本發明涉及無人機起動控制領域，特別涉及一種高原儲能式無人機起動裝置及方法。

背景技術：

無人機地面起動裝置為無人機起動提供動力保障，關系到無人機安全、可靠地起動，是重要的地面保障設備。無人機起動裝置均采用功率模塊恒壓直接供電輸出的工作模式，即起動裝置輸出電壓恒定的直流電，驅動起動電機轉動，再由起動電機帶動無人機發動機起動。

無人機起動飛行試驗一般都在外場進行，需要外接柴油發電機做為動力源，目前無人機外場試驗發動機起動過程中，起動動力輸出主要存在如下兩個問題：其一，由于外場場地的特殊性，柴油發電機的體積和重量受到了很多因素的限制，故油機對外輸出功率有限；在高原環境下，由于空氣稀薄，油機燃油效率低，在其它同等情況下，輸出功率更小，起動裝置輸入功率不足，采用功率模塊恒壓直接輸出的工作模式難以支撐無人機起動時的大功率輸出需求。其二，在發動機起動的起始階段，由于發動機轉速為零，起動電機處于或接近“堵轉”狀態，故其產生的反向電動勢為零；而恒壓供電輸出模式輸出電壓為恒定值，導致起動起始瞬間無人機發動機均處于最大扭矩狀態，過大的扭矩沖擊將帶來損傷發動機軸甚至斷軸的嚴重后果。其三，無人機自帶發動機在高原上起動時，由于空氣、溫度、濕度等因素的影響，發動機輸出特性不穩定，易發生改變，在功率模塊恒壓直接輸出的工作模式下，即使輸入功率充足，也會出現發動機起動過程中超時停車現象。

目前無人機項目正處于如火如荼的發展過程中，地面無人機起動裝置作為無人機起動配套設備也隨之快速發展，但現有的無人機起動配套設備并不能很好地滿足高原等特殊環境的需求。

因此有必要提供一種采用新的輸出模式的起動裝置來解決該問題。

技術實現要素：

本發明的目的在于克服現有技術的缺點與不足，提供一種高原儲能式無人機起動裝置。

本發明的另一目的在于提供一種高原儲能式無人機起動方法。

本發明的目的通過以下的技術方案實現：

一種高原儲能式無人機起動裝置，包括功率模塊一、儲能電路一、功率模塊二、儲能電路二、邏輯控制電路，還包括分別與功率模塊一、儲能電路一、功率模塊二、儲能電路二、邏輯控制電路的主回路連接的主控制電路；其中功率模塊一與儲能電路一并聯后，再與邏輯控制電路連接；功率模塊二與儲能電路二并聯后，再與邏輯控制電路連接；

所述邏輯控制電路包括繼電器K3、繼電器K4、繼電器K5、繼電器K6、繼電器K7，以及限流電阻R1、限流電阻R2；其中繼電器K3與限流電阻R1并聯連接，繼電器K4與限流電阻R2并聯連接，繼電器K3的一端與功率模塊一的正極輸出端連接，繼電器K3的另一端與繼電器K4、繼電器K7依次連接，繼電器K7的輸出端為起動裝置的正極輸出端；繼電器K5的1腳分別與功率模塊一的負級輸出端、功率模塊二的正級輸出端連接，繼電器K5的2腳與功率模塊二的負極輸出端連接，以方便升壓切換；繼電器K5的輸出端為起動裝置的負極輸出端；繼電器K6一端與起動裝置的負極輸出端連接，另一端與繼電器K7和繼電器K4的連接點連接，繼電器K6的作用為供起動裝置內部能量釋放。

所述儲能電路一包括繼電器K1、超級電容C1，繼電器K1的一端與功率模塊一的正極輸出端連接，繼電器K1的另一端與超級電容C1的正極連接，超級電容C1的負極與功率模塊一的負極輸出端連接；所述功率模塊一輸出28V直流電壓。

需要說明的是，超級電容為本領域技術人員所知的專有名詞，超級電容有固定的極性。如百度百科中建立的詞條“超級電容”，對應的鏈接為http://baike.baidu.com/link？url＝kPXmoIOAfzBYBg-NTuqSg4VZlNlXKZg_1-jqbk6OsqvNktWHAz4wMZ0g0M1ppWr2sZ3vmc2HkpoxCPExJmtlBgt7C2CQqqq54fT-tLlRK18neC20-coZz8z4VF-9wKVS。

