具有强过载能力的航空高压直流发电系统及其控制方法与流程

本发明属于高压直流发电技术领域，特别涉及了一种具有强过载能力的航空高压直流发电系统。

背景技术：

高压直流发电系统是先进飞机电源系统的典型技术特征，具有效率高、易实现并联供电、供电容量大、可靠性高等优点，在先进飞机上已成功应用。

大功率负载装置对高压直流发电系统的强过载能力提出了较高要求。通过在高压直流发电系统中增加储能单元，能够提升发电系统的过载能力，但储能单元体积重量大，可靠性差，且从主电源系统提取脉冲功率，一方面影响飞机电力系统的稳定性,另一方面对主发动机及其附件传动机构冲击大，严重危害飞机性能和飞行安全。

通过增加主发电系统设计容量，能够满足短时过载功率要求，但在飞机巡航等飞行状态下，发电系统仅工作在较低功率水平，该设计方案造成飞机电源系统重量大，并且在提取脉冲功率时，仍无法避免对飞机电力系统和传动机构的影响。

技术实现要素：

为了解决上述背景技术提出的技术问题，本发明提供的实施例提供一种具有强过载能力的航空高压直流发电系统，解决传统的高过载发电系统方案造成的系统体积重量大、脉冲功率提取时飞机电力系统稳定性差和发动机附件传动机匣冲击大等难题。

为了实现上述技术目的，本发明的技术方案为：

本发明为一种具有强过载能力的航空高压直流发电系统，该系统包括：组合动力装置2，起动发电机控制器3，汇流条4，一号主断路器5，二号主断路器7；

其中，组合动力装置2包括组合动力装置飞轮9、组合动力装置轴10、组合动力装置冷却涡轮11、组合动力装置压气机12、组合动力装置起动发电机13、组合动力装置动力涡轮14和组合动力装置燃烧室15，且组合动力装置飞轮9、组合动力装置冷却涡轮11、组合动力装置压气机12、组合动力装置起动发电机13和组合动力装置动力涡轮14依次同轴连接，安装在组合动力装置轴10上；所述组合动力装置起动发电机13通过电力连接线连接至起动发电机控制器3，所述起动发电机控制器3通过电力连接线连接至汇流条4，所述汇流条4通过电力连接线经过一号主断路器5与主电力系统6连接，汇流条4通过电力连接线经过二号主断路器7和大功率负载装置8连接。

进一步的，所述组合动力装置起动发电机13包括位置传感器、电励磁双凸极电机16和永磁同步电机17，所述起动发电机控制器3包括第一开关至第七开关、起动控制单元、全桥逆变器、发电控制单元，以及励磁功率电路、第一桥式不控整流电路、第二桥式不控整流电路；

所述电励磁双凸极电机16、永磁同步电机17和位置传感器依次同轴连接，均安装于组合动力装置轴10上；所述永磁同步电机17电枢绕组第一出线端分别与第一桥式不控整流电路输入端连接，第一桥式不控整流电路输出正端与第三开关的第一触点连接，第三开关的第二触点与汇流条4正端连接，第一桥式不控整流电路输出负端与汇流条4负端连接；所述永磁同步电机17电枢绕组第一出线端分别与第二开关的第一触点连接，第二开关的第二触点分别与全桥逆变器输出端连接，全桥逆变器输入正端与第一开关的第一触点连接，第一开关的第二触点与汇流条4正端连接，全桥逆变器输入负端与汇流条4负端连接。

进一步的，所述电励磁双凸极电机16电枢绕组采用星形连接方式，电励磁双凸极电机16电枢绕组出线端与永磁同步电机17电枢绕组第二出线端分别串联，同时，电励磁双凸极电机16电枢绕组出线端分别引出，与第五开关的第一触点连接，第五开关的第二触点分别与第二桥式不控整流电路输入端连接，第二桥式不控整流电路输出正端与第四开关的第一触点连接，第二桥式不控整流电路输出负端与第四开关的第二触点连接；所述电励磁双凸极电机16的励磁绕组的出线端分别引出，与励磁功率电路的输出端连接；励磁功率电路输入正端与第六开关的第二触点连接，第六开关的第一触点与第四开关第一触点连接，励磁功率电路输入负端与第四开关第二触点连接。励磁功率电路输入正端与第七开关第一触点连接，第七开关第二触点与汇流条4正端连接，励磁功率电路输入负端与汇流条4负端连接。

