飞机富余液压能储存利用系统和方法与流程

本发明涉及一种飞机富余液压能储存利用系统和方法，属于航空航天领域。

技术背景

飞机液压系统是飞机中重要的能量转换利用装置，其主要功能是用于驱动飞机上的各种舵面和起落架等装置，是飞机正常飞行的重要保障。常规飞机液压系统主要由传动机匣、柱塞泵、负载、热交换器和液压油箱组成，其示意图如图2所示，其主要工作原理是利用柱塞泵将传动机匣输入的机械能转换成液压能然后推动负载做功。飞机液压系统的功率等级是按照系统的最大需求设计，然而在不同的飞行阶段，液压系统负载的功率需求有巨大的差异，造成了液压系统在不同的阶段会有不同程度的富余做功能力。然而，飞机液压系统的富余做功能力并没有得到合理的利用，造成了机载设备做功能力的巨大浪费，不利于飞机的能量管理。

在液压系统工作的过程中，各种损耗都转换成热量，其中很大一部分被液压油吸收而引起其温度升高。液压油温度过高会对液压系统的工作效率和可靠性有不利的影响，需要通过合理的散热方式将液压油液温度降低。传统的液压系统冷却方式是通过主回路中的热交换器将液压系统中的热量排散到热管理系统中。飞机热管理系统的散热能力会随飞机包线不断变化，当热管理系统散热能力不足时，会导致液压系统油温急剧上升，严重的影响液压系统的安全高效的工作。因此，在飞机飞行过程中，需要其他合适的冷源来满足系统的散热能力，将液压系统油液的温度控制在能效较高的温度范围。

在富余液压做功能力不能合理利用的同时，其他形式的机载能源如冷能和电能会出现不足的情形。在飞机向多电化和全电化的发展趋势下，机载设备的功率等级越来越高，对电能的需求越来越大，导致飞机飞行过程中，电能会出现短时不足的问题，飞机迫切需要通过合理的方式产生更多的电能。此外，用于给飞机机载设备散热的蒸汽压缩循环制冷系统(见图3)的制冷能力与飞机日益增长的散热需求越来越不匹配。为了保证设备的正常工作，飞机迫切需求通过合理有效的方式产生更多的冷能。另外，如何将产生的冷能储存起来以便冷能不足时利用也显得极其的迫切。

技术实现要素：

根据本发明的一个方面，提供了一种飞机富余液压能储存利用系统，其特征在于包括：

飞机富余液压能提取系统，

富余液压能利用系统，和

油箱蓄冷系统，

其中：

所述的飞机富余液压能提取系统包括：飞机液压系统、优先阀、第一电磁阀、蓄能器、第二电磁阀、液压马达和工作模式控制器；

所述的富余液压能利用系统包括：传动机构、蒸汽压缩循环制冷系统、发电机、飞机电网；

所述的油箱蓄冷系统包括：循环泵、三通阀、液压油箱油浸式换热器、温度传感器、温度控制器、燃油油箱浸没式换热器和燃油油箱，飞机富余液压能储存利用，

蓄能器用于在飞机液压系统有富余的做功能力时储存液压能，

液压马达用于将富余的液压能转换成旋转机械能，

优先阀用于保证飞机液压系统中的常规负载的功率需求等级高于蓄能器和液压马达，确保液压系统的常规负载不会受蓄能器和液压马达的影响，只有当液压系统有富余能力时才驱动蓄能器和液压马达工作。

根据本发明的另一个方面，提供了基于上述飞机富余液压能储存利用系统的飞机富余液压能储存利用方法，其特征在于包括：

用蓄能器在飞机液压系统有富余的做功能力时储存液压能，

用液压马达将富余的液压能转换成旋转机械能，

用优先阀保证飞机液压系统中的常规负载的功率需求等级高于蓄能器和液压马达，确保液压系统的常规负载不会受蓄能器和液压马达的影响，只有当液压系统有富余能力时才驱动蓄能器和液压马达工作。

