基于涡桨发动机的混合动力无人机及其起降控制方法与流程

本发明属于航空飞行器技术领域，具体指代一种基于涡桨发动机的混合动力无人机及其起降控制方法。

背景技术：

随着发动机和电机技术的发展以及节能减排的需求，目前油电混合动力技术已经成功的应用在汽车上，并且已经投入了市场。但是在航空领域融入混合动力技术还在起步阶段，如果将油电混合汽车上的油电混合的关键技术，然后在满足飞行环境和飞机设计的基本要求下，对已经成熟的油电混合进行改进，就可以对于广阔的航空领域技术产生强烈的冲击。

现如今航空飞机油耗巨大，使得飞行成本增高和续航时间减少，如果将油电混合动力技术顺利应用到航空飞行器上，这对于航空市场，无疑是一种巨大的进步。对于日益枯竭的能源和污染严重的环境，混合动力飞机将极大的提高航空领域对环保事业的贡献。另外，随着目前无人机技术的发展对无人机的续航、隐蔽以及机动性等提出了要求，将混合动力技术应用在无人机上，借助其独特的多动力源混合模式，可以通过改变其飞行模式实现多种功能，进而满足现代军事及民事的各种飞行需求。

目前，对于混合动力技术在飞机上的应用，已经有了一定的研究并且取得了一定的成果，例如中国发明专利申请号为201910001816.9，专利名称为“轻型固定翼无人机的混合动力推进系统与控制方法”中提供了一种针对60-70kg质量级的固定翼的活塞发动机和电动机混合的无人机的控制方法，不仅弥补了纯油动固定翼无人机低转速时输出功率低、响应迟缓，纯电动固定翼无人机的最大输出功率低等缺陷，还能满足不同飞行任务平面内的多种飞行动作的功率需求，且具有高效节能、静音巡航等特点。中国发明专利申请号为201811396407.5，专利名称为“一种混合动力无人机及其控制方法”提供了一种前拉后推式的活塞发动机和电动机混合动力无人机及其控制方法，对其起飞降落及巡航控制进行了研究；中国发明专利申请号为201610218847.6，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，目前混合动力技术主要是应用在无人机上，且多是活塞发动机和电动机的混合，但是由于活塞发动机重量、转速等限制，使得基于活塞发动机的混合动力飞机的飞行高度和速度均较低，且纯发动机模式噪音较大，难以满足军事上对无人机的高机动性及隐蔽性需求；另外由于活塞发动机同比与同功率的涡桨发动机质量要大，因此会造成无人机的载荷量下降，难以进一步提高混合动力飞机的载重量。

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基于涡桨发动机的混合动力无人机及其起降控制方法，以解决现有技术中存在的活塞式混合动力无人机质量大、飞行速度和高度低、载重量较小、噪音大的问题；本发明通过将涡桨发动机和电动机共同布置在无人机上，使得无人机有多种飞行模式能够很好的适应各种飞行需求，另外由于涡桨发动机较活塞发动机效率更高稳定性更好寿命也更长，且涡桨发动机可以使用较便宜的航空煤油，因此本发明能够进一步的提高无人机的使用寿命、灵活性以、经济性和环保性。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：

本发明的一种基于涡桨发动机的混合动力无人机，包括：机身、左机翼、右机翼、左副翼、右副翼、左襟翼、右襟翼、主螺旋桨、左翼电动机、左翼螺旋桨、右翼电动机、右翼螺旋桨、水平安定面、垂直安定面、升降舵、方向舵、涡桨发动机、涡桨发动机减速机构、离合器a、离合器b、逆变器、发电/电动一体机、蓄电池组、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；

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和左翼螺旋桨b；所述右翼螺旋桨包括右翼螺旋桨a和右翼螺旋桨b；

所述左翼电动机和右翼电动机分别安装在左机翼和右机翼上，左翼电动机包括左翼电动机a、左翼电动机b，右翼电动机包括右翼电动机a、右翼电动机b；所述左翼电动机a和右翼电动机a安装在靠近机身的一侧，左翼电动机b和右翼电动机b安装在远离机身的一侧，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、右翼螺旋桨a、右翼螺旋桨b相连；

所述水平安定面水平固结与机身尾部，其左右两侧均设有升降舵，用升降舵控制飞机的升降；

所述垂直安定面垂直固结与机身尾部，其后方设有方向舵，用方向舵控制飞机的横摆运动；

所述涡桨发动机安装在机身的头部，其动力输出端分别与所述离合器a和所述离合器b的输入端相连；

所述涡桨发动机减速机构的输入端与所述离合器a的输出端相连，输出端与所述主螺旋桨相连，用于降低涡桨发动机的转速；

所述离合器b的输出端与所述发电/电动一体机电气相连；

所述逆变器的一端与发电/电动一体机电气相连，另一端分别与所述左翼电动机、右翼电动机和蓄电池组电气相连，用于对蓄电池组的电压进行调节；

所述油箱与涡桨发动机通过液压管路相连，用于给涡桨发动机供油；

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，用于计算蓄电池组的soc信号并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飞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涡桨发动机、离合器a、离合器b、升降舵、方向舵、左翼电动机、右翼电动机、发电/电动一体机、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，所述涡桨发动机为双转子涡桨发动机，对发动机转速和螺旋桨桨矩进行分离控制；

