并聯(lián)式油電混合無人機(jī)的能量管理策略研究

陳宗科，楊向宇

(華南理工大學(xué)電力學(xué)院，廣東廣州 510630)

無人機(jī)是一種遙控或自動(dòng)飛行的飛行器，它可以攜帶攝像頭、傳感器等其他設(shè)備，執(zhí)行一些特定任務(wù)[1]。無人機(jī)已經(jīng)廣泛應(yīng)用于軍用和民用方面，并且有了巨大的經(jīng)濟(jì)效益。在無人機(jī)的開發(fā)中，無人機(jī)大小與載荷之間的權(quán)衡始終是一個(gè)問題，為了用更少的空間攜帶更大的載荷或飛行更長(zhǎng)的時(shí)間，一方面通過集成化減少各種系統(tǒng)的質(zhì)量和體積，另一方面致力于提高無人機(jī)能源的有效利用率[2]。

在鋰電池技術(shù)有突破之前，傳統(tǒng)無人直升機(jī)依然傾向于使用內(nèi)燃機(jī)提供動(dòng)力。但直升機(jī)飛行時(shí)僅能使用內(nèi)燃機(jī)最大扭矩對(duì)應(yīng)轉(zhuǎn)速的很小一段工作區(qū)間，效率較低。而且隨著環(huán)境問題越來越嚴(yán)重，人們也在尋求更有效的方案?；旌蟿?dòng)力系統(tǒng)就是其中的一種，混合動(dòng)力系統(tǒng)將發(fā)動(dòng)機(jī)和電機(jī)整合，通過能量的合理分配，充分利用兩者的優(yōu)點(diǎn)避開低效率區(qū)間?；旌蟿?dòng)力系統(tǒng)從結(jié)構(gòu)上主要分為串聯(lián)型、并聯(lián)型和混聯(lián)型[3]。串聯(lián)型的特點(diǎn)是結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，發(fā)動(dòng)機(jī)能始終工作在高效工作區(qū)，但能量轉(zhuǎn)換次數(shù)較多影響效率，因此主要研究方向是燃料電池和太陽電池[4]。并聯(lián)型的發(fā)動(dòng)機(jī)與傳動(dòng)系統(tǒng)存在機(jī)械耦合，不能總工作在高效區(qū)；但能量可以直接利用，效率高體積小?；炻?lián)型雖有各種優(yōu)點(diǎn)，但結(jié)構(gòu)復(fù)雜不適合用在小型無人機(jī)上。

早期的能量管理策略主要是基于規(guī)則的控制方法，后來出現(xiàn)了基于動(dòng)態(tài)規(guī)劃的方法、基于等效油耗率的方法，近年來最優(yōu)控制算法、模糊控制算法、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)算法、遺產(chǎn)算法等先進(jìn)智能算法也不斷被研究[5]。無人機(jī)和汽車的混合動(dòng)力系統(tǒng)有相似之處，在進(jìn)行能量管理時(shí)可以借鑒，但也需要分析不同之處，針對(duì)無人機(jī)的特點(diǎn)進(jìn)行改進(jìn)。

1 油電混合動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)計(jì)

1.1 混合動(dòng)力系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

本文采用的同軸并聯(lián)型混合動(dòng)力系統(tǒng)是并聯(lián)型混合動(dòng)力系統(tǒng)的一種，該系統(tǒng)的發(fā)動(dòng)機(jī)和電動(dòng)機(jī)通過同一根軸傳遞功率，單個(gè)電機(jī)在電動(dòng)模式和發(fā)電模式切換，如圖1 所示。這種系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、體積小、效率高，適合小型無人機(jī)；但因?yàn)閮蓚€(gè)動(dòng)力源在同一根軸上，控制精確要求較高。

圖1 混合動(dòng)力系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

1.2 發(fā)動(dòng)機(jī)模型

發(fā)動(dòng)機(jī)是混合動(dòng)力系統(tǒng)的主要?jiǎng)恿υ?，起著承?dān)基礎(chǔ)負(fù)載的作用。本文利用發(fā)動(dòng)機(jī)的萬有特性圖，用試驗(yàn)建模法建立發(fā)動(dòng)機(jī)模型[6]。通過查閱發(fā)動(dòng)機(jī)說明書和實(shí)際測(cè)試，得到發(fā)動(dòng)機(jī)萬有特性圖(圖2)。圖2 中紅線被稱為理想工作曲線[7]，是每個(gè)轉(zhuǎn)速和扭矩組合對(duì)應(yīng)的油耗率最低的工作點(diǎn)連接起來得到的曲線，理論上工作在理想工作曲線可以用盡可能少的燃油得到最好的性能。

圖2 發(fā)動(dòng)機(jī)萬有特性圖

經(jīng)測(cè)試[8]，發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速和節(jié)氣門開度可由傳遞函數(shù)表示為：

