復(fù)合翼無人機混合動力系統(tǒng)能量管理策略設(shè)計

朱新宇,代明瀟,彭旭,鐘方媛,張勛,楊靖宇

1.中國民用航空飛行學(xué)院,四川廣漢 618300;2.電子科技大學(xué)成都學(xué)院,四川成都 610000

0 引言

隨著小型集成電路的發(fā)展與動力系統(tǒng)集成化程度的提高,無人機作為一種新型的空中載運工具,廣泛應(yīng)用于物流運輸、電力巡檢及地形勘探等領(lǐng)域[1-3]。傳統(tǒng)無人機的構(gòu)型以多旋翼構(gòu)型和固定翼構(gòu)型為主,但受限于氣動外形與動力布局等,2種構(gòu)型的無人機在靈活起降、高速機動和高效大載荷運輸?shù)确矫骐y以做到性能均衡[4]。為解決上述問題,王科雷等[5]、曹粟等[6]、胡安元[7]通過將固定翼與多旋翼等布局相結(jié)合的形式,提出了以垂直起降固定翼、傾轉(zhuǎn)旋翼等為代表的復(fù)合翼構(gòu)型,不同工況下,選擇不同的動力輸出方式獲得飛行升力,如在垂直起降階段使用多旋翼負載提供飛行升力、在平飛階段依靠固定翼提供飛行升力等,實現(xiàn)了快速機動轉(zhuǎn)場與靈活短距起降。

傳統(tǒng)無人機的動力系統(tǒng)多采用單一動力源,如汽油發(fā)動機、重油發(fā)動機等內(nèi)燃機或者鋰電池、鎳鉻電池等化學(xué)電池。使用化學(xué)電池作為單一動力源時,電池使用壽命、系統(tǒng)能量密度以及基礎(chǔ)設(shè)施要求等方面尚存在不足[8]。使用內(nèi)燃機作為單一動力源的推進形式時,在噪音、振動以及排放等方面仍存在短板。采用燃油與電池雙動力源的油電混合動力系統(tǒng),面對復(fù)雜運行環(huán)境時,通過調(diào)節(jié)雙動力源的輸出,可以有效彌補單一動力源的不足。因此,油電混合動力系統(tǒng)正在成為無人機動力系統(tǒng)的解決方案之一[9-11]。

由于油電混合動力系統(tǒng)中存在2個動力輸出特性不同的動力源,因此在不同工況和任務(wù)下需要通過能量管理策略與方法進行動力輸出協(xié)調(diào)與分配,降低動力系統(tǒng)能耗。利用能量管理策略和與之配套的功率控制模塊(power control unit,PCU)等,實現(xiàn)混合動力系統(tǒng)的高效運行與低碳排放[12]。傳統(tǒng)的能量管理策略一般分為基于規(guī)則的能量管理策略與基于優(yōu)化的能量管理策略,如有限狀態(tài)機等基于規(guī)則的能量管理策略,設(shè)計邏輯較簡單清晰,已經(jīng)廣泛應(yīng)用于各類混合動力系統(tǒng)[13]。規(guī)則控制一般通過設(shè)定相應(yīng)的控制閾值,將系統(tǒng)實際狀態(tài)與閾值比較結(jié)果作為系統(tǒng)輸入量,根據(jù)狀態(tài)判定實現(xiàn)能量管理,實時性與運行可靠性較高。等效最小燃油消耗策略(equivalent consumption minimum strategy,ECMS)等基于優(yōu)化的能量管理策略是通過對動力系統(tǒng)內(nèi)部的運行規(guī)律進行建模分析,結(jié)合數(shù)學(xué)計算求解系統(tǒng)在不同條件下的最優(yōu)輸出與控制,實現(xiàn)系統(tǒng)的優(yōu)化控制[14-16]。因此,基于優(yōu)化的能量管理策略的控制精度更高、效果更好。基于相關(guān)動力裝置運行的復(fù)雜性與安全性考慮,在能量管理策略研究過程中,應(yīng)針對相關(guān)系統(tǒng)搭建仿真試驗平臺進行仿真試驗,驗證策略的可靠性與有效性[17]。胡春明等[18]利用GT-Power和Simulink軟件建立了混合動力系統(tǒng)仿真試驗平臺,驗證了基于模糊控制的能量管理策略在無人機上的經(jīng)濟性與動力性;陳劍龍等[19]提出了基于深度強化學(xué)習(xí)的無人船混合動力系統(tǒng)的智能能量管理策略,仿真驗證了不同工況下采用該管理策略混合動力船舶的經(jīng)濟性和環(huán)保性。