进一步地，所述左翼电动机a和右翼电动机a安装时保证与各自相连的螺旋桨轨迹圆与主螺旋桨轨迹圆无交点，以保证无人机各螺旋桨工作时拥有良好的空气动力特性。

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，所述油箱的数量为三个，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，所述蓄电池组按照机身尾部的构造布置，将蓄电池组填充在所述机身的后半部分，保证机身尾部布置的蓄电池组能够平衡布置在机身头部的涡桨发动机的质量，使得无人机的质心落在机身的几何中心附近。

本发明还提供了一种基于涡桨发动机的混合动力无人机的起降控制方法，基于上述无人机，包含以下步骤：

(1.1)控制模块控制发电/电动一体机转为电动机运行，同时控制离合器b闭合，发电/电动一体机带动涡桨发动机旋转，启动涡桨发动机，涡桨发动机中速中功率运转，同时根据启动环境对燃油流量进行修正；

(1.2)荷电状态估计模块估计蓄电池组的soc信号，将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，选择电动机供电方式；

(1.3)控制模块控制蓄电池组和发电/电动一体机通过逆变器将电流传递到电动机，启动电动机；

(1.4)电动机与涡桨发动机共同工作，同时控制模块控制离合器a闭合，所有螺旋桨共同旋转为飞机提供动力，无人机起飞/降落。

进一步地，所述步骤(1.1)中燃油流量修正公式如下：

q＝ζpζtζtg(nc)

式中，q为修正后的燃油流量；ζp为大气压力修正系数；ζt为大气温度修正系数；ζt为涡桨发动机热态修正系数；nc为涡桨发动机核心转速；g(nc)为涡桨发动机核心转速修正函数。

进一步地，所述步骤(1.2)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：

(1.2.1)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；

(1.2.2)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(1.2)中soc阈值选择为0.25和0.85，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(1.2)中供电方式选择方法如下：

(1.2.3)当蓄电池组的soc>＝0.85时，控制模块控制离合器b处于闭合状态，根据涡桨发动机的运行状态将涡桨发动机的多余动力带动发电/电动一体机进行发电，此时电动机由发电/电动一体机机和蓄电池组同时供电，供电以蓄电池为主；

(1.2.4)当蓄电池组的0.25<s0c<0.85时，控制模块控制涡桨发动机转速保持，功率输出提高，主螺旋桨变矩保证动力输出的同时发动机转速恒定，同时控制发电/电动一体机中励磁电流提高发电量，发出的电量一部分用于蓄电池充电，一部分用于电动机供电，同时蓄电池组供电，供电以发电/电动一体机为主；

(1.2.5)当蓄电池组的soc<＝0.25时，控制模块控制涡桨发动机提高功率输出，电动机由发电/电动一体机发出的电量驱动或停机仅由发动机驱动，同时对蓄电池进行充电，蓄电池不输出电量，当soc＝0.85后再进行放电。

进一步地，所述步骤(1.4)中起飞/降落时，电动机具体控制步骤如下：

(1.4.1)控制模块对涡桨发动机和电动机输出功率进行优化分配，并计算出各电动机的目标转速；

(1.4.2)对左翼电动机a、左翼电动机b、右翼电动机a、右翼电动机b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(1.4)中无人机起飞/降落时的高度控制步骤如下：

(1.4.3)根据压力传感器和温度传感器检测到的温度和大气压信号，计算出飞机实际飞行高度；

(1.4.4)将无人机目标飞行高度与实际飞行高度作差，得到飞行高度差，以其为控制输入，无人机俯仰角为控制输出，采用滑模鲁棒控制器，对无人机飞行高度进行控制，无人机起飞/降落时的飞行高度计算公式为：

式中，h无人机所处飞行高度；r为常数，取8.51；ta为温度传感器检测温度；m为气体的分子质量；g重力加速度；p0为标准大气压；pa为压力传感器检测的大气压力。

本发明的有益效果：

本发明采用涡桨发动机与电动机的混合模式，相较于活塞式发动机混合模式不仅能够减轻无人机的重量，因此设置了三个油箱能够携带更多的燃油，进一步提高无人机的续航能力；

本发明的混合动力无人机使用价格相对更便宜的航空煤油，保证无人机环保性能的同时也能够提高无人机的运行经济性；

本发明的混合动力无人机较活塞发动机混合模式能够拥有更高的巡航速度和巡航高度，同时动力更强，能够进一步提高无人机载重量和其机动性能，能够满足军事导弹挂载和机动灵活的需求；

