CN117508693A - 一种航空高速发电机散热系统及控制方法 - Google Patents
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Abstract
本申请属于航空系统技术领域，公开了一种航空高速发电机散热系统及控制方法，其中，主油管道上设有燃油泵，副油管道上设有散热器；承压式热交换器分别通过主油管道和副油管道与油箱连接；承压式热交换器还通过输送管道与涡轮发动机连接；承压式交换器包括热管，并通过热管与高速发电机连接；燃油泵用于抽出油箱中的燃油，并通过主油管道传递到承压式热交换器；承压式热交换器用于将主油管道中的燃油与高速发电机进行热量交换，并将热量交换后的第一部分燃油通过输送管道传递到涡轮发动机；以及，将热量交换后的第二部分燃油通过副油管道传递回油箱。本申请能够减轻散热系统的重量，更便于无人机搭载，在涡轮发动机停机时也能够运行散热功能。
Description
技术领域
本申请涉及航空系统技术领域，尤其涉及一种航空高速发电机散热系统及控制方法。
背景技术
现有电机一般通过自然对流、强迫风冷、水冷、油冷、氢气冷却方式来进行散热，对于高功率密度电机，自然对流难以满足其散热需求，强迫风冷、水冷或者油冷是首选。对于强迫风冷，一般通过在电机端部设置散热风扇，散热风扇与电机转轴同轴或者通过单独驱动，通过风扇排风实现电机内部散热。水冷或油冷则是在电机机壳外侧或者端部配置水、油冷套，通过油、水流经水、油冷套从而带走机壳和端部的热量实现电机散热。氢气冷却则是在电机绕组及机壳配置氢冷管，通过高压流动氢气带走热量。
然而，强迫风冷通过空气对流实现散热，散热功率和效率较低，同时由于电机内流道形状不规则，气流阻力大，更恶化了其散热效率；油、水冷却方式需要额外的冷却介质(油、水)，同时需要外循环设备，重量大；氢气冷却需要体积庞大的氢气存储、加压等设备，同时对系统密封性要求较高；对于无人机等小型航空器而言，其载重能力小，空间极其有限，无论是油冷水冷或是氢气冷区，其配套的冷却设备体积和质量都很大，难以搭载到无人机上使用。
发明内容
本申请提供了一种航空高速发电机散热系统及控制方法，能够减轻散热系统的重量，更便于无人机搭载，在涡轮发动机停机时也能够运行散热功能。
第一方面，本申请实施例提供了一种航空高速发电机散热系统，包括主油管道、副油管道、输送管道、涡轮发动机、高速发电机和承压式热交换器；
主油管道上设有燃油泵，副油管道上设有散热器；
承压式热交换器分别通过主油管道和副油管道与油箱连接；
承压式热交换器还通过输送管道与涡轮发动机连接；
承压式交换器包括热管，并通过热管与高速发电机连接；
燃油泵用于抽出油箱中的燃油，并通过主油管道传递到承压式热交换器；
承压式热交换器用于将主油管道中的燃油与高速发电机进行热量交换，并将热量交换后的第一部分燃油通过输送管道传递到涡轮发动机；以及，将热量交换后的第二部分燃油通过副油管道传递回油箱。
进一步的，输送管道上设有第一可控阀；第一可控阀用于控制输送管道中的第一部分燃油的流量；输送管道还在第一可控阀和涡轮发送机之间设有第一油温传感器和第一流量传感器，分别用于获取第一部分燃油的第一燃油油温和第一燃油流量值。
进一步的，副油管道在承压式热交换器和散热器之间还设有第二可控阀；
第二可控阀用于控制副油管道中的第二部分燃油的流量；
副油管道在第二可控阀和散热器之间还设有第二油温传感器和第二流量传感器，分别用于获取第二部分燃油的第二燃油油温和第二燃油流量值。
进一步的，主油管道在燃油泵和油箱之间设有第三油温传感器；
第三油温传感器用于获取主油管道中的第三燃油油温；
