CN210027940U - 一种混合动力电池驱动的电动飞机 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种混合动力电池驱动的电动飞机，通过在电动飞机上设置两个动力电池装置，第一动力电池装置为二次电池模组，第二动力电池装置为燃料电池模组，能够充分利用二次电池模组和燃料电池模组的技术优势，发挥锂离子电池功率大、能量密度低的特点，在起飞阶段，提供大功率供电；发挥金属空气电池能量密度大、功率低的特点，增程或应急使用。本实用新型的混合动力电池驱动的电动飞机解决了电动飞机起飞过程中对电力的功率需求和长航程巡航飞行对电力的能量需求问题，同时提高了电动飞机动力系统的可靠性和安全性，具有污染小、安全、巡航时间长、航程远等特点。

Description

一种混合动力电池驱动的电动飞机

技术领域

本实用新型涉及电动飞机技术领域，具体涉及一种混合动力电池驱动的电动飞机。

背景技术

为了应对能源和环境危机，各国都在加大力度，开发包括多旋翼和固定翼在内的多种新型电动飞机。电动飞机一般由动力电池模组提供电力，对动力电池模组的性能要求包括功率密度(kw/kg)和能量密度(KWh/kg)两个方面。电动飞机在不同飞行阶段对电力功率需求不同，在起飞阶段功率最大，巡航和下降高度阶段功率较小。

电动飞机一般采用二次电池模组，如锂离子动力电池模组，作为电力来源。锂离子动力电池模组具有放电倍率高、功率大的特征，选用功率型锂离子动力电池，在电动飞机需要较大电力输出功率时供电，可以满足飞机起飞的需要；但是，锂离子动力电池虽然放电倍率高，但其能量密度很难满足电动飞机长航程飞行的需要。目前技术下，包括锂离子电池在内的各类型二次电池，虽然已经实现0.3KWh/kg的能量密度，但能量密度仍然较低，无法满足长航程电动飞机的需求；同时锂离子动力电池具有易发生热失控、耐冲击变形能力差的特点，影响电动飞机的飞行安全。

燃料电池包括金属空气电池和氢燃料电池，燃料电池具有能量密度高、功率密度相对较低的特点。金属空气电池通过更换负极金属板的形式，恢复金属空气电池输出电力的能力。金属空气电池具有能量密度高、可靠性高和经济环保等特点。目前，金属空气电池，如铝空气电池，其能量密度已经达到最高锂离子电池能量密度的2.6倍。虽然燃料电池功率密度与锂离子电池相比较低，难以满足电动飞机起飞时的功率需求；但是，由于飞机在巡航时的功率需求仅为起飞时的30％-50％左右，此时燃料电池可以满足电动飞机的电力需求，因此可以考虑利用燃料电池的特性解决现有电动飞机由锂离子电池供电所存在的问题。

实用新型内容

本实用新型的目的是克服上述现有技术中锂离子电池能量密度不能满足电动飞机长航程飞行需要、锂离子电池容易发生热失控、锂离子电池耐冲击变形能力差，以及单一电池模组不能实现安全冗余等问题。

为了实现上述目的，本实用新型提供如下技术方案：

本实用新型提供一种混合动力电池驱动的电动飞机，所述电动飞机包括机体，所述机体上设置有螺旋桨、螺旋桨驱动电机、电机控制器、供能系统，所述供能系统包括：第一动力电池装置、第二动力电池装置、接触器单元、电源变换器和低压控制电源系统；

所述第一动力电池装置和所述第二动力电池装置通过所述接触器单元电连接所述电源变换器，用于控制所述第一动力电池装置和所述第二动力电池装置的电力输出；所述电源变换器连接所述电机控制器；所述电机控制器控制连接所述螺旋桨驱动电机以驱动所述螺旋桨；所述低压控制电源系统与所述电源变换器相连，用于给所述电动飞机上低压器件供电；

所述第一动力电池装置为二次电池模组，所述第二动力电池装置为燃料电池模组。

基于上述，所述第二动力电池装置还通过第一充电机连接所述第一动力电池装置，用于给所述第一动力电池装置充电。

基于上述，所述低压控制电源系统包括低压电池模组，用于给所述电动飞机上低压器件供电。

基于上述，所述低压控制电源系统还包括用于为所述低压电池模组充电的第二充电机，所述第二充电机连接所述电源变换器的直流输出端。

基于上述，所述接触器单元通过设置的断路器分别控制所述第一动力电池装置和所述第二动力电池装置的电力输出。

基于上述，所述电动飞机上还设置有中央控制器；所述接触器单元与所述中央控制器通过总线连接，并执行所述中央控制器发出的指令控制所述第一动力电池装置、所述第二动力电池装置处于不同的供电组态，并将所述第一动力电池装置、所述第二动力电池装置的电力输送到所述电源变换器。

