太阳能/氢能无人机总体设计与能源管理策略研究
发布时间：2022-01-09 16:49
针对小型低空长航时电动无人机需求,给出了太阳能/氢能混合能源动力系统集成方案和小型低空长航时无人机构型。针对典型任务剖面,综合考虑太阳能电池和氢燃料电池特性,提出了一种考虑全机重量能量耦合关系的总体设计方法和任务剖面驱动的能源管理策略;建立了能源系统模型,给出了能源控制流程,开发了能源管理仿真平台。以1.5kg任务载荷为例,完成了无人机总体方案设计,仿真分析了各种能源特性对飞行结果的影响。结果表明:能源管理策略能够根据任务剖面的要求合理配置能源系统的功率,满足各阶段的功率需求;无人机在冬至日航时为21h、夏至日可实现跨昼夜飞行;在能源系统重量相同情况下,该混合能源无人机的航时分别是纯锂电池无人机和燃料电池无人机的5.5倍和1.2倍。
【文章来源】：航空学报. 2016,37(01)北大核心EICSCD
【文章页数】：19 页
【部分图文】：
图１无人机典型任务剖面Ｆｉｇ．１ＴｙｐｉｃａｌＵＡＶｆｌｉｇｈｔｐｒｏｆｉｌｅ
１４６航空学报Ｊａｎ．２５２０１６Ｖｏｌ．３７Ｎｏ．１图２能源动力系统框图Ｆｉｇ．２Ｐｏｗｅｒｔｒａｉｎｓｙｓｔｅｍｄｉａｇｒａｍ统的限制。如机身需要满足容纳燃料电池堆、氢气罐的要求，机翼平面形状与翼型需要满足太阳能电池铺设的要求，等。借鉴类似的低空无人机产品，总体构型采用常规布局和气动效率较高的大展弦比机翼。并从以下两个方面综合考虑燃料电池、太阳能电池混合能源的特殊性：１）机翼位置采用上单翼方案，以保证机身内部的连通性；对机身容积进行详细设计，适当增加容积。以便满足装载燃料电池元件需求。２）采用上单翼主翼、Ｔ型尾翼布局。如此便于太阳能电池铺设，增加太阳能电池铺设面积，减小机身、垂尾的遮挡。无人机的总体构型方案如图３所示。图３无人机总体构型Ｆｉｇ．３ＵＡＶｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ２主要总体参数计算方法与一般的无人机设计方法不同，本文所研究的小型低空长航时无人机存在较为明显的能量重量耦合问题。对此，本文从能量平衡和重量平衡角度出发，分析各模型间的耦合关系，提出了一种考虑全机重量能量耦合关系的总体设计方法。２．１功率匹配根据推力、速度的计算关系，可以得到无人机的平飞需用功率为Ｐｌｅｖ＝Ｆ·ｖ＝ｍ３／２·ＣＤＣ３／２Ｌ·２ｇ３ρ槡Ｓ（１）式中：Ｐｌｅｖ为无人机巡航条件下的需用功率；Ｆ为无人机巡航状态下的发动机拉力；ｖ为飞行速度；ｍ为无人机起飞重量；ＣＤ为阻力系数；ＣＬ为升力系数；ｇ为重力加速度；ρ为空气密度；Ｓ为机翼参考面积。考虑调速器、电动机、螺旋桨相应的效率，以及机载设备
足容纳燃料电池堆、氢气罐的要求，机翼平面形状与翼型需要满足太阳能电池铺设的要求，等。借鉴类似的低空无人机产品，总体构型采用常规布局和气动效率较高的大展弦比机翼。并从以下两个方面综合考虑燃料电池、太阳能电池混合能源的特殊性：１）机翼位置采用上单翼方案，以保证机身内部的连通性；对机身容积进行详细设计，适当增加容积。以便满足装载燃料电池元件需求。２）采用上单翼主翼、Ｔ型尾翼布局。如此便于太阳能电池铺设，增加太阳能电池铺设面积，减小机身、垂尾的遮挡。无人机的总体构型方案如图３所示。图３无人机总体构型Ｆｉｇ．３ＵＡＶｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ２主要总体参数计算方法与一般的无人机设计方法不同，本文所研究的小型低空长航时无人机存在较为明显的能量重量耦合问题。对此，本文从能量平衡和重量平衡角度出发，分析各模型间的耦合关系，提出了一种考虑全机重量能量耦合关系的总体设计方法。２．１功率匹配根据推力、速度的计算关系，可以得到无人机的平飞需用功率为Ｐｌｅｖ＝Ｆ·ｖ＝ｍ３／２·ＣＤＣ３／２Ｌ·２ｇ３ρ槡Ｓ（１）式中：Ｐｌｅｖ为无人机巡航条件下的需用功率；Ｆ为无人机巡航状态下的发动机拉力；ｖ为飞行速度；ｍ为无人机起飞重量；ＣＤ为阻力系数；ＣＬ为升力系数；ｇ为重力加速度；ρ为空气密度；Ｓ为机翼参考面积。考虑调速器、电动机、螺旋桨相应的效率，以及机载设备的功率损耗，可以得到整机的飞行需用电功率为Ｐ＝Ｐｌｅｖηｅｓｃηｍｏｔηｐｒｐｌ＋Ｐｐｌｄ（２）式中：Ｐ为无人机巡航条件下的飞行需用电功率；Ｐｐｌｄ
【参考文献】：
期刊论文
[1]利于冬季飞行的太阳能飞机构型研究[J]. 马东立,包文卓,乔宇航. 航空学报. 2014(06)
