一种多动力源串联式混合动力无人机及其控制方法与流程

本发明属于航空飞行器技术领域，具体指代一种具有冗余功能的多动力源串联式混合动力无人机及其控制方法。

背景技术：

近年来，化石燃料储备不足及全球气候变暖、环境污染严重被日益关注，而由于汽车和飞机是现如今商业和军事上不可缺少的工具，两者都产生了大量的燃料消耗和污染。在这种契机下，汽车优先于飞机进行了能源革命，目前汽车已经在朝着节能、低噪声及低污染等方向发展，且已经取得了相当大的成果，其中尤其以混合动力技术最为成熟，在保证了汽车动力性的基础上大大节省了汽车的燃油消耗，而对于航空领域目前对于混合动力技术的应用还处于起步阶段。

现有的混合动力飞行器的研究多是针对无人机开展了相关的研究，例如中国发明专利申请号为cn201810336908.8，专利名称为“串联式混合动力飞机及其控制方法”中采用串联式混合动力系统，实现以节能环保为控制策略的设计理念、以整机系统功率为控制参量实时切换整机控制策略，改善混合动力系统在不同工作模式和工况下的能量需求分配状况，节约能源消耗，降低环境污染，缓解能源危机；中国发明专利申请号为cn201610218847.6，专利名称为“一种基于航空活塞发动机的分布式混合动力系统”中提出了一种新型混合动力飞机，用于结合航空活塞动力系统和电动系统的优点，不仅可以符合长航时的要求，又可以保证其控制稳定性,扩展小型飞机的任务范围。

综上所述，目前对于航空领域混合动力技术的开展主要是从车辆领域现有的混合动力技术入手，将车辆混合动力技术融入到无人机中，研究具有节能、环保、高效等优点的新型混合动力无人机，但是就目前串联式的混合动力无人机而言，由于电动机仅有蓄电池组一个供电源，而蓄电池受电化学反应速率限制，功率密度低，在负载功率突变时，不能在短时间内提供系统需要的能量，难以满足系统的动态需求，因此会造成无人机的机动能力不足，难以适应复杂多变的环境，且现有的串联式混合动力无人机驱动仅仅依靠电动机，发动机仅做发电使用，当电动机发生故障或螺旋桨被击落时，由于无人机不具备冗余功能，无人机将会坠落，无人机的生存能力较差。

技术实现要素：

针对于上述现有技术的不足，本发明的目的在于提供一种多动力源串联式混合动力无人机及其控制方法，以解决现有技术中存在的串联式混合动力无人机机动能力差，生存能力较低等问题；本发明通过设置发动机、蓄电池和超级电容三个动力源，不仅保证无人机能够有足够的续航能力，还能保证无人机的高机动性，同时在尾翼上设有备用螺旋桨模块，当无人机驱动机构出现故障时，由发动机驱动备用螺旋桨进而驱动无人机，保证系统具有一定的冗余功能，进而大大提高无人机的生存能力。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：

本发明的一种多动力源串联式混合动力无人机，包括：机身、左机翼、右机翼、左副翼、右副翼、左襟翼、右襟翼、尾翼、左翼电动机、左翼螺旋桨、右翼电动机、右翼螺旋桨、备用螺旋桨模块、水平安定面、垂直安定面、升降舵、方向舵、发动机、离合器、逆变器、发电/电动一体机、蓄电池组、超级电容、油箱、温度传感器、压力传感器、荷电状态估计模块和控制模块；

所述左机翼、右机翼分别固定安装在所述机身中部的相对于机头的左右两侧；

所述尾翼固定安装在所述机身的尾部；

所述左机翼上设置有左副翼、左襟翼及左翼螺旋桨；

所述右机翼上设置有右副翼、右襟翼及右翼螺旋桨；

所述左副翼、右副翼用于无人机的转向，左襟翼、右襟翼用于提升无人机的升力；

所述左翼螺旋桨包括：左翼螺旋桨a、左翼螺旋桨b及左翼螺旋桨c；所述右翼螺旋桨包括：右翼螺旋桨a、右翼螺旋桨b及右翼螺旋桨c；

所述左翼电动机包括：左翼电动机a、左翼电动机b及左翼电动机c；所述右翼电动机包括：右翼电动机a、右翼电动机b及右翼电动机c；各电动机分别安装在左、右机翼上，各电动机的动力输出端分别与所述左翼螺旋桨a、左翼螺旋桨b、左翼螺旋桨c、右翼螺旋桨a、右翼螺旋桨b和右翼螺旋桨c相连；