主油管道在燃油泵和承压式热交换器之间还设有第三流量传感器和压力传感器，分别用于获取主油管道中的第三燃油流量值和燃油压力值。
进一步的，承压式热交换器包括交换器、进油口、第一出油口、第二出油口、集热器和多根热管；进油口与主油管道连接，第一出油口与输送管道连接，第二出油口与副油管道连接；
各热管与集热器焊接连接，集热器与交换器之间通过螺丝连接；
集热器用于收集各热管的热量，并传递到交换器；
交换器用于将集热器收集的热量与从进油口输入的燃油进行热量交换。
进一步的，交换器包括互相连接的上盖和底座，底座包括环形散热翅片和油档；
进油口、第一出油口和第二出油口均设于上盖之上；
油档用于隔离进油口和第一出油口、第二出油口。
第二方面，本申请实施例提供了一种航空高速发电机散热控制方法，应用于如上述任一项实施例中的一种航空高速发电机散热系统，包括：
响应于供油指令，启动燃油泵；供油指令包括目标燃油压力值；
判断燃油压力值和目标燃油压力值的差值是否在预设误差内；
若不在，则基于目标燃油压力值对燃油泵进行功率调整。
进一步的，该控制方法还包括：
获取高速发电机的发电机温度；
判断发电机温度或第一燃油油温是否大于第一预设阈值并持续预设时长；
若是，则基于发电机温度、第一燃油油温和预设开度计算系数得到第二阀门开度；
开启散热器，并基于第二阀门开度启动副油管道上的第二可控阀。
进一步的，该控制方法还包括：
判断第三燃油油温是否大于第二预设阈值；
若是，则控制第二可控阀的第二阀门开度为100％；否则基于发电机温度、第一燃油油温和预设开度计算系数计算第二可控阀的第二阀门开度。
进一步的，该控制方法还包括：
若检测到发电机温度大于第一预设阈值，则判断第一燃油流量值是否为0；
若是，则控制第二可控阀的第二阀门开度为100％，并开启散热器。
进一步的，供油指令还包括目标供油流量或目标可控阀开度；该控制方法还包括：
基于目标供油流量或目标可控阀开度和对第一可控阀进行调节。
综上，与现有技术相比，本申请实施例提供的技术方案带来的有益效果至少包括：
本申请实施例提供的一种航空高速发电机散热系统，首先，本申请以无人机机载的燃油为冷却介质，无需额外装载其他的冷却介质，减轻了散热系统的整体重量；其次，本申请将为涡轮发动机供油的主油管道同时作为散热系统的供油管道，实现了部分的油路共用，集成度高，进一步减轻了散热系统的重量，更便于无人机搭载。同时，经过热量交换后的燃油可以视为完成了预加热，在使用时燃烧效率更高；且本申请的散热系统结构即便在涡轮发动机停机，即输送管道无流量的情况下，依旧可以通过主副油管道实现对高速发电机的散热功能。
附图说明
图1为本申请一个示例性实施例提供的一种航空高速发电机散热系统的结构图。
图2为本申请一个示例性实施例提供的承压式热交换器的整体结构图。
图3为本申请一个示例性实施例提供的集热器与热管的结构示意图。
图4为本申请一个示例性实施例提供的交换器的整体结构图。
图5为本申请一个示例性实施例提供的上盖与底座的分解示意图。
图6为本申请一个示例性实施例提供的一种航空高速发电机散热控制方法的流程图。
具体实施方式
下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。
基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
请参见图1，本申请实施例提供了一种航空高速发电机散热系统，包括主油管道、副油管道、输送管道、涡轮发动机、高速发电机和承压式热交换器。
主油管道上设有燃油泵，副油管道上设有散热器。
承压式热交换器分别通过主油管道和副油管道与油箱连接。
承压式热交换器还通过输送管道与涡轮发动机连接。
