戴月領，劉莉，*，張曉輝

（1.北京理工大學 宇航學院，北京100081； 2.北京理工大學 機電學院，北京100081）

燃料電池無人機（UAV）作為長航時電動無人機逐漸成為研究熱點［1］，燃料電池動力系統(tǒng)是其核心關鍵技術之一。

燃料電池無人機面臨的一個挑戰(zhàn)是如何測量動力裝置的性能。飛行試驗［2］雖然能很好地驗證、測試無人機的動力系統(tǒng)，但進行飛行試驗準備周期長、費用多且有一定危險性；不可控因素多，在進行多次飛行試驗時，很難保證每次試驗的飛行環(huán)境相同，無法對試驗結(jié)果的優(yōu)劣做出正確的判斷。燃料電池系統(tǒng)動態(tài)性能［3］的表征也是燃料電池無人機的一個挑戰(zhàn)，一般來說，用于設計和開發(fā)燃料電池的數(shù)學模型是基于恒溫、充分濕潤、穩(wěn)態(tài)試驗數(shù)據(jù)的靜態(tài)極化曲線，不適用于動態(tài)系統(tǒng)設計。

半實物仿真（Hardware-in-the-loop，HIL），又稱硬件在環(huán)仿真，是指在對某些系統(tǒng)的研究中，把數(shù)學和物理模型、控制策略或?qū)嵨镞B接起來一起進行試驗，即對系統(tǒng)的一部分建立數(shù)學模型，進行計算機實時運算，實現(xiàn)數(shù)學仿真；將系統(tǒng)中另外某些部分或環(huán)節(jié)，如控制器或部分執(zhí)行機構(gòu)以實物的形式引入仿真回路，連接成系統(tǒng)進行試驗、調(diào)試的過程［4-5］。半實物仿真是實時仿真的重要組成部分，在各種仿真系統(tǒng)中置信度最高［6］。在系統(tǒng)開發(fā)的初期階段就引入半實物仿真，并貫穿于整個系統(tǒng)研發(fā)過程中，可以最大限度提高設計和開發(fā)效率。

通過燃料電池無人機動力系統(tǒng)的半實物仿真試驗，可以將燃料電池動力學對飛行性能的影響進行可重復的試驗表征，能夠更詳細地測試燃料電池動力系統(tǒng)及子系統(tǒng)的系統(tǒng)行為。因此，開展動力系統(tǒng)的半實物仿真是十分重要的。

與飛行測試相比［7-8］，半實物測試的試驗不確定度要低很多。Vural等［9］采用真實的電機作為負載，利用dSpace模擬汽車行駛時的功率狀態(tài)，搭建了燃料電池和超級電容的混合動力試驗平臺，并進行了混合動力半實物仿真試驗。Brad lrey等［8］對燃料電池無人機動力系統(tǒng)進行了半實物仿真研究，并取得了較好的試驗結(jié)果。Greenwell［10］、Verstraete［11-12］和 張 曉 輝［13-14］等 分 別 用 電子負載代替電機進行了燃料電池混合能源系統(tǒng)試驗，通過控制電子負載模擬無人機飛行時所需電功率剖面，進行了混合能源半實物仿真試驗。電子負載雖然可以模擬功率需求，但是與感性電機的電特性有一定差異，而且需求功率和真實飛行所需功率相差較多。如果只用電子負載模擬飛行功率進行地面試驗，則不能對動力系統(tǒng)進行很好的驗證。

對于燃料電池無人機，綜合動力裝置和動力傳動系統(tǒng)已被證明是設計和開發(fā)期間飛機性能不確定性的主要來源［15］。為了降低與性能模擬相關的不確定性，將實際的動力裝置和動力傳動設備作為硬件引入到半實物仿真中，構(gòu)建燃料電池無人機動力系統(tǒng)的半實物仿真平臺。本文設計并搭建了燃料電池無人機動力系統(tǒng)半實物仿真平臺，聯(lián)合無人機、自動駕駛儀、螺旋槳等數(shù)學模型，完成了面向飛行軌跡需求的能源管理策略半實物仿真試驗。