本文中以某款最大起飛質(zhì)量為25 kg、垂直起降復(fù)合翼無人機為研究對象,利用MATLAB/Simulink軟件搭建串聯(lián)式混合動力系統(tǒng)仿真運行平臺,設(shè)計基于等效最小燃油消耗的能量管理策略,降低系統(tǒng)的能量消耗,實現(xiàn)系統(tǒng)電池電量的有效維持,為整機動力系統(tǒng)的優(yōu)化和控制提供參考。

1 整機物理建模與飛行任務(wù)剖面設(shè)定

1.1 無人機飛行任務(wù)剖面設(shè)定

無人機的運行方式有別于汽車與輪船,根據(jù)運行工況不同,運行過程可分為垂直起降階段、水平飛行階段以及轉(zhuǎn)換推進階段。1)轉(zhuǎn)換推進階段。系統(tǒng)升力旋翼提供無人機所需升力,且無人機在水平方向處于加速階段,負載所需功率最大,需要動力電池與發(fā)動機共同為負載供能。2)水平飛行階段。無人機主要依靠推力螺旋槳提供推力,由固定翼為無人機提供升力,系統(tǒng)一般處于小負載狀態(tài),系統(tǒng)根據(jù)各動力源的狀態(tài),選取動力電池和發(fā)動機之一或二者聯(lián)合為系統(tǒng)供能。3)垂直起降階段。無人機主要依靠升力旋翼提供升力,動力系統(tǒng)輸出功率小于轉(zhuǎn)換推進階段,但大于水平飛行階段。為了便于分析系統(tǒng)的可靠性與經(jīng)濟性,需要設(shè)定符合實際運行要求的飛行任務(wù)剖面,保證后續(xù)仿真試驗結(jié)果的可參考性,常見的無人機點對點運輸剖面示意圖如圖1所示。依據(jù)動力系統(tǒng)的設(shè)計要求,無人機的實際升限為1 km,最大水平飛行速度為100 km/h。

圖1 無人機飛行剖面示意圖

1.2 混合動力系統(tǒng)架構(gòu)

混合動力系統(tǒng)根據(jù)相關(guān)動力部件的能量輸出關(guān)系,一般可分為串聯(lián)式、并聯(lián)式以及混聯(lián)式。1)串聯(lián)式混合動力系統(tǒng)構(gòu)架。內(nèi)燃機作為主動力源為電動機提供轉(zhuǎn)矩,電動機發(fā)電后經(jīng)過整流器與電池并聯(lián)接入同一節(jié)點,然后經(jīng)過逆變器后為電動機負載提供電能。串聯(lián)式混合動力系統(tǒng)的集成度較高,但對發(fā)電系統(tǒng)的效率要求較高。2)并聯(lián)式混合動力系統(tǒng)。在傳統(tǒng)內(nèi)燃機驅(qū)動架構(gòu)中引入電池與電動機驅(qū)動系統(tǒng),實現(xiàn)雙動力源驅(qū)動。并聯(lián)式混合動系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡單,但整體質(zhì)量較大。3)混聯(lián)式混合動力系統(tǒng)。在串聯(lián)式架構(gòu)上引入發(fā)動機直驅(qū)回路與輸出耦合裝置,在不同工況下通過PCU的控制調(diào)節(jié),實現(xiàn)雙動力源間的輸出調(diào)節(jié)分配。混聯(lián)式混合動力系統(tǒng)的能量輸出效率較高,但控制系統(tǒng)復(fù)雜,控制器運行要求較高。無人機的混合動力系統(tǒng)架構(gòu)示意圖如圖2所示。

