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🔥 内容介绍
用于监视、侦察、灾害管理、边境安全及环境监测的长航时无人机，对兼具高效性与长续航能力的推进系统需求日益增长。传统内燃机虽具备高能量密度，但在瞬态运行期间会出现效率损失；而全电动系统虽可实现高效率和低声呐特征，却受限于现有电池组的比能量不足。混合电动推进系统将热发动机与电动推进系统相结合，可实现智能功率分配，使每种能源均在最佳工况下运行。这使得混合电动架构成为兼具高瞬态功率与长航时巡航或悬停能力的中型航时无人机任务的理想选择。
1.1 问题陈述 本研究针对固定翼无人机开发一种概念性混合电动推进系统，旨在满足特定监视任务需求（固定航时），同时最大限度降低燃油消耗与推进系统质量。该架构由一台涡轮发动机、一台电动机以及一个由基于规则的能源管理系统（EMS）控制的锂离子电池电组构成。该系统必须满足分阶段功率需求，确保电池处于安全运行范围内，遵守最大起飞重量（MTOW）限制，并在续航能力、燃油经济性和系统重量之间实现均衡权衡。 1.2 目标与范围 ●
为混合动力固定翼无人机开发完整的任务级仿真框架。 ● 在整个任务过程中对飞行器气动性能及推进功率需求进行建模。 ● 设计一种智能分配发动机与电机之间功率的能源管理系统（EMS）。 ● 根据任务功率需求确定发动机、电机及电池的规格。 ● 为推进系统配置构建并求解多目标优化问题。 ● 通过任务仿真及工程验证，对优化后的系统进行验证。仿真采用一秒时间步长覆盖整个任务过程，以捕捉飞行器与推进系统的瞬态行为，并运用非支配排序遗传算法II（NSGA -II）评估候选推进系统配置，从而获得帕累托最优设计集。
1.3 proposed 架构 推进系统整合三个主要子系统：一台涡轮发动机，为任务大部分阶段提供连续动力；一台高功率电机，在高功率阶段提供辅助推进，并在特定阶段实现全电运行；以及一个锂离子电池组，既提供电能，又在充电时储存发动机多余功率。基于规则的能源管理系统（EMS）协调这些子系统，在每个飞行阶段选择合适的运行模式，同时将电池荷电状态（SoC）维持在“混合电动无人机推进系统”的三项预设限值范围内。随后，一个外部优化循环用于确定发动机转速、电机转速及电池容量。
2. 问题公式：该任务包含七个飞行阶段——地面滑行、起飞、爬升、巡航、悬停、下降及着陆——每个阶段对功率需求各不相同：起飞与爬升阶段需高功率，巡航阶段注重燃油效率，悬停阶段则优先考虑续航能力，这要求EMS能够在热推进与电推进路径之间智能分配功率。共有三个设计变量：
设计方法论：采用了一种模块化、以任务为导向的设计方法论。该方法并非独立确定各部件的尺寸，而是首先对整个任务进行仿真，以获得瞬时推进功率需求，随后根据持续时间和任务约束条件，确定发动机、电机及电池的规格。具体流程如下：定义任务剖面及飞行阶段；利用国际标准大气（ISA）模型计算大气特性；在每次气动性能评估前，根据燃料燃烧量更新飞行器质量；计算气动力及功率需求；应用EMS 方法在发动机、电机与电池之间分配功率；估算任务期间的燃料消耗量及荷电状态（SoC）；根据连续功率与能量需求确定各部件规格；最后使用 NSGA -II 优化发动机功率、电机功率及电池容量。每个子系统——任务剖面、大气模型、飞行器性能、EMS、推进部件模型及优化器——均作为独立的 MATLAB 模块实现，从而支持独立验证，并可直接与优化框架进行无缝集成。
推进系统架构 推进系统由一台涡轮发动机、一台永磁电机、一套锂离子电池组、一个螺旋桨以及一个负责功率分配的EMS组成。与单源推进系统不同，这种架构根据飞行阶段条件，在发动机与电机之间智能地分配推进负荷。在每个仿真步骤中，EMS接收瞬时功率需求、电池荷电状态（SoC）、任务阶段及发动机限制参数，并据此分配功率。 4.1 组件模型 涡轮发动机模型包括额定功率、最大允许功率、制动比燃料消耗率（BSFC）、怠速功率占比、机械及齿轮箱效率，以及一个基于 BSFC 直接从输出功率计算燃料流量的燃料流量模型。电机模型包括连续功率与峰值功率、峰值持续时间限制、效率、比功率及机械特性；在混合助推模式下，电机可在自身限制范围内提供超出发动机连续功率能力的功率。电池模型则跟踪总容量、SoC、充放电效率及最大充放电功率。
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