所述超級電容C1為雙電層電容或法拉第準電容。

所述儲能電路二包括繼電器K2、超級電容C2，繼電器K2的一端與功率模塊二的正極輸出端連接，繼電器K2的另一端與超級電容C2的正極連接，超級電容C2的負極與功率模塊二的負極輸出端連接；所述功率模塊二輸出12V直流電壓。

所述超級電容C2為雙電層電容或法拉第準電容。

本發明的另一目的通過以下的技術方案實現：

一種高原儲能式無人機起動方法，包含兩種模式：

一、非升壓工作模式

S1.上電后功率模塊一處于工作狀態，功率模塊一對儲能電路一中的超級電容C1進行充電，待超級電容C1充電完成，功率模塊一輸出電壓為0V；功率模塊一、儲能電路一進入待機狀態，等待無人機飛控指令；

S2.收到無人機飛控指令，主控制電路控制繼電器K5閉合到1腳，然后控制繼電器K7閉合，當檢測到輸出電流大于設定值K時，在設定時間T1內將功率模塊一的輸出電壓緩慢地上升到設定電壓值；在T1時刻，主控制電路控制繼電器K1吸合，延遲t1；主控制電路控制繼電器K3吸合，延遲t2；主控制電路控制繼電器K4吸合，延遲t3；

S3.收到無人機停機指令，主控制電路控制繼電器K7、繼電器K3、繼電器K4依次斷開，此時儲能電路一中的超級電容C1重新充電，充滿后斷開繼電器K1，為下一次起動做準備；

S4.當工作結束后，先對超級電容C1進行放電操作；

二、升壓工作模式

S1.上電后功率模塊一、功率模塊二處于工作狀態，主控制電路控制繼電器K1、繼電器K2合上，功率模塊一對儲能電路一中的超級電容C1進行充電，同時功率模塊二對儲能電路二中的超級電容C2進行充電，待超級電容C1、C2充滿電(具體充電時間視容量及充電電流等情況)，功率模塊一、功率模塊二的輸出電壓為0V，功率模塊一、儲能電路一、功率模塊二、儲能電路二進入待機狀態，等待無人機飛控指令；

S2.收到無人機飛控指令，主控制電路控制繼電器K5閉合到1腳，且繼電器K7閉合，當檢測到輸出電流大于設定值K時，在設定時間T1內將功率模塊一的輸出電壓緩慢地上升到設定電壓值；在T1時刻，主控制電路控制繼電器K1吸合，延遲t1；主控制電路控制繼電器K3吸合，延遲t2；主控制電路控制繼電器K4吸合，延遲t3；經歷設定時間T2后，轉入升壓起動,主控制電路控制繼電器K2吸合，同時主控制電路控制繼電器K5吸合至2腳，起動裝置進入升壓供電階段，直至起動完畢；

S3.收到無人機停機指令，主控制電路控制繼電器K7、繼電器K3、繼電器K4依次斷開，此時儲能電路一中的超級電容C1、儲能電路一中的超級電容C2重新充電，充滿后斷開繼電器K1、繼電器K2，為下一次起動做準備；

S4.當工作結束后，先對超級電容進行放電操作。

所述設定值K為50A，設定時間T1為400ms，t1、t2、t3為100ms。

非升壓工作模式中，所述步驟S4具體為：斷開繼電器K7，吸合繼電器K1、繼電器K2，吸合繼電器K5至1腳，用電阻回路放電，大約5～10S放電完畢后，各繼電器恢復放電前狀態。

升壓工作模式中，所述步驟S4具體為：斷開繼電器K7，吸合繼電器K1、繼電器K2，吸合繼電器K5至2腳，用電阻回路放電，大約5～10S放電完畢后，各繼電器恢復放電前狀態。

本發明與現有技術相比，具有如下優點和有益效果：

1.本發明電源起動初始輸出電壓從接近0V開始輸出，通過巧妙的軟硬件配合，在無人機發動機轉速逐漸加快并進入高速運轉的過程中，逐步提高起動電源的電壓輸出值。這種定制化緩升設計，使發動機起動扭矩給定變化更加平滑，減小了對發動機扭矩的沖擊，同時降低了起動過程中對發動機主軸的損傷，確保了無人機起動時的安全性與可靠性。

2.在高原等野外環境輸入功率不足情況下，能實現數倍于輸入功率的輸出,可大大減輕油機發電負荷，保證野外其它飛控設備的用電安全；3.既能滿足常用的非升壓大電流起動，又能在高原等特定環境下實現無人機發動機的升壓起動，徹底解決發動機起動過程中超時停車現象。