圖2 混合動力系統(tǒng)架構(gòu)示意圖

考慮到復(fù)合翼無人機動力系統(tǒng)對總質(zhì)量與體積的要求較高,本文中采用串聯(lián)式混合動力系統(tǒng)架構(gòu),發(fā)動機與發(fā)電機組成系統(tǒng)的主動力源,鋰電池為輔助動力電源。根據(jù)負載需求與發(fā)動機控制模塊調(diào)度,對2個動力源進行疊加后得到混合動力系統(tǒng)的總輸出。

1.3 無人機動力學(xué)建模

確定混合動力系統(tǒng)架構(gòu)與飛行剖面后,對無人機在不同工況下的運行情況進行動力學(xué)建模。在懸停作業(yè)與水平飛行等不同飛行模式下,無人機所需推力發(fā)生變化,主要阻力為水平方向與垂直方向飛行阻力,無人機飛行工況受力分析如圖3所示,圖中,FT為動力裝置提供的無人機總推力,FV為無人機飛行時受到的垂直方向阻力,FL為無人機飛行時受到的水平方向阻力。為了保證飛行安全,無人機推進系統(tǒng)提供的推力應(yīng)大于無人機在不同工況下的最大推力。

圖3 無人機飛行工況受力分析

無人機所受到的垂直方向的飛行阻力

式中:ρ為飛行環(huán)境下的空氣密度,kg/m3;vV為無人機在垂直方向的飛行速度,m/s;SV為無人機在垂直方向上的投影面積,m2;CDV為垂直方向上的空氣阻力因數(shù)。

無人機受到的水平方向飛行阻力

式中:vL為無人機在水平方向的飛行速度,m/s;SL為無人機在水平方向上的投影面積,m2;CDL為水平方向上的空氣阻力因數(shù)。

無人機動力系統(tǒng)提供的總推力應(yīng)滿足

式中:m為無人機的質(zhì)量,kg;g為自由落體加速度,取g=9.8 m/s2。

無人機的基本參數(shù)如表1所示。

表1 無人機基本參數(shù)

1.4 發(fā)動機建模

混合動力系統(tǒng)中發(fā)動機是主要的動力源,其模型的準確性與可靠性對能量管理策略的效果具有重要影響。由于發(fā)動機的燃燒過程十分復(fù)雜,與其相關(guān)的動力輸入輸出具有高度的耦合關(guān)系,通過正向原理建立發(fā)動機模型過程十分復(fù)雜且可靠性難以保證。從建模精度與可靠性等多方面考慮,采用基于試驗數(shù)據(jù)的逆向建模方法對發(fā)動機建模,并將發(fā)動機建模過程獲取的各項參數(shù)用于仿真平臺的參數(shù)設(shè)定。

發(fā)動機的動力輸出應(yīng)保證無人機在水平飛行與懸停飛行過程中滿足系統(tǒng)最大功率需求,并且發(fā)動機的功率輸出應(yīng)滿足發(fā)動機設(shè)計邊界條件。

發(fā)動機最大輸出功率應(yīng)滿足:

Peng,maxηT≥max(Plevel,max,Phover,max),

式中:Peng,max為發(fā)動機最大輸出功率,kW;ηT為發(fā)動機輸出到發(fā)電系統(tǒng)的總效率;Plevel,max為水平飛行狀態(tài)下系統(tǒng)的最大需求功率,kW;Phover,max為垂直作業(yè)工況下的最大需求功率,kW。

根據(jù)系統(tǒng)對發(fā)動機的需求轉(zhuǎn)矩與轉(zhuǎn)速,計算發(fā)動機的輸出轉(zhuǎn)矩、功率和油耗,計算依據(jù)為通過混合動力系統(tǒng)地面實驗臺架模擬飛行工況試驗得到的發(fā)動機燃油消耗特性圖[20-21],如圖4所示。

