CN116031989B - 一种多源电能控制方法及架构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种多源电能控制方法及架构，属于机电设备供电技术领域。多源电能控制方法包括以下步骤：S10，判断飞机是否处于地面状态；S20，判断飞机是否处于应急状态；S30，判断冲压空气涡轮是否放出；S40，判断P<αP_e是否成立；S50，判断SOC<SOC_MAX是否成立；S60，判断P<P_e是否成立；S70，判断P<P_e+P_c是否成立；S80，判断SOC>SOC_MIN是否成立；用于执行多源电能控制方法的架构包括主发电机、储能设备、冲压空气涡轮发电机、固态功率控制器、汇流条和用电设备。解决了电源系统能源架构控制方法单一、且电源系统能源架构重量大和效率低的问题。

Description

一种多源电能控制方法及架构

技术领域

本发明涉及机电设备供电技术领域，特别涉及航空机电设备供电技术领域，具体而言，涉及一种多源电能控制方法及架构。

背景技术

传统航空领域的电源系统由主电源系统、辅助电源系统和应急电源系统组成。在地面发动机未启动时，由辅助电源系统为飞机供电；当发动机启动后，由发动机带动主发电机，形成主电源系统为飞机供电；当飞机出现故障，发动机停转、主电源系统失效时，由应急电源系统为飞机供电。通常辅助电源系统包括辅助动力系统中由APU（Auxiliary PowerUnit，辅助动力装置）带动的辅助发电机，主电源系统包括发动机带动主发电机，而应急电源系统则包括蓄电池和RAT（Ram Air Turbine，冲压空气涡轮）带动的应急发电机。

随着科技的进步和时代的发展，飞机对电能的需求越来越大，对燃油经济性的要求也越来越高，针对飞机的需求提高，上述电源架构逐渐难以适应新的需求。第一，在主电源系统中，通常只包含主发电机一种电源，全机电能都来自发动机，电源系统构成单一，当主发电机故障时，对于飞机飞行时具有极大的安全隐患，系统可靠性难以提高；第二，电源系统在运行时可调整空间较低，主发电机的输出功率与用电设备的需求功率时刻保持一致，因此，主发电机的额定功率只能按照最大需求功率进行设计，进而需要增加主发电机固定质量；第三，通常情况下用电设备的实际需求功率远小于最大需求功率，若主发电机长期运行在远低于额定功率的状态，导致主发电机将机械能转换为电能的效率降低，还影响主发电机的寿命。

发明内容

本发明的目的在于：为了解决电源系统能源架构控制方法单一、且电源系统能源架构重量大和效率低的问题，本发明提供一种多源电能控制方法及架构。

第一方面，本发明提供了一种多源电能控制方法，多源电能控制方法用于控制飞机机电系统，多源电能控制方法包括以下步骤：

S10，判断飞机是否处于地面状态；若是，由储能设备单独向全机负载供电；若不是，则执行S20；

S20，判断飞机是否处于应急状态；若是，执行S30；若不是，则执行S40；

S30，判断冲压空气涡轮是否放出；若是，由冲压空气涡轮发电机单独向应急负载供电；若不是，则由储能设备单独向应急负载供电，直至冲压空气涡轮放出后，再由冲压空气涡轮发电机单独向应急负载供电；

S40，判断P<αP_e是否成立；若是，执行S50；若不是，则执行S60；其中，P为飞机用电设备的电能需求，P_e为主发电机的额定功率，α为余度系数；其中，0<α<1；

S50，判断SOC<SOC_MAX是否成立；若是，由主发电机同时向全机负载和储能设备供电；若不是，则由主发电机单独向全机负载供电；其中，SOC为储能设备的荷电状态，SOC_MAX为储能设备的荷电状态在一般工作情况下的上限阈值；

S60，判断P<P_e是否成立；若是，由主发电机单独向全机负载供电；若不是，则执行S70；

S70，判断P<P_e+P_c是否成立；若是，执行S80；若不是，则切除部分非必要负载后，再次执行S40；其中，P_c为储能设备的额定功率；

S80，判断SOC>SOC_MIN是否成立；若是，由主发电机和储能设备同时向全机负载供电；若不是，则切除部分非必要负载后，再次执行S40；其中，SOC_MIN为储能设备的荷电状态在一般工作情况下的下限阈值。

在一些实施例中，多源电能的电源系统包括以下供电模式：

供电模式一，储能设备单独向全机负载供电；

供电模式二，储能设备单独向应急负载供电；

供电模式三，冲压空气涡轮发电机单独向应急负载供电；

供电模式四，主发电机同时向全机负载和储能设备供电；

供电模式五，主发电机单独向全机负载供电；

供电模式六，主发电机和储能设备同时向全机负载供电。

在一些实施例中，主发电机的额定功率P_e采用以下公式计算得到：

；

其中，P为飞机用电设备电能需求；t₀为飞机起飞时刻，t_n为飞机降落时刻，K_a为主发电机安全系数，K_a>1。

在一些实施例中，储能设备的额定功率P_c采用以下公式计算得到：

；

其中，P_MAX为飞机用电设备电能需求的峰值，K_b为储能设备功率安全系数，K_b>1，P_e为主发电机的额定功率。

在一些实施例中，储能设备的容量Q_n采用以下公式计算得到：

；

其中，MAX为取括号内的函数值中最大值，K_c为储能设备容量安全系数，K_c>1，i为储能设备的充电电流，当储能设备处于放电状态时，i取负值，s为飞机飞行过程中的其中一个时刻，t₀为飞机起飞时刻，t_n为飞机降落时刻。