附图说明

图1是根据本发明的一个实施例的飞机富余液压能储存利用总体示意图。

图2常规液压系统示意图。

图3蒸汽压缩循环制冷系统示意图。

图4(a)至图4(d)是根据本发明的一个实施例的液压能利用系统工作模式示意图。

图5(a)至图5(c)是根据本发明的一个实施例的传动装置工作模式示意图

图6(a)至图6(c)是根据本发明的一个实施例的传动机构齿轮啮合示意图。

图7是根据本发明的一个实施例的油箱蓄冷系统示意图。

图8是根据本发明的一个实施例的增量pid控制流程图。

附图标记：

101常规飞机液压系统102优先阀104第一电磁阀

104蓄能器105第二电磁阀

106液压马达

107工作模式控制器1011液压油箱

1012传动机匣1013柱塞泵1014常规负载

1015热交换器201传动机构202蒸汽压缩循环系统

203发电机204飞机电网及用电设备

2021压缩机2022蒸发器2023膨胀阀

2024冷凝器301循环泵302三通阀

303液压油箱油浸式换热器304温度传感器

305温度控制器306燃油油箱浸没式换热器

307燃油油箱

具体实施方式

综合以上所述的现有技术的情况，本发明人认识到，将液压系统的富余做功能力通过合理的方式转换成电能和冷能对飞机的能量加以合理利用的尝试具有重要的意义，将制得的冷能用于弥补液压系统的散热需求能够保证飞机液压系统高效安全的运行。

为了解决飞机飞行过程中不同形式的能量转换及利用问题，本发明人提出了一种飞机富余液压能储存利用系统，该系统能够通过工作模式的变换，充分利用液压能，不仅能将富余的液压能通过蓄能器储存，用于飞行工况中液压能不足的情形；而且可以通过发电机和蒸汽压缩循环系统将液压能分别转换成电能和冷能，解决机载电能和冷能的不足的困境。此外，该系统一方面能够将制得的冷能引入液压系统的油箱，使用温度控制器将液压油箱内油液的温度控制在合理的范围内，保证了液压系统高效稳定的工作；另一方面能够将制得的其他冷能储存在燃油油箱中，弥补飞机的冷能不足。此发明不仅充分利用了机载能源，实现了能源的横向转换和调度，也保证了飞机高效安全的工作。

根据本发明的一个实施例的飞机富余液压能储存利用系统包括：

飞机富余液压能提取系统、富余液压能利用系统和油箱蓄冷系统，

其中：

飞机富余液压能提取系统包括：常规飞机液压系统(101)、优先阀(102)、第一电磁阀(103)、蓄能器(104)、第二电磁阀(105)、液压马达(106)和工作模式控制器(107)；

富余液压能利用系统包括传动机构(201)、蒸汽压缩循环制冷系统(202)、发电机(203)、飞机电网(204)；

油箱蓄冷系统包括循环泵(301)、三通阀(302)、液压油箱油浸式换热器(303)、温度传感器(304)、温度控制器(305)、燃油油箱浸没式换热器(306)和燃油油箱(307)。

所述的飞机富余液压能提取系统在常规的飞机液压系统(101)中加入了优先阀(102)、蓄能器(104)和液压马达(106)。蓄能器(104)用于在液压系统有富余的做功能力时储存液压能。液压马达(106)用于将富余的液压能转换成旋转的机械能。优先阀(102)保证了常规飞机液压系统(101)的常规负载(1014)功率需求等级高于蓄能器(104)和液压马达(106)。确保液压系统的常规负载(1014)不会受蓄能器(104)和液压马达(106)的影响，只有当液压系统有富余能力时才会驱动蓄能器(104)和液压马达(106)工作。

参见图4(a)至图4(d)，所述的飞机富余液压能提取系统在工作模式控制器(107)的控制下有以下四种工作模式：

1)当常规飞机液压系统(101)没有富余能力且系统制冷和供电充足时，没有高压液压油通过安全阀(102)，蓄能器(104)和液压马达(106)都不工作，即图4(a)所示；