本发明还提供上述具有强过载能力的航空高压直流发电系统的控制方法，所述的控制方法包括以下步骤：

步骤一，通过电流传感器、电压传感器分别获取全桥逆变器的输出电流信号以及输出电压信号，通过位置传感器获取组合动力装置起动发电机13转子位置信号，并发送至发电控制单元；

步骤二，所述发电控制单元通过输出开关控制信号分别控制第一至第七开关闭合或断开，根据飞机飞行状态实现飞机飞行中的四种模式：地面起动模式、冷却模式、应急模式和作战模式。

进一步的，所述步骤一具体为：

第一电流传感器、第二电流传感器检测获得的全桥逆变器输出第一电流信号、全桥逆变器输出第二电流信号，传输至起动控制单元，第三电流传感器检测获得的励磁绕组电流信号传输至发电控制单元，电压传感器检测获得的第一桥式不控整流电路输出端电压信号传输至发电控制单元；位置传感器检测获得的组合动力装置起动发电机13转子位置信号传输至起动控制单元，用于检测组合动力装置起动发电机13转子位置。

进一步的，所述地面起动模式下，收到起动指令信号后，起动发电机控制器3首先进行自检，自检完成后，汇流条功率控制器发出信号，闭合一号主断路器5，断开二号主断路器7，发电控制单元发出信号，闭合第一开关、第二开关、第七开关，断开其他开关，此时，主电力系统6为汇流条4供电，主汇流条4供电给起动发电机控制器3。发电控制单元调节励磁功率电路中的t7、t8两个功率开关管占空比，从而调节励磁绕组的电流至最大值；起动控制单元调节全桥逆变器中的t1、t2、t3、t4、t5、t6六个功率开关管占空比，调节永磁同步电机电枢绕组24中的每相电流，从而产生并控制组合动力装置起动发电机13的转矩，带动组合动力装置2的转子旋转，组合动力装置2达到起动转速后喷油点火，起动成功后进入稳定工作状态。

进一步的，所述冷却模式下，组合动力装置燃烧室15不工作，收到冷却指令信号后，汇流条功率控制器发出信号，闭合一号主断路器5，断开二号主断路器7，发电控制单元发出信号，闭合第一开关、第二开关、第七开关，断开其他开关。此时，主电力系统6为汇流条4供电，主汇流条4供电给起动发电机控制器3；发电控制单元调节励磁功率电路中的功率开关管占空比，从而调节励磁绕组的电流大小；起动控制单元调节全桥逆变器中的功率开关管占空比，调节永磁同步电机电枢绕组24中的每相电流，通过协同控制励磁绕组的电流大小和永磁同步电机电枢绕组24中的每相电流，从而产生并控制组合动力装置起动发电机13的转矩，带动组合动力装置2的转子旋转。组合动力装置冷却涡轮11高速旋转，其出口气流膨胀，气流温度降低，该冷却气流为座舱和飞机系统等进行冷却。

进一步的，所述应急模式下，飞机主电源系统无法供电，收到应急指令信号后，汇流条功率控制器发出信号，闭合一号主断路器5，断开二号主断路器7；进入应急模式之前，组合动力装置飞轮9已储存了机械能。进入应急模式后，所述控制方法根据组合动力装置燃烧室工作状态，分为两种应急模式控制方法。