在一些实施例中，所述储能设备的最小电荷量Q_MIN采用以下公式计算得到：

；

其中，Q_n为储能设备的容量，SOC_MIN为储能设备的荷电状态在一般工作情况下的下限阈值。

在一些实施例中，当s时刻时，储能设备的荷电状态SOC采用以下公式计算得到：

；

其中，SOC₀为飞机起飞时储能设备的初始荷电状态，s为飞机飞行过程中的其中一个时刻，t₀为飞机起飞时刻，Q_n为储能设备的容量。

上述全机负载为：全机的一般用电设备和重要用电设备；应急负载为：全机的重要用电设备。

第二方面，本发明提供了一种用于执行上述多源电能控制方法的架构，架构包括主发电机、储能设备、冲压空气涡轮发电机、固态功率控制器、汇流条和用电设备；其中，主发电机、储能设备、冲压空气涡轮发电机和用电设备均通过固态功率控制器与汇流条连接；

汇流条基于重要性分级，汇流条包括一般汇流条和重要汇流条；

用电设备基于重要性分级，用电设备包括一般用电设备和重要用电设备；

固态功率控制器基于用电设备的不同功率分级，固态功率控制器包括主固态功率控制器、一级固态功率控制器、二级固态功率控制器、重要固态功率控制器、短时应急固态功率控制器和长时应急固态功率控制器。

在一些实施例中，主固态功率控制器分别与主发电机和储能设备连接；

主发电机和储能设备分别通过一级固态功率控制器与一般汇流条连接；储能设备还通过短时应急固态功率控制器与重要汇流条连接；

一般用电设备和重要用电设备分别通过二级固态功率控制器与一般汇流条连接；重要用电设备还通过重要固态功率控制器与重要汇流条连接；

冲压空气涡轮发电机通过长时应急固态功率控制器与重要汇流条连接。

在一些实施例中，储能设备包括锂电池储能、飞轮储能或蓄电池。

本发明具有以下有益效果：

1.本发明通过对判断飞机是否处于地面状态、判断飞机是否处于应急状态、判断冲压空气涡轮是否放出、判断P<αP_e是否成立、判断SOC<SOC_MAX是否成立、判断P<P_e是否成立、判断P<P_e+P_c是否成立以及判断SOC>SOC_MIN是否成立的多个判断方法，得出不同的判断结果，使用不同的控制多源电能，为飞机的用电设备进行合理的电能分配，在飞机处于应急的状态时，能够快速的解决用电设备对电能需求的问题，增加飞机飞行的安全性。

2.本发明可以将主发电机的输出功率最大值从需求功率峰值降低到需求功率平均值，从而大幅降低主发电机的额定功率，进而降低主发电机的重量和体积，减小主发电机在整个飞行包线下的固定质量燃油代偿。

3.本发明可以将主发电机的实时输出功率从随需求波动变为稳定输出，由储能设备来满足需求功率的波动，从而使主发电机长期稳定工作在额定功率附近，进而提高其将发动机机械能转化为电能的效率，减小轴功提取，降低电源系统的轴功提取燃油代偿。

4.本发明提供了由主发电机与储能设备构成的双核能源体制，相互补充，提高了电源系统的可靠性。

附图说明

图1是本发明一种多源电能控制方法的流程示意图；

图2是本发明一种用于执行多源电能控制方法的架构的结构示意图；

图3是本发明中供电模式一的结构示意图；

图4是本发明中供电模式二的结构示意图；

图5是本发明中供电模式三的结构示意图；

图6是本发明中供电模式四的结构示意图；

图7是本发明中供电模式五的结构示意图；

图8是本发明中供电模式六的结构示意图；

附图标记：1-主发电机；2 -储能设备；3-主固态功率控制器；4-一级固态功率控制器；5-一般汇流条；6-二级固态功率控制器；7-一般用电设备；8-重要用电设备；9-重要固态功率控制器；10-重要汇流条；11-短时应急固态功率控制器；12-长时应急固态功率控制器；13-冲压空气涡轮发电机。

具体实施方式

现在将参照若干示例性实施例来论述本公开的内容。应当理解，论述了这些实施例仅是为了使得本领域普通技术人员能够更好地理解且因此实现本公开的内容，而不是暗示对本公开的范围的任何限制。如本文中所使用的，术语“包括”及其变体要被解读为意味着“包括但不限于”的开放式术语。术语“基于”要被解读为“至少部分地基于”。术语“一个实施例”和“一种实施例”要被解读为“至少一个实施例”。术语“另一个实施例”要被解读为“至少一个其他实施例”。

