李慧穎

(中電科蕪湖通用航空產(chǎn)業(yè)技術(shù)研究院有限公司,安徽 蕪湖241000)

0 引 言

目前混合動(dòng)力飛機(jī)國外尚處于起步研發(fā)階段，基本為原理樣機(jī)，實(shí)際應(yīng)用的產(chǎn)品尚不明確。國內(nèi)現(xiàn)已開始著手研發(fā)混合動(dòng)力飛機(jī)，但試驗(yàn)驗(yàn)證手段非常有限，為滿足混合動(dòng)力飛機(jī)研發(fā)的需求，自行設(shè)計(jì)一套混合動(dòng)力飛機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)臺(tái)架，以驗(yàn)證各個(gè)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)指標(biāo)。陳燕平[1]、趙海霞[2]對(duì)混合動(dòng)力試驗(yàn)臺(tái)架進(jìn)行了研究，對(duì)本文的研究具有借鑒意義；龔賢武[3]、周翔[4]對(duì)混合動(dòng)力系統(tǒng)控制策略進(jìn)行了研究，對(duì)本文的研究具有指導(dǎo)意義。

1 混合動(dòng)力系統(tǒng)概述

試驗(yàn)臺(tái)架的試驗(yàn)對(duì)象為飛機(jī)用串聯(lián)式混合動(dòng)力總成，原理如圖1所示，主要部件參數(shù)如表1所示。

圖1 混合動(dòng)力系統(tǒng)原理圖

表1 混合動(dòng)力系統(tǒng)關(guān)鍵部件參數(shù)

本套混合動(dòng)力系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)電動(dòng)機(jī)選用斯洛文尼亞EMRAX268電動(dòng)機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī)選取Austro Engine AE50R航空轉(zhuǎn)子發(fā)動(dòng)機(jī)，發(fā)電機(jī)和集成控制器自主研發(fā)，動(dòng)力電池自主設(shè)計(jì)封裝。

2 試驗(yàn)臺(tái)架構(gòu)成

飛機(jī)用混合動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)臺(tái)架主要由電力測(cè)功機(jī)、變頻器、計(jì)算機(jī)控制臺(tái)、鐵地板、增程系統(tǒng)試驗(yàn)臺(tái)、冷卻液恒溫裝置等組成。試驗(yàn)臺(tái)架原理圖、設(shè)計(jì)方案及實(shí)物如圖2～圖4所示。測(cè)功機(jī)模擬螺旋槳負(fù)載；計(jì)算機(jī)控制臺(tái)控制測(cè)功機(jī)的轉(zhuǎn)速和轉(zhuǎn)矩，并監(jiān)測(cè)記錄相關(guān)數(shù)據(jù)；轉(zhuǎn)矩轉(zhuǎn)速傳感器將數(shù)據(jù)傳遞給計(jì)算機(jī)控制臺(tái)，以便試驗(yàn)員掌握測(cè)功機(jī)加載情況；增程系統(tǒng)試驗(yàn)臺(tái)支撐及固定發(fā)動(dòng)機(jī)與發(fā)電機(jī)組成的增程系統(tǒng)；冷卻液恒溫裝置保障電動(dòng)機(jī)與控制器熱平衡。

測(cè)功機(jī)及變頻器選取ABB-AC110T交流電力測(cè)功機(jī)，額定功率為110 kW，最高轉(zhuǎn)速為4000 r/min，額定轉(zhuǎn)矩為350 N·m；計(jì)算機(jī)系統(tǒng)選取研華工控機(jī)；冷卻液恒溫裝置選取科姆森CA-15T冷水機(jī)，制冷量為39.15 kW。

3 試驗(yàn)臺(tái)架的通信及控制方式

整個(gè)測(cè)試系統(tǒng)主要利用CAN總線網(wǎng)絡(luò)實(shí)現(xiàn)控制信息的交互。

混合動(dòng)力飛機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)控制系統(tǒng)主要由驅(qū)動(dòng)電動(dòng)機(jī)控制器、集成控制器、發(fā)動(dòng)機(jī)控制單元（ECU）、電池管理系統(tǒng)（BMS）、功率管理單元（HCU）構(gòu)成。HCU根據(jù)飛行員的意圖（操作油門桿），計(jì)算出對(duì)整個(gè)動(dòng)力單元的功率需求優(yōu)化分配給驅(qū)動(dòng)電動(dòng)機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)和發(fā)電機(jī)。各控制單元之間的信息交互關(guān)系如圖5所示。

測(cè)功機(jī)沿用傳統(tǒng)的串行協(xié)議控制，通過計(jì)算控制臺(tái)，調(diào)節(jié)測(cè)功機(jī)的轉(zhuǎn)速和轉(zhuǎn)矩等參數(shù)。

4 動(dòng)力總成測(cè)試

利用所設(shè)計(jì)的臺(tái)架進(jìn)行了混合動(dòng)力系統(tǒng)總成測(cè)試，驗(yàn)證混合動(dòng)力飛機(jī)控制策略的合理性。

圖2 混合動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)臺(tái)架原理圖

圖3 混合動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)臺(tái)架設(shè)計(jì)方案

圖4 混合動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)臺(tái)架

圖5 混動(dòng)控制單元之間的信息交互關(guān)系

混合動(dòng)力飛機(jī)控制策略為：1）起飛及降落階段為純電動(dòng)飛行；2）當(dāng)動(dòng)力電池SOC低于一定值或飛機(jī)到達(dá)預(yù)定高度時(shí)則開啟發(fā)動(dòng)機(jī)。

根據(jù)混合動(dòng)力飛機(jī)任務(wù)剖面進(jìn)行混合動(dòng)力系統(tǒng)臺(tái)架測(cè)試，如表2所示。根據(jù)螺旋槳性能參數(shù)對(duì)測(cè)功機(jī)進(jìn)行加載，如圖6所示?？蓽y(cè)得動(dòng)力電池SOC變化情況，如圖7所示。

由圖7可見，純電動(dòng)模式下（起飛階段）動(dòng)力電池SOC值下降得較快，當(dāng)SOC值降到50%左右時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)（巡航階段），此時(shí)動(dòng)力電池SOC值維持穩(wěn)定，關(guān)閉發(fā)動(dòng)機(jī)SOC值繼續(xù)下降（降落階段）。通過該臺(tái)架試驗(yàn)驗(yàn)證，混動(dòng)動(dòng)力飛機(jī)策略達(dá)到設(shè)計(jì)要求，各個(gè)系統(tǒng)運(yùn)行良好。

圖6 螺旋槳臺(tái)架性能測(cè)試數(shù)據(jù)

圖7 動(dòng)力電池SOC值

表2 混合動(dòng)力飛機(jī)任務(wù)剖面

5 結(jié) 語

1) 該臺(tái)架能夠滿足混合動(dòng)力飛機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)研發(fā)的需求；2）充分驗(yàn)證了混合動(dòng)力飛機(jī)控制策略的合理性，為后續(xù)混合動(dòng)力系統(tǒng)優(yōu)化提供了有力的保障條件；3）臺(tái)架試驗(yàn)用測(cè)功機(jī)做負(fù)載，比用螺旋槳做負(fù)載更加靈活、安全可靠，并可長時(shí)間開展測(cè)試工作；4）后續(xù)逐步完善臺(tái)架設(shè)計(jì)，從而進(jìn)一步完善對(duì)混合動(dòng)力飛機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)。