本发明采用双离合器结构，使得涡桨发动机输出的动力拥有更多灵活的运用，涡桨发动机可以在不停机模式断开动力输出，另外可以让发电/电动一体机不用在不需要发电时进行空转，在需要时只需断开离合器即可断开动力传输，减少一部分转动惯量，提高无人机的极限飞行性能；

本发明采用混合拉进式布置结构(即所有螺旋桨的推力都是向后)，所有螺旋桨工作时都是拉进式，不仅能够保证涡桨发动机能够有很好的散热，保持发动机工作的稳定性，另外较之推进式布局，拉进式布置还能使得无人机能够拥有更大的起降迎角，无人机能够进行短距起降；

本发明的相较于机身对称的电机螺旋桨转向相反，消除了同转向带来了干扰力矩，进一步提高了无人机的控制特性。

附图说明

图1为本发明的混合动力无人机的结构图；

图2为本发明的总控制流程框图；

图3为本发明的蓄电池组soc估计框图；

图4为本发明soc估计所用二阶rc电路模型图；

图5为本发明的机翼电动机供电选择框图；

图6为本发明的滑膜鲁棒控制器控制原理图；

图中，1-左翼螺旋桨b，2-左翼电动机b，3-左翼螺旋桨a，4-左翼电动机a，5-温度传感器，6-主螺旋桨，7-涡桨发动机减速机构，8-离合器a，9-涡桨发动机，10-压力传感器，11-机身下腹油箱，12-右翼螺旋桨a，13-右翼电动机a，14-右翼螺旋桨b，15-右翼电动机b，16-左机翼，17-左副翼，18-左襟翼，19-左翼油箱，20-机身，21-离合器b，22-控制模块，23-发电/电动一体机24-蓄电池组，25-逆变器，26-荷电状态估计模块，27-右翼油箱，28-右襟翼，29-右副翼，30-右机翼，31-水平安定面，32-垂直安定面，33-方向舵，34-升降舵。

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所示，本发明的一种基于涡桨发动机的混合动力无人机，包括：机身20、左机翼16(相对于机头)、右机翼30、左副翼17、右副翼29、左襟翼18、右襟翼28、主螺旋桨6、左翼电动机、左翼螺旋桨3、右翼电动机、右翼螺旋桨、水平安定面31、垂直安定面32、升降舵34、方向舵33、涡桨发动机9、涡桨发动机减速机构7、离合器a8、离合器b21、逆变器25、发电/电动一体机23、蓄电池组24、油箱、温度传感器5、压力传感器10、荷电状态(soc)估计模块26和控制模块22；

所述左机翼16、右机翼30分别固定安装在所述机身中部的相对于机头的左右两侧；

所述左机翼16上设置有左副翼17、左襟翼18及左翼螺旋桨；

所述右机翼30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a3和左翼螺旋桨b1；所述右翼螺旋桨包括右翼螺旋桨a12和右翼螺旋桨b14；

所述左翼电动机和右翼电动机分别安装在左机翼16和右机翼30上，左翼电动机包括左翼电动机a4、左翼电动机b2，右翼电动机包括右翼电动机a13、右翼电动机b15；所述左翼电动机a4和右翼电动机a13安装在靠近机身的一侧，左翼电动机b2和右翼电动机b15安装在远离机身的一侧，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、右翼螺旋桨a、右翼螺旋桨b相连；

所述水平安定面31水平固结与机身尾部，其左右两侧均设有升降舵34，用升降舵控制飞机的升降；

所述垂直安定面32垂直固结与机身尾部，其后方设有方向舵33，用方向舵控制飞机的横摆运动；

所述涡桨发动机9安装在机身的头部，其动力输出端分别与所述离合器a8和所述离合器b21的输入端相连；

所述涡桨发动机减速机构7的输入端与所述离合器a8的输出端相连，输出端与所述主螺旋桨6相连，用于降低涡桨发动机9的转速；

所述离合器b21的输出端与所述发电/电动一体机23电气相连；

所述逆变器25的一端与发电/电动一体机23电气相连，另一端分别与所述左翼电动机、右翼电动机和蓄电池组24电气相连，用于对蓄电池组24的电压进行调节；

所述油箱与涡桨发动机9通过液压管路相连，用于给涡桨发动机供油；

所述荷电状态估计模块26的输入端与所述蓄电池组24电气相连，输出端与所述控制模块22电气相连，用于计算蓄电池组24的soc信号并传输到所述控制模块22；

所述温度传感器5和压力传感器10均设置在所述机身上，温度传感器5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22，压力传感器10用于检测飞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22；

