一种适用于电动飞机电推进系统的能效优化方法与流程

本发明属于电动飞机控制技术领域，尤其涉及一种适用于电动飞机电推进系统的能效优化方法。

背景技术：

通用航空产业作为我国目前新兴起的一种民用航空事业，我国将大力推进电动飞机、氢燃料电池飞机等新能源环保飞机的快速发展。

交通运输工具的电动化是国际技术前沿和发展趋势。电动化电推进系统具有高效、节能环保、结构简单、可靠性高和使用维护方便等诸多优点，因此，一个多世纪以来，电动化电推进系统的技术研究和产品研发工作持续发展。

电动飞机是指依靠电推进系统替代内燃机动力的新能源飞机，具有结构简单、高效节能、环境友好、可靠性高、维护方便、经济性好、乘坐舒适、噪声低、零排放等诸多优点，因此近年来成为世界航空界重点发展的机型之一。电动飞机电推进系统是电动飞机的“心脏”，其性能的优劣直接决定着电动飞机的性能。电动飞机电推进系统基本组成包括蓄电池、电动机、控制器、螺旋桨及其辅助电气设备等。电动飞机的电推进系统与电动汽车电驱动系统有一定的相似性，两者均面临着关键性能指标低、技术不成熟及重量过大等挑战和困难，受目前蓄电池能量密度的制约，电动飞机为了增加续航时间，提高电推进系统效率，减小飞机系统损耗是增加飞机续航时间的有效方式。而电动飞机为了减小飞机电推进系统的体积和重量，使结构更加紧凑，普遍采用定桨距螺旋桨，而定桨距螺旋桨的高效运行范围较窄，且其效率不能根据飞行工况自适应调节。因此，定桨距螺旋桨电动飞机的电推进系统难以在整个飞行过程都一直保持高效运行。

因此，针对电动飞机定桨距螺旋桨的高效运行范围窄，且其效率不能根据飞机的不同飞行阶段自适应调节的问题，结合飞机特定的运行工况，提出一种适用于电动飞机电推进系统能效优化的方法是人们亟待解决的问题。

技术实现要素：

鉴于此，本发明提供了一种适用于电动飞机电推进系统的能效优化方法，该方法以飞机完成一次飞行任务总能耗最小为目标，通过调节定桨距螺旋桨的桨矩角，寻求飞机完成一次飞行任务的最小系统能耗，以此来提高飞机的续航能力，增加飞机的续航时间。

本发明的目的可以通过以下技术方案实现：

一种适用于电动飞机电推进系统的能效优化方法，该方法包括：

求解所述电动飞机电推进系统中螺旋桨的最优桨矩角；

依据所述最优桨矩角调整所述螺旋桨的桨矩角。

进一步地，所述对螺旋桨最优桨矩角的求解的具体方法为：首先建立飞机完成一次飞行任务电推系统的能耗方程，以能耗方程为依据建立电推进系统优化目标函数，依据所述电推进系统优化目标函数求得最优桨矩角。

进一步地，建立飞机完成一次飞行任务电推系统的能耗方程为：

式中：假设飞机在起飞和巡航过程中电推进系统输出功率需求分别是pf和pc，飞机的起飞和巡航时间分别为tf和tc；电机和控制器在飞机起飞和巡航阶段的效率相同，分别为ηmo和ηco，ηmo和ηco为常量；nprf和nprc分别为螺旋桨在起飞和巡航阶段的转速；αpr为螺旋桨的桨矩角；npr为螺旋桨的转速。

进一步地，所述电推进系统优化目标函数为：

s.t.

式中：pfmin为飞机在起飞阶段电推进系统的最小输出功率需求；pcmin为飞机在巡航阶段电推进系统的最小输出功率需求，emin为电推进系统在飞机完成一次飞行任务时的最小能耗。

进一步地，依据所述电推进系统优化目标函数求的最优桨矩角，具体包括如下步骤：

步骤一、假设螺旋桨的最小桨矩角为αmin，最大桨矩角为αmax，桨矩角的计算步长为δα，且δα≤αmin/10；

步骤二、假设n＝[(αmax-αmin)/δα+1]取整，取n＝1，螺旋桨的桨矩角α1＝αmin，计算电推进系统完成一次飞行任务的能耗es^[1]；

步骤三、取n＝n+1，螺旋桨的桨矩角αn＝αn-1+δα，计算电推进系统完成一次飞行任务的能耗es^[n]；

步骤四、判断es^[n-1]≤es^[n]是否成立，成立则emin＝es^[n-1]；否则，emin＝es^[n]；

步骤五、判断αn≤αmax是否成立，成立则返回步骤三，重新进行计算；否则返回emin，emin即为飞机完成一次飞行任务的最小能耗，此时的螺旋桨桨矩角α为系统能耗最小桨矩角。

本发明的有益效果：

1、应用本发明提供的方法能够节省飞机完成一次飞行任务剖面飞机蓄电池的能量消耗；针对目前蓄电池能量密度不高的现状，增加电动飞机的续航时间，提升电动飞机的品质；

2、本发明能够提高飞机完成一次飞行任务剖面电推进系统的效率，减小电推进系统损耗，而电推进系统损耗主要以热的形式向外散发，降低电推进系统损耗，可延长电推进系统主要发热部件的老化时间，延长电推进系统主要发热部件的使用寿命；