1 半實物仿真平臺設計

本文所提出的半實物仿真體系結(jié)構(gòu)如圖1所示。仿真由4部分組成：仿真軟件、硬件平臺、動力系統(tǒng)硬件、接口。仿真軟件主要包括：飛行任務軌跡、飛機六自由度模型、自動駕駛儀、螺旋槳等數(shù)學模型；硬件平臺主要包括：儲氫裝置、流量計、實時仿真計算機；接口部分驅(qū)動硬件系統(tǒng)并通過測功機采集硬件數(shù)據(jù)作為軟件模擬的輸入；動力系統(tǒng)實物包括除螺旋槳外的所有混合動力系統(tǒng)組件，包括燃料電池系統(tǒng)、蓄電池系統(tǒng)、DC/DC功率轉(zhuǎn)換器、能源管理算法、電子調(diào)速器、無刷電機等。

圖1中的箭頭顯示了半實物仿真各部分之間的信號流方向。半實物仿真的輸入是無人機的飛行任務路徑，將期望和實際飛行軌跡作為仿真軟件自動駕駛儀的輸入，自動駕駛儀的輸出是給電機的油門命令。無刷電機通過直流總線與燃料電池/鋰電池系統(tǒng)耦合，并通過轉(zhuǎn)軸與測功機和磁滯阻尼器物理耦合。測功機與磁滯阻尼器提供了仿真硬件和軟件之間的物理接口。磁滯阻尼器根據(jù)從螺旋槳仿真軟件中獲得的轉(zhuǎn)矩信號，對電機施加轉(zhuǎn)矩負載。螺旋槳模型的輸入是測量得到的電機轉(zhuǎn)速及仿真得到的無人機空速，基于這些輸入，螺旋槳模型計算螺旋槳扭矩和推力。螺旋槳推力傳遞給無人機模型，無人機模型計算無人機的動態(tài)狀態(tài)?；旌蟿恿ο到y(tǒng)中，能源管理算法監(jiān)測當前時刻電源的狀態(tài)和總線需求功率，根據(jù)能源管理算法得到此時的功率分配情況，控制DC/DC功率轉(zhuǎn)換器的輸出電流以限制燃料電池的輸出功率，實現(xiàn)功率流的分配。

本文半實物仿真平臺，通過結(jié)合無人機系統(tǒng)的硬件和軟件模型，可以實現(xiàn)對無人機燃料電池混合動力系統(tǒng)的性能進行有效和準確的模擬。而燃料電池等動力系統(tǒng)以實物介入，其性能可以在半實物仿真中進行測試、控制、調(diào)整和修改；無人機、螺旋槳和自動駕駛儀部件用軟件表示，半實物仿真可以在更具適應性和可重復的測試環(huán)境中模擬整個無人機的系統(tǒng)行為。

圖1 燃料電池混合動力系統(tǒng)半實物仿真架構(gòu)Fig.1 Hardware-in-the-loop simulation architecture for fuel cell hybrid power system

2 半實物仿真平臺搭建

2.1 動力系統(tǒng)實物

2.1.1 燃料電池

燃料電池是一種將化學能轉(zhuǎn)化為電能的裝置，與其他能量轉(zhuǎn)換裝置（如汽油發(fā)動機和太陽能電池板）相比，燃料電池具有更高效的節(jié)能過程。隨著技術的發(fā)展，氫燃料電池組在穩(wěn)態(tài)運行時的能效為50% ～60%。質(zhì)子交換膜燃料電池主要由聚合物電解質(zhì)膜、電極和催化劑等部分組成，可以將燃料電池片堆積在一起，形成一個功率較大的燃料電池堆。

本文采用上海攀業(yè)氫能源科技有限公司的EOS-600型燃料電池（如圖2所示），其額定功率為600 W，利用空氣作為氧化劑和冷卻介質(zhì)，通過調(diào)節(jié)風扇轉(zhuǎn)速對燃料電池系統(tǒng)進行冷卻，具體參數(shù)見表1。

燃料電池特性數(shù)據(jù)由試驗測得，燃料電池放置一段時間后性能下降，使得額定功率達不到600W。伏安（U-I）特性曲線如圖3所示，由圖可知，燃料電池電壓隨著電流的增大在不斷減小，因此為了其能與鋰電池匹配輸出，需要DC/DC功率轉(zhuǎn)換器穩(wěn)定母線電壓，同時可以對燃料電池的輸出電流進行限制，以達到控制燃料電池功率的目的。

