輕小型太陽能/氫能無人機發展綜述

劉莉，曹瀟，張曉輝，賀云濤

1. 北京理工大學 宇航學院，北京 100081 2. 北京理工大學 機電學院，北京 100081

全球能源供應日益緊張，低碳經濟方興未艾，各國政府及科研機構都在努力尋找清潔能源以替代傳統化石燃料。太陽能、氫能等新型能源因其儲量巨大、效率高、無污染、無排放等優勢，日益受到世界各國的重視，采用太陽能電池、氫燃料電池等無污染綠色能源驅動的電動飛機應運而生[1-2]。1974年11月4日，世界上第一架太陽能飛機Sunrise Ⅰ 完成首航，太陽能飛機的研究就此拉開了序幕[3]。2003年，航空環境公司(AeroVironment)分別開展了小型燃料電池Hornet和大型太陽能無人機“Helios Protope HP03(太陽神)”加裝燃料電池項目，2款無人機的飛行驗證了燃料電池驅動不同尺寸無人機的可行性，開啟了燃料電池無人機時代[4-5]。

輕小型無人機在軍民用領域有著十分廣闊的應用市場，已經在交通、勘探、通訊、安防等方面取得了良好的效果[6]。與傳統的油動無人機相比，輕小型太陽能、氫能無人機利用太陽能電池、氫燃料電池作為能源，既無污染、無排放、低振動，又是目前可以代替傳統長航時無人機的選擇，更加適用于完成環境態勢監控、高分辨率測繪、應急中繼通訊、反恐防控及公共安全等任務[7-8]。進入21世紀，隨著太陽能電池技術、氫燃料電池技術、二次電源技術、微電子技術、機體材料技術等發展，為了滿足綠色環保與可持續發展的需求，低空太陽能、氫燃料電池無人機逐漸進入人們的視野，并正在成為輕小型無人機發展的熱點[9]。

本文總結了輕小型太陽能、氫能無人機的發展歷程；梳理了關鍵技術，并對新能源無人機的總體設計方法和能源動力系統的發展進行了較為深入的探討；最后，對其發展趨勢以及所面臨的挑戰進行了預測。

1 輕小型太陽能、氫能無人機發展歷程

1.1 輕小型太陽能無人機發展歷程

1.1.1 國外輕小型太陽能無人機

世界上第一架太陽能飛機Sunrise I(圖1(a))即輕小型太陽能無人機，由DARPA資助、Boucher所設計。無人機采用正常式布局，機翼上鋪設4 096塊太陽能電池，無人機總質量12.25 kg，1974年11月4日，Sunrise I在California的Camp Irwin進行了無人機3～4 h的低空首飛[10-11]。此后，經過改造，研制了Sunrise II(圖1(b))太陽能無人機，在相同翼展下，質量減輕了2.04 kg，電池片增加了384 片[12-13]。Sunrise無人機的首飛成功，標志著太陽能無人機時代的到來。

隨后的很多年里，太陽能飛機的主要研究熱點集中在高空太陽能飛機的探索。而早期的低空太陽能無人機主要出現在航模類無人機中，其中具有代表性的是Excel太陽能無人機。Excel無人機采用V形尾翼的常規布局(圖1(c))，機翼上鋪設144 塊太陽能電池，無人機總質量0.724 kg，1990—1999年期間，Schaeper[14]使用該無人機創造了持續飛行時間11 h 34 min、直線飛行距離48.31 km的性能記錄。直至21世紀初，隨著相關技術的進步和人們對于低空小型無人機需求的大大提高，輕小型太陽能無人機的研究才得到迅速的發展。研究工作涉及世界多個國家，為了驗證不同的目的而開展，下面是一些代表性的工作。

美國AC Propulsion公司創始人/董事長及首席工程師Alan Cocconi以個人名義資助實施了Solong項目，其目的是驗證小型太陽能無人機可實現持續晝夜飛行的能力；Solong無人機采用上單翼、V形尾翼的常規布局(圖2(a))，機翼上鋪設76塊Sunpower A300太陽能電池，配有120節Sanyo 18650鋰離子電池(能量密度為220 W·h/kg)，無人機總質量12.8 kg，2005年6月1-3日，無人機在加拿大的Desert Center Airport連續試驗飛行了48 h后，由于手動遙控飛行的6名飛手精疲力竭而終止飛行[15-17]。瑞士蘇黎世聯邦理工大學的Autonomous Systems Lab實驗室于2003年末開始實施“Sky-sailor(天空使者號)”項目，其目的是研制長航時飛行的小型無人機，驗證無人機在火星低空探測飛行的可行性；Sky-sailor的布局源于一架Avance電動滑翔機，采用上單翼、V形尾翼的常規布局(圖2(b))，機翼上鋪設216 塊RWE Space公司的RWE-S-32型太陽能電池，配有數節NCR 18650鋰離子電池，無人機總質量2.444 kg，2008年6月20-21日，在瑞士的Niederwil完成了無人機27 h的低空飛行[18-20]。2013年，美國AeroVironment公司對電動PumaAE無人機進行改裝，其目的是驗證太陽能電池無人機的長航時能力；無人機采用正常式布局(圖2(c))，機翼上鋪設超薄砷化鎵太陽能電池，與PumaAE鋰電池版相比，太陽能版無人機飛行時長延長了2～3 h，可在空中飛行9 h[21]。AtlantikSolar也是瑞士蘇黎世聯邦理工大學 Autonomous Systems Lab實驗室的項目，其目的是驗證小型太陽能無人機在低空有風天氣條件下長航時飛行的能力。無人機采用常規T尾式布局(圖2(d))，機翼上鋪設88 塊SunPower E60太陽能電池，配有數節Panasonic NCR18650b鋰電池，無人機總質量6.93 kg，2015年7月17日，該無人機以81.5 h(4天3夜)續航時間和2 316 km的飛行距離打破了50 kg以下新能源無人機航時記錄[7, 22-23]。表1為國外輕小型太陽能無人機性能及參數。

圖1 20世紀國外輕小型太陽能無人機Fig.1 Light and small scale solar powered UAVs abroad in the 20th century

圖2 21世紀國外輕小型太陽能無人機Fig.2 Light and small scale solar powered UAVs abroad in the 21st Century

表1 國外輕小型太陽能無人機性能/參數Table 1 Performance/parameters of light and small solar powered UAVs abroad

