并聯(lián)式油電混合無人機的能量管理策略研究

陳宗科，楊向宇

(華南理工大學電力學院，廣東廣州 510630)

無人機是一種遙控或自動飛行的飛行器，它可以攜帶攝像頭、傳感器等其他設(shè)備，執(zhí)行一些特定任務[1]。無人機已經(jīng)廣泛應用于軍用和民用方面，并且有了巨大的經(jīng)濟效益。在無人機的開發(fā)中，無人機大小與載荷之間的權(quán)衡始終是一個問題，為了用更少的空間攜帶更大的載荷或飛行更長的時間，一方面通過集成化減少各種系統(tǒng)的質(zhì)量和體積，另一方面致力于提高無人機能源的有效利用率[2]。

在鋰電池技術(shù)有突破之前，傳統(tǒng)無人直升機依然傾向于使用內(nèi)燃機提供動力。但直升機飛行時僅能使用內(nèi)燃機最大扭矩對應轉(zhuǎn)速的很小一段工作區(qū)間，效率較低。而且隨著環(huán)境問題越來越嚴重，人們也在尋求更有效的方案。混合動力系統(tǒng)就是其中的一種，混合動力系統(tǒng)將發(fā)動機和電機整合，通過能量的合理分配，充分利用兩者的優(yōu)點避開低效率區(qū)間。混合動力系統(tǒng)從結(jié)構(gòu)上主要分為串聯(lián)型、并聯(lián)型和混聯(lián)型[3]。串聯(lián)型的特點是結(jié)構(gòu)簡單，發(fā)動機能始終工作在高效工作區(qū)，但能量轉(zhuǎn)換次數(shù)較多影響效率，因此主要研究方向是燃料電池和太陽電池[4]。并聯(lián)型的發(fā)動機與傳動系統(tǒng)存在機械耦合，不能總工作在高效區(qū)；但能量可以直接利用，效率高體積小。混聯(lián)型雖有各種優(yōu)點，但結(jié)構(gòu)復雜不適合用在小型無人機上。

早期的能量管理策略主要是基于規(guī)則的控制方法，后來出現(xiàn)了基于動態(tài)規(guī)劃的方法、基于等效油耗率的方法，近年來最優(yōu)控制算法、模糊控制算法、神經(jīng)網(wǎng)絡算法、遺產(chǎn)算法等先進智能算法也不斷被研究[5]。無人機和汽車的混合動力系統(tǒng)有相似之處，在進行能量管理時可以借鑒，但也需要分析不同之處，針對無人機的特點進行改進。

1 油電混合動力系統(tǒng)設(shè)計

1.1 混合動力系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

本文采用的同軸并聯(lián)型混合動力系統(tǒng)是并聯(lián)型混合動力系統(tǒng)的一種，該系統(tǒng)的發(fā)動機和電動機通過同一根軸傳遞功率，單個電機在電動模式和發(fā)電模式切換，如圖1 所示。這種系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡單、體積小、效率高，適合小型無人機；但因為兩個動力源在同一根軸上，控制精確要求較高。

圖1 混合動力系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

1.2 發(fā)動機模型

發(fā)動機是混合動力系統(tǒng)的主要動力源，起著承擔基礎(chǔ)負載的作用。本文利用發(fā)動機的萬有特性圖，用試驗建模法建立發(fā)動機模型[6]。通過查閱發(fā)動機說明書和實際測試，得到發(fā)動機萬有特性圖(圖2)。圖2 中紅線被稱為理想工作曲線[7]，是每個轉(zhuǎn)速和扭矩組合對應的油耗率最低的工作點連接起來得到的曲線，理論上工作在理想工作曲線可以用盡可能少的燃油得到最好的性能。

