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        太陽能/氫能無人機(jī)總體設(shè)計(jì)與能源管理策略研究

        2016-05-05 07:02:48劉莉杜孟堯張曉輝張超徐廣通王正平
        航空學(xué)報 2016年1期
        關(guān)鍵詞:總體設(shè)計(jì)能源管理氫能

        劉莉, 杜孟堯, 張曉輝, 張超, 徐廣通, 王正平

        北京理工大學(xué) 宇航學(xué)院, 北京 100081

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        太陽能/氫能無人機(jī)總體設(shè)計(jì)與能源管理策略研究

        劉莉*, 杜孟堯, 張曉輝, 張超, 徐廣通, 王正平

        北京理工大學(xué) 宇航學(xué)院, 北京100081

        摘要:針對小型低空長航時電動無人機(jī)需求,給出了太陽能/氫能混合能源動力系統(tǒng)集成方案和小型低空長航時無人機(jī)構(gòu)型。針對典型任務(wù)剖面,綜合考慮太陽能電池和氫燃料電池特性,提出了一種考慮全機(jī)重量能量耦合關(guān)系的總體設(shè)計(jì)方法和任務(wù)剖面驅(qū)動的能源管理策略;建立了能源系統(tǒng)模型,給出了能源控制流程,開發(fā)了能源管理仿真平臺。以1.5 kg任務(wù)載荷為例,完成了無人機(jī)總體方案設(shè)計(jì),仿真分析了各種能源特性對飛行結(jié)果的影響。結(jié)果表明:能源管理策略能夠根據(jù)任務(wù)剖面的要求合理配置能源系統(tǒng)的功率,滿足各階段的功率需求;無人機(jī)在冬至日航時為21 h、夏至日可實(shí)現(xiàn)跨晝夜飛行;在能源系統(tǒng)重量相同情況下,該混合能源無人機(jī)的航時分別是純鋰電池?zé)o人機(jī)和燃料電池?zé)o人機(jī)的5.5倍和1.2倍。

        關(guān)鍵詞:太陽能; 氫能; 長航時; 電動無人機(jī); 總體設(shè)計(jì); 能源管理

        電力驅(qū)動無人機(jī)與傳統(tǒng)油動無人機(jī)相比振動小、聲熱信號特征低、隱身性能優(yōu)異,啟動、操作和維護(hù)都較為簡單,且零排放、無污染,可為有效載荷提供較為穩(wěn)定的搭載平臺。軍事上適用于執(zhí)行軍事偵察、監(jiān)視和巡邏等任務(wù),民事上適用于航拍測繪、環(huán)境監(jiān)測、交通監(jiān)控以及科研活動等,已經(jīng)成為國內(nèi)外研究的熱點(diǎn)。

        目前采用傳統(tǒng)蓄電池的電動無人機(jī)相對于油動無人機(jī)最大的缺點(diǎn)是續(xù)航時間有限、載荷量低,因而導(dǎo)致該類無人機(jī)的應(yīng)用受到限制。隨著新型能源如太陽能電池、燃料電池的發(fā)展,以及航空蓄電池能量密度的不斷提高,長航時甚至超長航時電動無人機(jī)成為了可能。根據(jù)所使用能源的不同,長航時電動無人機(jī)的發(fā)展主要集中在以下兩個方向:太陽能無人機(jī)和燃料電池?zé)o人機(jī)。

        太陽能無人機(jī)以太陽輻射作為能量來源[1],通過太陽能電池將太陽能轉(zhuǎn)換為電能,配合儲能蓄電池驅(qū)動電機(jī)和螺旋槳為無人機(jī)提供動力。由于平流層具有更加理想的光照、溫度和氣流條件,太陽能無人機(jī)更傾向于向高空發(fā)展。作為太陽能電池?zé)o人機(jī)的范例,由美國研制的太陽能無人機(jī)“太陽神”曾在2011年創(chuàng)造了30.5 km的飛行高度記錄,并且實(shí)現(xiàn)了20 h的連續(xù)飛行[2]。該類無人機(jī)通常需采用超大展弦比輕質(zhì)結(jié)構(gòu),減小結(jié)構(gòu)重量[3-4]。其總體設(shè)計(jì)比傳統(tǒng)飛機(jī)設(shè)計(jì)更復(fù)雜,存在重量與能量之間的耦合關(guān)系[5],設(shè)計(jì)過程要以能量為核心[4],建立供能關(guān)系、升力與重力的關(guān)系。尺寸大、翼載小、載荷低、超大展弦比和結(jié)構(gòu)輕等特點(diǎn)使得太陽能無人機(jī)結(jié)構(gòu)較弱,氣動彈性問題嚴(yán)重,影響飛機(jī)的操控性、穩(wěn)定性和安全性。

        燃料電池?zé)o人機(jī)采用氫燃料作為能源,將氫氣的化學(xué)能轉(zhuǎn)化為電能為無人機(jī)電動力系統(tǒng)提供功率。航空用燃料電池具有轉(zhuǎn)換效率高、功重比高、能量密度大等特點(diǎn)[6-7],因此,無人機(jī)的結(jié)構(gòu)可以更強(qiáng),翼載可以更大,降低了長航時電動無人機(jī)的設(shè)計(jì)難度。配合蓄電池彌補(bǔ)其動態(tài)特性差、瞬時輸出功率小的問題[8-9],使電動無人機(jī)具有更強(qiáng)的機(jī)動性,適應(yīng)中低空的環(huán)境。作為燃料電池?zé)o人機(jī)成功的范例,由美國海軍研究實(shí)驗(yàn)室研制的氫燃料電池?zé)o人機(jī)“離子虎”號,成功地完成了26 h的飛行試驗(yàn)。但與傳統(tǒng)油動無人機(jī)類似,燃料電池?zé)o人機(jī)航時也要受限于其攜帶的氫燃料。

        為了追求更長的航時,人們也在嘗試太陽能與燃料電池相結(jié)合的途徑。如美國在太陽能無人機(jī)的基礎(chǔ)上加裝燃料電池(太陽神3),以解決蓄電池能量密度低的問題,結(jié)果由于高翼載荷下遇到湍流而引起大柔性機(jī)翼結(jié)構(gòu)失效而墜毀[10]。美國伊利諾理工大學(xué)提出了太陽能/氫能混合的方案[11],通過仿真說明了理論上的可行性。韓國宇航研究院在燃料電池?zé)o人機(jī)的基礎(chǔ)上,增加了太陽能電池,完成了22.13 h連續(xù)飛行試驗(yàn)[12-14],證明了低空太陽能/氫能混合電動無人機(jī)方案的可行性。但是其重點(diǎn)在于混合電推進(jìn)系統(tǒng)的管理,且沒有考慮推進(jìn)系統(tǒng)與無人機(jī)平臺以及飛行剖面的耦合關(guān)系,欠缺太陽能/氫能混合無人機(jī)的總體設(shè)計(jì)方法研究。