承压式交换器包括热管，并通过热管与高速发电机连接。
燃油泵用于抽出油箱中的燃油，并通过主油管道传递到承压式热交换器。
承压式热交换器用于将主油管道中的燃油与高速发电机进行热量交换，并将热量交换后的第一部分燃油通过输送管道传递到涡轮发动机；以及，将热量交换后的第二部分燃油通过副油管道传递回油箱。
具体地，本申请的散热系统分为主油路和副油路两条流通路径。
请参见图1，主油路自燃油油箱起，燃油从油箱流出，经过燃油泵加压，经由主油路流转到承压式热交换器。主油路分发动机侧和油箱侧，以承压式热交换器为分界点，油箱到承压式热交换器为主油路油箱侧，承压式热交换器到发动机侧为主油路发动机侧。油箱侧的主油路由主油管道实现，发动机侧的主油路由输送管道实现，副油路则由副油管道实现。
主油路中燃油的流向为油箱→燃油泵→主油管道→压力传感器，然后进入承压式热交换器。经过承压式热交换器进行热量交换后分为两路，一路进入涡轮发动机，另一路进入副油路，经由散热器散热后回到燃油油箱。
上述实施例提供的一种航空高速发电机散热系统，首先，本申请以无人机机载的燃油为冷却介质，无需额外装载其他的冷却介质，减轻了散热系统的整体重量；其次，本申请将为涡轮发动机供油的主油管道同时作为散热系统的供油管道，实现了部分的油路共用，集成度高，进一步减轻了散热系统的重量，更便于无人机搭载。同时，经过热量交换后的燃油可以视为完成了预加热，在使用时燃烧效率更高；且本申请的散热系统结构即便在涡轮发动机停机，即输送管道无流量的情况下，依旧可以通过主副油管道实现对高速发电机的散热功能。
请参见图1，在一些实施例中，输送管道上设有第一可控阀；第一可控阀用于控制输送管道中的第一部分燃油的流量；输送管道还在第一可控阀和涡轮发送机之间设有第一油温传感器和第一流量传感器，分别用于获取第一部分燃油的第一燃油油温和第一燃油流量值。
副油管道在承压式热交换器和散热器之间还设有第二可控阀。
第二可控阀用于控制副油管道中的第二部分燃油的流量。
副油管道在第二可控阀和散热器之间还设有第二油温传感器和第二流量传感器，分别用于获取第二部分燃油的第二燃油油温和第二燃油流量值。
主油管道在燃油泵和油箱之间设有第三油温传感器。
第三油温传感器用于获取主油管道中的第三燃油油温。
主油管道在燃油泵和承压式热交换器之间还设有第三流量传感器和压力传感器，分别用于获取主油管道中的第三燃油流量值和燃油压力值。
请参见图1，第一可控阀即可控阀1，第二可控阀即可控阀2，第一流量传感器即流量传感器1，第二流量传感器即流量传感器2，第三流量传感器即流量传感器3，第一油温传感器即油温传感器1，第二油温传感器即油温传感器2，第三油温传感器即油温传感器3。
上述实施例在3条管道上分别设置流量传感器、可控阀门和油温传感器等，方便实时监控散热系统的散热工作情况，能够及时发现系统内各个结构的异常并进行精准调节。
请参见图2和图3，在一些实施例中，承压式热交换器包括交换器、进油口、第一出油口、第二出油口、集热器和多根热管；进油口与主油管道连接，第一出油口与输送管道连接，第二出油口与副油管道连接；各热管与集热器焊接连接，集热器与交换器之间通过螺丝连接。
集热器用于收集各热管的热量，并传递到交换器。
交换器用于将集热器收集的热量与从进油口输入的燃油进行热量交换。
其中，第一出油口即图2中的主油路出口，第二出油口即图2中的副油路出口。
主油管道的燃油在交换器中进行热量交换后，第一部分燃油通过第一出油口流向输送管道，第二部分燃油通过第二出油口流向副油管道。