传统航空领域的电源系统由主电源系统，辅助电源系统和应急电源系统组成，通过电力设备的转换再形成各种二次电源，进而驱动用电设备。通常，当飞机在地面准备起飞的过程中，发动机未启动时，由辅助动力系统消耗飞机燃油，带动辅助发电机，形成辅助电源系统为飞机供电；当发动机启动后，发动机消耗燃油所形成的能量大部分用于推动飞机，少部分转化为机械能，其中一部分机械能带动主发电机，形成主电源系统为飞机供电；当飞机出现故障，发动机停转、主电源系统失效时，处于浮充状态的蓄电池将自动为飞机供电，并切除部分非必要负载以降低飞机功率需求，同时冲压空气涡轮自动放出，移动到位后，冲压空气涡轮带动应急发电机，为飞机供电，该过程中蓄电池和应急发电机先后为飞机供电，共同组成应急电源系统。

上述电源架构的可行性和可靠性都已经得到了充分地检验，也被大量应用在各种现役机型上，然而，随着科技的进步和时代的发展，飞机对电能的需求越来越大，对燃油经济性的要求也越来越高，上述架构逐渐难以满足这些新的需求，具体表现在：第一，上述电源系统构成单一，在各个阶段都只有一种电源处于工作状态，尤其是在主电源系统中，通常只包含主发电机一种电源，全机电能都来自发动机，这种架构在可靠性设计中是极为不利的，也限制了系统可靠性的进一步提高；第二，电源系统在运行是调整空间较小，由于电能在该架构中不能储存，主发电机的输出功率与需求功率需时刻保持一致，其额定功率只能按照全飞行包线中的最大需求功率来设计，这会带来巨大的发电机固定质量，进而导致巨大的固定质量代偿；第三，大部分时间里的实际需求功率远小于最大需求功率，即主发电机长期运行在远低于额定功率的状态点，这不仅会降低主发电机将机械能转换为电能的效率，生成同样的电能需要消耗更多机械能，更多燃油，还会缩短主发电机的寿命，降低系统的安全性。

为了解决上述技术问题，第一方面，本发明实施例提供了一种多源电能控制方法，如图1所示，多源电能控制方法用于控制飞机机电系统，多源电能控制方法包括以下步骤：

S10，判断飞机是否处于地面状态，即发动机是否完成启动；若飞机处于地面状态，即发动机未完成启动，由储能设备2单独向一般用电设备7和重要用电设备8供电；若飞机不是处于地面状态，即发动机已完成启动，则执行S20；

S20，判断飞机是否处于应急状态，即发动机是否在空中停止工作；若是，执行S30；若不是，则执行S40；

S30，判断冲压空气涡轮是否放出；若是，由冲压空气涡轮发电机13单独向重要用电设备8供电；若不是，则由储能设备2单独向重要用电设备8供电，直至冲压空气涡轮放出后，再由冲压空气涡轮发电机13单独向重要用电设备8供电；

S40，判断P<αP_e是否成立；若是，执行S50；若不是，则执行S60；其中，P为飞机一般用电设备7和重要用电设备8的电能需求，P_e为主发电机1的额定功率，α为余度系数；其中，0<α<1；

S50，判断SOC<SOC_MAX是否成立；若是，由主发电机1同时向一般用电设备7、重要用电设备8和储能设备2供电；若不是，则由主发电机1单独向一般用电设备7和重要用电设备8供电；其中，SOC为储能设备2的荷电状态，SOC_MAX为储能设备2的荷电状态在一般工作情况下的上限阈值；

S60，判断P<P_e是否成立；若是，由主发电机1单独向一般用电设备7和重要用电设备8供电；若不是，则执行S70；

S70，判断P<P_e+P_c是否成立；若是，执行S80；若不是，则切除部分非必要负载后，再次执行S40；其中，P_c为储能设备2的额定功率；

S80，判断SOC>SOC_MIN是否成立；若是，由主发电机1和储能设备2同时向一般用电设备7和重要用电设备8供电；若不是，则切除部分非必要负载后，再次执行S40；其中，SOC_MIN为储能设备2的荷电状态在一般工作情况下的下限阈值。

在本实施例中，S10判断飞机是否处于地面状态，即发动机是否完成启动，并带动主发电机1运行，若发动机尚未启动，飞机处于地面状态，则由储能设备2为飞机的一般用电设备7和重要用电设备8供电。

若发动机已完成启动，飞机处于空中，进行下一S20，判断飞机是否处于应急状态，即发动机是否在空中停止工作，S20为解决当发动机完成启动、飞机在空中而主发电机1却因故障停止运行时，给出如何进行下一步的命令。当确定发动机在空中停止工作后，执行S30，飞机启动应急状态，通过冲压空气涡轮发电机13为飞机上的重要用电设备8供电，以保证飞机正常飞行；因此，需要先检查冲压空气涡轮是否放出，若放出使用冲压空气涡轮发电机13为重要用电设备8供电；若冲压空气涡轮未放出，则需要使用储能设备2为重要用电设备8供电，直至冲压空气涡轮放出后，再使用冲压空气涡轮发电机13为重要用电设备8供电，储能设备2停止为重要用电设备8供电。

