一种飞行器电液热控制方法及系统与流程

本发明涉及飞行器能源与热管理一体化，具体而言，涉及一种飞行器电液热控制方法及系统。

背景技术：

1、在飞行器的机载环境中，电能、液压能和热沉资源匮乏，有效载荷、空间都十分有限，因此大功率设备的供电、供液和热管理系统既要满足高负荷的供电、供液和热管理需求，又要尽可能地降低供电、供液和热管理系统本身的能耗、重量和体积以及对机载资源的调度。现有的飞行器电能、液压能供给和热管理体系无法满足机载大功率设备的供电、供液和散热需求。如果大功率设备设计的供电、供液和热管理系统与常规方式相同，最大电功率必须不小于大功率设备的峰值电负载，最大液压功率必须不小于大功率设备的峰值液压负载，最大制冷量必须不小于大功率设备的峰值热负载，使得供电、供液和热管理系统的体积重量更加庞大。

2、现有大功率设备供电、供液和热管理系统以分立式设计为主，各子系统的能量流相互独立，重量为吨级。采用集成式的飞行器电液热系统，可以打破传统供电、供液和热管理系统功能结构独立的设计体系，解决传统系统过设计的问题。飞行器电液热系统可以包括热管理装置、供电装置、大功率装置、液压装置、流体装置。流体装置供给的流体可以流经热管理装置、液压装置并与热管理装置、液压装置进行换热，然后流体输送至供电装置内驱动供电装置发电，供电装置可以分别向大功率装置、液压装置供给电能，大功率装置工作产生的热量可以传递至热管理装置中。大功率装置可以是飞行器的武器设备或雷达设备。在飞行器的大功率装置运行时，除了飞行器上其他装置的需求，如何满足大功率装置很大功率的电能、液压能和散热量的需求，成为飞行器电液热系统能否正常运行的一大难题。

技术实现思路

1、为解决如何维持飞行器电液热系统的正常运行的问题，本发明提供了一种飞行器电液热控制方法及系统。

2、第一方面，本发明提供了一种飞行器电液热控制方法，包括：

3、步骤s11，基于飞行器的飞行且用电信号触发，所述飞行器的流体装置的流体阀门开启；其中，所述用电信号包括大功率装置触发的用电信号、液压装置触发的用电信号中的一个或多个组合；

4、步骤s12，基于所述流体阀门开启，所述流体装置排出流体驱动供电装置发电；其中，所述流体装置供给的流体流经所述液压装置；所述液压装置与所述供电装置电连接；

5、步骤s13，基于所述大功率装置和/或所述液压装置启动，获取所述大功率装置的温度和/或所述液压装置的温度；其中，所述大功率装置与所述供电装置电连接；

6、步骤s14，基于所述大功率装置的温度大于等于第一温度阈值，所述飞行器的热管理装置的第一热交换单元启动；其中，所述热管理装置还包括相变换热器；所述第一热交换单元包括储液罐、液体泵、液冷器、第一热循环管；所述储液罐、所述液体泵、所述液冷器、所述相变换热器通过所述第一热循环管依次连通封闭循环通道；所述液冷器与所述大功率装置进行热量传递；

7、步骤s15，基于所述液压装置的温度大于等于第二温度阈值，所述液压装置中的液压油与所述流体装置的流体管道中的流体通过所述液压装置的液压换热器进行热量传递。

8、在一些实施例中，所述飞行器电液热控制方法还包括：

9、步骤s141，基于所述相变换热器吸收热量大于等于热量阈值，所述热管理装置的第二热交换单元启动；其中，所述第二热交换单元包括压缩机、节流阀、冷凝器、第二热循环管；所述压缩机、所述相变换热器、所述节流阀、所述冷凝器通过所述第二热循环管依次连通封闭循环通道；所述第一热交换单元中的第一介质与所述第二热交换单元中的第二介质通过所述相变换热器中的相变介质进行热量传递。

10、在一些实施例中，所述飞行器电液热控制方法还包括：

11、步骤s16，基于所述冷凝器的温度大于等于第三温度阈值，所述供电装置的第一涡轮机排出的气流流经所述液压换热器、所述冷凝器，并与所述液压换热器、所述冷凝器进行热量传递；其中，所述供电装置包括第一供电单元；所述第一供电单元包括所述第一涡轮机、第一变速箱、第一发电机；所述第一涡轮机、所述第一变速箱、所述第一发电机依次驱动连接；所述流体装置供给的冲压空气驱动所述第一涡轮机；所述第一发电机与所述大功率装置电连接；所述第一发电机与所述液压装置电连接。

