輕型電動飛機(jī)用電池組充放電性能的實(shí)驗(yàn)研究

康桂文，逯振坤(沈陽航空航天大學(xué) a.通用航空重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室；.遼寧通用航空研究院，沈陽 110136)

航空宇航工程

輕型電動飛機(jī)用電池組充放電性能的實(shí)驗(yàn)研究

康桂文a,b，逯振坤b
(沈陽航空航天大學(xué) a.通用航空重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室；b.遼寧通用航空研究院，沈陽 110136)

輕型飛機(jī)電動化是當(dāng)前航空業(yè)發(fā)展的趨勢。電池組作為電動飛機(jī)最重要的組件之一，其容量、能量密度等參數(shù)直接決定了飛機(jī)的航程、飛行速度等主要性能參數(shù)。結(jié)合某輕型飛機(jī)，對其動力鋰電池組進(jìn)行了一系列充放電試驗(yàn)，分析比較了幾種常見的充放電方式，詳細(xì)探討了電池組在充放電過程中溫度、電壓、電流等參數(shù)的工作特性曲線，并參照電動飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)相關(guān)條例，總結(jié)了當(dāng)前電動飛機(jī)用動力電池組的充放電性能的符合性水平和環(huán)境適應(yīng)性。

電動飛機(jī)；電推進(jìn)系統(tǒng)；鋰電池；充放電試驗(yàn)；性能分析

隨著環(huán)境污染和能源危機(jī)的加劇，節(jié)能環(huán)保的電動飛機(jī)逐漸成為航空業(yè)未來發(fā)展的趨勢，越來越多地受到航空制造商和運(yùn)營商的重視[1-4]。電動飛機(jī)是以電能作為推進(jìn)能源驅(qū)動螺旋槳、涵道風(fēng)扇或其他裝置產(chǎn)生前進(jìn)動力的飛機(jī)[5-6]。與傳統(tǒng)的內(nèi)燃機(jī)飛機(jī)相比，電動飛機(jī)具有噪聲小、效率高、節(jié)能環(huán)保、結(jié)構(gòu)簡單、使用維護(hù)方便等優(yōu)點(diǎn)[5]。人類對電動飛機(jī)的研究工作已經(jīng)持續(xù)了數(shù)十年，然而一直以來，由于一些關(guān)鍵技術(shù)尚未突破，電動飛機(jī)在商業(yè)運(yùn)營領(lǐng)域一直發(fā)展緩慢。近年來，隨著電動機(jī)、動力鋰電池、自動控制等相關(guān)技術(shù)的發(fā)展，電力推進(jìn)技術(shù)取得了較大進(jìn)展，已經(jīng)能夠滿足輕小型飛機(jī)的基本使用要求。電動飛機(jī)也再次進(jìn)入人們的視野，目前已有E-Fan、ESA、Cessna 172、Elektra One等數(shù)10款電動載人飛機(jī)試驗(yàn)研制成功[4]。與歐美國家相比，我國在電動飛機(jī)領(lǐng)域起步較晚，目前尚處于探索研制階段。

電推進(jìn)系統(tǒng)是電動飛機(jī)的核心，是支撐電動航空器發(fā)展的技術(shù)關(guān)鍵。飛機(jī)電推進(jìn)系統(tǒng)是一種涵蓋眾多技術(shù)領(lǐng)域的新型航空動力系統(tǒng)。該系統(tǒng)由電動機(jī)，控制器，電池組和螺旋槳4個主要部分及其相關(guān)附件構(gòu)成。其中電動機(jī)、控制器、動力系統(tǒng)綜合顯示儀表構(gòu)成了推進(jìn)裝置的電動機(jī)系統(tǒng)；電池組、電源管理系統(tǒng)/BMS構(gòu)成了推進(jìn)裝置的鋰電池系統(tǒng)；整流罩、螺旋槳構(gòu)成了推進(jìn)裝置的螺旋槳系統(tǒng)。各分系統(tǒng)協(xié)同工作，保障飛機(jī)在各種飛行狀態(tài)時都能正常運(yùn)行[5-10]。

