在这种情况下，罐不是满的，因为一部分燃料在之前的实验中已经被使用。随后，将罐放置过夜以测量蒸发量。图6中的结果表明，在45°C的环境温度下，持续下降的蒸发水平增加了大约11.5%，导致平均蒸发率约为21.9g/h。由于环境温度相差20°C，这两个平均蒸发水平之间的差异对应于燃料电池产生的30W电功率的增加。进行了额外的测试以研究蒸发率作为毯子设定温度的函数。这些测试使用了与最初相同大小的储液器，但有15层MLI包裹，而第一个储液器使用了18层。
图725、35和45°C环境温度的蒸发试验
图7所示的结果表明，与第一个储液器相比，第二个储液器的MLI层数减少，在25°C和45°C的环境温度下，蒸发率分别大约高出16%和18%。增加MLI层数在辐射防护方面具有显著优势。然而，它也增加了储液器的质量，这对于所有飞行物体来说是一个重要的设计参数。环境温度升高的趋势与之前的储液器几乎相同。在25°C和45°C之间，蒸发率的差异约为10%。环境温度升高的趋势表现出一致的行为。在25°C和45°C之间，蒸发率有大约10%的边际变化。可以得出结论，储液器的蒸发是以下因素的函数：
1) 隔热水平，包括MLI层数、真空室的大小和状态以及内外壳之间的连接2) 隔热状态，特别是真空压力3) 环境温度4) 储液器液氢液位
这些因素的综合影响表明，在飞行过程中，如果飞机仅仅依靠自然蒸发而不采取强制措施，它必须根据蒸发的变化调整其功率需求。相反，当飞机需要比自然蒸发更多的蒸发量时，可以采用强制蒸发。在这种情况下，激活加热器以维持储液器中所需的气体压力。然而，早期进行的蒸发测试显示出实现超长航程任务的巨大潜力，使用上述储液器可长达45小时。此外，飞机设计师必须仔细考虑可变蒸发水平对飞机性能的影响。这确保飞机在可用功率波动的情况下仍能保持在高效飞行范围内。
4.2传输线系统测试
实验活动的另一部分涉及测试从$LH_{2}$储液器到燃料电池的传输线系统。整个传输系统由金属管热交换器（HE）、阀门、柔性硅胶管、质量流量计和压力调节器组成。在这些组件中间，安装了一系列压力和温度传感器以监测沿线参数的变化。确保进入燃料电池的氢气温度保持在0°C以上对于防止水蒸汽在膜内冻结至关重要。同时，传输系统应尽可能紧凑，因为其总质量随着组件的复杂性和大小显著增加。氢气通过传输系统的流量由燃料电池的电磁阀控制，该电磁阀根据燃料电池的电负载操作。表2列出了在这部分实验活动中使用的测量设备。
表2液氢输送管线测量设备
最初的配置如图8所示。它从一个12L储液器开始，该储液器之前已描述并测试过蒸发 情况，配备有一个由压力调节器控制的集成加热器（当激活时）。压力调节器在启用时触发加热器，设计用于在储液器内维持2 bar的最小气相压力。如果激活，加热器需要24V电压供应并消耗大约50W。在储液器之后，一个主阀门允许冷气体从储液器进入系统，随后是压力和温度传感器。在对储液器出口进行初始温度和压力测量之后，引入一个100cm金属管HE。其主要功能是将冷气体的温度提高到至少0°C以上。在HE出口之后，进行第二组温度和压力测量。然后是另一个阀门、柔性管、质量流量计、压力调节器以及沿着传输线放置的更多压力和温度传感器，如图8所示。
图8 带仪表的液态氢燃料电池推进系统的地面测试。
在传输系统的末端，有一个2.4kW燃料电池模块连接到一个缓冲电池和一个有源负载单元。传输线的初始测试分为两种情况，如图9所示。在第一种情况中，HE被环境空气包围，而在第二种情况中，HE位于燃料电池的排气扇前面。图10所示的结果展示了在燃料电池负载为760W（相当于氢气流量为60g/h）时传输系统的测量值。在负载激活后，大约30分钟的测试后，HE入口处的温度$T_{2}$稳定在 -125°C。同时，HE出口处的温度$T_{3}$也在1 - 4°C之间达到稳定水平。从这个测试可以推断出，60g/h的流量（相当于760W的电功率）是在没有直接对HE吹气的应用中的一个极限情况，因为$T_{3}$温度接近零。这种情况在图9中标记为情况1。