具体地，请参见图3，集热器用于将发电机热量导出，集热器可由导热系数较高的铜制成，同时下部配备弯折为90度的热管；热管与集热器通过钎焊方式焊接为整体，热管另一端插入绕组底部或者插入电机壳体，热量将从电机内部经由热管导出到集热器。集热器与交换器拥有配套螺丝孔，集热器与交换器配套安装，二者之间可使用导热硅脂等导热材料填充空隙。
在具体实施过程中，热管数量可以根据实际电机槽数或者电机散热结构确定。交换器也可配套多种不同形式、型号的集热器。
请参见图4和图5，在一些实施例中，交换器包括互相连接的上盖和底座，底座包括环形散热翅片和油档；进油口、第一出油口和第二出油口均设于上盖之上。
油档用于隔离进油口和第一出油口、第二出油口。
其中，上盖为中空设计，并采用轻质航空铝合金材料制成，底座采用导热系数较高的铜制成。底座设置同为铜制的环形散热翅片及油挡。
具体地，环形散热翅片与燃油的接触面积大，热量交换效率高，从而能提升高速发电机的散热效率；而油档是为了防止油路短路(燃油从进口直接流道出口)。燃油进入承压式热交换器后，将沿环形散热翅片方向流动，并进行热交换，最终分别由两个出油口流出。
上述实施例中给出的承压式热交换器的内部结构，能够提高对高速发电机热量的收集效率，以及燃油与交换器的接触面积，从而提升系统的散热效率。
请参见图6，本申请另一实施例提供了一种航空高速发电机散热控制方法，应用于如上述任一项实施例中的一种航空高速发电机散热系统，包括：
步骤S1，响应于供油指令，启动燃油泵；供油指令包括目标燃油压力值。
步骤S2，判断燃油压力值和目标燃油压力值的差值是否在预设误差内。
步骤S3，若不在，则基于目标燃油压力值对燃油泵进行功率调整。
其中，航空高速发电机散热系统还包括控制器，上述控制方法由控制器执行。
该控制器分别与高速发电机、燃油泵、第一可控阀、第二可控阀、第一流量传感器、第二流量传感器、第三流量传感器、第一油温传感器、第二油温传感器、第三油温传感器、压力传感器和散热器连接；该控制器还具有通信模块，可以发动机控制器(ECU)通信，接收供油指令，并启动燃油泵，向主油路输送燃油，并建立压力。
控制器将压力传感器感应到的燃油压力值作为燃油泵的工作压力值，若燃油压力值和供油指令中的目标燃油压力值的差值大于预设误差，则PID控制器控制燃油泵运行以调节压力，直到检测到燃油压力值和目标燃油压力值之间的差值小于等于预设误差。
在一些实施例中，该控制方法还包括：
获取高速发电机的发电机温度。
判断发电机温度或第一燃油油温是否大于第一预设阈值并持续预设时长。
若是，则基于发电机温度、第一燃油油温和预设开度计算系数得到第二阀门开度。
开启散热器，并基于第二阀门开度启动副油管道上的第二可控阀。
具体地，高速发电机中也可设置温度传感器，并与控制器连接以获取发电机温度；或者控制器也可以通过与ECU通信获取。
其中，第一预设阈值包括发电机温度阈值Tgen-th和主油路温度阈值Tfuel-th；若发电机温度超过预设的发电机温度阈值，并持续时间超过预设时长tth，则判断温度异常；若第一燃油油温超过预设的主油路温度阈值，并持续时间超过预设时长tth，也判断温度异常；此时开启第二可控阀，并启动散热器的风扇，由副油路进行辅助散热，第二可控阀的第二阀门开度计算方法为：
N＝max[(Tgen―Tgen―th)×Kgen,(Tfuelturbine―Tfuelturbine―th)×Kfuleturbine]×100％
其中，N为第二可控阀的第二阀门开度，以百分比来表示；Tgen和Tfuelturbine分别为发电机温度和第一燃油油温。Tfuelturbine―th即为主油路温度阈值Tfuel-th，Kgen和Kfuelturbine为存储在控制器中的预设开度计算系数，由系统散热能力和实验综合决定。
