CN108528735B - 串联式混合动力飞机及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种串联式混合动力飞机及其控制方法，串联式混合动力飞机包括混合动力***，混合动力***包括动力电池、增程***和电驱动***，增程***包括发电机和与发电机连接且带动发电机进行发电的转子发动机，电驱动***包括螺旋桨和为螺旋桨提供驱动力的驱动电机，动力电池为驱动电机提供电能。本发明的串联式混合动力飞机，采用串联式混合动力***，实现以节能环保为控制策略的设计理念、以整机***功率为控制参量实时切换整机控制策略，改善混合动力***在不同工作模式和工况下的能量需求分配状况，节约能源消耗，降低环境污染，缓解能源危机。

Description

串联式混合动力飞机及其控制方法

技术领域

本发明属于飞机技术领域，具体地说，本发明涉及一种串联式混合动力飞机及其控制方法。

背景技术

随着新能源电动汽车、电动自行车、电动飞机等等电动产品的快速发展，对电动产品控制策略的研究也逐渐走向成熟，但受限于动力电池技术、充电桩快充技术的发展，电动产品的续航能力难以得到极大改善，为此混合动力的控制模式成为提高电动产品续航的必经之路，同时考虑到控制策略的简易型，混合动力***采用串联式。结合目前混合动力飞机的快速发展，在国家节能环保的理念下，考虑串联式混合动力飞机的整机控制策略。

结合混合动力飞机的动力模式，即电控模式和油控模式，将混合动力飞机的工作模式分为：纯电动模式、传统内燃油控模式、油电混合模式。现有串联式混合动力飞机的控制方法，对于整机不同工作模式下、工况下的能量需求分配效果较差，不能实现整机***功率的最佳分配。

发明内容

本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本发明提供一种串联式混合动力飞机及其控制方法，目的是改善混合动力***在不同工作模式和工况下的能量需求分配状况。

为了实现上述目的，本发明采取的技术方案为：串联式混合动力飞机，

增程***包括发电机和转子发动机，电驱动***包括螺旋桨和驱动电机，动力电池为驱动电机提供电能；

所述混合动力***还包括功率管理控制模块、集成控制器和驱动电机控制器，集成控制器与所述动力电池、驱动电机控制器和所述发电机电连接，所述驱动电机与驱动电机控制器电连接；集成控制器控制转子发动机的启动及电子风门的开度，转子发动机带动发电机发电，电能通过集成控制器为驱动电机供电和为动力电池补充能量；

功率管理控制模块根据动力电池的存储电量或由高度传感器采集的当前飞机飞行高度数据进行判断，控制所述集成控制器启动所述转子发动机；集成控制器根据负载的需求情况调整电子风门的大小，以控制发电机的输出功率；

功率管理控制模块根据油门推杆的变化情况对整个动力***进行能量分配管理，，监测与故障诊断，通过油门推杆的变化情况控制驱动电机的输出功率；

功率管理控制模块通过集成控制器控制驱动电机控制器，以调整驱动电机的输出转速及功率；

所述冷却***包括散热器、控制装置、将散热器中的冷却液输送至转子发动机以用于转子发动机冷却的第一冷却回路、将散热器中的冷却液输送至动力电池以用于动力电池冷却的第二冷却回路以及将散热器中的冷却液输送至发电机、集成控制器、驱动电机和驱动电机控制器以用于发电机、集成控制器、驱动电机和驱动电机控制器冷却的第三冷却回路，第一冷却回路、第二冷却回路和第三冷却回路为并联设置。

所述驱动电机为永磁同步交流电机，所述动力电池为锂电池。

所述第一冷却回路包括用于将散热器连接中的冷却液输送至转子发动机的第一水泵和用于检测转子发动机的出水口处的冷却液温度的第一温度传感器；在第一冷却回路中，第一水泵位于散热器和转子发动机之间，第一水泵的进水口通过管路与散热器的出水口连接，第一水泵的出水口通过管路与转子发动机的进水口连接，转子发动机的出水口通过管路与散热器的进水口连接，对转子发动机进行冷却后的冷却液回流至散热器中，实现冷却液的循环。

所述第二冷却回路包括用于将散热器连接中的冷却液输送至动力电池的第二水泵和用于检测动力电池的出水口处的冷却液温度的第二温度传感器；在第二冷却回路中，第二水泵位于散热器和动力电池之间，第二水泵的进水口通过管路与散热器的出水口连接，第二水泵的出水口通过管路与动力电池的进水口连接，动力电池的出水口通过管路与散热器的进水口连接，对动力电池进行冷却后的冷却液回流至散热器中，实现冷却液的循环。

所述第三冷却回路包括第三水泵和第四水泵、用于将由第三水泵和/或第四水泵输送的冷却液引导至发电机的第一电磁阀、用于将由第三水泵和/或第四水泵输送的冷却液引导至集成控制器的第二电磁阀、用于将由第三水泵和/或第四水泵输送的冷却液引导至驱动电机控制器的第三电磁阀以及用于将由第三水泵和/或第四水泵输送的冷却液引导至驱动电机的第四电磁阀。

在第三冷却回路中，第三水泵和第四水泵位于散热器和分流器之间，第三水泵和第四水泵的进水口通过管路与散热器的出水口连接，第三水泵和第四水泵的出水口通过管路与分流器的进水口连接，分流器的出水口分别通过四个管路与第一电磁阀、第二电磁阀、第三电磁阀和第四电磁阀的进水口连接，第一电磁阀的出水口通过管路与发电机的进水口连接，第二电磁阀的出水口通过管路与集成控制器的进水口连接，第三电磁阀的出水口通过管路与驱动电机控制器的进水口连接，第四电磁阀的出水口通过管路与驱动电机的进水口连接，第一电磁阀、第二电磁阀、第三电磁阀和第四电磁阀的出水口通过管路与集流器的进水口连接，集流器的出水口通过管路与散热器的进水口连接，对发电机、集成控制器、驱动电机控制器和驱动电机进行冷却后的冷却液通过集流器回流至散热器中，实现冷却液的循环。

