燃料電池?zé)o人機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)半實(shí)物仿真

戴月領(lǐng)，劉莉，*，張曉輝

（1.北京理工大學(xué) 宇航學(xué)院，北京100081； 2.北京理工大學(xué) 機(jī)電學(xué)院，北京100081）

燃料電池?zé)o人機(jī)（UAV）作為長(zhǎng)航時(shí)電動(dòng)無(wú)人機(jī)逐漸成為研究熱點(diǎn)［1］，燃料電池動(dòng)力系統(tǒng)是其核心關(guān)鍵技術(shù)之一。

燃料電池?zé)o人機(jī)面臨的一個(gè)挑戰(zhàn)是如何測(cè)量動(dòng)力裝置的性能。飛行試驗(yàn)［2］雖然能很好地驗(yàn)證、測(cè)試無(wú)人機(jī)的動(dòng)力系統(tǒng)，但進(jìn)行飛行試驗(yàn)準(zhǔn)備周期長(zhǎng)、費(fèi)用多且有一定危險(xiǎn)性；不可控因素多，在進(jìn)行多次飛行試驗(yàn)時(shí)，很難保證每次試驗(yàn)的飛行環(huán)境相同，無(wú)法對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的優(yōu)劣做出正確的判斷。燃料電池系統(tǒng)動(dòng)態(tài)性能［3］的表征也是燃料電池?zé)o人機(jī)的一個(gè)挑戰(zhàn)，一般來(lái)說(shuō)，用于設(shè)計(jì)和開(kāi)發(fā)燃料電池的數(shù)學(xué)模型是基于恒溫、充分濕潤(rùn)、穩(wěn)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的靜態(tài)極化曲線，不適用于動(dòng)態(tài)系統(tǒng)設(shè)計(jì)。

半實(shí)物仿真（Hardware-in-the-loop，HIL），又稱(chēng)硬件在環(huán)仿真，是指在對(duì)某些系統(tǒng)的研究中，把數(shù)學(xué)和物理模型、控制策略或?qū)嵨镞B接起來(lái)一起進(jìn)行試驗(yàn)，即對(duì)系統(tǒng)的一部分建立數(shù)學(xué)模型，進(jìn)行計(jì)算機(jī)實(shí)時(shí)運(yùn)算，實(shí)現(xiàn)數(shù)學(xué)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(jī)構(gòu)以實(shí)物的形式引入仿真回路，連接成系統(tǒng)進(jìn)行試驗(yàn)、調(diào)試的過(guò)程［4-5］。半實(shí)物仿真是實(shí)時(shí)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(kāi)發(fā)的初期階段就引入半實(shí)物仿真，并貫穿于整個(gè)系統(tǒng)研發(fā)過(guò)程中，可以最大限度提高設(shè)計(jì)和開(kāi)發(fā)效率。

通過(guò)燃料電池?zé)o人機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)的半實(shí)物仿真試驗(yàn)，可以將燃料電池動(dòng)力學(xué)對(duì)飛行性能的影響進(jìn)行可重復(fù)的試驗(yàn)表征，能夠更詳細(xì)地測(cè)試燃料電池動(dòng)力系統(tǒng)及子系統(tǒng)的系統(tǒng)行為。因此，開(kāi)展動(dòng)力系統(tǒng)的半實(shí)物仿真是十分重要的。

與飛行測(cè)試相比［7-8］，半實(shí)物測(cè)試的試驗(yàn)不確定度要低很多。Vural等［9］采用真實(shí)的電機(jī)作為負(fù)載，利用dSpace模擬汽車(chē)行駛時(shí)的功率狀態(tài)，搭建了燃料電池和超級(jí)電容的混合動(dòng)力試驗(yàn)平臺(tái)，并進(jìn)行了混合動(dòng)力半實(shí)物仿真試驗(yàn)。Brad lrey等［8］對(duì)燃料電池?zé)o人機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)進(jìn)行了半實(shí)物仿真研究，并取得了較好的試驗(yàn)結(jié)果。Greenwell［10］、Verstraete［11-12］和 張 曉 輝［13-14］等 分 別 用 電子負(fù)載代替電機(jī)進(jìn)行了燃料電池混合能源系統(tǒng)試驗(yàn)，通過(guò)控制電子負(fù)載模擬無(wú)人機(jī)飛行時(shí)所需電功率剖面，進(jìn)行了混合能源半實(shí)物仿真試驗(yàn)。電子負(fù)載雖然可以模擬功率需求，但是與感性電機(jī)的電特性有一定差異，而且需求功率和真實(shí)飛行所需功率相差較多。如果只用電子負(fù)載模擬飛行功率進(jìn)行地面試驗(yàn)，則不能對(duì)動(dòng)力系統(tǒng)進(jìn)行很好的驗(yàn)證。

