基于新能源復合能源動力系統的小型無人機總體仿真設計

余 彬，鄧 浩，馬 琪，賀 翔

（北京耐威科技股份有限公司，北京100029）

0 引言

隨著無人機技術在各行各業的普及，不管是航測巡線，還是消防救援、環境偵察等等領域，小型無人機的重要性日益凸顯[1]，軍用、民用市場上也產生了對無人機性能與航時的更高要求。高效率無人機動力系統因此成為技術更新的焦點之一。

采用太陽能電池、燃料電池和鋰電池組合成新能源復合動力系統，能夠充分發揮各種能源形式的優點，獲取更大的能量密度與放電倍率，延長無人機續航時間，降低維護保養成本。戴月領等人對燃料電池無人機的發展現狀進行了分析，指出了高效燃料電池的研制與應用、氫氣的儲存技術、燃料電池與蓄電池的混合技術及其能量管理控制技術為其亟待解決的技術難點[2]。杜孟堯對太陽能/氫能混合動力無人機進行了研究，并針對其設計過程中存在的重量、能量之間的耦合問題，提出了一種基于功率匹配、重量平衡和能量平衡的總體參數設計方法[3]。

本文針對小型長航時固定翼無人機總體技術指標要求，設計一款基于新能源復合能源的小型無人機，對部分關鍵參數的設計和總體布置進行介紹，并計算無人機性能特點。

1 總體方案設計

與常規固定翼無人機設計相比，同時使用了太陽能、燃料電池和鋰電池組的無人機需要考慮到太陽能電池和燃料電池氣瓶的共形設計，以及2+1的冗余能量控制策略。三種能源型式組合后，比能量和比功率均都發生變化，對無人機的續航時間、飛行速度、爬升率、升限等產生直接影響，使得無人機總體參數設計對復合能源動力系統產生很強的依賴性。

1.1 總體技術指標要求

所設計的無人機起飛重量18 kg，搭載最大1.5 kg任務載荷，可持續飛行16 h以上。整機設計巡航海拔1 000 m，巡航飛行速度72 km/h，最大飛行速度110 km/h，具備雙發冗余動力，能夠滿足我國大部分平原地區使用需求。

1.2 推重比與翼載荷

1.2.1 推重比

本文從統計值，最大飛行速度進行推算，綜合得出初步的無人機推重比數值。

從統計值推算，該款機型屬于具有長航時特點的小型工業無人機，推重比介于自制飛機0.08 hp/lb和通用航空（雙發）0.17 hp/lb之間，考慮到長航時無人機不需要過多機動，可以暫取推重比為0.11 hp/lb。

按照起飛重量18 kg=39.68 lb的指標要求，計算可得：

其中，a和c為經驗常數，可以通過查表所得。按照最大飛行速度110 km/h=59.39 kts、起飛重量18 kg=39.68 lb的指標要求，分別作為自制飛機-復合材料和通用航空（雙發）計算，并取其平均值，得到：

資料表明，該指標與同級別的美國“掃描鷹”無人機近似，但本機雙發動機帶來的動力富裕程度稍高。

1.2.2 翼載荷

本文的翼載荷估算從失速速度、續航時間、起飛距離等三個方面進行綜合估算。

通過失速速度的翼載荷估算公式：

其中，W為整機重量，S為機翼面積，ρ為空氣密度，vS為失速速度，CLmax為最大升力系數。

無人機設計不含襟翼，取CLmax典型值為1.3，設計失速速度參考國內類似的工業級無人機產品取54 km/h（15 m/s），空氣參數為海拔1 000 m時大氣的空氣參數，代入公式可以得到翼載荷為：

通過續航時間的翼載荷估算公式[5]：

對整流好的螺旋槳飛機CD0近似為0.02。巡航狀態下奧斯瓦爾德因子e取0.8，巡航速度v=20 m/s。

代入公式計算可得：

通過起飛距離進行估算，根據螺旋槳飛機經驗公式以及升力方程[5]：

由公式（5）可知，飛機起飛速度vTO取1.1倍失速速度時，起飛升力系數CLTO為最大升力系數CLmax除以 1.21，這里取 1.074 4。空氣密度比 σ 為取 1。起飛推重比取0.087。設計起飛距離TOP限制在200 m。

計算可得：

綜合上述結果，初定翼載荷為16.59 kg/m2。

1.3 無人機總體布局設計

新能源長航時無人機總體布計涉及到機翼主要參數設計與無人機整體構型的布置，無人機整體構型布置中，兼顧考慮新能源動力系統、機載設備的安裝布置及無人機整機的使用性是復合能源無人機的設計重點。