本发明还提供了一种串联式混合动力飞机的控制方法，通过对混合动力***的控制，依据动力电池的存储功率、増程***的发电功率和电驱动***的输出功率，控制混合动力飞机在纯电动工作模式、油电混合工作模式和油控工作模式之间进行切换。

当动力电池的存储功率大于螺旋桨的输出功率时，混合动力飞机处于纯电动工作模式；混合动力飞机在起飞和降落阶段时，若动力电池的存储功率低于动力电池的安全存储功率的设定值，则混合动力飞机处于油控工作模式；混合动力飞机在巡航阶段时，若动力电池的存储功率大于动力电池的安全存储功率的设定值，则混合动力飞机处于油控工作模式或油电混合工作模式。

在混合动力飞机处于油电混合工作模式时，若增程***的发电功率大于或等于螺旋桨的输出功率，则增程***对动力电池进行充电，直至动力电池的存储功率达到设定值，然后混合动力飞机切换成纯电动工作模式。

在混合动力飞机处于油电混合工作模式时，驱动电机控制器接收到启动指令后，动力电池为驱动电机供电，使驱动电机运转，驱动电机带动螺旋桨转动，驱动电机控制器驱动电机匹配螺旋桨的输出功率，电池管理***依据螺旋桨的输出功率匹配动力电池的输出电量，最终形成闭环纯电动***。

动力电池、驱动电机、驱动电机控制器、功率管理控制模块、螺旋桨等形成闭环纯电动***，依据油门推杆给出的转速指令，功率管理控制模块检测螺旋桨的输出功率，进而控制动力电池的放电量，驱动电机采用双闭环矢量控制策略控制转速大小。依据动力电池的存储功率、螺旋桨的输出功率的大小，调节转子发动机的电子风门的开度，调整増程***的发电量，形成转子发动机的风门开度与发电量的闭环控制***。

本发明的串联式混合动力飞机，采用串联式混合动力***，实现以节能环保为控制策略的设计理念、以整机***功率为控制参量实时切换整机控制策略，改善混合动力***在不同工作模式和工况下的能量需求分配状况，节约能源消耗，降低环境污染，缓解能源危机。本发明的控制方法以纯电动、油控闭环控制***为串联式混合动力飞机整机控制策略设计的基础，以整机分***的功率为控制策略的控制参量，依据串联式混合动力飞机不同工况下分***功率需求的不同的，切换整机控制***的工作模式，改善整机***的功率分配，提高整机实时响应的能力。

附图说明

本说明书包括以下附图，所示内容分别是：

图1是本发明串联式混合动力飞机的结构示意图；

图2是本发明串联式混合动力飞机的原理示意图；

图3是本发明串联式混合动力飞机动力***控制框图；

图4是本发明串联式混合动力飞机纯电动状态控制策略流程图；

图5是本发明串联式混合动力飞机油电混合状态控制策略流程图；

图6是本发明串联式混合动力飞机的冷却***的原理示意图；

图7是本发明串联式混合动力飞机的冷却控制装置的设计框图；

图中标记为：1、发电机；2、整流罩；3、转子发动机；4、动力电池；5、螺旋桨；6、电池管理***；7、功率管理控制模块；8、集成控制器；9、驱动电机控制器；10、驱动电机；11、发动机控制器；12、第一水泵；13、第二水泵；14、第三水泵；15、第四水泵；16、散热器；17、膨胀水壶。

具体实施方式

下面对照附图，通过对实施例的描述，对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明，目的是帮助本领域的技术人员对本发明的构思、技术方案有更完整、准确和深入的理解，并有助于其实施。

如图1和图3所示，本发明提供了一种串联式混合动力飞机，包括混合动力***，混合动力***包括动力电池、增程***和电驱动***，增程***包括发电机和与发电机连接且带动发电机进行发电的转子发动机，电驱动***包括螺旋桨和为螺旋桨提供驱动力的驱动电机，动力电池为驱动电机提供电能。増程***实现化学能到电能的转换，为整机续航提供能量。

具体地说，如图3所示，混合动力***还包括集成控制器、驱动电机控制器和功率管理控制模块，集成控制器与动力电池、驱动电机控制器和发电机电连接，驱动电机与驱动电机控制器电连接。集成控制器将发电机产生的三相交流电整流成直流电，为驱动电机供电。螺旋桨与驱动电机通过传动轴连接，动力电池通过集成控制器到驱动电机控制器，驱动电机控制器将动力电池提供的直流电逆变成交流电为驱动电机供电。转子发动机带动发电机发电，电能通过集成控制器为驱动电机供电和为动力电池补充能量，动力电池还可以通过外部设备充电机为其充电。

如图3所示，驱动电机的能量获取可直接由动力电池供电，另一种为转子发动机带动发电机发的电。驱动电机为混合动力飞机提供动力源，驱动电机带动螺旋桨以产生拉力，为混合动力飞机提供前进的动能；驱动电机优选为高功重比的永磁同步交流电机，达到航空要求。螺旋桨的高效区间与驱动电机的高效区间重合(螺旋桨的效率是分区间的，螺旋桨在不同转速下的效率是不一样的，一般在定巡航时效率最高，大于0.8即可；驱动电机也有效率区间，在飞机巡航时驱动电机的转速保持恒定，此时将驱动电机与螺旋桨的高效率区间重合，提高能量利用率，减少无用功)，以最大程度的提高能量的利用率，匹配以满足巡航需求为基本原则。