2)当常规飞机液压系统(101)有富余能力但不充足时，只有部分高压液压油通过安全阀(102)，富余的液压能只驱动液压马达(106)做功，即图4(b)所示；

3)当常规飞机液压系统(101)有充足的富余能力时，有充足的高压液压油通过安全阀(102)，蓄能器(104)和液压马达(106)同时工作，即图4(c)所示；

4)当常规飞机液压系统(101)没有富余能力且系统制冷或供电需求不足时，没有高压液压油通过安全阀(102)，将蓄能器(104)内部储存的液压能释放，驱动液压马达(106)做功，即图4(d)所示。

所述的富余液压能利用系统中，液压马达(106)通过传动装置(201)驱动发电机(203)和蒸汽压缩循环系统(202)中的压缩机(2021)做功，将富余的液压能分别转换成电能和冷能，将制得的电能送入飞机电网(204)，将所制得的冷能一部分冷却高温液压油，另一部分储存在燃油油箱中。

参见图5(a)至图5(c)，所述的富余液压能利用系统中，传动机构(201)能够根据当前液压系统的能力和飞机的需求控制切换三种模式，即：

1)当富余的液压能不够充足且系统供电能力充足，系统默认为带压缩机(2021)模式，即优先将液压马达(106)的旋转机械能通过压缩机(2021)转换成冷能，见图5(b)；

2)当富余的液压能不够充足、系统电能不足且冷能充足时，系统处于液压马达(106)只带发电机(203)的工作模式，见图5(a)；

3)当液压能充足时，系统处于同时带液压马达(106)和发电机(203)的工作模式，见图5(c)。

参见图7，所述的油箱蓄冷系统中，油箱蓄冷系统与蒸汽压缩循环制冷系统(202)中的蒸发器(2022)的热端相连，将蒸汽压缩循环制冷系统(202)所制的冷能传递给油箱蓄冷系统；所述的油箱蓄冷系统能够通过液压油箱油浸式换热器(303)将一部分制得的冷能传递给液压系统，用于控制液压系统油液的温度，保证液压系统的油液温度在合理的范围内，将另一部分所制得的冷能通过燃油油箱浸没式换热器(306)传递给燃油油箱(307)中的燃油，将冷能储存在燃油中。

所述的油箱蓄冷系统中，温度控制器(305)根据温度传感器(304)检测到当前液压油箱中油液的温度以及设定温度，通过增量式pid控制算法来动态调节三通阀(302)的开度，控制流经液压油箱中油浸式换热器(303)的pao油液的流量，以控制pao油液和液压油的换热量，最终实现控制液压油箱内液压油温度的目的。

本发明的一种飞机富余液压能储存利用系统的优点如下：

1)该发明能够通过液压马达将液压系统中富余的液压能转换成旋转的机械能，通过传动装置驱动压缩机做功，从而通过机载蒸汽压缩循环制冷系统制冷。该系统能够充分利用富余的液压能，将其转换成冷能，不仅提高了机载液压能的利用率，而且制得了更多的冷能，缓解了热沉不足的困境，改善了飞机各系统的工作性能。

2)该发明能够通过发电机将液压马达旋转的机械能转换成电能，并连入电网，解决了电网中电能需求量大、发电机短时过载所造成自身损耗的问题。

3)该发明的液压系统中在液压马达和蓄能器前加入了优先阀，保证了飞机液压系统的各常规负载的优先级高于加入的液压马达和蓄能器，确保液压马达和蓄能器只能在液压系统有富余的做功能力时工作，能够在不影响液压系统中各个舵面的正常操作的同时，又能充分利用液压系统的富余做功能力。

