CN115549219A - 混合供电系统、多电飞机混合供电架构以及充放电方法 - Google Patents

混合供电系统、多电飞机混合供电架构以及充放电方法 Download PDF

Info

Publication number
CN115549219A
CN115549219A CN202211143423.XA CN202211143423A CN115549219A CN 115549219 A CN115549219 A CN 115549219A CN 202211143423 A CN202211143423 A CN 202211143423A CN 115549219 A CN115549219 A CN 115549219A
Authority
CN
China
Prior art keywords
power supply
hybrid power
generator
inverter
charging
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202211143423.XA
Other languages
English (en)
Inventor
刘虔
杨溢炜
贺怡
郭亿东
郦江
王帮亭
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Comac Shanghai Aircraft Design & Research Institute
Commercial Aircraft Corp of China Ltd
Original Assignee
Comac Shanghai Aircraft Design & Research Institute
Commercial Aircraft Corp of China Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Comac Shanghai Aircraft Design & Research Institute, Commercial Aircraft Corp of China Ltd filed Critical Comac Shanghai Aircraft Design & Research Institute
Priority to CN202211143423.XA priority Critical patent/CN115549219A/zh
Publication of CN115549219A publication Critical patent/CN115549219A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02J—CIRCUIT ARRANGEMENTS OR SYSTEMS FOR SUPPLYING OR DISTRIBUTING ELECTRIC POWER; SYSTEMS FOR STORING ELECTRIC ENERGY
    • H02J4/00—Circuit arrangements for mains or distribution networks not specified as ac or dc
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02J—CIRCUIT ARRANGEMENTS OR SYSTEMS FOR SUPPLYING OR DISTRIBUTING ELECTRIC POWER; SYSTEMS FOR STORING ELECTRIC ENERGY
    • H02J7/00—Circuit arrangements for charging or depolarising batteries or for supplying loads from batteries
    • H02J7/34—Parallel operation in networks using both storage and other dc sources, e.g. providing buffering

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Charge And Discharge Circuits For Batteries Or The Like (AREA)

Abstract

本申请涉及一种用于飞机的混合供电系统，包括：蓄电池组；DC/AC逆变器；以及电池管理系统BMS，被配置用于监控所述蓄电池组和逆变器的运行；其中，所述监控包括：当飞机处于起飞和着陆状态，电负载较大时，所述BMS进入放电模式，控制所述逆变器从所述蓄电池组放电；当飞机处于巡航或电负载较小的其他状态时，所述BMS进入充电模式，控制所述逆变器从所述飞机的发电机接收功率为所述蓄电池组充电。