對(duì)于燃料電池?zé)o人機(jī)，綜合動(dòng)力裝置和動(dòng)力傳動(dòng)系統(tǒng)已被證明是設(shè)計(jì)和開(kāi)發(fā)期間飛機(jī)性能不確定性的主要來(lái)源［15］。為了降低與性能模擬相關(guān)的不確定性，將實(shí)際的動(dòng)力裝置和動(dòng)力傳動(dòng)設(shè)備作為硬件引入到半實(shí)物仿真中，構(gòu)建燃料電池?zé)o人機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)的半實(shí)物仿真平臺(tái)。本文設(shè)計(jì)并搭建了燃料電池?zé)o人機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)半實(shí)物仿真平臺(tái)，聯(lián)合無(wú)人機(jī)、自動(dòng)駕駛儀、螺旋槳等數(shù)學(xué)模型，完成了面向飛行軌跡需求的能源管理策略半實(shí)物仿真試驗(yàn)。

1 半實(shí)物仿真平臺(tái)設(shè)計(jì)

本文所提出的半實(shí)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(tái)、動(dòng)力系統(tǒng)硬件、接口。仿真軟件主要包括：飛行任務(wù)軌跡、飛機(jī)六自由度模型、自動(dòng)駕駛儀、螺旋槳等數(shù)學(xué)模型；硬件平臺(tái)主要包括：儲(chǔ)氫裝置、流量計(jì)、實(shí)時(shí)仿真計(jì)算機(jī)；接口部分驅(qū)動(dòng)硬件系統(tǒng)并通過(guò)測(cè)功機(jī)采集硬件數(shù)據(jù)作為軟件模擬的輸入；動(dòng)力系統(tǒng)實(shí)物包括除螺旋槳外的所有混合動(dòng)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(wú)刷電機(jī)等。

圖1中的箭頭顯示了半實(shí)物仿真各部分之間的信號(hào)流方向。半實(shí)物仿真的輸入是無(wú)人機(jī)的飛行任務(wù)路徑，將期望和實(shí)際飛行軌跡作為仿真軟件自動(dòng)駕駛儀的輸入，自動(dòng)駕駛儀的輸出是給電機(jī)的油門(mén)命令。無(wú)刷電機(jī)通過(guò)直流總線與燃料電池/鋰電池系統(tǒng)耦合，并通過(guò)轉(zhuǎn)軸與測(cè)功機(jī)和磁滯阻尼器物理耦合。測(cè)功機(jī)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(hào)，對(duì)電機(jī)施加轉(zhuǎn)矩負(fù)載。螺旋槳模型的輸入是測(cè)量得到的電機(jī)轉(zhuǎn)速及仿真得到的無(wú)人機(jī)空速，基于這些輸入，螺旋槳模型計(jì)算螺旋槳扭矩和推力。螺旋槳推力傳遞給無(wú)人機(jī)模型，無(wú)人機(jī)模型計(jì)算無(wú)人機(jī)的動(dòng)態(tài)狀態(tài)。混合動(dòng)力系統(tǒng)中，能源管理算法監(jiān)測(cè)當(dāng)前時(shí)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(shí)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(shí)現(xiàn)功率流的分配。

本文半實(shí)物仿真平臺(tái)，通過(guò)結(jié)合無(wú)人機(jī)系統(tǒng)的硬件和軟件模型，可以實(shí)現(xiàn)對(duì)無(wú)人機(jī)燃料電池混合動(dòng)力系統(tǒng)的性能進(jìn)行有效和準(zhǔn)確的模擬。而燃料電池等動(dòng)力系統(tǒng)以實(shí)物介入，其性能可以在半實(shí)物仿真中進(jìn)行測(cè)試、控制、調(diào)整和修改；無(wú)人機(jī)、螺旋槳和自動(dòng)駕駛儀部件用軟件表示，半實(shí)物仿真可以在更具適應(yīng)性和可重復(fù)的測(cè)試環(huán)境中模擬整個(gè)無(wú)人機(jī)的系統(tǒng)行為。