更进一步的，组合动力装置燃烧室不工作，采用所述应急模式第一控制方法，具体为，发电控制单元发出信号，闭合第三开关、第五开关、第六开关，断开其他开关。发电控制单元检测得到第一桥式不控整流电路输出端电压信号与输出端电压给定信号比较后，经过输出电压调节环节，生成励磁绕组电流给定信号，检测得到的励磁绕组电流信号，与励磁绕组电流给定信号相比较后，经过励磁电流调节环节，生成励磁功率电路中的功率开关管斩波控制的控制信号，控制励磁功率电路开关管斩波，维持第一桥式不控整流电路输出端电压为额定值。

更进一步的，组合动力装置燃烧室工作，采用所述应急模式第二控制方法，具体为，发电控制单元发出信号，闭合第三开关、第四开关、第五开关，断开其他开关。

更进一步的，所述作战模式下，收到应急指令信号后，汇流条功率控制器发出信号，闭合二号主断路器7，断开一号主断路器5，发电控制单元发出信号，闭合第三开关、第四开关，第五开关，断开其他开关。

采用上述技术方案带来的有益效果：

(1)本发明采用带飞轮的组合动力装置驱动组合动力装置起动发电机提供脉冲功率，避免了对飞机主电力系统的干扰，提高了电力系统的稳定性。组合动力装置起动发电机安装于组合动力装置内部，取消了附件传动机匣，在提取脉冲功率时避免了对齿轮等传动机构的冲击，提升了可靠性。

(2)本发明的高压直流发电系统不需要储能单元提供脉冲功率，减小了体积重量，可靠性高。

(3)本发明的高压直流发电系统能够进行工作模态切换，根据飞机工作需求和当前状态，提供不同工作模式：在飞机处于地面维护状态时，能够实现自起动；在飞机处于巡航状态时，高速旋转的冷却涡轮提供冷却空气，为飞机系统和座舱散热；在飞机处于应急状态时，提供应急电能；在飞机处于作战状态时，提供强过载脉冲功率。本发明的高压直流发电系统集多种功能于一体，显著简化了飞机系统结构，降低重量，提升可靠性。

(4)本发明的高压直流发电系统在应急模式下，能够根据飞行高度和组合动力装置状态，自适应提供应急电能：飞机高度较高，组合动力装置燃烧室未工作，转速不断下降，高压直流发电系统能够通过断路器切换选择，调节电励磁双凸极电机励磁绕组电流，实现变转速下的稳压输出，且为自励形式，独立工作，可靠性高；组合动力装置燃烧室工作，转速恒定，通过断路器切换选择，利用永磁同步电机提供应急电能，应急电源输出功率更大，功率密度更高。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1是本发明的具有强过载能力的航空高压直流发电系统结构图；

图2是本发明的航空高压直流起动发电机系统结构图；

图3a是本发明的永磁同步电机结构示意图；

图3b是本发明的电励磁双凸极电机结构示意图；

图3c是本发明的组合动力装置起动发电机13截面示意图（忽略绕组与位置传感器）；

图4是本发明的全桥逆变器结构图；

图5是本发明的桥式不控整流电路1结构图；

图6为本发明的励磁功率电路结构图；

图7a是本发明的具有强过载能力的航空高压直流发电系统地面起动模式控制流程图；

图7b是本发明的具有强过载能力的航空高压直流发电系统冷却模式控制流程图；

图7c是本发明的具有强过载能力的航空高压直流发电系统应急模式控制流程图；

图7d是本发明的具有强过载能力的航空高压直流发电系统作战模式控制流程图。

附图中的各个标号分别表示：1-具有强过载能力的航空高压直流发电系统，2-组合动力装置，3-起动发电机控制器，4-汇流条，5-一号主断路器，6-主电力系统，7-二号主断路器，8-大功率负载装置，9-组合动力装置飞轮，10-组合动力装置轴，11-组合动力装置冷却涡轮，12-组合动力装置压气机，13-组合动力装置起动发电机，14-组合动力装置动力涡轮，15-组合动力装置燃烧室，16-电励磁双凸极电机，17-永磁同步电机，18-电励磁双凸极电机定子铁心，19-电励磁双凸极电机转子铁心，20-电励磁双凸极电机电枢绕组，21-电励磁双凸极电机励磁绕组，22-永磁同步电机定子铁心，23-永磁同步电机转子铁心，24-永磁同步电机电枢绕组，25-永磁同步电机永磁体。

