垂直起降固定翼無人機混合電推進系統設計與仿真研究

鄧 濤,譚 溪,熊志豪 ,鄭宇惟

(1. 重慶交通大學 航空學院,重慶 400074;2. 重慶交通大學 機電與車輛工程學院,重慶 400074;3. 綠色航空能源動力重慶市重點實驗室,重慶 401120;4. 重慶交通大學 綠色航空技術研究院,重慶 401120)

0 引 言

隨著航空工業發展,為解決環境污染以及能源危機問題,電推進系統成為飛機動力系統的重要發展方向,但受限于電池能量密度,純電推進飛行器航時短是當前無法解決的難題[1],相比之下,混合動力電推進系統較純電動力系統具有非?？捎^的應用優勢,可顯著提高飛行器的綜合性能。

針對混合動力電推進系統在航空方面的應用,現已取得了一定成果,C.FRIEDRICH等[2]進行了單座教練機混合電推進系統的設計,并在ISR任務剖面下對該混合動力系統進行了優化匹配,并對相同條件下的傳統、串聯、并聯、純電動推進系統相對性能進行評估,指出并聯式混合動力更適合于固定翼飛行器的應用,針對不同的起飛重量的飛機,提出了混合電推進系統的拓撲設計方法;E.SILVAS等[3]提出了系統級的混合電推進設計與優化方法,為混合電推進系統的建模研究提供參考;C.PORNET等[4]通過設置飛行工況將混合電推進飛行器與傳統動力飛行器進行比較,明確了混合度對飛行性能的影響;D.F.FINGER等[5]研究了串聯和并聯混電系統在傳統固定翼無人機設計過程中的應用;H.LIU等[6]針對燃料電池混合動力無人機,提出了基于在線動態規劃和分層MPC的能量管理策略;G.CHEN等[7]針對可垂直起降無人機提出了一種新型串聯混合動力系統設計優化方法;劉福佳等[8]對輕型電動力飛機的推進系統參數匹配進行了深入研究,為電推進系統的優化設計提供依據;毛建國等[9]設計了一個適用于小型航空活塞發動機的并聯式混合動力系統,并通過實驗建模法建立了混合動力系統逆向仿真模型。針對典型任務剖面,綜合考慮多能源動力系統,劉莉等[10]提出了一種考慮全機重量能量耦合關系的總體設計方法和任務剖面驅動的能量管理策略,可根據不同任務剖面的功率需求合理配置能源系統的功率。

針對四旋翼和固定翼無人機的混合動力研究已有較為成熟的成果,而針對垂直起降固定翼無人機的研究還比較少,筆者根據某型垂直起降固定翼無人機的自身結構、性能等參數,提出了適用于該類型無人機的混合動力系統構型、參數匹配與選型方法,并采用規則控制策略在MATLAB/Simulink中以驗證該混合動力系統模型的合理性。

1 動力系統構型設計

油電混合動力系統主要分為串聯式、并聯式和混聯式等結構。并聯式系統發動機、電機尺寸小,效率提高,能實現全推進功率冗余且具有多種工作模式,但控制系統相對復雜;混聯式系統能量分流合理,效率、燃油經濟性和可靠性高,但機構復雜整體質量重,在需考慮提升有效載荷提高懸停時間時,一般不采納此類構型;串聯式系統發動機不直接提供動力,只驅動發電機提供電能帶動螺旋槳轉動,能夠實現發動機與電機的解耦,使發動機能夠始終在最佳工況點附近穩定運轉,效率高、排放性能好,能量分配管理靈活,適用于推進電機的分布式布局。

以某型垂直起降固定翼無人機為參考,該機型采用結構與串聯式相同的增程式油電混合電推進系統,該動力系統具體構型如圖1。在垂起階段,由發動機-發電機供往垂直動力系統的電能與動力電池的電能耦合后,輸入到4個旋翼的電機,水平動力系統不工作;在巡航階段,供往水平動力系統的電能輸入到電調1及驅動水平電機1;發動機輸出功率若有富余,且電池模塊中的動力電池電量較低時,可為動力電池充電。

