本發(fā)明涉及航空發(fā)動機(jī)領(lǐng)域，更具體地，涉及一種用于航空混合動力系統(tǒng)的電機(jī)控制器以及由其執(zhí)行的電機(jī)控制器冷卻方法。

背景技術(shù)：

1、目前對于節(jié)能、環(huán)保的呼聲越來越高，對于傳統(tǒng)燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)節(jié)能減排的挖掘日益困難，而采用電推進(jìn)則可以顯著降低噪聲、排放以及燃料消耗量，從而能夠滿足綠色航空的發(fā)展需求。由此，在航空動力領(lǐng)域，電推進(jìn)技術(shù)正在成為最受關(guān)注的熱點(diǎn)之一。歐美等發(fā)達(dá)國家已開展了相關(guān)的研究工作，包括電推進(jìn)和混合電推進(jìn)飛機(jī)系統(tǒng)的研究。但因?yàn)殡姵氐哪芰棵芏扰c航空燃料差異巨大，所以目前全電推進(jìn)對于大型的遠(yuǎn)程飛機(jī)來說是不實(shí)用的。而混合電推進(jìn)系統(tǒng)使用燃?xì)鉁u輪作為動力來源，具有煤油的能量密度，同時(shí)采用電機(jī)擁有更高的效率。

2、航空混合動力推進(jìn)電機(jī)的功率等級較大，對于功率器件而言，其耐壓等級和電流應(yīng)力都有限制，因此電壓或電流的提高受到電力電子器件耐壓或耐流的制約，通過采用多套三相繞組設(shè)計(jì)來降低繞組電流幅值，可有效減小單個(gè)橋臂的電流應(yīng)力，從而提高電機(jī)系統(tǒng)的功率等級，以滿足航空混合推進(jìn)系統(tǒng)的功率需求。多模塊化電機(jī)的控制是通過多個(gè)功率單元模塊實(shí)現(xiàn)電機(jī)多套三相繞組的控制。

3、航空大功率多模塊化電機(jī)控制器中包含大量的電子元器件，當(dāng)電機(jī)控制器在工作時(shí)會產(chǎn)生大量的熱量，而高溫會使電機(jī)控制器中電子元件發(fā)生失效和故障。元器件溫度每上升10度，電子設(shè)備的可靠性將降低一半。而電機(jī)控制器大部分熱量是由功率器件產(chǎn)生，其次是母線電容器件，電機(jī)控制器的散熱問題直接影響電推進(jìn)系統(tǒng)的運(yùn)行可靠性，因此，更好的散熱方案是提高航空電機(jī)控制器功率密度的關(guān)鍵。國內(nèi)外關(guān)于電機(jī)控制器的散熱問題積累了大量研究，通常是依據(jù)傳熱學(xué)原理來確定散熱器的設(shè)計(jì)參數(shù)，通過采用合適的散熱器使得電機(jī)控制器在正常的工作環(huán)境中并且保持合理的工作溫度，從而保證其工作的穩(wěn)定性與可靠性。現(xiàn)階段大部分電機(jī)控制器散熱是采用風(fēng)冷或者水冷形式，且一般都是平鋪或者串聯(lián)的散熱結(jié)構(gòu)。對于多模塊化電機(jī)控制器，需要考慮不同模塊化的功率單元模塊性能的一致性以及運(yùn)行的穩(wěn)定性，且航空推進(jìn)電機(jī)控制器的運(yùn)行場景復(fù)雜、使用環(huán)境非?？量?，因此需要針對復(fù)雜的運(yùn)行場景以及電機(jī)控制器的散熱需求，對電機(jī)控制器的高效冷卻進(jìn)行研究，建立航空混合動力系統(tǒng)大功率推進(jìn)電機(jī)控制器的冷卻設(shè)計(jì)方法，為高功率密度電機(jī)控制器設(shè)計(jì)提供基礎(chǔ)。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、提供本公開內(nèi)容以便以簡化形式介紹將在以下具體實(shí)施方式中進(jìn)一步的描述一些概念。本公開內(nèi)容并非旨在標(biāo)識所要求保護(hù)的主題的關(guān)鍵特征或必要特征，也不旨在用于幫助確定所要求保護(hù)的主題的范圍。

2、本公開的目的之一在于提供一種用于航空混合動力系統(tǒng)的電機(jī)控制器以及由其執(zhí)行的電機(jī)控制器冷卻方法。該電機(jī)控制器通過設(shè)計(jì)一種并聯(lián)的冷卻裝置，使得多模塊化電機(jī)控制器的多個(gè)發(fā)熱模塊可以同時(shí)實(shí)現(xiàn)均勻冷卻，并且通過在冷卻液進(jìn)口處設(shè)置旁通閥來實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)進(jìn)入到電機(jī)控制器的冷卻液的流量，對旁通閥的實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)由該電機(jī)控制器內(nèi)部實(shí)現(xiàn)，從而實(shí)現(xiàn)其自動冷卻功能。