圖4 發(fā)動機燃油消耗特性圖

1.5 發(fā)電機與驅(qū)動電機建模

在混合驅(qū)動模式下,串聯(lián)式混合動力系統(tǒng)發(fā)電機的輸出功率隨不同轉(zhuǎn)速下的效率變化而改變,電動機的需求功率同樣受到電動機效率的影響。

發(fā)電機輸出功率Pgen的計算式為:

{Pgen}={Tgen}{ngen}ηgen/9550,

式中:{Pgen}為以kW為單位的發(fā)電機輸出功率Pgen的數(shù)值;{ngen}為以r/min為單位的發(fā)電機轉(zhuǎn)速ngen的數(shù)值;{Tgen}為以N·m為單位的發(fā)電機轉(zhuǎn)矩Tgen的數(shù)值,Tgen=min(Tgen,target,Tgen,max),其中Tgen,target為發(fā)電機的目標轉(zhuǎn)矩,Tgen,max為發(fā)電機的最大輸出轉(zhuǎn)矩,;ηgen為發(fā)電機的輸出效率。

電動機輸出功率Pmot的計算式為:

{Pmot}={Tmot}{nmot}ηmot/9950,

式中:{Pmot}為以kW為單位的電動機輸出功率Pmot的數(shù)值;{nmot}為以r/min為單位的電機轉(zhuǎn)速的數(shù)值;{Tmot}為以N·m為單位的電動機轉(zhuǎn)矩Tmot的數(shù)值,Tmot=min(Tmot,target,Tmot,max),其中Tmot,target為電動機的目標轉(zhuǎn)矩,Tmot,max為電動機的最大輸出轉(zhuǎn)矩;ηmot為電動機的輸出效率。

1.6 動力電池建模

動力電池為混合動力系統(tǒng)的輔助動力源,動力電池的建模影響混合動力系統(tǒng)中對電池荷電狀態(tài)(state of charge,SOC)的估算精度,進而影響混合動力系統(tǒng)的輸出。

無人機的動力電池輸出功率

Pbatt=UbattIbattηdis,

式中:Ubatt為動力電池的開路電壓,V;Ibatt動力電池電流,A;ηdis為動力電池的放電效率。

無人機的動力電池容量

式中tf為動力電池電量放盡時的工作時間。

混合動力系統(tǒng)中,純電動推進模式下,要求電池電量應(yīng)保證無人機安全降落飛行,Pbatt應(yīng)滿足

Pbattηmot≥min[Phover(t),Plevel(t)],

式中:Phover(t)為垂直方向上需求的功率,kW;Plevel(t)水平方向上需求的功率,kW。

為保證動力電池的使用壽命與安全,應(yīng)在安全的放電深度下進行充放電,放電深度

式中:Qini為電池的最大電量,A·h。

在上述基礎(chǔ)上,無人機混合動力系統(tǒng)中的電池電量

式中Preq為負載需求功率。

電池在混動系統(tǒng)中工作時,其內(nèi)部電量與電化學(xué)特性呈現(xiàn)非線性變化,因此一般采用試驗的逆向建模方法進行建模。基于電池在充電與放電2個不同階段內(nèi)部電學(xué)特性變化,采用Rint改進模型,模型示意圖如圖5所示。參考混合功率脈沖特性試驗辨識電池相關(guān)參數(shù),試驗辨識過程如6所示。

圖5 改進Rint電池等效模型示意圖 圖6 混合功率脈沖測試過程

根據(jù)上述各部件的建模結(jié)果結(jié)合飛機飛行剖面動力需求,無人機串聯(lián)式混合動力系統(tǒng)的參數(shù)匹配結(jié)果如表2所示。

2 能量管理策略設(shè)定與仿真平臺搭建

2.1 運轉(zhuǎn)工況

根據(jù)負載需要的功率不同,無人機在實際運行中的常見工況可分為混合動力運轉(zhuǎn)工況、純電運行工況及發(fā)動機運行工況,混合動力系統(tǒng)運行的流程圖如圖7所示。