附圖說明

圖1為本發明所述一種高原儲能式無人機起動裝置的結構示意圖。

圖2為圖1所述高原儲能式無人機起動裝置的功率模塊一的結構示意圖。

圖3為圖1所述高原儲能式無人機起動裝置的功率模塊二的結構示意圖。

圖4為一種高原儲能式無人機起動裝置起動原理圖。

圖5為帶阻性負載非升壓起動曲線圖。

圖6為帶阻性負載升壓起動曲線圖。

圖7為帶發動機負載非升壓起動曲線圖。

圖8為帶發動機負載升壓起動曲線圖。

具體實施方式

下面結合實施例及附圖對本發明作進一步詳細的描述，但本發明的實施方式不限于此。

如圖1，一種高原儲能式無人機起動裝置，包括功率模塊一、儲能電路一、功率模塊二、儲能電路二、邏輯控制電路，還包括分別與功率模塊一、儲能電路一、功率模塊二、儲能電路二、邏輯控制電路的主回路連接的主控制電路；其中功率模塊一與儲能電路一并聯后，再與邏輯控制電路連接；功率模塊二與儲能電路二并聯后，再與邏輯控制電路連接；

所述邏輯控制電路包括繼電器K3、繼電器K4、繼電器K5、繼電器K6、繼電器K7，以及限流電阻R1、限流電阻R2；其中繼電器K3與限流電阻R1并聯連接，繼電器K4與限流電阻R2并聯連接，繼電器K3的一端與功率模塊一的正極輸出端連接，繼電器K3的另一端與繼電器K4、繼電器K7依次連接，繼電器K7的輸出端為起動裝置的正極輸出端；繼電器K5的1腳分別與功率模塊一的負級輸出端、功率模塊二的正級輸出端連接，繼電器K5的2腳與功率模塊二的負極輸出端連接，以方便升壓切換；繼電器K5的輸出端為起動裝置的負極輸出端；繼電器K6一端與起動裝置的負極輸出端連接，另一端與繼電器K7和繼電器K4的連接點連接，繼電器K6的作用為供起動裝置內部能量釋放。

功率模塊一、功率模塊二內部均由多個單模塊并聯構成，功率模塊一、功率模塊二的結構示意圖分別如圖2、3；

高原儲能式無人機起動裝置本質上為一大功率電源，其輸出的電壓供給無人機的發動機內部的起動電機，起動電機輸出扭距到發動機軸，帶動無人機起動。

所述儲能電路一包括繼電器K1、超級電容C1，繼電器K1的一端與功率模塊一的正極輸出端連接，繼電器K1的另一端與超級電容C1的正極連接，超級電容C1的負極與功率模塊一的負極輸出端連接；所述功率模塊一輸出28V直流電壓。

需要說明的是，超級電容為本領域技術人員所知的專有名詞，超級電容有固定的極性。如百度百科中建立的詞條“超級電容”，對應的鏈接為http://baike.baidu.com/link？url＝kPXmoIOAfzBYBg-NTuqSg4VZlNlXKZg_1-jqbk6OsqvNktWHAz4wMZ0g0M1ppWr2sZ3vmc2HkpoxCPExJmtlBgt7C2CQqqq54fT-tLlRK18neC20-coZz8z4VF-9wKVS。

所述超級電容C1為雙電層電容或法拉第準電容。

所述儲能電路二包括繼電器K2、超級電容C2，繼電器K2的一端與功率模塊二的正極輸出端連接，繼電器K2的另一端與超級電容C2的正極連接，超級電容C2的負極與功率模塊二的負極輸出端連接；所述功率模塊二輸出12V直流電壓。

所述超級電容C2為雙電層電容或法拉第準電容。

本發明的另一目的通過以下的技術方案實現：

一種高原儲能式無人機起動方法，包含兩種模式：

一、非升壓工作模式

S1.上電后功率模塊一處于工作狀態，功率模塊一對儲能電路一中的超級電容C1進行充電，待超級電容C1充電完成，功率模塊一輸出電壓為0V；功率模塊一、儲能電路一進入待機狀態，等待無人機飛控指令；

S2.收到無人機飛控指令，主控制電路控制繼電器K5閉合到1腳，然后控制繼電器K7閉合，當檢測到輸出電流大于設定值K時，在設定時間T1內將功率模塊一的輸出電壓緩慢地上升到設定電壓值；在T1時刻，主控制電路控制繼電器K1吸合，延遲t1；主控制電路控制繼電器K3吸合，延遲t2；主控制電路控制繼電器K4吸合，延遲t3；