圖1 無人機增程式混合動力系統Fig. 1 Incremental hybrid system for UAV

2 動力系統參數匹配與選型

垂直起降固定翼無人機油電混合電推進系統設計過程中,要求動力系統滿足各飛行狀態下的最大升力與功率需求。根據任務段功率需求,初步選出電機與螺旋槳集合,計算電機與螺旋槳組合的最大升力/推力與力效,選擇滿足最大升力/推力需求且力效最高的組合。設計選型流程如圖2。

圖2 匹配流程Fig. 2 Matching process

以無人機總體性能設計參數作為電推進系統參數匹配的初始條件,如表1。

表1 混合動力垂起固定翼無人機參數

動力系統參數匹配要依據無人機飛行剖面各狀態所需功率和能量,其功率和能量可根據飛機總體設計參數要求進行飛行動力學計算。

2.1 垂直動力系統功率匹配與選型

根據任務段功率需求初步選擇備選電機,根據備選電機選擇合適的螺旋槳,計算電機+螺旋槳組合的最大升力/推力與力效,選擇滿足最大升力/推力需求且力效最高的組合。

根據參考機型設計指標,起飛階段無人機以四旋翼模態在30 s內垂直上升到50 m高度,在此階段假設前20 s是勻加速運動,后10 s是勻速運動,則在起飛時上升的加速度a為0.125 m/s2,單個旋翼所需提供的升力如式(1):

F0=M(g+a)/n

(1)

式中:F0為加速上升單個旋翼所提供的升力;M為無人機重量;g為重力加速度;n為旋翼數量。

考慮到安全裕度與操控性,取裕度系數為1.4,則加速上升時單個旋翼需提供的升力為295.27 N。

當無人機在空中懸停時,其拉力等于重力:

F1=Mg/n

(2)

式中:F1為懸停時單個旋翼所提供的升力。

考慮到安全裕度與操控性,取裕度系數1.4,則懸停時單個旋翼需提供的升力為291.55 N。

因此,初步選用T-Motor U15系列電機作為升力電動機備選。

由文獻[11]中可知,槳葉數越多,組合動力系統的力效越小,綜合考慮螺旋槳的動力學平衡,根據式(3)確定出旋翼葉片數量為2。

(3)

在選擇旋翼直徑時,首先計算使推進系統力效最大時的直徑,然后根據電機的安全邊界確定最優直徑。

推進系統力效與旋翼直徑關系如式(4):

(4)

式中:CT為拉力系數;CM為扭矩系數;Dp為螺旋槳直徑;Rm為電機內阻;ρ為空氣密度;Thover為旋翼拉力;KE為電機反電動勢常數。

由式(4)可知,推進系統力效隨旋翼直徑增大而增大,力效達到最大值后,又隨旋翼直徑增大而減小,則推進系統力效最大時的旋翼直徑計算為:

(5)

考慮到電機安全邊界限制情況,在實際研究中選擇的旋翼直徑會比DP小。因此,選擇滿足最大升力需求時的旋翼直徑DPMax計算為:

(6)

式中:Im為給電機工作電流;Im0為初始電流;ImMax為最大電流;UMax為最大電壓。

代入數據后計算所得DpMax為32.65英寸,考慮到升力的安全裕度與市面上已有的標準旋翼,選擇旋翼的型號為G40×13。

為驗證電機與旋翼的組合所能產生的升力是否滿足無人機最大升力的需求。計算組合系統所能產生的最大升力TPMax:

(7)

相關系數計算如式(8)、式(9):

(8)

(9)

式中:φP為螺距角;kT0、kM0、kM1、kM2是與旋翼葉型相關的參數,根據文獻[12],均可視為常數。

計算可得該組合能提供的最大升力為364.19 N,大于上升所需拉力約20%,滿足選型要求。將無人機上升所需拉力帶入式(4)計算可得懸停時所需功率為19.44 kW,即單個旋翼懸停時所需功率為4.86 kW;當無人機以0.125 m/s2的加速度上升時,單個旋翼需產生的升力為295.27 N,則四旋翼加速上升時所需功率為20.64 kW,單個旋翼所需功率為5.16 kW。