        本文的目的是針對小型低空電動無人機(jī)的長航時問題,研究太陽能/氫能混合能源方案。根據(jù)典型的任務(wù)剖面,綜合考慮太陽能電池和氫燃料電池的特點(diǎn),開展太陽能/氫能混合能源無人機(jī)總體設(shè)計(jì)與能源管理策略研究。

        1無人機(jī)能源動力系統(tǒng)與總體構(gòu)型確定

        1.1典型任務(wù)剖面

        針對低空小型無人機(jī)的應(yīng)用需求,選取了如圖 1 所示的典型任務(wù)剖面,共由6個階段組成:

        1) 起飛段,由靜止開始加速滑跑至起飛速度vr開始爬升,達(dá)到正常爬升速度vc。

        2) 爬升段,迎角α、爬升速度vc不變,定常直線爬升至巡航高度h。

        3) 巡航段,在預(yù)定巡航高度h保持定常水平飛行,迎角α、巡航速度v保持不變。

        4) 滑翔下降段,剩余能量達(dá)到最低許用值后轉(zhuǎn)入滑翔下降狀態(tài),以巡航速度v無動力飛行,降低至安全高度hs。

        5) 飄落減速段,改用較小的下滑角γ下滑,速度不斷降低,最終轉(zhuǎn)平、落地。

        6) 減速滑跑段,落地后,無動力滑跑至停止。

        圖1無人機(jī)典型任務(wù)剖面
        Fig. 1Typical UAV flight profile

        1.2能源動力系統(tǒng)集成

        解決小型低空電動無人機(jī)長航時問題,其關(guān)鍵在于提高整個無人機(jī)系統(tǒng)在當(dāng)前環(huán)境下的能源利用效率,并在有限的重量范圍內(nèi)為無人機(jī)提供盡可能多的能量。

        燃料電池能量密度相對較高,同時不受低空環(huán)境條件的限制,成為了該類無人機(jī)能源的首選方案。同時鑒于光伏技術(shù)的飛速發(fā)展(能量轉(zhuǎn)化效率不斷提升,成本逐漸下降),為無人機(jī)能源動力系統(tǒng)引入太陽能電池,以充分利用無人機(jī)已有的外露面積增加能量輸入。此外,考慮到燃料電池及太陽能電池相對較低的功率密度特性,在能源動力系統(tǒng)中加入鋰電池,以保證無人機(jī)在爬升、大機(jī)動等特殊工況下的功率輸出,并作為光線良好情況下過剩太陽能的存儲單元。

        因此,本文選取燃料電池、太陽能電池、鋰電池作為能源,同時為保證3種能源的合理運(yùn)用,還需要相應(yīng)的能源管理控制器(由太陽能電池最大效率點(diǎn)跟蹤器、單雙向DC/DC功率轉(zhuǎn)換器及狀態(tài)信息組成)。此外與其他電動無人機(jī)相似,其動力系統(tǒng)包含電子調(diào)速器、無刷直流電機(jī)和螺旋槳。整個能源動力系統(tǒng)之間的關(guān)系如圖 2 所示。圖中:PH為氫氣儲罐的壓強(qiáng);C為輸出電流;V為輸出電壓;TS為燃料電池溫度;I為光照強(qiáng)度;TE為環(huán)境溫度;TM為最大功率點(diǎn)跟蹤器溫度;x為序號。

        圖2能源動力系統(tǒng)框圖
        Fig. 2Powertrain system diagram

        1.3無人機(jī)總體構(gòu)型確定

        無人機(jī)的外形與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)會受到能源動力系統(tǒng)的限制。如機(jī)身需要滿足容納燃料電池堆、氫氣罐的要求,機(jī)翼平面形狀與翼型需要滿足太陽能電池鋪設(shè)的要求,等。借鑒類似的低空無人機(jī)產(chǎn)品,總體構(gòu)型采用常規(guī)布局和氣動效率較高的大展弦比機(jī)翼。并從以下兩個方面綜合考慮燃料電池、太陽能電池混合能源的特殊性:

        1) 機(jī)翼位置采用上單翼方案,以保證機(jī)身內(nèi)部的連通性;對機(jī)身容積進(jìn)行詳細(xì)設(shè)計(jì),適當(dāng)增加容積。以便滿足裝載燃料電池元件需求。

        2) 采用上單翼主翼、T型尾翼布局。如此便于太陽能電池鋪設(shè),增加太陽能電池鋪設(shè)面積,減小機(jī)身、垂尾的遮擋。

        無人機(jī)的總體構(gòu)型方案如圖 3 所示。

        圖3無人機(jī)總體構(gòu)型
        Fig. 3UAV configuration

        2主要總體參數(shù)計(jì)算方法

        與一般的無人機(jī)設(shè)計(jì)方法不同,本文所研究的小型低空長航時無人機(jī)存在較為明顯的能量重量耦合問題。對此,本文從能量平衡和重量平衡角度出發(fā),分析各模型間的耦合關(guān)系,提出了一種考慮全機(jī)重量能量耦合關(guān)系的總體設(shè)計(jì)方法。

        2.1功率匹配

        根據(jù)推力、速度的計(jì)算關(guān)系,可以得到無人機(jī)的平飛需用功率為

        (1)

        式中:Plev為無人機(jī)巡航條件下的需用功率;F為無人機(jī)巡航狀態(tài)下的發(fā)動機(jī)拉力;v為飛行速度;m為無人機(jī)起飛重量;CD為阻力系數(shù);CL為升力系數(shù);g為重力加速度;ρ為空氣密度;S為機(jī)翼參考面積。

        考慮調(diào)速器、電動機(jī)、螺旋槳相應(yīng)的效率,以及機(jī)載設(shè)備的功率損耗,可以得到整機(jī)的飛行需用電功率為

        (2)

        式中:P為無人機(jī)巡航條件下的飛行需用電功率;Ppld為機(jī)載航空電子設(shè)備及載荷功率消耗;ηesc、ηmot、ηprpl分別為調(diào)速器、電動機(jī)、螺旋槳的效率。