混合動力模式下,無人機的動力需求大于任何單一動力源的動力輸出時,需要發(fā)動機與動力電池共同為負載提供能量。此時,發(fā)動機依據(jù)功率需求、經(jīng)濟油耗區(qū)間以及轉(zhuǎn)矩要求確定輸出功率,由動力電池補充其余能量。在動力電池高于電池SOC上限時,采用純電驅(qū)動,動力電池提供負載所需全部功率。當飛機處于水平機動飛行等小功率工況時,參考電池SOC情況,采用發(fā)動機驅(qū)動模式,發(fā)動機工作在最優(yōu)能耗區(qū)間,多余的功率通過發(fā)電機和整流器為動力電池充電。

2.2 能量管理策略的設(shè)計

基于優(yōu)化策略的實時性與優(yōu)化效果,系統(tǒng)采用了基于ECMS的能量管理策略以實現(xiàn)混合動力系統(tǒng)的能量消耗最優(yōu)控制,其中,ECMS基于龐特里亞金極小值(Pontryagin minimum principle, PMP)原理在能量管理問題上的延伸應(yīng)用將系統(tǒng)的一般優(yōu)化問題轉(zhuǎn)化為系統(tǒng)的增廣代價函數(shù)求極值來進行求解。

增廣代價函數(shù)

式中:x(t)為系統(tǒng)的狀態(tài)量,u(t)為系統(tǒng)的輸入量,L為系統(tǒng)的瞬時代價函數(shù),f為系統(tǒng)狀態(tài)函數(shù),φ為系統(tǒng)狀態(tài)懲罰因子,xf為系統(tǒng)最終狀態(tài),υ為最終態(tài)偏移量。

根據(jù)PMP原理,引入?yún)f(xié)狀態(tài)量λ對應(yīng)的哈密爾頓函數(shù)

H[x(t),u(t),λ(t),t]=L[x(t),u(t),t]+λ(t)f[x(t),u(t),t],

式中控制量u(t)為發(fā)動機直驅(qū)發(fā)電機的輸出功率PE。因此其最優(yōu)控制序列

混合動力系統(tǒng)的能量管理可看作是一個有約束條件的最優(yōu)控制問題,其狀態(tài)量方程為:

式中:SOC(t)為系統(tǒng)動力電池荷電狀態(tài)函數(shù),R0為等效動力電池模型中的內(nèi)阻,Pbatt為動力電池輸出功率。

對應(yīng)的哈密爾頓函數(shù)以及求解的必要條件為:

式中:mf為發(fā)動機的燃油消耗,g。

基于PMP原理的ECMS能量管理策略將系統(tǒng)的整體消耗視為燃油消耗,將電池視為系統(tǒng)能耗的緩沖裝置。也就是說,當系統(tǒng)中的電池處于放電狀態(tài)時,可以認為系統(tǒng)需要消耗額外的燃油補充其消耗的電能;當系統(tǒng)中的電池處于充電狀態(tài)時,多消耗的燃油可以在將來為系統(tǒng)提供額外的能量供應(yīng),減小系統(tǒng)的燃油消耗。

系統(tǒng)的等效燃油消耗率

建立系統(tǒng)狀態(tài)量SOC的狀態(tài)方程為:

式中SOC為電池的荷電狀態(tài)。

根據(jù)該方程對基于PMP原理的哈密爾頓函數(shù)進行改寫,可得:

混合動力驅(qū)動形式下,系統(tǒng)的基本目標為電量維持,因此系統(tǒng)的目標代價函數(shù)

(1)

式中SOC,req(t)為系統(tǒng)需求動力電池荷電狀態(tài)函數(shù)。

對式(1)進行求導(dǎo)計算,可以得到等效因子s(t)的求解方程

式中φ為系統(tǒng)SOC偏離預(yù)定之后的懲罰因數(shù)。

通過調(diào)整等效因子s(t),可實現(xiàn)不同工況下的等效油耗計算,在復(fù)合翼無人機混合動力系統(tǒng)實現(xiàn)基于ECMS能量管理策略的流程圖如圖8所示。

