復合翼無人機混合動力系統能量管理策略設計

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院,四川廣漢 618300;2.電子科技大學成都學院,四川成都 610000

0 引言

隨著小型集成電路的發展與動力系統集成化程度的提高,無人機作為一種新型的空中載運工具,廣泛應用于物流運輸、電力巡檢及地形勘探等領域[1-3]。傳統無人機的構型以多旋翼構型和固定翼構型為主,但受限于氣動外形與動力布局等,2種構型的無人機在靈活起降、高速機動和高效大載荷運輸等方面難以做到性能均衡[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合的形式,提出了以垂直起降固定翼、傾轉旋翼等為代表的復合翼構型,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,實現了快速機動轉場與靈活短距起降。

傳統無人機的動力系統多采用單一動力源,如汽油發動機、重油發動機等內燃機或者鋰電池、鎳鉻電池等化學電池。使用化學電池作為單一動力源時,電池使用壽命、系統能量密度以及基礎設施要求等方面尚存在不足[8]。使用內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,面對復雜運行環境時,通過調節雙動力源的輸出,可以有效彌補單一動力源的不足。因此,油電混合動力系統正在成為無人機動力系統的解決方案之一[9-11]。

由于油電混合動力系統中存在2個動力輸出特性不同的動力源,因此在不同工況和任務下需要通過能量管理策略與方法進行動力輸出協調與分配,降低動力系統能耗。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,實現混合動力系統的高效運行與低碳排放[12]。傳統的能量管理策略一般分為基于規則的能量管理策略與基于優化的能量管理策略,如有限狀態機等基于規則的能量管理策略,設計邏輯較簡單清晰,已經廣泛應用于各類混合動力系統[13]。規則控制一般通過設定相應的控制閾值,將系統實際狀態與閾值比較結果作為系統輸入量,根據狀態判定實現能量管理,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)等基于優化的能量管理策略是通過對動力系統內部的運行規律進行建模分析,結合數學計算求解系統在不同條件下的最優輸出與控制,實現系統的優化控制[14-16]。因此,基于優化的能量管理策略的控制精度更高、效果更好。基于相關動力裝置運行的復雜性與安全性考慮,在能量管理策略研究過程中,應針對相關系統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濟性與動力性;陳劍龍等[19]提出了基于深度強化學習的無人船混合動力系統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濟性和環保性。

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

1 整機物理建模與飛行任務剖面設定

1.1 無人機飛行任務剖面設定

無人機的運行方式有別于汽車與輪船,根據運行工況不同,運行過程可分為垂直起降階段、水平飛行階段以及轉換推進階段。1)轉換推進階段。系統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,系統一般處于小負載狀態,系統根據各動力源的狀態,選取動力電池和發動機之一或二者聯合為系統供能。3)垂直起降階段。無人機主要依靠升力旋翼提供升力,動力系統輸出功率小于轉換推進階段,但大于水平飛行階段。為了便于分析系統的可靠性與經濟性,需要設定符合實際運行要求的飛行任務剖面,保證后續仿真試驗結果的可參考性,常見的無人機點對點運輸剖面示意圖如圖1所示。依據動力系統的設計要求,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 混合動力系統架構

混合動力系統根據相關動力部件的能量輸出關系,一般可分為串聯式、并聯式以及混聯式。1)串聯式混合動力系統構架。內燃機作為主動力源為電動機提供轉矩,電動機發電后經過整流器與電池并聯接入同一節點,然后經過逆變器后為電動機負載提供電能。串聯式混合動力系統的集成度較高,但對發電系統的效率要求較高。2)并聯式混合動力系統。在傳統內燃機驅動架構中引入電池與電動機驅動系統,實現雙動力源驅動。并聯式混合動系統結構簡單,但整體質量較大。3)混聯式混合動力系統。在串聯式架構上引入發動機直驅回路與輸出耦合裝置,在不同工況下通過PCU的控制調節,實現雙動力源間的輸出調節分配。混聯式混合動力系統的能量輸出效率較高,但控制系統復雜,控制器運行要求較高。無人機的混合動力系統架構示意圖如圖2所示。

圖2 混合動力系統架構示意圖

考慮到復合翼無人機動力系統對總質量與體積的要求較高,本文中采用串聯式混合動力系統架構,發動機與發電機組成系統的主動力源,鋰電池為輔助動力電源。根據負載需求與發動機控制模塊調度,對2個動力源進行疊加后得到混合動力系統的總輸出。