1.1.2 國內輕小型太陽能無人機

中國首架太陽能無人機是北京航空航天大學趙庸教授和李曉陽博士于1992年研制的“翱翔者”號(圖3(a))。無人機翼展1.88 m，采用碳纖/輕木機翼、碳纖/凱夫拉機體，在機翼和水平尾翼上鋪設太陽能電池，采用鎳氫電池作為輔助電源。1994年8月，在華北地區開展了相關飛行試驗[24]。珠海新概念航空器研發中心于2002年啟動“綠色先鋒”太陽能無人機項目，其目的是綠色、新穎布局的空中實驗平臺。無人機采用復合飛翼式氣動布局，在上下翼面均鋪設太陽能電池(圖3(b))，該機1/2比例驗證機的翼展為7.48 m，起飛總質量30.5 kg?！熬G色先鋒”于2002年完成了原機1/4大小的技術驗證機試飛，2003年底完成了1/2比例技術驗證機試飛[25]。南京航空航天大學昂海松教授團隊研制的“靈翼Ⅰ”(翼展4.5 m，圖3(c))和“靈翼Ⅱ”(翼展6 m，圖3(d))太陽能無人機，其目的是驗證小型無人機長航時飛行能力。“靈翼”無人機機翼上鋪設柔性銅銦鎵硒太陽能電池，“靈翼Ⅱ”的機翼可進行部分變形，借此提高在不同飛行狀態下的飛行效率[26]。西北工業大學周洲教授團隊研制了“魅影”系列太陽能無人機，其目的是驗證太陽能無人機的長航時能力。2017年7月，“魅影5”(圖3(e))完成了16 h 9 min的飛行試驗，創造國內最長太陽能無人機航時記錄[27]。2019年7月，“魅影12”(圖3(f))完成了27 h 37 min的飛行試驗，打破之前“魅影5”的飛行時長記錄[28]。本文作者團隊研制了“蒲公英Ⅰ-B”和“蒲公英Ⅱ”太陽能無人機，“蒲公英Ⅰ-B”是太陽能/氫能混合動力無人機“蒲公英Ⅰ”的太陽能版，其目的是驗證無人機太陽能電池相關系統的可行性；無人機采用常規正常式布局(圖3(g))，翼展6.3 m，2019年5月完成了飛行測試[29]?！捌压ⅱ颉碧柲軣o人機(圖3(h)))，采用飛翼式布局，翼展3.8 m，2018年6月進行了垂直起飛測試[30]。

圖3 國內輕小型太陽能無人機Fig.3 Light and small scale solar powered UAVs in China

1.2 輕小型氫能無人機發展歷程

1.2.1 國外輕小型氫能無人機

2003年，AeroVironment公司在美國國家航空航天局(NASA)資助下分別開展了小型燃料電池“Hornet(大黃蜂)”和大型太陽能無人機“HP03(太陽神)”加裝燃料電池項目，其目的是驗證氫燃料電池驅動飛行器的可行性?！按簏S蜂”無人機采用飛翼式布局(圖4(a))，翼展38 cm，無人機總質量170 g；采用質子交換膜燃料電池(PEMFC)，航時達到了0.25 h[31]。該公司同時嘗試將可再生的氫燃料電池用于翼展75.3 m的“太陽神”太陽能無人機(圖4(b))，用于支持夜間飛行，在2003年一次飛行試驗中遭遇紊流結構失穩而解體墜海[4, 32]。2款無人機的飛行，表明燃料電池驅動不同尺寸無人機可行，開啟了燃料電池無人機時代[33]。此后，為了提升輕小型無人機的航時，許多大學、研究機構、公司開始了輕小型氫燃料電池無人機的研制，下面是一些代表性的工作。

圖4 燃料電池驅動飛行器驗證項目Fig.4 Verification project of vehicles powered by fuel cell

國外高校率先開展了輕小型燃料電池無人機的研制工作。2004年，加利福尼亞大學的Ofoma和Wu[34]完成了用于環境遙感的燃料電池無人機機體初步設計和動力系統選型；2006年，Herwerth等[35]進行了詳細設計和仿真試驗，選取Horizon公司的550 W燃料電池和金屬儲氫瓶，研制了翼展5.5 m，總質量9 kg的全復材飛行樣機，并完成首飛(圖5(a))。2008年，加利福尼亞大學和俄克拉荷馬州立大學共同研制了Pterosoar燃料電池無人機，無人機采用常規式布局(圖5(b))，翼展4.4 m，采用Horizon公司的150 W質子交換膜燃料電池與2 100 mAh鋰電池混合能源供電，全機質量5 kg，燃料電池質量2.273 kg，創造了FAI F5中航程為128 km的記錄[36]。2005年，佐治亞理工大學的Moffitt[37]和Bradley[38-39]等研制了Georgia Tech Fuel Cell UAV(GT FCUAV)；無人機采用正常式布局(圖5(c))，翼展6.58 m，采用500 W燃料電池，全機質量16.4 kg，燃料電池質量4.96 kg，該無人機是當時以純氫燃料電池為動力驅動的最大翼展無人機。密西根大學采用Adaptive Materials Inc.(AMI)公司的固體氧化物燃料電池(SOFC)，研制了Endurance燃料電池無人機(圖5(d))，無人機翼展1.524 m，總質量5.3 kg，2008年在Milan場地成功試飛了10 h[40-41]。表2為國外高校研制的輕小型燃料電池無人機情況。

圖5 國外高校研制的輕小型燃料電池無人機Fig.5 Light and small scale fuel cell powered UAVs developed by foreign universities

美國海軍研究實驗室(Naval Research Laboratory， NRL)一直致力于小型長航時燃料電池無人機的研制。2005年，研制了小型研究型燃料電池無人機Spider Lion，其目的是用于測試燃料電池的推進系統；無人機采用正常式布局(圖6(a))，翼展2 m，總質量2.5 kg；采用Protonex公司100 W的質子交換膜燃料電池和34 MPa高壓氣態氫氣；于同年11月飛行了3 h 19 min[42-43]。2006年開始XFC無人航空系統(UAS)項目，其目的是研制自動管射的小型全電動戰術無人機。無人機機翼在機身背腹以交叉旋轉的形式進行折疊，采用筒式發射，以兼容陸地、水面以及水下發射要求。無人機翼展3 m，總質量9.1 kg，采用Protonex公司的300 W質子交換膜燃料電池，攜帶4 L氫燃料可飛行6 h，采用550 W燃料電池系統可持續飛行7 h[44]；2013年底，XFC成功完成水下潛射試驗[45](圖6(b))。2009年該實驗室完成了“Ion Tiger(離子虎)”無人機項目的研制，其目的是驗證燃料電池無人機的極限航時應用。無人機采用常規式布局(圖6(c))，翼展5.2 m，總質量15.9 kg；采用Protonex公司550 W輕型燃料電池，攜帶氣態氫氣航時創造了26 h的飛行記錄[46-48]。2013年，通過改進儲氫技術，攜帶液態氫氣成功飛行了48 h，創造了小型燃料電池無人機新的航時記錄，并一直保持至今。為了進一步突破航時，對燃料電池采用更輕的新型金屬極板，大幅提高燃料電池的發電功率至5 000 W，于2017年對新型燃料電池版的離子虎無人機進行了試飛[49]。表3為美國海軍研究實驗室研制的小型長航時燃料電池無人機情況。

表2 國外大學研制的輕小型氫燃料電池無人機性能/參數

圖6 美國海軍研究實驗室研制的小型長航時燃料 電池無人機Fig.6 Small scale long-endurance fuel cell powered UAVs developed by Naval Research Laboratory of America