具体实施方式

为使本领域技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细描述。下文中将详细描述本发明的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。本技术领域技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本发明的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组。应该理解，当我们称元件被“连接”或“耦接”到另一元件时，它可以直接连接或耦接到其他元件，或者也可以存在中间元件。此外，这里使用的“连接”或“耦接”可以包括无线连接或耦接。这里使用的措辞“和/或”包括一个或更多个相关联的列出项的任一单元和全部组合。本技术领域技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语（包括技术术语和科学术语）具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。

实施例1

本发明实施例1提供一种具有强过载能力的航空高压直流发电系统，图1所示本发明的具有强过载能力的航空高压直流发电系统1结构简图，该系统包括组合动力装置2，起动发电机控制器3，汇流条4，一号主断路器5，二号主断路器7。

其中，组合动力装置2包括组合动力装置飞轮9、组合动力装置轴10、组合动力装置冷却涡轮11、组合动力装置压气机12、组合动力装置起动发电机13、组合动力装置动力涡轮14和组合动力装置燃烧室15，且组合动力装置飞轮9、组合动力装置冷却涡轮11、组合动力装置压气机12、组合动力装置起动发电机13和组合动力装置动力涡轮14依次同轴连接，安装在组合动力装置轴10上。组合动力装置起动发电机13通过电力连接线连接至起动发电机控制器3，起动发电机控制器3通过电力连接线连接至汇流条4，汇流条4通过电力连接线经过一号主断路器5与主电力系统6连接，汇流条4通过电力连接线经过二号主断路器7和大功率负载装置8连接。

图2是本发明的航空高压直流起动发电机系统结构图，图2中各个元件标识与图1中的一致。

其中，组合动力装置起动发电机13包括位置传感器、电励磁双凸极电机17和永磁同步电机18，起动发电机控制器3包括开关k1、开关k2，开关k3，开关k4,开关k5，开关k6，开关k7，起动控制单元、全桥逆变器、发电控制单元，励磁功率电路、桥式不控整流电路1、桥式不控整流电路2。

电励磁双凸极电机16、永磁同步电机17和位置传感器同轴连接，均安装于组合动力装置轴10上。永磁同步电机17电枢绕组第1出线端分别与桥式不控整流电路1输入端连接，桥式不控整流电路1输出正端与开关k3的第1触点连接，开关k3的第2触点与汇流条4正端连接，桥式不控整流电路1输出负端与汇流条4负端连接。永磁同步电机17电枢绕组第1出线端分别与开关k2的第1触点连接，开关k2的第2触点分别与全桥逆变器输出端连接，全桥逆变器输入正端与开关k1的第1触点连接，开关k1的第2触点与汇流条4正端连接，全桥逆变器输入负端与汇流条4负端连接。

电励磁双凸极电机16电枢绕组采用星形连接方式，电励磁双凸极电机16电枢绕组出线端与永磁同步电机17电枢绕组第2出线端分别串联，同时，电励磁双凸极电机16电枢绕组出线端分别引出，与开关k5的第1触点连接，开关k5的第2触点分别与桥式不控整流电路2输入端连接，桥式不控整流电路2输出正端与开关k4的第1触点连接，桥式不控整流电路2输出负端与开关k4的第2触点连接。电励磁双凸极电机16的励磁绕组的出线端分别引出，与励磁功率电路的输出端连接。励磁功率电路输入正端与开关k6的第2触点连接，开关k6的第1触点与开关k4第1触点连接，励磁功率电路输入负端与开关k4第2触点连接。励磁功率电路输入正端与开关k7第1触点连接，开关k7第2触点与汇流条4正端连接，励磁功率电路输入负端与汇流条4负端连接。