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

2 半實(shí)物仿真平臺(tái)搭建

2.1 動(dòng)力系統(tǒng)實(shí)物

2.1.1 燃料電池

燃料電池是一種將化學(xué)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(dòng)機(jī)和太陽(yáng)能電池板）相比，燃料電池具有更高效的節(jié)能過(guò)程。隨著技術(shù)的發(fā)展，氫燃料電池組在穩(wěn)態(tài)運(yùn)行時(shí)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(gè)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(guò)調(diào)節(jié)風(fēng)扇轉(zhuǎn)速對(duì)燃料電池系統(tǒng)進(jìn)行冷卻，具體參數(shù)見(jiàn)表1。

燃料電池特性數(shù)據(jù)由試驗(yàn)測(cè)得，燃料電池放置一段時(shí)間后性能下降，使得額定功率達(dá)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(shí)可以對(duì)燃料電池的輸出電流進(jìn)行限制，以達(dá)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(dòng)態(tài)響應(yīng)性能、電壓高、比能量大、循環(huán)壽命長(zhǎng)、安全性能好，目前電動(dòng)無(wú)人機(jī)上應(yīng)用的多為鋰電池。鋰電池能夠以額定電流進(jìn)行長(zhǎng)時(shí)間放電，而且可以短時(shí)間內(nèi)進(jìn)行大電流放電，用于無(wú)人機(jī)起飛、爬升和遭遇風(fēng)速變化時(shí)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(wú)刷電機(jī)

直流無(wú)刷電機(jī)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(mǎn)足低速螺旋槳運(yùn)行的要求。與其他類(lèi)型的電機(jī)相比，直流無(wú)刷電機(jī)的尺寸相對(duì)較小且有較大的速度范圍。

電機(jī)規(guī)格根據(jù)無(wú)人機(jī)的需求功率要求確定，無(wú)人機(jī)峰值需求功率出現(xiàn)在無(wú)人機(jī)起飛和最大爬升速度時(shí)。在巡航和盤(pán)旋模式下，無(wú)人機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)在峰值功率以下運(yùn)行。當(dāng)電機(jī)和電子調(diào)速器規(guī)格可滿(mǎn)足爬升時(shí)的功率要求，則可以滿(mǎn)足各飛行模式的功率需求。本文采用文獻(xiàn)［16］中的無(wú)人機(jī)模型及飛行剖面，該無(wú)人機(jī)飛行速度約為27.8m/s，爬升時(shí)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(wú)刷電機(jī)，圖5為該電機(jī)的機(jī)械特性曲線，可以滿(mǎn)足無(wú)人機(jī)飛行時(shí)的功率需要。

圖5 無(wú)刷電機(jī)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(shí)時(shí)仿真計(jì)算機(jī)與接口

本文使用并行實(shí)時(shí)計(jì)算機(jī)公司開(kāi)發(fā)的實(shí)時(shí)仿真計(jì)算機(jī)進(jìn)行燃料電池/鋰電池混合動(dòng)力系統(tǒng)半實(shí)物仿真試驗(yàn)。仿真機(jī)通過(guò)高精度定時(shí)同步時(shí)鐘板卡的實(shí)時(shí)時(shí)鐘中斷模塊提供高精度時(shí)鐘，適合強(qiáng)實(shí)時(shí)、多任務(wù)仿真系統(tǒng)開(kāi)發(fā)。仿真計(jì)算機(jī)還提供了時(shí)鐘板卡、Moxa多串口板卡、A/D采集板卡和光纖等多種信號(hào)接口。實(shí)時(shí)仿真計(jì)算機(jī)的主要任務(wù)是實(shí)時(shí)解算飛行環(huán)境模型和無(wú)人機(jī)運(yùn)動(dòng)模型，將計(jì)算結(jié)果通過(guò)相應(yīng)接口發(fā)送給電子調(diào)速器等硬件。仿真計(jì)算機(jī)的時(shí)鐘板卡是自動(dòng)駕駛儀仿真模塊與燃料電池混合動(dòng)力系統(tǒng)硬件之間的通信連接，仿真計(jì)算機(jī)從自動(dòng)駕駛儀模塊處獲得當(dāng)前時(shí)刻的油門(mén)量，然后控制時(shí)鐘板卡輸出信號(hào)的占空比，得到電子調(diào)速器所需的PWM 信號(hào)以控制電機(jī)轉(zhuǎn)速。