小型燃料電池無人機的巨大潛力，引起眾多公司的改裝嘗試。2007年，AeroVironment公司對“Puma(美洲獅)”無人機進行改裝(圖7(a))，加裝Protonex公司的燃料電池，總質量5.67 kg，于2008年測試飛行了9 h[50]。Boeing下屬子公司Insitu將油動版的“掃描鷹”無人機改裝成燃料電池版(圖7(b))，采用Protonex公司的1 200 W燃料電池，航時僅達到10 h，是油動版的一半[51]。2009年，以色列開始進行燃料電池版無人機的改裝，Israel Aerospace Industries(IAI)公司的Bird-Eye 650(圖7(c))和BlueBird Aero Systems(藍鳥)公司的Boomerang(圖7(d))均進行了燃料電池動力系統改裝。燃料電池版的BirdEye 650航時由4 h延長至6 h；燃料電池版的Boomerang(飛鏢)航時超過了9 h。兩家公司的無人機燃料電池均采用了新加坡Horizon公司的Aeropak燃料電池[52-54]。2010年，韓國航空宇航研究院Korea Aerospace Research Institute(KARI)開始對RemoEye-600無人機進行燃料電池版改裝，并重新命名為EAV-1(圖7(e))，該機翼展2.6 m，采用Horizon公司200 W的Aeropak燃料電池，總質量6.5 kg，航時由2 h提升至4.5 h[55]。2017年，南非的FlyH2 Aerospace公司對UA Alpha無人機進行燃料電池版改裝(圖7(f))，采用Pro tonex公司燃料電池[56]，目前尚未見試驗相關報道。表4為燃料電池版無人機改裝情況。

表3 美國海軍研究實驗室研制的小型長航時燃料電池無人機性能/參數

圖7 燃料電池版無人機改裝Fig.7 Modification of fuel cell powered UAVs

近年來，輕小型燃料電池無人機的開發正在加速。洛克希德·馬丁公司設計了Stalker eXtreme Endurance(XE)燃料電池無人機(圖8(a))，其目的與AeroVironment公司的Puma無人機類似；無人機翼展3.6 m，總質量11 kg，有效載荷2.5 kg，升限3.6 km，采用AMI公司的固體氧化物燃料電池，航時超過8 h[57]。2011年，加拿大的EnergyOr公司研制了FAUCON H2燃料電池無人機(圖8(b))，采用自研的EPOD燃料電池，航時超過10 h[58]。此外，波音歐洲研發中心(Boeing Research & Technology Europe， BRTE)研制了一款低空燃料電池無人機(圖8(c))，其目的用于低空領域的偵察任務，無人機采用常規V形尾翼布局，翼展4.7 m，最大起飛質量11 kg，巡航速度17 m/s，采用Horizon公司200 W的固態燃料電池和6 S的5 000 mAh鋰電池，2013年7月18日在Marugan airfield(Segovia，Spain)場地成功飛行了2 h 17 min[59]。2014年，以色列的藍鳥公司研制了“WanderB(徘徊者B)”燃料電池無人機(圖8(d))，采用Horizon公司為其匹配的燃料電池系統，航時達到10 h以上[60]。2016年，新加坡的ST Aerospace公司研發了Skyblade 360燃料電池無人機(圖8(e))，采用Horizon公司的Aeropak燃料電池系統，無人機翼展3 m，總質量9 kg，航時達到6 h[61]。表5為國外無人機公司近期燃料電池無人機開發情況。

表4 燃料電池版無人機改裝性能/參數Table 4 Performance/parameters of retrofitting fuel cell powered UAVs

圖8 國外無人機公司近期燃料電池無人機開發Fig.8 Recent development of fuel cell powered UAVs by foreign companies

表5 國外無人機公司近期燃料電池無人機開發性能/參數
Table 5 Performance/parameters of fuel cell powered UAVs developed recently by foreign companies

無人機燃料電池類型燃料電池生產商翼展/m總質量/kg燃料電池質量/kg燃料電池輸出功率/W飛行時間/hStalker XESOFCAMI3.6113008FAUCON H2PEMFCEnergyOr393.931010BRTE原型機PEMFCHorizon6.5816.44.965002徘徊者BPEMFCHorizon10Skyblade 360PEMFCHorizon396

1.2.2 國內輕小型氫能無人機

2010年，臺灣成功大學試飛了國內第一架燃料電池無人機“灰禿鷹”(圖9(a))，無人機翼展3.4 m，總質量30 kg，采用1 000 W的燃料電池和5 000 mAh的鋰電池，總飛行時長為15 min[62]。同年，同濟大學開始進行燃料電池無人機的結構設計和起飛質量估算方法等理論研究[63-65]，2012年與上海奧科賽飛機公司共同研制了“飛躍一號”燃料電池無人機(圖9(b))，無人機翼展5 m，總質量20 kg，在上海奉賢首飛了2 h。2014年，武漢眾宇動力系統科技有限公司開發了“天行者”燃料電池無人機(圖9(c))，2015年，首飛12 h創造了國內燃料電池無人機最長航時紀錄。2017年，優雷特(銀川)航空技術有限公司和珠海天晴航空航天科技有限公司共同研制了首架氫燃料電池傾轉旋翼無人機(圖9(d))，該機翼展2.6 m，總質量17 kg，在固定翼模式下可飛行6 h，多旋翼模式下可懸停2 h[66]。本文作者團隊研制的“蒲公英I-A”氫燃料電池無人機是“蒲公英I”的燃料電池版(圖9(e))，其目的是驗證無人機氫燃料電池相關系統的可行性。2018年11月完成了80 min飛行測試[67-68]。

圖9 國內輕小型氫燃料電池無人機Fig.9 Light and small scale hydrogen fuel cell powered UAVs in China

1.2.3 輕小型旋翼氫能無人機

2015年，加拿大首次嘗試將燃料電池運用在旋翼類無人機上，EnergyOr公司研制了四旋翼H2Quad燃料電池無人機(圖10(a))，采用與FAUCON H2無人機相同的、自研的EPOD燃料電池，試驗飛行了2 h[69]。同年，國內武漢眾宇動力系統科技有限公司將“游騎兵”多旋翼無人機改裝成燃料電池版(圖10(b))，采用1 200 W自研燃料電池和9 L、30 MPa的高壓氫氣瓶，持續飛行了3.5 h[70]。2016年，深圳科比特航空公司與武漢眾宇和上海攀業國內兩家燃料電池公司合作，研制了HYDrone-1800多旋翼燃料電池無人機(圖10(c))，采用1 800 W燃料電池和輔助電池共同供電，進行了4 h的試驗[71]。2017年，Flight Wave航空航天系統公司和Intelligent Energy公司共同研制了一款新型氫燃料電池多旋翼無人機Jupiter-H2(圖10(d))[68]。2018年，Bshark公司研制出第二代“獨角鯨”(Narwhal 2)四旋翼燃料電池無人機(圖10(e))，該機可持續飛行2 h[68]。2019年，韓國Meta Vista公司研發了四旋翼平臺(圖10(f))，采用Intelligent Enesrgy公司800 W的燃料電池動力模塊，配備了6 L液態氫氣儲氫瓶，試飛了12 h，創造目前旋翼類無人機最長航時記錄[68]。