耗油量通過查表函數(shù)得到油耗率后經(jīng)過積分獲得：

式中：B為總耗油量；b為燃油消耗率；Peng為發(fā)動(dòng)機(jī)功率；Teng為扭矩；n為轉(zhuǎn)速。

1.3 電動(dòng)機(jī)/發(fā)電機(jī)模型

電機(jī)是混合動(dòng)力系統(tǒng)中的輔助動(dòng)力源，主要作用是起到削峰填谷的作用，調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)的功率。

當(dāng)電機(jī)工作在電動(dòng)狀態(tài)，電動(dòng)機(jī)輸出機(jī)械功率，電池放電電流為：

式中：U為鋰電池端電壓；Idis為鋰電池放電電流；ηm為電動(dòng)機(jī)效率和電調(diào)損耗等。

當(dāng)電機(jī)工作在發(fā)電狀態(tài)，發(fā)電機(jī)發(fā)出的電能經(jīng)過電力電子變換器后給電池充電。若電池為恒流充電，則電池充電電流Ich保持不變(為常數(shù))，電池端電壓U隨電量變化，發(fā)電機(jī)消耗功率也隨之變化。

式中：ηgen為發(fā)電效率；ηDC為轉(zhuǎn)換效率；Pgen為發(fā)電機(jī)消耗機(jī)械功率。

1.4 電池模型

鋰電池的工作過程是復(fù)雜的電化學(xué)過程，本文采用等效電路模型。內(nèi)阻模型是最常用也最簡(jiǎn)單的一種模型，將鋰電池等效為一個(gè)理想電壓源UOC串聯(lián)一個(gè)電阻Rin[9]，如圖3所示。

圖3 鋰電池的內(nèi)阻模型等效電路

根據(jù)電路學(xué)知識(shí)可以得到鋰電池輸出端電壓：

內(nèi)阻模型的鋰電池內(nèi)阻Rin和開路電壓UOC隨荷電狀態(tài)(state of charge，SOC)變化，如圖4 所示，在仿真模型中通過查表獲得。

圖4 鋰電池內(nèi)阻和開路電壓與SOC的關(guān)系

SOC是描述電池狀態(tài)的重要參數(shù)，它反映了電池的剩余容量。SOC計(jì)算主要有安時(shí)法與開路電壓法[9]。安時(shí)法是通過對(duì)單位時(shí)間內(nèi)流過電池組的電流進(jìn)行積分，從而得出這段時(shí)間內(nèi)SOC的變化量。當(dāng)電池的初始荷電狀態(tài)為SOC0，則t時(shí)刻的荷電狀態(tài)為：

式中：Qmax為鋰電池的最大電荷量。綜合兩種方法的優(yōu)缺點(diǎn)，本文在無人機(jī)啟動(dòng)時(shí)利用開路電壓法檢測(cè)開路電壓，獲得初始值SOC0；電池正常工作時(shí)，利用安時(shí)法實(shí)時(shí)檢測(cè)鋰電池工作電流并計(jì)算SOC。

2 混合動(dòng)力系統(tǒng)的能量管理系統(tǒng)與策略

2.1 功率平衡與能量管理系統(tǒng)

能量管理系統(tǒng)主要在維持功率平衡的原則下合理分配功率：

當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)單獨(dú)驅(qū)動(dòng)時(shí)，無論電池是否充電，僅需對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行恒轉(zhuǎn)速控制，通過調(diào)節(jié)節(jié)氣門開度即可自動(dòng)完成功率平衡。

當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)和電動(dòng)機(jī)共同驅(qū)動(dòng)時(shí)，能量管理系統(tǒng)會(huì)分配兩者各自的輸出功率。發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率大致上由節(jié)氣門開度決定，某轉(zhuǎn)速下的功率和節(jié)氣門開度具有線性正比關(guān)系。因此已知發(fā)動(dòng)機(jī)分配功率時(shí)，可以查出對(duì)應(yīng)節(jié)氣門開度，然后控制其不變；剩余的功率和各種擾動(dòng)均由電動(dòng)機(jī)承擔(dān)，通過控制電動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速恒定達(dá)到功率平衡。

2.2 無人機(jī)與汽車混合動(dòng)力系統(tǒng)的差異

根據(jù)葉素理論和動(dòng)量理論提出了一種直升機(jī)的功率計(jì)算[10]，根據(jù)該方法計(jì)算得到的飛行任務(wù)各階段需求功率分布如圖5 所示。直升機(jī)飛行時(shí)的功率分為誘導(dǎo)功率、型阻功率和廢阻功率，因?yàn)樾⌒蜔o人直升機(jī)旋翼轉(zhuǎn)速非?？於w積和重量都小，發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出大部分用來克服無人機(jī)的型阻功率，因此飛行時(shí)需求功率總在1 kW 以上。其中在爬升階段需求功率最大，高速巡航階段次之，懸停狀態(tài)適中，中低速巡航階段最小。