作为优选的，动力电池为锂电池且为高能量密度锂电池，动力电池是由单体锂电池通过串并联的形式组成包，再将若干个包进行串联组成动力电池组，动力电池通过电池管理***对其进行管理，电池管理***实时监测动力电池的电压、电流、温升等。动力电池可通过充电机对其进行能量补充，通过集成控制器到驱动电机控制器进行逆变成交流电。电池管理***对动力电池进行管理，功率管理控制模块可根据动力电池的存储电量判断是否要启动转子发动机。

如图3所示，发电机由转子发动机带动进行发电，集成控制器控制转子发动机的启动及电子风门的开度，以保证转子发动机的功率能够稳定的输出，发动机控制单元控制转子发动机的点火及喷油，并采集发动机转速信息共享到CAN网络中去。

功率管理控制模块对整个动力***进行能量分配管理，监测与故障诊断，通过油门推杆的变化情况控制驱动电机的输出功率。功率管理控制模块可根据动力电池的剩余电量或由高度传感器采集的当前飞机飞行高度数据进行判断，控制集成控制器启动转子发动机。集成控制器根据负载的需求情况调整电子风门的大小，以控制发电机的输出功率。功率管理控制模块根据油门推杆的变化情况对各个***进行能量分配管理。

功率管理控制模块通过集成控制器控制驱动电机控制器，以调整驱动电机的输出转速及功率。功率管理控制模块通过监测各个***工作情况，及时调整控制策略，确保各个***安全可靠，如驱动电机控制器的温度高于设定值时，功率管理控制模块通过集成控制器开始限制输出功率，以降低驱动电机的动能，从而降低混合动力飞机的飞行速度。

混合动力飞机在起飞与降落阶段，由动力电池单独为驱动电机供电，实现了环保需求，减少了机场周边噪音及尾气污染；当混合动力飞机到达预定高度时开始巡航，集成控制器启动转子发动机，带动发电机开始发电，为驱动电机及动力电池提供电能，有效的增加了混合动力飞机的续航里程及续航时间。混动控制模块控制转子发动机始终工作在高效的区间，节约了燃油消耗。

如图6所示，本发明的串联式混合动力飞机还包括冷却***，该冷却***包括散热器16、控制装置、将散热器16中的冷却液输送至转子发动机以用于转子发动机冷却的第一冷却回路、将散热器16中的冷却液输送至动力电池以用于动力电池冷却的第二冷却回路以及将散热器16中的冷却液输送至发电机、混合动力集成控制器、驱动电机和驱动电机控制器以用于发电机、集成控制器8、驱动电机和驱动电机控制器冷却的第三冷却回路。第一冷却回路、第二冷却回路和第三冷却回路为并联设置，第一冷却回路、第二冷却回路和第三冷却回路相配合，对串联式混合动力飞机的动力***的各部件进行降温冷却，保证动力***的各个部件处于最佳的工作环境，维持动力***的高效率输出，提高串联式混合动力飞机的适应性能力。转子发动机工作温度相对较高，动力电池的工作温度相对较低，因此需设置两个单独的冷却回路为转子发动机和动力电池分别提供冷却液。集成控制器8、发电机、驱动电机和驱动电机控制器的工作温度很接近，因此将合动力集成控制器、发电机、驱动电机和驱动电机控制器设置在同一个冷却回路中。第一冷却回路、第二冷却回路和第三冷却回路采用并联式设置，避免管路布置带来的复杂，方便布置。

如图6所示，第一冷却回路包括用于将散热器16连接中的冷却液输送至转子发动机的第一水泵12和用于检测转子发动机的出水口处的冷却液温度的第一温度传感器。第一冷却回路通过转子发动机，在第一冷却回路中，第一水泵12位于散热器16和转子发动机之间，第一水泵12的进水口通过管路与散热器16的出水口连接，第一水泵12的出水口通过管路与转子发动机的进水口连接，转子发动机的出水口通过管路与散热器16的进水口连接，对转子发动机进行冷却后的冷却液回流至散热器16中，实现冷却液的循环。控制装置采集第一温度传感器检测的数据，第一温度传感器和第一水泵12与控制装置为电连接，第一水泵12受到控制装置的控制。第一温度传感器实时检测转子发动机的出水口处的冷却液的温度，控制装置依据由第一温度传感器采集的冷却液温度实时调控第一水泵12的转速，进而实现第一水泵12的出水口处的冷却液的流速的调控，保证转子发动机的出水口处的冷却液的温度稳定在设定的温度值，使得转子发动机处于最佳工作环境。如果转子发动机的出水口处的冷却液的温度大于设定的温度值，控制装置发出加大第一水泵12的转速的指令，水泵驱动模块调控第一水泵12的电压，以增大第一水泵12的出水口处的冷却液的流速，进而增大了对转子发动机进行冷却的冷却液的流速，实时控制冷却液的流速，维持温度的稳定。

如图6所示，第二冷却回路包括用于将散热器16连接中的冷却液输送至动力电池的第二水泵13和用于检测动力电池的出水口处的冷却液温度的第二温度传感器。第二冷却回路通过动力电池，在第二冷却回路中，第二水泵13位于散热器16和动力电池之间，第二水泵13的进水口通过管路与散热器16的出水口连接，第二水泵13的出水口通过管路与动力电池的进水口连接，动力电池的出水口通过管路与散热器16的进水口连接，对动力电池进行冷却后的冷却液回流至散热器16中，实现冷却液的循环。控制装置采集第二温度传感器检测的数据，第二温度传感器和第二水泵13与控制装置为电连接，第二水泵13受到控制装置的控制。第二温度传感器实时检测动力电池的出水口处的冷却液的温度，控制装置依据由第二温度传感器采集的冷却液温度实时调控第二水泵13的转速，进而实现第二水泵13的出水口处的冷却液的流速的调控，保证动力电池的出水口处的冷却液的温度稳定在设定的温度值，使得动力电池处于最佳工作环境。如果动力电池的出水口处的冷却液的温度大于设定的温度值，控制装置发出加大第二水泵13的转速的指令，水泵驱动模块调控第二水泵13的电压，以增大第二水泵13的出水口处的冷却液的流速，进而增大了对动力电池进行冷却的冷却液的流速，实时控制冷却液的流速，维持温度的稳定。