3、飞机完成一次飞机任务剖面，电推进系统综合效率的提升，蓄电池能量消耗的降低，可以减少蓄电池的充放电次数，延长飞机蓄电池的使用寿命；

4、飞机完成一次飞行任务剖面电推进系统综合效率的提高，蓄电池剩余电量的增加，给飞行员留有更多的剩余电量用于处理应急情况，保证了飞机的安全可靠飞行。

附图说明

为了便于本领域技术人员理解，下面结合附图对本发明作进一步的说明。

图1为本发明电动飞机电推进系统的结构示意图；

图2为本发明一种适用于电动飞机电推进系统的能效优化方法的程序流程图。

具体实施方式

下面结合具体的实施方案，对本发明进行进一步的解释说明，但是并不用于限制本发明的保护范围。

针对电动飞机定桨距螺旋桨的高效运行范围窄，且其效率不能根据飞机的不同飞行阶段自适应调节的特点，结合飞机特定的运行工况，提出了一种适用于电动飞机电推进系统能效优化的方法，以飞机完成一次飞行任务总能耗最小为目标，通过调节定桨距螺旋桨的桨矩角，寻求飞机完成一次飞行任务的最小系统能耗。以此来提高飞机的续航能力，增加飞机的续航时间。

一种适用于电动飞机电推进系统的能效优化方法适用于提升电动飞机电推进系统效率，如图1所示，电动飞机电推进系统主要包括：电机、控制器、蓄电池、可调桨距螺旋桨、人机界面及“油门杆”等构成；电动飞机电推进系统的工作原理为：控制器将蓄电池的直流电转化为三相交流电提供给电机，电机带动螺旋桨旋转产生飞机所需的拉力，飞行员在座舱内根据飞机飞行任务的动力需求操纵“油门杆”，调节螺旋桨的转速，改变电推进系统动力输出，从而控制飞机的运行工况，人机界面能够实时监测电机、控制器和蓄电池工作状态供飞行员使用，人机界面和控制器控制模块由辅助电源提供电能，蓄电池被放置在飞机座舱后面的电池舱内，当蓄电池电量不足时，需要从飞机电池舱内取出电池，放置在机库附近的充电桩上进行充电，充电桩能够记录每组蓄电池的充电次数，当充电次数达到限定值时，蓄电池按报废处理。

电动飞机完成一次飞行任务主要包括：起飞、巡航和降落三个过程，而在飞机降落过程中，飞机电推进系统的能量消耗很小，可以忽略，因此飞机完成一次飞行任务可以按起飞和巡航两个阶段进行分析。飞机在起飞和巡航阶段电机和控制器均能保持高效运行，且效率波动较小；而螺旋桨的高效运行范围较窄，在不同转速下效率波动较大，同一转速下不同桨矩角下的螺旋桨效率不同，通过改变螺旋桨的桨矩角，可以使飞机完成一次飞行任务的系统效率最高，能耗最小。该优化方法的目标就是求解螺旋桨的最优桨矩角，使飞机完成一次飞机任务能耗最小。对螺旋桨最优桨矩角的求解，首先需要建立飞机完成一次飞行任务电推系统的能耗方程。

飞机完成一次飞行任务电推进系统的能耗方程建立如下：

(1)假设飞机在起飞和巡航过程中电推进系统输出功率需求分别是pf和pc，飞机的起飞和巡航时间分别为tf和tc；电机和控制器在飞机起飞和巡航阶段的效率相同，分别为ηmo和ηco，ηmo和ηco为常量；

(2)假设可调桨矩螺旋桨在飞机不同运行工况下的效率为ηpr，螺旋桨的效率与螺旋桨的桨矩角及转速有关，在螺旋桨确定翼型的情况下，螺旋桨的效率可表示为桨矩角和转速的函数：

ηpr＝f(αpr,npr)(1)

式中：αpr为螺旋桨的桨矩角；npr为螺旋桨的转速。

(3)电推进系统在完成一次飞行任务的系统能耗可表示为：

式中：nprf和nprc分别为螺旋桨在起飞和巡航阶段的转速。

(4)建立电推进系统优化目标函数，对最优桨矩角进行求解。

式中：pfmin为飞机在起飞阶段电推进系统的最小输出功率需求；pcmin为飞机在巡航阶段电推进系统的最小输出功率需求，emin为电推进系统在飞机完成一次飞行任务时的最小能耗。

如图2所示，电动飞机电推进系统的能效优化方法的流程图；包括如下步骤：

步骤一、假设螺旋桨的最小桨矩角为αmin，最大桨矩角为αmax，桨矩角的计算步长为δα，且δα≤αmin/10；

步骤二、假设n＝[(αmax-αmin)/δα+1]取整，首先，取n＝1，螺旋桨的桨矩角α1＝αmin，按式(2)计算电推进系统完成一次飞行任务的能耗为es^[1]；

步骤三、取n＝n+1，螺旋桨的桨矩角αn＝αn-1+δα，按式(2)计算电推进系统完成一次飞行任务的能耗为es^[n]；

步骤四、判断es^[n-1]≤es^[n]是否成立，成立则emin＝es^[n-1]；否则，emin＝es^[n]；

步骤五、判断αn≤αmax是否成立，成立则返回步骤三，重新进行计算；否则返回emin，emin即为飞机完成一次飞行任务的最小能耗，此时的螺旋桨桨矩角α为系统能耗最小桨矩角。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本发明的其它实施方案。本申请旨在涵盖本发明的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本发明的一般性原理并包括本发明未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本发明的真正范围和精神由下面的权利要求指出。

应当理解的是，本发明并不局限于上面已经描述的内容，并且可以在不脱离其范围进行各种修改和改变。本发明的范围仅由所附的权利要求来限制。