4)该发明通过蓄能器将富余的液压能储存起来，当液压能不足时释放，实现了液压能的储存和利用，合理提高了液压能的利用率。

5)该发明中将机载蒸汽压缩循环系统的冷能一部分用于冷却液压系统的油温，利用温度控制器控制液压系统油箱油温，使用温度传感器检测液压系统油箱内的油温，通过控制三通阀是开度调节流入液压系统的pao油液的流量，控制液压油箱中油浸式换热器内pao油液与液压油箱内油液的换热量，从而控制液压油液的温度。通过将液压油温控制在合理的温度，不仅保证了液压系统工作的可靠性，同时让液压系统的油温在液压系统工作能效最优的温度区间内。

6)该发明中将机载蒸汽压缩循环系统所制得的另一部分冷能通过油浸式换热器储存在燃油油箱中，当飞机冷源不足时，将储存的冷能释放出来。通过合理的调度，能够将不同飞行阶段富余的液压能转换成冷能并且储存起来，在其他冷能不足的阶段释放，实现了冷能的削峰填谷。解决了飞机飞行过程中热沉不足的问题，保证飞机飞行过程中机载设备热防护的安全。

7)该发明充分利用了已有的机载设备，合理的将液压系统、蒸汽压缩循环系统和燃油系统联系起来，实现了从液压能到冷能转换并储存的过程。在该系统中新加入的元器件少，代偿损失小，能源转换高效合理。

下面将结合附图对本发明做进一步的详细说明。

参见图1所示，为了解决飞机能量利用不合理和热沉不足的问题，本发明提出的飞机富余液压能储存利用系统主要包括：飞机富余液压能提取系统、富余液压能利用系统和油箱蓄冷系统。其中，飞机富余液压能提取系统主要包括：常规飞机液压系统(101)、优先阀(102)、第一电磁阀(103)、蓄能器(104)、第二电磁阀(105)、液压马达(106)和工作模式控制器(107)。富余液压能利用系统主要包括：传动机构(201)、蒸汽压缩循环制冷系统(202)、发电机(203)、飞机电网(204)；油箱蓄冷系统主要包括：循环泵(301)、三通阀(302)、液压油箱油浸式换热器(303)、温度传感器(304)、温度控制器(305)、燃油油箱浸没式换热器(306)和燃油油箱(307)。

参见图1所示，在飞机富余液压能提取系统中，蓄能器(104)和液压马达(106)分别与第一电磁阀(103)、第二电磁阀(105)串联，然后并联，它们与优先阀(102)串联，最后与飞机常规液压系统(101)并联。该结构中的优先阀(102)保证了常规飞机液压系统(101)中常规负载(1014)的功率需求等级高于蓄能器(104)和液压马达(106)。保证液压系统的负载不会受蓄能器(104)和液压马达(106)的影响，只有当液压系统有富余能力时才会给蓄能器(104)和液压马达(106)做功。优先阀(102)的压力等级选择和液压系统的一致，液压马达(106)的功率在飞机允许的情况下，按照液压系统最大的富余做功能力选取。

参见图4所示，在飞机富余液压能提取系统的工作模式由工作模式控制器(107)控制。工作模式控制器(107)根据当前液压系统的富余能力通过控制第一电磁阀(103)和第二电磁阀(105)的开通和关断来切换富余油液能提取系统处于不同的工作模式，其四种工作模式的实现过程如下：

1)当常规飞机液压系统(101)没有富余能力且系统制冷和供电充足时，即图4(a)所示，此时需要通过工作模式控制器(107)将第一电磁阀(103)和电磁阀4(105)都关闭；

2)当富余的液压能只驱动液压马达(106)做功，此时，需要通过工作模式控制器(107)关闭第一电磁阀(103)，打开电磁阀(105)；

3)当蓄能器(104)和液压马达(106)同时工作，通过工作模式控制器(107)将第一电磁阀(103)和电磁阀(105)都打开；

4)当蓄能器(104)内部储存的液压能释放，驱动液压马达(106)做功，即图4(d)所示，此时，安全阀(102)没有液压油通过，通过工作模式控制器(107)将第一电磁阀(103)和电磁阀(105)都打开。