圖10 旋翼氫燃料電池無人機Fig.10 Hydrogen fuel cell powered rotor UAVs

1.3 輕小型太陽能/氫能無人機

2010年，美國的伊利諾理工大學[72]用MATLAB/Simulink對太陽能/燃料電池混合能源無人機模型進行仿真，研究采用燃料電池/太陽能混合能源代替燃油，用以實現輕小型無人機晝夜持續飛行的可行性。2016年，中東的沙迦美國大學[73]研究了小型太陽能/氫能混合動力無人機的集成問題，設計了無人機總體概念方案(圖11(a))，其翼展3.83 m，總質量10 kg，采用200 W的燃料電池、50 W的太陽能電池和5 000 mAh的鋰電池混合能源。

2012年，韓國航空宇航研究院(KARI)在成功試飛EAV-1燃料電池無人機后，開始對太陽能電池、燃料電池和鋰電池進行混合動力建模仿真與試驗測試，并研制了EAV-2混合動力無人機[74](圖11(b))。無人機采用常規T形尾翼布局，翼展6.9 m，總質量18.5 kg，鋪設52 塊晶體硅太陽能電池，太陽能電池最大輸出功率240 W，巡航速度12.1 m/s。2012年6月21日，創造了22 h 航時飛行記錄[55, 75]。2017年，該研究院采用硼氫化鈉燃料，重新研制了太陽能/氫能混合能源無人機(圖11(c))[76]。無人機翼展4.2 m，采用300 W燃料電池和80 W太陽能電池的能源供電，總質量11 kg，太陽能電池質量1.9 kg，燃料電池質量2.8 kg，無人機巡航速度15 m/s。2018年，進行了1.5 h試飛測試[77]。

圖11 太陽能/氫能混合能源無人機Fig.11 Solar/hydrogen hybrid energy powered UAV

本文作者團隊從2009年起，開始對輕小型太陽能/氫燃料電池無人機的設計方法、能源管理等方面進行研究[70, 78-79]，并對混合能源無人機進行了仿真與試驗分析[80-83]。2018年，研制了太陽能/燃料電池混合能源無人機(圖11(d))，無人機采用常規式布局，翼展6.3 m，總質量25 kg[84]。目前，已完成該無人機太陽能電池版與燃料電池版的飛行測試。

2 關鍵技術研究進展

應用于中低空領域的輕小型太陽能、氫能無人機，其關鍵技術主要集中于總體設計、混合動力系統設計以及能源管理等方面，以下對其進展情況進行詳細介紹。

2.1 總體設計方法

2.1.1 太陽能無人機總體設計

太陽能無人機是一種長航時的電動新能源無人機，在能源上以太陽能為主要來源，在動力方面以空氣螺旋槳作為推進裝置，在氣動上具有低雷諾數的特點，在結構上采用大展現比的輕質機翼，這些都與常規無人機存在較大差異，對傳統的無人機總體設計提出更大的挑戰。

美國最早以工程的角度開展太陽能飛行器研究及其總體設計工作。針對太陽能飛行器，1980年，Phillips[85]從實用角度分析了飛行力學特性，1983年，MacCready等[86]從工程角度討論了研制Gossamer Penguin和Solar Challenger太陽能飛行器項目設計過程，Boucher[12, 87]同樣基于工程經驗分析了Sunrise項目的設計、制造以及試飛過程。

上述文獻對早期的太陽能飛行器研究提供了重要的參考。然而，太陽能無人機受環境因素、飛行日期、地理位置以及自身氣動結構影響較大，與常規飛行器總體設計階段考慮因素有較大的差異。1982年，Youngblood和Talay[88]首次提出太陽能無人機的總體設計不同于傳統飛行器。在文獻[88]中，Youngblood和Talay在總體設計中提出分系統建模方法，考慮了飛行日期、地理緯度、能量平衡、無人機尺寸及氣動特性之間的關系，給出一種高空太陽能無人機方案。1984年，Youngblood等[89]又進行高空太陽能無人機的總體設計和初步性能分析，研究飛機功率、尺寸、氣動性能的關系，結果表明無人機目前較難實現晝夜能量閉環，提出太陽能用于白天和儲能電池用于晚上的混合能源方法。在Youngblood基礎上，1990年，Colozza[90]在研究金星太陽能無人機的可行性與總體設計時，提出了翼載荷-展弦比-翼面積的參數迭代設計方法，根據該方法來選取無人機總體設計方案。1995年，美國的Brandt和Gilliam[91]提出了基于可行域求解的高空太陽能無人機總體設計方法，該方法將太陽能無人機能源與動力的特殊性和限制因素納入設計過程，通過起飛翼載、太陽能電池面積與參考機翼面積比值、任務剖面動力需求來確定無人機參數的可行域，根據該方法對3種概念無人機(包括輕于空氣的飛艇和重于空氣的常規機翼、串聯機翼)進行研究，得出高空太陽能無人機無法維持定高度飛行，需儲存的重力勢能來提供動力以滿足任務需求。上述太陽能無人機的總體設計方法除了考慮常規無人機的平衡受力關系外，重點關注能量平衡與可行性，把能量引入到總體設計中進行參數的迭代和確定。

進入21世紀，隨著工業和農業應用對輕小型電動無人機的長航時需求，太陽能無人機開始向小型化、輕質化、低空化發展。與高空太陽能無人機相比，中低空太陽能無人機無法進行勢能存儲，且面臨更復雜的大氣環境[22, 92](如云遮、陣風)，導致無人機總體設計面臨巨大的挑戰。2008年，蘇黎世聯邦理工大學的Noth[20]提出一套無需反復迭代計算的輕小型太陽能無人機概念設計方法，首先基于平飛中的功率和重量平衡條件建立無人機總質量與設計參數間的近似模型，通過求解數學模型得到無人機總質量和設計參數。文獻[20]關注總質量、翼展及展弦比3個變量要素關系，改變參數來優化功率、巡航速度等設計特征，以確保實現無人機24 h長航時的任務需求。利用此方法研制了Sky-sailor太陽能無人機(圖2(b))，持續試飛了27 h。Rajendran和Smith[93]對文獻[20]提出的概念設計方法進行改進，指出文獻[20]等方法的數學模型只關注質量、性能和氣動3個方面，因此增加了3個設計考慮方面(即電動推進、靈敏度和趨勢分析)和3個改進設計特征(即質量、氣動和任務剖面)，以增強現有數學模型實現無人機的精確設計。2010年，Shiau等[94]首次將優化引入太陽能無人機的總體設計中，建立了以無人機的展弦比和機翼面積作為設計變量，重量為目標函數的優化模型，得到了無人機尺寸和巡航速度等參數，并用該方法設計了XIHE太陽能無人機概念方案。

上述無人機設計時均沒有考慮太陽能在中低空領域的魯棒性，特別指出的是文獻[20]所設計的Sky-sailor太陽能無人機持續飛行27 h后，所剩的鋰電池電量只有5.8%，不足以再支撐無人機進行持續飛行。針對該問題，2011年，蘇黎世聯邦理工大學的Leutenegger等[95]提出了考慮優化剩余時間和航時的輕小型太陽能無人機總體優化設計方法(圖12)。在文獻[95]中，總體設計考慮太陽能無人機進行24 h晝夜飛行后，由于凌晨外界環境無法保證太陽能電池產生足夠能量來提供平飛所需的能量(圖13)，提出優化剩余時間(即額外能量)的總體設計方法，并用該方法對輕小型太陽能無人機進行概念設計與性能分析。