所述水平安定面水平固结与所述尾翼的尾部上，其左右两侧均设有升降舵，用升降舵控制无人机的升降；

所述垂直安定面垂直固结与所述尾翼的尾部上，其后方设有方向舵，用方向舵控制无人机的横摆运动；

所述发动机安装于机身的尾部，其动力输出端分别与所述离合器和发电/电动一体机电气相连；

所述备用螺旋桨模块包括：备用螺旋桨、轴承、备用螺旋桨电磁控制开关和离合器传动轴；

所述离合器传动轴的输入端与所述离合器的输出端连接，输出端与所述备用螺旋桨固定连接，用于传递发动机的动力；

所述轴承套装在所述尾翼的中部，其上套装所述备用螺旋桨；

所述备用螺旋桨电磁控制开关与所述控制模块电气相连；

所述逆变器的一端与发电/电动一体机电气相连，另一端分别与所述蓄电池组和超级电容电气相连，用于对蓄电池组和超级电容输出电压进行调整；

所述蓄电池组和超级电容的输出端分别与所述电动机和机载用电设备电气相连，用于对无人机提供动力源；

所述油箱与所述发动机通过液压管路相连，用于给发动机供油；

所述荷电状态估计模块的输入端与所述蓄电池组和超级电容电气相连，输出端与所述控制模块电气相连，用于计算蓄电池组和超级电容的soc值并将计算得到的soc信号传输到所述控制模块；

所述温度传感器和压力传感器均设置在所述机身上，温度传感器用于检测环境的温度并将环境温度信号传递给所述控制模块，压力传感器用于检测无人机所处位置的大气压强并将其大气压信号传递给所述控制模块；

所述控制模块分别与所述发动机、离合器、升降舵、方向舵、左翼电动机、右翼电动机、发电/电动一体机、备用螺旋桨、超级电容、蓄电池组、温度传感器和压力传感器电气相连，用于根据各传感器的信号控制各部件工作。

进一步地，所述发动机选用小功率发动机，以减轻发动机重量和布置体积。

进一步地，所述左翼电动机a和右翼电动机a、左翼电动机b和右翼电动机b、左翼电动机c和右翼电动机c的转向均相反，用于抵消螺旋桨运动时产生的转矩保证无人机稳定运行。

进一步地，所述轴承选用圆锥滚子轴承。

进一步地，所述左翼螺旋桨a和右翼螺旋桨a、左翼螺旋桨b和右翼螺旋桨b、左翼螺旋桨c和右翼螺旋桨c的桨叶构造相反，保证螺旋桨输出的力的方向一致。

进一步地，所述备用螺旋桨为一种可折叠结构，在正常飞行时其桨叶折叠至尾翼里，由备用螺旋桨电磁控制开关控制其弹出。

进一步地，所述尾翼设计成一种组合结构，尾翼与机身连接的部分与另外一部分为套装结构。

进一步地，所述油箱有三个，分别为左翼油箱、右翼油箱及机身下腹油箱，分别布置在左机翼、右机翼和机身下腹内，保证无人机整体平衡性能的同时，加大载油量。

进一步地，所述蓄电池组和超级电容均布置在所述机身的头部，其中蓄电池组根据机身头部形状排列。

进一步地，所述离合器传动轴与备用螺旋桨连接部分形状为u形，保证尾翼的安装空间，提高尾翼的强度。

进一步地，所述蓄电池组与超级电容的拓扑结构为通过功率变换器的并联结构，且蓄电池组和超级电容均通过功率变换器连接至母线并通过dc/ac变换器输出。

本发明还提供了一种多动力源串联式混合动力无人机的控制方法，基于上述系统，包含以下步骤：

(1)当无人机正常飞行时(包含起飞、巡航和降落等飞行状态)，荷电状态估计模块估计蓄电池组的soc信号，并将得到信号传递给控制模块，控制模块根据蓄电池组的soc信号和设定的soc阈值，调控发动机运行状态，所有电动机启动，无人机正常进行飞行工作；