若发动机不是在空中停止工作，而是处于正常工作状态下，则执行S40，通过判断P<αP_e是否成立，若判断P<αP_e成立，表示主发电机1的富裕功率较多，至少有（1-α）Pe的功率处于空闲状态，可以向一般用电设备7和重要用电设备8供电，同时也可以考虑主发电机1是否需要为储能设备2供电。由于储能设备2需要蓄能，当主发电机1和冲压空气涡轮发电机13均停止工作时，储能设备2可为用电设备供电，因此，执行S50，判断SOC<SOC_MAX是否成立，若成立，表示储能设备2的荷电状态小于储能设备2的荷电状态的上限阈值，因此，当SOC<SOC_MAX成立时，主发电机1向一般用电设备7和重要用电设备8供电的同时，主发电机1也向储能设备2供电。若SOC<SOC_MAX不成立时，表示储能设备2的荷电状态等于储能设备2的荷电状态的上限阈值，储能设备2处于满电的状态，因此，主发电机1只需向一般用电设备7和重要用电设备8供电，主发电机1不用向储能设备2供电。

若判断P<αP_e不成立时表示主发电机1的富裕功率有限，则执行S60，判断P<P_e是否成立，若成立，表示用电设备的电能需求小于主发电机1的额定功率，主发电机1可向一般用电设备7和重要用电设备8供电，由于主发电机1的富裕功率有限，又由于用电设备的电能需求处于波动状态，用电设备的电能需求可随时超过主发电机1的额定功率，一旦超过，储能设备2则必须停止充电，甚至由充电的状态快速转换为放电状态；因此，若P<P_e时仍为储能设备2充电，储能设备2将面临频繁的充电与放电状态间切换，该频繁切换充电与放电状态的方式对储能设备2的寿命和工作可靠性都有较大影响，进而，当P<P_e成立时，主发电机1仅向一般用电设备7和重要用电设备8供电，主发电机1未向储能设备2供电。

若P<P_e不成立时，表示用电设备的电能需求大于主发电机1的额定功率，则执行S70，判断P<P_e+P_c是否成立，若成立，表示用电设备的电能需求小于主发电机1的额定功率和储能设备2的额定功率的总和，则执行S80，判断所述SOC>SOC_MIN是否成立，若成立，表示储能设备2的荷电状态大于储能设备2的荷电状态的下限阈值，储能设备2可为用电设备供电，由于用电设备的电能需求大于主发电机1的额定功率，因此，需要主发电机1和储能设备2结合，同时向一般用电设备7和重要用电设备8供电，储能设备2加入用电设备的供电，以补救主发电机1的功率为用电设备供电时，主发电机1功率不足的问题。

判断P<P_e+P_c不成成立时，表示用电设备的电能需求大于主发电机1的额定功率和储能设备2的额定功率的总和，主发电机1和储能设备2结合为用电设备供电仍然满足不了用电设备的需求，此时为了保证飞机能够正常飞机，则将部分不影响飞机飞行的用电设备切除，即不为一般用电设备7供电，仅为重要用电设备8供电，以提供飞机正常飞行即可。因此，当P<P_e+P_c不成成立时，则在切除部分一般用电设备7后，再次执行S40。

S30为解决发动机停止工作时，飞机处于应急状态，需要如何保持飞机正常飞行的问题。该步骤中解决发动机停止工作时的方案为启动冲压空气涡轮，当冲压空气涡轮为放出的状态时，使用冲压空气涡轮发电机13为重要用电设备8供电；当冲压空气涡轮为未放出的状态时，先使用储能设备2同时为重要用电设备8供电，直至冲压空气涡轮放出后，再使用冲压空气涡轮发电机13单独向重要用电设备8供电，确保飞机能正常飞行。S30中储能设备2和冲压空气涡轮发电机13共同配合在应急状态下为飞机的重要用电设备8供电。

在本实施例中，S40中α的取值范围优先为，0.8<α<0.9，当α取值越接近1时，储能设备2的利用越充分，整体节能效果越好。

在本实施例中，S50中储能设备2的荷电状态在一般工作情况下的上限阈值SOC_MAX的最大取值为100%。

在本实施例中，S80中储能设备2的荷电状态在一般工作情况下的下限阈值SOC_MIN可为10%~30%，当储能设备2的荷电状态大于SOC_MIN时，储能设备2可为一般用电设备7供电，储能设备2的荷电状态等于或者小于SOC_MIN时，储能设备2不对一般用电设备7供电，具有荷电状态等于或者小于SOC_MIN电能的储能设备2作为重要用电设备8的电能应急备用，以便于当主发电机1故障时，储能设备2为重要用电设备8供电。

本实施例中，通过对S10判断飞机是否处于地面状态、S20判断飞机是否处于应急状态、S30判断冲压空气涡轮是否放出、S40判断P<αP_e是否成立、S50判断SOC<SOC_MAX是否成立、S60判断P<P_e是否成立、S70判断P<P_e+P_c是否成立以及S80判断SOC>SOC_MIN是否成立的多个判断方法，得出不同的判断结果，使用不同的控制多源电能，为飞机的用电设备进行合理的电能分配，在飞机处于应急的状态时，能够快速的解决用电设备对电能需求的问题，增加飞机飞行的安全性。