[2]太阳能飞机原理及总体参数敏度分析[J]. 昌敏,周洲,郑志成. 西北工业大学学报. 2010(05)
[3]太阳能飞机的现状和发展趋势[J]. 邓海强,余雄庆. 航空科学技术. 2006(01)
博士论文
[1]太阳能/氢能混合动力小型无人机总体设计[D]. 李延平.北京理工大学 2014
本文编号：3579085
【文章来源】：航空学报. 2016,37(01)北大核心EICSCD
【文章页数】：19 页
【部分图文】：
图１无人机典型任务剖面Ｆｉｇ．１ＴｙｐｉｃａｌＵＡＶｆｌｉｇｈｔｐｒｏｆｉｌｅ
１４６航空学报Ｊａｎ．２５２０１６Ｖｏｌ．３７Ｎｏ．１图２能源动力系统框图Ｆｉｇ．２Ｐｏｗｅｒｔｒａｉｎｓｙｓｔｅｍｄｉａｇｒａｍ统的限制。如机身需要满足容纳燃料电池堆、氢气罐的要求，机翼平面形状与翼型需要满足太阳能电池铺设的要求，等。借鉴类似的低空无人机产品，总体构型采用常规布局和气动效率较高的大展弦比机翼。并从以下两个方面综合考虑燃料电池、太阳能电池混合能源的特殊性：１）机翼位置采用上单翼方案，以保证机身内部的连通性；对机身容积进行详细设计，适当增加容积。以便满足装载燃料电池元件需求。２）采用上单翼主翼、Ｔ型尾翼布局。如此便于太阳能电池铺设，增加太阳能电池铺设面积，减小机身、垂尾的遮挡。无人机的总体构型方案如图３所示。图３无人机总体构型Ｆｉｇ．３ＵＡＶｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ２主要总体参数计算方法与一般的无人机设计方法不同，本文所研究的小型低空长航时无人机存在较为明显的能量重量耦合问题。对此，本文从能量平衡和重量平衡角度出发，分析各模型间的耦合关系，提出了一种考虑全机重量能量耦合关系的总体设计方法。２．１功率匹配根据推力、速度的计算关系，可以得到无人机的平飞需用功率为Ｐｌｅｖ＝Ｆ·ｖ＝ｍ３／２·ＣＤＣ３／２Ｌ·２ｇ３ρ槡Ｓ（１）式中：Ｐｌｅｖ为无人机巡航条件下的需用功率；Ｆ为无人机巡航状态下的发动机拉力；ｖ为飞行速度；ｍ为无人机起飞重量；ＣＤ为阻力系数；ＣＬ为升力系数；ｇ为重力加速度；ρ为空气密度；Ｓ为机翼参考面积。考虑调速器、电动机、螺旋桨相应的效率，以及机载设备
足容纳燃料电池堆、氢气罐的要求，机翼平面形状与翼型需要满足太阳能电池铺设的要求，等。借鉴类似的低空无人机产品，总体构型采用常规布局和气动效率较高的大展弦比机翼。并从以下两个方面综合考虑燃料电池、太阳能电池混合能源的特殊性：１）机翼位置采用上单翼方案，以保证机身内部的连通性；对机身容积进行详细设计，适当增加容积。以便满足装载燃料电池元件需求。２）采用上单翼主翼、Ｔ型尾翼布局。如此便于太阳能电池铺设，增加太阳能电池铺设面积，减小机身、垂尾的遮挡。无人机的总体构型方案如图３所示。图３无人机总体构型Ｆｉｇ．３ＵＡＶｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ２主要总体参数计算方法与一般的无人机设计方法不同，本文所研究的小型低空长航时无人机存在较为明显的能量重量耦合问题。对此，本文从能量平衡和重量平衡角度出发，分析各模型间的耦合关系，提出了一种考虑全机重量能量耦合关系的总体设计方法。２．１功率匹配根据推力、速度的计算关系，可以得到无人机的平飞需用功率为Ｐｌｅｖ＝Ｆ·ｖ＝ｍ３／２·ＣＤＣ３／２Ｌ·２ｇ３ρ槡Ｓ（１）式中：Ｐｌｅｖ为无人机巡航条件下的需用功率；Ｆ为无人机巡航状态下的发动机拉力；ｖ为飞行速度；ｍ为无人机起飞重量；ＣＤ为阻力系数；ＣＬ为升力系数；ｇ为重力加速度；ρ为空气密度；Ｓ为机翼参考面积。考虑调速器、电动机、螺旋桨相应的效率，以及机载设备的功率损耗，可以得到整机的飞行需用电功率为Ｐ＝Ｐｌｅｖηｅｓｃηｍｏｔηｐｒｐｌ＋Ｐｐｌｄ（２）式中：Ｐ为无人机巡航条件下的飞行需用电功率；Ｐｐｌｄ
【参考文献】：
期刊论文
[1]利于冬季飞行的太阳能飞机构型研究[J]. 马东立,包文卓,乔宇航. 航空学报. 2014(06)
[2]太阳能飞机原理及总体参数敏度分析[J]. 昌敏,周洲,郑志成. 西北工业大学学报. 2010(05)
[3]太阳能飞机的现状和发展趋势[J]. 邓海强,余雄庆. 航空科学技术. 2006(01)
博士论文
[1]太阳能/氢能混合动力小型无人机总体设计[D]. 李延平.北京理工大学 2014
本文编号：3579085
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