基于上述，所述电源变换器为双输入BUCK直流-直流变换器；所述第一动力电池装置、所述第二动力电池装置分别通过所述接触器单元连接所述电源变换器的两个输入端；所述电源变换器的任意一路输入端均通过功率开关管控制功率输出；

所述中央控制器与所述电源变换器通过总线连接，所述中央控制器通过控制所述电源变换器中设置的功率开关管输出驱动信号占空比PWM，用于控制所述第一动力电池装置和所述第二动力电池装置输入到所述电源变换器的电流以控制功率分配。

基于上述，所述第一动力电池装置安装在所述电动飞机机头防火墙的前部；所述第二动力电池装置安装在所述电动飞机的机身后部。

基于上述，所述第二动力电池装置连接所述电动飞机机体的冲压进气口，用于为所述第二动力电池装置产生电力提供氧气，并同时为所述第二动力电池装置提供冷却空气。

基于上述，所述第一动力电池装置为锂离子动力电池模组，所述第二动力电池装置为铝空气动力电池模组。

与最接近的现有技术相比，本实用新型提供的技术方案具有如下优异效果：

本实用新型提供了一种混合动力电池驱动的电动飞机，通过在电动飞机上设置两个动力电池装置，第一动力电池装置为二次电池模组，第二动力电池装置为燃料电池模组；能够充分利用二次电池模组和燃料电池模组的技术优势，发挥锂离子电池功率大、能量密度低的特点，在起飞阶段，提供大功率供电；发挥金属空气电池能量密度大、功率低的特点，增程或应急使用。本实用新型的混合动力电池驱动的电动飞机解决了电动飞机起飞过程中对电力的功率需求和长航程巡航飞行对电力的能量需求问题，同时提高了电动飞机动力系统的可靠性和安全性，具有污染小、安全、巡航时间长、航程远等特点。

附图说明

图1为本实用新型实施例中供能系统的结构框图；

图2为本实用新型实施例中供能系统的电路连接示意图；

图3为本实用新型实施例中电动飞机的结构示意图。

图中：1为驱动电机；2为电机控制器；3为电源变换器；4为第一动力电池装置充电机；5为第一动力电池装置；6为第二动力电池装置；7为螺旋桨；8为低压电池模组充电DC/DC；9为低压电池模组；10为中央控制器；11为直流快速充电口；K1至K6为开关。

具体实施方式

下面将对本实用新型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实用新型的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

下面将参考附图并结合实施例来详细说明本实用新型。需要说明的是，在不冲突的情况下，本实用新型中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

在本实用新型的描述中，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实用新型而不是要求本实用新型必须以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型的限制。本实用新型中使用的术语“相连”、“连接”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。

本实用新型提供一种混合动力电池驱动的电动飞机，如图1所示，本实施例中电动飞机安装有第一动力电池装置5和第二动力电池装置6，本实施例中第一动力电池装置5为锂离子动力电池模组，第二动力电池装置6为铝空气动力电池模组；锂离子动力电池模组安装在机头位置，铝空气电池模组安装在机身成员座舱后部，如图3所示，第一动力电池装置5安装在电动飞机机头防火墙的前部；为避免第二动力电池装置6副反应产生的气体和热能易于排出机外，并减少对飞行操作的不利影响，第二动力电池装置6安装在电动飞机的机身后部，优选设置在机身成员座舱后部。第二动力电池装置6连接电动飞机机体的冲压进气口，为第二动力电池装置6产生电力提供氧气，并同时为第二动力电池装置6提供冷却空气。

如图2所示，本实施例中电动飞机的动力由第一动力电池装置(锂离子动力电池模组)和第二动力电池装置(铝空气动力电池模组)提供。第一动力电池装置5的输出端通过开关K4连接电源变换器3的第一输入端，第二动力电池装置6的输出端通过开关K1连接电源变换器3的第二输入端，本实施例中电源变换器3为双输入BUCK直流-直流变换器；电源变换器3的直流输出端连接直流母线，直流母线供电连接电机控制器2和低压控制电源系统。

电机控制器2通过控制驱动电机1带动螺旋桨7旋转，从而为电动飞机提供飞行动力；低压控制电源系统中包括低压电池模组充电DC/DC8和低压电池模组9，直流母线上的电能通过低压电池模组充电DC/DC8为低压电池模组9充电。