在本实施例中，可以将主发电机1的输出功率最大值从需求功率峰值降低到需求功率平均值，从而大幅降低主发电机1的额定功率，进而降低主发电机1的重量和体积，减小主发电机1在整个飞行包线下的固定质量燃油代偿。

在本实施例中，可以将主发电机1的实时输出功率从随需求波动变为稳定输出，由储能设备2来满足需求功率的波动，从而使主发电机1长期稳定工作在额定功率附近，进而提高其将发动机机械能转化为电能的效率，减小轴功提取，降低电源系统的轴功提取燃油代偿。

在本实施例中，由主发电机1与储能设备2构成的双核能源体制，相互补充，提高了电源系统的可靠性。

在本实施例中，非必要负载是指对于飞机飞行安全不具有影响或对于飞机飞行无关的用电设备。当仅提到用电设备时，用电设备均包括一般用电设备7和重要用电设备8。

在本实施例中，根据飞机上的负载（用电设备）按照重要性分级，一般分为三类，包括第一类：负载对飞行安全没有影响，典型代表比如厨房用电，自动驾驶仪，风挡玻璃加热等；第二类：负载对飞行安全有重要影响，典型代表比如发动机指示，防撞灯，惯性导航系统等；第三类：负载对飞行安全有直接影响，典型代表比如广播、电瓶指示、发动机灭火、灭火设备和飞行警告计算机等。上述的第一类用电设备为本文的一般用电设备7，上述的第二类用电设备和第三类用电设备统称为本文的重要用电设备8。

在一些实施例中，如图2所示，多源电能的电源系统包括以下供电模式：

供电模式一，储能设备2单独向一般用电设备7和重要用电设备8供电；

供电模式二，储能设备2单独向重要用电设备8供电；

供电模式三，冲压空气涡轮发电机13单独向重要用电设备8供电；

供电模式四，主发电机1同时向一般用电设备7、重要用电设备8和储能设备2供电；

供电模式五，主发电机1单独向一般用电设备7和重要用电设备8供电；

供电模式六，主发电机1和储能设备2同时向一般用电设备7和重要用电设备8供电。

在本实施例中，供电模式一，储能设备2通过一级固态功率控制器4向一般汇流条5供电，一般用电设备7和重要用电设备8均通过二级固态功率控制器6从一般汇流条5取电。

供电模式二，储能设备2通过短时应急固态功率控制器11向重要汇流条10供电，重要用电设备8通过重要固态功率控制器9从重要汇流条10取电。

供电模式三，冲压空气涡轮发电机13通过长时应急固态功率控制器12向重要汇流条10供电，重要用电设备8通过重要固态功率控制器9从重要汇流条10取电。

供电模式四，主发电机1通过一级固态功率控制器4向一般汇流条5供电，一般用电设备7和重要用电设备8均通过二级固态功率控制器6从一般汇流条5取电；同时，主发电机1也通过主固态功率控制器3向储能设备2供电。

供电模式五，主发电机1通过一级固态功率控制器4向一般汇流条5供电，一般用电设备7和重要用电设备8均通过二级固态功率控制器6从一般汇流条5取电。

供电模式六，主发电机1和储能设备2均通过一级固态功率控制器4向一般汇流条5供电，一般用电设备7和重要用电设备8均通过二级固态功率控制器6从一般汇流条5取电。

在本实施例中，一般用电设备7只向一般汇流条5取电，重要用电设备8即可向一般汇流条5取电，也可向重要汇流条10取电。当飞机飞行过程中处于正常状态下时，重要用电设备8向一般汇流条5取电；当飞机飞行过程中处于其应急状态时，重要用电设备8向重要汇流条10取电。根据本实施例多源电能控制方法，当飞机飞行过程中处于应急状态时，重要汇流条10具有电流，则重要设备可向重要汇流条10取电，一般汇流条5不具有电流；当飞机飞行过程中处于其它情况或非应急状态下时，一般汇流条5具有电流，则一般用电设备7和重要用电设备8可同时向一般汇流条5取电，重要汇流条10不具有电流。通过使用本实施例的取电方式可提高工作效率，并具有降低耗能的特点。

在本实施例中，根据飞机上的汇流条按照重要性分级，一般分为三类，包括第一类：正常汇流条、发电机汇流条和主汇流条；第二类：重要汇流条10和转换汇流条；第三类：应急汇流条和备用汇流条。上述的第一类汇流条为本文的一般汇流条5，上述的第二类和第三类汇流条统称为本文的重要汇流条10。

在一些实施例中，主发电机1的额定功率P_e采用以下公式计算得到：

；

其中，P为飞机用电设备电能需求；t₀为飞机起飞时刻，t_n为飞机降落时刻，K_a为主发电机1安全系数，K_a>1，即P_e由全飞行包线中的平均功率决定。

在本实施例中，根据主发电机1的额定功率P_e，可判断主发电机1的额定功率P_e是否能够满足为用电设备提供电能需求，进而可根据判断的结果，选择合适的多源电能控制方法。