3、根據(jù)本公開的一個(gè)方面，提供了一種用于航空混合動力系統(tǒng)的電機(jī)控制器，包括：多個(gè)發(fā)熱模塊；用于對該多個(gè)發(fā)熱模塊進(jìn)行冷卻的冷卻裝置，該冷卻裝置包括：具有進(jìn)口的第一冷卻管和具有出口的第二冷卻管，以及并行地連接在第一冷卻管和第二冷卻管之間的多個(gè)冷卻支管，其中，冷卻液從第一冷卻管的進(jìn)口流入，通過第一冷卻管流入多個(gè)冷卻支管以對該多個(gè)發(fā)熱模塊進(jìn)行冷卻，再匯集到第二冷卻管，從第二冷卻管的出口流出；旁通閥，該旁通閥設(shè)置在第一冷卻管的進(jìn)口處；以及處理模塊，該處理模塊用于根據(jù)該多個(gè)發(fā)熱模塊的實(shí)時(shí)溫度來自動地調(diào)節(jié)旁通閥的開度，從而控制流入第一冷卻管的冷卻液的流量。

4、在本公開的一個(gè)實(shí)施例中，該電機(jī)控制器進(jìn)一步包括：多個(gè)溫度采集模塊，該多個(gè)溫度采集模塊分別設(shè)置在該多個(gè)發(fā)熱模塊處以測量該多個(gè)發(fā)熱模塊的多個(gè)實(shí)時(shí)溫度，并且將該多個(gè)實(shí)時(shí)溫度提供給處理模塊，并且處理模塊將該多個(gè)實(shí)時(shí)溫度分別與多個(gè)閾值溫度進(jìn)行比較，并且根據(jù)該比較來自動地調(diào)節(jié)旁通閥的開度，從而控制流入第一冷卻管的冷卻液的流量。

5、在本公開的進(jìn)一步實(shí)施例中，處理模塊進(jìn)一步被配置成：在多個(gè)實(shí)時(shí)溫度都低于多個(gè)閾值溫度時(shí)，增加旁通閥的開度，從而減少流入第一冷卻管的冷卻液的流量；以及在多個(gè)實(shí)時(shí)溫度中的任一實(shí)時(shí)溫度高于相應(yīng)的閾值溫度時(shí)，減小旁通閥的開度，從而增加流入第一冷卻管的冷卻液的流量。

6、在本公開的另一實(shí)施例中，電機(jī)控制器進(jìn)一步包括殼體，其中，第一冷卻管、第二冷卻管、以及該多個(gè)冷卻支管水平設(shè)置在殼體的底面和該多個(gè)發(fā)熱模塊之間，其中第一冷卻管和第二冷卻管設(shè)置在該多個(gè)冷卻支管的兩側(cè)。

7、在本公開的進(jìn)一步實(shí)施例中，該多個(gè)發(fā)熱模塊至少包括多個(gè)第一發(fā)熱模塊和多個(gè)第二發(fā)熱模塊，其中第一發(fā)熱模塊的發(fā)熱功率大于第二發(fā)熱模塊的發(fā)熱功率，其中該多個(gè)冷卻支管被設(shè)置成使得每個(gè)冷卻支管中的冷卻液先流經(jīng)多個(gè)第一發(fā)熱模塊，再流經(jīng)多個(gè)第二發(fā)熱模塊。

8、在本公開的進(jìn)一步實(shí)施例中，第一發(fā)熱模塊是功率模塊，第二發(fā)熱模塊是電容模塊。

9、在本公開的又一實(shí)施例中，不流入第一冷卻管的冷卻液通過旁通閥流出以用于對航空混合電推進(jìn)系統(tǒng)的其他發(fā)熱模塊進(jìn)行冷卻。

10、在本公開的進(jìn)一步實(shí)施例中，該多個(gè)發(fā)熱模塊包括與該多個(gè)冷卻支管的數(shù)量相對應(yīng)的多組第一發(fā)熱模塊和第二發(fā)熱模塊，其中每一個(gè)冷卻支管流經(jīng)相應(yīng)的一組第一發(fā)熱模塊和第二發(fā)熱模塊，并且該多個(gè)冷卻支管被設(shè)置成對多個(gè)第一發(fā)熱模塊同時(shí)冷卻，并且對多個(gè)第二發(fā)熱模塊同時(shí)冷卻。