如图6所示，第三冷却回路包括第三水泵3和第四水泵4、用于将由第三水泵14和/或第四水泵15输送的冷却液引导至发电机的第一电磁阀、用于将由第三水泵14和/或第四水泵15输送的冷却液引导至集成控制器8的第二电磁阀、用于将由第三水泵14和/或第四水泵15输送的冷却液引导至驱动电机控制器的第三电磁阀以及用于将由第三水泵14和/或第四水泵15输送的冷却液引导至驱动电机的第四电磁阀。该第三冷却回路中设置两个水泵，是考虑到混合动力飞机起飞阶段需要大功率输出，***发热量较大，通过开启两个水泵来增加冷却液的流速，进而提高冷却***冷却的效果；混合动力飞机巡航阶段输出功率相对较小，一个水泵就可以满足冷却***的冷却效果，此时开启其中一个水泵，另外一个水泵作为备份，避免水泵机械、电气故障带来的安全性问题，进而提高冷却***的安全性、冗余性。

第一电磁阀、第二电磁阀、第三电磁阀和第四电磁阀与控制装置为电连接，第一电磁阀、第二电磁阀、第三电磁阀和第四电磁阀受到控制装置的控制，控制装置控制第一电磁阀、第二电磁阀、第三电磁阀和第四电磁阀的开闭以及调节第一电磁阀、第二电磁阀、第三电磁阀和第四电磁阀的开度大小，进而可以分别控制对发电机、集成控制器、驱动电机控制器和驱动电机进行冷却的冷却液的流速，实现对发电机、集成控制器、驱动电机控制器和驱动电机的温度的分别控制，以保证各个部件都能处于最佳的工作状态，维持动力***功率的稳定输出。第三冷却回路中的电磁阀的设置，可以实现动力***各部件的温度的微控，使得温度控制精度、稳定性更高。

如图6所示，第三冷却回路通过发电机、集成控制器、驱动电机控制器和驱动电机，在第三冷却回路中，第三水泵14和第四水泵15位于散热器16和分流器之间，第三水泵14和第四水泵15的进水口通过管路与散热器16的出水口连接，第三水泵14和第四水泵15的出水口通过管路与分流器的进水口连接，分流器的出水口分别通过四个管路与第一电磁阀、第二电磁阀、第三电磁阀和第四电磁阀的进水口连接，第一电磁阀的出水口通过管路与发电机的进水口连接，第二电磁阀的出水口通过管路与集成控制器8的进水口连接，第三电磁阀的出水口通过管路与驱动电机控制器的进水口连接，第四电磁阀的出水口通过管路与驱动电机的进水口连接，第一电磁阀、第二电磁阀、第三电磁阀和第四电磁阀的出水口通过管路与集流器的进水口连接，集流器的出水口通过管路与散热器16的进水口连接，对发电机、集成控制器、驱动电机控制器和驱动电机进行冷却后的冷却液通过集流器回流至散热器16中，实现冷却液的循环。

如图6所示，第三冷却回路还包括用于检测发电机的温度的第三温度传感器，第一电磁阀通过管路与第三水泵14和第四水泵15连接。第三冷却回路还包括用于检测集成控制器8的温度的第四温度传感器，第二电磁阀通过管路与第三水泵14和第四水泵15连接。第三冷却回路还包括用于检测驱动电机控制器的温度的第五温度传感器，第三电磁阀通过管路与第三水泵14和第四水泵15连接。第三冷却回路还包括用于检测驱动电机的温度的第六温度传感器，第四电磁阀通过管路与第三水泵14和第四水泵15连接。

第三温度传感器是用于检测发电机的出水口处的冷却液温度，第四温度传感器是用于检测集成控制器8的出水口处的冷却液温度，第五温度传感器是用于检测驱动电机控制器的出水口处的冷却液温度，第六温度传感器是用于检测驱动电机的出水口处的冷却液温度，控制装置采集第三温度传感器、第四温度传感器、第五温度传感器和第六温度传感器检测的数据，第三温度传感器、第四温度传感器、第五温度传感器、第六温度传感器、第三水泵14和第四水泵15与控制装置为电连接，第三水泵14和第四水泵15受到控制装置的控制。

第三温度传感器实时检测发电机的出水口处的冷却液的温度，控制装置依据由第三温度传感器采集的冷却液温度实时调控第一电磁阀的开度，进而实现流入发电机的冷却液的流速的调控，保证发电机的出水口处的冷却液的温度稳定在设定的温度值，实现发电机温度的调控，使得发电机处于最佳工作环境，维持动力***功率的稳定输出。如果发电机的出水口处的冷却液的温度大于设定的温度值，控制装置发出加大第一电磁阀的开度的指令，以增大流入发电机的冷却液的流速，进而增大了对发电机进行冷却的冷却液的流速，实时控制冷却液的流速，维持温度的稳定。

第四温度传感器实时检测集成控制器8的出水口处的冷却液的温度，控制装置依据由第四温度传感器采集的冷却液温度实时调控第二电磁阀的开度，进而实现流入集成控制器8的冷却液的流速的调控，保证集成控制器8的出水口处的冷却液的温度稳定在设定的温度值，实现集成控制器8温度的调控，使得集成控制器8处于最佳工作环境，维持动力***功率的稳定输出。如果集成控制器8的出水口处的冷却液的温度大于设定的温度值，控制装置发出加大第二电磁阀的开度的指令，以增大流入集成控制器8的冷却液的流速，进而增大了对集成控制器8进行冷却的冷却液的流速，实时控制冷却液的流速，维持温度的稳定。