Description

混合供电系统、多电飞机混合供电架构以及充放电方法
技术领域
本申请涉及飞机的供电领域，具体而言，涉及一种混合供电系统和使用该系统的多电飞机混合供电架构以及对应的充放电方法。
背景技术
飞机的供电系统主要由电源系统和机上配电系统两部分组成。飞机电源系统主要是由发电机、控制器、保护器、蓄电瓶等主要设备组成，主要作用是提供符合机上用电设备使用要求的不同品质的电源能量；配电系统主要是由汇流条、电缆、断路器等保护装置组成，主要作用是将电源系统的电能保质保量的传送到各个用电设备单元，而且也能起到保护电源工作正常的作用。
现有飞机电源系统供电架构如在图1所示，在图中，各部件的起始字母L和R分别表示“左”和“右”。因此，如图所示，左右两个供电通道为飞机提供交直流电源，其中，交流汇流条(左AC和右AC)的功率来源于两个发电机，直流汇流条(左DC和右DC)的功率来源于变压整流器(LTRU和RTRU)，同时还有蓄电池为直流汇流条备份供电。两个供电通道分别由对应的发电机为通道供电。具体而言，发电机为对应的交流汇流条供电，再通过变压整流器将交流汇流条电能转化为直流电源，并设计有蓄电池作为直流重要设备的备份电源。为了控制汇流条和发电机的运行，还分别配置了汇流条功率控制器(图中包括LBPCU和RBPCU)和发电机控制器(图中包括LGCU和RGCU)两个控制器。正常工作时，两个通道不交联。
采用上述现有飞机电源供电架构的传统飞机的电负载功率曲线在图2中示出。可以看出，飞机在起飞和着陆阶段的电负载几乎是其他飞行阶段电负载的2倍。在飞机的设计中，发电机容量的确定需要考虑双发、单发和应急状态的用电负载统计结果。并且，一般地，单发电机供电时，发电机的容量需求最大，因此，发电机容量选择应首先满足单发电机供电工况下的容量需求。而且，在考虑单发电机供电工况下的容量需求时还应考虑发电机能够承受电网中短时工作的大功率负载，因此，相应地提出了发电机的短时过载能力的较高要求。
对发电机短时过载能力的较高要求，不仅给发电机的设计增加了难度，也会对电网其他负载造成一定的影响。与此同时，在起飞和着陆之外的飞行阶段，发电机的输出功率较低，使得其长期处于非最佳效率点，导致了发电机的长期低效运行，如图3所示。
另一方面，随着机载设备电气化，越来越多的飞机液压能、气源能改为电能，对电源系统的供电功率提出了更高要求。考虑到发电机与发动机的适配性，现有飞机的发电机容量很难改变，这就导致现有的飞机电源系统供电方案可能无法满足新增负载的用电需求，使得对现有飞机的升级换代改造难以实现。
再有，随着全世界环保意识的逐步增强，世界各国都提出了“碳中和、碳达峰”的远景目标，使得采用混合供电架构的多电技术的应用越来越多。已经有很多行业都开始采用混合供电架构。但在民用飞机领域，却缺少相应的解决方案。
因此，存在一种需求，希望提供一种能够解决现有飞机电源供电架构中的各种问题，同时具有绿色环保等优点的新颖的飞机电源供电架构方案。
发明内容
本申请涉及一种多电飞机混合供电系统和架构，其中利用蓄电池组和逆变器对交流汇流条负载功率的瞬态变化进行补偿，可实现对电网品质的改善。也可通过该架构，降低新机型发电机设计容量的需求、提升飞机总供电裕度，为后续实现电反推、电作动等多电技术奠定基础。
根据本申请的第一方面，提供了一种用于飞机的混合供电系统，包括：
蓄电池组；
DC/AC逆变器；以及
电池管理系统BMS，被配置用于监控所述蓄电池组和逆变器的运行；
其中，所述监控包括：
当飞机处于起飞和着陆状态，电负载较大时，所述BMS进入放电模式，控制所述逆变器从所述蓄电池组放电；
当飞机处于巡航或电负载较小的其他状态时，所述BMS进入充电模式，控制所述逆变器从所述飞机的发电机接收功率为所述蓄电池组充电。
根据本申请的第二方面，提供了一种多电飞机混合供电架构，包括
根据第一方面所述的混合供电系统；
发电机；
交流汇流条；
变压整流器；
直流汇流条；
蓄电池；
汇流条功率控制器BPCU；以及
发电机控制器GCU；
其中，所述BPCU包括数据通信模块，用于将检测到的所述发动机的输出电流IGEN提供给所述混合供电系统的BMS；
来自所述混合供电系统的蓄电池组的放电电流经由所述逆变器被提供给所述交流汇流条以进行补偿；
来自所述发动机的所述输出电流经由所述逆变器被提供给所述混合供电系统的所述蓄电池组以进行充电。
根据本申请的第三方面，提供了一种用于如第一方面所述的混合供电系统的充放电方法，包括：
检测发电机的输出电流IGEN；
判断检测到的所述发电机的所述输出电流IGEN的有效值是否高于放电阈值Id：
如果所述发电机的所述输出电流IGEN的所述有效值高于所述放电阈值Id，BMS进入放电模式，通过控制逆变器从蓄电池组放电；
如果所述发电机的所述输出电流IGEN的所述有效值不高于所述放电阈值Id，则判断检测到的所述发电机的所述输出电流IGEN的有效值是否低
于充电阈值Ic：
如果所述发电机的所述输出电流IGEN的所述有效值低于所述充电阈值Ic，BMS进入充电模式，通过控制所述逆变器对所述蓄电池组充电；
如果所述发电机的所述输出电流IGEN的所述有效值不低于所述充电阈值Ic，BMS进入待机模式。
提供本概述以便以简化的形式介绍以下在详细描述中进一步描述的一些概念。本概述并不旨在标识所要求保护主题的关键特征或必要特征，也不旨在用于限制所要求保护主题的范围。
附图说明