圖2 發(fā)動機萬有特性圖

經(jīng)測試[8]，發(fā)動機的轉(zhuǎn)速和節(jié)氣門開度可由傳遞函數(shù)表示為：

耗油量通過查表函數(shù)得到油耗率后經(jīng)過積分獲得：

式中：B為總耗油量；b為燃油消耗率；Peng為發(fā)動機功率；Teng為扭矩；n為轉(zhuǎn)速。

1.3 電動機/發(fā)電機模型

電機是混合動力系統(tǒng)中的輔助動力源，主要作用是起到削峰填谷的作用，調(diào)節(jié)發(fā)動機的功率。

當電機工作在電動狀態(tài)，電動機輸出機械功率，電池放電電流為：

式中：U為鋰電池端電壓；Idis為鋰電池放電電流；ηm為電動機效率和電調(diào)損耗等。

當電機工作在發(fā)電狀態(tài)，發(fā)電機發(fā)出的電能經(jīng)過電力電子變換器后給電池充電。若電池為恒流充電，則電池充電電流Ich保持不變(為常數(shù))，電池端電壓U隨電量變化，發(fā)電機消耗功率也隨之變化。

式中：ηgen為發(fā)電效率；ηDC為轉(zhuǎn)換效率；Pgen為發(fā)電機消耗機械功率。

1.4 電池模型

鋰電池的工作過程是復雜的電化學過程，本文采用等效電路模型。內(nèi)阻模型是最常用也最簡單的一種模型，將鋰電池等效為一個理想電壓源UOC串聯(lián)一個電阻Rin[9]，如圖3所示。

圖3 鋰電池的內(nèi)阻模型等效電路

根據(jù)電路學知識可以得到鋰電池輸出端電壓：

內(nèi)阻模型的鋰電池內(nèi)阻Rin和開路電壓UOC隨荷電狀態(tài)(state of charge，SOC)變化，如圖4 所示，在仿真模型中通過查表獲得。

圖4 鋰電池內(nèi)阻和開路電壓與SOC的關(guān)系

SOC是描述電池狀態(tài)的重要參數(shù)，它反映了電池的剩余容量。SOC計算主要有安時法與開路電壓法[9]。安時法是通過對單位時間內(nèi)流過電池組的電流進行積分，從而得出這段時間內(nèi)SOC的變化量。當電池的初始荷電狀態(tài)為SOC0，則t時刻的荷電狀態(tài)為：

式中：Qmax為鋰電池的最大電荷量。綜合兩種方法的優(yōu)缺點，本文在無人機啟動時利用開路電壓法檢測開路電壓，獲得初始值SOC0；電池正常工作時，利用安時法實時檢測鋰電池工作電流并計算SOC。

2 混合動力系統(tǒng)的能量管理系統(tǒng)與策略

2.1 功率平衡與能量管理系統(tǒng)

能量管理系統(tǒng)主要在維持功率平衡的原則下合理分配功率：

當發(fā)動機單獨驅(qū)動時，無論電池是否充電，僅需對發(fā)動機進行恒轉(zhuǎn)速控制，通過調(diào)節(jié)節(jié)氣門開度即可自動完成功率平衡。

當發(fā)動機和電動機共同驅(qū)動時，能量管理系統(tǒng)會分配兩者各自的輸出功率。發(fā)動機的輸出功率大致上由節(jié)氣門開度決定，某轉(zhuǎn)速下的功率和節(jié)氣門開度具有線性正比關(guān)系。因此已知發(fā)動機分配功率時，可以查出對應節(jié)氣門開度，然后控制其不變；剩余的功率和各種擾動均由電動機承擔，通過控制電動機的轉(zhuǎn)速恒定達到功率平衡。

2.2 無人機與汽車混合動力系統(tǒng)的差異

根據(jù)葉素理論和動量理論提出了一種直升機的功率計算[10]，根據(jù)該方法計算得到的飛行任務各階段需求功率分布如圖5 所示。直升機飛行時的功率分為誘導功率、型阻功率和廢阻功率，因為小型無人直升機旋翼轉(zhuǎn)速非常快而體積和重量都小，發(fā)動機的輸出大部分用來克服無人機的型阻功率，因此飛行時需求功率總在1 kW 以上。其中在爬升階段需求功率最大，高速巡航階段次之，懸停狀態(tài)適中，中低速巡航階段最小。