第五温度传感器实时检测驱动电机控制器的出水口处的冷却液的温度，控制装置依据由第五温度传感器采集的冷却液温度实时调控第三电磁阀的开度，进而实现流入驱动电机控制器的冷却液的流速的调控，保证驱动电机控制器的出水口处的冷却液的温度稳定在设定的温度值，实现驱动电机控制器温度的调控，使得驱动电机控制器处于最佳工作环境，维持动力***功率的稳定输出。如果驱动电机控制器的出水口处的冷却液的温度大于设定的温度值，控制装置发出加大第三电磁阀的开度的指令，以增大流入驱动电机控制器的冷却液的流速，进而增大了对驱动电机控制器进行冷却的冷却液的流速，实时控制冷却液的流速，维持温度的稳定。

第六温度传感器实时检测驱动电机的出水口处的冷却液的温度，控制装置依据由第六温度传感器采集的冷却液温度实时调控第四电磁阀的开度，进而实现流入驱动电机的冷却液的流速的调控，保证驱动电机的出水口处的冷却液的温度稳定在设定的温度值，实现驱动电机温度的调控，使得驱动电机处于最佳工作环境，维持动力***功率的稳定输出。如果驱动电机的出水口处的冷却液的温度大于设定的温度值，控制装置发出加大第四电磁阀的开度的指令，以增大流入驱动电机的冷却液的流速，进而增大了对驱动电机进行冷却的冷却液的流速，实时控制冷却液的流速，维持温度的稳定。

如图7所示，本发明串联式混合动力飞机的冷却***采用的控制装置主要包括温度采集模块、水泵驱动模块和电磁阀驱动模块等硬件模块以及控制芯片，控制芯片的型号为TMS320C5000，温度采集模块、水泵驱动模块和电磁阀驱动模块与控制芯片电连接，温度采集模块与第一温度传感器、第二温度传感器、第三稳定传感器、第四稳定传感器、第五温度传感器和第六温度传感器电连接，控制芯片比较温度采集模块采集的温度和最优工况设定的温度，控制主回路水泵的输入电压、冷却液流速和各个电磁阀的开度，实时调控分***的温度，维持动力***功率的稳定输出。整个动力***的控制策略都是通过控制芯片TMS320C5000来完成，控制算法依据温度自动调控动力***温度，同时在设计中充分考虑到各个分***的散热性能，设计备份的水泵和高精度水流速控制的电磁阀等等，提高动力***温度的精确稳定控制，实现串联式混合动力飞机冷却***的智能化控制。

针对上述串联式混合动力飞机，本发明还提供了一种串联式混合动力飞机的控制方法，通过对混合动力***的控制，依据动力电池的存储功率(动力电池的存储功率设为P动)、増程***的发电功率(増程***的发电功率设为P油)和电驱动***的输出功率(电驱动***的输出功率也即螺旋桨的输出功率，设为P桨)，控制混合动力飞机在纯电动工作模式、油电混合工作模式和油控工作模式之间进行切换。

本发明的控制方法依据串联式混合动力飞机节能环保的理念设计工作模式，即混合动力飞机在起飞和降落阶段采用纯电动工作模式，混合动力飞机在巡航高空阶段采用油电混合或油控工作模式，各个阶段工作模式时间的长短是依据动力电池的存储功率、増程***的发电功率、电驱动***的输出功率等其他功率的多少来考虑的。

当动力电池的存储功率P动大于螺旋桨的输出功率P桨时，混合动力飞机处于纯电动工作模式，此时由动力电池单独为驱动电机供电。混合动力飞机在起飞和降落阶段时，若动力电池的存储功率低于动力电池的安全存储功率的设定值，则混合动力飞机处于油控工作模式；混合动力飞机在巡航阶段时，若动力电池的存储功率大于动力电池的安全存储功率的设定值，则混合动力飞机处于油控工作模式或油电混合工作模式。在混合动力飞机处于油电混合工作模式时，若增程***的发电功率大于或等于螺旋桨的输出功率，则增程***对动力电池进行充电，直至动力电池的存储功率达到设定值，然后混合动力飞机切换成纯电动工作模式。在混合动力飞机处于油电混合工作模式时，驱动电机控制器接收到启动指令后，动力电池为驱动电机供电，使驱动电机运转，驱动电机带动螺旋桨转动，驱动电机控制器驱动电机匹配螺旋桨的输出功率，电池管理***依据螺旋桨的输出功率匹配动力电池的输出电量，最终形成闭环纯电动***。

当动力电池的存储功率P动大于电驱动***的输出功率P桨时，混合动力飞机处于纯电动工作模式，动力电池、驱动电机、驱动电机控制器、功率管理控制模块、螺旋桨等形成闭环纯电动***，并且集成控制器实时监测P动的大小。在混合动力飞机处于起飞爬升和降落过程中时，若P动低于动力电池的存储功率安全值(该存储功率安全值设为P设)时，混合动力飞机需切换至油控工作模式。当混合动力飞机达到巡航高度后，若P动大于动力电池的存储功率安全值P设，混合动力飞机需切换至油控工作模式油电混合工作模式。

混合动力飞机处于爬升起飞或降落阶段时，若动力电池的存储功率P动低于P设，混合动力飞机处于油控工作模式，増程***以最大发电量工作，増程***的发电量直接被电驱动***消耗，此时转子发动机带动发电机发电，为驱动电机及动力电池提供电能，动力电池进行充电。若动力电池的存储功率P动大于P设，当混合动力飞机达到巡航高度后，混合动力飞机都处于油控或者油电混合工作模式，纯电动闭环控制加入増程***、驱动电机、驱动电机控制器、功率管理控制模块、螺旋桨形成的油控闭环控制***。如果増程***的发电功率P油大于电驱动***的输出功率P桨，转子发动机带动发电机发电，一部分电能提供至驱动电机，另一部分电能提供至动力电池，对动力电池进行充电；如果増程***的发电功率P油小于电驱动***的输出功率P桨，此时由增程***和动力电池共同对驱动电机供电。