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

實(shí)物電機(jī)和螺旋槳仿真模型之間的連接是通過(guò)測(cè)功機(jī)與磁滯阻尼器完成的。動(dòng)力系統(tǒng)機(jī)械連接如圖6所示，電機(jī)被固定在與電機(jī)旋轉(zhuǎn)軸同心的法蘭盤(pán)上。電機(jī)輸出軸通過(guò)一個(gè)聯(lián)軸器連接到測(cè)功機(jī)上，測(cè)功機(jī)實(shí)時(shí)測(cè)量電機(jī)的轉(zhuǎn)速，通過(guò)RS485串口，將轉(zhuǎn)速信息傳給螺旋槳仿真模塊。計(jì)算此時(shí)螺旋槳產(chǎn)生的扭矩大小。測(cè)功機(jī)另一側(cè)連接磁滯阻尼器，模擬無(wú)人機(jī)飛行中螺旋槳產(chǎn)生的扭矩。

2.3 數(shù)學(xué)仿真模型

2.3.1 螺旋槳模型

無(wú)人機(jī)螺旋槳是通過(guò)槳葉在空氣中旋轉(zhuǎn)，將電機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)轉(zhuǎn)化為推力的裝置。螺旋槳模型的輸入是無(wú)人機(jī)的空速和電機(jī)軸的轉(zhuǎn)速，輸出是螺旋槳產(chǎn)生的推力和施加在電動(dòng)機(jī)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(wú)人機(jī)空速V、螺旋槳轉(zhuǎn)速Ω和直徑D的函數(shù)，與前進(jìn)比J的關(guān)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(dòng)慣量為0.002 kg·m2。圖8為根據(jù)螺旋槳拉力系數(shù)計(jì)算得到的在不同轉(zhuǎn)速下的拉力曲線。由曲線可知，當(dāng)轉(zhuǎn)速為5 600 r/m in時(shí)，螺旋槳產(chǎn)生的拉力為20.4 N，可滿(mǎn)足無(wú)人機(jī)爬升時(shí)所需最大拉力。由圖8可知，此時(shí)螺旋槳產(chǎn)生的扭矩為1.18 N·m，所選電機(jī)可滿(mǎn)足螺旋槳產(chǎn)生的扭矩負(fù)載。

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

2.3.2 無(wú)人機(jī)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(jī)仿真和分析模塊，它為開(kāi)發(fā)非線性六自由度無(wú)人機(jī)模型提供了一整套綜合工具。無(wú)人機(jī)模塊如圖9所示，其內(nèi)部有詳細(xì)的各子模塊的模型，包括無(wú)人機(jī)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型、動(dòng)力學(xué)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(dòng)的固定翼無(wú)人機(jī)Aerosonde的詳細(xì)參數(shù)。通過(guò)將無(wú)人機(jī)模塊中的動(dòng)力系統(tǒng)替換為實(shí)物動(dòng)力系統(tǒng)和螺旋槳模型，并在外圍搭建無(wú)人機(jī)控制與導(dǎo)航模塊和任務(wù)剖面模塊，組成混合動(dòng)力系統(tǒng)半實(shí)物仿真平臺(tái)。

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

圖9 無(wú)人機(jī)模塊Fig.9 UAV module

2.3.3 自動(dòng)駕駛儀模型

無(wú)人機(jī)導(dǎo)航控制算法基于大圓導(dǎo)航算法，利用當(dāng)前時(shí)刻的GPS坐標(biāo)（緯度、經(jīng)度和高度）和任務(wù)點(diǎn)GPS坐標(biāo)，計(jì)算出無(wú)人機(jī)從當(dāng)前位置到下一個(gè)航跡點(diǎn)所需的方位/偏航調(diào)整量。

無(wú)人機(jī)飛行控制［16］采用比例積分微分（PID）控制無(wú)人機(jī)的方向。無(wú)人機(jī)通過(guò)調(diào)整控制舵面偏轉(zhuǎn)和油門(mén)，以滿(mǎn)足所需飛行條件。

采用2個(gè)比例積分（PI）控制器，在無(wú)人機(jī)控制模塊中實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)姿態(tài)自動(dòng)駕駛儀。該自動(dòng)駕駛儀將當(dāng)前滾轉(zhuǎn)角度和所需的滾轉(zhuǎn)/偏航調(diào)整（由導(dǎo)航控制算法計(jì)算得到）作為輸入，PI控制器利用這些測(cè)量值之間的差值來(lái)確定方向舵和副翼所需的調(diào)整量，作為2個(gè)控制輸入傳遞給Aerosonde無(wú)人機(jī)模塊。