1.3.1 機翼形狀設計

（1）展弦比A

參考長航時無人機展弦比與續航時間擬合公式[6]：

其中，A為展弦比，T為續航時間。

考慮到無人機設計航時超過16 h，通過公式計算展弦比最低應為13.19，為保留航時余量對展弦比取整為14。

（2）梢根比η

根據太陽能1.2.2節計算結論，無人機翼載荷為16.59 kg/m2，翼面積約為 1.085 m2。由機翼展弦比 14，計算可得平均氣動弦長MAC=278 mm。

對于梯形翼，MAC與翼尖、翼根弦長之間的關系如下：

其中，br為翼根弦長，bt為翼尖弦長。

由公式計算可得，翼根弦長為349 mm，近似取350 mm。

由機翼面積計算可得機翼半展長為2 m，梢根比為0.548 6，偏離低速直機翼誘導阻力最小的0.35，需要通過后期氣動優化降低誘導阻力。

（3）平面尺寸

綜合上述計算，可以得到無人機機翼平面參數如下表1所示。

表1 機翼平面參數

1.3.2 整體布局設計

無人機采用近圓柱形機身、上單梯形翼常規布局，具備前三點起落架，兩個螺旋槳電推進系統分別位于機頭和機尾，載荷吊裝在機體下部。見圖1。

圖1 無人機總體布局

根據燃料電池組成特點，對機身采用復合材料硬殼式蒙皮設計，燃料電池氣瓶與機體結構共同形成機身中段，電堆與設備艙位于機體前部。機頭和機尾分別安裝兩個無刷電機，用于驅動螺旋槳轉動。

機翼采用可拆設計，通過螺釘安裝在機體上方平臺。太陽能電池集成后通過熱壓方式粘接在機翼表面，考慮到太陽能電池的使用要求，機翼通過模具整體成型，翼型上部曲率變化平緩，翼尖不帶幾何扭轉。尾翼為常規布局，通過插接結構進行拆卸。

全機從結構上可以分為機翼、機身、垂尾、平尾等幾大部分，拆裝方便，利于快速使用。

1.4 能源復合系統

新能源復合動力系統能源包含氫燃料電池、太陽能、鋰電池三種能源，在無人機不同飛行階段、面對不同的環境合理搭配不同能源為無人機提供動力，在相同氣動布局的情況下就可以顯著增加無人機續航時間，發揮新能源復合動力系統最大效能。

1.4.1 復合能源電源管理系統

新能源復合動力系統電源管理分系統包括電源管理模塊和電源管理軟件組成。電源管理模塊主要根據飛行階段和風速環境因素智能切換不同能源供能。電源管理模塊工作方式分為兩種：

（1）自動模式：在自動模式下不需電源管理軟件干預，電源管理模塊會根據飛控提供的測控信息自主判斷當前飛行階段、狀態以及風速等環境因素，自動切換不同能源供能。

（2）手動模式：在手動模式下，電源管理模塊根據電源管理軟件手動發送的飛行階段、是否需要抗風等信息切換不同能源供能。

兩種模式下電源管理軟件都會解析顯示電源管理模塊下發的遙測信息，如2號電機電壓、電流、功率、鋰電池電壓等。

系統組成框圖如圖2所示。

圖2 電源管理分系統組成

電源管理軟件負責向機載端電源管理模塊發送電源管理信息號，機載端電源管理模塊收到請求信息后返回確認信息然后開始切換能源。目前具備能源切換、當前能源狀態顯示及當前飛行狀態顯示等功能。電源管理軟件以串口方式與機載電源管理模塊連接。見圖3。

圖3 電源管理軟件界面圖

電源管理軟件支持手動和自動切換能源。手動控制切換能源通過四個控制按鈕發送控制指令。電源管理所用的四個控制指令如下：

（1）起飛：用于在飛機起飛時發送控制指令給電源管理模塊，指令發送后，機載端電源管理模塊返回確認信息，2號電機電壓和功率信息以儀表盤的方式顯示。由無人機起飛過程中需求能量較大，這時氫能源和鋰電池同時工作。

（2）平飛：用于在飛機到達飛行高度進行續航時使用。進入平飛階段后，由于需求能量較平穩，這時只有氫能源在對無人機進行供電，機載端電源模塊對鋰電池電流進行判斷，如果低于額定值，那么將啟用太陽能對鋰電池進行充電，鋰電池充電飽和后自動斷電，停止對鋰電池的充電。

（3）機動：用于在飛行遇到一些特殊情況，如強風，需要加強動力時使用。這種狀態類似起飛狀態也是鋰電池和氫能源同時工作，對無人機飛行提供強力能源保障。

（4）降落：飛機進入降落階段使用。降落階段需求能源減少此時只有氫能源獨立為無人機提供能源，使無人機完成降落操作。

自動控制模式是由電源管理模塊根據能源及飛行情況自動判斷切換能源。進入自動控制后，起飛、平飛、機動、降落這四種手動指令無法使用，能源控制由機載端電源模塊自行控制。

1.5 氣動性能仿真

小型長航時無人機的典型設計工況如下：巡航海拔1 000 m，巡航速度72 km/h。環境條件參照國際標準大氣，取外界氣溫 8.5 ℃，氣壓 89.875 8 kPa，空氣密度 1.111 68 kg/m3，動力粘度系數 1.757 8 Ns/m3。