        2.2重量平衡

        重量平衡條件要求無人機(jī)各分系統(tǒng)重量之和與起飛重量相等,且與升力平衡。通過分析,將無人機(jī)起飛重量分為以下3類:尺寸相關(guān)重量(機(jī)體結(jié)構(gòu)、太陽能電池),功率相關(guān)重量(能源管理控制器、氫燃料電池、動力系統(tǒng)),能量相關(guān)重量(氫氣儲罐、蓄電池)。任務(wù)載荷作為設(shè)計(jì)輸入。

        2.2.1尺寸相關(guān)重量

        機(jī)體結(jié)構(gòu)重量需要參照無人機(jī)的具體制作工藝、材料進(jìn)行估算。本文的混合能源小型無人機(jī)使用樹脂基纖維增強(qiáng)復(fù)合材料,結(jié)構(gòu)重量主要為復(fù)合材料殼體,根據(jù)翼面及機(jī)身的表面積、厚度及材料密度進(jìn)行估算:

        maf=ρmt(S1τ1+S2τ2+…+Snτn)

        (3)

        式中:maf為機(jī)體結(jié)構(gòu)重量;ρmt為材料密度;Sn為各部分結(jié)構(gòu)表面積;τn相應(yīng)殼體厚度。

        太陽能電池總重量通過電池陣列面積進(jìn)行估算,估算公式為

        msc=kscAsc

        (4)

        式中:msc為太陽能電池總重量;Asc為太陽能電池面積;ksc為太陽能電池面密度。

        2.2.2功率相關(guān)重量

        控制器中的主要部件為太陽能電池最大功率跟蹤器及燃料電池電壓匹配DC/DC,二者功能基本相似。用最大功率點(diǎn)跟蹤器(Maximum Power Point Tracking,MPPT)現(xiàn)有產(chǎn)品進(jìn)行估算后按照相應(yīng)比例換算為能源管理控制器重量。文獻(xiàn)[5]給出了幾種不同規(guī)格的MPPT功率及重量,如圖 4 所示。

        圖4最大功率點(diǎn)跟蹤器(MPPT)功率-重量分布[5]
        Fig. 4Power and weight distribution of MPPT[5]

        通過擬合可得到MPPT及能源管理控制器重量估算公式為

        (5)

        式中:mMPPT、mEMS分別為MPPT和能源管理控制器重量;PMPPT, max為MPPT最大功率;ηm-MPPT為MPPT重量比率。

        對于電動無人機(jī),動力系統(tǒng)通常由電子調(diào)速器、電動機(jī)、減速器和螺旋槳等組成。由于動力系統(tǒng)包含的部件數(shù)量、種類較多,且重量分布分散,造成重量估算模型精度較低。根據(jù)動力系統(tǒng)比功率對系統(tǒng)重量進(jìn)行估算,動力系統(tǒng)占總重的比例較小,對概念設(shè)計(jì)結(jié)果的影響不大:

        mprop=kpropPlev

        (6)

        式中:mprop為動力系統(tǒng)重量;kprop為動力系統(tǒng)比功率。

        氫燃料電池的估算方法同樣基于目前可選的產(chǎn)品信息。使用文獻(xiàn)[15-18]提供的數(shù)據(jù)可得到千瓦級別燃料電池產(chǎn)品額定功率與電堆重量分布,如圖 5 所示。

        圖5燃料電池功率-重量分布
        Fig. 5Power and weight distribution of fuel cell

        根據(jù)統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)擬合結(jié)果,采用式(7)估算相應(yīng)額定功率Pfc的燃料電池重量:

        mfc=0.004Pfc+1.561

        (7)

        式中:mfc為燃料電池重量。

        2.2.3能量相關(guān)重量

        衡量氫氣儲罐性能的指標(biāo)為能量儲存密度,即單位重量、單位體積所儲氫氣重量。根據(jù)燃料電池系統(tǒng)總?cè)萘靠傻玫綒錃鈨迌?nèi)氫氣重量,再通過氫氣儲罐的重量儲氫密度計(jì)算氫氣儲罐總重量:

        (8)

        與普通電動無人機(jī)相同,太陽能/氫能混合能源無人機(jī)采用鋰聚合物電池作為蓄電池。電池重量可根據(jù)設(shè)計(jì)容量和電池能量密度計(jì)算:

        (9)

        式中:mbat為鋰電池重量;Ebat為鋰電池容量;kbat為鋰電池能量密度。

        以上對無人機(jī)各部分進(jìn)行了重量估算。按照重量平衡的設(shè)計(jì)思路,得到重量平衡結(jié)果:

        m=fsc,af(AR,b)+fEMS,fc,prop(P)+

        fH-tan, bat(E)+mfixed

        (10)

        式中:m為無人機(jī)起飛重量;fsc,af(AR,b)為尺寸相關(guān)重量,AR為展弦比,b為翼展;fEMS,fc,prop(P)為功率相關(guān)重量;fH-tan,bat(E)為能量相關(guān)重量;mfixed為任務(wù)載荷等固定重量。

        2.3能量平衡

        能量平衡,是指在整個飛行包線中的能量消耗總量與太陽能電池、氫燃料電池、鋰電池三者提供的總能量相等。

        日間,太陽能電池陣列將獲得的太陽能按照一定的比例轉(zhuǎn)換為電能,向動力系統(tǒng)提供能量的同時將部分剩余能量儲存在鋰電池中。通過對太陽光照模型的分析發(fā)現(xiàn),太陽光照強(qiáng)度基本隨時間按照正弦形式變化:

        (11)

        式中:Imax為最大光照強(qiáng)度;Tday為光照時間;tr為日出時刻作起點(diǎn)的計(jì)算時刻。

        無人機(jī)使用太陽能電池陣列、太陽能電池MPPT對太陽能光照能量進(jìn)行轉(zhuǎn)換。其中,太陽能電池具有特定的能量轉(zhuǎn)化效率,同時還需考慮由于機(jī)翼上表面的彎曲特性造成的部分能量損失及MPPT的跟蹤算法的效率損失。此外在低空環(huán)境下尤其需要考慮環(huán)境的影響情況。

        綜合以上諸多因素,最終可以得到太陽能電池系統(tǒng)實(shí)時功率輸出結(jié)果:

        (12)

        式中:ηwthr為天氣影響因數(shù);ηsc為太陽能電池能量轉(zhuǎn)化效率;ηcl為翼型曲面引起效率損失的輸出效率;ηmppt為MPPT能量輸出效率;ηarea為太陽能電池陣列鋪設(shè)比率。