第一动力电池装置5通过开关K3连接第一动力电池装置充电机DC/DC4，第一动力电池装置5还设置有直流快速充电口11；第二动力电池装置6通过开关K2连接第一动力电池装置充电机DC/DC4。本实施例中还设置有中央控制器10，中央控制器10通过总线与电机控制器2、电源变换器3连接，在总线上还连接有驱动电机2、接触器单元和第一动力电池装置5；本实施例接触器单元中设置的开关K1至K6为断路器。

混合动力电池驱动的电动飞机在不同的飞行阶段，由锂离子动力电池模组和铝空气动力电池模组构成不同的供电组态，在起飞和巡航时，均可以选择使用锂离子动力电池模组单独供电、铝空气动力电池模组单独供电、锂离子动力电池模组和铝空气动力电池模组共同供电。按照飞行任务，主要划分为以下四类，分别说明。

第一，锂离子动力电池模组单独供电。

这种供电模式主要应用在短航程飞行任务，锂离子动力电池模组具有足够电力完成飞行任务。单独选用锂离子动力电池模组供电时，控制信号由中央控制器10发出，经总线发送到接触器单元；接触器单元接通开关K4，断开开关K1、K2、K3、K5和K6，此时锂离子动力电池与电源变换器3电连接；锂离子动力电池的输出功率大小由中央控制器19控制，控制信号由中央控制器10发出后，经数据总线发送至电源变换器3，电源变换器3根据控制信号调整自身设置的MOSFET管驱动信号的占空比PWM，实现对锂离子动力电池的输出功率控制；锂离子动力电池模组输出的直流电通过电源变换器3转变成直流电并输出到直流母线，转变后的直流电经电机控制器2作用在螺旋桨7的驱动电机1上，从而驱动螺旋桨7转动。

第二，铝空气动力电池模组单独供电。

这种供电模式主要应用在长航程飞行任务中的飞行巡航状态或者锂离子动力电池模组失效后的应急飞行状态，由于锂离子动力电池模组存储电力能力限制，在完成大功率起飞阶段以后，为完成长航程飞行任务，需要启动铝空气动力电池模组以延长航程。中央控制器10发出启动铝空气动力电池模组控制信号，经总线发送到接触器单元；接触器单元接通开关K1，断开开关K2至K6，铝空气动力电池与电源变换器3电连接；铝空气动力电池的输出功率大小由中央控制器10控制，控制信号有中央控制器10发出后，经数据总线发送至电源变换器3，电源变换器3根据控制信号调整自身设置的MOSFET管驱动信号的占空比PWM，实现对铝空气动力电池的输出功率控制；铝空气动力电池模组输出的直流电通过电源变换器3转变成直流电并输出到直流母线，转变后的直流电经电机控制器2作用在螺旋桨驱动电机1上，从而驱动螺旋桨7转动。

第三，铝空气动力电池执行上述第二种供电任务的同时，还为锂离子动力电池模组充电提供电力。

这种供电组态，应用于长航程飞行过程中，铝空气动力电池用于增程飞行；同时，为保证飞机在飞行过程中高性能飞行姿态的功率要求，需要利用铝空气电池的功率余量，对锂离子动力电池进行充电。中央控制器10发出启动铝空气动力电池模组控制信号，经总线发送到接触器单元，接触器单元接通开关K1，铝空气动力电池与电源变换器3电连接；中央控制器10发出断开锂离子动力电池模组控制信号，经总线发送到接触器单元，接触器单元断开开关K4；中央控制器10发出锂离子动力电池模组充电控制信号，经总线发送到接触器单元，接触器单元接通开关K2、K3，断开开关K5和K6，铝空气动力电池模组为第一动力电池装置充电机4供电，第一动力电池装置5即锂离子动力电池模组开始充电。

第四，锂离子动力电池模组、铝空气动力电池模组同时供电。

这种供电组态，应用于对飞机飞行性能要求高、航程长的飞行任务，例如高原、重载的长航程飞行任务。中央控制器10发出同时启动锂离子动力电池模组、铝空气动力电池模组控制信号，经总线发送到接触器单元，接触器单元接通开关K1、K4，断开开关K2、K3、K5和K6，锂离子动力电池模组和铝空气动力电池模组同时接通电源变换器3，共同为飞机提供电力。

