控制接触器模块断开航空电源电池的负载。
[0111] 步骤5. 4 :当整体电池组的充电总电流值大于整体电池组充放电总电流上限阈值 时，主控制器模块发送控制信号至过压过流保护模块，控制接触器模块断开航空电源电池 的电池充电器。
[0112] 步骤5. 5 :当整体电池组的放电总电流值小于整体电池组充放电总电流下限阈值 时，主控制器模块发送控制信号至过压过流保护模块，控制接触器模块断开航空电源电池 的负载。
[0113] 步骤6 :主控制器模块根据单电池组的单体电池的电压值计算单电池组的单体电 池的电压偏差，送控制信号至子板控制模块，子板控制模块对单电池组的单体电池进行能 量均衡控制。
[0114] 步骤6. 1 :设定单电池组的单体电池偏差上限阈值。
[0115] 本实施方式中，设定的单电池组的单体电池偏差上限阈值为0. 005V。
[0116] 步骤6.2 :当单电池组的单体电池的电压偏差大于单电池组的单体电池偏差上限 阈值时，主控制器模块发送控制信号至子板控制模块，子板控制模块对电压过大的单电池 组的单体电池进行放电。
[0117] 步骤7 :主控制器模块根据实时采集的航空电源的整体电池组的充电总电压、整 体电池组的放电总电压、整体电池组的充电总电流、整体电池组的放电总电流和整体电池 组温度值进行航空电源电池的S0C值和航空电源电池S0H值估算。
[0118] 步骤7. 1 :采用randies模型对航空电源电池进行建模，如图12所示，得到航空电 源电池randies模型。
[0119] 图12中，Uocv(SOC)为航空电源电池组的开路电压，&为航空电源电池组欧姆内 阻，札为放电环节惯性电阻，R2为放电环节惯性电阻，q为极化电容，C2为极化电容，R&、 R2C2两个RC环节为了描述航空电源电池组极化效应，L的电压为1，R2的电压SU2，充放 电总电流为I，定义时间常数、=!?&，t2=R2C2，根据图12的电路图可得S0C的函数 Uocv(SOC)公式如式（1)、式（2)和式（3)如下：
[0120] Uocv(SOC) =IRo+U^^ (1)
[0121]
[0122]
[0123] 其中，％ 为电压U丨的初值，U2为电压U2的初值，t为时间。
[0124] 对S0C的函数UQCT(S0C)公式进行0CV-S0C拟合，引入自然指数函数并用6项多项 式拟合，得到拟合的S0C的函数Ua^SOC)公式如式（4)所示：
[0125]
(4)
[0126] 其中，apai、a2. . .a6、Ivh为航空电源电池组本身特性相关的参数，根据设计实 验：首先，将航空电源电池组涓流充满，断电；其次，充分静置约3小时，记录S0C= 100%时 航空电源电池组的开路电压UaJSOC);随后，使用小电流阶段放电的方法，步进式地将航空 电源电池组的S0C调整至90%、80%、70% . . .、20%等，并在每一次调整完毕后充分静置以 获取准确的航空电源电池组的开路电压UmJSOC)，从而得到航空电源电池组的0CV-S0C曲 线，然后用最小二乘法拟合即可估计出参数. .aplvlv
[0127]忽略温度、循环次数等因素的影响，进行混合脉冲功率试验（HPPC)，即对航空电源 电池组以恒流放电l〇s，静置40s，恒流充电10s，静置40s，记录航空电源电池组电流和端电 压，根据参数辨识计算得到航空电源电池randies模型中的航空电源电池组内阻&、放电环 节惯性电阻&、放电环节惯性电阻R2、极化电容Q、极化电容C2、&的电压Ui、R2的电压U2和 充放电总电流I。
[0128] 在考虑航空电源电池组温度和放电倍率对航空电源电池模型的影响，对拟合的 S0C的函数UQCT(S0C)公式（4)进行修正，得到修正的S0C的函数UQCT(S0C)公式如式（5)所 示：
[0129]
(5)
[0130] 其中，Cl、c2、c3、屯、d2、d3为航空电源电池组实验曲线标定参数，T为整体电池组温 度值，C为航空电源电池组当前放电倍率。
[0131] 步骤7.2 :将采集的整体电池组的充电总电压或放电总电压作为充放电总电压， 将整体电池组的充电总电流或放电总电流作为充放电总电流，将单电池组的单体电池温度 值的平均值作为整体电池组的温度值。
[0132] 本实施方式中，当航空电源电池在充电过程中将整体电池组的充电总电流作为充 放电总电流，将整体电池组的充电总电压作为充放电总电压，当航空电源电池在放电过程 中将整体电池组的放电总电流作为充放电总电流，将整体电池组的放电总电压作为充放电 总电压。
[0133] 步骤7. 3 :根据航空电源电池的randies模型，采用扩展卡尔曼滤波的方法，利用 实时采集的航空电源的整体电池组的充放电总电压、整体电池组的充放电总电流和整体电 池组的温度值估算出航空电源电池的S0C值和航空电源电池的S0H值。