圖8 ECMS能量管理策略流程圖

2.3 基于MATLAB/Simulink搭建的仿真試驗平臺

通過MATLAB/Simulink對復(fù)合翼無人機混合動力系統(tǒng)進行逆向試驗建模分析后,基于相關(guān)的試驗數(shù)據(jù)以及系統(tǒng)拓撲,搭建相關(guān)的仿真試驗平臺,復(fù)合翼無人機混合動力系統(tǒng)仿真模型及其系統(tǒng)組成示意圖如圖9所示。仿真平臺的主要模塊由初始化模塊、任務(wù)載荷模塊、混動控制模塊、混合動力裝置模塊與輸出數(shù)據(jù)顯示模塊組成。初始化模塊與任務(wù)負載模塊提供混合動力系統(tǒng)的動力需求參數(shù),通過計算模塊輸入混合動力裝置模塊中,混合動力控制模塊根據(jù)需求功率與發(fā)動機輸出功率和電池SOC情況決定系統(tǒng)的動力輸出模式,確定各動力源的功率輸出分配。混合動力裝置模塊內(nèi)部主要由發(fā)動機模塊、發(fā)電機模塊、負載模塊、動力電池模塊以及燃油計算模塊共同組成。輸出數(shù)據(jù)顯示模塊用于顯示無人機及動力系統(tǒng)的運行狀態(tài),主要顯示無人機發(fā)動機輸出功率、實時飛行速度、無人機飛行距離、燃油消耗量以及動力電池SOC情況。

圖9 復(fù)合翼無人機混合動力系統(tǒng)仿真模型及其系統(tǒng)組成示意圖

3 仿真結(jié)果與分析

由于混合動力無人機的研究尚處于起步階段,目前沒有國際統(tǒng)一的成熟標準化工況,因此,仿真平臺試驗中,以1.1節(jié)制定的無人機常見運行剖面為基礎(chǔ)的無人機點對點飛行作業(yè)工況與多點懸停作業(yè)工況作為試驗參考工況。

點對點飛行是無人機在進行快速物資轉(zhuǎn)運和地形勘測等作業(yè)時的主要運行工況之一,其對動力系統(tǒng)在高速平飛狀態(tài)下的可靠性和速度跟隨響應(yīng)方面有較高要求。設(shè)置單點飛行距離為40 km、最大平飛速度為100 km/h,混動復(fù)合翼無人機點對點飛行作業(yè)動力系統(tǒng)仿真結(jié)果如圖10所示。

圖10 混動復(fù)合翼無人機點對點飛行作業(yè)動力系統(tǒng)仿真結(jié)果

由圖10可知:在點對點工況下,無人機實際飛行空速和指令空速基本一致,無人機的速度跟隨情況良好,可以滿足無人機在點對點飛行工況的動力輸出要求;在經(jīng)過垂直起飛階段的大功率輸出后,動力電池SOC有所下降,但在高速平飛階段,通過發(fā)動機補充能量后,動力電池SOC可以維持到系統(tǒng)設(shè)定的SOC附近,與設(shè)定SOC的相對誤差小于1.2%;在整體運行期間,在垂直起降階段發(fā)動機的輸出功率增大,在平飛階段后,系統(tǒng)因燃油消耗,無人機飛行總質(zhì)量減小,輸出功率降低,維持在2 kW附近。