(2)当无人机在飞行过程中出现负载突升或突降时，控制模块根据负载需求对超级电容和蓄电池组的功率进行分配，由蓄电池组和超级电容同时为电动机供电，同时控制模块根据soc信号实时调控发动机的运行状态；

(3)当无人机的驱动系统故障时，控制模块控制备用螺旋桨电磁控制开关开启，备用螺旋桨弹出，同时控制离合器闭合，此时发动机驱动备用螺旋桨为无人机提供飞行动力，同时控制模块根据电动机故障情况调控发动机的功率输出。

进一步地，所述步骤(1)中soc估计方法采用kalman滤波电流积分法，并在其中引入相关修正系数对累积误差进行纠正，具体步骤如下：

(1.1)无人机启动时采用kalman滤波法对初始蓄电池组的soc进行估计得到初始荷电状态soc0，估计时基于二阶rc电路模型，选取状态变量为电池的soc、电容电压u1、u2，输入变量为端电流i，输出变量为端电压u，其离散状态空间模型和观测模型为：

u(k)＝g(soc(k))-u1(k)-u2(k)-r0i(k)+nm(k)

式中，c1、c2分别为二阶rc电路的极化容值，r1、r2分别为二阶rc电路的极化电阻值，δt为采样时间，nm(k)为量测噪声，ρ为充放电效率，n1(k)n2(k)n3(k)分别为过程噪声，g(soc(k))为拟合得到的ocv-soc关系函数；

将蓄电池组初始状态参数带入上述离散状态空间模型和观测模型，经计算后得到soc0；

(1.2)根据kalman滤波法计算得到的soc0，采用电流积分法对蓄电池组的soc进行估计，具体估计公式为：

η＝ksoc·kt·ko·ηc

式中，λ为放电倍率修正系数；c为放电倍率；η为实际库伦效率；ηc为理想情况下折算库伦系数；ksoc受soc状态影响的修正系数；kt为受温度影响的修正系数；ko为受电池老化程度影响的修正系数。

进一步地，所述步骤(1)中soc阈值选择为0.2和0.8，保证蓄电池组的工作电压不会因电量过低而出现较大的波动。

进一步地，所述步骤(1)中无人机飞行时，电动机具体控制步骤如下：

(1.3)控制模块根据各电动机的输出功率需求计算出各电动机的目标转速；

(1.4)对左翼电动机a、左翼电动机b、左翼电动机c、右翼电动机a、右翼电动机b及右翼电动机c单独控制，采用滑模鲁棒控制器，以电动机的目标转速和实际转速差为控制输入，输出为电机电压。

进一步地，所述步骤(1)和步骤(2)中对发动机的调控具体如下：

(2.1)当蓄电池组的soc>＝0.2时，发动机不工作，电动机组由蓄电池组和超级电容供电；

(2.2)当蓄电池组的soc<＝0.2时，控制模块控制发电/电动一体机启动，发电/电动一体机转动带动发动机启动，发动机运行在最佳工作效率状态为蓄电池组充电，当蓄电池组电量达到soc＝0.8时，发动机停转。

进一步地，所述步骤(2)中超级电容和蓄电池组的功率分配采用滤波分配方法，具体步骤如下：

(2.3)采用低通滤波器提取出负载突变时的低频部分，该低频部分由蓄电池组提供，其余部分由超级电容提供，采用的一阶低通滤波器的表达式如下：

其中，pb为蓄电池组输出功率；pload为总的需求功率；t为一阶低通滤波器时间常数；

(2.4)根据步骤(2.3)的一阶低通滤波器得到负载突变时的低频部分，得到蓄电池组的功率分配系数a1，表示为：

则由蓄电池组的功率分配系数得到超级电容的功率分配系数为a2＝1-a1，所需输出功率为pc＝pload·a2。

本发明的有益效果：

本发明设置了发动机、蓄电池和超级电容三个动力源，发动机同时为后两者提高能量，当无人机需要高机动飞行时，可以通过合理分配蓄电池和超级电容的输出功率，保证无人机的动力输出特性，进而提高无人机的机动能力；