在一些实施例中，储能设备2的额定功率P_c采用以下公式计算得到：

；

其中，P_MAX为飞机用电设备电能需求的峰值，K_b为储能设备2功率安全系数，K_b>1，P_e为主发电机1的额定功率。

在本实施例中，根据储能设备2的额定功率P_c，可判断储能设备2是否能够满足为用电设备提供电能需求，进而可根据判断的结果，选择合适的多源电能控制方法。

在一些实施例中，储能设备2的容量Q_n采用以下公式计算得到：

；

其中，MAX为括号内的函数值中最大值，K_c为储能设备2容量安全系数，K_c>1，i为储能设备2的充电电流，当储能设备2处于放电状态时，i取负值，s为飞机飞行过程中的其中一个时刻，t₀为飞机起飞时刻，t_n为飞机降落时刻。

在本实施例中，上述的公式表示为将t₀时刻到t_n时刻范围内的每一个时刻s分别代入上述公式中进行计算，在计算得到的函数中，取最大值作为Q_n，当飞机飞行过程中，储能设备2可能充电也可能放电，当储能设备2充电时，储能设备2的电荷量增加；当储能设备2放电时，储能设备2的电荷量减少。在飞机飞行的过程中，出现过的最大值决定储能设备2的设计容量。

在一些实施例中，储能设备2的最小电荷量Q_MIN采用以下公式计算得到：

；

其中，Q_n为储能设备2的容量，SOC_MIN为储能设备2的荷电状态在一般工作情况下的下限阈值。

在本实施例中，根据储能设备2的电荷量Q，判断储能设备2是否再继续为一般用电设备7供电。电荷量Q_MIN作为应急备用，当飞机出现故障，主发电机1停止供电时，由储能设备2在短时间内提供应急能量，同时冲压空气涡轮开始放出；当冲压空气涡轮发电机13稳定工作、开始发电后，储能设备2可停止供电。即，储能设备2作为提供主发电机1停止供电到冲压空气涡轮发电机13开始发电之间的电能。因此，冲压空气涡轮放出速度越快，储能设备2需要供电的时间越短，在储能设备2总容量固定的情况下，SOC_MIN的值越小；反之，冲压空气涡轮放出速度越慢，SOC_MIN的值越大。优选SOC_MIN越小的状态，使得储能设备2的容量利用越充分，效果更佳。

在一些实施例中，储能设备2的荷电状态SOC基于安时积分法，以开路电压法做修正，当s时刻时，储能设备2的荷电状态SOC采用以下公式计算得到：

；

其中，SOC₀为飞机起飞时储能设备2的初始荷电状态，s为飞机飞行过程中的其中一个时刻，t为飞机飞行过程中的其中一个时刻，t₀为飞机起飞时刻，Q_n为储能设备2的容量。

在本实施例中，根据储能设备2的荷电状态SOC，可判断储能设备2是否能够满足为用电设备提供电能需求，进而可根据判断的结果，选择合适的多源电能控制方法。

第二方面，本发明实施例提供了一种用于执行上述实施例多源电能控制方法的架构，如图2所示，架构包括主发电机1、储能设备2、冲压空气涡轮发电机13、固态功率控制器、汇流条和用电设备；其中，主发电机1、储能设备2、冲压空气涡轮发电机13和用电设备均通过固态功率控制器与汇流条连接；

汇流条基于重要性分级，汇流条包括一般汇流条5和重要汇流条10；

用电设备基于重要性分级，用电设备包括一般用电设备7和重要用电设备8；

固态功率控制器基于用电设备的不同功率分级，固态功率控制器包括主固态功率控制器3、一级固态功率控制器4、二级固态功率控制器6、重要固态功率控制器9、短时应急固态功率控制器11和长时应急固态功率控制器12。

在本实施例中，通过上述设备结合，具有增加电源系统能源架构的多样性，由于固态功率控制器功率越高与固态功率控制器的重量成正比关系，通过多个不同功率等级的固态功率控制器使用，从而降低固态功率控制器带来的重量。

在本实施例中，架构中的主电网可以为交流电制，也可以为直流电制。当主电网为交流电制时，主发电机1及冲压涡轮发电机均为交流发电机，储能设备2的控制器中应具有交直流转换部件；当主电网为直流电制时，主发电机1及冲压涡轮发电机均为直流发电机，由于储能设备2的控制器为直流电制，因此，储能设备2的控制器中不必具有交直流转换部件。

在本实施例中，主发电机1的数量大于或者等于1个，确保为飞机的一般用电设备7和重要用电设备8供电，主发电机1包括开关磁阻式发电机、三级式同步发电机和异步发电机等多种形式。

在本实施例中，储能设备2的数量大于或者等于1个，以防主发电机1或/和冲压空气涡轮发电机13停止工作后，储能设备2可通过一般汇流条5向重要用电设备8供电。储能设备2包括锂电池储能、飞轮储能和蓄电池等多种形式。

在本实施例中，冲压空气涡轮发电机13的数量为1个，长时应急固态功率控制器12大于或者等于1个，满足当的主发电机1停止工作时，冲压空气涡轮发电机13为重要用电设备8供电。

