一种无人机用燃料电池混合电源系统配置方法

1.本发明属于燃料电池领域，具体涉及一种无人机用燃料电池混合电源系统配置方法。


背景技术：

2.随着无人机行业的发展，无人机凭借其体积小、易操作和低成本等优点，被广泛应用于军事和民用领域。无人机普遍采用锂电池供能，存在续航时间短的显著缺点，极大限制无人机的发展。为提高无人机续航里程，使用氢能与辅助电源组成的燃料电池混合电源系统为无人机供能，颠覆无人机的应用场景和使用策略，具有极高的潜在应用价值。
3.由于氢燃料电池内部本质为化学反应，其输出功率受多个因素的耦合限制，无法满足无人机起飞过程中功率快速变化的需求，需要选取辅助电源与氢燃料电池组成混合电源系统为无人机供能。对辅助电源的选取需要考虑能量约束和重量约束，在电源系统重量一定的情况下，过轻的辅助电源重量配比无法满足无人机起飞过程中对辅助电源的能量需求，过重的辅助电源配比会减轻氢气的重量配置，将降低无人机的续航时间。在满足无人机能量需求下，对氢气重量和辅助电源重量进行合理配置，可以有效延长无人机续航时间。
4.氢燃料电池无人机目前已经逐步引发人们的关注，燃料电池混合电源方案也达成共识，但是对于无人机用燃料电池混合电源的氢气和辅助电源重量配比问题，很少有人涉及。中国专利202010020776.5提出了用于无人机的氢燃料电池，但是没有具体阐述如何将氢燃料电池应用到无人机上，中国专利201911085243.9提出了一种氢燃料电池无人机系统，但是没有指出如何对氢气重量和辅佐电源重量进行配比。


