CN111776228A - 带有低温环境下辅助供热装置的电动飞机 - Google Patents

Abstract

本发明提供带有低温环境下辅助供热装置的电动飞机，该电动飞机包括动力电池和辅助供热装置，其中，动力电池包括多个动力电池组，设于动力电池舱内为电动飞机提供飞行动力；辅助供热装置为动力电池供热以确保动力电池的续航能力。辅助供热装置包括供热装置本体、供油系统、热传导空气传输系统、燃烧控制系统和中央控制系统。该辅助供热装置在低温环境下为电动飞机动力电池舱、座舱和飞机除霜系统供热，提高电动飞机低温环境下的航程、提高座舱舒适性及飞行安全性。

Description

带有低温环境下辅助供热装置的电动飞机

技术领域

本发明属于电动飞机技术领域，具体涉及一种带有低温环境下辅助供热装置的电动飞机。

背景技术

电动飞机具有安全、可靠、环保、低成本的特点，随着动力电池能量密度的不断提升，其应用价值越来越引起人们的重视。从目前电动飞机的应用效果来看，由于动力电池系统本身能量密度相对传统燃油仍然较低，以及受动力电池在低温环境下充放电特性限制，电动飞机在低温环境下的可用航程下降明显，导致在低温环境下电动飞机的应用受到严重限制。如何提高以动力电池作为动力的电动飞机在低温环境下的飞行能力，实现其安全飞行航程与正常温度环境下安全飞行航程相接近，同时保证座舱的舒适性，是亟待解决的问题。

目前的电动飞机一般采用动力电池作为飞行能量来源，在低温环境下，主要存在以下三方面问题。

第一、动力电池在低温环境下充放电能力下降，导致电动飞机在低温环境下航程缩短，影响电动飞机飞行性能和飞行安全。

因目前动力电池以锂电池为主，不同类型的锂电池在低温条件下都存在一定程度的性能下降问题。主要原因在于低温条件下可导致电池正负极材料活性的降低和电解液导电能力的降低。在实际应用中，就表现为动力电池容量下降，内阻升高，放电效率降低等一系列结果。

由于低温环境下，动力电池的正负极材料活性降低和电解液导电能力降低。导致其低温环境下充电时，动力电池的充电效率低，同时，低温环境下放电时，动力电池的有效放电能力下降。在实际应用中，由于低温条件下动力电池内阻升高，造成放电过程中，一部分能量消耗于动力电池内阻，用于升高动力电池温度，而实际有效输出的能量下降。为提高低温条件下锂离子在石墨中的扩散活性，提高电解液的导电率，防止锂离子在石墨表面上析出，很多动力电池在低温充电时还需要对动力电池舱进行预热。

以动力电池作为动力来源的电动飞机，在低温环境下，由于动力电池充放电能力的下降，造成动力电池可用容量下降，导致电动飞机飞行航程的降低；同时，低温环境下，动力电池内阻升高，其荷电状态难以精确计算，造成飞行航程难以精确估算，在飞行过程中动力电池可用容量迅速下降还将会直接影响飞行安全。

第二、由于电动飞机受动力电池容量的限制，低温环境下运行过程中，飞机座舱的舒适性难以保障，因此在利用动力电池保障可用航程和在利用动力电池对影响飞行安全的关键系统进行加热之间，形成一对难以解决的矛盾。电动飞机所配备的动力电池主要为电动飞机提供能量，以使电动飞机获得向前的推力或产生向上的升力，如何进一步提高动力电池的能量密度，进而增加电动飞机航程，仍然是目前努力的方向。

而且，在低温环境下，电动飞机与传统内燃式发动机作为动力的飞机不同，电动飞机没有内燃机做功产生的余热，无法利用余热对座舱、挡风玻璃、航空电子设备进行加热。在特定气象条件下，飞机飞行时会发生座舱挡风玻璃结冰或结霜现象，进而影响飞行安全；同时，低温还会对航空电子设备的可靠性产生不利影响。

为解决这一问题，有些飞机选择通过采用电动飞机自身动力电池作为能量来源，对上述影响飞行安全的系统进行加热；同时，带来的另外一个问题就是电动飞机实际可用航程的下降。

在低温环境下，电动飞机与传统内燃式发动机作为动力的飞机不同，电动飞机没有内燃机做功产生的余热，无法利用余热对座舱进行加热，舒适性受到严重影响。

如前所述，电动飞机在低温环境下运行时，由于没有传统内燃式发动机做功时产生的余热，提高座舱环境温度的能量来源只能是动力电池。

电动飞机采用自身动力电池存储的能量，以电加热或实现其他循环方式对电动飞机座舱进行加热，在提高座舱舒适性的同时，也会造成电动飞机实际可用航程的下降。因此，目前动力电池技术条件下，单靠动力电池为座舱供热将会使电动飞机的应用范围受到严重限制。

第三、电动飞机动力电池低温条件下充放电，会降低动力电池的寿命，影响电动飞机的运行经济性。

低温条件下，电动飞机动力电池充放电性能退化严重；同时广泛应用的锂离子动力电池低温充放电过程中会有一些副反应发生。这些副反应中主要是锂离子与电解液不可逆的反应，会造成锂电池容量衰退，使电池性能进一步恶化。随着低温条件下，动力电池充放电循环的增加，动力电池内导电活性物质的消耗，造成容量衰减，直接影响到电动飞机动力电池的可用循环次数，造成电动飞机运行成本的提高，影响到电动飞机的运行经济性。

低温条件下，电动飞机动力电池充放电性能的下降，直接影响到电动飞机的实际可用航程和飞行安全；直接利用电动飞机动力电池储存的能量为影响飞行安全的关键系统加热，提高飞行安全水平和座舱舒适性，在动力电池能量密度相对传统燃料较低的情况下，难以同时保障飞行航程；低温条件下，电动飞机动力电池充放电，影响电池寿命和电动飞机的运行经济性。