在空速保持控制器中，當(dāng)無(wú)人機(jī)爬升或巡航時(shí)，PID控制器利用輸入的當(dāng)前空速和目標(biāo)空速之差來(lái)確定升降舵偏轉(zhuǎn)的角度，保持無(wú)人機(jī)的恒定空速。高度保持PID控制器根據(jù)預(yù)先指定的航跡點(diǎn)，以當(dāng)前高度和目標(biāo)高度的差值確定電機(jī)油門(mén)量，將無(wú)人機(jī)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(shí)物仿真

3.1 典型任務(wù)剖面

為測(cè)試能源管理算法，采用文獻(xiàn)［16］中典型任務(wù)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(wù)點(diǎn)1為起始點(diǎn)，任務(wù)點(diǎn)2～9為過(guò)程點(diǎn)。

圖10 典型任務(wù)剖面［16］Fig.10 Typicalmission profile［16］

3.2 狀態(tài)機(jī)能源管理策略

狀態(tài)機(jī)能源管理算法原理是：根據(jù)鋰電池的荷載狀態(tài)和負(fù)載需求功率，在功率跟隨的基礎(chǔ)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(biāo)范圍內(nèi)的變化。為避免鋰電池過(guò)放導(dǎo)致電池?fù)p壞，狀態(tài)機(jī)策略［13］以鋰電池SOC和需求功率為門(mén)限值，對(duì)燃料電池/鋰電池混合動(dòng)力系統(tǒng)的工作模式進(jìn)行劃分，共分為6個(gè)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(diǎn)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(dá)到一定電量水平，因此本文設(shè)置SOCnom1和SOCnom2避免鋰電池在狀態(tài)邊界反復(fù)切換。

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

3.3 試驗(yàn)結(jié)果與分析

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

針對(duì)給定的典型飛行任務(wù)剖面進(jìn)行了半實(shí)物仿真驗(yàn)證，將數(shù)學(xué)模型仿真結(jié)果與半實(shí)物仿真試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析。圖12（a）為電機(jī)轉(zhuǎn)速，在2次爬升階段試驗(yàn)測(cè)得的實(shí)際轉(zhuǎn)速比仿真轉(zhuǎn)速略低，在平飛階段電機(jī)的轉(zhuǎn)速吻合得較好。圖12（b）為電機(jī)在旋轉(zhuǎn)時(shí)所受的負(fù)載扭矩大小，由圖中可知，在平飛階段實(shí)際施加的扭矩要略小于仿真時(shí)的扭矩大小，但總體趨勢(shì)一致，由于加載扭矩的波動(dòng)，導(dǎo)致電機(jī)轉(zhuǎn)速在平飛階段有輕微的波動(dòng)。

圖13為狀態(tài)機(jī)控制策略下電源電壓和功率分配情況，當(dāng)需求功率大于燃料電池最大輸出功率時(shí)，燃料電池以最大功率進(jìn)行輸出，其余不足部分由鋰電池補(bǔ)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(dāng)總線需求功率降低時(shí)，燃料電池功率迅速降低，沒(méi)有緩沖時(shí)間，對(duì)于動(dòng)態(tài)響應(yīng)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(shí)對(duì)鋰電池進(jìn)行充電。

圖13 狀態(tài)機(jī)策略試驗(yàn)結(jié)果Fig.13 Test results of state machine strategy

4 結(jié) 論

本文設(shè)計(jì)并搭建了燃料電池?zé)o人機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)半實(shí)物仿真試驗(yàn)平臺(tái)，通過(guò)能源管理算法實(shí)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(shí)物仿真試驗(yàn)，并對(duì)結(jié)果進(jìn)行了分析。

1）將包含電機(jī)的燃料電池混合動(dòng)力系統(tǒng)集成到半實(shí)物仿真平臺(tái)，以便對(duì)無(wú)人機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)進(jìn)行開(kāi)發(fā)研究。

2）對(duì)比分析了電機(jī)模型與實(shí)際電機(jī)的性能，電機(jī)在轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，轉(zhuǎn)速和扭矩相對(duì)數(shù)學(xué)仿真會(huì)有波動(dòng)。

3）在無(wú)人機(jī)爬升時(shí)，鋰電池能很好地補(bǔ)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(shí)，為鋰電池進(jìn)行充電，以應(yīng)對(duì)下次爬升或飛行環(huán)境變化時(shí)帶來(lái)的功率突變。

4）通過(guò)硬件在環(huán)半實(shí)物仿真試驗(yàn)，驗(yàn)證了設(shè)計(jì)的狀態(tài)機(jī)能源管理算法的有效性和半實(shí)物仿真平臺(tái)的實(shí)用性。