綜合考慮垂直方向所需升力、功率的需求,升力電動機選擇T-Motor U15 II-KV100,旋翼選擇G40×13。該組合負載測試數據如表2,在75%油門時,該組合的輸出功率約為4.95 kW,滿足懸停時功率需求;在85%油門時,該組合輸出功率約為6.12 kW,大于加速上升時的功率需求。

表2 電機與旋翼組合數據

2.2 水平動力系統功率匹配與選型

垂直起降固定翼無人機達到一定飛行速度和高度后,無人機由四旋翼垂直起降模態轉換為固定翼平飛模態。在該模態下飛行時的基本受力分析如圖3。

本研究中除軀體疼痛、精力和社會功能 3 個維度外，其余維度 Cronbach’s α 系數均＞0.7。既往研究顯示社會功能和精力維度的內部一致性信度普遍較差（王山等[4] 研究中為 0.41 和 0.65，李魯等[10] 研究中為 0.39 和 0.66，于影等[11]研究中為0.27 和 0.55），與本研究結果類似。本研究集合效度定標試驗成功率為 100.0%，區分效度定標試驗成功率為 98.37%，量表集合效度和區分效度均很好，高于既往研究報道[4,10]。說明 SF-36 量表應用于海勤人員健康生命質量評價具有較好的信度和良好的效度。

圖3 無人機平飛受力分析Fig. 3 Force analysis of UAV in horizontal flight

當無人機以某一恒定速度水平飛行時,其升力F′等于重力Mg,阻力D等于巡航推力F,計算如下:

F′=0.5ρV2SCL

(10)

D=0.5ρV2SCD

(11)

式中:CL、CD分別為升力系數、阻力系數;S為翼面積。

垂直起降固定翼無人機水平巡航的需用功率如式(12):

(12)

式中:F為巡航推力;V為巡航速度;K=CL/CD為升阻比。

根據參考無人機數據,取升阻比為12。經計算,考慮安全裕度系數后,無人機在固定翼模態下巡航時所需功率為3.25 kW,最大速度水平飛行時所需功率為4.13 kW,電動機與推力槳組合所能提供的功率須滿足無人機水平飛行時的最大需求功率,并且在巡航狀態的效率應該最高。按照2.1節選擇升力電動機與旋翼的方法進行選型,推力電機選擇T_Moter U13 II-KV65,推力槳選擇G32×11(碳纖維),該組合負載測試數據如表3。

表3 電機與推力槳組合數據

由表3可知,在油門點為70%～80%時可以滿足巡航實際功率需求,在油門點為80%～90%時可滿足無人機以最大速度水平飛行所需功率。

針對發動機選型,考慮到發動機輸出功率的高度修正系數在海拔1 000 m時為0.636,且與發電機之間存在損耗,因此選擇DLE170M發動機。發電機選擇時輸出功率須滿足后端作動部件的功率需求且能與發動機高效搭配,故選擇三相無刷交流發電機S676-800U-02,在7 500 rpn時為11.4 kW,其轉速區間與DLE170M發動機相同,且不用額外的減速裝置。

2.3 匹配結果分析

增程式混合電推進系統的最大功率需大于最大可持續功率,匹配結果驗證分析如表4。由表4可知,動力系統匹配結果滿足設計要求。

(13)

式中:T0為螺旋槳靜拉力;Ω為螺旋槳轉速;TP為螺旋槳可用拉力;Tt為飛機所處高度的大氣溫度;TK為海平面溫度;P為無人機所處高度的大氣壓力;P0為標準大氣壓;h為高度;N為電機功率。

無人機平飛需用拉力Ta計算如式(14):

Ta=Mg/K

(14)

無人機需用拉力、螺旋槳可用拉力與平飛速度的關系如圖4。螺旋槳可用拉力與無人機需用拉力的交點對應于最大平飛速度Vmax,大于設計要求的最大平飛速度150 km/h,驅動電動機與螺旋槳匹配良好,滿足動力性能要求。