2013—2016年，為了實現輕小型太陽能無人機的24 h持續飛行，明尼蘇達大學的分布式機器人中心的Morton等[92, 96]提出了考慮魯棒性的無人機總體設計方法。文獻[96]指出總體設計關鍵是考慮其剩余能量的時間裕度問題(即魯棒性)，以仿真無人機持續飛行48 h為例(圖14)，考慮太陽能電池能量、鋰電池能量、平飛所需的能量三者之間的關系，提出將時間裕度(即系統所能使用剩余能量的時間)作為衡量連續飛行的魯棒性指標，這個指標由剩余時間(指鋰電池補充晝夜飛行后，太陽能電池發電能量等于平飛所需能量后剩余鋰電池所能提供平飛能量的時間段)和滿電裕度時間(指鋰電池充滿容量和開始補充太陽能電池供電的時間段)2個裕度時間表示，從而實現量化輕小型太陽能總體設計的魯棒性指標和優化準則，運用該準則研制了UMN太陽能無人機樣機并試飛[97]。2016年，文獻[92]進行2 m翼展的輕小型太陽能無人機總體設計時，在文獻[96]提出的剩余時間和滿電裕度時間2個魯棒飛行指標都必須為正值的基礎上進行了改進，指出剩余時間必須為正值，但是滿電裕度時間可以為正值或者負值，因為鋰電池容量如果從太陽能電池充電時受到干擾而不能充滿電量，可以采用鋰電池的剩余裕度時間所能提供的能量來彌補，這樣使無人機的總體設計和性能預測更精確。

圖12 太陽能無人機總體優化設計框架[95]Fig.12 Optimal design framework for solar powered UAVs[95]

圖13 持續飛行下太陽能、所需功率和電池 容量的關系[95]Fig.13 Relation between solar energy, required power and battery capacity in sustained flight[95]

但Morton等[92, 96]提出的考慮剩余時間和滿電裕度時間的魯棒性指標和優化準則更多的是理論研究，沒有用于優化設計并進行飛行試驗驗證[22]。2015—2017年，蘇黎世聯邦理工大學的Oettershagen等[7, 22]基于Noth[20]和Leutenegger[95]等提出的輕小型太陽能無人機總體設計方法基礎上進行了擴展，把無人機飛行地點的不確定氣象條件考慮到總體設計中。文獻[7]指出若只考慮文獻[95]提出剩余魯棒飛行時間，得到結果是在最優的太陽能電池發電條件下攜帶最重的鋰電池，但隨著太陽能電池發電受到氣象干擾，太陽能電池不能給所攜帶的鋰電池充滿電，所以增加了鋰電池滿電后的裕度時間指標，2個裕度時間與文獻[96]相同且都為正值，但文獻[7]考慮更為詳細的剩余時間(即剩余鋰電池所能提供的能量)，其中包括工作日的夜晚、云遮、下降氣流、平飛功率估算不準這4個不確定性因素引起的能量消耗。文獻[22]首先對文獻[95]中的總體設計框架進行擴展，把充電裕度指標加入到框架中，考慮飛機設計和分析迭代的優化設計框架(圖15)；再者對文獻[7]所提的總能量-太陽能能量-平飛所需能量的關系進行能量擴展，由于太陽能能量大于平飛所需能量時給鋰電池充電受其容量的限制，提出了具有指數遞減的鋰電池充電限制模型，并把鋰電池能量模型引入能量狀態關系中(圖16)。Oettershagen把剩余時間和充電裕度時間的能量指標和優化準則運用于優化框架，并研制了AtlantikSolar低空輕小型太陽能無人機(圖2(d))成功連續飛行了81 h，后續低空輕小型無人機的設計可以借鑒此方法。

圖14 太陽能無人機總體設計中考慮魯棒參數的 48 h能量變化圖[96]Fig.14 Energy variation in 48 h flight of solar powered UAV considering parameter of robustness in conceptual design[96]

圖15 太陽能無人機總體設計與分析框架[22]Fig.15 Solar-powered UAV conceptual design and analysis framework[22]

圖16 輕小型太陽能無人機總體設計中考慮魯棒 參數的48 h能量仿真圖[22]Fig.16 Simulation of energy in 48 h flight of solar powered UAV considering parameter of robustness in conceptual design

總體而言，太陽能無人機設計需要較多地考慮能量狀態平衡問題。在輕小型太陽能無人機總體設計過程中，需要針對環境因素(云遮擋、陣風等)的影響下所帶來的能源動力系統問題、氣動與結構問題，采用考慮剩余時間和充電裕度時間的魯棒性指標和優化準則來進行無人機的總體優化設計。

2.1.2 燃料電池無人機總體設計

燃料電池無人機和太陽能無人機都是長航時的新能源無人機，但燃料電池無人機是以燃料電池作為主要動力來源，燃料電池與常規電池不同，它是一種把燃料和氧化劑中蘊含的化學能直接轉化為電能的電源裝置[34]，本質上僅有發電功能而不具備儲電功能，由于燃料電池系統所帶來的氣動、結構、能源及動力方面問題在總體設計上提出了嚴峻的挑戰。

燃料電池無人機的理論研究可以追溯到20世紀80年代，Youngblood等[89]在進行長航時飛機研究時，就提出使用氫燃料電池作為無人機的動力來源，但受當時技術的限制，不能研制出完成任務剖面和有效載荷的飛機。隨著燃料電池和儲氫技術的發展，研究者選取在現有飛機設計的基礎上，嘗試采用燃料電池推進系統改裝原有動力系統的設計方法。Kohout[98]、Berton[99]及Wentz[100]等提出了保持起飛重量為約束條件下對輕型通用飛機進行了改裝設計研究，分析得出由燃料電池改裝后的飛機可能具有飛行能力但性能無法與內燃機媲美，文獻提出的解決方法是使用先進的燃料電池和高比能的儲氫裝置。上述文獻的關注點在燃料電池推進系統的尺寸和輸出功率上[98-100]。輕小型燃料電池無人機[50-56]同樣使用了改裝設計方法，對燃油和蓄電池原型機進行改裝設計，改裝結果表明燃料電池無人機較油動版降低了噪聲、較蓄電池版提高了航時。圖17[101]為燃料電池飛機改裝設計方法。

圖17 (燃料電池)飛機改裝設計方法[101]Fig.17 (Fuel cell powered) aircraft retrofitting methodology[101]