S3.收到無人機停機指令，主控制電路控制繼電器K7、繼電器K3、繼電器K4依次斷開，此時儲能電路一中的超級電容C1重新充電，充滿后斷開繼電器K1，為下一次起動做準備；

S4.當工作結束后，先對超級電容C1進行放電操作；

二、升壓工作模式

S1.上電后功率模塊一、功率模塊二處于工作狀態，主控制電路控制繼電器K1、繼電器K2合上，功率模塊一對儲能電路一中的超級電容C1進行充電，同時功率模塊二對儲能電路二中的超級電容C2進行充電，待超級電容C1、C2充滿電(具體充電時間視容量及充電電流等情況)，功率模塊一、功率模塊二的輸出電壓為0V，功率模塊一、儲能電路一、功率模塊二、儲能電路二進入待機狀態，等待無人機飛控指令；

S2.收到無人機飛控指令，主控制電路控制繼電器K5閉合到1腳，且繼電器K7閉合，當檢測到輸出電流大于設定值K時，在設定時間T1內將功率模塊一的輸出電壓緩慢地上升到設定電壓值；在T1時刻，主控制電路控制繼電器K1吸合，延遲t1；主控制電路控制繼電器K3吸合，延遲t2；主控制電路控制繼電器K4吸合，延遲t3；經歷設定時間T2后，轉入升壓起動,主控制電路控制繼電器K2吸合，同時主控制電路控制繼電器K5吸合至2腳，起動裝置進入升壓供電階段，直至起動完畢；

S3.收到無人機停機指令，主控制電路控制繼電器K7、繼電器K3、繼電器K4依次斷開，此時儲能電路一中的超級電容C1、儲能電路一中的超級電容C2重新充電，充滿后斷開繼電器K1、繼電器K2，為下一次起動做準備；

S4.當工作結束后，先對超級電容進行放電操作。

所述設定值K為50A，設定時間T1為400ms，t1、t2、t3為100ms。

非升壓工作模式中，所述步驟S4具體為：斷開繼電器K7，吸合繼電器K1、繼電器K2，吸合繼電器K5至1腳，用電阻回路放電，大約5～10S放電完畢后，各繼電器恢復放電前狀態。

升壓工作模式中，所述步驟S4具體為：斷開繼電器K7，吸合繼電器K1、繼電器K2，吸合繼電器K5至2腳，用電阻回路放電，大約5～10S放電完畢后，各繼電器恢復放電前狀態。

如圖4，無人機任何模式起動(升壓起動和非升壓起動)，起動全過程2如下：在0-T1的起始階段，電壓從接近0V開始緩慢上升，對應電流緩慢爬升，大約在T1時刻(根據系統調試確定)電流爬升至I1；在T1-T2期間，通過邏輯控制電路的作用，電流繼續爬升至I2，在0-I2整個過程，定制化的電壓電流緩升設計，限制了起動電流的過沖，減小了對發動機扭矩的沖擊，確保了無人機起動時的安全性與可靠性。在T2時刻(根據系統調試確定)，緩升階段完成，起動裝置的儲能電路與功率模塊并聯直接對發動機供電，直至T3時刻發動機起動成功。

如圖5，根據發動機起動功率大小，采用定制電阻模擬無人機發動機起動初始狀態，因電阻負載不具感性，起動裝置采用非升壓起動時，電壓上升及邏輯控制電路工作各階段可在圖5中清晰得到驗證。

如圖6，根據發動機起動功率大小，采用定制電阻模擬無人機發動機起動初始狀態，因電阻負載不具感性，起動裝置采用升壓起動時，圖6中，起動后半階段功率模塊二及儲能電路二切入工作，電壓明顯抬升。

如圖7，起動裝置帶無人機發動機外場進行試飛實測：起始階段，發動機處于堵轉狀態，起動電流迅速增大且得到有效限制，電流具備緩升效果，由于發動機轉子的感性作用，整個發動機起動過程電流比采用阻性負載時更平滑，起動后半階段，發動機逐漸進入高速運轉階段，起動電流逐漸減小。

如圖8，起動裝置帶無人機發動機外場進行試飛實測：起始階段，發動機處于堵轉狀態，起動電流迅速增大且得到有效限制，電流具備緩升效果，起動后半階段功率模塊二及儲能電路二切入工作，電壓明顯抬升，保證了特殊外場環境下的無人機的成功起飛。

上述實施例為本發明較佳的實施方式，但本發明的實施方式并不受上述實施例的限制，其他的任何未背離本發明的精神實質與原理下所作的改變、修飾、替代、組合、簡化，均應為等效的置換方式，都包含在本發明的保護范圍之內。