固定翼無人機串聯混電系統設計方法

楊大亮

（河北工程大學，河北 邯鄲 056038）

0 引言

垂直起降固定翼無人機是集多旋翼無人機和固定翼飛機于一體的新型無人機，巡航效率高、飛行速度快、起降方便、能夠應對更復雜的應用場景，是近年來無人機領域的研究熱點之一。但過去使用的純電力系統并不理想，與純動力系統相比，串聯混合動力系統增加了一個新的有源功率單元，由發動機、發電機和能量管理系統組成，電池僅在需要大功率時用于輔助功率單元與電源[1]。采用此種設計方案后，在系列混合動力系統設計空間中的垂直起降固定翼無人機，可以從固定翼無人機早期設計階段頂層設計要求和轉換中，快速探索出最佳供電策略和設計方案，從而通過大規模配電方案串聯完成混合動力系統[2]。

1 固定翼無人機串聯混電系統研究現狀

由于燃料的高能量儲存密度與系列混合動力系統的引入，極有可能使固定翼無人機在起飛時間少量增加的情況下，大大提高垂直起降耐力。同時，引入混合動力系統后，所擁有的質量和能耗對無人機的設計而言也存在一定的影響。在初始設計階段，一系列混合垂直起降固定翼無人機和純電動混合動力轉換的垂直起降固定翼無人機對一系列混合動力系統進行優化設計的一個重要手段，就是對飛機平臺頂層的設計。對相關要求進行最優運行策略方向轉化，動力與質量配電混合動力系統設計是無人機混合動力充分發揮優勢的關鍵[3]。當前的飛行器總體設計領域中，混合系統這個研究項目也很少見，且主要以國外研究成果為主，其中Finger等[4]、Vries等[5]的研究成果中，分別對串聯與并聯混電系統運用在固定翼無人機的傳統研制進行了分析，并對混電系統的后續使用、固定翼飛行器的不同參數設計及影響進行了分析。

以往設計優化多是在一維層面進行優化處理，但對垂直起降固定翼無人機的優化，則需要對飛行的多種模式進行處理，如旋轉翼、轉換翼和固定翼，其飛行剖面復雜，在不同的運行條件下，功率需求變化很大。且固定翼無人機的優化設計需要考慮，在整個飛行剖面中不同飛行階段時期不同混合動力系統的不同運行策略內容。其所需要設計的領域更廣，且所具備的設計維度也更高。同時研究還發現，固定翼無人機混合動力系統在接受優化的過程中，還存在一些較為特殊的設計問題，因此需要特別注意固定翼混合動力系統優化設計過程中的相關問題[6]。

2 固定翼無人機串聯混電系統設計方法

2.1 物理數學模型

2.1.1 功率需求模型

垂直起降固定翼無人機(uav)包括：傾轉旋翼無人機、尾翼無人機等多種具有垂直起降和固定翼的無人機。對于具有飛機飛行能力的無人機，雖然配置大有不同，但場景是相似的，均包括固定翼、旋翼和主要飛行模式的模態轉換。因此，不同配置的垂直起降固定翼無人機的功率要求可以在系統設計中以相同的方式描述。垂直起降固定翼無人機在固定翼模式下的典型工作要求，包括巡航/續航飛行、爬升、實際升力限值、最大飛行速度等。功率表現為：

式（1）中，W為起飛總重;S為機翼面積;g為重力加速度;β為燃油質量消耗系數;q為飛行動壓;CD0為零升阻力系數;K=1/(πe·AR)為升致阻力系數，AR為機翼展弦比，e為奧斯瓦爾德因子;h為飛行高度;dh/dt為爬升率;V為飛行速度;ηP為螺旋槳效率。在巡航/續航飛行及最大速度飛行過程中，dh/dt=0。

模態轉換飛行所具備條件復雜性較高，且所具備的持續時間較短。該模式之下應用的動力系統所表現出的動力需求，會受到VTOL固定翼無人機轉換策略、機型等各項因素的直接影響。在初步設計階段，最大起飛推重比（T/W）max可以用來表征轉換過程中的功率裕度：(T/W)max的值越大，轉換過程中的功率裕度越大，轉換過程的持續時間越短，安全性越好；(T/W)max典型值，所需要控制的數字范圍為115～1.5。與之相對應，轉換模式之下，電力系統的功率需求則為：

2.1.2 混電功率解算方程

垂直起降固定翼無人機混合動力系統主要由螺旋槳、旋翼、電驅動器、主動力單元(包括發動機、發電機、能量管理系統)、輔助動力單元(電池)等部件組成，圖1則明確該系列混合系統的主要結構和動力傳輸路徑。這條路徑包含兩個必需的功率，即加載設備的電源、螺旋槳/轉子的總吸收功率和四個內部工作功率。