圖2 EOS-600型燃料電池Fig.2 EOS-600 fuel cell

表1 燃料電池基本參數(shù)Table 1 Basic param eters of fuel cell

圖3 燃料電池伏安特性曲線Fig.3 U-I characteristic curves of fuel cell

2.1.2 鋰電池

鋰電池具有良好的動態(tài)響應性能、電壓高、比能量大、循環(huán)壽命長、安全性能好，目前電動無人機上應用的多為鋰電池。鋰電池能夠以額定電流進行長時間放電，而且可以短時間內(nèi)進行大電流放電，用于無人機起飛、爬升和遭遇風速變化時所需功率。本文采用EOS-600型燃料電池，容量5 300mAh，電壓范圍22.2～25.2 V。圖4為所用鋰電池的伏安特性曲線。

圖4 鋰電池伏安特性曲線Fig.4 U-I characteristic curves of lithium battery

2.1.3 直流無刷電機

直流無刷電機具有更高的工作效率，更廣的轉(zhuǎn)速范圍以及更好的轉(zhuǎn)速轉(zhuǎn)矩特性，可以滿足低速螺旋槳運行的要求。與其他類型的電機相比，直流無刷電機的尺寸相對較小且有較大的速度范圍。

電機規(guī)格根據(jù)無人機的需求功率要求確定，無人機峰值需求功率出現(xiàn)在無人機起飛和最大爬升速度時。在巡航和盤旋模式下，無人機動力系統(tǒng)在峰值功率以下運行。當電機和電子調(diào)速器規(guī)格可滿足爬升時的功率要求，則可以滿足各飛行模式的功率需求。本文采用文獻［16］中的無人機模型及飛行剖面，該無人機飛行速度約為27.8m/s，爬升時所需最大功率約為1 200W，所需最大推力約為20.2N。本文選用上海雙天模型有限公司的ECO 4130C KV290型直流無刷電機，圖5為該電機的機械特性曲線，可以滿足無人機飛行時的功率需要。

圖5 無刷電機特性曲線與螺旋槳扭矩曲線Fig.5 Characteristic curves of brushlessmotor and torque curve of propeller

2.2 實時仿真計算機與接口

本文使用并行實時計算機公司開發(fā)的實時仿真計算機進行燃料電池/鋰電池混合動力系統(tǒng)半實物仿真試驗。仿真機通過高精度定時同步時鐘板卡的實時時鐘中斷模塊提供高精度時鐘，適合強實時、多任務仿真系統(tǒng)開發(fā)。仿真計算機還提供了時鐘板卡、Moxa多串口板卡、A/D采集板卡和光纖等多種信號接口。實時仿真計算機的主要任務是實時解算飛行環(huán)境模型和無人機運動模型，將計算結(jié)果通過相應接口發(fā)送給電子調(diào)速器等硬件。仿真計算機的時鐘板卡是自動駕駛儀仿真模塊與燃料電池混合動力系統(tǒng)硬件之間的通信連接，仿真計算機從自動駕駛儀模塊處獲得當前時刻的油門量，然后控制時鐘板卡輸出信號的占空比，得到電子調(diào)速器所需的PWM 信號以控制電機轉(zhuǎn)速。

圖6 半實物仿真動力系統(tǒng)Fig.6 Power system in hardware-in-the-loop simulation

實物電機和螺旋槳仿真模型之間的連接是通過測功機與磁滯阻尼器完成的。動力系統(tǒng)機械連接如圖6所示，電機被固定在與電機旋轉(zhuǎn)軸同心的法蘭盤上。電機輸出軸通過一個聯(lián)軸器連接到測功機上，測功機實時測量電機的轉(zhuǎn)速，通過RS485串口，將轉(zhuǎn)速信息傳給螺旋槳仿真模塊。計算此時螺旋槳產(chǎn)生的扭矩大小。測功機另一側(cè)連接磁滯阻尼器，模擬無人機飛行中螺旋槳產(chǎn)生的扭矩。