圖5 飛行任務需求功率分布圖

汽車的行駛速度根據(jù)路況不停變化，根據(jù)駕駛員的油門和剎車信號會頻繁加減速、啟停車等，因此發(fā)動機轉(zhuǎn)速變化大且頻繁，需求功率也不停變化。直升機在飛行時，為了保持穩(wěn)定性，對發(fā)動機進行恒轉(zhuǎn)速控制，發(fā)動機只在提前預設(shè)的轉(zhuǎn)速工作。直升機中低速巡航時有最低需求功率，其他情況都是在此基礎(chǔ)上需求更多功率，可以分為基礎(chǔ)負載和額外負載。混合動力無人機的空間較小結(jié)構(gòu)緊湊，發(fā)動機轉(zhuǎn)速快扭矩小，因此沒有離合器和變速器，且電動機作為輔助動力，功率和體積都比較小。因此汽車的混合動力系統(tǒng)可操作狀態(tài)更多，可以工作在純油動、純電動和混動三種狀態(tài)，也能通過換擋改善發(fā)動機工作點。

2.3 無人直升機能量管理策略

無人機能量管理策略的原則包括：(1)由發(fā)動機承擔主要負載，剩下的負載由電池補足；(2)發(fā)動機盡量工作在理想工作曲線附近；(3)鋰電池盡量保持在高效工作區(qū)間。

2.3.1 有限狀態(tài)機

有限狀態(tài)機是最普遍的控制策略之一，它簡單、可靠地使用預先確定的條件(if-then)管理，使受控對象切換不同的狀態(tài)；其特點是計算量少，從而支持在線實現(xiàn)，也是已經(jīng)應用在汽車混合動力系統(tǒng)上的一項技術(shù)。根據(jù)上文提出的直升機工作特性，無人機的混合動力系統(tǒng)工作狀態(tài)大概分為發(fā)動機單獨驅(qū)動、混合驅(qū)動和電池充電。但必須考慮發(fā)動機的轉(zhuǎn)速，因為發(fā)動機轉(zhuǎn)速會影響旋翼轉(zhuǎn)速，進而影響需求功率和飛行狀態(tài)，又會反過來影響發(fā)動機的工作狀態(tài)。

有限狀態(tài)機流程如圖6 所示。

圖6 有限狀態(tài)機流程圖

第一步：求解需求功率與理想工作點功率的差值Pd。

第二步：測算鋰電池的SOC。

(1)若電池電量大于最小值，且需求功率大于理想功率，則發(fā)動機工作在理想工作點，鋰電池補充其余功率。

(2)若電池電量大于最大值，且需求功率小于理想功率，則發(fā)動機單獨運行，鋰電池不可用。

(3)若電池電量小于最小值，且需求功率大于理想功率，則發(fā)動機單獨運行，并給電池充電。若發(fā)動機功率小于發(fā)動機在該轉(zhuǎn)速的最大功率，則轉(zhuǎn)速不變；若發(fā)動機功率大于發(fā)動機在該轉(zhuǎn)速的最大功率，則發(fā)動機應提高轉(zhuǎn)速一個檔位，同時傳遞信號給飛控系統(tǒng)改變旋翼，使直升機進入新的穩(wěn)態(tài)。

(4)若無法充電，則電池既不能充電也不能放電，相當于沒有使用混合動力系統(tǒng)。此時發(fā)動機必須提高轉(zhuǎn)速到最大扭矩處，按未使用混合動力系統(tǒng)時的狀態(tài)運行。