上述改裝方法設計簡化，減少了機體重量和氣動的不確定，但是燃料電池系統受機體尺寸約束而影響整體的性能和安裝，所以研究者提出多學科設計方法來代替改裝方法。2004年，加利福尼亞大學的Ofoma和Wu[34]首次嘗試輕小型燃料電池無人機的概念設計。文獻[34]進行了所需能量-選取燃料電池-無人機布局的簡單學科迭代，得出結論是無人機的設計取決于燃料電池的選取，由于燃料電池花費、功率輸出和重量問題未能與無人機機體布局匹配上而暫時擱淺。2005年，Choi等[102]提出了全電動飛機的推進系統設計架構，特別是針對燃料電池能源和動力系統學科，用于確定的推進系統參數和性能。Chiang等[103]直接針對輕小型燃料電池無人機進行類似的多學科架構設計，以燃料電池為主、鋰電池為輔的混合動力方式來滿足功率需求，由能源動力、起飛總重量等約束條件確定了機體尺寸。上述文獻不僅僅關注燃料電池推進系統的尺寸，更考慮其性能與無人機機體的關系。

不管是改裝設計還是多學科設計方法具有一定的局限性，導致研制的無人機不但滿足不了任務需求更無法與常規無人機性能相比較。2005年，Soban和Upton[104]首次利用燃料電池的特性映射到無人機的研制。文獻[104]采用技術映射方法研究了質子交換膜燃料電池(PEMFC)和固體氧化物燃料電池(SOFC)無人機近期和未來性能，得出的結論是燃料電池無人機適用于長航時、低功率的任務，傳統的內燃機推進系統在當時性能較好，未來SOFC燃料電池推進系統將成為傳統內燃機可行的替代品。2006—2010年，佐治亞理工大學的Moffitt[37, 101]和Bradley[105-107]等針對燃料電池動力系統的特性進行輕小型燃料電池無人機的總體設計。Moffitt通過多學科設計分析的方法對燃料電池無人機進行設計和性能分析(圖18)[101]，通過探索無人機的設計空間來確定無人機的總體設計方案，其中設計空間由不確定性傳遞思想對分系統模型進行指導和分解來建立各子系統精確模型用以探索具有魯棒性的可行設計空間[37, 101]。Bradley等[105-106]則更多的關注無人機中的燃料電池推進系統的模型、設計和管理，并提出燃料電池動力裝置和無人機集成應用的總體設計方法[107]。他們根據研究研制了樣機(圖5(c))來驗證設計結果[38-39]。上述文獻關注燃料電池系統的特性，同時與無人機子系統模型多學科的綜合設計與性能分析。

2018年，Oh[108]提出了一種基于能量和性能指標的輕小型燃料電池無人機概念設計方法。文獻針對輕小質子交換膜燃料電池無人機構建了一套概念設計流程，其中重點關注PEMFC和儲氫的比功率和比能量對無人機航時的影響。

總而言之，輕小型燃料電池無人機總體設計的重點是能源與機體的權衡設計，考慮能源、動力、氣動等多個學科耦合的綜合設計與性能分析。

圖18 (燃料電池)無人機多學科設計分析框架[101]Fig.18 Multidisciplinary design analysis framework for (fuel cell powered) UAVs[101]

2.1.3 太陽能/氫燃料電池無人機總體設計

太陽能/燃料電池無人機是一種以太陽能/燃料電池為主的混合能源無人機，其設計不是太陽能無人機和燃料電池無人機的簡單疊加，而是由混合能源所帶來一系列的總體設計問題。

為了追求更長的任務航時，研究者嘗試太陽能與燃料電池相結合的混合能源途徑。2003年，美國率先在太陽能無人機的基礎上加裝燃料電池(HP03(太陽神))，以解決蓄電池能量密度低的問題，結果由于飛行試驗中遭遇紊流結構失穩而墜毀[4, 32]。此后，2010年，美國伊利諾理工大學的Chen和Khaligh[72]提出了太陽能/燃料電池混合動力無人機方案，用以滿足功率負載浮動和長航時飛行對動力需求，仿真結果說明了方案理論上的可行性。2014年，韓國航空宇航研究院的Lee等[109]提出了低空輕小型太陽能/氫燃料電池無人機的總體設計方案，考慮太陽能/燃料電池的能量管理(詳細能源動力方案見2.2.2節)，研制了EAV-2無人機(圖11(b))，完成了22 h的飛行試驗，證明了低空輕小型混合動力無人機的可行性。2017年，該研究所的Gang等[76]也進行了與文獻[109]類似的混合能源無人機總體設計工作。

上述文獻關注點在混合推進系統的使用和管理，沒有考慮推進系統與機體平臺、飛行剖面的耦合關系。2014年，李延平[83]提出了太陽能/氫能無人機多學科總體概念設計方法，搭建了混合動力無人機多學科優化設計平臺，采用了物理規劃的多目標優化策略和遺傳算法對無人機總體方案進行優化設計。2016年，本文作者團隊[110]提出一種考慮全機重量能量耦合關系的總體設計方法，針對典型任務剖面，考慮能量平衡和重量平衡下各子模型的耦合關系，得到混合動力無人機的關鍵設計參數。采用該方法以1.5 kg任務載荷為例，完成混合動力無人機的總體方案設計，仿真分析表明在能源系統重量相同情況下，混合動力無人機的航時要優于純鋰電池無人機和燃料電池無人機。上述文獻關注混合能源和機體平臺的關系。

2.2 能源與動力系統研究進展

2.2.1 能源系統研究進展

從能源的角度，影響輕小型太陽能、氫能無人機的主要是太陽能電池的轉化效率和柔性化，燃料電池的功重比，以及鋰電池的能量密度。隨著新材料和新技術的發展，太陽能電池轉換效率不斷提高，其中，用于無人機的以硅系太陽能電池和化合物太陽能電池為主[111]，圖19[112]是歷年來全世界高效太陽能電池研究進展。從圖中可以看出，單晶硅太陽能電池轉化效率從最初的14%提升到了27.6%。

繼燃料電池在不同尺寸的無人機應用之后，國外Protonex、AMI、EnergyOr、HES以及國內的武漢眾宇(Troowin)和上海攀業(Pearl)等公司開始了研發應用于輕小型無人機的燃料電池。其中，AMI公司主要研發固體氧化物燃料電池，其他公司均研制質子交換膜燃料電池，基本參數如表6所示。

用于無人機上的氫燃料類型主要有3種：氣態氫、液態氫和化學氫化物。不同的形態要求不同的儲氫裝置。目前，最簡單且應用最廣泛的儲氫方式為高壓氣瓶儲氫。根據材料和儲氫壓力，氣瓶可分為4類[33]，如表7所示，氣態儲氫壓力一般為20～70 MPa。不銹鋼儲氫裝置最大承壓僅20 MPa，儲氫比不超過3%，一般為標準的工業儲氫鋼瓶；采用碳纖維纏繞和高密度聚合物襯里的儲氫方式可承壓70 MPa，儲氫比可達到11.3%，適合應用于無人機領域。

圖19 美國NREL(National Renewable Energy Lab)統計的太陽能電池轉化效率圖[112]Fig.19 Conversion efficiency of solar cells based on American NREL statistics[112]

表6 輕小型無人機商用燃料電池基本參數

儲能電池種類多樣，圖20是幾種車類和航空航天類能源中的儲能裝置Ragone圖[113]。Ragone圖表示儲能裝置中能量密度(Energy Density)和功率密度(Power Density)之間的對數關系，其中斜對角線表示放電時間。