上述实施例通过实时检测发电机温度和第一燃油油温，能够及时判断高速发电机的当前温度是否过高，从而增大回传的燃油量并启动散热器对作为回传的第二部分燃油进行降温；保证了作为冷却介质的燃油的温度能够进行足量的热量交换，以提高在热交换器中的散热效果。
在一些实施例中，该控制方法还包括：
判断第三燃油油温是否大于第二预设阈值。
若是，则控制第二可控阀的第二阀门开度为100％；否则基于发电机温度、第一燃油油温和预设开度计算系数计算第二可控阀的第二阀门开度。
其中，第二预设阈值可以采用第一预设阈值中的主油路温度阈值Tfuel-th。
具体地，当第三燃油油温大于第二预设阈值时，则判断油箱温度异常，则控制第二可控阀按100％开度开启，当低于第二预设阈值时，可按上述计算公式来计算第二阀门开度。
在一些实施例中，该控制方法还包括：
若检测到发电机温度大于第一预设阈值，则判断第一燃油流量值是否为0。
若是，则控制第二可控阀的第二阀门开度为100％，并开启散热器。
具体地，第一燃油流量值为0即表示涡轮发动机停机，此时若发电机温度高于发电机温度阈值Tgen-th，则控制第二可控阀按100％开度开启，并开启散热风扇，保证发动机停机后的散热。当检测到发电机温度低于发电机温度阈值后控制第二可控阀关闭。
进一步的，控制器还具备故障检测功能，当燃油泵持续维持压力时，若检测到燃油压力值快速下降直至低于压力阈值Pth并持续时间超过时间阈值Tth，则通过通信模块进行告警。
在一些实施例中，供油指令还包括目标供油流量或目标可控阀开度，该控制方法还包括：
基于目标供油流量或目标可控阀开度和对第一可控阀进行调节。
具体地，当供油指令提供目标供油流量时，控制器通过计算目标供油流量与主油路发动机侧流量，即第一燃油流量值的差值，通过PID控制器运算计算第一可控阀的开度。当供油指令提供目标可控阀开度时，控制器直接按照目标可控阀开度控制第一可控阀开启。
综上所述，本申请提供的一种航空高速发电机散热系统及控制方法，具有以下优点：
1.冷却介质使用的是燃油，不需要额外冷却介质，且加热后的燃油燃烧效率更高。
2.冷却回路与燃油油路部分共用，集成度高，进一步减轻散热系统重量。
3.使用承压式热交换器进行油压保持，有效抑制油压波动，同时燃油不需要直接流经油冷回路，路径短，流体阻力小，散热效率更高。
4.使用可控阀对燃油流量进行控制，响应快，精度高。
5.主副油路可分别进行流量控制，散热效率更高。
6.发动机停机情况下，可通过副油路实现燃油循环和散热。
以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
以上所述实施例仅表达了本申请的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。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。因此，本申请专利的保护范围应以所附权利要求为准。
Claims (11)
1.一种航空高速发电机散热系统，其特征在于，包括主油管道、副油管道、输送管道、涡轮发动机、高速发电机和承压式热交换器；
所述主油管道上设有燃油泵，所述副油管道上设有散热器；
所述承压式热交换器分别通过所述主油管道和所述副油管道与油箱连接；
所述承压式热交换器还通过所述输送管道与所述涡轮发动机连接；
所述承压式交换器包括热管，并通过所述热管与所述高速发电机连接；
所述燃油泵用于抽出油箱中的燃油，并通过所述主油管道传递到所述承压式热交换器；
所述承压式热交换器用于将所述主油管道中的燃油与所述高速发电机进行热量交换，并将热量交换后的第一部分燃油通过所述输送管道传递到所述涡轮发动机；以及，将热量交换后的第二部分燃油通过所述副油管道传递回所述油箱。