在本实施例中，一般汇流条5的数量大于或者等于1个，确保一般用电设备7能够向一般汇流条5取电。

在本实施例中，一般汇流条5的数量大于或者等于主发电机1的数量，确保主发电机1有足够的电能能够通过一般汇流条5向一般用电设备7供电。

在本实施例中，重要汇流条10的数量大于或者等于储能设备2的数量，确保重要用电设备8能够向重要汇流条10取电。

在一些实施例中，如图2所示，主固态功率控制器3分别与主发电机1和储能设备2连接；

如图2和图8所示，主发电机1和储能设备2分别通过一级固态功率控制器4与一般汇流条5连接，如图4所示，储能设备2还通过短时应急固态功率控制器11与重要汇流条10连接；

如图2-3和图6-8所示，一般用电设备7和重要用电设备8分别通过二级固态功率控制器6与一般汇流条5连接；如图2和图4-5所示，重要用电设备8还通过重要固态功率控制器9与重要汇流条10连接；

如图2和图5所示，冲压空气涡轮发电机13通过长时应急固态功率控制器12与重要汇流条10连接。

在供电模式一中，如图3所示，各结构的连接方式为：一个储能设备2与四个一级固态功率控制器4连接，每个一级固态功率控制器4各与一个一般汇流条5连接，其中两个一般汇流条5各与三个二级固态功率控制器6连接，每三个二级固态功率控制器6中，有一个二级固态功率控制器6与一个重要用电设备8连接，另外两个二级固态功率控制器6各与一个一般用电设备7连接；其中两个一般汇流条5各与三个二级固态功率控制器6连接，每个二级固态功率控制器6各与一个一般用电设备7连接。

在供电模式二中，如图4所示，各结构的连接方式为：一个储能设备2与一个短时应急固态功率控制器11连接，一个短时应急固态功率控制器11与一个重要汇流条10连接，一个重要汇流条10与两个重要固态功率控制器9连接，每个重要固态功率控制器9各与一个重要用电设备8连接。

在供电模式三中，如图5所示，各结构的连接方式为：一个冲压空气涡轮发电机13与一个长时应急固态功率控制器12连接，一个长时应急固态功率控制器12与一个重要汇流条10连接，一个重要汇流条10与两个重要固态功率控制器9连接，每个重要固态功率控制器9各与一个重要用电设备8连接。

在供电模式四中，如图6所示，各结构的连接方式为：一个储能设备2与一个主固态功率控制器3连接，一个主固态功率控制器3与一个主发电机1连接，一个主发电机1与四个一级固态功率控制器4连接，每个一级固态功率控制器4各与一个一般汇流条5连接，其中两个一般汇流条5各与三个二级固态功率控制器6连接，每三个二级固态功率控制器6中，有一个二级固态功率控制器6与重要用电设备8连接，另外两个二级固态功率控制器6与一般用电设备7连接；另外两个一般汇流条5各与三个二级固态功率控制器6连接，每个二级固态功率控制器6各与一个一般用电设备7连接。

在供电模式五中，如图7所示，各结构的连接方式为：一个主发电机1与四个一级固态功率控制器4连接，每个一级固态功率控制器4各与一个一般汇流条5连接，其中两个一般汇流条5各与三个二级固态功率控制器6连接，每三个二级固态功率控制器6中，有一个二级固态功率控制器6与重要用电设备8连接，另外两个二级固态功率控制器6与一般用电设备7连接；另外两个一般汇流条5各与三个二级固态功率控制器6连接，每个二级固态功率控制器6各与一个一般用电设备7连接。

在供电模式六中，如图8所示，各结构的连接方式为：一个主发电机1与两个一级固态功率控制器4连接，每个一级固态功率控制器4各与一个一般汇流条5连接，每个一般汇流条5各与三个二级固态功率控制器6连接，其中一个二级固态功率控制器6与重要用电设备8连接，其余的每个二级固态功率控制器6各与一般用电设备7连接；且，一个储能设备2与两个一级固态功率控制器4连接，每个一级固态功率控制器一级固态功率控制器4各与一个一般汇流条5连接，每个一般汇流条5各与三个二级固态功率控制器6连接，其中一个二级固态功率控制器6与重要用电设备8连接，其余的每个二级固态功率控制器6各与一般用电设备7连接。

在本实施例的架构中，主固态功率控制器3、一级固态功率控制器4、二级固态功率控制器6、重要固态功率控制器9、短时应急固态功率控制器11和长时应急固态功率控制器12具有不同的功率等级。通过采用不同功率等级的固态功率控制器来控制承载不同电流的电路通断，使得该本实施例的架构具有无触点、无电弧、无噪声、响应快、电磁干扰小、寿命长、可靠性高、成本低、体积小以及便于计算机远程控制等优点。

在一些实施例中，可用传统的包括但不限于继电器、断路器、接触器等更成熟的设备取代固态功率控制器，以更大的重量为代价换取更高的可靠性。

在一些实施例中，储能设备2包括但不限于锂电池储能、飞轮储能或蓄电池，作为飞机飞行时的应急备用。

以上实施例仅表达了本申请的具体实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本申请保护范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请技术方案构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。

Claims (10)