电流传感器ha1、电流传感器hb1检测获得的全桥逆变器输出电流信号ia1、全桥逆变器输出电流信号ib1，传输至起动控制单元，电流传感器hf1检测获得的励磁绕组电流信号if1传输至发电控制单元，电压传感器hgd检测获得的桥式不控整流电路1输出端电压信号ugd1传输至发电控制单元。位置传感器检测获得的组合动力装置起动发电机13转子位置信号传输至起动控制单元，用于检测组合动力装置起动发电机13转子位置。发电控制单元输出开关控制信号sk1、sk2、sk3、sk4、sk5、sk6、sk7分别控制开关k1、开关k2，开关k3，开关k4,开关k5，开关k6、开关k7闭合或断开。

图3a是本发明的电励磁双凸极电机16结构示意图，包括电励磁双凸极电机定子铁心18，电励磁双凸极电机转子铁心19，电励磁双凸极电机电枢绕组20，电励磁双凸极电机励磁绕组21，电励磁双凸极电机定子铁心18包括12个定子极，电励双凸极电机转子铁心19包括10个转子极。电励磁双凸极电机电枢绕组20和电励磁双凸极电机励磁绕组21均绕制在电励磁双凸极电机定子铁心18的定子极上。

图3b是本发明的永磁同步电机17结构示意图，包括永磁同步电机定子铁心22，永磁同步电机转子铁心23，永磁同步电机电枢绕组24，永磁同步电机永磁体25，永磁同步电机定子铁心22包括24个定子极，永磁同步电机永磁体25采用表贴结构，永磁同步电机17为三相10对极结构。

图3c是本发明的组合动力装置起动发电机13截面示意图，图3c中各个元件标识和图3a、图3b中的一致，图3c忽略了电励磁双凸极电机16电枢绕组、电励磁双凸极电机16励磁绕组、永磁同步电机17电枢绕组以及位置传感器，图3c包括电励磁双凸极电机定子铁心18，电励磁双凸极转子铁心19，永磁同步电机定子铁心22，永磁同步电机转子铁心23，永磁同步电机永磁体25，组合动力装置轴10，电励磁双凸极电机16和永磁同步电机17同轴连接，均安装于组合动力装置轴10上。

图4是本发明全桥逆变器结构图，包括t1、t2、t3、t4、t5、t6六个功率开关管，d1、d2、d3、d4、d5、d6六个二极管，和电容c3，功率开关管t1的发射极与二极管d1的阳极连接，功率开关管t1的集电极与二极管d1的阴极连接，功率开关管t2的发射极与二极管d2的阳极连接，功率开关管t2的集电极与二极管d2的阴极连接，功率开关管t3的发射极与二极管d3的阳极连接，功率开关管t3的集电极与二极管d3的阴极连接，功率开关管t4的发射极与二极管d4的阳极连接，功率开关管t4的集电极与二极管d4的阴极连接，功率开关管t5的发射极与二极管d5的阳极连接，功率开关管t5的集电极与二极管d5的阴极连接，功率开关管t6的发射极与二极管d6的阳极连接，功率开关管t6的集电极与二极管d6的阴极连接，功率开关管t1的发射极与功率开关管t1的集电极连接，功率开关管t3的发射极与功率开关管t6的集电极连接，功率开关管t5的发射极与功率开关管t2的集电极连接，功率开关管t1的集电极、功率开关管t3的集电极与功率开关管t5的集电极连接构成全桥逆变器输入正端，功率开关管t4的发射极、功率开关管t6的发射极与功率开关管t2的发射极连接构成全桥逆变器输入负端，功率开关管t1的发射极、功率开关管t3的发射极与功率开关管t5的发射极分别构成全桥逆变器输出端。起动控制单元输出控制信号pwmt1～t6，控制全桥逆变器中的功率开关管t1～t6斩波。