圖5 飛行任務(wù)需求功率分布圖

汽車的行駛速度根據(jù)路況不停變化，根據(jù)駕駛員的油門和剎車信號(hào)會(huì)頻繁加減速、啟停車等，因此發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速變化大且頻繁，需求功率也不停變化。直升機(jī)在飛行時(shí)，為了保持穩(wěn)定性，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行恒轉(zhuǎn)速控制，發(fā)動(dòng)機(jī)只在提前預(yù)設(shè)的轉(zhuǎn)速工作。直升機(jī)中低速巡航時(shí)有最低需求功率，其他情況都是在此基礎(chǔ)上需求更多功率，可以分為基礎(chǔ)負(fù)載和額外負(fù)載?；旌蟿?dòng)力無人機(jī)的空間較小結(jié)構(gòu)緊湊，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速快扭矩小，因此沒有離合器和變速器，且電動(dòng)機(jī)作為輔助動(dòng)力，功率和體積都比較小。因此汽車的混合動(dòng)力系統(tǒng)可操作狀態(tài)更多，可以工作在純油動(dòng)、純電動(dòng)和混動(dòng)三種狀態(tài)，也能通過換擋改善發(fā)動(dòng)機(jī)工作點(diǎn)。

2.3 無人直升機(jī)能量管理策略

無人機(jī)能量管理策略的原則包括：(1)由發(fā)動(dòng)機(jī)承擔(dān)主要負(fù)載，剩下的負(fù)載由電池補(bǔ)足；(2)發(fā)動(dòng)機(jī)盡量工作在理想工作曲線附近；(3)鋰電池盡量保持在高效工作區(qū)間。

2.3.1 有限狀態(tài)機(jī)

有限狀態(tài)機(jī)是最普遍的控制策略之一，它簡(jiǎn)單、可靠地使用預(yù)先確定的條件(if-then)管理，使受控對(duì)象切換不同的狀態(tài)；其特點(diǎn)是計(jì)算量少，從而支持在線實(shí)現(xiàn)，也是已經(jīng)應(yīng)用在汽車混合動(dòng)力系統(tǒng)上的一項(xiàng)技術(shù)。根據(jù)上文提出的直升機(jī)工作特性，無人機(jī)的混合動(dòng)力系統(tǒng)工作狀態(tài)大概分為發(fā)動(dòng)機(jī)單獨(dú)驅(qū)動(dòng)、混合驅(qū)動(dòng)和電池充電。但必須考慮發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速，因?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速會(huì)影響旋翼轉(zhuǎn)速，進(jìn)而影響需求功率和飛行狀態(tài)，又會(huì)反過來影響發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)。

有限狀態(tài)機(jī)流程如圖6 所示。

圖6 有限狀態(tài)機(jī)流程圖

第一步：求解需求功率與理想工作點(diǎn)功率的差值Pd。

第二步：測(cè)算鋰電池的SOC。

(1)若電池電量大于最小值，且需求功率大于理想功率，則發(fā)動(dòng)機(jī)工作在理想工作點(diǎn)，鋰電池補(bǔ)充其余功率。

(2)若電池電量大于最大值，且需求功率小于理想功率，則發(fā)動(dòng)機(jī)單獨(dú)運(yùn)行，鋰電池不可用。

(3)若電池電量小于最小值，且需求功率大于理想功率，則發(fā)動(dòng)機(jī)單獨(dú)運(yùn)行，并給電池充電。若發(fā)動(dòng)機(jī)功率小于發(fā)動(dòng)機(jī)在該轉(zhuǎn)速的最大功率，則轉(zhuǎn)速不變；若發(fā)動(dòng)機(jī)功率大于發(fā)動(dòng)機(jī)在該轉(zhuǎn)速的最大功率，則發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)提高轉(zhuǎn)速一個(gè)檔位，同時(shí)傳遞信號(hào)給飛控系統(tǒng)改變旋翼，使直升機(jī)進(jìn)入新的穩(wěn)態(tài)。

(4)若無法充電，則電池既不能充電也不能放電，相當(dāng)于沒有使用混合動(dòng)力系統(tǒng)。此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)必須提高轉(zhuǎn)速到最大扭矩處，按未使用混合動(dòng)力系統(tǒng)時(shí)的狀態(tài)運(yùn)行。