2.3 數(shù)學仿真模型

2.3.1 螺旋槳模型

無人機螺旋槳是通過槳葉在空氣中旋轉(zhuǎn)，將電機的轉(zhuǎn)動轉(zhuǎn)化為推力的裝置。螺旋槳模型的輸入是無人機的空速和電機軸的轉(zhuǎn)速，輸出是螺旋槳產(chǎn)生的推力和施加在電動機上的力矩，螺旋槳模型為

式中：Fp和Mp分別為螺旋槳的拉力和扭矩；ρ為空氣密度；R為螺旋槳半徑；Ω為轉(zhuǎn)速；CT和CP分別為拉力和扭矩系數(shù)，它們是無人機空速V、螺旋槳轉(zhuǎn)速Ω和直徑D的函數(shù)，與前進比J的關系如圖7所示。

本文選擇的螺旋槳半徑為0.254m，螺旋槳轉(zhuǎn)動慣量為0.002 kg·m2。圖8為根據(jù)螺旋槳拉力系數(shù)計算得到的在不同轉(zhuǎn)速下的拉力曲線。由曲線可知，當轉(zhuǎn)速為5 600 r/m in時，螺旋槳產(chǎn)生的拉力為20.4 N，可滿足無人機爬升時所需最大拉力。由圖8可知，此時螺旋槳產(chǎn)生的扭矩為1.18 N·m，所選電機可滿足螺旋槳產(chǎn)生的扭矩負載。

圖7 前進比與拉力系數(shù)和扭矩系數(shù)的關系Fig.7 Relation between advance ratio and tension coefficient and torque coefficient

2.3.2 無人機模型

Simulink中的Aerosim模塊是航空航天工業(yè)中經(jīng)常使用的飛機仿真和分析模塊，它為開發(fā)非線性六自由度無人機模型提供了一整套綜合工具。無人機模塊如圖9所示，其內(nèi)部有詳細的各子模塊的模型，包括無人機運動學模型、動力學模型、地球大氣環(huán)境模型等。Aerosim模塊還提供了一套商用小型油動的固定翼無人機Aerosonde的詳細參數(shù)。通過將無人機模塊中的動力系統(tǒng)替換為實物動力系統(tǒng)和螺旋槳模型，并在外圍搭建無人機控制與導航模塊和任務剖面模塊，組成混合動力系統(tǒng)半實物仿真平臺。

圖8 螺旋槳拉力曲線Fig.8 Propeller tension curve

圖9 無人機模塊Fig.9 UAV module

2.3.3 自動駕駛儀模型

無人機導航控制算法基于大圓導航算法，利用當前時刻的GPS坐標（緯度、經(jīng)度和高度）和任務點GPS坐標，計算出無人機從當前位置到下一個航跡點所需的方位/偏航調(diào)整量。

無人機飛行控制［16］采用比例積分微分（PID）控制無人機的方向。無人機通過調(diào)整控制舵面偏轉(zhuǎn)和油門，以滿足所需飛行條件。

采用2個比例積分（PI）控制器，在無人機控制模塊中實現(xiàn)滾轉(zhuǎn)姿態(tài)自動駕駛儀。該自動駕駛儀將當前滾轉(zhuǎn)角度和所需的滾轉(zhuǎn)/偏航調(diào)整（由導航控制算法計算得到）作為輸入，PI控制器利用這些測量值之間的差值來確定方向舵和副翼所需的調(diào)整量，作為2個控制輸入傳遞給Aerosonde無人機模塊。

在空速保持控制器中，當無人機爬升或巡航時，PID控制器利用輸入的當前空速和目標空速之差來確定升降舵偏轉(zhuǎn)的角度，保持無人機的恒定空速。高度保持PID控制器根據(jù)預先指定的航跡點，以當前高度和目標高度的差值確定電機油門量，將無人機保持在所需高度。具體參數(shù)如表2所示［16］

表2 PI和PID控制器的增益［16］Table 2 Gain of PI and PID controller［16］

3 能源管理半實物仿真

3.1 典型任務剖面

為測試能源管理算法，采用文獻［16］中典型任務剖面，如圖10所示，該剖面包含爬升、巡航、巡邏和下降等階段。在所給飛行路徑中，任務點1為起始點，任務點2～9為過程點。