12、在一些实施例中，所述飞行器电液热控制方法还包括：

13、步骤s17，基于所述冷凝器的温度大于等于第三温度阈值，所述流体装置排出的流体依次流经所述冷凝器、所述液压换热器、所述供电装置；其中，所述流体装置排出的流体依次与所述冷凝器、所述液压换热器进行热量传递。

14、在一些实施例中，步骤s17中的所述供电装置包括第二供电单元；所述第二供电单元包括辅助动力器、第二变速箱、第二发电机；所述辅助动力器、所述第二变速箱、所述第二发电机依次驱动连接；所述流体装置供给的燃油通过所述流体装置的流体管道流经所述冷凝器、所述液压换热器至所述辅助动力器；所述流体装置供给的燃油驱动所述辅助动力器；所述第二发电机与所述大功率装置电连接；所述第二发电机与所述液压装置电连接。

15、在一些实施例中，步骤s17中的所述供电装置包括第三供电单元；所述第三供电单元包括催化反应器、燃料电池；所述催化反应器与所述燃料电池驱动连接；所述流体装置供给的燃油通过所述流体装置的流体管道流经所述冷凝器、所述液压换热器至所述催化反应器；所述流体装置供给的燃油驱动所述催化反应器；所述燃料电池与所述大功率装置电连接；所述燃料电池与所述液压装置电连接。

16、在一些实施例中，步骤s17中的所述供电装置包括第四供电单元；所述第四供电单元包括第二涡轮机、第三变速箱、第三发电机；所述第二涡轮机、所述第三变速箱、所述第三发电机依次驱动连接；所述流体装置供给的压缩介质通过所述流体装置的流体管道流经所述冷凝器、所述液压换热器至所述第二涡轮机；所述流体装置供给的压缩介质驱动所述第二涡轮机；所述第三发电机与所述大功率装置电连接；所述第三发电机与所述液压装置电连接。

17、在一些实施例中，所述飞行器电液热控制方法还包括：

18、步骤s151，基于所述液压装置的温度小于第二温度阈值，所述流体管道中的流体流经所述液压装置的支路管道。

19、第二方面，本发明提供了应用于上述实施例的一种飞行器电液热系统，包括：

20、供电装置，所述供电装置用于供给电能；

21、流体装置，所述流体装置包括流体阀门、流体管道、流体供给部；所述流体阀门用于控制流体的输送状态；所述流体供给部存储的流体通过所述流体管道供给至所述供电装置；

22、液压装置，所述液压装置包括驱动单元、油滤、控制阀、执行单元、液压换热器、液压油箱、液压管道、支路管道；所述驱动单元、所述油滤、所述控制阀、所述执行单元、所述液压换热器、所述液压油箱通过所述液压管道依次连通封闭循环通道；所述液压换热器设置在所述流体管道上，并与所述流体管道连通；所述支路管道设置在所述流体管道上，并与所述流体管道连通；所述液压换热器与所述支路管道并联；所述驱动单元与所述供电装置电连接；所述液压管道中的液压油与所述流体管道中的流体通过所述液压换热器进行热量传递；所述液压装置用于向飞行器提供液压作动；

23、大功率装置，所述大功率装置与所述供电装置电连接；所述大功率装置用于辅助飞行器的飞行作业；

24、热管理装置，所述热管理装置包括第一热交换单元、相变换热器；所述第一热交换单元包括储液罐、液体泵、液冷器、第一热循环管；所述储液罐、所述液体泵、所述液冷器、所述相变换热器通过所述第一热循环管依次连通封闭循环通道；所述液冷器与所述大功率装置进行热量传递。

25、在一些实施例中，所述热管理装置还包括第二热交换单元，所述第二热交换单元包括压缩机、节流阀、冷凝器、第二热循环管；所述压缩机、所述相变换热器、所述节流阀、所述冷凝器通过所述第二热循环管依次连通封闭循环通道；所述第一热交换单元中的第一介质与所述第二热交换单元中的第二介质通过所述相变换热器中的相变介质进行热量传递。

26、为解决如何维持飞行器电液热系统的正常运行的问题，本发明有以下优点：

27、当液压装置和/或大功率装置的用电信号触发时，飞行器电液热系统可以通过流体装置供给至供电装置的流体进行发电，供电装置可以将电能分别供给至液压装置和/或大功率装置，使得液压装置和/或大功率装置可以正常工作。流体装置供给的流体可以流经液压装置的液压换热器，并带走液压装置工作产生的热量和/或大功率装置工作产生的热量可以传递至热管理装置，从而可以避免液压装置和/或大功率装置工作过热，保证飞行器在大功率装置运行时的飞行安全。