图5是本发明的桥式不控整流电路1结构图，包括d11、d12、d13、d14、d15、d16六个二极管。二极管d11的阴极、二极管d13的阴极与二极管d15的阴极连接构成桥式不控整流电路1输出正端，二极管d14的阳极、二极管d16的阳极与二极管d12的阳极连接构成桥式不控整流电路1输出负端，二极管d11的阳极与二极管d14的阴极连接，二极管d13的阳极与二极管d16的阴极连接，二极管d15的阳极与二极管d12的阴极连接，二极管d11的阳极、二极管d13的阳极与二极管d15的阳极分别构成桥式不控整流电路1输入端。

本发明的桥式不控整流电路2结构与桥式不控整流电路1结构相同。

实施例2

基于上述直流发电系统，本实施例还提供其该发电系统的控制方法，所述控制方法包括以下步骤：

步骤一，通过电流传感器、电压传感器分别获取全桥逆变器的输出电流信号以及输出电压信号，通过为位置传感器获取组合动力装置起动发电机13转子位置信号，并发送至发电控制单元；

步骤二，所述发电控制单元通过输出开关控制信号分别控制第一至第七开关闭合或断开，根据飞机飞行状态实现飞机飞行中的四种模式：地面起动模式、冷却模式、应急模式和作战模式。

步骤一，首先，电流传感器ha1、电流传感器hb1检测获得的全桥逆变器输出电流信号ia1、全桥逆变器输出电流信号ib1，传输至起动控制单元，电流传感器hf1检测获得的励磁绕组电流信号if1传输至发电控制单元，电压传感器hgd检测获得的桥式不控整流电路1输出端电压信号ugd1传输至发电控制单元。位置传感器检测获得的组合动力装置起动发电机13转子位置信号传输至起动控制单元，用于检测组合动力装置起动发电机13转子位置。发电控制单元输出开关控制信号sk1、sk2、sk3、sk4、sk5、sk6、sk7分别控制开关k1、开关k2，开关k3，开关k4,开关k5，开关k6、开关k7闭合或断开。

图6为本发明的励磁功率电路结构图，包括t7、t8两个功率开关管，d7、d8两个二极管，发电控制单元输出控制信号pwmt7～t8，控制励磁功率电路中的功率开关管t7、t8斩波。

图7a、图7b、图7c、图7d是本发明的具有强过载能力的航空高压直流发电系统控制流程图，分为地面起动模式、冷却模式、应急模式和作战模式四种模式。图7a是地面起动模式控制流程图，飞机处于地面维护状态。收到起动指令信号后，起动发电机控制器3首先进行自检，自检完成后，汇流条功率控制器发出信号，闭合一号主断路器5，断开二号主断路器7，发电控制单元发出信号，闭合开关k1、开关k2、开关k7，断开其他开关，此时，主电力系统6为汇流条4供电，主汇流条4供电给起动发电机控制器3。此时，来自汇流条4的电能输入给励磁功率电路，发电控制单元调节励磁功率电路中的t7、t8两个功率开关管占空比，从而调节励磁绕组的电流至最大值；同时，来自汇流条4的电能输入给全桥逆变器，起动控制单元调节全桥逆变器中的t1、t2、t3、t4、t5、t6六个功率开关管占空比，从而调节永磁同步电机电枢绕组24中的每相电流，从而产生并控制组合动力装置起动发电机13的转矩，带动组合动力装置2的转子旋转，组合动力装置2达到起动转速后喷油点火，起动成功后进入稳定工作状态。

图7b是冷却模式控制流程图，飞机处于巡航状态，组合动力装置燃烧室15不工作，组合动力装置冷却涡轮11为座舱、飞机系统等提供冷却空气。收到冷却指令信号后，汇流条功率控制器发出信号，闭合一号主断路器5，断开二号主断路器7，发电控制单元发出信号，闭合开关k1、开关k2、开关k7，断开其他开关。此时，主电力系统6为汇流条4供电，主汇流条4供电给起动发电机控制器3。此时，来自汇流条4的电能输入给励磁功率电路，发电控制单元调节励磁功率电路中的t7、t8两个功率开关管占空比，从而调节励磁绕组的电流大小；同时，来自汇流条4的电能输入给全桥逆变器，起动控制单元调节全桥逆变器中的t1、t2、t3、t4、t5、t6六个功率开关管占空比，从而调节永磁同步电机电枢绕组24中的每相电流，通过协同控制励磁绕组的电流大小和永磁同步电机电枢绕组24中的每相电流，从而产生并控制组合动力装置起动发电机13的转矩，带动组合动力装置2的转子旋转。组合动力装置冷却涡轮11高速旋转，其出口气流膨胀，气流温度降低，该冷却气流为座舱和飞机系统等进行冷却。