为了描述可获得本发明的上述和其它优点和特征的方式，将通过参考附图中示出的本发明的具体实施例来呈现以上简要描述的本发明的更具体描述。可以理解，这些附图只描绘了本发明的各典型实施例，并且因此不被认为是对其范围的限制，将通过使用附图并利用附加特征和细节来描述和解释本发明，在附图中：
图1示出了现有飞机电源系统供电架构的示例框图。
图2示出了采用图1所述的现有飞机电源供电架构的传统飞机的示例电负载功率曲线图。
图3示出了采用图1所述的现有飞机电源供电架构的传统飞机的示例发电机负载-效率曲线图。
图4示出了根据本申请的一个实施例的多电飞机混合供电架构的示例框图。
图5示出了用于根据本申请的一个实施例的混合供电系统的充放电方法的示意流程图。
图6示出了采用本申请的混合供电系统的改进的多电飞机电源系统供电架构的示例发电机负载-效率曲线图。
具体实施方式
混合供电系统在民用电网和电动车领域已有较多应用，例如风能、光能和电能均可以作为能源输入。
但在民用航空领域，出于各种原因，飞机混合供电系统的应用远远落后于其他行业。
如前所述，目前，由于大功率负载导致的飞机瞬态用电功率过大，容易导致新机型发电机容量选定偏大，可能造成“大马拉小车”的问题。
另一方面，随着机载设备电气化，对电源系统供电功率提出了更高要求，而衍生机型考虑到发电机与发动机的适配性，现有飞机发电机的容量很难改变，因此很难满足用电功率提升的需求。
与此同时，大功率负载的突加突卸同样会对电网品质产生影响。
针对上述问题，本方案提出了一种多电飞机混合供电架构，其中针对航线飞机大功率负载突加突卸问题，提出一种削峰填谷式解决方案，即利用蓄电池组和逆变器对交流汇流条负载功率的瞬态变化进行补偿，可实现对电网品质的改善。也可通过该架构，降低新机型发电机设计容量的需求、提升飞机总供电裕度，为后续实现电反推、电作动等多电技术奠定基础。
在图4中示出了根据本申请的一个实施例的多电飞机混合供电架构的示例框图。
与图1相比，本申请的多电飞机混合供电架构在传统飞机供电架构基础上(例如左右两个通道之间)新增了一个混合供电系统。
具体而言，该混合供电系统包括了左右两个蓄电池组。通过左右两个DC/AC逆变器(以下简称为“逆变器”)可以将所述蓄电池组提供的直流电转换为115V交流电以为左右两个交流汇流条供电。考虑到交流汇流条相电压有效值为115V，可推导出线电压峰值为282V，考虑到逆变器的调制关系和工作占空比，为保证逆变器正常高效的工作，所述蓄电池组可以选为500～600Vdc的高压电池组。利用所述高压蓄电池组，在保证调制效果的同时，也可以达到线缆减重的作用。这是因为相比较于低压蓄电池而言，高压蓄电池的工作电流更小，可以减小馈线的线规，从而减轻线缆重量和安装空间要求。
此外，在传统飞机的BPCU(汇流条功率控制器)和GCU(发电机控制器)两个控制器的基础上，所述混合供电系统还新增了电池管理系统BMS，所述BMS被配置用来监控所述蓄电池组和逆变器的运行。为了实现混合供电系统与原有的飞机混合供电架构的数据通信，在BPCU中增加了与BMS进行通信的数据通信模块，实现了BPCU和BMS之间的数据传输，从而可以允许混合供电系统对交流汇流条输入功率进行调控。
因为发电机的调节惯性较大而混合供电系统的逆变器响应快速，因此，交流汇流条上负载的瞬态变化大多能通过合供电系统的蓄电池组和逆变器进行补偿。所以，采用了上述混合供电系统的多电飞机混合供电架构的发电机的输出调节较传统飞机更为平稳。具体而言，所述混合供电系统的BMS通过对汇流条瞬态电流的下述监控操作实现了补偿：
1)当飞机处于起飞和着陆状态，电负载较大时，所述BMS进入放电模式，即控制逆变器从蓄电池组放电，这时，逆变器与发电机共同为电负载提供功率。
2)当飞机处于巡航或电负载较小的其他状态时，所述BMS进入充电模式，即控制逆变器从发电机接收功率为蓄电池组充电，此时，发电机不仅为电负载提供功率，同时也为蓄电池充电。
在其他实施例中，当所述电负载适中(例如处于图3的两个峰值之间的平稳期时)时，所述BMS进入待机模式。
综上所述，考虑到大功率负载的突加突卸会对电网品质产生影响，由于传统控制器调制带宽有限，为了提高电网品质在本申请的方案中新增了逆变器模块，充分利用电力电子设备调节速度快的特点，减小了负载突加突卸带来的电源输出波动，改善电网品质。也可通过该架构，降低新机型发电机设计容量的需求、提升飞机总供电裕度，为后续实现电反推、电作动等多电技术奠定基础。
下面结合附图5和上述内容来描述下用于上述混合供电系统的充放电方法的示例流程图。
如图所示，在步骤502中，进行系统初始化，在所述初始化过程中，BMS进入充电模式，使得混合供电系统的逆变器从发电机接收功率以对蓄电池组进行充电。之所以在初始化阶段需要主动为蓄电池充电，是因为初始化阶段的蓄电池的电量一般都是不足的，需要充满才能实现后续的补偿操作。当然，如果混合供电系统的蓄电池在上次飞行结束后还保留了足够的电量，则可以直接跳过初始化步骤。
在步骤504中，BPCU检测发电机的输出电流IGEN，并将其通过数据通信模块传送给混合供电系统中的BMS。
如前所述，混合供电系统的运行可分为充电、放电和待机三个阶段，通过与预先设定的对应电流阈值(充电阈值Ic和放电阈值Id)的比较逻辑来实现在这三个阶段中的切换。
