一種混合動力飛機動力系統試驗臺架的設計研究

李慧穎

(中電科蕪湖通用航空產業技術研究院有限公司,安徽 蕪湖241000)

0 引 言

目前混合動力飛機國外尚處于起步研發階段，基本為原理樣機，實際應用的產品尚不明確。國內現已開始著手研發混合動力飛機，但試驗驗證手段非常有限，為滿足混合動力飛機研發的需求，自行設計一套混合動力飛機動力系統試驗臺架，以驗證各個系統的設計指標。陳燕平[1]、趙海霞[2]對混合動力試驗臺架進行了研究，對本文的研究具有借鑒意義；龔賢武[3]、周翔[4]對混合動力系統控制策略進行了研究，對本文的研究具有指導意義。

1 混合動力系統概述

試驗臺架的試驗對象為飛機用串聯式混合動力總成，原理如圖1所示，主要部件參數如表1所示。

圖1 混合動力系統原理圖

表1 混合動力系統關鍵部件參數

本套混合動力系統驅動電動機選用斯洛文尼亞EMRAX268電動機，發動機選取Austro Engine AE50R航空轉子發動機，發電機和集成控制器自主研發，動力電池自主設計封裝。

2 試驗臺架構成

飛機用混合動力系統試驗臺架主要由電力測功機、變頻器、計算機控制臺、鐵地板、增程系統試驗臺、冷卻液恒溫裝置等組成。試驗臺架原理圖、設計方案及實物如圖2～圖4所示。測功機模擬螺旋槳負載；計算機控制臺控制測功機的轉速和轉矩，并監測記錄相關數據；轉矩轉速傳感器將數據傳遞給計算機控制臺，以便試驗員掌握測功機加載情況；增程系統試驗臺支撐及固定發動機與發電機組成的增程系統；冷卻液恒溫裝置保障電動機與控制器熱平衡。

測功機及變頻器選取ABB-AC110T交流電力測功機，額定功率為110 kW，最高轉速為4000 r/min，額定轉矩為350 N·m；計算機系統選取研華工控機；冷卻液恒溫裝置選取科姆森CA-15T冷水機，制冷量為39.15 kW。

3 試驗臺架的通信及控制方式

整個測試系統主要利用CAN總線網絡實現控制信息的交互。

混合動力飛機動力系統控制系統主要由驅動電動機控制器、集成控制器、發動機控制單元（ECU）、電池管理系統（BMS）、功率管理單元（HCU）構成。HCU根據飛行員的意圖（操作油門桿），計算出對整個動力單元的功率需求優化分配給驅動電動機、發動機和發電機。各控制單元之間的信息交互關系如圖5所示。

測功機沿用傳統的串行協議控制，通過計算控制臺，調節測功機的轉速和轉矩等參數。

4 動力總成測試

利用所設計的臺架進行了混合動力系統總成測試，驗證混合動力飛機控制策略的合理性。

圖2 混合動力系統試驗臺架原理圖

圖3 混合動力系統試驗臺架設計方案

圖4 混合動力系統試驗臺架

圖5 混動控制單元之間的信息交互關系

混合動力飛機控制策略為：1）起飛及降落階段為純電動飛行；2）當動力電池SOC低于一定值或飛機到達預定高度時則開啟發動機。

根據混合動力飛機任務剖面進行混合動力系統臺架測試，如表2所示。根據螺旋槳性能參數對測功機進行加載，如圖6所示。可測得動力電池SOC變化情況，如圖7所示。

由圖7可見，純電動模式下（起飛階段）動力電池SOC值下降得較快，當SOC值降到50%左右時發動機啟動（巡航階段），此時動力電池SOC值維持穩定，關閉發動機SOC值繼續下降（降落階段）。通過該臺架試驗驗證，混動動力飛機策略達到設計要求，各個系統運行良好。

圖6 螺旋槳臺架性能測試數據

圖7 動力電池SOC值

表2 混合動力飛機任務剖面

5 結 語

1) 該臺架能夠滿足混合動力飛機動力系統研發的需求；2）充分驗證了混合動力飛機控制策略的合理性，為后續混合動力系統優化提供了有力的保障條件；3）臺架試驗用測功機做負載，比用螺旋槳做負載更加靈活、安全可靠，并可長時間開展測試工作；4）后續逐步完善臺架設計，從而進一步完善對混合動力飛機動力系統。