本发明涉及高空太阳能飞机(包括太阳能无人机)的多日循环飞行过程中的能量管理方法，用于拓展飞机的可用范围，含飞行日期、纬度和飞行高度，属飞行器总体设计技术领域。
背景技术
在给定使用边界(纬度和季节)、给定技术水平(如单位面积太阳电池阵的重量及全天平均输出功率水平、单位重量动力电池组的储能容量等)下，太阳能飞机的设计原理遵循重量平衡、能量平衡的原则——即(1)所确定的飞机规模(包含太阳电池阵尺寸、动力电池组重量及相应附件在内)，满足升力(与机翼面积成正比)与重力平衡；(2)以24h为周期，飞行器全系统的推进、机载设备和有效载荷等耗用能量，加上动力电池组容量和重力势能等变化，与吸收的光伏转换能量达成平衡。特别地，对于多日循环的太阳能飞机，开始飞行的初始条件为动力电池组满电或充足，经过首日从地面起飞的过程，从第二天起的后续多日飞行中，每24h的系统耗能与光伏转换能量平衡基本体现出周期性重复的特点。
在实际飞行中，以上能量流动过程的24h周期能量平衡关系，则表现为每时每刻的功率平衡关系。由于光伏功率在一天的涨落中相对于全机用电需求总是表现出动态的盈亏，在此，动力电池组和飞行器重力势能就起到一个能量缓冲池的作用——在白天，将光伏发电转化存储为足够多的动力电池组电量和重力势能，到夜间释放以维持飞行。在多日循环飞行太阳能飞机的能量平衡关系中，光伏转换能量是唯一的环境能量输入，也是根本的能量来源。考虑到电能在飞行器各系统之间的分配、流动和转换存在大量的效率损失，在设计阶段必须保证24h周期内光伏转换能量保有盈余。然而动力电池组的充电速率和容量有限，加上推进系统能力边界和飞机气动特性也限制了飞机的爬升率(即重力势能的积累)，因此单纯增加光伏输出、动力电池组容量或推进系统额定功率等途径，从重量平衡和能量平衡的角度来看，到了一定程度之后是得不偿失的。
故此，太阳能飞机要达成设计时的能量平衡，还需要面向具体使用条件(纬度、季节、夜间飞行高度、载重等)，结合任务剖面制定能量管理方法，以减轻太阳能飞机对于硬件规模的设计压力，使光伏吸收能量的利用接近最优。
文献和公开报道中常见、简单易行的方法是：上午先在某个高度平飞，同时将多余的光伏功率给动力电池组充电——充电完成后转入爬升，积蓄势能——当可用飞行功率减小时，即使太阳电池阵仍有相当的输出功率，也转入小功率或无动力下滑，直至下滑至夜间平飞高度——在此高度依靠动力电池组放电，维持平飞至次日太阳升起。某些文献和专利申请也提出了一些具体数量化的策略。以上这些方法的问题，一是浪费了大量富余的太阳能，特别是在正午和下午；二是判定逻辑过于繁琐，针对特定算例的、具体数值的限定过多，难以实现数天乃至未来数月变化条件下的长航时飞行中的自动模式切换。三是方法无法推广，无法满足在不同机型参数、不同光伏环境(纬度、季节)条件下应具有普适性的要求。
技术实现要素：
本发明的技术解决问题是：提供了一种适用于高空太阳能飞机多日循环飞行的一整套能量管理通用方法。解决了现有技术中能量利用不完全和适用条件窄的缺点，为太阳能飞机达到使用性能最优和参数设计最优提供条件。
本发明的技术解决方案是：一种高空太阳能飞机多日循环飞行的能量管理方法，
1)太阳能飞机昼夜飞行的全过程中，持续测量当地太阳时t、太阳电池阵光伏输出功率ps(t)和动力电池组剩余电量ebat(t)；
2)动力电池组和太阳电池阵联合对太阳能飞机爬升阶段进行供电；
3)太阳电池阵为太阳能飞机飞行进行单独供电；
4)动力电池组放电，驱动飞机下滑，进入夜间平飞阶段。
所述步骤2)的具体过程为：
每日早晨，ps(t)产生有效输出后，飞机从夜间平飞高度开始爬升，计算得到
所述步骤3)的具体过程为：
(31)当检测到ps(t)超过