圖4 平飛速度與拉力曲線Fig. 4 Horizontal flight speed and tension curve

3 動力系統仿真分析

3.1 動力系統仿真模型

動力系統的子系統主要包含航空發動機、發電機、電機、電池等,它們都具有非線性的特性,因此難以建立精準的數學模型,其理論分析是通過試驗獲取大量的數據作為仿真基礎,以滿足工程實際需要,同時盡可能簡化系統的控制參數。根據無人機各部件參數,采用插值法,基于MATLAB/Simulink建立其增程式油電混合動力系統模型,如圖5。

圖5 動力系統仿真模型Fig. 5 Powertrain simulation model

3.2 動力系統控制策略設計

增程式油電混合電推進系統在結構上與串聯式相同,其能量管理控制策略即發動機與電池的功率分配,不同的功率分配會導致無人機動力性、經濟性以及電池壽命差異很大,需即要制定合理的控制策略來實現兩個動力源間的能量流動和模式切換,以達到最佳效果。筆者仿真過程中未涉及發動機出現故障導致的空中熄火重啟等系列問題。

基于規則的能量管理控制策略簡單、魯棒性強、易于實現,常見的有恒功率控制和功率跟隨控制[13]。采用恒功率控制策略,當電池電量充足時,無人機以純電動模式飛行,當電池電荷狀態(state of charge,SOC)值下降到ISOC,low后,則啟動發動機,其輸出的功率經發電機一部分傳送到驅動電機,多余的儲存到電池中,直到SOC值上升到ISOC,high后關閉,再次由電池輸出功率到驅動電機。當SOC值處于ISOC,low和ISOC,high區間時,發動機與前一時刻的運行狀態一致。

3.3 仿真分析

在MATLAB/Simulink軟件中對增程式垂直起降無人機油電混合電推進系統進行建模,根據參數匹配結果,采用恒功率控制策略對模型進行仿真分析,仿真中設置SOC初始值為0.80,設置控制參數ISOC,high=0.60,ISOC,low=0.35,在實際飛行工況數據(需求功率)下進行仿真,以驗證第2節參數匹配的結果是否符合實際工況要求。設計的仿真工況如圖6,仿真結果如圖7、圖8。

圖6 仿真工況Fig. 6 Simulation conditions

圖7 SOC隨時間變化關系曲線Fig. 7 Variation curve of SOC changing with time

圖8 電機輸出轉速率曲線Fig. 8 Motor output speed rate curve

圖7為SOC隨時間的變化曲線。在起飛階段功率需求較大,電池電量充足,此時發動機不工作導致SOC值下降較快,當SOC值達到ISOC,low時發動機開始工作,為電池充電。無人機由四旋翼模態轉到固定翼模態結束時,此時發動機仍處于開啟狀態,而在固定翼爬升和巡航階段需求功率較小,因此電池一直處于邊充邊放的狀態,SOC值保持在[0.35, 0.45]區間內波動。

圖8為電機隨時間變化曲線,表5為相應油門點的轉速值。起飛階段,只有旋翼電機提供動力,尾槳電機不工作,旋翼電機轉速可達3 000 rpm左右,滿足所選電機75%～80%油門時的轉速范圍。在設定的工況中,在31 s時開始由四旋翼模態轉換為固定翼模態,尾槳電機開始運轉;45 s時達到轉換固定翼最低飛行速度,轉換結束,此時四旋翼電機已停止運行,且尾槳電機運行在前述參數匹配所選電機75%～100%油門時的轉速范圍內,滿足工況需求。

表5 油門與轉速

4 結 論

根據垂直起降固定翼無人機的特點,結合飛行動力學理論計算和參數匹配結果,得到以下結論:

1)綜合考慮油電混合動力系統不同構型優缺點的基礎上,設計了適用于垂直起降固定翼無人機的增程式油電混合動力系統構型方案。

2)根據無人機性能設計需求,對無人機在垂直起降模態和固定翼模態進行功率參數匹配和動力系統部件選型,選型結果匹配良好。

3)為進一步驗證混合動力系統匹配和選型的結果,建立了垂直起降固定翼無人機油電混合動力系統仿真模型,并采用恒功率控制策略進行仿真分析。仿真結果表明,動力系統在該能量管理控制策略下能夠根據任務剖面的要求合理配置能源系統的功率,滿足各階段的功率需求,為該類型無人機油電混合電推進系統設計提供參考。