参见图5所示，传动装置(201)采用一分二的齿轮，输入端与液压马达同轴连接，两个输出端分别与压缩机(2021)和发电机(203)同轴连接，该传动装置能够在工作模式控制器(107)的控制下，根据系统的需求自由切换三种模式，即只带发电机(203)模式，只带压缩机(2021)模式，和同时带压缩机(2021)和发电机(203)模式。

参见图6(a)至图6(c)，传动装置(201)主要由三个齿轮组成，其中z1齿轮连接液压马达(106)，z2和z3齿轮分别连接压缩机(2021)和发电机(203)，液压马达旋转的机械功传递给z1齿轮，通过齿轮间的啮合，z1将机械能传递给z2和z3，然后z2和z3分别用于驱动压缩机(2021)和发电机(203)做功。传动装置实现三种工作模式的过程如下：

1)当工作在只带发电机工作模式下时，通过工作模式控制器(107)，控制传动装置(201)内部齿轮z1和z2之间离合，z1和z3之间啮合，液压马达的机械能通过传动装置(201)只传递给发电机(203)，见图6(a)；

2)当工作在只带发电机工作模式下时，通过工作模式控制器(107)，控制传动装置(201)内部齿轮z1和z3之间离合，z1和z2之间啮合，液压马达的机械能通过传动装置(201)只传递给压缩机(2021)，见图6(b)；

3)当工作在只带发电机工作模式下时，通过工作模式控制器(107)，控制传动装置(201)内部齿轮z1和z2、z3都啮合，液压马达的机械能通过传动装置(201)同时传递给发电机(203)和压缩机(2021)，见图6(c)。

所述的工作模式控制器(107)通过当前检测飞机液压系统的富余能力和系统的发电和制冷需求，合理的选择液压系统的工作模式。因为飞机飞行过程中，冷能不足比电能不足更常见，一般情况下，系统默认为带压缩机(2021)模式。

根据图7油箱蓄冷示意图，油箱蓄冷系统与蒸发器(2022)的热端接口相连。油箱蓄冷系统内部流动的工质为pao油液。循环泵(301)用于驱动管道内部的pao油液在蓄冷油箱系统中流动起来，三通阀(302)通过温度控制器(305)来调节，用于分配流经液压油箱中油浸式换热器(303)和燃油油箱中油浸式换热器(306)的流量。所述的温度传感器(304)用于测量液压油箱中液压油的温度。

参见图7所示，油箱蓄冷系统中，三通阀的选取应该和pao油液的流量相匹配，温度传感器(304)用于测量液压油箱中液压油的温度，其测温范围选取为-50-200℃。本发明中的燃油蓄冷油箱(307)可以为飞机主油箱以外的其他油箱，用于储存pao油液中的冷能。

液压油温度控制器的设计可以基于st系列单片机、dsp或者arm等处理器，控制算法采用了增量pid控制算法。

参见图8，本系统中增量式pid(比例积分微分)控制算法的实现过程如下：

1.在系统初始化以后，设置液压油箱内油液温度控制目标为ts；根据液压油箱的控温需求，设置温度传感器的检测周期t；

2.温度传感器检测到当前的油液温度为tc，并将其送入控制器，控制器使用中值滤波算法，得出当前的信号为tc[n]；

3.计算得到当前油液温度偏差为e[n]＝tc[n]-ts，根据增量式pid控制算法，控制器计算当前三通阀的调整幅度为：δu[n]＝kp{e[n]-e[n-1]}+kie[n]+kd{e[n]-2e[n-1]+e[n-2]}，其中，kp，ki和kd分别为比例积分微分参数，其整定方法和普通pid参数整定方法一致。即当前控制器的输出为：u[n]＝u[n-1]+δu[n]。

4.更新当前e[n]e[n-1]e[n-2]的值，让e[n-2]＝e[n-1]，e[n-1]＝e[n]。

最后判断当前控温是否结束，如果控温没结束则继续开始下一次控温循环，如果控温结束，当前程序结束。