所述控制模块22分别与涡桨发动机9、离合器a8、离合器b21、升降舵34、方向舵33、左翼电动机、右翼电动机、发电/电动一体机23、温度传感器5和压力传感器10电气相连，用于根据各传感器的信号控制各部件协调统一的工作。

所述涡桨发动机9为双转子涡桨发动机，对发动机转速和螺旋桨桨矩进行分离控制；

所述左翼电动机a4和右翼电动机a13安装时要保证与各自相连的螺旋桨轨迹圆与主螺旋桨轨迹圆无交点，以保证无人机各螺旋桨工作时拥有良好的空气动力特性。

所述左翼电动机a4和右翼电动机a13、左翼电动机b2和右翼电动机b15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。

所述左翼螺旋桨a3和右翼螺旋桨a12、左翼螺旋桨b1和右翼螺旋桨b14的桨叶构造相反，保证螺旋桨输出的力的方向一致。

所述油箱的数量为三个，分别为左翼油箱19、右翼油箱27及机身下腹油箱11，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。

所述蓄电池组按照机身尾部的构造布置，将蓄电池组填充在所述机身的后半部分，保证机身尾部布置的蓄电池组能够平衡布置在机身头部的涡桨发动机的质量，使得无人机的质心落在机身的几何中心附近。

本发明还提供了一种基于涡桨发动机的混合动力无人机的起降控制方法，如图2所示，包含以下步骤：

(1.1)控制模块控制发电/电动一体机转为电动机运行，同时控制离合器b闭合，发电/电动一体机带动涡桨发动机旋转，启动涡桨发动机，涡桨发动机中速中功率运转，同时根据启动环境对燃油流量进行修正；

(1.2)荷电状态估计模块估计蓄电池组的soc信号，将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，选择电动机供电方式；

(1.3)控制模块控制蓄电池组和发电/电动一体机通过逆变器将电流传递到电动机，启动电动机；

(1.4)电动机与涡桨发动机共同工作，同时控制模块控制离合器a闭合，所有螺旋桨共同旋转为飞机提供动力，无人机起飞/降落。

所述步骤(1.1)中燃油流量修正公式如下：

q＝ζpζtζtg(nc)

式中，q为修正后的燃油流量；ζp为大气压力修正系数；ζt为大气温度修正系数；ζt为涡桨发动机热态修正系数；nc为涡桨发动机核心转速；g(nc)为涡桨发动机核心转速修正函数。

所述步骤(1.2)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：

(1.2.1)参照图3所示，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4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；

(1.2.2)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。

所述步骤(1.2)中soc阈值选择为0.25和0.85，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。

参照图5所示，所述步骤(1.2)中供电方式选择方法如下：

(1.2.3)当蓄电池组的soc>＝0.85时，控制模块控制离合器b处于闭合状态，根据涡桨发动机的运行状态将涡桨发动机的多余动力带动发电/电动一体机进行发电，此时电动机由发电/电动一体机机和蓄电池组同时供电，供电以蓄电池为主；

(1.2.4)当蓄电池组的0.25<s0c<0.85时，控制模块控制涡桨发动机转速保持，功率输出提高，主螺旋桨变矩保证动力输出的同时发动机转速恒定，同时控制发电/电动一体机中励磁电流提高发电量，发出的电量一部分用于蓄电池充电，一部分用于电动机供电，同时蓄电池组供电，供电以发电/电动一体机为主；

(1.2.5)当蓄电池组的soc<＝0.25时，控制模块控制涡桨发动机提高功率输出，电动机由发电/电动一体机发出的电量驱动或停机仅由发动机驱动，同时对蓄电池进行充电，蓄电池不输出电量，当soc＝0.85后再进行放电。

所述步骤(1.4)中起飞/降落时，电动机具体控制步骤如下：

(1.4.1)控制模块对涡桨发动机和电动机输出功率进行优化分配，并计算出各电动机的目标转速；

(1.4.2)对左翼电动机a、左翼电动机b、右翼电动机a、右翼电动机b单独控制，采用滑模鲁棒控制器，如图6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。

所述步骤(1.4)中无人机起飞/降落时的高度控制步骤如下：

(1.4.3)根据压力传感器和温度传感器检测到的温度和大气压信号，计算出飞机实际飞行高度；

(1.4.4)将无人机目标飞行高度与实际飞行高度作差，得到飞行高度差，以其为控制输入，无人机俯仰角为控制输出，采用滑模鲁棒控制器，对无人机飞行高度进行控制，无人机起飞/降落时的飞行高度计算公式为：

式中，h无人机所处飞行高度；r为常数，取8.51；ta为温度传感器检测温度；m为气体的分子质量；g重力加速度；p0为标准大气压；pa为压力传感器检测的大气压力。

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。