当断开K1至K4并接通K5和K6时，外接直流电源通过直流快速充电口11，为锂离子动力电池模组充电。

低压电池模组9为第一动力电池装置5、第二动力电池装置6、接触器单元、电源变换器3、电机控制器2提供低压控制电源；低压电池模组为12V。

本实施例中第一动力电池装置5为48个80Ah的三元锂离子电池单元串联而成的锂离子动力电池模组，额定电压175v；第一动力电池装置5安装有锂离子电池管理系统，监控第一动力电池装置5任何一个三元锂离子电池单元的电压、温度以及第一动力电池装置5的可用电量，供飞行员调整电动飞机的供电组态时参考；第二动力电池装置6为100个80Ah铝空气电池单元串联组成的铝空气动力电池模组，额定电压165v；第二动力电池装置6安装有金属燃料电池管理系统，监控第二动力电池装置6的工作温度和输出电流以及第二动力电池装置6的可用电量，供飞行员调整电动飞机的供电组态时参考。

在遇到紧急情况时，如大上升率爬升、加速，本实施例中的电动飞机由第一动力电池装置5和第二动力电池装置6共同提供电力。进一步，第一动力电池装置5、第二动力电池装置6具有电池热管理系统，实时监控第一动力电池装置5、第二动力电池装置6的工作温度，当第一动力电池装置5温度超过摄氏40度、第二动力电池装置6温度超过摄氏60度时，启动风扇，通过机体上的冲压口引入机体外部大气，对第一动力电池装置5、第二动力电池装置6进行散热。

以上所述仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均在本实用新型待批权利要求保护范围之内。

Claims (10)

1.一种混合动力电池驱动的电动飞机，所述电动飞机包括机体，所述机体上设置有螺旋桨、螺旋桨驱动电机、电机控制器、供能系统，其特征在于，所述供能系统包括：第一动力电池装置、第二动力电池装置、接触器单元、电源变换器和低压控制电源系统；

所述第一动力电池装置和所述第二动力电池装置通过所述接触器单元电连接所述电源变换器，用于控制所述第一动力电池装置和所述第二动力电池装置的电力输出；所述电源变换器连接所述电机控制器；所述电机控制器控制连接所述螺旋桨驱动电机以驱动所述螺旋桨；所述低压控制电源系统与所述电源变换器相连，用于给所述电动飞机上低压器件供电；

所述第一动力电池装置为二次电池模组，所述第二动力电池装置为燃料电池模组。

2.根据权利要求1所述的混合动力电池驱动的电动飞机，其特征在于，所述第二动力电池装置还通过第一充电机连接所述第一动力电池装置，用于给所述第一动力电池装置充电。

3.根据权利要求1或2所述的混合动力电池驱动的电动飞机，其特征在于，所述低压控制电源系统包括低压电池模组，用于给所述电动飞机上低压器件供电。

4.根据权利要求3所述的混合动力电池驱动的电动飞机，其特征在于，所述低压控制电源系统还包括用于为所述低压电池模组充电的第二充电机，所述第二充电机连接所述电源变换器的直流输出端。

5.根据权利要求1所述的混合动力电池驱动的电动飞机，其特征在于，所述接触器单元通过设置的断路器分别控制所述第一动力电池装置和所述第二动力电池装置的电力输出。

6.根据权利要求1所述的混合动力电池驱动的电动飞机，其特征在于，所述电动飞机上还设置有中央控制器；所述接触器单元与所述中央控制器通过总线连接，并执行所述中央控制器发出的指令控制所述第一动力电池装置、所述第二动力电池装置处于不同的供电组态，并将所述第一动力电池装置、所述第二动力电池装置的电力输送到所述电源变换器。

7.根据权利要求6所述的混合动力电池驱动的电动飞机，其特征在于，所述电源变换器为双输入BUCK直流-直流变换器；所述第一动力电池装置、所述第二动力电池装置分别通过所述接触器单元连接所述电源变换器的两个输入端；所述电源变换器的任意一路输入端均通过功率开关管控制功率输出；

所述中央控制器与所述电源变换器通过总线连接，所述中央控制器通过控制所述电源变换器中设置的功率开关管输出驱动信号占空比PWM，用于控制所述第一动力电池装置和所述第二动力电池装置输入到所述电源变换器的电流以控制功率分配。

8.根据权利要求1所述的混合动力电池驱动的电动飞机，其特征在于，所述第一动力电池装置安装在所述电动飞机机头防火墙的前部；所述第二动力电池装置安装在所述电动飞机的机身后部。

9.根据权利要求1所述的混合动力电池驱动的电动飞机，其特征在于，所述第二动力电池装置连接所述电动飞机机体的冲压进气口，用于为所述第二动力电池装置产生电力提供氧气，并同时为所述第二动力电池装置提供冷却空气。

10.根据权利要求1所述的混合动力电池驱动的电动飞机，其特征在于，所述第一动力电池装置为锂离子动力电池模组，所述第二动力电池装置为铝空气动力电池模组。

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