图7c是应急模式控制流程图，飞机主电源系统无法供电，需要本发明的航空高压直流发电系统为主电力系统6提供应急电源。收到应急指令信号后，汇流条功率控制器发出信号，闭合一号主断路器5，断开二号主断路器7。由于进入应急模式之前，具有强过载能力的航空高压直流发电系统1已经在由汇流条4的供电下高速旋转，提供冷却气流，组合动力装置飞轮9储存了机械能。

进入应急模式后，若此时飞机在高空飞行，空气稀薄，组合动力装置燃烧室15无法工作，组合动力装置2转子的转速逐渐下降。发电控制单元发出信号，闭合开关k3、开关k5、开关k6，断开其他开关，此时，电励磁双凸极电机16出线端的交流电压经过桥式不控整流电路2进行整流，变为直流电压，为电励磁双凸极电机励磁绕组21供电。发电控制单元检测得到桥式不控整流电路1输出端电压信号ugd1与输出端电压给定信号ugdref比较后，经过输出电压调节环节，生成励磁绕组电流给定信号ifref，检测得到的励磁绕组电流信号if1，与励磁绕组电流给定信号ifref相比较后，经过励磁电流调节环节，生成励磁功率电路中的功率开关管t7、t8斩波控制的控制信号pwmt7～t8，控制励磁功率电路开关管t7、t8斩波，从而在转速变化下仍能控制上述航空高压直流发电系统的输出电压。

若此时组合动力装置燃烧室15工作，组合动力装置动力涡轮14产生轴功率，能够维持组合动力装置2转子的转速不变。发电控制单元发出信号，闭合开关k3、开关k4、开关k5，断开其他开关，此时组合动力装置起动发电机13中电励磁双凸极电机16被短路，且励磁绕组电流由于开关k6的断开而不存在，因而电励磁双凸极电机电枢绕组20不存在短路电流，永磁同步电机17电枢绕组第2出线端被全部短接在一起，相当于电励磁双凸极电机16被切除，永磁同步电机17对外发电，由于永磁同步电机17为表贴式永磁电机，外特性硬，当转速不变时，整流输出电压随负载变化较小。切除电励磁双凸极电机16的目的是降低组合动力装置起动发电机13的绕组电感从而减小换相压降，减少铜损，从而提升系统效率。

图7d为作战模式控制流程图，飞机处于作战状态，组合动力装置起动发电机13需要为大功率负载装置8提供强过载的脉冲电源。收到应急指令信号后，汇流条功率控制器发出信号，闭合二号主断路器7，断开一号主断路器5，发电控制单元发出信号，闭合开关k3、开关k4，开关k5，断开其他开关，此时组合动力装置起动发电机13中电励磁双凸极电机16被短路，且励磁绕组电流由于开关k6的断开而不存在，因而电励磁双凸极电机电枢绕组20不存在短路电流，永磁同步电机17电枢绕组第2出线端被全部短接在一起，相当于电励磁双凸极电机16被切除，永磁同步电机17对外发电，由于永磁同步电机17为表贴式永磁电机，外特性硬，过载能力强，当转速不变时，能够为大功率负载装置8提供脉冲功率。切除电励磁双凸极电机16的目的是降低组合动力装置起动发电机13的绕组电感，减小去磁电枢反应、换相压降和铁心饱和因素，提高系统过载能力。

本发明的思路及方法，具体实现该技术方案的方法和途径很多，以上仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。本实施例中未明确的各组成部份均可用现有技术加以实现。