图9：热交换器的自然和强制对流设置。
另一方面，测试继续进行，负载和H2质量流量相同，但这次燃料电池的风扇直接对HE管吹气。这个实验部分在图9中标记为情况2。结果显示，热交换器（HE）入口处的温度稳定在 -40°C，而HE出口处及以后的所有温度都在22°C左右，表明是环境条件。此外，结冰现象在情况2中明显减少。
图10输送系统温度测量和760 W燃料电池负荷（60g∕hH2）
图10中所示的温度测量振荡可能是由于偶尔的空气流动引起的，因为测试台位于一个门敞开的机库中。研究结果表明，将金属管HE连接到燃料电池排气有双重优势：实现冷氢气到环境条件的高效转换，并显著减少未隔热管路上的结冰现象。然而，将HE连接到燃料电池堆出口在建立用于引导从机身直接排出热空气的导流叶片的连接方面存在挑战。这个挑战可以通过将HE集成到用于热空气排出的导流叶片中来解决，尽管这会增加系统的复杂性。然而，设计师可以选择要么允许燃料电池排气与周围环境混合，要么将热空气直接从机身排出。第一种选择更简单，因为它只需要将燃料电池模块集成到机身中。另一方面，第二种选择需要从燃料电池排气到机身出口添加导流叶片。直接排出燃料电池排气的另一个优势是，在这种情况下，避免了燃料电池排气在机身舱室内的任何潜在氢气积聚，因为反应产物直接排出到外面。实验研究了两种不同的情况，如图9所示。第一种情况展示了传输线的一部分，其中热交换模块暴露在环境空气中，第二种情况展示了另一种情况，其中燃料电池的排气被导向HE。进行了一组新的测量，重点关注较低的功率水平 - 210W和475W，它们分别对应于H3 Dynamics Aerostak 500燃料电池的中功率和最大功率能力。
图11 210和475 W传输系统的温度、流量和压力测量值。
图11所示的数据是在燃料电池电负载为210W和475W（分别对应于氢气流量为15.2g/h和37g/h）时进行的测量。在中功率情况下，大约50分钟后HE入口处的温度稳定在 -61°C。在没有燃料电池风扇帮助的情况下，HE出口处的温度稳定在大约14°C，这表明在HE之后立即提取氢气气体是安全的。这些测量时的环境空气条件为21°C。相比之下，对于几乎峰值功率为475W和相应的氢气流量为37g/h，HE出口处的温度稳定在10°C。这个情况证实了，在给定的环境条件下，测试的HE涵盖了500W燃料电池的整个氢气消耗范围。这个测试的完整测试持续时间大约为2小时。表示系统压力的图表表明，传输线中不同元素之间的压力降可以忽略不计，几乎看不见。压力变化表明，氢气消耗超过了储液器的自然蒸发率，这可以从系统中的总体压力降看出。值得注意的是，在这种情况下，既没有激活压力调节器也没有激活加热器。此外，氢气流量变化显示了燃料电池的消耗。图11中所有高于最小稳定消耗的散点都代表在吹扫循环中损失的氢气。每个吹扫周期涉及打开一个电磁阀，允许高压氢气进入膜，收集并排出所有反应残留物。这个过程再生了氧化还原循环，为膜继续反应做准备。一个吹扫周期持续几毫秒，在此期间缓冲电池完全承担负载。用于吹扫周期的氢气占燃料电池所需总流量的30 - 40%，取决于负载。尽管存在各种吹扫周期策略，但大多数开阴极低功率燃料电池使用动态吹扫。这种方法根据堆产生的能量积累来确定吹扫的时间。
5. 飞机性能分析