具体而言，可以将飞机起飞和着陆时的最大稳态电负载设定为SH，则对应的电流为IH；巡航阶段最大稳态电负载设定为SL，则对应电流为IL。以所述飞机起飞和着陆时的最大稳态电负载SH和巡航阶段的最大稳态电负载SL为基础，设计充电阈值Ic和放电阈值Id，Ic应略小于Id。那么，充电阈值Ic和放电阈值Id就应该满足Ic<IL<Id<IH，即Ic略小于IL，IL略小于Id。通过研究和实验，一个可实现的示例合理范围为：设计Id＝1.1IL，Ic＝0.95IL。并且，为避免波动造成充放电反复切换，可在放电状态转为充电状态的逻辑中增加30s左右的延时(例如通过增加一个滞环控制)。但应该理解上述示例范围仅仅是出于说明的目的给出，而不是要将Ic和Id的取值局限于此。事实上，随着机型的不同、发电机功率的不同以及机体所需电负载的变化，所述充电阈值Ic和放电阈值Id可以根据实际情况来设定到合理的值。
在设定了充电阈值Ic和放电阈值Id之后，可根据下述比较逻辑来切换混合供电系统的各个阶段：
1)当BMS判断出检测到发电机输出电流IGEN的有效值高于放电阈值Id时，BMS通过控制逆变器从蓄电池组向BPCU进行放电以进入放电模式；
2)当BMS判断出检测到发电机输出电流IGEN的有效值低于充电阈值Ic时，BMS通过控制逆变器对蓄电池组进行充电以进入充电模式；
3)当BMS判断出检测到发电机输出电流IGEN的有效值介于电流阈值Ic和Id之间时，BMS系统进入待机模式。
注意，由于飞机的发电机一般采用的是交流发电机，其电流是时刻变化的，因此，直接采用检测到的IGEN进行比较是不实际的。因此，在比较时是采用该电流IGEN的有效值来作为比较对象。
依据上述比较逻辑，在步骤506中，首先，判断发电机输出电流IGEN的有效值是否高于放电阈值Id。
如果发电机输出电流IGEN的有效值高于放电阈值Id，则进入步骤508，BMS首先判断蓄电池的电量是否可供放电。如果蓄电池的电量不足，则进入步骤510，在该步骤中，BMS向系统返回蓄电池不可放电的警告，并且流程返回到步骤506以执行下一次判断。
而如果蓄电池的电量满足放电要求，则进入步骤512，在该步骤中，BMS进入放电模式，在该放电模式中，BMS控制逆变器使得蓄电池组进行放电，放电电流被设定为IGEN-Id(注，在此定义逆变器放电电流为正方向)，所述放电电流经由逆变器被提供给多电飞机混合供电架构的两个通道中的交流汇流条，以补偿用电的高负载(例如起飞和着落阶段)。在放电的同时，流程还是返回到步骤506以执行下一次判断。
而当在步骤506中判断出发电机输出电流IGEN的有效值不高于放电阈值Id，则流程进入到步骤514，在此继续判断发电机输出电流IGEN的有效值是否低于充电阈值Ic。
如果发电机输出电流IGEN的有效值不低于充电阈值Ic，则进入步骤516，在该步骤中，BMS进入待机模式，即既不执行放电操作也不执行充电操作，并且流程返回到步骤506以执行下一次判断。
而如果发电机输出电流IGEN的有效值低于充电阈值Ic，则进入步骤518，在该步骤，BMS判断蓄电池的电量是否已充满。如果已充满，则进入步骤520，在该步骤中，BMS向系统返回蓄电池已充满的提示，并且流程返回到步骤506以执行下一次判断。
如果未充满，则进入步骤522，在该步骤中，BMS进入充电模式，控制逆变器对蓄电池组进行充电，充电电流被设定为IGEN-Ic。在充电的同时，流程还是返回到步骤506以执行下一次判断。
所述比较逻辑可以通过对电池管理系统的控制逻辑软件进行编程的形式来实现，或者，也可以以硬件、固件等形式集成到BMS中来实现。这样，就无需对现有的多电飞机混合供电架构进行太多改动就能实现上述方案。
另外，在一些实施例中，所述比较逻辑(监控操作)还可以被应用于多电飞机混合供电架构的BPCU中，即通过对BPCU的控制逻辑进行相应编程或将比较逻辑的硬件或固件集成到BPCU中来实现。这时，上述比较逻辑中的判断全部由BPCU来完成，并由BPCU根据判断的结果向混合供电系统中的BMS提供相应的放电指令、待机指令或充电指令以指令BMS进入相应的工作模式。这种方案就需要对BPCU进行相应的改动，也属于本申请的保护范围。
通过上述控制逻辑，混合供电系统可通过对汇流条瞬态电流的监控实现用电负载补偿，即：
当飞机处于起飞和着陆状态，电负载较大时，BMS控制逆变器放电，蓄电池通过逆变器与发电机共同为负载提供功率。
当飞机处于巡航等电负载较小状态时，BMS控制逆变器充电，发电机在为电负载提供功率的同时，混合供电系统也为蓄电池组进行充电。
这样，本方案可以提供下述优点：
1)基于蓄电池组和逆变器的混合供电架构，对于衍生型飞机，提升总供电裕度和能力，满足未来多电化发展需求，支持电反推、电作动等多电技术装机应用；
2)、对飞机电网“削峰填谷”式功率补偿，通过蓄电池放电满足瞬态大功率用电需求，可降低新机型发电机的设计容量；
3)、基于逆变器快速响应的电源品质提升方法，减小负载突加突卸带来的电源输出波动，改善电网品质。例如，在图6中示出了采用了根据本申请的所述混合供电系统的改进的多电飞机混合供电架构的示例发电机负载-效率曲线图。与图3的传统技术相比，在起飞和着落两个阶段的负载电流高峰部分(以虚线表示)由本申请的混合供电系统的(高压)蓄电池组来供电，这样，发电机供电的电流(以实线表示)在整个飞行时间中都处于平稳变化的状态，实现了“削峰填谷”式功率补偿。
虽然以上描述了不同的实施例，但应当理解的是它们只是作为示例而非限制。(诸)相关领域的技术人员将领会，在不偏离如所附权利要求书所定义的本发明的精神和范围的情况下，可以在形式和细节方面进行各种修改。因此，此处所公开的本发明的宽度和范围不应被上述所公开的示例性实施例所限制，而应当仅根据所附权利要求书及其等同替换来定义。