2.根据权利要求1所述的航空高速发电机散热系统，其特征在于，所述输送管道上设有第一可控阀；所述第一可控阀用于控制所述输送管道中的所述第一部分燃油的流量；
所述输送管道还在所述第一可控阀和所述涡轮发送机之间设有第一油温传感器和第一流量传感器，分别用于获取所述第一部分燃油的第一燃油油温和第一燃油流量值。
3.根据权利要求1所述的航空高速发电机散热系统，其特征在于，所述副油管道在所述承压式热交换器和所述散热器之间还设有第二可控阀；
所述第二可控阀用于控制所述副油管道中的所述第二部分燃油的流量；
所述副油管道在所述第二可控阀和所述散热器之间还设有第二油温传感器和第二流量传感器，分别用于获取所述第二部分燃油的第二燃油油温和第二燃油流量值。
4.根据权利要求1所述的航空高速发电机散热系统，其特征在于，所述主油管道在所述燃油泵和所述油箱之间设有第三油温传感器；
所述第三油温传感器用于获取所述主油管道中的第三燃油油温；
所述主油管道在所述燃油泵和所述承压式热交换器之间还设有第三流量传感器和压力传感器，分别用于获取所述主油管道中的第三燃油流量值和燃油压力值。
5.根据权利要求1所述的航空高速发电机散热系统，其特征在于，所述承压式热交换器包括交换器、进油口、第一出油口、第二出油口、集热器和多根热管；所述进油口与所述主油管道连接，所述第一出油口与所述输送管道连接，所述第二出油口与所述副油管道连接；
各所述热管与所述集热器焊接连接，所述集热器与所述交换器之间通过螺丝连接；
所述集热器用于收集各所述热管的热量，并传递到所述交换器；
所述交换器用于将所述集热器收集的热量与从所述进油口输入的燃油进行热量交换。
6.根据权利要求5所述的航空高速发电机散热系统，其特征在于，所述交换器包括互相连接的上盖和底座，所述底座包括环形散热翅片和油档；
所述进油口、所述第一出油口和所述第二出油口均设于所述上盖之上；
所述油档用于隔离所述进油口和所述第一出油口、所述第二出油口。
7.一种航空高速发电机散热控制方法，其特征在于，应用于如权利要求1-6任一项所述的一种航空高速发电机散热系统，包括：
响应于供油指令，启动燃油泵；所述供油指令包括目标燃油压力值；
判断燃油压力值和目标燃油压力值的差值是否在预设误差内；
若不在，则基于所述目标燃油压力值对所述燃油泵进行功率调整。
8.根据权利要求7所述的航空高速发电机散热控制方法，其特征在于，还包括：
获取高速发电机的发电机温度；
判断所述发电机温度或第一燃油油温是否大于第一预设阈值并持续预设时长；
若是，则基于所述发电机温度、所述第一燃油油温和预设开度计算系数得到第二阀门开度；
开启散热器，并基于所述第二阀门开度启动副油管道上的第二可控阀。
9.根据权利要求8所述的航空高速发电机散热控制方法，其特征在于，还包括：
判断第三燃油油温是否大于第二预设阈值；
若是，则控制所述第二可控阀的所述第二阀门开度为100％；否则基于所述发电机温度、所述第一燃油油温和所述预设开度计算系数计算所述第二可控阀的第二阀门开度。
10.根据权利要求8所述的航空高速发电机散热控制方法，其特征在于，还包括：
若检测到所述发电机温度大于所述第一预设阈值，则判断第一燃油流量值是否为0；
若是，则控制所述第二可控阀的所述第二阀门开度为100％，并开启散热器。
11.根据权利要求7所述的航空高速发电机散热控制方法，其特征在于，所述供油指令还包括目标供油流量或目标可控阀开度；所述方法还包括：
基于所述目标供油流量或目标可控阀开度和对第一可控阀进行调节。
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