本节将重点对整个推进系统关于飞机性能进行全面分析。我们之前的论文[31]介绍了一种开发具有超长航程能力的氢动力无人机的方法。最初版本的飞机是专门用于对氢推进系统进行飞行测试的，本文将不讨论该飞机。相反，我们将关注飞机的第二个版本，称为Mermoz V2，如图12所示。
图12飞机案例研究：Mermoz V2。
这个版本具有3.9米的翼展、1.7米的机身长度和四个固定的NACA进气口，设计用于23m/s的巡航速度。图13所示的飞机性能最初是使用修改后的AVL（雅典娜涡格）程序得出的。这个定制的AVL版本通过整合一个剖面粘性极坐标数据库（由Xfoil计算）考虑了粘性效应，该数据库考虑了机翼上的局部升力系数和雷诺数。对机身对总阻力的贡献的初始估计使用了一种经验方法，将机身视为一个圆柱体。然而，这个贡献已经根据风洞试验进行了细化，如[31]中所述。
图13：飞机和燃料电池的性能。
结果如图13所示，在20 - 23m/s的修剪飞行速度下实现了最优的$L/D$比。在该区域，飞机具有最高的$L/D$比，接近20。所呈现的飞机最初设计为在20 - 23m/s的飞行速度范围内运行，就$L/D$比而言具有最优的空气动力学效率，如图13所示。上述速度范围对应于大约15 - 17g/h的燃料消耗，这是通过将飞行所需的机械功率转换为燃料电池提供的可用电能计算得出的。然而，本文所介绍的储液器在25°C的环境温度下平均蒸发率约为19.5g/h。这意味着飞机不会为了充分利用蒸发的潜力而使用最优的$L/D$比。此外，它将不得不飞得更快，消耗更多的功率，以避免燃料浪费。
应该注意的是，如果储液器的自然蒸发率与飞机的消耗相匹配，储液器中的压力将保持不变，防止燃料损失。然而，如果蒸发率超过飞机的消耗，储液器中的压力将增加，直到安全阀被激活（例如，当$p>27$）。安全阀打开所需的时间（压力积累）取决于初始压力和蒸发率与消耗之间的差异。在大约20°C的环境条件下进行的传输线测试的粗略估计表明，在加注后所有储液器阀门完全关闭的情况下，储液器中的相对压力大约需要30分钟增加1 bar。相反，如果飞机消耗超过自然蒸发率，储液器中的压力将下降到燃料电池无法运行的程度。
压力下降的速度取决于蒸发率与消耗之间的差异以及初始压力。这个问题可以通过在储液器中安装一个由控制器调节的压力设定点控制的加热器来缓解。这些观察结果表明，储液器的蒸发将决定可用功率，进而决定巡航速度。在所需功率和相应的氢消耗低于可用蒸发的情况下，储液器中的压力将增加，导致安全阀在储液器内压力达到2.7 bar时打开。作者强烈不建议这种情况发生。或者，一种更合适的策略是使所需功率适应从蒸发中获得的可用功率。此外，当飞机需要比从自然蒸发中单独获得的更多功率时，储液器中的压力调节器将检测到压力下降并激活一个加热器。这种机制确保在高速或爬升飞行时有更高水平的蒸发。
此外，原始飞机的性能通过将$L/D$比提高大约10%得到了增强。进行了一种任意修改，以确保所需功率的变化与原始飞机的变化一致。然而，这种修改将性能曲线向右移动了3m/s的值。因此，一个新的假设飞机，标记为“mod”，在大约25m/s的速度下实现了10%更高的最大$L/D$比（之前，最大$L/D$比在21 - 22m/s之间）。需要注意的是，这种性能修改是纯粹假设的，并不对应于任何现有的飞机；它将仅作为一个研究案例使用。飞机（包括实际飞机和假设飞机“mod”）的飞行速度是根据飞行所需的机械功率和电功率确定的，同时考虑到在25°C的环境温度下的可用蒸发。
图14 在25°C环境温度下，12 L LH2水库蒸发功能的升阻比