        鋰電池設(shè)計(jì)容量主要由爬升高度、爬升需求功率確定。由于在起飛、爬升過程中的功率需求大大增加,造成單純依靠太陽能電池、燃料電池?zé)o法滿足功率要求,需要借助鋰電池作為備用能源,保證無人機(jī)正常爬升至設(shè)計(jì)飛行高度:

        (13)

        式中:t1為爬升起始時刻;t2為爬升結(jié)束時刻;ηdchrg為鋰電池放電效率;Pclimb為爬升需用功率。

        作為無人機(jī)的主要能量來源,燃料電池總能量對于航時具有決定性影響。該部分能量還需考慮燃料電池系統(tǒng)效率等因素的作用:

        Efc=mHDHηH-tanηfc

        (14)

        式中:Efc為燃料電池系統(tǒng)總?cè)萘俊?/p>

        按照能量分配情況分析,無人機(jī)所有的能量均來源于太陽能電池、燃料電池。其中鋰電池在充放過程中會造成一定的效率損失:

        (15)

        式中:Esc為太陽能電池的能量;ηchrg、ηdchrg為鋰電池充放電過程的能量利用效率;Tall為全部飛行時間??梢婁囯姵爻浞胚^程造成了一定的能量損失,且重放次數(shù)n越多,能量損失越大。

        2.4耦合設(shè)計(jì)方法

        根據(jù)無人機(jī)巡航飛行狀態(tài)下重量平衡、能量平衡設(shè)計(jì)原則,建立平衡方程:

        (16)

        其中,無人機(jī)需用功率需要按照功重匹配的思路,根據(jù)氣動特性與起飛重量等參數(shù)進(jìn)行計(jì)算。將功率匹配分析、重量平衡分析、能量平衡分析中的式(1)~式(10)、式(11)~式(15)代入式(16),可以得到重量平衡方程為

        m=fsc,af(AR,b)+fEMS,fc,prop(P(m))+

        fH-tan,bat(E(P(m)))+mfixed

        (17)

        通過對式(17)的求解,則可得到相應(yīng)展弦比、翼展、任務(wù)載荷等設(shè)計(jì)參數(shù)對應(yīng)的起飛重量和設(shè)計(jì)結(jié)果。

        3混合能源管理策略研究

        考慮到多種能源的功率特性直接與任務(wù)剖面相關(guān),本文提出了任務(wù)剖面驅(qū)動的能量管理策略。起飛段和爬升段需用功率較大,單種電源無法滿足需求功率要求,故采用太陽能+燃料電池+鋰電池輸出模式。巡航段優(yōu)先使用太陽能電池,在光照條件不滿足要求時使用燃料電池作為主要能源,全過程中鋰電池作為輔助能源使用?;瓒巍p速段以及著陸段,太陽能電池、燃料電池、鋰電池根據(jù)電量任意組合。

        3.1約束條件

        能源管理策略嵌入在能源管理控制器中用于控制能源的輸出和功率分配。根據(jù)動力系統(tǒng)需求信息和能源系統(tǒng)的狀態(tài)信息,控制各電源的關(guān)閉和啟動,調(diào)節(jié)各電源輸出的電壓,從而調(diào)節(jié)輸出功率,以滿足:

        Pd+Ppld=Psc+Pbat+Pfc

        (18)

        式中:Pd為飛行剖面需求功率;Pbat為鋰電輸出功率。

        考慮能源特性的約束條件如下:

        1) 太陽能電池優(yōu)先放電,通過MPPT太陽能電池工作在最大功率點(diǎn)附近,太陽能電池低于最大效率點(diǎn)電壓不輸出。

        2) 燃料電池工作在效率較高的額定工作區(qū)[9],即線性的歐姆壓降區(qū),避免使用功率過低導(dǎo)致效率下降。

        3) 鋰電池配合太陽能和燃料電池用于功率變化率較大時的“削峰填谷”,放充電深度SOC=20%~90%,以防過充過放,同時受充放電倍率限制。

        3.2能源控制流程

        圖6為根據(jù)以上能源管理策略給出的能源控制流程。圖中,t為當(dāng)前時刻,Δh為離散時間步長,Iavailable為太陽能電池可用的最小需求太陽輔照度,Pd1為除太陽能電池外的剩余需求功率,Pd2為除太陽能和鋰電池的剩余需求功率,SOC為鋰電池的當(dāng)前剩余電量,PLi為鋰電池的當(dāng)前可用功率,SOCL為鋰電池可用最低剩余電量,PLmax為鋰電池可輸出的最大功率,SOCH為鋰電池可充電的最高剩余電量,PS為太陽能電池實(shí)際輸出功率,PL為鋰電池實(shí)際輸出功率,PF為燃料電池實(shí)際輸出功率,SOP為當(dāng)前氫氣壓強(qiáng),SOPL為可用最低氫氣壓強(qiáng),PFmax為燃料電池的最大輸出功率,PFmin為燃料電池的最小輸出功率,小于此功率轉(zhuǎn)換效率低,PFrated為燃料電池的額定輸出功率,ΔPF和ΔPL為僅供降落過程的燃料電池和鋰電池的輸出功率。具體步驟如下:

        步驟 1 系統(tǒng)參數(shù)初始化,進(jìn)行無人機(jī)飛行條件和能源系統(tǒng)參數(shù)初始化,包括起飛時間、經(jīng)緯度、航向、鋰電池電量、氫氣壓強(qiáng)等初始化信息。

        步驟 2更新控制系統(tǒng)時間,進(jìn)行下一周期控制,更新時間步長為Δh。

        步驟 3總需求功率計(jì)算,接收動力系統(tǒng)和航電設(shè)備需求功率信息,計(jì)算總的需求功率PD=Pd+Ppld。

        步驟 4檢測各能源狀態(tài),包括太陽光照強(qiáng)度、鋰電池當(dāng)前電量、儲氫瓶當(dāng)前壓強(qiáng)。

        步驟 5太陽能電池狀態(tài)判定,根據(jù)當(dāng)前光照強(qiáng)度判斷太陽能電池是否可用,若可用則優(yōu)先輸出,并計(jì)算剩余需求功率Pd1,若不可用則發(fā)出太陽能電池不可用警報。

        步驟 6鋰電池充放電決策,根據(jù)剩余需求功率Pd1判斷太陽能電池是否滿足需求功率,并根據(jù)鋰電池狀態(tài)確定鋰電池的充放電功率;如果滿足總需求功率則返回步驟2,反之,進(jìn)入步驟7。