1.一种多源电能控制方法，其特征在于，所述多源电能控制方法用于控制飞机机电系统，所述多源电能控制方法包括以下步骤：

S10，判断飞机是否处于地面状态；若是，由储能设备单独向全机负载供电；若不是，则执行S20；

S20，判断所述飞机是否处于应急状态；若是，执行S30；若不是，则执行S40；

S30，判断冲压空气涡轮是否放出；若是，由冲压空气涡轮发电机单独向应急负载供电；若不是，则由所述储能设备单独向应急负载供电，直至所述冲压空气涡轮放出后，再由所述冲压空气涡轮发电机单独向应急负载供电；

S40，判断P<αP_e是否成立；若是，执行S50；若不是，则执行S60；其中，所述P为所述飞机用电设备的电能需求，所述P_e为主发电机的额定功率，所述α为余度系数；其中，0<α<1；

S50，判断SOC<SOC_MAX是否成立；若是，由所述主发电机同时向全机负载和储能设备供电；若不是，则由所述主发电机单独向全机负载供电；其中，所述SOC为所述储能设备的荷电状态，所述SOC_MAX为所述储能设备的荷电状态在一般工作情况下的上限阈值；

S60，判断P<P_e是否成立；若是，由所述主发电机单独向全机负载供电；若不是，则执行S70；

S70，判断P<P_e+P_c是否成立；若是，执行S80；若不是，则切除部分非必要负载后，再次执行S40；其中，所述P_c为所述储能设备的额定功率；

S80，判断所述SOC>SOC_MIN是否成立；若是，由所述主发电机和储能设备同时向全机负载供电；若不是，则切除所述部分非必要负载后，再次执行S40；其中，所述SOC_MIN为所述储能设备的荷电状态在一般工作情况下的下限阈值。

2.如权利要求1所述的一种多源电能控制方法，其特征在于，所述多源电能的电源系统包括以下供电模式：

供电模式一，储能设备单独向全机负载供电；

供电模式二，储能设备单独向应急负载供电；

供电模式三，冲压空气涡轮发电机单独向应急负载供电；

供电模式四，主发电机同时向全机负载和储能设备供电；

供电模式五，主发电机单独向全机负载供电；

供电模式六，主发电机和储能设备同时向全机负载供电。

3.如权利要求1或2所述的一种多源电能控制方法，其特征在于，所述主发电机的额定功率P_e采用以下公式计算得到：

；

其中，P为飞机用电设备电能需求；t₀为飞机起飞时刻，t_n为飞机降落时刻，K_a为主发电机安全系数，K_a>1。

4.如权利要求3所述的一种多源电能控制方法，其特征在于，所述储能设备的额定功率P_c采用以下公式计算得到：

；

其中，P_MAX为飞机用电设备电能需求的峰值，所述K_b为储能设备功率安全系数，K_b>1，P_e为主发电机的额定功率。

5.如权利要求1或2所述的一种多源电能控制方法，其特征在于，所述储能设备的容量Q_n采用以下公式计算得到：

；

其中，MAX为取括号内的函数值中最大值，K_c为储能设备容量安全系数，K_c>1，i为储能设备的充电电流，当储能设备处于放电状态时，i取负值，s为飞机飞行过程中的其中一个时刻，t₀为飞机起飞时刻，t_n为飞机降落时刻。

6.如权利要求5所述的一种多源电能控制方法，其特征在于，所述储能设备的最小电荷量Q_MIN采用以下公式计算得到：

；

其中，Q_n为储能设备的容量，SOC_MIN为储能设备的荷电状态在一般工作情况下的下限阈值。

7.如权利要求5所述的一种多源电能控制方法，其特征在于，当s时刻时，所述储能设备的荷电状态SOC采用以下公式计算得到：

；

其中，SOC₀为飞机起飞时储能设备的初始荷电状态，s为飞机飞行过程中的其中一个时刻，t₀为飞机起飞时刻，Q_n为储能设备的容量。

8.一种用于执行如权利要求1-7中任一项所述多源电能控制方法的架构，其特征在于，所述架构包括主发电机、储能设备、冲压空气涡轮发电机、固态功率控制器、汇流条和用电设备；其中，所述主发电机、所述储能设备、所述冲压空气涡轮发电机和用电设备均通过所述固态功率控制器与所述汇流条连接；

所述汇流条基于重要性分级，所述汇流条包括一般汇流条和重要汇流条；

所述用电设备基于重要性分级，所述用电设备包括一般用电设备和重要用电设备；

所述固态功率控制器基于所述用电设备的不同功率分级，所述固态功率控制器包括主固态功率控制器、一级固态功率控制器、二级固态功率控制器、重要固态功率控制器、短时应急固态功率控制器和长时应急固态功率控制器。

9.如权利要求8所述的架构，其特征在于，所述主固态功率控制器分别与所述主发电机和所述储能设备连接；

所述主发电机和所述储能设备分别通过所述一级固态功率控制器与所述一般汇流条连接；所述储能设备还通过所述短时应急固态功率控制器与所述重要汇流条连接；

所述一般用电设备和所述重要用电设备分别通过所述二级固态功率控制器与所述一般汇流条连接；所述重要用电设备还通过所述重要固态功率控制器与所述重要汇流条连接；

所述冲压空气涡轮发电机通过所述长时应急固态功率控制器与所述重要汇流条连接。

10.如权利要求8或9所述的架构，所述储能设备包括锂电池储能、飞轮储能或蓄电池。

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