Claims (10)

1.一种用于飞机的混合供电系统，包括：
蓄电池组；
DC/AC逆变器；以及
电池管理系统BMS，被配置用于监控所述蓄电池组和逆变器的运行；
其中，所述监控包括：
当飞机处于起飞和着陆状态，电负载较大时，所述BMS进入放电模式，控制所述逆变器从所述蓄电池组放电；
当飞机处于巡航或电负载较小的其他状态时，所述BMS进入充电模式，控制所述逆变器从所述飞机的发电机接收功率为所述蓄电池组充电。
2.如权利要求1所述的混合供电系统，其特征在于，当所述电负载适中时，所述BMS进入待机模式。
3.如权利要求1所述的混合供电系统，其特征在于，所述蓄电池组为500～600Vdc的高压蓄电池组。
4.如权利要求1所述的混合供电系统，其特征在于，所述蓄电池组包括左右两组蓄电池组，所述DC/AC逆变器包括左右两个DC/AC逆变器，以分别为所述飞机的左右两个供电通道进行补偿。
5.一种多电飞机混合供电架构，包括：
如权利要求1-4中任一项所述的混合供电系统；
发电机；
交流汇流条；
变压整流器；
直流汇流条；
蓄电池；
汇流条功率控制器BPCU；以及
发电机控制器GCU；
其中，所述BPCU包括数据通信模块，用于将检测到的所述发动机的输出电流IGEN提供给所述混合供电系统的BMS；
来自所述混合供电系统的蓄电池组的放电电流经由所述逆变器被提供给所述交流汇流条以进行补偿；
来自所述发动机的所述输出电流经由所述逆变器被提供给所述混合供电系统的所述蓄电池组以进行充电。
6.一种用于如权利要求1-4中任一项所述的混合供电系统的充放电方法，包括：
检测发电机的输出电流IGEN；
判断检测到的所述发电机的所述输出电流IGEN的有效值是否高于放电阈值Id：
如果所述发电机的所述输出电流IGEN的所述有效值高于所述放电阈值Id，BMS进入放电模式，通过控制逆变器从蓄电池组放电；
如果所述发电机的所述输出电流IGEN的所述有效值不高于所述放电阈值Id，则判断检测到的所述发电机的所述输出电流IGEN的有效值是否低于充电阈值Ic：
如果所述发电机的所述输出电流IGEN的所述有效值低于所述充电阈值Ic，BMS进入充电模式，通过控制所述逆变器对所述蓄电池组充电；
如果所述发电机的所述输出电流IGEN的所述有效值不低于所述充电阈值Ic，BMS进入待机模式。
7.如权利要求6所述的充放电方法，其特征在于，所述放电的放电电流被设定为IGEN-Id，而所述充电的充电电流被设定为IGEN-Ic。
8.如权利要求6所述的充放电方法，其特征在于，所述充放电方法还包括系统初始化，在所述系统初始化过程中，BMS控制逆变器从发电机接收功率以对蓄电池组进行充电。
9.如权利要求6所述的充放电方法，其特征在于，所述充放电方法还包括滞环控制，以避免反复切换模式。
10.如权利要求6所述的充放电方法，其特征在于，所述充放电方法中的判断步骤由比较逻辑实现，所述比较逻辑位于所述混合供电系统的BMS中，或位于多电飞机混合供电架构的BPCU中。
CN202211143423.XA 2022-09-20 2022-09-20 混合供电系统、多电飞机混合供电架构以及充放电方法 Pending CN115549219A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211143423.XA CN115549219A (zh) 2022-09-20 2022-09-20 混合供电系统、多电飞机混合供电架构以及充放电方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211143423.XA CN115549219A (zh) 2022-09-20 2022-09-20 混合供电系统、多电飞机混合供电架构以及充放电方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN115549219A true CN115549219A (zh) 2022-12-30