電動力系統(tǒng)的電能由各種高能動力電池提供，包括：通過光電效應(yīng)把光能轉(zhuǎn)化成電能的太陽能電池；通過電化學(xué)反應(yīng)將化學(xué)能轉(zhuǎn)化為電能的蓄電池和燃料電池3大類。其中，太陽能電池和燃料電池因制造工藝和可靠性等技術(shù)限制，目前很少被采用；鋰離子電池由于性能穩(wěn)定、安全性高、價格較低、重量輕等優(yōu)點(diǎn)在電動飛機(jī)中應(yīng)用最為廣泛[11-14]。

鋰電池組是電動飛機(jī)最重要的組件之一，電池組的容量、能量密度等直接決定了飛機(jī)的航程、飛行速度、載荷等主要性能參數(shù)。在過去的二十年中，鋰電池的研究工作成果顯著，關(guān)鍵技術(shù)的研究不斷取得進(jìn)步，電池的比能量和能量密度都有了較大幅度的提高。然而，與傳統(tǒng)內(nèi)燃機(jī)動力系統(tǒng)相比，鋰電池的能量水平依然很低，約為100～200 W·h/kg，僅為內(nèi)燃機(jī)動力系統(tǒng)水平的十幾分之一。受當(dāng)前技術(shù)水平的限制，為了保障飛機(jī)的正常運(yùn)行，就要對電池組的性能提出更苛刻的要求。因此對電池組性能的研究具有非常重要的現(xiàn)實(shí)意義。

如上所述，動力鋰電池組在電動飛機(jī)的應(yīng)用中已經(jīng)取得了良好的試驗(yàn)，但要廣泛地應(yīng)用到現(xiàn)實(shí)中，最大程度地發(fā)揮其優(yōu)點(diǎn)，仍需要長期的分析研究和改進(jìn)。一方面加深對電池組自身技術(shù)水平的認(rèn)識，另一方面通過研究其充放電特性，控制充放電參數(shù)，達(dá)到與其它能源或輸出設(shè)備的最優(yōu)匹配。目前，國內(nèi)外對電動飛機(jī)電池組充放電性能的研究工作還比較少，相關(guān)理論框架尚未完善。我們以某輕型電動飛機(jī)作為試驗(yàn)對象，參照電動飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)對飛機(jī)電池組進(jìn)行了一系列充放電實(shí)驗(yàn)和數(shù)據(jù)記錄[15-19]，以期依此分析和評估出電動飛機(jī)用電池組的充放電性能水平，該實(shí)驗(yàn)所得結(jié)論也可作為評估當(dāng)前飛機(jī)用電池組性能水平的一項(xiàng)參考依據(jù)。

1 試驗(yàn)原理與方法

為提高鋰電池的使用效率，充放電技術(shù)一直是國內(nèi)外專家的研究熱點(diǎn)，并且已經(jīng)研究出多種充放電方法。

目前，主流的充電方法包括：恒流恒壓充電、變電流間歇充電、脈沖充電和智能充電。

(1)恒流恒壓充電：這種方法最為經(jīng)典，首先采用恒流方式充電，然后采用恒壓方式充電，充電設(shè)備簡單，控制方便。缺點(diǎn)是這種充電方法無法消除電極的極化現(xiàn)象，充電效率較低。

(2)變電流間歇充電：在限定電池最高充電電壓的情況下，采用電流分段逐漸減小的間歇充電方式對電池充電，增加了充電電流、縮短了充電時間，但是在充電后期采用的恒定充電方法速度較慢。

(3)脈沖充電：采用大電流脈沖充電，停充期消除了電池的極化現(xiàn)象。但是為了保證電池溫度不至于過高，前期的恒流充電電流一般較小，速度仍然較慢。

(4)智能充電：采用智能控制算法根據(jù)電池的充電狀態(tài)，自動跟蹤電池的最佳充電電流曲線，電池溫度變化小、充電時間短，但是對于算法的設(shè)計(jì)和測量精度要求較高。