(32)飞行管理计算机根据测量到的ps(t)，持续更新预留充电能量ech(t)；根据测量到的动力电池组余量ebat(t)，持续更新动力电池组充电需用能量ech_r(t)＝ebat_0-ebat(t)，其中ebat_0为动力电池组总容量；
(33)当飞行管理计算机在时刻t1检测到ebat(t1)≤ech_r(t1)，则从t1时刻起，电源控制器将飞行需用功率限制在pr(t)＝pr(t1)，剩余的光伏输出功率ps(t)-pr(t1)用于动力电池组充电；过程中若检测到充电功率达到上限pbat_max，则将多余光伏输出功率ps(t)-pr(t1)-pbat_max用于补充pr(t)；
(34)动力电池组检测到充电完成后，电源控制器将每时刻的光伏输出功率全部用于维持飞行，此时pr(t)＝ps(t)。
所述步骤4)的具体过程为：
(41)检测到光伏输出功率低至下滑段最优维持功率pr_opt(h)之后，以最优维持功率pr_opt(h)下滑，pbat(t)＝ps(t)-pr_opt(h)；其中pbat(t)为任一当前时刻t的动力电池组功率；
(42)测量到飞机高度下探至夜间巡航高度hnight之后，在该高度维持平飞，pbat(t)＝ps(t)-pr(hnight,0)，其中pr(hnight,0)表示爬升率为0的平飞状态
所述步骤(32)中，所述ech(t)按照以下方法得到：在化作小时的每时刻t，飞行管理计算机根据当前测量的ps(t)，得到
所述步骤(41)中，所述下滑段最优维持功率pr_opt(h)按以下方法获得：根据当前测量的高度h、空速v，及螺旋桨拉力先验数据t(h,v,n)，其中n为螺旋桨转速；确定螺旋桨转速区间n_opt，使得同时满足：
a)螺旋桨机械做功tv|n_opt>0，
b)(pr-tv)|n_opt落在最小区间；
此时对应于n_opt的pr即为所述pr_opt(h)。
一种计算机可读存储介质，所述的计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述的计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1-权利要求6任一所述方法的步骤
一种高空太阳能飞机多日循环飞行的能量管理设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述的处理器执行所述的计算机程序时实现如权利要求1-权利要求6任一所述方法的步骤。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)在每个24h周期内，有效利用光伏尖峰功率，优先保证动力电池组充电；在其他日照时间，通过太阳电池阵对推进系统输入功率的最大化，尽量提高白天的重力势能储存。最大程度减少了光伏能量的浪费，在白天的高度保持/势能积累和保证动力电池组容量之间取得综合最优；
(2)通过下滑段能量管理，从下滑末端系统能量最大化的角度分配驱动功率，延迟了下探至夜间指定高度的时间，减少了夜间维持指定高度飞行的动力电池组放电时间，为第二天提供有效光伏输出之前保留更多动力电池组余量；
(3)有效拓展任务的季节、纬度和夜间最低高度之间组合的可行范围，或增加有效载荷的搭载重量或功耗。
(4)过程中无需人工判定，实现了功率的自动分配，包括确定动力电池组的充放电时段。本方法对于不同机型参数、不同光伏环境(纬度、季节)具有通用性。
附图说明
图1——系统组成图；
图2——截取光伏能量尖峰、用于动力电池组充电的示意图；
图2a)当ps_max-ps(t1)≤pbat_max，ps(t1)以上均可用于动力电池组充电；
图2b)当ps_max-ps(t1)>pbat_max，ps(t1)以上的阴影部分可用于动力电池；
图3——多日循环飞行过程的功率剖面示例；
图4——多日循环飞行过程的动力电池组余量剖面示例；
图5——多日循环飞行过程的飞行高度剖面示例；