1.3 無人機動力學建模

確定混合動力系統架構與飛行剖面后,對無人機在不同工況下的運行情況進行動力學建模。在懸停作業與水平飛行等不同飛行模式下,無人機所需推力發生變化,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,無人機推進系統提供的推力應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。

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。

無人機動力系統提供的總推力應滿足

式中:m為無人機的質量,kg;g為自由落體加速度,取g=9.8 m/s2。

無人機的基本參數如表1所示。

表1 無人機基本參數

1.4 發動機建模

混合動力系統中發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。由于發動機的燃燒過程十分復雜,與其相關的動力輸入輸出具有高度的耦合關系,通過正向原理建立發動機模型過程十分復雜且可靠性難以保證。從建模精度與可靠性等多方面考慮,采用基于試驗數據的逆向建模方法對發動機建模,并將發動機建模過程獲取的各項參數用于仿真平臺的參數設定。

發動機的動力輸出應保證無人機在水平飛行與懸停飛行過程中滿足系統最大功率需求,并且發動機的功率輸出應滿足發動機設計邊界條件。

發動機最大輸出功率應滿足:

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

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

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

圖4 發動機燃油消耗特性圖

1.5 發電機與驅動電機建模

在混合驅動模式下,串聯式混合動力系統發電機的輸出功率隨不同轉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為單位的發電機輸出功率Pgen的數值;{ngen}為以r/min為單位的發電機轉速ngen的數值;{Tgen}為以N·m為單位的發電機轉矩Tgen的數值,Tgen=min(Tgen,target,Tgen,max),其中Tgen,target為發電機的目標轉矩,Tgen,max為發電機的最大輸出轉矩,;ηgen為發電機的輸出效率。

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的數值;{nmot}為以r/min為單位的電機轉速的數值;{Tmot}為以N·m為單位的電動機轉矩Tmot的數值,Tmot=min(Tmot,target,Tmot,max),其中Tmot,target為電動機的目標轉矩,Tmot,max為電動機的最大輸出轉矩;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的輔助動力源,動力電池的建模影響混合動力系統中對電池荷電狀態(state of charge,SOC)的估算精度,進而影響混合動力系統的輸出。

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。

混合動力系統中,純電動推進模式下,要求電池電量應保證無人機安全降落飛行,Pbatt應滿足

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。

在上述基礎上,無人機混合動力系統中的電池電量

式中Preq為負載需求功率。

電池在混動系統中工作時,其內部電量與電化學特性呈現非線性變化,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個不同階段內部電學特性變化,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參數,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

根據上述各部件的建模結果結合飛機飛行剖面動力需求,無人機串聯式混合動力系統的參數匹配結果如表2所示。

2 能量管理策略設定與仿真平臺搭建

2.1 運轉工況

根據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工況、純電運行工況及發動機運行工況,混合動力系統運行的流程圖如圖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,需要發動機與動力電池共同為負載提供能量。此時,發動機依據功率需求、經濟油耗區間以及轉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,采用發動機驅動模式,發動機工作在最優能耗區間,多余的功率通過發電機和整流器為動力電池充電。

2.2 能量管理策略的設計

基于優化策略的實時性與優化效果,系統采用了基于ECMS的能量管理策略以實現混合動力系統的能量消耗最優控制,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用將系統的一般優化問題轉化為系統的增廣代價函數求極值來進行求解。

增廣代價函數

式中:x(t)為系統的狀態量,u(t)為系統的輸入量,L為系統的瞬時代價函數,f為系統狀態函數,φ為系統狀態懲罰因子,xf為系統最終狀態,υ為最終態偏移量。

根據PMP原理,引入協狀態量λ對應的哈密爾頓函數

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)為發動機直驅發電機的輸出功率PE。因此其最優控制序列

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

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

對應的哈密爾頓函數以及求解的必要條件為:

式中:mf為發動機的燃油消耗,g。

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

系統的等效燃油消耗率

建立系統狀態量SOC的狀態方程為:

式中SOC為電池的荷電狀態。

根據該方程對基于PMP原理的哈密爾頓函數進行改寫,可得:

混合動力驅動形式下,系統的基本目標為電量維持,因此系統的目標代價函數

(1)