因此，本发明在电动飞机上，利用传统燃料油作为能量来源，发挥燃料油能量密度高、成本低的特点，通过在燃烧器中的燃烧释放热能，再将热能传导到电动飞机动力电池舱、座舱和其他部位，辅以自动温度控制和燃烧控制系统，结构简单紧凑，可以实现在电动飞机上增加较少重量，仅仅消耗少量电能用于保障控制系统、电机、油泵等系统的运行，实现对电动飞机低温环境下运行的辅助供热。有利于提高低温环境下电动飞机的运行能力，提高电动飞机的安全水平和舒适性、经济性。本发明可以应用于载人或无人电动飞机，具有较大的实用价值。

本发明提供了一种低温环境下电动飞机辅助供热装置，解决了现有技术中电动飞机在低温环境下受动力电池特性影响，造成的电动飞机实际可用航程短、安全性差、舒适性差、运行经济性差的技术问题。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提供了一种低温环境下电动飞机辅助供热装置，其技术方案如下：

一种带有低温环境下辅助供热装置的电动飞机，其改进之处在于，所述电动飞机包括：动力电池和辅助供热装置，其中，

所述动力电池包括多个动力电池组，设于动力电池舱内为所述电动飞机提供飞行动力；

所述辅助供热装置为所述动力电池供热以确保所述动力电池的续航能力。

进一步地，上述的电动飞机的辅助供热装置包括：供热装置本体、供油系统、热传导空气传输系统、燃烧控制系统和中央控制系统，其中，

所述供热装置本体用于提供辅助热能，其包括：壳体、电机和燃烧器；

所述供油系统用于为所述供热装置本体供油，其包括：燃油箱、油泵和输油管，所述输油管与所述燃烧器连接；

所述热传导空气传输系统用于传输所述供热装置本体产生的热量，其包括热传导空气鼓风机和热量分配单元；

所述燃烧控制系统与所述电机电连接，用于控制所述电机的转速进而控制所述供热装置本体的工作；

所述中央控制系统与所述供热装置本体、所述供油系统、所述热传导空气传输系统和所述燃烧控制系统分别电连接，用于控制协调工作的作用。

进一步地，在上述的电动飞机的辅助供热装置中，所述辅助供热装置使用燃料油作为热源，通过燃料油在所述燃烧器内燃烧产生热量，为所述电动飞机在低温环境下运行过程中辅助供热，

所述燃油箱设置在如下位置之一：防火墙侧壁位置，电动飞机机翼内。

进一步地，在上述的电动飞机的辅助供热装置中，所述壳体的一端为进气口，另一端为出气口，于所述壳体内沿所述进气口至所述出气口方向依次设有所述热传导空气鼓风机、所述电机、燃烧空气鼓风机和所述燃烧器；于所述壳体的下侧面设有空气进口、燃油进口和燃烧废气出口。

进一步地，在上述的电动飞机的辅助供热装置中，所述热传导空气传输系统还包括：

座舱温度传感器，用于检测飞机座舱环境的温度；

外部大气温度传感器，用于检测飞机外部大气的温度；

动力电池舱温度传感器，用于检测动力电池舱的温度；

所述热传导空气传输系统还包括：座舱出气口、动力电池舱出气口、和飞机除霜系统出气口；

所述热传导空气传输系统包括一个大气进气口和一个座舱进气口。

进一步地，在上述的电动飞机的辅助供热装置中，所述燃烧控制系统还包括：

燃烧进气温度传感器，用于检测燃烧进气温度；

散热温度传感器，用于检测散热片表面的温度；

排气口温度传感器，用于检测所述燃烧废气出口的温度；

外部大气压力传感器，用于检测飞机外部的大气压力数据。

进一步地，在上述的电动飞机的辅助供热装置中，所述燃烧控制系统还包括设于所述飞机座舱的一氧化碳传感器，所述一氧化碳传感器与所述燃烧器电连接，用于检测所述飞机座舱内是否含有一氧化碳。

进一步地，在上述的电动飞机的辅助供热装置中，所述油泵为双电子脉冲油泵，所述油泵与所述燃烧控制系统电连接。

进一步地，在上述的电动飞机的辅助供热装置中，所述燃烧废气出口通过消音器后连接排气管，并将燃烧废气排出到机体外部。

进一步地，在上述的电动飞机的辅助供热装置中，所述中央控制系统包括：中央控制单元，用于实现总体控制；

数据采集单元，用于采集数据信息；

显示单元，用于显示所述数据信息；

数据记录单元，用于记录所述数据信息；

热量分配控制单元，用于控制所述热量分配单元的热量分配。

进一步地，在上述的电动飞机的辅助供热装置中，所述燃烧器内安装有至少一个热表面点火器，所述热表面点火器与所述燃烧控制系统连接。

进一步地，在上述的电动飞机的辅助供热装置中，

这里的燃烧控制系统可以放在供热装置本体内部，也可以放在供热装置本体外部并通过插头与燃烧器电连接。

上述的辅助供热装置为气暖，即使用空气作为载体，为所述电动飞机供电，即通过所述热传导空气鼓风机将参与热循环的空气吸入所述壳体内，流经所述燃烧器外表面散热片，将所述燃烧器产生的热量经所述壳体排气口传递到所述电动飞机的不同部位。

所述燃烧器为轻质、耐高温合金结构，具有重量轻、热传导效率高的特点；所述壳体为耐高温复合材料。

如上述的辅助供热装置，进一步优选为：所述燃烧控制系统安装在所述壳体外部，通过航空插头与壳体内所述电机、所述热表面点火器、散热温度传感器电连接。

所述燃烧器内安装有热表面点火器，所述燃烧器设有燃烧空气进口和燃烧废气出口，所述燃烧器的燃烧废气出口处还连接消音器并通过排气管将燃烧废气排出到机体外部。

进一步地，所述燃烧器的排气管为铝合金波纹管。

所述热传导空气鼓风机和所述燃烧空气鼓风机生成的气流完全隔离。

进一步地，所述中央控制系统采集的所述燃烧器的进气温度和不同飞行高度下，电动飞机的外部大气压力数据，通过电连接传输至所述燃烧控制系统，所述燃烧控制系统同时参考所述燃烧空气鼓风机的转速，调整所述油泵的燃油流量，保证合理的空气燃油比例，以确保实现充分燃烧。

所述中央控制系统连接上述的所有温度传感器，测量所述电动飞机外部大气、座舱、燃烧器机体、动力电池舱内部电池模组以及所述壳体排气口空气温度；所述中央控制系统通过调整所述热传输系统的比例阀门，调节对所述电动飞机不同部位的供热量；所述中央控制系统连接所述燃烧控制系统，对所述燃烧控制系统发出启停指令。

所述中央控制系统通过安装在所述热传导空气传输系统内的步进电机，调整气暖比例阀门，对所述电动飞机动力电池舱、座舱和除霜系统进行供热；供热过程中，优先对所述电动飞机动力电池舱进行供热。

如上述的低温环境下电动飞机的辅助供热装置，进一步优选为：所述燃料油为航空煤油。航空煤油具有热值高、低温流动性好、闪点低的特点，同时所述电动飞机在机场起降，航空煤油容易获取。

如上述的低温环境下电动飞机的辅助供热装置，进一步优选为：热传导空气鼓风机进气口通过所述热传导空气传输系统连接座舱和机外大气，优先连接座舱空气。

如上述的低温环境下电动飞机的辅助供热装置，进一步优选为：所述热传导空气鼓风机进气口通过所述热传导空气传输系统连接座舱和机体外部大气，机体外部大气活门口安装有空气滤清器，可以通过手动选择热传导空气鼓风机吸入来自座舱或机体外的空气。

如上述的低温环境下电动飞机的辅助供热装置，进一步优选为：所述燃烧器的进气口安装有空气滤清器，对进入所述燃烧器的空气进行过滤。

如上述的低温环境下电动飞机的辅助供热装置，所述油泵为具有电磁阀功能的电子脉冲油泵，为进一步提高供油可靠性，采用两套电子脉冲油泵并联方式供油，通过输油管将燃料油从燃油箱输入到所述燃烧器内的燃烧室，并电连接至燃油控制系统。

如上述的低温环境下电动飞机的辅助供热装置，进一步优选为：所述燃油箱安装燃油滤清器。

如上述的低温环境下电动飞机的辅助供热装置，进一步优选为：所述燃烧器内安装有氮化硅高温热表面点火器。

如上述的低温环境下电动飞机的辅助供热装置，所述燃烧器内安装有至少一个氮化硅高温热表面点火器，进一步优选为：所述燃烧器内安装有两个氮化硅高温热表面点火器，在所述燃烧器内垂直安装，以提高点火可靠性。氮化硅高温热表面点火器具有随着热循环次数的增加和表面温度升高呈现内阻增大的特性，燃烧控制器电连接氮化硅高温热表面点火器，并通过分流电路检测氮化硅高温热表面点火器工作电流，如工作电流降低30％，则判定氮化硅高温热表面点火器失效，并在现实面板告警，提示驾驶员手动切换到备份氮化硅高温热表面点火器。

如上述的低温环境下电动飞机的辅助供热装置，进一步优选为：所述中央控制系统可以选择为通风模式，在通风模式下，所述燃烧控制系统只开启热传导空气鼓风机，通过所述热传导空气传输系统选择机体外部大气或座舱空气，实现非低温环境下的所述电动飞机不同部位的通风功能。通风模式是本低温环境下电动飞机辅助供热装置的附加功能。

分析可知，与现有技术相比，本发明的优点和有益效果在于：

第一、在低温环境下，对电动飞机动力电池辅助供热可以改善动力电池的低温环境下的充放电性能，保证航程，提高电动飞机的飞行安全性。即，针对目前普遍应用的动力电池的低温充放电性能下降问题，包括：低温环境下充电效率、有效放电能力下降的问题；以及由低温条件下，动力电池内阻升高，其荷电状态难以精确计算，造成实际可用航程难以准确估算，影响飞行安全问题。本发明从改善动力电池工作环境入手，采用燃烧高能量密度燃料油提供热源的方法，提高低温环境下电动飞机动力电池工作温度，保证电池充放电性能。

第二、本发明有效解决了低温环境下电动飞机受动力电池容量的限制，在实际飞行过程中，利用动力电池对影响飞行安全的关键系统进行加热，同时又造成实际可用航程缩短之间的矛盾。

对于在低温条件下，没有内燃机做功产生余热的情况下，如果利用自身动力电池对影响飞行安全的关键系统进行加热，会消耗动力电池存储的电力，影响电动飞机的可用航程，导致电动飞机在低温环境下的应用受到限制；同时，低温条件下，航空电子设备的可靠性也会出现下降，影响飞行安全。

本发明针对低温环境下电动飞机的飞行安全关键系统对工作温度的要求，采用燃烧高能量密度燃料油提供热源的方法，在保障飞行安全的前提下，保证了有效可用航程。

第三、解决了低温环境下电动飞机飞行过程中的座舱舒适性问题。

电动飞机在高纬度地区冬季运行时，地面温度很多情况下低于冰点；即便地面温度在冰点以上，由于飞行高度的上升，外部大气温度也会随之下降。在这种环境下，不具备座舱加热功能的电动飞机，舒适性受到严重影响。

电动飞机采用自身动力电池存储的能量，以电加热或实现其他循环方式对电动飞机座舱进行加热，在提高座舱舒适性的同时，也会造成电动飞机实际可用航程的下降。

因此，目前动力电池技术条件下，采用高能量密度燃料油燃烧提供热源的方法对电动飞机座舱供热，有效解决了座舱舒适性问题。

第四、通过实施对电动飞机动力电池低温环境下的辅助供热，可以有效延长动力电池的寿命，提高电动飞机的运行经济性。

采用高能量密度燃料油燃烧提供热源的方法，在低温条件下，对电动飞机动力电池进行辅助供热，保证适宜的动力电池工作温度，提高动力电池充放电性能的同时，还可以避免动力电池低温充放电过程中的不可逆副反应，防止动力电池寿命的衰减。

电动飞机的优势之一在电动飞机的运行经济性，动力电池作为电动飞机的关键系统，制造成本高。动力电池在低温环境下的充放电，会造成动力电池容量的衰减，直接影响到动力电池的可用充放电循环次数，影响到电动飞机的运行经济性。

本发明通过辅助加热方式，使用较低成本、高能量密度的燃料油作为热源，通过燃烧释放热能，仅消耗电动飞机少量电力保证本发明所述装置的运行，可以实现低温环境下电动飞机动力电池的适宜工作温度，可以有效延长动力电池的寿命，进而提高电动飞机在低温环境下运行的经济性。

在电动飞机上，利用传统燃料油作为能量来源，发挥燃料油能量密度高、成本低的特点，通过在燃烧器中的燃烧释放热能，再将热能传导到电动飞机动力电池舱和座舱，辅以自动温度控制和燃烧控制系统，可以实现在电动飞机上增加较少重量和简单紧凑的结构，仅仅消耗少量电能用于保障控制系统、电机、油泵等系统的运行，实现对电动飞机低温条件下运行的辅助供热。有利于提高低温环境下电动飞机的运行能力，提高电动飞机的安全水平和舒适性、经济性。

本发明可以应用于载人或无人电动飞机，包括固定翼和多旋翼类。

附图说明

构成本申请的一部分的说明书附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。其中：

图1本发明提供的辅助供热装置的结构剖视图。

图2本发明提供的辅助供热装置的工作原理图。

图3本发明提供的辅助供热装置的工作逻辑图。

图4本发明提供的辅助供热装置的防火墙位置安装结构示意图。

附图标记说明：

1-壳体；2-热传导空气鼓风机；3-燃烧空气鼓风机；4-电机；5-燃烧器；6-散热片；7-热表面点火器；8-燃烧空气进口；9-燃油进口；10-燃烧废气出口；11-中央控制系统；12-热传导空气传输系统进气口；13-供油管；14-热量分配单元；15-防火墙；16-电机支架安装孔；17-燃油箱；18-油泵；19-供热装置本体。

具体实施方式

下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。各个示例通过本发明的解释的方式提供而非限制本发明。实际上，本领域的技术人员将清楚，在不脱离本发明的范围或精神的情况下，可在本发明中进行修改和变型。例如，示为或描述为一个实施例的一部分的特征可用于另一个实施例，以产生又一个实施例。因此，所期望的是，本发明包含归入所附权利要求及其等同物的范围内的此类修改和变型。

在本发明的描述中，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明而不是要求本发明必须以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。本发明中使用的术语“相连”、“连接”、“设置”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接；可以是直接相连，也可以通过中间部件间接相连，对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语的具体含义。

随着电动飞机越来越广泛的应用，电动飞机的动力电池不耐低温，低温环境下动力电池的续航能力下降，严重影响了飞行的可靠性和安全性，本发明中提到的低温环境为电动飞机运行环境温度低于18℃的环境。电动飞机在低温环境下运行包括两种情况：一种为地面温度本身就低的高纬度、高寒地区的运行环境；另一种为地面常温条件下，电动飞机飞行高度较高，机体外部温度随飞行高度增加而降低导致的低温环境。此两种条件下，因温度较低会影响电动飞机的动力电池续航里程，而且低温下飞行，电动飞机的座舱内舒适性也得不到保障，因此本发明提供一种适带有辅助供热装置的电动飞机，以解决上述问题。

具体地，本发明提供一种带有低温环境下辅助供热装置的电动飞机，该电动飞机包括：动力电池和辅助供热装置。其中，动力电池包括有多个动力电池组，设于动力电池舱内为电动飞机提供飞行动力；该电动飞机还设有电池管理系统与多个动力电池组电连接，用以控制多个动力电池组调整至最佳模式供电。

本发明提供的辅助供热装置为电动飞机的动力电池供热以确保动力电池的续航能力。具体地，如图1至图4所示，为本实施例提供适用于小型固定翼载人电动飞机的低温环境辅助供热装置，其中，图1为本发明提供的辅助供热装置的结构剖视图。图2为本发明提供的辅助供热装置的工作原理图。图3为本发明提供的辅助供热装置的工作逻辑图。图4为本发明提供的辅助供热装置的防火墙位置安装结构示意图。

本发明提供的在低温环境下为电动飞机提供辅热的辅助供热装置包括：供热装置本体19、供油系统、热传导空气传输系统、燃烧控制系统和中央控制系统11。其中，如图1所示，为供热装置本体19的结构示意图，供热装置本体19用于为电动飞机提供辅助热能，其包括：壳体1、电机4和燃烧器5。壳体1位于供热装置本体19的最外侧，起到保护和容纳内部结构的作用，壳体1的一端为进气口，另一端为出气口，于壳体1内沿进气口至出气口方向(如图1中从左至右的方向)依次设有热传导空气鼓风机2、电机4、燃烧空气鼓风机3和燃烧器5；于壳体1的下侧面设有燃烧空气进口8、燃油进口9和燃烧废气出口10。于供热装置本体19的一端设有热传导空气传输系统进气口12(如图4中供热装置本体19的左端)，用于参与热循环的空气即从热传导空气传输系统进气口12流入供热装置本体19内。由于壳体1内部结构工作时产生的温度较高，优选该壳体1为耐高温复合材料制作而成。燃烧器5选用轻质、耐高温的合金结构，本发明采用结构轻量化设计，将燃烧器5的材料选用为铝合金压铸或钛合金，具有重量轻、热传导效率高的特点。

供热装置本体19工作时候，燃烧控制系统控制电机4转动，同时带动燃烧空气鼓风机3将空气经燃烧空气进口8吸入燃烧器5内，与供油系统的油泵18输入的燃油在燃烧器5内混合后，热表面点火器7点火后燃烧。燃油和空气混合燃烧产生的废气经燃烧废气出口10排出。同时为减少排气噪音，在燃烧废气出口10处还设有消音器，燃烧废气从燃烧废气出口10处经过消音器排至电动飞机排气管，最后排至电动飞机机体外部。为确保参与燃烧的空气的洁净程度，提高工作可靠性，本申请在燃烧空气进口8处还设有空气滤清器，对参与燃烧的空气进行净化处理。

进一步地，上述的燃烧器5上还设有燃烧控制器用于控制电机4和热表面点火器7工作。本申请的燃烧控制器设于壳体1内，也可以设于壳体1的外部，并通过航空插头与壳体1内的电机4和热表面点火器7以及燃烧器5表面的温度传感器电连接。

燃烧器5与壳体1上的燃烧空气进口8、燃油进口9和燃烧废气出口10相通，燃烧所需的空气通过燃烧空气进口8进入燃烧器5内，燃烧所需的燃油通过燃油进口9进入燃烧器5内，燃烧器5内设置的热表面点火器7将混合后的空气和燃油点燃，而燃烧产生的废气则通过燃烧废气出口10排出。为减小燃烧产生的噪音，优选地，在燃烧废气出口10上设有消音器，燃烧废气经消音器后进入燃烧器排气管进而排出至电动飞机外部，燃烧器排气管选用铝合金波纹管来进一步降低噪音。

上述的供油系统用于为供热装置本体19供油，其包括：燃油箱17、油泵18和输油管13。其中，燃油箱17用于存储燃油，输油管13设于燃油箱17和油泵18之间、以及油泵18和供热装置本体19之间，以保证将燃油顺利输送至供热装置本体19。具体地，输油管13通过壳体1的燃油进口9连接至设于壳体1内部的燃烧器5，供油系统工作时，油泵18启动，将燃油箱17内的燃油经输油管13抽送至燃烧器5内，燃烧器5即可点燃燃油进行工作。

为保证进入燃烧器5内的燃油清洁，在燃油箱17的燃油出口处设有滤清器，用于过滤燃油。为确保供油系统能够持续稳定的工作，本申请将油泵18设置成两个，且两个油泵18之间并联设置，在油泵18的出口处还分别设有单向电磁阀，该单向电磁阀与燃烧控制系统之间电连接，接收燃烧控制系统的指令工作。在一些替代性的实施例中，为确保供油系统能够持续稳定的工作，还可将油泵18设有一个或者更多个，设置多个油泵18的目的在于防患于当其中一个油泵18故障时，其他油泵18还能够正常使用，来确保供油系统继续工作，并且设置多个油泵18还具有在燃烧需要供油量增大时候同时给燃烧器5供油，提高供油系统的工作效率的优势。本发明中选用双油泵18以提高运行可靠性。本发明中选用燃油箱17容积不大，约为4-5L，这一容积对应座舱内含有4座位，重量在1.2吨以下的电动飞机，能够实现至少4小时持续不断续航飞行。本发明中燃油箱17可以放在防火墙侧壁位置(目前活塞式发动机的干式润滑油储油罐的位置正合适)，也可以放在电动飞机机翼内，电动飞机无论上单翼还是下单翼布局，机翼结构和普通飞机无差别，同时，有的是单梁有的是双梁，因此，可以把燃油箱放在电动飞机机翼的两个梁之间，或者设于上单翼内或者下单翼内，这两个位置都不影响脉冲油泵18抽油。

本申请的热传导空气传输系统可将空气吸入供热装置本体19内，并让空气在供热装置本体19内流动吸收热量后排出至电动飞机需要加热的部位。热传导空气传输系统包括热传导空气鼓风机2和热量分配单元14。具体地，热传导空气鼓风机2设于壳体1内的进气口处，其与燃烧控制系统的燃烧空气鼓风机3在壳体1内同轴设置，并且，热传导空气鼓风机2与燃烧空气鼓风机3分别连接在电机4转子轴的两端，并且，热传导空气鼓风机2和燃烧空气鼓风机3形成的气流完全隔离，互不干涉。

具体为，燃烧器5设于壳体1内，且燃烧器5的前部设有密封的腔体，内有离心风机，从密封腔体的下部开口，(供热装置本体19的外部，吸入空气)实现完全隔离，只要燃烧器5的本体不破裂，即可实现气流的完全隔离。

热传导空气传输系统通过将机体外部或者飞机座舱内部的空气吸入并通过壳体1的进气口进入供热装置本体19，在供热装置本体19内流经燃烧器5的外表面，吸收燃烧器5的热量后经壳体1的出气口作为暖空气排出，排出的暖空气在热量分配单元14的指导下分配至电动飞机需要供热的部位，例如，电动飞机的座舱、动力电池舱或者电动飞机的除霜系统等部位。中央控制系统11根据设于电动飞机各个部位的温度传感器采集的温度信息，并结合系统预设温度信息做出判断后，通过热量分配控制单元向热传导空气传输系统的热量分配单元14发出指令，通过控制热量分配单元14的阀门开关以及开度大小来具体将加热后的空气分配至电动飞机各部位以及向各个部位输送热空气的流量。

具体地，为方便采集电动飞机各部位的温度信息，热传导空气传输系统还包括多个温度传感器，分别为座舱温度传感器，设于电动飞机座舱内部，用于检测飞机座舱环境的温度；外部大气温度传感器，设于电动飞机外部，用于检测飞机外部大气的温度；动力电池舱温度传感器，设于动力电池舱内部，用于检测动力电池舱的温度。热传导空气传输系统包括多个空气出口，分别为座舱出气口、动力电池舱出气口和除霜系统出气口。在一些替代性的实施例中，热传导空气传输系统的出气口还可以包括电动飞机的其他部位的出气口，可以根据需要自行设定。

热传导空气传输系统的进气口也包括多个，例如，在本申请中其包括一个大气进气口(即大气引气活门处设置的进气口)和一个座舱进气口。其中，使用大气进气口可以将电动飞机外部的空气吸入辅助供热装置的供热装置本体19内，在供热装置本体19内加热后输送至电动飞机需要供热的部位，这一过程也称为辅助供热装置的外循环模式。

当使用座舱进气口时，则是将电动飞机座舱内部的空气吸入辅助供热装置的供热装置本体19内，在供热装置本体19内加热后输送至电动飞机需要供热的部位，这一过程也称为辅助供热装置的内循环模式，具体选用哪种供热循环模式需要根据实际情况选定。

进一步优选地，中央控制系统可以选择为通风模式，即在通风模式下，燃烧控制系统只开启热传导空气鼓风机2，通过热传导空气传输系统选择机体外部大气或座舱空气，实现非低温环境下对电动飞机不同部位进行通风的功能。通风模式是本低温环境下电动飞机的辅助供热装置的附加功能。

为保证参与热传导空气传输系统供热的空气洁净，在上述的大气进气口位置处还设置空气滤清器，对从外部吸入的空气进行净化，本申请在条件允许的情况下，优选为从座舱进气口吸入空气用来热循环，即优选为内循环模式。本申请的热传导空气传输系统进气口的选择可以是中央控制系统11自动控制的，还可通过手动选择来实现两进气口之间的选择和切换。

进一步地，在热传导空气传输系统的大气进气口、座舱进气口、座舱出气口、动力电池舱出气口和除霜系统出气口处均设有比例阀门，各个比例阀门均与中央控制系统11电连接，其开启和关闭以及开度均受中央控制系统11控制。中央控制系统11通过控制上述的比例阀门来控制热传导空气传输系统向电动飞机的不同部位供热量。具体地，热传导空气传输系统内设有步进电机，中央控制系统11通过控制步进电机来调整上述比例阀门，在热传导空气传输系统供热的过程中，优先选择对动力电池舱进行供热。

进一步地，上述的燃烧控制系统与电机4电连接，用于控制电机4的转速进而控制供热装置本体19以及热传导空气传输系统的工作。燃烧控制系统包括多个温度传感器，用于检测影响燃烧的相关温度，例如，燃烧进气温度传感器，设于燃烧空气进口8的位置处，用于检测燃烧空气的进气温度；散热温度传感器，设于散热片6的位置处，用于检测散热片6表面的温度；排气口温度传感器，设于燃烧废气出口10的位置处，用于检测所述燃烧废气出口的温度。

燃烧控制系统还包括燃烧控制器，燃烧控制器一方面与供热装置本体19的电机4、热表面点火器7、以及设于燃烧器5表面的过热温度传感器电连接，通过控制电机4的转速、热表面点火器7是否点火以及检测用于过热温度传感器温度是否过高来控制过热装置本体的工作。同时，本发明设置有双热表面点火器7，用于提高点火可靠性，具有点火效果好以及成本低的特性。在一些替代性的实施例中，还可以将双热表面点火器7设置为更多个，来进一步提高点火效率。

由于本申请的辅助供热装置采用气暖循环方式为飞机各个部位供热，其参与供热循环的空气通过流经燃烧器5带走燃烧器5外表面的热量来提高自身温度，虽然本申请设计为热传导空气鼓风机2和燃烧空气鼓风机3形成的气流完全隔离，互不干涉，即燃烧器5内的燃烧废气与参与热循环的热空气之间完全隔离，但是为确保飞行的安全性，防止燃烧器5的燃烧废气出口10处由于密封不好而将燃烧废气泄漏至参与热循环的空气中，燃烧废气中有毒的一氧化碳气体就会与参与热循环的空气混合，并且随着热空气的循环而进入座舱中，导致电动飞机座舱内乘客一氧化碳中毒，本申请的燃烧控制系统还包括设于飞机座舱的一氧化碳传感器，一氧化碳传感器与燃烧控制器电连接，用于检测飞机座舱内是否含有一氧化碳。如果一旦检测到飞机座舱内含有一氧化碳则会通过仪表盘发出声光警告，并发出系统指令。

与传统的辅助供热装置相比较，本发明还安装外部大气压力传感器，可以在不同海拔高度上根据其反馈的压力信息，调整空燃比，以实现最佳燃烧效率。而且本发明还安装一氧化碳传感器，当一氧化碳浓度超标时候即刻报警器，用于保证电动飞机内空气安全。

上述的燃烧控制器另一方面还与中央控制系统11的中央控制单元电连接，受中央控制单元的控制在进一步对其下级控制部件实施控制指令。

燃烧控制系统还需根据燃烧进气压力来确定燃烧空气进口8的开度，因此，燃烧控制系统还包括外部大气压力传感器，用于检测飞机外部的大气压力数据。燃烧控制系统与中央控制系统11电连接，中央控制系统11可根据采集到的温度信息以及压力信息，来控制燃烧控制系统的工作，并向其发出启停的指令。

为保证上述各个装置和系统之间的协调工作，本申请设有起到总控作用的中央控制系统11，中央控制系统11与供热装置本体19、供油系统、热传导空气传输系统和燃烧控制系统分别之间或者间接的电连接，起到控制协调工作的作用。其包括：数据采集单元、中央控制单元、显示单元、数据记录单元和热量分配控制单元。具体地，数据采集单元与上述燃烧控制系统的燃烧控制器电连接，受中央控制单元的控制再进一步对其下级控制部件实施控制指令。具体为，中央控制系统11的数据采集单元采集上述的温度信息和压力信息，再将这些数据信息发送至中央控制单元，中央控制单元与系统的预设温度和压力数据进行比对，并对比对结果分析后作出控制指令，将控制指令发送给与之连接的燃烧控制器，由燃烧控制器去进一步执行控制指令。与此同时，中央控制单元还会将数据采集单元采集到的数据信息发送至显示单元，显示单元会将这些数据信息直观的显示在数字显示屏上，供操作人员参考。进一步地，显示单元还与数据记录单元连接，数据记录单元的另一端连接电源，电源为其提供电能，数据记录单元对显示单元上显示的数据信息做出实时同步的记录，为辅助供热装置的状态监控和日常维护保养提供数据支持。

优选地，上述供油系统使用的燃油为航空煤油，因为航空煤具有热值高、低温流动性好、闪点低的特点，同时由于电动飞机在机场起降，航空煤油更容易获取，具有省时高效的特点。

优选地，上述供油系统的油泵18选用具有电磁阀功能的电子脉冲油泵18，为进一步提高供油的可靠性，本申请还采用两套电子脉冲油泵18并联方式供油。

下面结合图2和图3所示内容，对本申请提供的低温环境下电动飞机辅助供热装置的工作原理进行进一步阐述。

电动飞机低温条件下启动时，由于温度较低，低温环境下动力电池的续航能力下降，需要启动辅助供热装置，辅助供热装置启动，首先由中央控制系统11总控供热装置本体19、燃烧控制系统、热传导空气传输系统和供油系统启动工作。