本发明在尾翼上设有备用螺旋桨模块，当无人机驱动机构出现故障时，可以由发动机驱动备用螺旋桨进而推进无人机飞行，保证系统具有一定的冗余功能，进而大大提高无人机的生存能力；

本发明采用串联式混合动力的布局，由于发动机正常情况时仅做发电使用，因此发动机可以选用相对较小的型号，大大节省无人机的布置空间的同时，还可以进一步的减轻无人机质量，进一步的提高无人机的续航能力；

本发明的超级电容和蓄电池混合储能系统采用通过功率变换器的并联结构，蓄电池的输出电流被限定在安全可靠的范围，因而能够大大提高系统的功率输出能力，且由于蓄电池基本上以恒流输出方式工作，进一步优化了蓄电池的放电过程。

附图说明

图1为本发明的具有容错功能的串联式混合动力无人机的结构图；

图2为本发明的无人机结构图中a-a截面的剖面图；

图3为本发明的无人机启动备用螺旋桨后的结构图；

图4为本发明的无人机尾部组合结构示意图；

图5为本发明的超级电容和蓄电池组并联拓扑结构图；

图6为本发明的蓄电池组soc估计框图；

图7为本发明soc估计所用二阶rc电路模型图；

图8为本发明的滑膜鲁棒控制器控制原理图；

图9为本发明的发动机调控框图；

图中，1-左翼螺旋桨c，2-左翼电动机c，3-左翼螺旋桨b，4-左翼电动机b，5-左翼螺旋桨a，6-左翼电动机a，7-温度传感器，8-蓄电池组，9-超级电容，10-逆变器，11-压力传感器，12-右翼螺旋桨c，13-右翼电动机c，14-右翼螺旋桨b，15-右翼电动机b，16-右翼螺旋桨a，17-右翼电动机a，18-左机翼，19-左副翼，20-左襟翼，21-左翼油箱，20-机身，21-离合器b，22-机身，23-控制模块，24-发电/电动一体机25-离合器，26-发动机，27-机身下腹油箱，28-荷电状态估计模块，29-右翼油箱，30-右襟翼，31-右副翼，32-右机翼，33-备用螺旋桨，34-尾翼，35-水平安定面，36-方向舵，37-垂直安定面，38-备用螺旋桨电磁控制开关，39-升降舵，40-离合器传动轴，41-轴承。

具体实施方式

为了便于本领域技术人员的理解，下面结合实施例与附图对本发明作进一步的说明，实施方式提及的内容并非对本发明的限定。

参照图1-图4所示，本发明的一种多动力源串联式混合动力无人机，包括：机身22、左机翼18(相对于机头)、右机翼32、左副翼19、右副翼31、左襟翼20、右襟翼30、尾翼34、左翼电动机、左翼螺旋桨、右翼电动机、右翼螺旋桨、备用螺旋桨模块、水平安定面35、垂直安定面37、升降舵39、方向舵36、发动机26、离合器25、逆变器10、发电/电动一体机24、蓄电池组8、超级电容9、油箱、温度传感器7、压力传感器11、荷电状态(soc)估计模块28和控制模块23；

所述左机翼18、右机翼32分别固定安装在所述机身22中部的相对于机头的左右两侧；

所述尾翼34固定安装在所述机身22的尾部；所述尾翼设计成一种组合结构，尾翼与机身连接的部分与另外一部分为套装结构。

所述左机翼18上设置有左副翼19、左襟翼20及左翼螺旋桨；

所述右机翼32上设置有右副翼31、右襟翼30及右翼螺旋桨；

所述左副翼、右副翼用于无人机的转向，左襟翼、右襟翼用于提升无人机的升力；

所述左翼螺旋桨包括：左翼螺旋桨a5、左翼螺旋桨b3及左翼螺旋桨c1；所述右翼螺旋桨包括：右翼螺旋桨a16、右翼螺旋桨b14及右翼螺旋桨c12；所述左翼螺旋桨a和右翼螺旋桨a、左翼螺旋桨b和右翼螺旋桨b、左翼螺旋桨c和右翼螺旋桨c的桨叶构造相反，保证螺旋桨输出的力的方向一致。