11、在本公開的另一方面，提供了一種具有如本公開中所描述的電機(jī)控制器的航空混合動力系統(tǒng)。

12、根據(jù)本公開的又一方面，提供了一種由如本公開中所描述的電機(jī)控制器執(zhí)行的電機(jī)控制器冷卻方法，該電機(jī)控制器冷卻方法包括：設(shè)定針對所述電機(jī)控制器的目標(biāo)溫度；將接收到的反饋溫度與所述目標(biāo)溫度進(jìn)行比較；以及基于所述比較的結(jié)果調(diào)節(jié)所述電機(jī)控制器的冷卻裝置的進(jìn)口處的旁通閥的開度，從而控制流入所述電機(jī)控制器的冷卻液的流量。

13、通過閱讀下面的詳細(xì)描述并參考相關(guān)聯(lián)的附圖，這些及其他特點(diǎn)和優(yōu)點(diǎn)將變得顯而易見。應(yīng)該理解，前面的概括說明和下面的詳細(xì)描述只是說明性的，不會對所要求保護(hù)的各方面形成限制。

技術(shù)特征：

1.一種用于航空混合動力系統(tǒng)的電機(jī)控制器，其特征在于，包括：

2.如權(quán)利要求1所述的電機(jī)控制器，其特征在于，所述電機(jī)控制器進(jìn)一步包括：

3.如權(quán)利要求2所述的電機(jī)控制器，其特征在于，所述處理模塊進(jìn)一步被配置成：

4.如權(quán)利要求1所述的電機(jī)控制器，所述電機(jī)控制器進(jìn)一步包括殼體，其特征在于，

5.如權(quán)利要求4所述的電機(jī)控制器，其特征在于，所述多個(gè)發(fā)熱模塊至少包括多個(gè)第一發(fā)熱模塊和多個(gè)第二發(fā)熱模塊，其中所述第一發(fā)熱模塊的發(fā)熱功率大于所述第二發(fā)熱模塊的發(fā)熱功率，其中所述多個(gè)冷卻支管被設(shè)置成使得每個(gè)冷卻支管中的冷卻液先流經(jīng)所述多個(gè)第一發(fā)熱模塊，再流經(jīng)所述多個(gè)第二發(fā)熱模塊。

6.如權(quán)利要求5所述的電機(jī)控制器，其特征在于，所述第一發(fā)熱模塊是功率模塊，所述第二發(fā)熱模塊是電容模塊。

7.如權(quán)利要求1所述的電機(jī)控制器，其特征在于，不流入所述第一冷卻管的冷卻液通過所述旁通閥流出以用于對所述航空混合電推進(jìn)系統(tǒng)的其他發(fā)熱模塊進(jìn)行冷卻。

8.如權(quán)利要求5所述的電機(jī)控制器，其特征在于，所述多個(gè)發(fā)熱模塊中包括與所述多個(gè)冷卻支管的數(shù)量相對應(yīng)的多組第一發(fā)熱模塊和第二發(fā)熱模塊，其中每一個(gè)冷卻支管流經(jīng)相應(yīng)的一組第一發(fā)熱模塊和第二發(fā)熱模塊，并且所述多個(gè)冷卻支管被設(shè)置成對所述多個(gè)第一發(fā)熱模塊同時(shí)冷卻，并且對所述多個(gè)第二發(fā)熱模塊同時(shí)冷卻。

9.一種具有如權(quán)利要求1-8中任一項(xiàng)所述的電機(jī)控制器的航空混合動力系統(tǒng)。

10.一種由如權(quán)利要求1-8中任一項(xiàng)所述的電機(jī)控制器執(zhí)行的電機(jī)控制器冷卻方法，其特征在于，所述電機(jī)控制器冷卻方法包括：

技術(shù)總結(jié)
本公開提供了一種用于航空混合動力系統(tǒng)的電機(jī)控制器及其冷卻方法。該電機(jī)控制器包括：多個(gè)發(fā)熱模塊；用于對該多個(gè)發(fā)熱模塊進(jìn)行冷卻的冷卻裝置，該冷卻裝置包括：具有進(jìn)口的第一冷卻管和具有出口的第二冷卻管，以及并行地連接在第一冷卻管和第二冷卻管之間的多個(gè)冷卻支管，其中冷卻液從第一冷卻管的進(jìn)口流入，通過第一冷卻管流入該多個(gè)冷卻支管以對該多個(gè)發(fā)熱模塊進(jìn)行冷卻，再匯集到第二冷卻管，從第二冷卻管的出口流出；旁通閥，其設(shè)置在第一冷卻管的進(jìn)口處；以及處理模塊，其用于根據(jù)該多個(gè)發(fā)熱模塊的實(shí)時(shí)溫度來自動地調(diào)節(jié)旁通閥的開度，從而控制流入第一冷卻管的冷卻液的流量。

技術(shù)研發(fā)人員：徐靜,辛長堃,陽麗娜,佘云峰
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中國航發(fā)商用航空發(fā)動機(jī)有限責(zé)任公司
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/5/19