多點懸停作業(yè)是復(fù)合翼無人機目前進行長距離與多目標作業(yè)主要場景之一,其飛行剖面是在點對點飛行剖面的基礎(chǔ)上添加多個懸停作業(yè)點,以滿足任務(wù)要求。因此,在進行點對點飛行試驗基礎(chǔ)上,設(shè)置無人機的飛行距離為100 km、最大飛行速度為100 km/h,無人機在5個作業(yè)點進行多點懸停作業(yè),每次懸停作業(yè)進行載荷卸載,模擬物品投放,進行多點懸停作業(yè)工況下的仿真試驗,混動復(fù)合翼無人機多點懸停作業(yè)飛行動力系統(tǒng)仿真結(jié)果如圖11所示。由圖11可知:系統(tǒng)運行期間無人機動力系統(tǒng)的速度跟隨良好,能夠滿足無人機在飛行工況下的要求;無人機在連續(xù)多點懸停運行期間,動力電池SOC發(fā)生下降,但在進行長距離平飛轉(zhuǎn)場后,動力電池SOC可以得到有效控制,最終穩(wěn)定在設(shè)定的0.82附近,飛行終了時刻系統(tǒng)的相對誤差小于1.5%,在飛行任務(wù)中未出現(xiàn)動力電池過放或過充現(xiàn)象;發(fā)動機在懸停期間處于高功率輸出狀態(tài),輸出功率維持在2.25 kW左右,在水平飛行時發(fā)動機輸出功率明顯下降,長距離飛行時由于燃油消耗飛行質(zhì)量下降,最低輸出功率維持在1.5 kW左右。

圖11 混動復(fù)合翼無人機多點懸停作業(yè)飛行動力系統(tǒng)仿真結(jié)果

降低混合系統(tǒng)的燃油消耗是能力管理策略的主要目的,進行飛行工況仿真試驗后,仿真分析基于ECMS能量管理策略的混合動力無人機運行中的燃油經(jīng)濟性,并與基于專家經(jīng)驗設(shè)定的恒溫器規(guī)則運行策略進行對比。ECMS能量管理策略的控制規(guī)則為:當系統(tǒng)SOC低于設(shè)定閾值時,發(fā)動機工作在高功率運行模式,節(jié)氣門開度設(shè)定為95%;當系統(tǒng)SOC高于設(shè)定閾值上限時,發(fā)動機工作在低功率運行模式,節(jié)氣門開度設(shè)定為35%;當系統(tǒng)SOC處于上下限之間時,節(jié)氣門設(shè)定與上一時刻相同。不同工況、不同策略下混合動力無人機燃油消耗曲線如圖12所示,設(shè)定飛行剖面下的燃油消耗與SOC變化如表3所示。

表3 設(shè)定飛行剖面下的燃油消耗與SOC變化

a)點對點飛行工況 b)多點懸停飛行工況圖12 不同策略、不同工況下混合動力無人機燃油消耗曲線

由圖12及表3可知:與基于專家經(jīng)驗設(shè)定的恒溫器規(guī)則運行策略相比,無人機在進行點對點飛行作業(yè)時,基于ECMS能量管理策略下的動力系統(tǒng)的燃油消耗明顯下降,系統(tǒng)燃油消耗降4.91%;進行多點懸停飛行作業(yè)時,基于ECMS能量管理策略的無人機能夠降低混合動力系統(tǒng)燃油消耗、維持混合動力系統(tǒng)SOC的有效性,系統(tǒng)油耗降低5.49%。

4 結(jié)論

對采用串聯(lián)式混合動力的一款最大起飛質(zhì)量為25 kg的復(fù)合翼無人機系統(tǒng)為研究對象,設(shè)計了滿足油電混合動力系統(tǒng)與飛行任務(wù)要求的能量管理策略,并進行了無人機的動力性與經(jīng)濟性仿真試驗。

1)混合動力系統(tǒng)在設(shè)定飛行工況下具有良好的動力跟隨性,在設(shè)定的飛行剖面下,混合動力系統(tǒng)可以較好地維持動力電池的SOC,滿足無人機飛行任務(wù)需求。

2)在設(shè)定飛行剖面下,與基于專家經(jīng)驗的規(guī)則控制策略相比,基于ECMS能量管理策略混合動力系統(tǒng)無人機在點對點飛行和多點懸停工況下的油耗分別降低了6.07%與5.49%,基于ECMS的能量管理策略可以有效降低復(fù)合翼無人機的燃油消耗,提高系統(tǒng)經(jīng)濟性。