图6——现有技术能量管理方法的功率剖面示例；
图7——现有技术能量管理方法的动力电池组余量剖面示例；
图8——现有技术能量管理方法的飞行高度剖面示例。
具体实施方式
本发明方法所依托的系统架构，如图1所示。其中：
飞行管理计算机是机上飞行任务管理的核心，负责实时采集飞行控制、能源、推进等功能系统的飞行参数，可根据日历和飞行高度预测光伏输入峰值等飞行环境，根据任务约束自主规划航迹、高度等任务剖面。并将任务剖面的模式切换指令分解为对能源系统电源控制器、推进系统电机控制器等命令输入。
大气数据机、全球导航卫星系统(gnss)接收机等采集飞行器高度、速度、时间。
电源控制器的作用是调节从太阳电池阵输出、动力电池组输入输出，和输出到推进系统及机载设备的电能分配。
太阳电池阵是主要能量来源，输出电能给推进装置、动力电池组和机载设备。
动力电池组负责存储光伏能量和释放电能给推进装置和机载设备。可测量自身剩余容量、输入输出功率，限制其最大充放电电流。
推进系统一般由电动机子系统和螺旋桨组成，赋予飞行器机械能。其输出的拉力和功率有物理限制。
太阳能飞机的功率平衡可用下式表示：
ps＝pbat+pr
pr＝ppro+pav
其中
ps为太阳电池阵输出功率
pbat为动力电池组功率，充电为正、放电为负
pr为飞行器飞行需用功率
ppro为推进系统输入功率
pav为机上航电设备和载荷的输入功率
为描述简便，这里所述方法针对固定的纬度和若干天飞行时间段，并给定夜间飞行高度。对于飞行过程中纬度和飞行天数跨度较大的情况，将飞行过程分为若干条件相近的飞行段，以同样的方法在每段给定一个夜间飞行高度。
本发明给出了一种太阳能飞机的典型飞行过程为：
[1]日出后根据任务要求平飞或爬升(太阳电池和动力电池组联合供电)；
[2]爬升充电(太阳电池单独供电，推进系统以稳定功率飞行，剩余功率用于动力电池组充电)；
[3]充电完毕后，继续以可用光伏输出功率爬升，直至光伏输出功率减弱至无法维持平飞，转入下滑(太阳电池单独供电，尽量维持推进功率)；
[4]入夜后，以一个较小的最优维持功率继续下滑(动力电池组单独供电)；
[5]夜间平飞至次日黎明(动力电池组单独供电)。
过程[1]中，切换至过程[2]的时机点t1如图2所示。给定地理位置及高度下的光伏输出功率随时间变化函数ps(t)近似为正弦曲线。当图中t1时刻，ps(t1)水平线以上的光伏功率随时间积分
动力电池组充电功率受到充电深度的限制，存在上限。所以当光伏功率富余较多，使得ps_max-ps(t1)>pbat_max时，为动力电池组充电所留能量如图2b)阴影部分所示，需扣除阴影以上无法利用的能量峰值部分。
将[t1,24-t1]规划为过程[2]充电时间段，以充分利用光伏功率曲线的尖峰部分。原则上将该段时间内飞行需用功率限制在ps(t1)≤pr_max，后者取决于推进系统最大输入功率，仅当动力电池组充电速率达到限定值时，将富余的光伏输出功率分配给推进系统。
过程[4]中，下滑时的推进系统最优维持功率定义为：在指定高度，当飞行器维持平稳下滑时，供推进系统输入的动力电池组放电功率与螺旋桨正输出功率之差，处于最小值区间。此条件下飞行器能够兼顾维持较小的动力电池组放电速率和一定的正拉力，其意义在于以较少的动力电池组放电维持较小的下滑率。
给出的算例为：
全机总重65kg，机翼面积31.25m2，升力系数1.0，全机升阻比取28(为简便取平均值，忽略随高度的变化，不影响计算结果的展示性)；
太阳电池阵光电转换效率9.77％(综合各种损失之后的输出)，电池阵铺片面积20.3m2；动力电池组可用容量6300wh(保留容量另计)，充放电效率94％，充放电深度0.2；推进系统最大输入功率1050w，平飞综合效率70％，爬升综合效率65％，下滑综合效率60％(为简便取平均值，忽略高度、工况等变化)，下滑段最优维持功率为25w；机上设备需用功率100w，设备供电效率85％；