如图14所示，原始飞机的$L/D$比在15 - 17之间变化，由在25°C环境温度下获得的特定蒸发定律控制。考虑到大约45小时的总蒸发时间，飞机可以覆盖大约3500km的距离。相比之下，对于一个假设的（mod）飞机，其最大$L/D$比增加，对应于更高的飞行速度，我们实现了4000km的范围。修改后的假设飞机在全球范围内实现了更高的速度和相应的更高的$L/D$比（从14.7到22.5）。此外，通过比较在25°C和45°C环境条件下获得的蒸发结果，我们区分了两种飞行场景。第一种场景，在25°C的环境温度下，代表名义上的低空巡航条件，平均蒸发率为19g/h。第二种场景，在45°C的环境温度下，代表炎热的一天，平均蒸发率为27.9g/h。考虑到燃料电池和原始飞机的性能，得出结论认为在航程上没有显著变化。在名义上的环境条件（25°C）下，由于较低的蒸发率，飞机将飞得更慢但持续时间更长。在炎热的一天（45°C），飞机将需要飞得更快但持续时间更短，因为蒸发率增加。最终，在航程上的差异可以忽略不计。然而，需要注意的是，这个例子展示了对于给定飞机在25°C和45°C环境条件下的一种特殊情况。在更极端的情况下，结论可能会有所不同。
6. 结论
本文涉及用于超长航程无人机的液氢推进系统的开发和测试阶段。对氢和纯电推进系统的最新成就进行的文献综述表明，与压缩氢气或锂电池相比，液氢存储方案提供了具有最高能量密度的解决方案。对于相同质量的存储系统和不超过 25kg 的无人机，液氢解决方案提供的电能是压缩气体的多达 5 倍，是锂电池的多达 10 倍。本文从开发一个紧凑的低温容器开始，该容器设计用于集成到固定翼无人机的机身中。设计最终得到一个 2.8kg 的双层低温罐，通过真空室和多层隔热材料（MLI）进行隔热。罐体通过选择钛合金实现了极低的质量，利用了其低密度和高热阻的优势组合。
实验活动的第一部分证明了储液器 45 小时的蒸发 情况，证明了数千公里的超长航程任务是可能的。研究了蒸发率随时间的变化，其是环境温度和燃料液位的函数。在环境温度从 25°C 到 45°C 变化（相差 20°C）时，观察到储液器平均蒸发率大约增加了 10%。为无人机应用开发的紧凑且轻质的液氢储液器突破了界限，实现了 25% 的重量指数，同时具有相对较低的平均蒸发率，相当于大约 300W 的电功率。这一成果表明，对于更大的储液器可能会实现更高的重量指数，可能适用于民用航空。研究结果表明平均蒸发率约为 19.3g/h，相当于一个小型开放式阴极燃料电池模块约 300W 的电力输出。需要注意的是，燃料电池的功率输出可能会根据其整体效率和状况而变化。这种性能水平在 25°C 的恒定环境温度下持续了 45 小时。在储液器周围环境温度为 45°C 时进行的进一步测试表明，与温度低 20°C 时相比，平均蒸发率大约增加了 10%。这一结果表明，如果飞机依靠储液器的自然蒸发，它应该根据可用燃料调整其消耗和速度。通过整合先前的蒸发变化、燃料电池的可用电力以及一个 4 米翼展的动力滑翔机的性能特征，确定在平静的大气条件下可以达到 3600km 的距离。
然而，在分析飞机所需的功率和可用功率与储液器中可用燃料的关系时，观察到所实现的飞行速度范围与相对于速度的高空气动力学效率区域不一致。这些发现强调了使飞机性能与从燃料电池和储液器中获得的可用功率相匹配的重要性。后续分析包括通过调整与之前 4 米翼展的动力滑翔机速度相关的机械功率曲线来生成假设飞机，将其向右移动。这种调整在较高速度下与原始飞机相比实现了 10% 的空气动力学效率提高。此外，一个表现出与储液器相同行为的假设解决方案实现了 4000km 的航程，标志着航程增加了 15%。尽管存在极低温度、有限的存储时间、热管理系统的必要性、制造以及液化能量要求等挑战，但液氢解决方案为超长航程电动飞行提供了显著提高的存储能量密度。这一进步使得持续数天的扩展任务成为可能，同时保持了电动飞行固有的低噪声和低热特征的优势。