2.3.2 模糊控制

基于模糊邏輯的能量控制系統(tǒng)可以提高無人機混合動力系統(tǒng)的能量分配效率。隨著模糊控制器的輸入輸出信號增加，模糊規(guī)則會越復雜，模糊控制的精度也會越高。但同時越復雜的規(guī)則會越難以制定，控制策略的實現(xiàn)難度會提高，控制系統(tǒng)的反應速度也會變慢。綜合考慮系統(tǒng)的快速性和穩(wěn)定性，經(jīng)過反復嘗試，最終確定了模糊控制系統(tǒng)的輸入信號需求功率與理想工作點功率的比值Pd，電池的荷電狀態(tài)SOC，功率誤差信號Perror。輸出信號是發(fā)動機功率Peng和電池功率變化量dPbat。

Matlab 的模糊控制工具箱提供了兩種模糊推理類型，本文選擇Mamdani 型。在模糊控制輸入變量中Pd分為ZO、PS、PM、P0、PB 五個模糊子集；Perror分為NB、NM、NS、ZO、PS、PM、PB 七個模糊子集；SOC分為PS、PM、PB 三個模糊子集；輸出變量中Peng分為ZO、PS、PM、P0、PB 五個模糊子集；dPbat分為NB、NM、NS、ZO、PS、PM、PB 七個模糊子集。隸屬度函數(shù)以三角形隸屬度函數(shù)、梯形隸屬度函數(shù)為主，運算速度快。各個模糊子集范圍及其隸屬度函數(shù)如圖7 所示。

圖7 模糊控制隸屬度函數(shù)

模糊規(guī)則和有限狀態(tài)機的原則基本相同，如表1 所示。

表1 模糊規(guī)則

3 仿真結(jié)果

不同策略下的發(fā)動機輸出功率如圖8 所示。發(fā)動機輸出功率基本保持在理想工作曲線附近，只有當電池電量較低時才增大輸出功率。不強制充電的有限狀態(tài)機策略下，發(fā)動機功率變化量最大，這是因為發(fā)動機工作在9 500 r/min 附近，需求功率大大提高。強制充電的有限狀態(tài)機策略下，鋰電池電量較低時在8 500 r/min 附近充電一段時間。模糊控制策略下，發(fā)動機基本工作在理想工作曲線附近，鋰電池電量下降時發(fā)動機功率變化也最小。將發(fā)動機的實際工作點在萬有特性圖中表示出來，如圖9 所示，可以看出混合動力系統(tǒng)對發(fā)動機工作區(qū)間起到了明顯的改善作用，主要工作點都集中在油耗率最低的區(qū)域附近。

圖8 發(fā)動機功率

圖9 發(fā)動機實際工作點

相比優(yōu)化之前，續(xù)航時間從1 890 s 延長到了有限狀態(tài)機的2 876 s 和模糊控制的1 933 s，分別延長了52.17% 和55.18%；鋰電池始終工作在高效區(qū)間，不會影響安全運行。強制充電的有限狀態(tài)機相比于不強制充電的有限狀態(tài)機，續(xù)航時間有所減少但最終SOC更高，這是將化學能轉(zhuǎn)化為電能儲存了起來。使用模糊控制的混合動力系統(tǒng)會綜合考慮發(fā)動機與電池的能量分配，提前采取措施使鋰電池不會進入到低效區(qū)，鋰電池的充放電次數(shù)與深度都最小，有利于延長鋰電池的使用壽命。

4 結(jié)論

(1)根據(jù)無人直升機特性，給出了一種并聯(lián)型油電混合動力系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)，并搭建仿真模型。

(2)比較汽車與直升機的工作狀態(tài)，設(shè)計更適合無人直升機的能量管理系統(tǒng)，并制定有限狀態(tài)機和模糊控制策略。

(3)以指定飛行任務為例，進行了仿真，表明能量管理策略能夠根據(jù)飛行任務合理分配混合動力系統(tǒng)的功率，發(fā)動機的油耗率基本保持在較低區(qū)域，該混合動力無人機的飛行時長是純油時的1.5 倍以上。模糊控制策略比有限狀態(tài)機策略更加高效合理。