航空用电推进系统的耐久性试验方法及试验系统与流程

本发明涉及电推进系统，特别提供了一种航空用电推进系统的耐久性试验方法及试验系统。

背景技术：

1、随着人们对环境问题的日益重视以及航空领域对废气排放等污染物愈发严格的控制，各种形式的电动飞机和飞行器将会逐步取代和淘汰传统燃油机型。电推进系统作为电动飞机的核心系统，将对电动飞机的发展起到至关重要的作用。随着电动飞机种类的不断增多及性能的不断提升，对电推进系统也提出了新的挑战。

2、电推进系统作为电动飞机的动力来源，直接关系到飞行安全，因此，对于电推进系统的可靠性及安全性提出了极高的要求。为验证电推进系统的工作可靠性，需开展电推进系统耐久性试验。对于电动飞机而言，飞机在飞行过程中的状态是实时变化的，如何根据飞机的使用特点，设计电推进系统的载荷谱，使其能够等效电推进系统的载荷，是一个技术难点。另外，电推进系统的负载为螺旋桨，螺旋桨在工作过程中高速旋转，如直接采用螺旋桨作为负载进行耐久性试验，在长时间试验过程中不仅会产生极大的噪音，对试验环境的降噪要求高，同时高速旋转部件在试验过程中对试验人员也会产生危险性，螺旋桨产生的能量也无法进行回收，会造成大量的能源浪费。目前，对于电推进系统的耐久性测试，基本是采用测功机的方式进行加载，测功机对于电机仅能控制转速或者转矩，但是电推进系统在飞机上应用，以螺旋桨作为负载时，不仅受到转矩作用，螺旋桨还会对电机产生拉力，如果在耐久性试验的过程中，不对加载的拉力进行模拟，则不能真实反映电推进系统在电动飞机使用过程中的真实情况。

3、因此，提出一种可以真实反映飞机实际飞行过程中电推进系统的加载情况的航空电推进系统耐久性试验方法及试验系统，成为亟待解决的问题。

技术实现思路

1、鉴于此，本发明的目的在于提供一种航空用电推进系统的耐久性试验方法及试验系统，以解决现有耐久性试验方法对电推进系统加载的载荷不能真实反映电推进系统在电动飞机使用过程中的真实情况等问题。

2、本发明一方面提供了一种航空用电推进系统的耐久性试验方法，包括如下步骤，其中，所述电推进系统应用于电动飞机上：

3、s1：根据电动飞机的使用特点，制定耐久性试验中电推进系统的载荷谱，其中，所述载荷谱包括各飞行阶段电推进系统中电机的转速、转矩、拉力及各飞行阶段的持续时间；

4、s2：根据所述载荷谱对所述电推进系统进行耐久性试验，其中，耐久性试验过程中，控制所述电推进系统按照所述载荷谱中的转速进行转速循环变化，同时，利用电力测功机按照所述载荷谱中的转矩同步循环向电推进系统加载转矩并利用液压站通过轴向拉力组件按照所述载荷谱中的拉力同步循环向电推进系统加载轴向拉力。

5、优选，s1具体包括如下步骤：

6、s11：设计电动飞机典型飞行剖面，其中，电动飞机的一次典型飞行剖面包括飞机的起飞、爬升、续航、下滑阶段；

7、s12：根据所述典型飞行剖面，确定各飞行阶段电推进系统输出的转速、转矩、拉力及持续时间，进而得到耐久性试验中电推进系统的载荷谱。

8、进一步优选，s12具体步骤如下：

9、s121：确定所述电推进系统在各飞行阶段的输出功率及飞机在各飞行阶段的飞行速度；

10、s122：根据所述电推进系统在各飞行阶段的输出功率及飞机在各飞行阶段的飞行速度确定所述电推进系统中电机的转速、转矩和拉力；

11、s123：确定各飞行阶段的持续时间；

12、s124：根据各飞行阶段中所述电推进系统中电机的转速、转矩和拉力及各飞行阶段的持续时间得到耐久性试验中电推进系统的载荷谱。

13、进一步优选，s122中，根据所述电推进系统在各飞行阶段的输出功率及飞机在各飞行阶段的飞行速度，通过风洞试验测试不同飞行阶段螺旋桨转速、转矩和拉力。

14、进一步优选，不同飞行阶段螺旋桨转速、转矩和拉力的测试方法如下：

15、起飞阶段螺旋桨转速nt、转矩zt和拉力lt的测试方法如下：将风速设定为起飞阶段飞机飞行速度vt，逐步增大螺旋桨转速，同时测量螺旋桨的转速及转矩，并根据功率=转速*转矩/9550计算螺旋桨的输入功率，当功率达到起飞阶段电推进系统的输出功率时，记录此状态下螺旋桨的转速、转矩及拉力，作为起飞阶段螺旋桨转速nt、转矩zt和拉力lt；

16、爬升阶段螺旋桨转速ncl、转矩zcl和拉力lcl的测试方法如下：将风速设定为爬升阶段飞机飞行速度vcl，逐步增大螺旋桨转速，同时测量螺旋桨的转速及转矩，并根据功率=转速*转矩/9550计算螺旋桨的输入功率，当功率达到爬升阶段电推进系统的输出功率时，记录此状态下螺旋桨的转速、转矩及拉力，作为爬升阶段螺旋桨转速ncl、转矩zcl和拉力lcl；