2.3.2 模糊控制

基于模糊邏輯的能量控制系統(tǒng)可以提高無人機(jī)混合動(dòng)力系統(tǒng)的能量分配效率。隨著模糊控制器的輸入輸出信號(hào)增加，模糊規(guī)則會(huì)越復(fù)雜，模糊控制的精度也會(huì)越高。但同時(shí)越復(fù)雜的規(guī)則會(huì)越難以制定，控制策略的實(shí)現(xiàn)難度會(huì)提高，控制系統(tǒng)的反應(yīng)速度也會(huì)變慢。綜合考慮系統(tǒng)的快速性和穩(wěn)定性，經(jīng)過反復(fù)嘗試，最終確定了模糊控制系統(tǒng)的輸入信號(hào)需求功率與理想工作點(diǎn)功率的比值Pd，電池的荷電狀態(tài)SOC，功率誤差信號(hào)Perror。輸出信號(hào)是發(fā)動(dòng)機(jī)功率Peng和電池功率變化量dPbat。

Matlab 的模糊控制工具箱提供了兩種模糊推理類型，本文選擇Mamdani 型。在模糊控制輸入變量中Pd分為ZO、PS、PM、P0、PB 五個(gè)模糊子集；Perror分為NB、NM、NS、ZO、PS、PM、PB 七個(gè)模糊子集；SOC分為PS、PM、PB 三個(gè)模糊子集；輸出變量中Peng分為ZO、PS、PM、P0、PB 五個(gè)模糊子集；dPbat分為NB、NM、NS、ZO、PS、PM、PB 七個(gè)模糊子集。隸屬度函數(shù)以三角形隸屬度函數(shù)、梯形隸屬度函數(shù)為主，運(yùn)算速度快。各個(gè)模糊子集范圍及其隸屬度函數(shù)如圖7 所示。

圖7 模糊控制隸屬度函數(shù)

模糊規(guī)則和有限狀態(tài)機(jī)的原則基本相同，如表1 所示。

表1 模糊規(guī)則

3 仿真結(jié)果

不同策略下的發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功率如圖8 所示。發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功率基本保持在理想工作曲線附近，只有當(dāng)電池電量較低時(shí)才增大輸出功率。不強(qiáng)制充電的有限狀態(tài)機(jī)策略下，發(fā)動(dòng)機(jī)功率變化量最大，這是因?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)工作在9 500 r/min 附近，需求功率大大提高。強(qiáng)制充電的有限狀態(tài)機(jī)策略下，鋰電池電量較低時(shí)在8 500 r/min 附近充電一段時(shí)間。模糊控制策略下，發(fā)動(dòng)機(jī)基本工作在理想工作曲線附近，鋰電池電量下降時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)功率變化也最小。將發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際工作點(diǎn)在萬有特性圖中表示出來，如圖9 所示，可以看出混合動(dòng)力系統(tǒng)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)工作區(qū)間起到了明顯的改善作用，主要工作點(diǎn)都集中在油耗率最低的區(qū)域附近。

圖8 發(fā)動(dòng)機(jī)功率

圖9 發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際工作點(diǎn)

相比優(yōu)化之前，續(xù)航時(shí)間從1 890 s 延長(zhǎng)到了有限狀態(tài)機(jī)的2 876 s 和模糊控制的1 933 s，分別延長(zhǎng)了52.17% 和55.18%；鋰電池始終工作在高效區(qū)間，不會(huì)影響安全運(yùn)行。強(qiáng)制充電的有限狀態(tài)機(jī)相比于不強(qiáng)制充電的有限狀態(tài)機(jī)，續(xù)航時(shí)間有所減少但最終SOC更高，這是將化學(xué)能轉(zhuǎn)化為電能儲(chǔ)存了起來。使用模糊控制的混合動(dòng)力系統(tǒng)會(huì)綜合考慮發(fā)動(dòng)機(jī)與電池的能量分配，提前采取措施使鋰電池不會(huì)進(jìn)入到低效區(qū)，鋰電池的充放電次數(shù)與深度都最小，有利于延長(zhǎng)鋰電池的使用壽命。

4 結(jié)論

(1)根據(jù)無人直升機(jī)特性，給出了一種并聯(lián)型油電混合動(dòng)力系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)，并搭建仿真模型。

(2)比較汽車與直升機(jī)的工作狀態(tài)，設(shè)計(jì)更適合無人直升機(jī)的能量管理系統(tǒng)，并制定有限狀態(tài)機(jī)和模糊控制策略。

(3)以指定飛行任務(wù)為例，進(jìn)行了仿真，表明能量管理策略能夠根據(jù)飛行任務(wù)合理分配混合動(dòng)力系統(tǒng)的功率，發(fā)動(dòng)機(jī)的油耗率基本保持在較低區(qū)域，該混合動(dòng)力無人機(jī)的飛行時(shí)長(zhǎng)是純油時(shí)的1.5 倍以上。模糊控制策略比有限狀態(tài)機(jī)策略更加高效合理。