通過流體仿真軟件對無人機氣動特性進行評估，使用ICEM對無人機整機劃分網格，網格數量為1592萬，之后將劃分好的網格導入fluent中進行計算，湍流模型采用S-A模型，邊界條件為速度進口和壓力出口。對無人機不同攻角下的氣動特性進行計算分析，計算后可以得到無人機氣動特性曲線如圖4～7所示。

圖4 無人機升力特性

圖5 無人機阻力特性

圖6 無人機升阻比特性

圖7 無人機俯仰力矩特性

其中，圖4顯示了飛行器升力隨迎角變化的情況，在0°迎角處附近升力近似為18 kg，滿足無人機巡航升力要求。隨迎角增大升力逐漸增加，在12°左右開始降低進入失速。圖5顯示了飛行器阻力隨迎角變化的情況，阻力在小迎角條件下維持較為緩慢的增漲，4°以后開始較大幅度增加。圖6顯示了飛行器升阻比隨迎角變化的曲線，可以看出最大升阻比出現在平飛0°迎角附近，數值為20.69。圖7顯示了飛行器對重心位置俯仰力矩隨迎角變化的曲線，可以看出在0°迎角時無人機俯仰力矩近似為0。俯仰力矩曲線斜率為負，表明整機處于縱向靜穩定狀態。

1.6 續航性能計算

1.6.1 機載功耗估算

根據氣動計算結果和無人機總體技術指標要求，無人機設計巡航速度V=72 km/h，巡航升阻比L/D=20.5，巡航時取螺旋槳效率 η1=0.7，無刷電機效率 η2=0.85，電機驅動器效率 η3=0.85。

根據經驗公式：

可以得到巡航所需動力系統功率P=340 W，考慮到預留機載設備功耗60 W（任務載荷、飛控、數據鏈路等），則全機功耗約為P=400 W。

1.6.2 復合能源動力系統容量

機載復合能源動力系統包括太陽能電池、氫燃料電池和鋰電池，為2+1的冗余電源配置。其中，太陽能電池在光照充足的情況下持續為無人機供電，氫燃料與鋰電池容量固定。鋰電池只在其他兩種電源功率不能滿足無人機正常使用時參與供電。

（1）太陽能電池

沿機翼展向布置40塊太陽能電池，單塊電池功率3.7 W，合計發電功率P1=148 W。

（2）氫燃料電池

在太陽能電池參與供電的情況下，整機當量功率P0=P-P1=400 W-148 W=252 W。所選電堆對氫氣消耗速度67.425 g/kWh，飛行16 h共需要消耗氫燃料4 032 Wh，合計272 g。

在太陽能電池不參與供電的情況下，整機當量功率P0=P=400 W，飛行16 h共需要消耗氫燃料6 400 Wh，合計 431.52 g。

為滿足航時需求，按照氫燃料基本儲量431.52 g進行設計。

隨著航時與需求功率要求的增加，飛行過程中氫燃料持續消耗將導致無人機重量出現不同比重的下降，對復合能源（含氫燃料）無人機航時T的估算可以參考Brequet航時公式。

其中，巡航升阻比取20.69；g為重力加速度；W1為無人機空重取17.56848 kg；W0為無人機總重取18 kg。

考慮無光照的情況，氫燃料消耗速率為67.425*252/1000/1000=0.026 97 kg/h，sfc 取為 0.003 163 318 kg/N*h；計算可得無人機續航時間為16.195 h。

考慮光照充足的情況，氫燃料消耗速率為67.425*400/1000/1000=0.017 kg/h，sfc 取為 0.001 993 934 24 kg/N*h；計算可得無人機續航時間為25.69 h。

（3）鋰電池

鋰電池為備用電池，總容量222 Wh，最大輸出功率3 420 W。

鋰電池對無人機續航時間最大增益為222 Wh/400 W=0.555 h，最小增益為0h（純用于機動動作）。

綜合上述分析，無人機氣動與復合能源設計能夠滿足無人機長航時使用要求，無人機最大航時為25.69 h+0.555 h=26.245 h，最短航時為 16.195 h。

2 結束語

本文以新能源復合能源動力系統為基礎，開發一款小型長航時固定翼無人機。設計方案兼顧考慮各新能源模塊的使用安裝方式，并對總體氣動性能進行仿真計算。結果表明，無人機在72 km/h設計速度下，最大升阻比達到20.69，續航時間能夠滿足≥16 h使用要求。該設計可有助于同業新能源復合能源無人機的設計開發工作。