圖20 幾種典型儲能電源Ragone圖[113]Fig.20 Ragone diagram of several typical energy storage power supplies[113]

從圖20中可以看出，燃料電池(Fuel cells)的能量密度較高，適合長時間放電；鋰電池(Lithium battery)、鎳鎘(NiCd battery)等化學電池的功率密度較高，適合高功率放電。鋰電池分為鋰離子電池和鋰金屬電池，鋰離子電池(Li-ion)不含有金屬態的鋰，可單獨用于輕小型無人機，也可與太陽能電池、燃料電池混合供電，其目前安全使用的能量密度為100～200 W·h/kg[114]；鋰聚合物電池(Lithium polymer，Li-Poly)與鋰離子電池類似，主要的區別是使用了固體塑性聚合物作為電解質，區別于鋰離子電池的圓柱形外形，鋰聚合物電池可以按任意形狀封裝。鋰硫電池(Lithium sulfur,Li-S)由一小部分重量的鋰和一部分硫組成，能量密度大于鋰離子電池，其價格昂貴且處于科研階段[115]。

因此，從新能源發展的現狀分析，目前單一能源系統均無法滿足輕小型電動無人機長航時的應用需求?；趦瀯莼パa的思想，多種電源混合應用是輕小型太陽能和燃料電池無人機發展的主要趨勢，也必然引入更復雜的混合能源與動力系統，從而需要深入的研究能源動力構型和處理多電混合能源管理方法。

2.2.2 能源動力系統拓撲構型研究進展

1) 太陽能動力系統拓撲結構

太陽能動力系統的拓撲研究相對較早，2008年，蘇黎世聯邦理工大學的Noth[20]給出了經典的太陽能無人機動力拓撲總體構型方案，如圖21所示，主要采用了太陽能板PV，最大功率點跟蹤器MPPT，并與蓄電池混合后為動力系統和其他電子設備供電。對于太陽能電池和蓄電池的混合構型，給出了較為詳細的設計方案，如圖22所示，將機翼太陽能電池分為三段，每一段配一路MPPT后并聯到鋰電池，以保證太陽能電池最大效率地利用。

圖21 經典太陽能動力系統拓撲[20]Fig.21 Classical solar power system topology[20]

圖22 多段太陽能電池與鋰電池混合方案[20]Fig.22 Schematic of hybrid multi-solar panel and Li-ion battery[20]

2009年，加州理工大學的Morrisey[116]給出太陽能無人機可進行主動能源管理的動力系統拓撲方案，如圖23所示，其中電力管理單元用于進行全機動力電和設備電的主動管理。同年，淡江大學的Shiau等[117]也給出了類似的太陽能無人機動力系統拓撲方案，如圖24所示，設計了多組蓄電池與太陽能電池的混合電路，經過原理樣機研制和測試，驗證了電路系統和控制法的有效性。2013—2016年，從中國國防科技大學Hou等[118-120]與英國克蘭菲爾德大學Smith和Abbe[121]關于太陽能無人機的相關綜述和技術研究中可以看出，該期間的太陽能動力系統拓撲構型方案基本都是類似拓撲構型。2019年，劉剛[29]給出了3種類型太陽能電池拓撲結構方案，分析指出主動混合拓撲可合理地對蓄電池充放電管理，提高太陽能利用率、延長蓄電池使用壽命。

2) 燃料電池動力系統拓撲結構

2008—2009年，佐治亞理工大學Bradley等[106, 122]在進行燃料電池無人機建模、設計及能源管理研究時給出了典型的燃料電池動力系統拓撲構型，如圖25所示。其中，能源存儲系統采用蓄電池，通過相應的管理系統后與燃料電池并聯對動力供電。2008—2012年，克蘭菲爾德大學Karunarathne等[123-126]開展燃料電池無人機的動力系統研究，給出了圖26所示的燃料電池/鋰電出混合拓撲構型，為燃料電池和鋰電池都配置了DC/DC轉換器，其中，連接鋰電池的為雙向DC/DC，已實現對鋰電池的充放電控制。2014—2017年，悉尼科技大學Gong等[127-130]，對燃料電池無人機動力系統中的能源特性開展較為深入的研究，基于國際領先水平的航空專用燃料電池Aeropak，給出了能源系統拓撲構型，如圖27(a)[127]所示，并搭建了燃料電池蓄電池混合動能源試驗系統，如圖27(b)所示[128]，進行了混合能源系統性能測試,研究表明了蓄電池對混合系統的動態特性起著重要的作用。

圖23 太陽能與鋰電池混合動力主動管理方案[116]Fig.23 Active management scheme for hybrid solar power and Li-ion battery[116]

圖24 帶蓄電池管理的太陽能與鋰電池混合 方案[117]Fig.24 Scheme for hybrid solar power and Li-ion battery system with battery management[117]

圖25 典型燃料電池動力系拓撲[122]Fig.25 Typical topology of hybrid fuel cell powered system[122]

2018年，張曉輝[70]針對燃料電池為主能源的無人機動力系統，設計了純燃料電池動力系統、燃料電池/鋰電池(簡稱燃鋰)被/主動混合動力系統3種拓撲結構方案，如圖28所示，試驗對比分析了3種拓撲方案的放電特性和氫耗量，驗證了主動拓撲方案氫耗量最小，電源工作狀態也最為合理，最后給出了各拓撲方案的適應性建議。

2019年，西北工業大學的Lei等[131]，綜述混合動力無人機的能源管理策略時，總結2種主動燃料電池混合動力系統拓撲方案，從轉換器的個數上分為單或多轉換器拓撲方案，如圖29所示。

圖26 雙轉換器燃料電池混合動力系統拓撲[123]Fig.26 Topology of hybrid fuel cell powered system with double converters[123]

圖27 燃料電池/鋰電池混合能源系統拓撲Fig.27 Topology of hybrid fuel cell/Li-ion battery energy system

圖28 3種燃料電池動力系統拓撲[70]Fig.28 Three topologies of fuel cell powered systems[70]

圖29 燃料電池混合拓撲方案總結[131]Fig.29 Summary of topology scheme of hybrid fuel cell powered systems[131]

3) 太陽能/燃料電池混合動力拓撲結構

基于更長航時的需求和“優勢互補”的思想，太陽能電池/燃料電池混合拓撲逐漸得到重視。2010年，伊利諾理工大學Chen和Khaligh[132]，采用可再生燃料電池和蓄電池作為無人機的能源存儲系統，給出了典型的太陽能/燃料電池/蓄電池混合動力系統方案，如圖30所示。2012年，韓國宇航研究所Lee等[55]設計了太陽能電池/燃料電池/蓄電池混合動力無人機的主被動混合動力系統方案，如圖31所示。同年，李延平等[133]也給出了太陽能/燃料電池/鋰電池的混合動力拓撲方案，如圖32(a)所示。2016年，本文作者團隊[110]詳細設計了太陽能/燃料電池/鋰電池混合動力系統拓撲構型，如圖32(b)所示。2019年，Lei等[131]也在綜述中總結了類似與Lee的3種電源混合的拓撲方案，如圖33所示。