        步驟 7燃料電池和鋰電池功率分配,根據(jù)燃料電池的當(dāng)前儲氫壓強(qiáng),鋰電池的可用輸出功率、剩余需求功率Pd2以及燃料電池的高效點(diǎn)功率,確定燃料電池和鋰電池的輸出功率,并判斷巡航能源是否耗盡,以確定進(jìn)入降落階段。最后,返回步驟2。

        圖6能源管理策略流程
        Fig. 6Flowchart of energy management strategy

        3.3能源動力系統(tǒng)建模及校驗(yàn)

        1) 太陽輻照度

        晴朗天氣的太陽輻照度模型可采用Bird和Hulstron提出的經(jīng)驗(yàn)公式模型[19],其基本形式為

        Q=SolarIrradiation(Day,td,ψ,H,α,β)

        (19)

        式中:Q為太陽能電池平板受到的光照強(qiáng)度;Day為從1月1日起的日序;td為24小時制第td小時;ψ為地理緯度;H為海拔高度;α為太陽能電池平板與水平面之間夾角;β為飛機(jī)航向。

        為了校驗(yàn)?zāi)P停捎霉鈴?qiáng)計(jì)隨機(jī)選擇一年的第41天進(jìn)行全天太陽輻照監(jiān)測,如圖 7 所示。每隔1 h記錄1次數(shù)據(jù)。采用試驗(yàn)數(shù)據(jù),進(jìn)行最大光照強(qiáng)度點(diǎn)修正,修正后的理論值與試驗(yàn)結(jié)果對比如圖 8 所示。各傾斜角度下的試驗(yàn)數(shù)據(jù)與模型數(shù)據(jù)基本吻合,最大誤差為3.3%。

        圖7太陽輻照度測量試驗(yàn)
        Fig. 7Solar irradiation measurement test

        圖8試驗(yàn)與模型數(shù)據(jù)對比
        Fig. 8Comparison of measurement and model data

        2) 太陽能電池陣

        考慮太陽能電池模型的實(shí)用性,本文根據(jù)一般太陽能電池生廠商提供的性能參數(shù),將理論模型進(jìn)行了適當(dāng)?shù)暮喕妥儞Q,并引入相應(yīng)的補(bǔ)償系數(shù)建立太陽能電池工程模型,得到太陽能電池在不同輻照度、不同溫度下的伏安特性:

        (20)

        式中:Isc為短路電流;Voc為開路電壓;Im為最大功率點(diǎn)電流;Vm為最大功率點(diǎn)電壓。當(dāng)光強(qiáng)或溫度變化時,通過引入相應(yīng)的補(bǔ)償系數(shù),可通過式(21)近似推算出任意光強(qiáng)S和電池溫度T下的輸出I-V特性曲線:

        (21)

        模型校驗(yàn)采用中國國電集團(tuán)高效柔性GaAs太陽能電池。試驗(yàn)場景和數(shù)據(jù)對比結(jié)果如圖9所示。圖中,Usc為太陽能電池輸出電壓??梢娔P突九c試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合,起伏波動誤差主要由光照強(qiáng)度波動造成。

        圖9太陽能電池試驗(yàn)與模型校驗(yàn)
        Fig. 9Solar cell test and model verification

        3) 質(zhì)子交換膜燃料電池

        質(zhì)子交換膜燃料電池(PEMFC)模型主要分為兩部分:燃料電堆模型和碳纖維高壓儲氫瓶模型。

        燃料電池單電池采用半經(jīng)驗(yàn)公式模型:

        Vcell=ENernst-Vact-Vohm-Vcon

        (22)

        式中:Vcell為燃料電池單片電壓;ENernst為開路電壓或耐斯特(Nernst)電壓;Vact為極化壓降;Vohm為歐姆壓降;Vcon為濃差壓降。3種壓降的表達(dá)式為

        (23)

        式中:v0和va為關(guān)于氧氣的分壓和溫度的函數(shù);c1、c2、c3為常數(shù);i和imax分別為通過燃料電池片的電流面密度和最大電流面密度;Rohm為燃料電池內(nèi)阻。燃料電堆模型為

        Vst=NVcell

        (24)

        式中:N為串聯(lián)電池的片數(shù);Vst為燃料電池輸出電壓。

        試驗(yàn)所采用的燃料電池為上海攀業(yè)氫能源科技有限公司提供的EOS300燃料電池(額定功率300 W,額定電壓為16.8 V,轉(zhuǎn)換效率≥50%,總質(zhì)量為2.8 kg)。試驗(yàn)所采用的主要設(shè)備如圖10所示。

        試驗(yàn)結(jié)果與理論模型對比結(jié)果如圖 11所示。圖11(a) 中,Ifc為燃料電池輸出電流;Ufc為燃料電池輸出電壓。模型最大偏差為7%,平均偏差為0.9%,伏安特性中I<5 A時誤差較大,是由于燃料電池閑置時間較長導(dǎo)致的極化段壓降增加所致。

        圖10燃料電池及主要試驗(yàn)設(shè)備
        Fig. 10Fuel cell and main test equipment

        圖11燃料電池模型校驗(yàn)
        Fig. 11Fuel cell model verification

        4) 鋰電池

        鋰電池采用Thevenin等效電路模型[20],其數(shù)學(xué)模型為

        (25)

        式中:UOC為開路電壓;Ro為歐姆內(nèi)阻;IL為總電流;IP為通過極化內(nèi)阻的電流;UL為電池負(fù)載電壓;RP和CP分別為極化內(nèi)阻和極化電容;SOC0為鋰電池初始剩余電量。

        為驗(yàn)證仿真模型的正確性,進(jìn)行了仿真模型與實(shí)測數(shù)據(jù)的對比。對鋰電池不同工況下的輸出情況進(jìn)行了數(shù)據(jù)采集。在仿真平臺中,賦予鋰電池模型相同條件,進(jìn)行了相同過程的數(shù)值仿真。對比試驗(yàn)過程及結(jié)果如圖 12 所示。

        圖12鋰電池模型校驗(yàn)
        Fig. 12Lithium battery model verification

        可見模型與試驗(yàn)結(jié)果基本吻合,誤差隨迭代步數(shù)(時間)會稍有增大,但小于2%,通過減小迭代步長可以減小誤差。

        5) 動力模型

        動力由無刷直流電機(jī)和螺旋槳提供。電動機(jī)采用無刷直流電機(jī),其功率、效率以及轉(zhuǎn)速模型為

        (26)

        式中:Im為輸入電流;Vm為輸入電壓;Rm為電動機(jī)內(nèi)阻;I0為空載電流;KV為電動機(jī)速度常數(shù)。Rm、I0和KV這3個參數(shù)由電動機(jī)生產(chǎn)廠商給出。