圖10 典型任務剖面［16］Fig.10 Typicalmission profile［16］

3.2 狀態(tài)機能源管理策略

狀態(tài)機能源管理算法原理是：根據(jù)鋰電池的荷載狀態(tài)和負載需求功率，在功率跟隨的基礎上將燃料電池/鋰電池功率分配劃分為明確的幾種狀況，從而在鋰電池和燃料電池系統(tǒng)之間分配功率，避免燃料電池在較低的效率范圍內(nèi)工作，并確保鋰電池的SOC（State of Charge）在目標范圍內(nèi)的變化。為避免鋰電池過放導致電池損壞，狀態(tài)機策略［13］以鋰電池SOC和需求功率為門限值，對燃料電池/鋰電池混合動力系統(tǒng)的工作模式進行劃分，共分為6個狀態(tài)，如圖11所示。圖中，PD為總線功率，Pfc_opt為燃料電池最優(yōu)放電功率，Pchg為鋰電池最大充電功率，Pfc_max和Pfc_min分別為燃料電池最大和最小功率。如果鋰電池的臨界狀態(tài)兩側(cè)分別是充電和放電，則鋰電池有可能在臨界點頻繁充放電，為避免這一現(xiàn)象，需要鋰電池延續(xù)上一電量狀態(tài)直到達到一定電量水平，因此本文設置SOCnom1和SOCnom2避免鋰電池在狀態(tài)邊界反復切換。

圖11 狀態(tài)機控制策略Fig.11 State machine control strategy

3.3 試驗結(jié)果與分析

圖12 動力系統(tǒng)狀態(tài)Fig.12 State of power system

針對給定的典型飛行任務剖面進行了半實物仿真驗證，將數(shù)學模型仿真結(jié)果與半實物仿真試驗結(jié)果進行對比分析。圖12（a）為電機轉(zhuǎn)速，在2次爬升階段試驗測得的實際轉(zhuǎn)速比仿真轉(zhuǎn)速略低，在平飛階段電機的轉(zhuǎn)速吻合得較好。圖12（b）為電機在旋轉(zhuǎn)時所受的負載扭矩大小，由圖中可知，在平飛階段實際施加的扭矩要略小于仿真時的扭矩大小，但總體趨勢一致，由于加載扭矩的波動，導致電機轉(zhuǎn)速在平飛階段有輕微的波動。

圖13為狀態(tài)機控制策略下電源電壓和功率分配情況，當需求功率大于燃料電池最大輸出功率時，燃料電池以最大功率進行輸出，其余不足部分由鋰電池補充。由于功率較大，DC的輸出電壓和鋰電池電壓快速下降，由于DC具有輸出穩(wěn)壓的作用，鋰電池電壓較DC下降的更多。當總線需求功率降低時，燃料電池功率迅速降低，沒有緩沖時間，對于動態(tài)響應較差的燃料電池健康不利。鋰電池和DC輸出電壓快速回升，同時對鋰電池進行充電。

圖13 狀態(tài)機策略試驗結(jié)果Fig.13 Test results of state machine strategy

4 結(jié) 論

本文設計并搭建了燃料電池無人機動力系統(tǒng)半實物仿真試驗平臺，通過能源管理算法實現(xiàn)了燃料電池與鋰電池之間的功率分配，完成了面向典型剖面的能源管理半實物仿真試驗，并對結(jié)果進行了分析。

1）將包含電機的燃料電池混合動力系統(tǒng)集成到半實物仿真平臺，以便對無人機動力系統(tǒng)進行開發(fā)研究。

2）對比分析了電機模型與實際電機的性能，電機在轉(zhuǎn)動時，轉(zhuǎn)速和扭矩相對數(shù)學仿真會有波動。

3）在無人機爬升時，鋰電池能很好地補充燃料電池不足的功率；燃料電池額定功率大于需求功率時，為鋰電池進行充電，以應對下次爬升或飛行環(huán)境變化時帶來的功率突變。

4）通過硬件在環(huán)半實物仿真試驗，驗證了設計的狀態(tài)機能源管理算法的有效性和半實物仿真平臺的實用性。