技术实现要素：

5.针对上述现有技术中存在的问题，本发明提出了一种无人机用燃料电池混合电源系统配置方法，根据无人机能量需求和燃料电池输出能力，对氢气和辅助电源的重量进行合理配置，提高无人机的续航时间。
6.本发明具体技术方案如下：
7.一种无人机用燃料电池混合电源系统配置方法，其特征在于，包括以下步骤：
8.步骤1：随机选取无人机飞行平台，获得所述无人机飞行平台的机身重量m
uav_rack
、携带任务设备重量m
dev
和最大起飞重量m
uav_max
，计算得到电源系统最大重量配置m
power
：
9.m
power
＝m
uav_max
‑
m
uav_rack
‑
m
dev
10.步骤2：将无人机飞行平台配重至最大起飞重量m
uav_max
，进行飞行试验，获得起飞过程中各时刻的飞行功率p
uav,t
，及稳态飞行过程中的平均功率需求p
uav_ave
；
11.步骤3：根据步骤2所得平均功率需求p
uav_ave
，确定燃料电池的稳态输出功率等级p
fc_ave
：
12.p
fc_ave
＝(1+α)
·
p
uav_ave
13.其中，α为电源系统工作过程中产生功率损失的情况下预设的功率损失系数；
14.设燃料电池单节电堆的输出功率为p1，重量为m1，根据稳态输出功率等级p
fc_ave
，确定所需燃料电池的电堆节数n，进而获得所需燃料电池重量m
fc
；
15.步骤4：若m
fc
＜m
power
，则进行下一步骤配置，计算得到氢气重量与辅助电源重量之和m
energy
：
16.m
energy
＝m
power
‑
m
fc
17.否则，表明燃料电池系统重量已经大于电源系统最大重量配置，无法进行下一步的辅助电源重量和氢气重量的配置，返回步骤1重新选择无人机飞行平台；
18.步骤5：进行燃料电池加载试验，在保证燃料电池稳定性和寿命的前提下，将燃料电池从零功率点加载至稳态输出功率等级p
fc_ave
，根据燃料电池单节电堆的节点压最低极限值，得到燃料电池的最短加载时间t；
19.步骤6：采集在最短加载时间t内各时刻的燃料电池输出电压和输出电流，进而得到各时刻的燃料电池输出功率p
fc,t
，t＝1,2,
…
,t；
20.步骤7：燃料电池在无人机飞行平台离地后的最短加载时间t内，由辅助电源提供部分能量，辅助电源的容量需求e
bat
满足关系式：
[0021][0022]
其中，β为燃料电池加载试验中测得的能量转换过程损失系数；
[0023]
步骤8：若将氢气重量与辅助电源重量之和m
energy
全部配置辅助电源，计算得到辅助电源的最小能量密度需求e
min_bat
：
[0024]
e
min_bat
＝e
bat
/m
energy
[0025]
步骤9：对辅助电源配置进行可行性分析，查找得到所有辅助电源中的最高能量密度e
max_density
，根据最小能量密度需求e
min_bat
判断：
[0026]
e
min_bat
＜e
max_density
[0027]
若成立，则进行下一步骤；否则，无法找到符合能量密度需求的辅助电源，返回步骤1重新选择无人机飞行平台；
[0028]
步骤10：选取能量密度为e
density
的辅助电源，根据辅助电源的容量需求e
bat
，得到辅助电源重量配比m
bat
：
[0029]
m
bat
＝(e
bat
/e
density
)
·
(1+γ)
[0030]
其中，γ为预设的辅助电源重量配置过量系数；
[0031]
步骤11：考虑实际配置过程中氢气配重的最低重量限制，对氢气重量与辅助电源重量之和m
energy
和辅助电源重量配比m
bat
进行重量约束判断：
[0032]
m
bat
＜m
energy
(1
‑
δ)
[0033]
其中，δ为氢气重量配置的最低系数；
[0034]
若成立，则进行下一步骤；否则，表明辅助电源的能量密度选择不合理，返回到步骤10重新选择辅助电源；
[0035]
步骤12：计算得到氢气重量配比
[0036][0037]
所得辅助电源重量配比m
bat
和氢气重量配比为最大起飞重量m
uav_max
下的最长
续航时间配置。
[0038]
进一步地，步骤5中获得最短加载时间t的具体过程为：
[0039]
步骤5.1：为避免加载过程中因加载速度过快，造成节电压过低，而降低燃料电池使用寿命，要求加载过程中各节电堆的节电压v
i
满足：
[0040]
v
i
≥v
limit
，1≤i≤n
[0041]
其中，v
limit
为燃料电池单节电堆的节电压最低极限值；
[0042]
步骤5.2：设加载过程中燃料电池初始加载时间为t
o
，每次加载时间改变步长为δt，则第n次加载试验中燃料电池加载时间为t
n
：
[0043]
t
n
＝t
n
‑1+δt，n≥1
[0044]
其中，t
n
‑1为第n
‑
1次加载试验中燃料电池加载时间；
[0045]
步骤5.3：记录每次加载试验中各节电堆的节电压v
i,n
，1≤i≤n，n≥1，当第v次加载试验中出现v
i,v
＜v
limit
，1≤i≤n时，则令第v
‑
1次加载试验中燃料电池加载时间t
v
‑1为最短加载时间t。
[0046]
进一步地，步骤3中功率损失系数α的范围为0.05～0.2。
[0047]
进一步地，步骤3中所述燃料电池系统重量m
fc
包括燃料电池电堆重量、燃料电池配件重量、dc_dc控制板重量和氢气瓶重量。
[0048]
进一步地，步骤5.2中初始加载速度t
o
不低于60s，加载时间改变步长δt为1～5s。
[0049]
进一步地，步骤10中辅助电源重量配置过量系数γ的范围为0.2～2。
[0050]
进一步地，步骤11中氢气重量配置的最低系数δ的范围为0.6～0.8。
[0051]
本发明的有益效果为：
[0052]
本发明提出了一种无人机用燃料电池混合电源系统配置方法，通过无人机飞行平台飞行试验和燃料电池加载试验，获得无人机飞行平台的功率需求和燃料电池的最短加载时间，再根据辅助电源的容量需求，计算得到辅助电源和氢气的重量配比，获得无人机飞行平台在最大起飞重量下的最长续航时间配置。
附图说明
[0053]
图1为本发明实施例1所得无人机用燃料电池混合电源系统配置方法的流程图；
[0054]
图2为本发明实施例1所得无人机用燃料电池混合电源系统配置方法中燃料电池加载试验的流程图；
[0055]
图3为本发明实施例1所得无人机用燃料电池混合电源系统配置方法中无人机飞行平台起飞过程的功率变化曲线图；
[0056]
图4为本发明实施例1所得无人机用燃料电池混合电源系统配置方法中无人机飞行平台稳态飞行过程的功率变化与平均功率需求曲线图；