        螺旋槳主要采用動量理論建立效率模型,可表示為

        (27)

        式中:T為螺旋槳拉力;V0為來流周向速度;ρ來流密度;A為槳盤面積;a為槳盤誘導(dǎo)因子;k為比例系數(shù),一般取0.8~0.9。電子調(diào)速器效率一般為定值,可取97%。

        3.4能源管理系統(tǒng)仿真平臺開發(fā)

        為了分析本文提出的能源管理策略與控制流程的效能,開發(fā)了能源管理系統(tǒng)仿真平臺。平臺包括5個模塊:用戶管理模塊、工程管理模塊、前處理模塊、仿真管理模塊和后處理模塊。

        軟件基本構(gòu)架和組成如圖 13 所示,操作主界面如圖 14 所示。仿真過程中可實(shí)時顯示無人機(jī)的飛行剖面,3種電池的輸出功率,太陽能電池可用功率,鋰電池荷電狀態(tài)和氫氣的剩余壓強(qiáng)等參數(shù)信息,如圖 15 所示。仿真完成后可在仿真結(jié)果中顯示所需的參數(shù)(包括無人機(jī)飛行剖面參數(shù)、能源狀態(tài)參數(shù)等),仿真數(shù)據(jù)結(jié)果可保存在Excel數(shù)據(jù)表中。

        4總體方案設(shè)計(jì)與仿真分析

        4.1設(shè)計(jì)條件

        結(jié)合當(dāng)前各能源特性,選取設(shè)計(jì)任務(wù)載荷為1.5 kg,所選3種能源的特性參數(shù)如表 1 所示。

        圖13系統(tǒng)軟件基本架構(gòu)和組成
        Fig. 13Basic frame and constitude of system software

        圖14仿真平臺主界面
        Fig. 14Interface of simulation demo platform

        圖15仿真過程中的參數(shù)變化
        Fig. 15Variation of parameters in simulation process

        表1能源系統(tǒng)參數(shù)

        Table 1Parameters of energy system

        PowersourceParameterValueSolarcellEfficiency/%20Mass/kg0.74FuelcellMinpower/W100Ratedpower/W300Maxpower/W360Fuelcellstackmass/kg3h1andtankmass/kg2.8h1massratiototankwithh1/%12LibatteryEnergydensity/(Wh·kg-1)136Seriesnumber5SOCintervalofcharge0.2-0.9InitialSOC1.0

        4.2總體方案設(shè)計(jì)

        采用本文的設(shè)計(jì)方法,選擇展弦比、翼展作為設(shè)計(jì)參數(shù),對混合動力小型無人機(jī)進(jìn)行了初步設(shè)計(jì)。如圖 16 所示,模型計(jì)算結(jié)果表明,在當(dāng)前條件下對于同樣的任務(wù)載荷而言,無人機(jī)平飛需用功率隨展弦比的增加不斷降低;而在展弦比不變時,則存在某一翼展,使得無人機(jī)需用功率取得最小值。

        圖16功率與翼展、展弦比關(guān)系
        Fig. 16Relationship between power and wingspan &
        aspect ratio

        綜合考慮展弦比的影響情況,以及結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、太陽能電池尺寸和鋪設(shè)條件等要求,選取設(shè)計(jì)弦長為250 mm、翼展為3 560 mm。使用該方案,可在主翼鋪設(shè)48片太陽能電池,電池面積比例為84%,如圖17(a)所示。

        副翼作為活動舵面,會對太陽能電池的鋪設(shè)帶來較大影響。而若在副翼上鋪設(shè)太陽能電池,則會由于副翼的偏轉(zhuǎn)引起發(fā)電效率損失。針對以上問題,對機(jī)翼平面形狀進(jìn)行修改,如圖 17 (b)所示。

        為驗(yàn)證該方案的有效性,使用渦格法對修改前后的機(jī)翼氣動特性進(jìn)行了計(jì)算。結(jié)果表明,修改后的結(jié)果相應(yīng)升阻比降低了3.7%;與此同時相較于之前的平直翼方案,該方案的太陽能電池增加至56片,鋪設(shè)面積增加了16.7%。

        圖17機(jī)翼平面形狀設(shè)計(jì)
        Fig. 17Design of wing planform

        與機(jī)翼平面形狀設(shè)計(jì)相似,翼型的選擇也面臨氣動效率和太陽能電池鋪設(shè)條件、結(jié)構(gòu)制造難度的矛盾。一方面希望增加翼型的彎度、減少相對厚度,改進(jìn)機(jī)翼的升阻特性;另一方面則希望減小翼型的彎度、增加相對厚度,以便于太陽能電池的鋪設(shè),降低結(jié)構(gòu)制造難度。

        對此,參照類似的低空小型無人機(jī),選擇S1210、FX63137、E591-13%、MH114 4種翼型,使用渦格法對相應(yīng)外形的氣動特性進(jìn)行了計(jì)算。為保證無人機(jī)的操控性能,選取最大升阻比點(diǎn)作為無人機(jī)盤旋工況的最大迎角,進(jìn)行配平,并計(jì)算得到相應(yīng)的平飛需用功率,如表 2 所示。

        表2 翼型性能對比

        對比發(fā)現(xiàn),4種翼型所對應(yīng)的平飛需用功率相差在7%以內(nèi),對整機(jī)的航時影響不大。翼型厚度均在14%左右,除S1210翼型后緣彎度較大、厚度較小以外,其他翼型基本均可滿足結(jié)構(gòu)加工要求。太陽能電池鋪設(shè)的可行性主要取決于鋪設(shè)區(qū)域的最小曲率半徑,該值越小對太陽能電池的柔性要求越高,且對太陽能電池能量轉(zhuǎn)化效率的影響越大。從其余三種翼型中進(jìn)行進(jìn)一步篩選,使用MH114作為最終方案,其曲率半徑最大,為55 mm(弦長250 mm)。

        經(jīng)過上述機(jī)翼、尾翼等尺寸的詳細(xì)設(shè)計(jì),最終得到了整機(jī)的設(shè)計(jì)方案。經(jīng)氣動計(jì)算與配平分析,確定了無人機(jī)的巡航速度、迎角及平尾安裝角。無人機(jī)關(guān)鍵參數(shù)如表3所示。

        表3 無人機(jī)關(guān)鍵參數(shù)

        4.3仿真與分析

        根據(jù)1.1節(jié)中的任務(wù)剖面,結(jié)合設(shè)計(jì)的總體方案,給出無人機(jī)任務(wù)剖面各個階段的關(guān)鍵參數(shù)如表 4 所示,除了各階段飛行所需要的電功率外,還需要額外的航電設(shè)備功率Ppld=20 W。