放電實(shí)驗(yàn)一般采用恒流限壓的方式，即電池以一定的恒定電流放電至額定電壓值。

充放電實(shí)驗(yàn)的形式主要包括：單體鋰電池測試，成組鋰電池測試和裝車測試。

單體鋰電池測試：對鋰電池組的單個鋰電池分別進(jìn)行充放電測試。這種測試方法能夠測試出電池組中個體間的差異，但操作較麻煩且無法獲知各單體協(xié)同工作時的性能。

成組鋰電池測試：根據(jù)實(shí)際需要，將幾個單電池打包成一組，以鋰電池組作為一個整體進(jìn)行充放電測試。這種測試形式能較好地反映出電池組協(xié)同工作時的狀態(tài)特性，但前提要保證單電池安全無問題。

裝車測試：將若干個電池按實(shí)際需要串并聯(lián)成組安裝在機(jī)器或設(shè)備上。先對電池組進(jìn)行充電至飽和，然后啟動機(jī)器或設(shè)備以某種特定工作方式進(jìn)行放電試驗(yàn)。這種測試方法與電池組的實(shí)際工作情況最相似，但經(jīng)濟(jì)性較差且易對機(jī)器或設(shè)備造成意外損害。

通過總結(jié)前人經(jīng)驗(yàn)我們以KOKAM公司的鋰電池組作為試驗(yàn)對象，整個電池組分為4個模塊布置，電池組的額定電壓為355 V，總能量需求為8.8 kWH，電芯為25 AH。充電方式采用智能充電的方法，試驗(yàn)用的電池組內(nèi)封裝有BMS(電池管理系統(tǒng))，BMS系統(tǒng)可對電池組進(jìn)行數(shù)據(jù)監(jiān)測并通過RS232/CAN接口與PC進(jìn)行通訊，電池組在充電時可通過專業(yè)軟件對數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)時監(jiān)測并以文本形式記錄，記錄頻率為每分鐘一次。放電方式采用模擬飛機(jī)實(shí)際工況的方法，即將鋰電池組安裝在電動飛機(jī)的推進(jìn)裝置上，按照飛機(jī)在空中的飛行任務(wù)剖面對電池組進(jìn)行循環(huán)放電，測試時由操作者根據(jù)PC上顯示的數(shù)據(jù)信息進(jìn)行手動記錄。以下是充放電試驗(yàn)的詳細(xì)方法。

1.1 充電試驗(yàn)

將各電池組按照順序擺放在試驗(yàn)室臺面上，按照《BMS安裝操作手冊》正確連接電池組BMS，按照順序分別將各組電池串聯(lián)到一起，即第一組電池正極與第二組電池的負(fù)極相連，第二組電池正極與第三組電池的負(fù)極相連，以此類推，最后由第四組電池輸出電池的總正端，第一組電池輸出電池的總負(fù)端。將電池的總負(fù)端與總正端與高頻/PFC鋰電池充電機(jī)的正端和負(fù)端相連，設(shè)定電池管理系統(tǒng)的電池充滿電壓為403 V，高頻/PFC鋰電池充電機(jī)輸入交流電壓為220±5%V,開啟高頻/PFC鋰電池充電機(jī)，對電池進(jìn)行充電，實(shí)時監(jiān)測高頻/PFC鋰電池充電機(jī)和電池組狀態(tài)，發(fā)現(xiàn)異常立即停止充電，當(dāng)電池組充電電流為0 A時，充電完成，確認(rèn)試驗(yàn)數(shù)據(jù)真實(shí)有效。

充電試驗(yàn)設(shè)備：高頻/PFC鋰電池充電機(jī)一臺；24V直流開關(guān)電源一臺；PC一臺(帶RS232接口)。

1.2 放電試驗(yàn)