圖1 串聯混電系統功率傳遞路徑

根據功率傳輸路徑，建立混合功率解方程?；旌瞎β式夥匠逃扇齻€功率傳遞方程和一個混合控制方程組成。功率傳輸方程用來說明汽車發動機、能源系統以及動力傳動裝置中的輸入能量與輸出功率間的對應關系的術語，Η、ηgE和ηED分別指電能系統、發動機和電驅動的能量傳輸效率。利用混合功率控制方程描述了在正常飛行狀況下，主功率單元與輔功率單元(電池)間的功耗比。通過對串聯混合動力系統各級運行功率的計算，可以得到串聯混合動力系統各部件的設計功率。它有自己的電力設計，如電力驅動器、電池、發電機和能源管理系統，不受高度變化的影響。

2.1.3 混電質量計算模型

垂直起降固定翼無人機串聯混電系統中電池的質量受能量需求和功率需求限制。表示如下：

除電池組外，串聯混合動力系統的其他部件、并聯混合動力系統的其余部分的總質量僅由最大設計輸出功率確認并計量。其中，基于發動機、發電機和電力驅動的電能質量數據建立了大量現有產品，并采用Jay提出的方法校正最大電壓UEd與最大值等數據之間存在的差異[7]。

2.1.4 燃油消耗模型

垂直起降固定翼無人機串聯混電系統在整個飛機剖面內產生的總燃料損耗，相當于各試飛階段燃料損耗之和，如下：

在串聯混合動力推進體系的設計流程中，由于發電機設計功率無法預先給出，所以可以采用威蘭線法對油耗特性曲線加以預處理，使其具有可擴展性。Willan直線法是一種被廣泛應用并得到驗證的準靜態方法，可以根據類似發動機的試驗數據預測未知比例發動機性能數據。在串聯混合動力系統中，要降低電能系統的質量，就必須保證發動機與輸出電流的平衡，這就需要發電機在最高速度附近正常工作。電動機速度根據發電機的額定輸出電流公式以及千伏值確定，也就是NGe=UGe/kVGe。根據燃油消耗曲線維蘭德線方法計算，在這個速度下每個飛行階段發動機的運行功率，與單位燃料消耗率對應，然后代入公式，完成在整個飛行剖面中燃料消耗的計算。

2.2 設計參數優化

2.2.1 問題描述

優化設計的垂直起降固定翼無人機系列混合動力系統，可以充分發揮混合動力系統的優勢，實現最好的無人機系統性能優化的電力供應戰略，在每個飛行階段制定任務概要設計和質量分配計劃。該優化問題可表示為：

按照垂直飛行起降固定翼無人機的任務類型和設計特點，設定了約束的種類和數量。因此，為延長電池壽命，可設定連續充電時間下限以防止充電功耗過大等。

2.2.2 問題求解

應用柯西變異粒子群優化算法[8]進行求解連續優化問題。在k維設計空間中,s粒子的初始位置由拉丁超立方實驗設計方法確定。在一次迭代中，可以通過柯西變異方法對每一代中具備最好適應度的全局優化粒子數做進一步的擾動，從而減少局部擾動進入計算最優解之中。在多次迭代處理后進行假設，每一個粒子在某一區域周圍集中后，此區域不會因迭代步數增加隨之改變，則結果可確認計算為收斂。同時粒子ψ則具備滿足度最佳值，其值為優化問題的全局最優解，如公式（5）所示。在此基礎上，將優化動力運行策略和動力系列的混合動力系統置于每個飛行階段，并通過設計飛機各部分的動力與質量分配方法，實現垂直起降固定翼無人機系統的優化設計。

3 結語

固定翼無人機機翼外端后掠角可以自動或手動調節。因其優勢明顯，深受業界青睞。固定翼無人機具有長航時和高空飛行的特點，目前已廣泛應用于測繪、地質、石油、農林等行業。

本次研究所提出的系統優化方案，可以對垂直起降固定翼無人機進行有效捕捉，并結合其任務廓線、所具特性等進行調整，內容包括執行策略、設計參數等?？捎糜诩冸妱踊旌蟿恿D換的垂直起降固定翼無人機的發展和純石油平臺，作為一個獨立的功能模塊，可以嵌入在一系列的完整設計過程中?；旌蟿恿﹄妱哟怪逼鸾倒潭ㄒ頍o人機平臺所具備的使用前景明確，而此方案的誤差，主要集中在統計分析之中，對于某些成分之間，具備預測值以及真實值存在的殘差問題。這種誤差的影響可以通過運用有限表代替統計公式來消除，后續研究需要進一步增加計算與分析面等。