式中SOC,req(t)為系統需求動力電池荷電狀態函數。

對式(1)進行求導計算,可以得到等效因子s(t)的求解方程

式中φ為系統SOC偏離預定之后的懲罰因數。

通過調整等效因子s(t),可實現不同工況下的等效油耗計算,在復合翼無人機混合動力系統實現基于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對復合翼無人機混合動力系統進行逆向試驗建模分析后,基于相關的試驗數據以及系統拓撲,搭建相關的仿真試驗平臺,復合翼無人機混合動力系統仿真模型及其系統組成示意圖如圖9所示。仿真平臺的主要模塊由初始化模塊、任務載荷模塊、混動控制模塊、混合動力裝置模塊與輸出數據顯示模塊組成。初始化模塊與任務負載模塊提供混合動力系統的動力需求參數,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需求功率與發動機輸出功率和電池SOC情況決定系統的動力輸出模式,確定各動力源的功率輸出分配。混合動力裝置模塊內部主要由發動機模塊、發電機模塊、負載模塊、動力電池模塊以及燃油計算模塊共同組成。輸出數據顯示模塊用于顯示無人機及動力系統的運行狀態,主要顯示無人機發動機輸出功率、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 復合翼無人機混合動力系統仿真模型及其系統組成示意圖

3 仿真結果與分析

由于混合動力無人機的研究尚處于起步階段,目前沒有國際統一的成熟標準化工況,因此,仿真平臺試驗中,以1.1節制定的無人機常見運行剖面為基礎的無人機點對點飛行作業工況與多點懸停作業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運和地形勘測等作業時的主要運行工況之一,其對動力系統在高速平飛狀態下的可靠性和速度跟隨響應方面有較高要求。設置單點飛行距離為40 km、最大平飛速度為100 km/h,混動復合翼無人機點對點飛行作業動力系統仿真結果如圖10所示。

圖10 混動復合翼無人機點對點飛行作業動力系統仿真結果

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,通過發動機補充能量后,動力電池SOC可以維持到系統設定的SOC附近,與設定SOC的相對誤差小于1.2%;在整體運行期間,在垂直起降階段發動機的輸出功率增大,在平飛階段后,系統因燃油消耗,無人機飛行總質量減小,輸出功率降低,維持在2 kW附近。

多點懸停作業是復合翼無人機目前進行長距離與多目標作業主要場景之一,其飛行剖面是在點對點飛行剖面的基礎上添加多個懸停作業點,以滿足任務要求。因此,在進行點對點飛行試驗基礎上,設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個作業點進行多點懸停作業,每次懸停作業進行載荷卸載,模擬物品投放,進行多點懸停作業工況下的仿真試驗,混動復合翼無人機多點懸停作業飛行動力系統仿真結果如圖11所示。由圖11可知:系統運行期間無人機動力系統的速度跟隨良好,能夠滿足無人機在飛行工況下的要求;無人機在連續多點懸停運行期間,動力電池SOC發生下降,但在進行長距離平飛轉場后,動力電池SOC可以得到有效控制,最終穩定在設定的0.82附近,飛行終了時刻系統的相對誤差小于1.5%,在飛行任務中未出現動力電池過放或過充現象;發動機在懸停期間處于高功率輸出狀態,輸出功率維持在2.25 kW左右,在水平飛行時發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量下降,最低輸出功率維持在1.5 kW左右。

圖11 混動復合翼無人機多點懸停作業飛行動力系統仿真結果

降低混合系統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濟性,并與基于專家經驗設定的恒溫器規則運行策略進行對比。ECMS能量管理策略的控制規則為:當系統SOC低于設定閾值時,發動機工作在高功率運行模式,節氣門開度設定為95%;當系統SOC高于設定閾值上限時,發動機工作在低功率運行模式,節氣門開度設定為35%;當系統SOC處于上下限之間時,節氣門設定與上一時刻相同。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,設定飛行剖面下的燃油消耗與SOC變化如表3所示。

表3 設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:與基于專家經驗設定的恒溫器規則運行策略相比,無人機在進行點對點飛行作業時,基于ECMS能量管理策略下的動力系統的燃油消耗明顯下降,系統燃油消耗降4.91%;進行多點懸停飛行作業時,基于ECMS能量管理策略的無人機能夠降低混合動力系統燃油消耗、維持混合動力系統SOC的有效性,系統油耗降低5.49%。

4 結論

對采用串聯式混合動力的一款最大起飛質量為25 kg的復合翼無人機系統為研究對象,設計了滿足油電混合動力系統與飛行任務要求的能量管理策略,并進行了無人機的動力性與經濟性仿真試驗。

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

2)在設定飛行剖面下,與基于專家經驗的規則控制策略相比,基于ECMS能量管理策略混合動力系統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合翼無人機的燃油消耗,提高系統經濟性。