17、巡航阶段螺旋桨转速nc、转矩zc和拉力lc的测试方法如下：将风速设定为巡航阶段飞机飞行速度vc，逐步增大螺旋桨转速，同时测量螺旋桨的转速及转矩，并根据功率=转速*转矩/9550计算螺旋桨的输入功率，当功率达到巡航阶段电推进系统的输出功率时，记录此状态下螺旋桨的转速、转矩及拉力，作为巡航阶段螺旋桨转速nc、转矩zc和拉力lc；

18、下滑阶段螺旋桨转速nl、转矩zl和拉力ll的测试方法如下：将风速设定为下滑阶段飞机飞行速度vl，逐步增大螺旋桨转速，同时测量螺旋桨的转速及转矩，并根据功率=转速*转矩/9550计算螺旋桨的输入功率，当功率达到下滑阶段电推进系统的输出功率时，记录此状态下螺旋桨的转速、转矩及拉力，作为下滑阶段螺旋桨转速nl、转矩zl和拉力ll。

19、进一步优选，s11中，设计的典型飞行剖面如下：飞机在满电状态下以电推进系统最大功率进行起飞，以最大连续功率进行爬升，爬升到设计的巡航高度后，以典型巡航速度进行巡航直至电池剩余电量达到为保证飞行安全要求的最小剩余电量后以怠速状态下的输出功率进行下滑着陆。

20、进一步优选，s121中，起飞阶段，所述电推进系统的输出功率pt为电推进系统的最大功率pmax，飞机飞行速度等于飞机离地速度vg的一半；

21、爬升阶段，所述电推进系统的输出功率pcl为电推进系统的最大连续功率pmc；

22、巡航阶段，飞机以典型巡航速度vc进行定速巡航，所述电推进系统的输出功率pc通过下式计算：

23、pc= g/ kc *vc/ηpc/102；

24、式中，pc——巡航阶段电推进系统的输出功率，单位为kw；

25、g——飞机重量，单位为kg；

26、kc——巡航阶段飞机升阻比；

27、vc——巡航速度，单位为m/s；

28、ηpc——巡航阶段螺旋桨效率；

29、102为换算单位，1kw=102kgf*m/s；

30、下滑阶段，将飞机油门置于怠速位置，带载螺旋桨，测试此时电推进系统的输出功率pl，作为下滑阶段电推进系统的输出功率。

31、进一步优选，s123中，起飞阶段的持续时间tt通过下式计算：

32、tt=vg/ag；

33、式中，tt——起飞阶段持续时间，单位为s；

34、vg——飞机离地速度，单位为m/s；

35、ag——起飞阶段飞机加速度，单位为m/s2；

36、其中，ag通过下式求得：

37、g*ag= lt*cos（α+β）-q；

38、式中，q——起飞阶段飞机阻力，单位为n；

39、lt——起飞阶段螺旋桨拉力，单位为n；

40、α——起飞阶段飞机迎角；

41、β——电推力作用线与起飞阶段飞机迎角α之间的夹角；

42、g——飞机重量，单位为kg；

43、其中，爬升阶段的持续时间tcl通过下式计算：

44、tcl=hf/vclv；

45、式中，tcl——爬升阶段持续时间，单位为s；

46、hf——飞机飞行高度，单位为m；

47、vclv——飞机爬升速度，单位为m/s；

48、其中，vclv=δpow/g；

49、式中，δpow——爬升阶段飞机剩余功率，单位为kw；

50、g——飞机重量，单位为kg；

51、其中，δpow= pmc*ηpcl-g/ kcl *vcl；

52、式中，ηpcl——爬升阶段螺旋桨效率；

53、vcl——爬升阶段飞机的飞行速度，单位为m/s；

54、kcl——爬升阶段飞机升阻比；

55、其中，巡航阶段的持续时间tc的计算方法如下：

56、tc =（ab*（1-s）*ηm*ηcon - pmax*tt-pmc* tcl）/ pc；

57、式中，tc——飞机巡航阶段的持续时间，单位为s；

58、ab——飞机电池可用容量，单位kwh；

59、s——要求飞机电池最少剩余电量，%；

60、ηm——电机效率；

61、ηcon——控制器效率；

62、其中，下滑阶段的持续时间tl通过下式计算：

63、tl= hf/vlv；

64、式中，tl——飞机下滑的持续时间，单位为s；

65、hf——飞机飞行高度，单位为m；

66、vlv——飞机下滑速率，单位为m/s。

67、本发明还提供了一种航空用电推进系统的耐久性试验系统，采用上述的航空用电推进系统的耐久性试验方法对航空用电推进系统进行耐久性试验。

68、本发明提供的航空用电推进系统的耐久性试验方法及试验系统，针对电动飞机的使用特点，提出了电推进系统耐久性的载荷谱，该载荷谱根据飞机携带电池的容量，按照飞机不同飞行阶段不仅确定了电推进系统输出的转速、转矩及飞行时间，还确定了输出拉力，相比于其他仅加载电机转速及转矩的系统，可更为真实地反映电推进系统工作过程中螺旋桨的加载情况；另外，该航空用电推进系统的耐久性试验方法通过电力测功机和液压台，模拟螺旋桨负载，对电推进系统进行加载，可以降低试验过程中带来的振动及噪声污染，另外，电机输出负载还可以通过电力测功机反馈电网，节约部分电能。