        4.3.1飛行結(jié)果分析

        設(shè)定起飛日期為夏至日,時間為早上9:00,由北緯40°向南飛行,地面溫度為30 ℃。按照給定條件,無人機(jī)的最大航時為24.3 h,飛行航跡、速度、推力和功率如圖 18 所示,巡航階段占整個飛行時間的99%,起飛和降落過程時間相對較短,因此長航時電動無人機(jī)設(shè)計(jì)時,需以巡航狀態(tài)作為主要設(shè)計(jì)點(diǎn)。

        圖18(a)中,x、y分別為無人機(jī)鉛垂平面內(nèi)的水平飛行距離和垂直飛行高度;起飛和降落階段的航跡和功率分配情況如圖 19 所示??梢娖痫w過程,總需求功率為520 W,3種能源同時輸出,燃料電池工作在額定功率300 W,太陽能電池可提供154 W,剩余功率由鋰電池提供。減速著陸階段,第二天的太陽已經(jīng)升起完全可以提供航電所需要的20 W功率,且多余的功率給鋰電池充電。

        表4 任務(wù)剖面關(guān)鍵參數(shù)

        完整飛行過程跨了一個完整的夜晚,功率分配情況如圖20所示。巡航初始太陽能配合鋰電池輸出,燃料電池不工作,直到鋰電池達(dá)到降落要求的放電深度0.3,啟用燃料電池和太陽能電池配合繼續(xù)輸出。白天主要由太陽能為主要能源,燃料電池配合輸出,太陽落山燃料電池逐漸接替太陽能電池成為主要能源,且夜間完全靠燃料電池飛行,直至第二天早上太陽升起,由于燃料電池巡航儲氫耗盡,無人機(jī)進(jìn)入降落程序。

        從圖21的能源系統(tǒng)狀態(tài)可看出飛行過程中各個能源的狀態(tài),為了對比,進(jìn)行了光照強(qiáng)度和剩余氫氣壓強(qiáng)的歸一化處理,Qsc、Qmax分別為太陽能電池板接受的光照強(qiáng)度和受到的光照強(qiáng)度的最大值,進(jìn)入降落程序后,剩余的太陽能功率很快將鋰電池電量充至90%,但是作為主要能源的燃料電池已經(jīng)無法繼續(xù)工作,僅靠太陽能和鋰電池?zé)o法在剖面高度持續(xù)飛行。

        整個過程能夠在各個能源系統(tǒng)的性能約束下,根據(jù)飛行剖面的要求,合理地配置能源系統(tǒng)的功率,以滿足飛行的功率需求,同時能夠最大限度的利用太陽能電池,獲得額外的能源以增加航時。

        4.3.2關(guān)鍵參數(shù)影響分析

        1)起飛日期和時間的影響

        起飛日期為夏至、春分和冬至,典型光照強(qiáng)度如圖22所示。起飛時間從0:00~24:00間隔2 h變化, 得到不同的航時曲線如圖23所示??梢钥闯龆凉鈴?qiáng)最弱,航時也最短正常只有21 h,春分和夏至光照時間和強(qiáng)度逐漸增強(qiáng),航時也分別為22.6 h和24 h。

        受一天光照強(qiáng)度變化的影響,有些時間段起飛航時也會變化。全天太陽能光照條件較好(如夏至)條件下,無人機(jī)在無日照時刻起飛,可飛行24 h以上,恰好可接受全天的光照能量;通過改變起飛時間至有日照時刻,則可延緩氫燃料耗盡時間,進(jìn)而將接受太陽能輻照能量的周期延長,從而使得航時得到增加。而在光照相對較差條件下(如春分、冬至),無人機(jī)在無光照條件下起飛時無法達(dá)到24 h的航時;因此若改變起飛時間至有日照時刻,則會導(dǎo)致接受太陽光照時間縮短,使其飛行航時進(jìn)一步減小。

        2) 鋰電池能量密度和儲氫密度影響

        以9:00作為起飛時刻,分別改變鋰電池能量密度和儲氫密度變化時航時基本呈線性增加,如圖 24 (a)所示,鋰電池儲能密度由120 Wh/kg增加到320 Wh/kg,航時由24.2 h增加到26.2 h,表明鋰電池能量密度增加83%,航時只增加8%,主要是因?yàn)殇囯姵氐闹亓空蓟旌夏茉聪到y(tǒng)的比重較小只有4.4%,只增加了60 Wh。

        圖18飛行過程信息
        Fig. 18Information of flight process

        圖19起飛降落過程中航跡與功率分配情況
        Fig. 19Power distribution & flight track in takeoff & landing process

        圖20飛行過程中各能源輸出功率情況
        Fig. 20Power outputs of energy sources in flight process

        圖21飛行過程中的能源狀態(tài)
        Fig. 21State of energy system in flight process

        圖22冬至、春分和夏至的光照強(qiáng)度
        Fig. 22Solar irradiance on winter solstice, spring
        equinox and summer solstice

        圖23冬至、春分和夏至不同時刻起飛的航時
        Fig. 23Endurance according to different time on winter solstice, spring equinox and summer sulstice

        圖24能量和儲氫密度對航時的影響
        Fig. 24Influence of energy and H2density on endurance

        圖24(b)顯示儲氫質(zhì)量百分比由2%提高到20%,航時由8.4 h增加到46.7 h,表明儲氫質(zhì)量百分比每增加1個百分點(diǎn),航時可提高2 h。

        3) 太陽能電池效率的影響

        太陽能電池效率的提高使得太陽能電池可以更早更長時間的工作,從而提高無人機(jī)的航時,如圖 25 所示。其中,效率達(dá)由21%到24%,航時出現(xiàn)陡增,是因?yàn)樘柲苄蔬_(dá)到24%時,其最大功率能夠滿足巡航的需求,且有多余電量為鋰電池充電,從而航時出現(xiàn)陡增。效率由24%提高至45%時,航時增加了5.3 h,僅提高了15%,效果并不明顯,主要是受鋰電池的容量和能量密度的限制,多余的太陽能很快將所攜帶的鋰電池充滿,由于飛行剖面的限制,并沒有進(jìn)行爬升儲能,多余的太陽能的利用率逐漸減低,所以航時沒有明顯增加。