所述左翼电动机包括：左翼电动机a5、左翼电动机b4及左翼电动机c2；所述右翼电动机包括：右翼电动机a17、右翼电动机b15及右翼电动机c13；各电动机分别安装在左、右机翼上，各电动机的动力输出端分别与所述左翼螺旋桨a、左翼螺旋桨b、左翼螺旋桨c、右翼螺旋桨a、右翼螺旋桨b和右翼螺旋桨c相连；所述左翼电动机a和右翼电动机a、左翼电动机b和右翼电动机b、左翼电动机c和右翼电动机c的转向均相反，用于抵消螺旋桨运动时产生的转矩保证无人机稳定运行。

所述水平安定面35水平固结与所述尾翼34的尾部上，其左右两侧均设有升降舵39，用升降舵控制无人机的升降；

所述垂直安定面37垂直固结与所述尾翼34的尾部上，其后方设有方向舵36，用方向舵控制无人机的横摆运动；

所述发动机26安装于机身22的尾部，其动力输出端分别与所述离合器25和发电/电动一体机24电气相连；所述发动机选用小功率发动机(输出功率在50kw-500kw区间内)，以减轻发动机重量和布置体积。

所述备用螺旋桨模块包括：备用螺旋桨33、轴承41、备用螺旋桨电磁控制开关38和离合器传动轴40；

所述离合器传动轴40的输入端与所述离合器25的输出端连接，输出端与所述备用螺旋桨33固定连接，用于传递发动机的动力；所述离合器传动轴40与备用螺旋桨33连接部分形状为u形，保证尾翼的安装空间，提高尾翼的强度。

所述轴承41套装在所述尾翼34的中部，其上套装所述备用螺旋桨33；，所述轴承41选用圆锥滚子轴承。

所述备用螺旋桨电磁控制开关38与所述控制模块23电气相连；所述备用螺旋桨为一种可折叠结构，在正常飞行时其桨叶折叠至尾翼里，由备用螺旋桨电磁控制开关控制其弹出。

所述逆变器10的一端与发电/电动一体机24电气相连，另一端分别与所述蓄电池组8和超级电容9电气相连，用于对蓄电池组和超级电容输出电压进行调整；

参照图5所示，所述蓄电池组8和超级电容9的输出端分别与所述电动机26和机载用电设备电气相连，用于对无人机提供动力源；所述蓄电池组和超级电容均布置在所述机身的头部，其中蓄电池组根据机身头部形状排列。所述蓄电池组与超级电容的拓扑结构为通过功率变换器(dc/dc)的并联结构，且蓄电池组和超级电容均通过功率变换器连接至母线并通过dc/ac变换器输出。

所述油箱与所述发动机通过液压管路相连，用于给发动机供油；所述油箱有三个，分别为左翼油箱21、右翼油箱29及机身下腹油箱27，分别布置在左机翼、右机翼和机身下腹内，保证无人机整体平衡性能的同时，加大载油量。

所述荷电状态估计模块28的输入端与所述蓄电池组8和超级电容9电气相连，输出端与所述控制模块23电气相连，用于计算蓄电池组和超级电容的soc值并将计算得到的soc信号传输到所述控制模块23；

所述温度传感器7和压力传感器11均设置在所述机身22上，温度传感器用于检测环境的温度并将环境温度信号传递给所述控制模块23，压力传感器用于检测无人机所处位置的大气压强并将其大气压信号传递给所述控制模块23；

所述控制模块23分别与所述发动机26、离合器25、升降舵39、方向舵36、左翼电动机、右翼电动机、发电/电动一体机24、备用螺旋桨33、超级电容9、蓄电池组8、温度传感器7和压力传感器11电气相连，用于根据各传感器的信号控制各部件工作。