[0134] 根据航空电源电池的randies模型采用扩展卡尔曼滤波的方法估算航空电源电 池的S0C值和S0H值方法如下：
[0135] 设采样时间为At，航空电源电池组总电量为％，则航空电源电池的S0C与充放电 总电流I、航空电源电池组电量Q之间的关系如式（6)所示：
[0136]
(6)
[0137] 其中，k为采样序列的序号，建立航空电源电池组状态方程如式（7)和式（8)所 示：
[0138]
[0139] UL (k) =Uovc(SOC(k)) +1 (k)Ro+Ui(k) +U2 (k) +u(k) (8)
[0140] 其中，队为充放电总电压、《 (k)为估算SOC时的驱动噪声，u(k)为估算SOC时 的量测噪声。
[0141] 设定系统状态变量为X(k) = [SOC(k)，Ui(k)，U2(k)]T，输入信号U(k) =I(k)，量 CN 104882931 A IXm -fJ 12/12页 测输出为Z(k)=队(k)，矩阵
3其中，n为充 放电倍率。[0142] 则系统量测-状态转换矩阵C(k)的计算方法如式（9)所示：
[0143] (9)
[0144] 采用上述参数，按照EKF的递推公式进行迭代，即可实时对航空电源电池的S0C值 进行估计。
[0145] 将航空电源电池组内阻IU乍为系统状态，得到航空电源电池组内阻的状态方程如 式（10)和式（11)所示：
[0146]R0k+1=R0k+rk (10)
[0147] UL (k) =Uocv(SOC(k)) +1 (k)Ro+Ui(k) +U2 (k)+n(k) (11)
[0148] 其中，rk为估算SOH时的驱动噪声，n(k)为估算SOH时的量测噪声。
[0149] 根据航空电源电池组内阻&估算出航空电源电池的SOH值，如式（12)所示：
[0150]
[0151] 其中，REa为航空电源电池组寿命终结时的电池内阻，Rn6W为航空电源电池组出厂 时的初始内阻。
[0152] 步骤8:上位机显示航空电源的整体电池组的充电总电压值、整体电池组的放电 总电压值、整体电池组的充电总电流值、整体电池组的放电总电流值、整体电池组的外界大 气压力值、各单电池组的温度值、单电池组的单体电池的电压值、航空电源电池的S0C值和 航空电源电池的S0H值。
【主权项】
1. 一种航空电源电池管理系统，其特征在于，包括主控制单元、监控子单元和上位机； 所述的主控制单元，包括主控制器模块、充放电电压测量模块、充放电电流测量模块、 过压过流保护模块、A/D转换模块、接触器模块、气压采集模块和isoSPI转换模块； 所述的监控子单元有多个，各监控子单元均包括子板控制模块和温度测量模块； 所述的充放电电压测量模块的输入端连接航空电源的整体电池组两端，充放电电流测 量模块的输入端连接航空电源的整体电池组的负载，充放电电压测量模块的输出端和充放 电电流测量模块的输出端连接A/D转换模块的输入端，A/D转换模块的输出端通过IIC总 线连接主控制器模块的第一输入端；所述的气压采集模块的输出端通过IIC总线连接主控 制器模块的第二输入端；所述的主控制器模块的第一输出端连接过压过流保护模块的输 入端，过压过流保护模块的输出端连接接触器模块的输入端，接触器模块的输出端连接航 空电源的整体电池组；所述的主控制器模块通过CAN总线连接上位机；所述的各温度测量 模块的输出端分别连接对应的子板控制模块的第一输入端，各子板控制模块的第二输入端 连接对应的单电池组两端；所述的各子板控制模块通过SPI总线连接isoSPI转换模块， isoSPI转换模块通过SPI总线连接主控制器模块。2. 根据权利要求1所述的航空电源电池管理系统，其特征在于，该系统还包括电源单 元，电源单元的输入端连接航空电源的整体电池组，电源单元的输出端连接主控制器模块 的电源端； 所述的电源单元，采用电压隔离转换器，用于将航空电源电池的电压转换为主控制单 元各模块和监控子单元各模块所需电压，为主控制单元各模块和监控子单元各模块供电。3. 根据权利要求1所述的航空电源电池管理系统，其特征在于，所述的主控制器模块， 采用单片机，用于根据采集的航空电源的整体电池组的充电总电压值、整体电池组的放电 总电压值、整体电池组的充电总电流值、整体电池组的放电总电流值和单电池组的单体电 池电压值进行电压、电流检测，并发送控制信号至过压过流保护模块；根据单电池组的单体 电池的电压值计算单电池组的单体电池的电压偏差，并发送控制信号至子板控制模块；根 据实时采集的航空电源的整体电池组的充电总电压、整体电池组的放电总电压、整体电池 组的充电总电流、整体电池组的放电总电流和整体电池组温度值进行航空电源电池的SOC 值和航空电源电池SOH值估算；将航空电源的整体电池组的充电总电压值、整体电池组的 放电总电压值、整体