        圖25太陽能電池效率對航時的影響
        Fig. 25Influence of solar cell efficiency on endurance

        4.3.3不同能源類型的航時分析

        在能源系統(tǒng)重量、起飛重量和飛行剖面參數(shù)相同情況下,對不同的能源類型無人機(jī)進(jìn)行航時分析。其中,鋰電池?zé)o人機(jī)只采用鋰電池作為能源,燃料電池?zé)o人機(jī)采用了燃料電池和鋰電池,混合能源無人機(jī)采用了燃料電池、鋰電池和太陽能電池。能源系統(tǒng)重量如表5所示。

        夏至日在不同時刻起飛,得到3種無人機(jī)的航時結(jié)果如圖 26 所示,可見鋰電池?zé)o人機(jī)和燃料電池?zé)o人機(jī)的航時不受起飛時間影響,而混合能源無人機(jī)由于太陽能電池的加入,起飛時間(光照)有一定的限制。

        表5 不同無人機(jī)能源系統(tǒng)質(zhì)量

        圖26不同能源類型無人機(jī)的航時比較
        Fig. 26Endurance comparison of UAVs with different types of energy

        對比3種能源可以看出,針對本文給出的設(shè)計(jì)方案,純鋰電池?zé)o人機(jī)航時是4.4 h,加入燃料電池后增加到20.1 h,是前者的4.6倍;采用燃料電池和太陽能電池后,航時超過24 h,是燃料電池?zé)o人機(jī)的1.2倍,是鋰電池?zé)o人機(jī)的5.5倍。表明了采用本文混合能源的設(shè)計(jì)對于提高小型電動無人機(jī)航時的明顯效果。

        5結(jié)論

        1) 綜合考慮多種能源特性的基礎(chǔ)上,給出了太陽能/氫能混合能源動力系統(tǒng)集成方案和太陽能/氫能小型低空長航時無人機(jī)構(gòu)型。

        2) 針對典型任務(wù)剖面,綜合考慮太陽能電池和氫能燃料電池特性,提出了一種考慮全機(jī)重量能量耦合關(guān)系的總體設(shè)計(jì)方法和任務(wù)剖面驅(qū)動的能源管理策略。

        3) 建立了能源動力系統(tǒng)模型,給出了能源控制流程,開發(fā)了能源管理仿真平臺。

        4) 以1.5 kg任務(wù)載荷為例,完成了無人機(jī)總體方案設(shè)計(jì),并進(jìn)行了仿真分析:①能源管理策略能夠根據(jù)任務(wù)剖面的要求合理配置能源系統(tǒng)的功率,滿足各階段的功率需求;②分析給出了3種能源各自特性對飛行結(jié)果的影響;③無人機(jī)在冬至日航時為21 h、夏至日可實(shí)現(xiàn)跨晝夜飛行;④在能源系統(tǒng)重量相同情況下,該混合能源無人機(jī)的航時分別是純鋰電池?zé)o人機(jī)和燃料電池?zé)o人機(jī)的5.5倍和1.2倍。

        太陽能/氫能混合能源無人機(jī)涉及的學(xué)科十分復(fù)雜,本文僅對總體設(shè)計(jì)和能源管理關(guān)鍵技術(shù)開展了研究,給出了初步的結(jié)論。還需要在設(shè)計(jì)中增加更多的約束條件,充分細(xì)致地考慮學(xué)科間的耦合關(guān)系。

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        劉莉女, 博士, 教授。主要研究方向: 飛行器總體設(shè)計(jì)、飛行器結(jié)構(gòu)分析與設(shè)計(jì)、飛行動力學(xué)與控制。

        Tel: 010-68914534

        E-mail: liuli@bit.edu.cn

        杜孟堯男, 碩士研究生。主要研究方向: 飛行器總體設(shè)計(jì)。

        Tel: 010-68913290

        E-mail: 2120130043@bit.edu.cn

        張曉輝男, 博士研究生。主要研究方向: 飛行器總體設(shè)計(jì)。

        Tel: 010-68913290

        E-mail: 3120130031@bit.edu.cn

        Received: 2015-08-20; Revised: 2015-09-07; Accepted: 2015-10-12; Published online: 2015-10-2616:47

        URL: www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151026.1647.008.html

        Conceptual design and energy management strategy for UAV with hybrid solar and hydrogen energy

        LIU Li*, DU Mengyao, ZHANG Xiaohui, ZHANG Chao, XU Guangtong, WANG Zhengping

        School of Aerospace Engineering, Beijing Institute of Technology, Beijing100081, China

        Abstract:According to the long-endurance demand of small low-altitude electric UAVs, a hybrid solar and hydrogen energy system and a configuration of long-endurance small low-altitude UAV is introduced. Based on the typical flight profile and the characteristics of solar cells and fuel cells, a conceptual design method which considers the coupling relationship of weight and energy and the corresponding profile-driven energy management strategy is proposed. Energy system models are built. Furthermore, an energy control procedure is provided, and a simulation platform for hybrid energy management is developed. For an instance, a configuration scheme of the UAV with 1.5 kg payload is achieved. Based on this case, the influences of the characteristics of the energy sources on the flight results are analyzed in the process of simulation. Results prove that the strategy of energy management is able to achieve an efficient power distribution in accordance with the flight profile as well as satisfies the power requirements of all stages. The endurance of the UAV reaches 21 h on winter solstice and a whole day and whole night on summer solstice. Under the same weight of energy systems, the endurance of the proposed hybrid-powered UAV is 5.5 times of the lithium battery powered UAV and 1.2 times of solar powered UAV, respectively.

        Key words:solar energy; hydrogen energy; long endurance; electric powered UAV; conceptual design; energy management

        *Corresponding author. Tel.: 010-68914534E-mail: liuli@bit.edu.cn

        作者簡介:

        中圖分類號:V221.2

        文獻(xiàn)標(biāo)識碼:A

        文章編號:1000-6893(2016)01-0144-19

        DOI:10.7527/S1000-6893.2015.0273

        *通訊作者.Tel.: 010-68914534E-mail: liuli@bit.edu.cn

        收稿日期:2015-08-20; 退修日期: 2015-09-07; 錄用日期: 2015-10-12; 網(wǎng)絡(luò)出版時間: 2015-10-2616:47

        網(wǎng)絡(luò)出版地址: www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151026.1647.008.html

        引用格式: 劉莉, 杜孟堯, 張曉輝, 等. 太陽能/氫能無人機(jī)總體設(shè)計(jì)與能源管理策略研究[J]. 航空學(xué)報, 2016, 37(1): 144-162. LIU L, DU M Y, ZHANG X H, et al. Conceptual design and energy management strategy for UAV with hybrid solar and hydrogen energy[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(1): 144-162.

        http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

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