本发明还提供了一种多动力源串联式混合动力无人机的控制方法，基于上述系统，包含以下步骤：

(1)当无人机正常飞行时(包含起飞、巡航和降落等飞行状态)，荷电状态估计模块估计蓄电池组的soc信号，并将得到信号传递给控制模块，控制模块根据蓄电池组的soc信号和设定的soc阈值，调控发动机运行状态，所有电动机启动，无人机正常进行飞行工作；

soc估计方法采用kalman滤波电流积分法，如图6所示，并在其中引入相关修正系数对累积误差进行纠正，具体步骤如下：

(1.1)无人机启动时采用kalman滤波法对初始蓄电池组的soc进行估计得到初始荷电状态soc0，估计时基于二阶rc电路模型，如图7所示，选取状态变量为电池的soc、电容电压u1、u2，输入变量为端电流i，输出变量为端电压u，其离散状态空间模型和观测模型为：

u(k)＝g(soc(k))-u1(k)-u2(k)-r0i(k)+nm(k)

式中，c1、c2分别为二阶rc电路的极化容值，r1、r2分别为二阶rc电路的极化电阻值，δt为采样时间，nm(k)为量测噪声，ρ为充放电效率，n1(k)n2(k)n3(k)分别为过程噪声，g(soc(k))为拟合得到的ocv-soc关系函数；

将蓄电池组初始状态参数带入上述离散状态空间模型和观测模型，经计算后得到soc0；

(1.2)根据kalman滤波法计算得到的soc0，采用电流积分法对蓄电池组的soc进行估计，具体估计公式为：

η＝ksoc·kt·ko·ηc

式中，λ为放电倍率修正系数；c为放电倍率；η为实际库伦效率；ηc为理想情况下折算库伦系数；ksoc受soc状态影响的修正系数；kt为受温度影响的修正系数；ko为受电池老化程度影响的修正系数。

soc阈值选择为0.2和0.8，保证蓄电池组的工作电压不会因电量过低而出现较大的波动。

无人机飞行时，电动机具体控制步骤如下：

(1.3)控制模块根据各电动机的输出功率需求计算出各电动机的目标转速；

(1.4)对左翼电动机a、左翼电动机b、左翼电动机c、右翼电动机a、右翼电动机b及右翼电动机c单独控制，采用滑模鲁棒控制器，如图8所示，以电动机的目标转速和实际转速差为控制输入，输出为电机电压。

(2)当无人机在飞行过程中出现负载突升或突降时，控制模块根据负载需求对超级电容和蓄电池组的功率进行分配，由蓄电池组和超级电容同时为电动机供电，同时控制模块根据soc信号实时调控发动机的运行状态；

参照图9所示，所述步骤(1)和步骤(2)中对发动机的调控具体如下：

(2.1)当蓄电池组的soc>＝0.2时，发动机不工作，电动机组由蓄电池组和超级电容供电；

(2.2)当蓄电池组的soc<＝0.2时，控制模块控制发电/电动一体机启动，发电/电动一体机转动带动发动机启动，发动机运行在最佳工作效率状态为蓄电池组充电，当蓄电池组电量达到soc＝0.8时，发动机停转。

超级电容和蓄电池组的功率分配采用滤波分配方法，具体步骤如下：

(2.3)采用低通滤波器提取出负载突变时的低频部分，该低频部分由蓄电池组提供，其余部分由超级电容提供，采用的一阶低通滤波器的表达式如下：

其中，pb为蓄电池组输出功率；pload为总的需求功率；t为一阶低通滤波器时间常数；

(2.4)根据步骤(2.3)的一阶低通滤波器得到负载突变时的低频部分，得到蓄电池组的功率分配系数a1，表示为：

则由蓄电池组的功率分配系数得到超级电容的功率分配系数为a2＝1-a1，所需输出功率为pc＝pload·a2。

(3)当无人机的驱动系统故障时，控制模块控制备用螺旋桨电磁控制开关开启，备用螺旋桨弹出，同时控制离合器闭合，此时发动机驱动备用螺旋桨为无人机提供飞行动力，同时控制模块根据电动机故障情况调控发动机的功率输出。

本发明具体应用途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。