步骤一、燃烧控制系统首先通过燃烧进气温度传感器检测燃烧空气的进气温度，以及通过外部大气压力传感器检测飞机机体外部的大气压力，并将检测到的数据信息传输至中央控制系统11的数据采集单元。

步骤二、数据采集单元将数据信息传递给中央控制单元，中央控制单元将数据信息进行分析后计算出空气和燃油混合比，进而控制设定供油系统的油泵18流量。

步骤三、启动两个并联油泵18中的主油泵18，启动热传导空气鼓风机2，燃烧空气鼓风机3同时控制热表面点火器7点火。

步骤四、燃烧控制系统的一氧化碳传感启动，检测飞机座舱内一氧化碳浓度是否正常；若合格，则系统正常工作，随着系统正常工作的同时，进一步通过燃烧控制系统的燃烧进气温度传感器检测燃烧空气的进气温度，通过外部大气压力传感器检测飞机机体外部的大气压力，并重复步骤一至步骤三。

若飞机座舱内一氧化碳浓度超标，则仪表盘警告，系统停机。

燃烧控制系统的燃烧器表面温度传感器，检测燃烧器5的表面温度是否超温，若超温则降低油泵18的喷油量和燃烧进气量，间隔一定时间后，进一步检测燃烧器5外表面的温度是否持续超标，若是则系统停机，若不是则系统正常工作。

若燃烧产生的废气的温度不超标，则系统正常工作。

随着系统正常工作的同时，进一步通过燃烧控制系统的燃烧进气温度传感器检测燃烧空气的进气温度，通过外部大气压力传感器检测飞机机体外部的大气压力，并重复步骤一至步骤三。

燃烧控制系统的燃烧废气温度传感器，检测燃烧产生的废气的温度是否超标；若是则关闭热表面点火器7，然后系统正常工作。

若废气的温度不超标，则关闭主油泵18和主热表面点火器7，并且仪表盘警告，提示选择手动辅助热表面点火器和辅助油泵18，之后系统正常工作。

随着系统正常工作的同时，进一步通过燃烧控制系统的燃烧进气温度传感器检测燃烧空气的进气温度，通过外部大气压力传感器检测飞机机体外部的大气压力，并重复步骤一至步骤三。

热传导空气传输系统的座舱温度传感器和动力电池舱温度传感器，分别检测飞机座舱环境的温度和动力电池舱的温度是否达到预设温度；若是则系统停机。若不是则调整热传导空气传输系统各个比例阀门的开度，按顺序加热动力电池舱和座舱，此时系统正常工作。

随着系统正常工作的同时，进一步通过燃烧控制系统的燃烧进气温度传感器检测燃烧空气的进气温度，通过外部大气压力传感器检测飞机机体外部的大气压力，并重复步骤一至步骤三。

检测电源系统的电压是否正常，若是则系统正常工作。若不是则仪表盘警告，系统停机。

随着系统正常工作的同时，进一步通过燃烧控制系统的燃烧进气温度传感器检测燃烧空气的进气温度，通过外部大气压力传感器检测飞机机体外部的大气压力，并重复步骤一至步骤三。

上述的步骤四的五项检测为并联进行，即同时进行，互不干扰。但检测后在控制辅助供热装置启停过程中只要有一项检测不合格则系统就无法正常工作。只有当各项检测标准均合格的前提下系统才能够正常工作。

本发明在实际应用中的点火和停机时序可以通过控制电机4的转速和延时时间同时熄火后，点燃热表面点火器7，使燃烧器5内的燃油充分燃烧来实现。燃油优选为航空煤油。

综上所述，本发明的辅助供热装置的加热逻辑为：首先加热动力电池舱，因电池舱温度直接关系到的动力电池的充电能力，以及续航里程。加热动力电池舱后，再对座舱加热，对座舱加热主要是为提高舒适性。目前，全球电动飞机在0摄氏度以下飞行的，因起飞环境温度太低，动力电池的续航里程缩短，而且座舱太冷。普通活塞式发动机的4座飞机，起飞前也要热车，在寒冷的北方的冬天，其热车时间至少10分钟，才能提高滑油温度到100度。而本发明的辅助供热装置即可解决这一问题，因此本发明具有使用潜力巨大的特点。为进一步考虑空燃比和提高燃烧废气的排放标准，本发明的辅助供热装置的燃烧空气进口8上还安装有空气流量计，用以实时监测和控制燃烧进气量，实现充分燃烧；或者在燃烧废气出口10的位置安装氧传感器，以及给燃烧空气鼓风机3单独安装电机，实现单独驱动，以实现燃烧进气的灵活控制。

如图4所示，为确保电动飞机起飞以及着陆的安全性，本发明将辅助供热装置安装于飞机的机头位置。即将辅助供热装置安装于机头的防火墙15前部中心线位置，水平安装在防火墙15的下部；电机4通过电机支架安装孔16安装在防火墙15上；燃油箱17和油泵18安装在防火墙15上，同时安装减震胶套，以减少油泵18工作带来的噪音。其中，油泵18流量为每分钟6-10毫升为宜。

中央控制系统11及其显示单元安装在电动飞机的座舱操作台处，通过电缆连接供热装置本体19内的燃烧控制器。中央控制系统11还连接多个温度传感器，

即，热传导空气传输系统的座舱温度传感器，用于检测飞机座舱环境的温度；

外部大气温度传感器，用于检测飞机外部大气的温度；

动力电池舱温度传感器，用于检测动力电池舱的温度；

所述热传导空气传输系统还包括：座舱出气口、动力电池舱出气口、和其他部位；

所述热传导空气传输系统包括一个大气进气口和一个座舱进气口。

燃烧进气温度传感器，用于检测燃烧进气温度；

散热温度传感器，用于检测散热片表面的温度；

排气口温度传感器，用于检测所述燃烧废气出口的温度；

外部大气压力传感器，用于检测飞机外部的大气压力数据。

包括座舱控制台温度上的座舱温度传感器、动力电池舱内的动力电池温度传感器、热传导空气鼓风机入口处的入口空气传感器、传导空气出口处的出口空气传感器、燃烧器壳体外表面的燃烧器温度传感器、燃烧器排气口位置的排气温度传感器；所述中央控制系统11电连接座舱控制台位置的大气压力传感器。