在混合动力飞机处于油电混合工作模式下，只有増程***的发电功率P油满足电驱动***的输出功率P桨的前提下，増程***才会对动力电池进行充电，直至动力电池的充电量达到充电安全值(该充电安全值设为P安)，混合动力飞机切换至纯电动工作模式，动力电池的存储功率P动被电驱动***的输出功率P桨所消耗，P动低于P设，混合动力飞机进入混动状态，依据检测功率量、工况的不同实时切换纯电动、油控、油电混合控制的工作模式，如此循环。

动力电池、驱动电机、驱动电机控制器、功率管理控制模块、螺旋桨等形成闭环纯电动***，依据油门推杆给出的转速指令，功率管理控制模块检测螺旋桨的输出功率，进而控制动力电池的放电量，驱动电机采用双闭环矢量控制策略控制转速大小。依据动力电池的存储功率、螺旋桨的输出功率的大小，调节转子发动机的电子风门的开度，调整増程***的发电量，形成转子发动机的风门开度与发电量的闭环控制***，其中：

动力电池的存储功率P动的计算公式为：P动＝动力电池电压(V)*电池容量(Ah)；

増程***的发电功率P油的计算公式为：P油＝转子发动机的转速(n1)*发电机的发电量转换常数(K)；

电驱动***的输出功率P桨的计算公式为：P桨＝驱动电机的转速(n2)*螺旋桨的负载(Tn)/9550。

串联式混合动力飞机切换至纯电动工作模式时，其控制过程的流程图如图4所示，飞机油门推杆发出驱动电机转速指令，驱动电机控制器接收驱动电机转速指令，驱动电机控制器依据驱动电机匹配螺旋桨的输出功率，控制动力电池与驱动电机的动力线路的开通，动力电池为驱动电机供电，电池管理***依据螺旋桨的输出功率匹配动力电池的输出功率，最终形成闭环纯电动***，并以动力电池的存储功率为控制参量切换纯电动状态或油电混合状态S37。

串联式混合动力飞机切换至油电混合工作模式时，其控制过程的流程图如图5所示，油门推杆发出驱动电机转速指令，集成控制器检测到动力电池的存储功率P动难以维持螺旋桨的输出功率P桨，在不改变转速的前提下，分配増程***的发电功率，増程***一方面维持发电状态，另一方面调控转子发动机的电子风门开度和发电功率，増程***进入油控闭环控制状态，控制***依据増程***的发电功率P油、动力电池的存储功率P动、螺旋桨的输出功率P桨三者的关系，调控整个***的控制模式(电控模式、油控模式或油电混合模式)。

串联式混合动力飞机以分***的功率为控制量考虑整机的控制策略，详细控制策略如下所述：

(1)若P动≥P桨，即动力电池的存储功率足够维持电驱动***的输出功率，控制***进入电控状态，在功率点(P动-P桨)进入油控状态，混合动力飞机切换至油控工作模式；

(2)若P动＜P桨，即动力电池的存储功率不足以维持电驱动***的输出功率，混合动力***需要转子发动机提供功率，混合动力飞机切换至油电混合工作模式；

(3)若P动＜P桨且P油≥(P桨-P动)，此时油控多出的输出功率(P油-(P桨-P动))给动力电池充电；

(4)若P动＜P桨且P油＜(P桨-P动)，P动为动力电池能够输出的最大功率，此时集成控制器发出降低驱动电机转速的指令；

(5)若P油≥P桨，即增程***的发电功率P油足够维持电驱动***的输出功率P桨，混合动力飞机切换至油控工作模式，油控多出的输出功率给动力电池充电，此时P动达到设定安全功率P安，进入电控状态；

(6)若P油＜P桨，即增程***的发电功率P油不足以维持电驱动***的输出功率，动力***需要额外的电控提供功率，混合动力飞机切换至油电混合工作模式；

(7)若P油＜P桨且P动≥(P桨-P油)，动力电池功率被消耗至最低功率点(P桨-P油)，此时集成控制器发出提高转子发动机的电子风门开度的指令，以提高转子发动机的转速；

(8)若P油＜P桨，并且额外的电控最大输出功率P动＜(P桨-P油)，P油为最大功率，此时集成控制器发出降低驱动电机转速的指令；

(9)若P油+P动≥P桨，不在论述P油≥P桨、P动≥P桨的工况，通过降低P油或P动的功率维持功率匹配，在不改变螺旋桨的转速的工况下，降低转子发动机的电子风门开度和转子发动机的转速以及动力电池的输出电流等；

(10)若P油+P动＜P桨，不在论述P油＜P桨、P动＜P桨的工况，在不改变螺旋桨的转速的工况下，提高转子发动机的电子风门开度和转速以及动力电池的输出电流等。

以上结合附图对本发明进行了示例性描述。显然，本发明具体实现并不受上述方式的限制。只要是采用了本发明的方法构思和技术方案进行的各种非实质性的改进；或未经改进，将本发明的上述构思和技术方案直接应用于其它场合的，均在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.串联式混合动力飞机的控制方法，串联式混合动力飞机包括混合动力***和冷却***，混合动力***包括动力电池、增程***和电驱动***，增程***包括发电机和与发电机连接且带动发电机进行发电的转子发动机，电驱动***包括螺旋桨和为螺旋桨提供驱动力的驱动电机，动力电池为驱动电机提供电能；

其特征在于，所述混合动力***还包括功率管理控制模块、集成控制器和驱动电机控制器，集成控制器与所述动力电池、驱动电机控制器和所述发电机电连接，所述驱动电机与驱动电机控制器电连接；集成控制器控制转子发动机的启动及电子风门的开度，转子发动机带动发电机发电，电能通过集成控制器为驱动电机供电和为动力电池补充能量；