设定3月1日6时起飞，飞行纬度取北纬30°，夜间最低飞行高度12500m，设定每日清晨动力电池组与光伏联合供电阶段的最小爬升率0.2m/s。
根据本发明方法，多日循环飞行过程的功率、动力电池组容量、飞行高度随时间变化曲线如图3～图5。可见其具有24h周期性重复的规律(首日除外)。
结合图3标注的状态顺序，过程描述如下：
0～1：动力电池组供电，起飞后以最小爬升率爬升；光伏达到有效输出之后，光伏和动力电池组联合供电；
1～2：当光伏输出功率超过最小爬升率对应的飞行需用功率(状态1)，转入光伏单独供电；
2～3：随光伏输出功率的增加，当推进系统输入功率达到电动机上限(状态2)，推进系统功率稳定在此水平，剩余功率用于动力电池组充电；
3～4：动力电池组完成充电后，推进功率不变，富余的光伏功率无法利用；
4～5：随光伏输出功率的减弱，当推进系统输入功率低于电动机上限(状态4)，以光伏所能提供的功率维持飞行，爬升率逐渐下降，乃至转为下滑；
5～6：光伏输出功率低于最优维持功率之后(状态5)，光伏和动力电池组联合供电，以最优维持功率下滑；
6～7：当光伏停止有效输出(状态6)，由动力电池组单独供电，以最优维持功率下滑；
7～8：下探至夜间巡航高度之后(状态7)，由动力电池组单独供电维持该高度下平飞，直至次日黎明；
8～9：以最小爬升率爬升；光伏达到有效输出之后(状态8)，光伏和动力电池组联合供电；
9～10：当光伏输出功率超过最小爬升率对应的飞行需用功率(状态9)，转入光伏单独供电；
10～11：随光伏输出功率的增加，维持当前飞行需用功率以上的光伏预留能量降低到动力电池组充电所需能量(状态10)，将推进系统功率稳定在此水平，剩余功率用于动力电池组充电；
11～12：随光伏输出功率的增加，动力电池组充电功率达到上限(状态11)，多余能量用于增加爬升功率；
12～13：随光伏输出功率的减弱，动力电池组充电功率低于上限(状态12)，推进系统输入功率恢复到状态10～11的水平；
13～14：充电完成(状态13)，推进系统输入功率以所允许的最大值维持飞行。至状态14，光伏输出持续减弱使得推进系统无法再保持功率上限。13～14存在少许光伏能量的浪费，这来自于由于前述简化算法留出的光伏能源余量。可见该方法的能源利用效率是较高的。
其后，重复状态5～14的过程。
以上为给定条件下按照本发明所述方法完成的飞行过程，包含了飞行过程可能出现的典型状态。随飞行条件不同，飞行过程会有差异，某些超出物理系统限制的状态可能不会出现，例如在极昼条件下，可能完全由光伏维持全天飞行。
作为对比，图6～图8给出了使用现有技术能量管理方法的示例。该算例中，其他条件与前文相同。当光伏输出不足，转入下滑后(图6状态5～7)，使用小功率驱动(低于图3状态5～7的最优维持功率)，使得螺旋桨拉力接近于零，且状态6～7的放电功率也有所节省，但实际的下滑率更大(见图8)，高度损失更快，导致提前下滑到夜间平飞高度(状态7～8)，增加了平飞时间，功率消耗比下滑段更大(若关闭电动机，则螺旋桨产生负拉力，性能更差)。
图7、图8可见，至次日早晨，动力电池组剩余电量已逼近下限，必须从图6状态8开始降低高度，至状态9平飞，以减少飞行需用功率，同时开始充电。指定的最低飞行高度要求已无法满足。
至状态11，动力电池组完成充电。图6状态11～12所示的阴影部分，表示因推进系统输入功率达到上限造成的光伏输出功率浪费，明显多于图3状态13～14的光伏功率浪费，说明现有技术能量管理方法的充电时机没有充分利用正午时刻光伏输出的尖峰。
图7显示次日升限明显降低，图8显示到第三天早晨动力电池组能量耗尽，飞机需降落或进一步降低高度飞行，使用现有技术能量管理方法未能实现所要求的多日循环飞行。