所述燃烧器排气管通过消音器后连接排气管，通过机体开口，将燃烧后的废气排出；

所述燃烧器进气口及燃烧空气滤清器在机头整流罩内；

所述热传输系统有两个进气口，一个位于机体外部大气引气活门，另外一个位于座舱内，操作台下部；可以手动选择热传输空气进气来源，实现内循环和外循环；外部大气引气活门位置，安装有空气滤清器。

所述热传输系统的排气口共三个，分别连通动力电池舱、座舱和除霜系统；所述中央控制系统11通过安装在热传导空气传输系统内的步进电机，调整气暖比例阀门，对电动飞机动力电池舱、座舱和除霜系统进行供热；供热过程中，优先对电动飞机动力电池舱进行供热。

燃油箱17以保障4-5小时飞行为设计目标，燃油箱17容积为4升。

与此同时，本发明提供的电动飞机的辅助供热装置中，燃烧器5燃烧后产生的尾气具有高温特性，在电动飞机上，为实现尾气余热的充分利用，在本发明的变形实施例中还可以将其引入机翼前缘，(引导材料由复合材料或者金属)从机翼前缘下表面的微孔排出。利用尾气余热对机翼前缘进行加热，可以实现防冰，进而提高小型电动飞机的运行能力。以上所述仅为本发明的优选实施例，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (11)

1.带有低温环境下辅助供热装置的电动飞机，其特征在于，所述电动飞机包括：动力电池和辅助供热装置，其中，

所述动力电池包括多个动力电池组，设于动力电池舱内为所述电动飞机提供飞行动力；

所述辅助供热装置为所述动力电池供热以确保所述动力电池的续航能力。

2.根据权利要求1所述的带有低温环境下辅助供热装置的电动飞机，其特征在于，所述辅助供热装置包括：供热装置本体、供油系统、热传导空气传输系统、燃烧控制系统和中央控制系统，其中，

所述供热装置本体用于提供辅助热能，其包括：壳体、电机和燃烧器；

所述供油系统用于为所述供热装置本体供油，其包括：燃油箱、油泵和输油管，所述输油管与所述燃烧器连接；

所述热传导空气传输系统用于传输所述供热装置本体产生的热量，其包括热传导空气鼓风机和热量分配单元；

所述燃烧控制系统与所述电机电连接，用于控制所述电机的转速进而控制所述供热装置本体的工作；

所述中央控制系统与所述供热装置本体、所述供油系统、所述热传导空气传输系统和所述燃烧控制系统分别电连接，用于控制协调工作的作用。

3.根据权利要求2所述的带有低温环境下辅助供热装置的电动飞机，其特征在于：

所述辅助供热装置使用燃料油作为热源，通过燃料油在所述燃烧器内燃烧产生热量，为所述电动飞机在低温环境下运行过程中辅助供热，

所述燃油箱设置在如下位置之一：防火墙侧壁位置，电动飞机机翼内。

4.根据权利要求2所述的带有低温环境下辅助供热装置的电动飞机，其特征在于，所述壳体的一端为进气口，另一端为出气口，于所述壳体内沿所述进气口至所述出气口方向依次设有所述热传导空气鼓风机、所述电机、燃烧空气鼓风机和所述燃烧器；于所述壳体的下侧面设有空气进口、燃油进口和燃烧废气出口。

5.根据权利要求4所述的带有低温环境下辅助供热装置的电动飞机，其特征在于，所述热传导空气传输系统还包括：

座舱温度传感器，用于检测飞机座舱环境的温度；

外部大气温度传感器，用于检测飞机外部大气的温度；

动力电池舱温度传感器，用于检测动力电池舱的温度；

所述热传导空气传输系统还包括：座舱出气口、动力电池舱出气口、和飞机除霜系统出气口；

所述热传导空气传输系统包括一个大气进气口和一个座舱进气口。

6.根据权利要求4所述的带有低温环境下辅助供热装置的电动飞机，其特征在于，所述燃烧控制系统还包括：

燃烧进气温度传感器，用于检测燃烧进气温度；

散热温度传感器，用于检测散热片表面的温度；

排气口温度传感器，用于检测所述燃烧废气出口的温度；

外部大气压力传感器，用于检测飞机外部的大气压力数据。

7.根据权利要求6所述的带有低温环境下辅助供热装置的电动飞机，其特征在于，所述燃烧控制系统还包括设于所述飞机座舱的一氧化碳传感器，所述一氧化碳传感器与所述燃烧器电连接，用于检测所述飞机座舱内是否含有一氧化碳。

8.根据权利要求2所述的带有低温环境下辅助供热装置的电动飞机，其特征在于，所述油泵为双电子脉冲油泵，所述油泵与所述燃烧控制系统电连接。

9.根据权利要求4所述的带有低温环境下辅助供热装置的电动飞机，其特征在于，所述燃烧废气出口通过消音器后连接排气管，并将燃烧废气排出到机体外部。

10.根据权利要求2所述的带有低温环境下辅助供热装置的电动飞机，其特征在于，

所述中央控制系统包括：中央控制单元，用于实现总体控制；

数据采集单元，用于采集数据信息；

显示单元，用于显示所述数据信息；

数据记录单元，用于记录所述数据信息；

热量分配控制单元，用于控制所述热量分配单元的热量分配。

11.根据权利要求2所述的带有低温环境下辅助供热装置的电动飞机，其特征在于，所述燃烧器内安装有至少一个热表面点火器，所述热表面点火器与所述燃烧控制系统连接。

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