[0057]
图5为本发明实施例1所得无人机用燃料电池混合电源系统配置方法中燃料电池在最短加载时间内的功率加载变化与稳态输出功率等级曲线图；
[0058]
图6为本发明实施例1所得无人机用燃料电池混合电源系统配置方法中无人机飞行平台从起飞到稳态飞行过程的功率变化、燃料电池的功率加载变化及辅助电源的输出功率变化曲线图。
具体实施方式
[0059]
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清晰，结合以下具体实施例，并参照附图，对本发明做进一步的说明。
[0060]
下述非限制性实施例可以使本领域的普通技术人员更全面的理解本方明，但不以任何方式限制本发明。
[0061]
实施例1
[0062]
本实施例提出了一种无人机用燃料电池混合电源系统配置方法，如图1所示，包括以下步骤：
[0063]
步骤1：设随机选取的无人机飞行平台为大疆s1000，获得所述无人机飞行平台的机身重量m
uav_rack
＝4.4kg、携带任务设备重量m
dev
＝1kg和最大起飞重量m
uav_max
＝12.4kg，计算得到电源系统最大重量配置m
power
：
[0064]
m
power
＝m
uav_max
‑
m
uav_rack
‑
m
dev
＝7kg
[0065]
步骤2：将无人机飞行平台配重至最大起飞重量m
uav_max
＝12.4kg，进行飞行试验，获得起飞过程(如图3所示的时间8～30s左右)中各时刻的飞行功率p
uav,t
，并通过获得稳态飞行过程(如图4所示的时间30～40s左右)中各时刻的飞行功率p
uav,t
，得到平均功率需求p
uav_ave
＝2.1kw，如图4所示；
[0066]
步骤3：根据步骤2所得平均功率需求p
uav_ave
＝2.1kw，确定燃料电池的稳态输出功率等级p
fc_ave
：
[0067]
p
fc_ave
＝(1+α)
·
p
uav_ave
＝(1+0.15)
·
2.1kw＝2.415kw
[0068]
其中，α为电源系统工作过程中产生功率损失的情况下预设的功率损失系数；
[0069]
设燃料电池单节电堆的输出功率为p1＝38w，重量为m1＝60g，根据稳态输出功率等级p
fc_ave
＝2.415kw，确定所需燃料电池的电堆节数n＝64，进而获得包括燃料电池电堆重量、燃料电池配件重量、dc_dc控制板重量和氢气瓶重量的燃料电池重量m
fc
＝5.5kg；
[0070]
步骤4：此时m
fc
＜m
power
，进行下一步骤配置，计算得到氢气重量与辅助电源重量之和m
energy
：
[0071]
m
energy
＝m
power
‑
m
fc
＝1.5kg
[0072]
步骤5：进行燃料电池加载试验，流程如图2所示，在保证燃料电池稳定性和寿命的前提下，将燃料电池从零功率点加载至稳态输出功率等级p
fc_ave
，根据燃料电池单节电堆的节点压最低极限值，得到燃料电池的最短加载时间t；
[0073]
具体步骤如下：
[0074]
步骤5.1：为避免加载过程中因加载速度过快，造成节电压过低，而降低燃料电池使用寿命，要求加载过程中各节电堆的节电压v
i
满足：
[0075]
v
i
≥v
limit
，1≤i≤64
[0076]
其中，v
limit
为燃料电池单节电堆的节电压最低极限值，为0.5v；
[0077]
步骤5.2：设加载过程中燃料电池初始加载时间t
o
＝60s，每次加载试验的加载速度改变步长为δt＝4s，则第n次加载试验中燃料电池加载时间t
n
为：
[0078]
t
n
＝t
n
‑1+δt，n≥1
[0079]
其中，t
n
‑1为第n
‑
1次加载试验中燃料电池加载时间；
[0080]
步骤5.3：记录每次加载试验中各节电堆的节电压v
i,n
，1≤i≤n，n≥1，当第v次加
载试验中出现v
i,v
＜v
limit
，1≤i≤n时，则令第v
‑
1次加载试验中燃料电池加载时间t
v
‑1为最短加载时间t：
[0081]
t＝20s
[0082]
步骤6：采集在最短加载时间t＝20s内各时刻的燃料电池输出电压和输出电流，进而得到各时刻的燃料电池输出功率p
fc,t
，t＝1,2,
…
,t，如图5所示；
[0083]
步骤7：燃料电池在无人机飞行平台离地后的最短加载时间t＝20s内，由辅助电源提供部分能量，如图6所示，各时刻的辅助电源输出功率p
bat,t
，t＝1,2,
…
,t为：
[0084]
p
bat,t
＝p
uav,t
‑
p
fc,t
(1
‑
β)，t＝1,2,
…
,t
[0085]
辅助电源的容量需求e
bat
满足关系式：
[0086][0087]
其中，β为燃料电池加载试验中测得的能量转换过程损失系数，为0.06；
[0088]
进而得到辅助电源的容量需求e
bat
＝20wh；
[0089]
步骤8：若将氢气重量与辅助电源重量之和m
energy
＝1.5kg全部配置辅助电源，计算得到辅助电源的最小能量密度需求e
min_bat
：
[0090]
e
min_bat
＝e
bat
/m
enrtgy
＝13.3wh/kg
[0091]
步骤9：对辅助电源配置进行可行性分析，查找得到所有辅助电源中的最高能量密度e
max_density
＝180wh/kg，根据最小能量密度需求e
min_bat
判断：
[0092]
e
min_bat
＜e
max_density
[0093]
成立，进行下一步骤；
[0094]
步骤10：选取能量密度为e
density
＝120wh/kg的辅助电源，根据辅助电源的容量需求e
bat
，得到辅助电源重量配比m
bat
：
[0095]
m
bat
＝(e
bat
/e
density
)
·
(1+γ)＝(20/120)
·
(1+0.2)＝0.2kg
[0096]
其中，γ为预设的辅助电源重量配置过量系数；
[0097]
步骤11：考虑实际配置过程中氢气配重的最低重量限制，对氢气重量与辅助电源重量之和m
energy
和辅助电源重量配比m
bat
进行重量约束判断：
[0098]
m
bat
＜m
energy
(1
‑
δ)＝1.5(1
‑
0.6)＝0.6kg
[0099]
成立，进行下一步骤；
[0100]
其中，δ为氢气重量配置的最低系数；
[0101]
步骤12：计算得到氢气重量配比m
h2
：
[0102]
m
h2
＝m
energy
‑
m
bat
＝1.3kg
[0103]
所得辅助电源重量配比m
bat
＝0.2kg和氢气重量配比m
h2
＝1.3kg为最大起飞重量m
uav_max
下的最长续航时间配置。