從拓撲構型發展可見，混合能源越多，拓撲結構越復雜，為了追求更高的能源系統效率，主動電力管理部件包括最大功率點跟蹤器，DC/DC轉換器，以及能源管理系統也逐漸用于能源與動力系統結構之中，用于實現對能源的控制，為高效但復雜的能源管理策略提供了硬件支持。

2.2.3 能源管理研究進展

太陽能/氫能無人機能源管理的主要目的為：使無人機長時滯空，使能源系統健康、合理、高效地發揮“優勢互補”的潛力。太陽能無人機的能源管理與飛行航跡耦合，主要有：最優能量航跡策略和等效重力勢能儲能策略。2007—2009年，Klesh和Kabamba[134-135]研究了太陽能飛機水平飛行時的能量最優軌跡，2013—2016年，Hosseini等[136-137]發展了3D空間內的太陽能/蓄電池混合動力無人機的最優能量航跡規劃方法。2013年，Gao等[120, 138]開展了太陽能無人機的等效勢能儲能策略研究。2016—2019年，Huang等[139-140]研究了太陽能無人機在跟蹤地面移動目標時的最優能量航跡規劃方法。馬東立等[141-142]也開展了基于重力儲能的飛行航跡研究和三維航跡的優化研究。以上研究的主要面向高空長航時太陽能無人機，側重考慮大空域跨度內姿態和航跡對太陽能電池的影響，試圖找到能量最優的飛行航跡，屬于預先規劃的范疇。對于輕小型太陽能無人機，主要應用于中低空環境，且執行任務過程通常需要按照既定航線飛行，很難有足夠的空間和自由度進行能量最優航跡的規劃，其能源管理更側重于對太陽能電池最大功率點的跟蹤控制。

圖30 典型太陽能/燃料電池/蓄電池混合拓撲[132]Fig.30 Typical topology of hybrid solar cell/fuel cell/battery powered system[132]

圖31 主被動太陽能/燃料電池/蓄電池混合拓撲[55]Fig.31 Passive and active topologies of hybrid solar cell/fuel cell/battery power system[55]

圖32 兩種太陽能/燃料電池/蓄電池混合拓撲Fig.32 Two topologies of hybrid solar cell/fuel cell/battery powered systems

燃料電池無人機的能源管理主要以燃料經濟性為目標，電源健康工作條件一般作為約束條件。2008—2009年，佐治亞理工大學的Bradley等[106, 143]采用動態規劃方法，以氫燃料消耗最小為目標，針對給定的簡單定常工況，開展燃料電池和蓄電池之間最優功率分配研究。2008—2012年，克蘭菲爾德大學的Karunarathne等[125]針對燃料電池/蓄電池混合動力無人機，從能源管理系統和電力系統2個層面對燃料電池動力系統進行管理，采用神經模糊控制方法對燃料電池進行控制[124, 144-145]，采用PID控制方法對DC/DC的輸出進行控制[146]。針對給定任務剖面劃分5種飛行模式，制定3種燃料電池和蓄電池混合工作狀態進行能源系統管理[126]。

2018年，張曉輝等[70, 80]建立了燃料電池/鋰電池混合動力系統試驗平臺，提出了模糊控制能源管理策略，與被動策略和狀態策略對比表明所提策略氫耗量最小，鋰電池的充放電狀態更為合理。2019年，戴月領[68]提出了燃料電池/鋰電池混合動力系統模型預測能源管理策略，并建立了燃料電池無人機混合動力仿真試驗平臺，試驗驗證了所提模型預測控制策略的實時性和有效性。

Motapon等[147-148]針對應用于多電飛機(More Electric Aircraft, MEA)的燃料電池/鋰電池/超級電容混合動力系統開展了能源管理策略對比研究。主要涉及自適應神經模糊控制策略、模糊邏輯控制策略、狀態機控制策略、經典PI控制策略、頻率解耦控制策略，以及等效燃料消耗最小策略共6種能源管理策略。

考慮系統的復雜性，目前燃料電池/太陽能電池/蓄電池混合動力無人機的能源管理策略主要是基于規則的控制策略。2012年，Lee等[55]針對其主動的拓撲結構方案，采用恒溫器控制策略控制各個電源的輸出功率，通過數學仿真驗證了策略的有效性；同年，李延平等[133]采用有限狀態機策略設計了7種系統工作狀態，針對典型任務剖面，通過仿真驗證了策略的功能性。此后，李延平等[79, 83]設計了相應的能源管理控制器，構建了三電混合的動力系統，通過地面試驗驗證了有限狀態機策略的實時性和有效性。為了改善有限狀態機控制策略局限性，2016年，張曉輝等[78]設計了能夠進行主動功率控制的三電混合動力系統方案，在此基礎上提出了基于規則的功率跟隨控制策略，能夠根據飛行剖面各階段需求功率和能源系統狀態，選擇輸出的電源組合，并對各電源功率進行分配。2018年，為了進一步改善策略的適應性，張曉輝等[149]提出了模糊狀態機能源管理，將模糊控制引入對燃料電池和蓄電池的管理。

圖33 太陽能/燃料電池混合多轉換器拓撲方案[131]Fig.33 Topology of hybrid solar cell/fuel cell powered system with multi-converter[131]

2017—2018年，Gang等[76-77]設計了功率切換技術的混合能源管理策略，采用固態繼電器控制燃料電池系統和太陽能電池系統中一個或兩個系統輸出以滿足飛行需求，通過飛行試驗驗證了該策略的實時性和可靠性。

3 總結與展望

綜上所述，近20年來輕小型太陽能、氫能無人機已經由新概念探索、關鍵技術攻關，正在迅速地向實用化、工程化邁進。相關的核心技術，如總體設計技術、輕量化能源技術、能源管理與控制技術等已經取得了突破性進展，相關的設計與驗證的地面仿真平臺和空中飛行平臺已經逐漸形成。

面向軍民用需求，輕小型太陽能、氫能無人機未來主要的發展方向有：

1) 輕小型電動無人機的長航時技術。① 充分發揮氫燃料電池能量密度高的優勢，研制氫燃料電池無人機，或采用氫燃料電池對現有的油動、電動無人機進行長航時電動化改造;② 發揮太陽能電池無限能量的優勢，均衡考慮太陽能電池能量/重量/價格等問題，研制小載荷下的環保太陽能無人機；③ 綜合考慮能源特點，研制氫燃料電池/太陽能電池混合動力輕小型無人機，最大限度滿足長航時需求。

2) 輕小型電動無人機的高有效載荷比技術。綜合考慮氣動特性、結構特型、太陽能電池片、儲氫裝置、動力裝置等，開展氣動/結構/能源/動力一體化總體設計方法研究，提升有效載荷比，實現輕小型新能源無人機的工程應用。

3) 高效能源動力系統控制技術。綜合考慮太陽能電池、氫燃料電池、鋰電池等多種能源，以及分布式動力系統，開展主動式能源動力系統的控制技術研究。

4) 能控/姿控/軌控一體化控制技術。綜合考慮混合能源之間、能源與飛行姿態、飛行軌跡之間復雜的耦合關系，開展能控/姿控/軌控一體化控制技術研究。