功率管理控制模块根据动力电池的存储电量或由高度传感器采集的当前飞机飞行高度数据进行判断，控制所述集成控制器启动所述转子发动机；集成控制器根据负载的需求情况调整电子风门的大小，以控制发电机的输出功率；

功率管理控制模块根据油门推杆的变化情况对整个动力***进行能量分配管理，监测与故障诊断，通过油门推杆的变化情况控制驱动电机的输出功率；

功率管理控制模块通过集成控制器控制驱动电机控制器，以调整驱动电机的输出转速及功率；

所述冷却***包括散热器、控制装置、将散热器中的冷却液输送至转子发动机以用于转子发动机冷却的第一冷却回路、将散热器中的冷却液输送至动力电池以用于动力电池冷却的第二冷却回路以及将散热器中的冷却液输送至发电机、集成控制器、驱动电机和驱动电机控制器以用于发电机、集成控制器、驱动电机和驱动电机控制器冷却的第三冷却回路，第一冷却回路、第二冷却回路和第三冷却回路为并联设置；

所述第一冷却回路包括用于将散热器连接中的冷却液输送至转子发动机的第一水泵和用于检测转子发动机的出水口处的冷却液温度的第一温度传感器；第一冷却回路通过转子发动机，在第一冷却回路中，第一水泵位于散热器和转子发动机之间，第一水泵的进水口通过管路与散热器的出水口连接，第一水泵的出水口通过管路与转子发动机的进水口连接，转子发动机的出水口通过管路与散热器的进水口连接，对转子发动机进行冷却后的冷却液回流至散热器中，实现冷却液的循环；第一温度传感器和第一水泵与控制装置为电连接，第一温度传感器实时检测转子发动机的出水口处的冷却液的温度，控制装置依据由第一温度传感器采集的冷却液温度实时调控第一水泵的转速；

所述第二冷却回路包括用于将散热器连接中的冷却液输送至动力电池的第二水泵和用于检测动力电池的出水口处的冷却液温度的第二温度传感器；第二冷却回路通过动力电池，在第二冷却回路中，第二水泵位于散热器和动力电池之间，第二水泵的进水口通过管路与散热器的出水口连接，第二水泵的出水口通过管路与动力电池的进水口连接，动力电池的出水口通过管路与散热器的进水口连接，对动力电池进行冷却后的冷却液回流至散热器中，实现冷却液的循环；第二温度传感器和第二水泵与控制装置为电连接，第二温度传感器实时检测动力电池的出水口处的冷却液的温度，控制装置依据由第二温度传感器采集的冷却液温度实时调控第二水泵的转速，实现第二水泵的出水口处的冷却液的流速的调控，保证动力电池的出水口处的冷却液的温度稳定在设定的温度值；

所述第三冷却回路包括第三水泵和第四水泵、用于将由第三水泵和/或第四水泵输送的冷却液引导至发电机的第一电磁阀、用于将由第三水泵和/或第四水泵输送的冷却液引导至集成控制器的第二电磁阀、用于将由第三水泵和/或第四水泵输送的冷却液引导至驱动电机控制器的第三电磁阀以及用于将由第三水泵和/或第四水泵输送的冷却液引导至驱动电机的第四电磁阀；在第三冷却回路中，第三水泵和第四水泵位于散热器和分流器之间，第三水泵和第四水泵的进水口通过管路与散热器的出水口连接，第三水泵和第四水泵的出水口通过管路与分流器的进水口连接，分流器的出水口分别通过四个管路与第一电磁阀、第二电磁阀、第三电磁阀和第四电磁阀的进水口连接，第一电磁阀的出水口通过管路与发电机的进水口连接，第二电磁阀的出水口通过管路与集成控制器的进水口连接，第三电磁阀的出水口通过管路与驱动电机控制器的进水口连接，第四电磁阀的出水口通过管路与驱动电机的进水口连接，第一电磁阀、第二电磁阀、第三电磁阀和第四电磁阀的出水口通过管路与集流器的进水口连接，集流器的出水口通过管路与散热器的进水口连接，对发电机、集成控制器、驱动电机控制器和驱动电机进行冷却后的冷却液通过集流器回流至散热器中，实现冷却液的循环；

第三冷却回路还包括用于检测发电机的出水口处的冷却液温度的第三温度传感器、用于检测集成控制器的出水口处的温度的第四温度传感器、用于检测驱动电机控制器的出水口处的温度的第五温度传感器和用于检测驱动电机的出水口处的温度的第六温度传感器，第三温度传感器、第四温度传感器、第五温度传感器、第六温度传感器、第三水泵和第四水泵与控制装置为电连接；

第三温度传感器实时检测发电机的出水口处的冷却液的温度，控制装置依据由第三温度传感器采集的冷却液温度实时调控第一电磁阀的开度，实现流入发电机的冷却液的流速的调控，保证发电机的出水口处的冷却液的温度稳定在设定的温度值；

第四温度传感器实时检测集成控制器的出水口处的冷却液的温度，控制装置依据由第四温度传感器采集的冷却液温度实时调控第二电磁阀的开度，实现流入集成控制器的冷却液的流速的调控，保证集成控制器的出水口处的冷却液的温度稳定在设定的温度值；

第五温度传感器实时检测驱动电机控制器的出水口处的冷却液的温度，控制装置依据由第五温度传感器采集的冷却液温度实时调控第三电磁阀的开度，实现流入驱动电机控制器的冷却液的流速的调控，保证驱动电机控制器的出水口处的冷却液的温度稳定在设定的温度值；

第六温度传感器实时检测驱动电机的出水口处的冷却液的温度，控制装置依据由第六温度传感器采集的冷却液温度实时调控第四电磁阀的开度，实现流入驱动电机的冷却液的流速的调控，保证驱动电机的出水口处的冷却液的温度稳定在设定的温度值；

所述的串联式混合动力飞机的控制方法，通过对混合动力***的控制，依据动力电池的存储功率、増程***的发电功率和电驱动***的输出功率，控制混合动力飞机在纯电动工作模式、油电混合工作模式和油控工作模式之间进行切换。

2.根据权利要求1所述的串联式混合动力飞机的控制方法，其特征在于，螺旋桨的高效区间与驱动电机的高效区间重合。

3.根据权利要求1所述的串联式混合动力飞机的控制方法，其特征在于，所述驱动电机为永磁同步交流电机，所述动力电池为锂电池。

4.根据权利要求1所述的串联式混合动力飞机的控制方法，其特征在于，所述第一电磁阀、第二电磁阀、第三电磁阀和第四电磁阀与控制装置为电连接，第一电磁阀、第二电磁阀、第三电磁阀和第四电磁阀受到控制装置的控制，控制装置控制第一电磁阀、第二电磁阀、第三电磁阀和第四电磁阀的开闭以及调节第一电磁阀、第二电磁阀、第三电磁阀和第四电磁阀的开度大小，进而分别控制对发电机、集成控制器、驱动电机控制器和驱动电机进行冷却的冷却液的流速，实现对发电机、集成控制器、驱动电机控制器和驱动电机的温度的分别控制。

5.根据权利要求1所述的串联式混合动力飞机的控制方法，其特征在于，所述控制装置包括温度采集模块、水泵驱动模块和电磁阀驱动模块硬件模块以及控制芯片，控制芯片的型号为TMS320C5000，温度采集模块、水泵驱动模块和电磁阀驱动模块与控制芯片电连接，温度采集模块与第一温度传感器、第二温度传感器、第三温度传感器、第四温度传感器、第五温度传感器和第六温度传感器电连接。

6.根据权利要求1至5任一所述的串联式混合动力飞机的控制方法，其特征在于，当动力电池的存储功率大于螺旋桨的输出功率时，混合动力飞机处于纯电动工作模式；混合动力飞机在起飞和降落阶段时，若动力电池的存储功率低于动力电池的安全存储功率的设定值，则混合动力飞机处于油控工作模式；混合动力飞机在巡航阶段时，若动力电池的存储功率大于动力电池的安全存储功率的设定值，则混合动力飞机处于油控工作模式或油电混合工作模式。

7.根据权利要求6所述的串联式混合动力飞机的控制方法，其特征在于，在混合动力飞机处于油电混合工作模式时，若增程***的发电功率大于或等于螺旋桨的输出功率，则增程***对动力电池进行充电，直至动力电池的存储功率达到设定值，然后混合动力飞机切换成纯电动工作模式。

8.根据权利要求6所述的串联式混合动力飞机的控制方法，其特征在于，在混合动力飞机处于油电混合工作模式时，驱动电机控制器接收到启动指令后，动力电池为驱动电机供电，使驱动电机运转，驱动电机带动螺旋桨转动，驱动电机控制器驱动电机匹配螺旋桨的输出功率，电池管理***依据螺旋桨的输出功率匹配动力电池的输出电量，最终形成闭环纯电动***。

9.根据权利要求6所述的串联式混合动力飞机的控制方法，其特征在于，当动力电池的存储功率大于电驱动***的输出功率时，混合动力飞机处于纯电动工作模式，动力电池、驱动电机、驱动电机控制器、功率管理控制模块、螺旋桨形成闭环纯电动***，并且集成控制器实时监测动力电池的存储功率的大小；在混合动力飞机处于起飞爬升和降落过程中时，若动力电池的存储功率低于动力电池的存储功率安全值时，混合动力飞机需切换至油控工作模式；当混合动力飞机达到巡航高度后，若动力电池的存储功率大于动力电池的存储功率安全值于动力电池的存储功率安全值，混合动力飞机需切换至油控工作模式油电混合工作模式；

混合动力飞机处于爬升起飞或降落阶段时，若动力电池的存储功率低于动力电池的存储功率安全值，混合动力飞机处于油控工作模式，増程***以最大发电量工作，増程***的发电量直接被电驱动***消耗，此时转子发动机带动发电机发电，为驱动电机及动力电池提供电能，动力电池进行充电；若动力电池的存储功率大于动力电池的存储功率安全值，当混合动力飞机达到巡航高度后，混合动力飞机都处于油控或者油电混合工作模式，纯电动闭环控制加入増程***、驱动电机、驱动电机控制器、功率管理控制模块、螺旋桨形成的油控闭环控制***；如果増程***的发电功率大于电驱动***的输出功率，转子发动机带动发电机发电，一部分电能提供至驱动电机，另一部分电能提供至动力电池，对动力电池进行充电；如果増程***的发电功率小于电驱动***的输出功率，此时由增程***和动力电池共同对驱动电机供电。

10.根据权利要求6所述的串联式混合动力飞机的控制方法，其特征在于，在混合动力飞机处于油电混合工作模式下，只有増程***的发电功率满足电驱动***的输出功率的前提下，増程***才会对动力电池进行充电，直至动力电池的充电量达到充电安全值，混合动力飞机切换至纯电动工作模式，动力电池的存储功率被电驱动***的输出功率所消耗，动力电池的存储功率低于动力电池的存储功率安全值，混合动力飞机进入混动状态，依据检测功率量、工况的不同实时切换纯电动、油控、油电混合控制的工作模式，如此循环；

动力电池、驱动电机、驱动电机控制器、功率管理控制模块、螺旋桨形成闭环纯电动***，依据油门推杆给出的转速指令，功率管理控制模块检测螺旋桨的输出功率，进而控制动力电池的放电量，驱动电机采用双闭环矢量控制策略控制转速大小；依据动力电池的存储功率、螺旋桨的输出功率的大小，调节转子发动机的电子风门的开度，调整増程***的发电量，形成转子发动机的风门开度与发电量的闭环控制***。

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