Family

ID=84726920

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202211143423.XA Pending CN115549219A (zh) 2022-09-20 2022-09-20 混合供电系统、多电飞机混合供电架构以及充放电方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115549219A (zh)

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3703220B1 (en) Active voltage control for hybrid electric aircraft
US8975784B2 (en) Method for managing an electrical network
US10199834B2 (en) Method for controlling the supply of power to a power system for an aircraft
US7550866B2 (en) Vehicular power distribution system and method
US10396565B2 (en) System and method for power distribution
US20140084817A1 (en) Method of energy and power management in dynamic power systems with ultra-capacitors (super capacitors)
EP2284037B1 (en) System for multiple energy storage and management and method of making same
CN108288853B (zh) 飞机直流供电系统及供电方法
CN104471818A (zh) 用于飞机的电力系统稳定系统
US10110000B2 (en) Power management and distribution architecture for a space vehicle
CN104471828A (zh) 用于飞机的电力系统稳定系统
US11495982B2 (en) System and method for allocating propulsion load power drawn from high-energy and high-power batteries
US20220399590A1 (en) Method for managing operation of an electrical power supply system of an aircraft comprising at least one electrical energy storage set
US11581744B2 (en) Electrical architecture of an aircraft
CN113748064A (zh) 用于监控航空器混合的方法和装置
US12071250B2 (en) Electric architecture for hybrid propulsion
CN112510803A (zh) 飞机分布式电网结构的单通道模块、发电系统及控制方法
Eid et al. Modeling and characterization of an aircraft electric power system with a fuel cell-equipped APU paralleled at main AC bus
US11837914B2 (en) Electric drive system
CN115549219A (zh) 混合供电系统、多电飞机混合供电架构以及充放电方法
KR20160093285A (ko) Dc-dc 컨버터 제어방법
EP3300208B1 (en) Power supply apparatus for aerospace actuator
Wang et al. Droop Control Strategy of Permanent Magnet Generator and Battery Parallel Power Supply in Aircraft Power System
CN115173392A (zh) 一种航空用兆瓦级高压大功率供电系统及其控制方法
KR20220090168A (ko) 차량의 전력 제어 방법 및 전력 제어 장치

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination