CN109149552A - 一种航空蓄电池起动车中的限压装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空蓄电池起动车中的限压装置，该限压装置并接于电池供电的输出接触器上，当电池电压高于标准要求时，输出接触器断开，限压装置串联在供电回路中，通过主动调整限压装置的压降，保证输出不高于标准要求；当电池电压降低到标准要求范围内时，限压装置的控制电路主动闭合输出接触器，直接将限压装置旁路。本发明能够有效解决蓄电池组供电时存在的空载或轻载输出供电电压较高问题，是保证电池供电符合较高标准要求的一种简单的、可靠的、低成本的解决方案。

Description

一种航空蓄电池起动车中的限压装置

技术领域

本发明属于飞机外部供电电源领域，特别涉及了一种航空蓄电池起动车中的限压装置。

背景技术

飞机在地面(舰面)通电检查、维护和启动发动机时需要采用飞机外部电源供电。现有飞机外部电源(或称“保障电源”、“地面电源”)系统主要有28V直流、270V直流、115V/400Hz单相、115V/200V/400Hz三相等多种供电形式。其中28V直流主要应用于直升机、中小型飞机的保障。随着国家军事实力的发展和通用航空技术的发展，28V直流供电系统的需求和应用将越来越多。同时，先进飞机也对270V高压直流外部供电系统提出了需求。

目前的飞机外部供电电源系统主要有静变电源、柴油发电机组、蓄电池系统等几种方式，其中蓄电池供电系统安装在起动车上，通过起动车行驶到工作位进行供电。采用蓄电池供电的飞机外部保障电源系统具有独特的优点：1、采用较少或不使用复杂电子/电气装置，直接给飞机供电，供电可靠性高、电磁兼容性好；2、不依赖于电网供电，在机场或野外环境不需要从电网取电，独立性好、使用灵活性高；3、相比采用生物/化学燃料的发电机供电方式，噪音小、污染少、供电准备时间短。但采用蓄电池组供电的保障方式也存在其自身的缺陷，即难以做到稳压输出，输出电压变化范围较宽。

以28V飞机外部供电电源为例，根据我国的军用标准GJB572A-2006《飞机外部电源供电特性及一般要求》和国内民航标准MH/T6018-2014《飞机地面静变电源》的相关规定，28V直流供电系统稳态电压上限为29V。在采用蓄电池作为外部保障电源时，保障电源的额定工作电压为28V，在采用铅酸电池时需要采用14节2V电池单体串联，而充满电的蓄电池组电压会达到32.8V及以上，在充满电的情况下空载或轻载输出时供电电压较高，不符合相关标准关于供电稳态电压上限值要求。通常采用主动放电方式使空载电压下降，但这样需要较长的供电准备时间，而且会浪费蓄电池有限的储存电能，使得蓄电池保障电源的持续保障能力变弱。

发明内容

为了解决上述背景技术提出的技术问题，本发明旨在提供一种航空蓄电池起动车中的限压装置，能够在电池电压较高时投入工作，而在电池电压符合标准时主动退出。

为了实现上述技术目的，本发明的技术方案为：

一种航空蓄电池起动车中的限压装置，所述航空蓄电池起动车包括第一蓄电池组、第二蓄电池组、第一接触器、第二接触器、第三接触器和第四接触器，第一蓄电池组的负极与第二蓄电池组的负极之间经第二接触器的开关相连，第一蓄电池组的正极经第三接触器的开关与起动车的低压输出端相连，第二蓄电池组的正极经第四接触器的开关与起动车的高压输出端相连，第一蓄电池组的负极与航空蓄电池起动车的负输出端相连，第一接触器的开关为单刀双掷开关，该单刀双掷开关的动端与第一蓄电池组的正极，该单刀双掷开关的常闭端与第二蓄电池组的的正极相连，该单刀双掷开关的常开端与第二蓄电池组的的负极相连，第二接触器的开关为常闭开关，第一接触器与第二接触器同时受机控信号S/P控制，当机控信号S/P为高电平时，第一接触器和第二接触器动作，第三接触器和第四接触器的开关为常开开关，第三接触器与第四接触器同时受起动车的输出控制信号SW2控制，当输出控制信号SW2接地时，第三接触器和第四接触器动作；所述限压装置并接在第三接触器的开关两端，将机控信号S/P引入限压装置，输出控制信号SW2经过限压装置中一组受控干接点SW1/SW2后，输出SW1信号作为第三接触器和第四接触器的控制信号，同时增加一个BYPASS信号作为主动启停限压装置的信号，所述限制装置包括功率电路和控制电路，当控制电路检测到负载端电压高于设定值H1时，调整功率电路的导通电压，使得输出电压满足标准要求；当控制电路检测到电池电压低于设定值H2时，限压装置通过干接点SW1/SW2控制第三接触器和第四接触器吸合，此时限压装置被第三接触器旁路，负载由蓄电池组直接供电。

进一步地，所述功率电路包括串联接触器和n条功率支路，每条功率支路包括彼此串联的功率电阻和场效应管，n条功率支路并联，每条功率支路的一端经串联接触器的开关与电池端相连，其另一端与负载端相连，n为大于等于1的整数，串联接触器的控制线圈的一端与电池端相连，其另一端与信号SW2相连，串联接触器的开关为常开开关。

进一步地，所述控制电路包括限压反馈电路，所述限压反馈电路包括第一运算放大器、第二运算放大器、第三运算放大器和第一三极管，所述第一运算放大器的正输入端输入负载端采样电压，第一运算放大器的负输入端连接第一运算放大器的输出端，第二运算放大器的负输入端连接第一运算放大器的输出端，第二运算放大器的正输入端输入第一基准电压，第二运算放大器的输出端连接第二运算放大器的负输入端，第三运算放大器的正输入端连接第二运算放大器的输出端，第三运算放大器的负输入端连接第三运算放大器的输出端，第一三极管的基极连接第三运算放大器的输出端，第一三极管的发射极接地，第一三极管的集电极连接各条功率支路中场效应管的栅极。

进一步地，所述控制电路包括投入/旁路控制电路，所述投入/旁路控制电路包括第一继电器、第四运算放大器和第二三极管，所述第四运算放大器的正输入端输入第二基准电压，第四运算放大器的负输入端输入电池端采样电压，第四运算放大器的输出端连接第四运算放大器的正输入端，第二三极管的基极连接第四运算放大器的输出端，第二三极管的发射极接地，第一继电器的控制线圈的一端接入外部电压，第一继电器的控制线圈的另一端连接BYPASS信号和第二三极管的集电极，第一继电器的开关为常开开关，该常开开关的一端连接信号SW1，其另一端连接信号SW2；当电池端采样电压大于第二基准电压时，第四运算放大器输出低电平，第一继电器的开关处于断开状态，SW1与SW2不连通，第三接触器和第四接触器的开关处于断开状态，蓄电池电流经限压装置功率电路而流向负载，负载端电压受到限制；当电池端采样电压小于第二基准电压时，第四运算放大器输出高电平，第一继电器得电而吸合，SW1与SW2连通，第三接触器和第四接触器得电而吸合，蓄电池电流直接经第三接触器和第四接触器而流向负载，限压装置被旁路；当BYPASS信号接地，第一继电器得电而吸合，SW1与SW2连通，第三接触器和第四接触器得电而吸合，限压装置被旁路。

进一步地，所述控制电路包括第二继电器，第二继电器的控制线圈的一端接机控信号S/P，其另一端接地，第二继电器的开关为常开开关，该常开开关的一端连接信号SW1，其另一端连接信号SW2；当机控信号S/P为高电平时，第二继电器得电而吸合，SW1与SW2连通，第三接触器和第四接触器得电而吸合，限压装置被旁路。

进一步地，所述控制电路包括第三继电器，第三继电器的控制线圈的一端接限压装置的自检信号NORMAL，其另一端接地，第三继电器的开关为常闭开关，该常闭开关的一端连接信号SW1，其另一端连接信号SW2；当限压装置故障时，自检信号NORMAL为低电平，第三继电器的开关处于闭合状态，SW1与SW2连通，第三接触器和第四接触器得电而吸合，限压装置被旁路。

采用上述技术方案带来的有益效果：

本发明可以在蓄电池电压较高时，调节限压装置的串联压降，保证输出电压满足标准要求，同时当蓄电池电压降低至标准要求范围内时主动退出，不产生多余电力损耗。本发明有效解决了蓄电池组供电时存在的空载或轻载输出供电电压较高问题，是保证电池供电符合较高标准要求的一种简单的、可靠的、低成本的解决方案。

附图说明

图1是现有航空蓄电池起动车的电气结构图；

图2是在航空蓄电池起动车加入本发明设计的限压装置的示意图；

图3是本发明设计的限压装置的一种实施例图；

图4是本发明设计的限压装置的工作波形图。

标号说明：GB1、GB2：蓄电池组；KM1-KM4：接触器；KM：串联接触器；R：功率电阻；PMOS：P沟道场效应管；K1-K3：继电器；R1-R13：电阻；C1-C7：电容；Q1、Q2：三极管；U1A、U2A、U3A、U3B：运算放大器；VCC：外部电压。

具体实施方式

以下将结合附图，对本发明的技术方案进行详细说明。

本发明针对现有电池供电系统存在的空载或轻载输出供电电压较高问题，设计一种限压装置，特别是针对航空蓄电池起动车应用而设计。

首先介绍下现有航空蓄电池起动车的电气结构和工作原理。现有航空蓄电池起动车的电气原理图如图1所示。由于某些型号的飞机在发动机起动过程中，需要进行升压起动，即需要28V/56V供电，现有的蓄电池起动车上有两组同样规格的蓄电池组GB1和GB2，二组蓄电池通过接触器KM1和KM2相连，它们根据飞机给出的串并联转换信号S/P(通常称为“机控信号”)联动工作。当S/P没有信号时，蓄电池组处于并联状态，KM1触头闭于右侧将两组电池的正端相连，KM2常闭将两组电池的负端相连，输出端子1和2并联提供供电正端，端子3提供供电负端；当S/P信号为高时，KM1、KM2动作，KM1触头工作至左侧，KM2断开，此时GB1和GB2串联，处于升压状态，输出端子1正常提供28V供电正端，端子2提供56V升压正端，端子3提供供电负端。起动车上另两个接触器KM3和KM4为输出接触器，它们受到起动车的输出控制信号SW2控制联动吸合/断开，即SW2信号接地时KM3和KM4吸合。

根据上述现有航空蓄电池起动车的电气结构与原理分析，结合限压装置的设计目的，限压装置需要实现以下功能：1、当蓄电池端电压高于国家军用标准、民航标准的要求时，飞机地面电源插座端(不考虑供电电缆即为起动车的输出端)的电压应满足标准要求，2、当蓄电池电压满足标准要求时，限压装置应旁路，电池直接供电输出，以保证供电电压和减少电能损耗；3、在需要28V/56V供电，即需要2组蓄电池从并联转为串联供电，实现飞机发动机的升压起动时，限压装置应不影响起动车正常工作，4、当限压装置自身故障或不需要使用时，能够主动切除或停止工作。进一步的要求可以包括限压装置采用故障安全设计，即，即使限压装置故障，包括其主动保护或旁路功能失效时，该装置也不影响现有起动电源车的工作逻辑和供电功能。

根据以上功能需求和设计要求，本发明的限压装置并接于接触器KM3上，如图2所示。控制信号S/P(机控信号)引入限压装置，作为升压启动的控制信号；KM3和KM4的控制线圈供电线穿过限压装置中的一组受控干结点(定义为SW1/SW2)，SW2经干结点SW1/SW2后输出SW1作为主接触器KM3、KM4的控制线，连接接触器的控制线圈；同时增加一个BYPASS信号作为主动启停限压装置的信号。按此方式将限压装置接入蓄电池起动车后，当电池电压高于标准要求时，SW1/SW2结点断开，接触器KM3、KM4不工作，限压装置串联在供电回路中，通过主动调整限压装置中内部功率电路的压降，保证输出不高于标准要求(29V)；当电池电压降低到标准要求范围内时，限压装置的控制电路将SW1/SW2闭合，接触器KM3、KM4吸合，直接将限压装置旁路。

对应限压装置的功能要求，所发明的限压装置有四种工作状态：

1、限压工作状态。当检测到电池电压高于设定值H1时，限压装置的控制电路调整装置的导通电压，使得输出电压满足标准要求。

2、旁路工作状态。当检测到电池电压低于设定值H2时，限压装置通过干结点SW1/SW2控制输出接触器KM3、KM4吸合。此时限压装置被输出接触器KM3旁路，负载由蓄电池组直接供电。检测电路设置适当的滞环，即H2比H1小一定数量，并设有一定的转换延时，以避免电池电压在设定值附近时发生频繁投入/切除动作。

3、升压工作状态。当来自于飞机的升压起动信号，即机控信号S/P变高时，起动车进入升压模式，即28V/56V输出模式，限压装置主动根据S/P的信号闭合SW1/SW2，吸合KM3、KM4，不影响起动车的正常升压工作。

4、不工作状态。当限压装置出现故障或需要限压装置停止工作时，可通过外部BYPASS信号直接将内部SW1/SW2干结点闭合，即KM3、KM4吸合，此时类似于限压装置不接入蓄电池供电系统。

图3给出了限压装置的电气原理图，包括功率电路部分和控制电路部分。限压装置的功率电路由串联接触器KM、功率电阻R和场效应管P-MOS组成。串联接触器用于保证在不工作的情况下，蓄电池组与负载物理断开。利用场效应管的导通电阻，调整限压装置的串联压降，而功率电阻用于分担一部分功率损耗，同时采用多组电阻与场效应管串联的结构并联，能够有效地分散功率损耗，提升限压装置的通流能力。限压装置的控制电路主要用于检测和控制：检测电池端电压VA用于控制限压装置的投入与旁路；检测负载端电压VB用于反馈调整场效应管的导通电阻，使得装置的输出电压不高于标准要求。

串联接触器能够保证在不工作的情况下，电池与负载能够物理断开，其线圈与起动车的输出控制节点SW2相连，即当起动车需要输出时，可以控制限压装置投入工作；采用多组功率电阻与场效应管串联的电路进行并联工作，能够有效地分散功率损耗，提升限压装置的通流能力。图3中限压装置的A端连接蓄电池组，B端连接负载。当通过限压装置供电时，蓄电池组电流由A端流向B端。

限压装置的控制电路有两个控制信号S/P和BYPASS，以及一对控制干结点SW1/SW2。S/P为机控的升压信号，当飞机起动过程中，发动机需要升压供电时，飞机会给出一个信号使得起动车上的S/P信号得电，就可以通过控制电路内的K2闭合而连通SW1/SW2，即使KM3和KM4吸合，限压装置被旁路，起动车正常升压工作。BYPASS为起动车上主动切除开关信号，此信号接地后控制电路内的K1吸合而连通SW1/SW2，即使KM3和KM4吸合，限压装置被旁路，限压装置等同于不接入蓄电池供电系统。

为了实现限压装置在蓄电池组电压较高时限制输出电压，在蓄电池电压满足标准时利用输出接触器旁路的目的，需要合理设计限压装置的控制电路。控制电路具有两个采样信号VA和VB，VA采样电池端电压用于判断电池电压是否满足标准要求，决定投入或旁路限压装置；VB采样负载端电压用于限压工作，通过反馈原理利用电压信号VGS控制场效应管的导通电阻，可保证在电池电压较高时负载端电压满足标准要求。控制电路的具体工作方式如下：

起动车在接收到输出控制指令时，SW2接地，限压装置内的KM吸合。主要由运算放大器U1A和继电器K1组成的投入/旁路控制电路采样电池端电压VA并与基准REFA进行滞环比较，控制继电器K1的吸合/断开。供电系统输出接触器KM3、KM4的控制线圈的一端接28V正端，另一端与SW1相连。当VA大于REFA时(电池电压过高)，运算放大器输出低电平，K1线圈断开而断开，SW1与SW2不连通，KM3和KM4控制线圈开路而断开，蓄电池电流经限压装置内的KM、功率电阻、场效应晶体管而流向负载，负载端电压受到限制。当VA小于REFA时(电池电压符合标准)，运算放大器输出高电平，K1线圈得电而吸合，SW1与SW2连通，如果SW2接地则KM3、KM4控制线圈得电而吸合，蓄电池电流直接经过KM3、KM4而流向负载，限压装置被旁路。

限压反馈电路主要通过采样输出电压VB调整场效应管的门极驱动电压VGS。该部分电路主要由运算放大器U2、U3组成，采样的输出电压VB与控制基准REFB进行比例积分调节(U3A)，调节后的结果VGS使场效应管工作在线性区，功率通路产生的导通压降使得VB采样后的结果无静差跟踪REFB，即控制输出电压为一个恒定值。

继电器K3用于实现故障安全功能。该继电器触点为常闭触点，控制线圈的一端接地，另一端接控制电路的自检信号NORMAL。当SW2接地时，如果自检信号NORMAL为低电压、或任何其他原因导致该电压信号低，SW1和SW2接通，限压装置旁路，不影响起动车原有的功能。只有当SW2接地，且限压装置的自检和保护电路判定装置正常时，NORMAL信号变高，K3断开，限压装置将按前述运行逻辑实现其功能。

需要说明的是，图3中控制电路部分中的电阻(R1-R13)和电容(C1-C7)均为按需设计，并不是固定不变的。

图4为根据技术方案设计的限压装置的实际工作波形，其中通道1(CH1)为电池端电压(VA)，通道2(CH2)为负载端电压(VB)。可以看出由于电池较满，当负载为轻载时电池端电压大于标准要求的29V，不能直接为负载供电。通过电压限制装置的控制，负载端电压稳定在29V，所产生的压差完全由限压装置承担。当放电到一定程度或负载增加后，电池电压降低而使得电池电压满足标准要求，限压装置主动控制输出接触器，使限压装置旁路，电池直接为负载供电。

实施例仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明保护范围之内。

Claims (6)

1.一种航空蓄电池起动车中的限压装置，所述航空蓄电池起动车包括第一蓄电池组、第二蓄电池组、第一接触器、第二接触器、第三接触器和第四接触器，第一蓄电池组的负极与第二蓄电池组的负极之间经第二接触器的开关相连，第一蓄电池组的正极经第三接触器的开关与起动车的低压输出端相连，第二蓄电池组的正极经第四接触器的开关与起动车的高压输出端相连，第一蓄电池组的负极与航空蓄电池起动车的负输出端相连，第一接触器的开关为单刀双掷开关，该单刀双掷开关的动端与第一蓄电池组的正极，该单刀双掷开关的常闭端与第二蓄电池组的的正极相连，该单刀双掷开关的常开端与第二蓄电池组的的负极相连，第二接触器的开关为常闭开关，第一接触器与第二接触器同时受机控信号S/P控制，当机控信号S/P为高电平时，第一接触器和第二接触器动作，第三接触器和第四接触器的开关为常开开关，第三接触器与第四接触器同时受起动车的输出控制信号SW2控制，当输出控制信号SW2接地时，第三接触器和第四接触器动作；其特征在于：所述限压装置并接在第三接触器的开关两端，将机控信号S/P引入限压装置，输出控制信号SW2经过限压装置中一组受控干接点SW1/SW2后，输出SW1信号作为第三接触器和第四接触器的控制信号，同时增加一个BYPASS信号作为主动启停限压装置的信号，所述限制装置包括功率电路和控制电路，当控制电路检测到负载端电压高于设定值H1时，调整功率电路的导通电压，使得输出电压满足标准要求；当控制电路检测到电池电压低于设定值H2时，限压装置通过干接点SW1/SW2控制第三接触器和第四接触器吸合，此时限压装置被第三接触器旁路，负载由蓄电池组直接供电。

2.根据权利要求1所述航空蓄电池起动车中的限压装置，其特征在于：所述功率电路包括串联接触器和n条功率支路，每条功率支路包括彼此串联的功率电阻和场效应管，n条功率支路并联，每条功率支路的一端经串联接触器的开关与电池端相连，其另一端与负载端相连，n为大于等于1的整数，串联接触器的控制线圈的一端与电池端相连，其另一端与信号SW2相连，串联接触器的开关为常开开关。

3.根据权利要求2所述航空蓄电池起动车中的限压装置，其特征在于：所述控制电路包括限压反馈电路，所述限压反馈电路包括第一运算放大器、第二运算放大器、第三运算放大器和第一三极管，所述第一运算放大器的正输入端输入负载端采样电压，第一运算放大器的负输入端连接第一运算放大器的输出端，第二运算放大器的负输入端连接第一运算放大器的输出端，第二运算放大器的正输入端输入第一基准电压，第二运算放大器的输出端连接第二运算放大器的负输入端，第三运算放大器的正输入端连接第二运算放大器的输出端，第三运算放大器的负输入端连接第三运算放大器的输出端，第一三极管的基极连接第三运算放大器的输出端，第一三极管的发射极接地，第一三极管的集电极连接各条功率支路中场效应管的栅极。

4.根据权利要求1所述航空蓄电池起动车中的限压装置，其特征在于：所述控制电路包括投入/旁路控制电路，所述投入/旁路控制电路包括第一继电器、第四运算放大器和第二三极管，所述第四运算放大器的正输入端输入第二基准电压，第四运算放大器的负输入端输入电池端采样电压，第四运算放大器的输出端连接第四运算放大器的正输入端，第二三极管的基极连接第四运算放大器的输出端，第二三极管的发射极接地，第一继电器的控制线圈的一端接入外部电压，第一继电器的控制线圈的另一端连接BYPASS信号和第二三极管的集电极，第一继电器的开关为常开开关，该常开开关的一端连接信号SW1，其另一端连接信号SW2；当电池端采样电压大于第二基准电压时，第四运算放大器输出低电平，第一继电器的开关处于断开状态，SW1与SW2不连通，第三接触器和第四接触器的开关处于断开状态，蓄电池电流经限压装置功率电路而流向负载，负载端电压受到限制；当电池端采样电压小于第二基准电压时，第四运算放大器输出高电平，第一继电器得电而吸合，SW1与SW2连通，第三接触器和第四接触器得电而吸合，蓄电池电流直接经第三接触器和第四接触器而流向负载，限压装置被旁路；当BYPASS信号接地，第一继电器得电而吸合，SW1与SW2连通，第三接触器和第四接触器得电而吸合，限压装置被旁路。

5.根据权利要求1所述航空蓄电池起动车中的限压装置，其特征在于：所述控制电路包括第二继电器，第二继电器的控制线圈的一端接机控信号S/P，其另一端接地，第二继电器的开关为常开开关，该常开开关的一端连接信号SW1，其另一端连接信号SW2；当机控信号S/P为高电平时，第二继电器得电而吸合，SW1与SW2连通，第三接触器和第四接触器得电而吸合，限压装置被旁路。

6.根据权利要求1所述航空蓄电池起动车中的限压装置，其特征在于：所述控制电路包括第三继电器，第三继电器的控制线圈的一端接限压装置的自检信号NORMAL，其另一端接地，第三继电器的开关为常闭开关，该常闭开关的一端连接信号SW1，其另一端连接信号SW2；当限压装置故障时，自检信号NORMAL为低电平，第三继电器的开关处于闭合状态，SW1与SW2连通，第三接触器和第四接触器得电而吸合，限压装置被旁路。