在試驗(yàn)室狀態(tài)下，使用飛機(jī)電推進(jìn)裝置進(jìn)行放電試驗(yàn)，首先按螺旋槳轉(zhuǎn)速1 500 rpm將電池放電到總電量的80%(總?cè)萘康?0%為考慮蓄電池老化影響后的狀態(tài))，然后按照飛機(jī)在空中的飛行任務(wù)剖面、電推進(jìn)裝置實(shí)際運(yùn)轉(zhuǎn)時電池的放電電流和放電時間對電池組進(jìn)行循環(huán)放電，正確連接動力電池，開啟飛機(jī)電動力系統(tǒng)，對電池進(jìn)行放電，放電過程中實(shí)時監(jiān)測飛機(jī)電動力系統(tǒng)的運(yùn)行狀態(tài)，發(fā)現(xiàn)異常立即停止放電。每隔20分鐘在操作手冊中記錄電池溫度，當(dāng)電池組總電壓為317 V時，即平均單節(jié)電芯電壓低于3.3 V，即總電壓低于317 V時，放電完成，需對電池進(jìn)行充電，在操作手冊上記錄放電時間和放電能量。

本實(shí)驗(yàn)所選電動飛機(jī)的各項(xiàng)總體參數(shù)如表1所示；飛機(jī)的飛行任務(wù)方案及各狀態(tài)所需功率和能量如表2所示；所選鋰電池組的各項(xiàng)參數(shù)如表3所示。

表1 飛機(jī)總體參數(shù)表

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

2.1 充電試驗(yàn)數(shù)據(jù)曲線

充電測試所得的數(shù)據(jù)曲線如圖1、圖2所示。

充電實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)表明：每個充電過程大約持續(xù)1小時50分鐘左右，5組實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)存在細(xì)微差別但在合理的范圍內(nèi)波動。

由圖1可以看出，整個充電過程可以分為2個階段：電壓上升階段和電壓穩(wěn)定階段。電壓上升階段持續(xù)時間約為1小時35分鐘，占整個充電時間的86.36%左右，電壓穩(wěn)定階段持續(xù)時間約為15分鐘，占整個充電過程的13.64%左右。電池組的電壓值在電壓上升階段快速上升，起始階段上升速率稍慢，之后電壓幾乎呈線性上升，整個過程速率約為0.51 V/min，測試過程中電壓上升平穩(wěn)，無電壓突變情況發(fā)生。

表2 飛機(jī)飛行任務(wù)方案及能量需求

表3 電池組參數(shù)

圖1 電池充電電壓變化曲線

由圖2可以看出，電池組的溫度變化規(guī)律幾乎和電壓變化規(guī)律一樣，隨著充電過程的進(jìn)行，電池組的溫度逐漸升高，至充電過程結(jié)束時，電池組的溫度不再發(fā)生變化穩(wěn)定在41.8 ℃附近。值得注意的是，溫度在電壓穩(wěn)定階段也停止了增長，其原因是在電壓穩(wěn)定階段電池組的容量已達(dá)到飽和，電路中的電流也趨近為0 A。

圖2 電池充電溫度變化曲線

2.2 放電試驗(yàn)數(shù)據(jù)曲線 放電試驗(yàn)得到的數(shù)據(jù)曲線如圖3～圖6所示。

圖3 電池放電電流變化曲線

圖4 放電螺旋槳轉(zhuǎn)速變化曲線

圖5 放電電池組SOC隨時間變化曲線

放電實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)表明：電池組的各項(xiàng)參數(shù)及螺旋槳的轉(zhuǎn)速會隨著飛行狀態(tài)的轉(zhuǎn)變而改變。

從圖3和圖4可以看出，飛機(jī)處于地面準(zhǔn)備階段和巡航階段時，飛機(jī)的功率需求較溫和，電池組的電流和螺旋槳的轉(zhuǎn)速也相對穩(wěn)定，電池放電電流約為33 A左右，螺旋槳的轉(zhuǎn)速維持在1 500 r/min左右；在爬升階段，飛機(jī)所需功率急劇增大，電池組的電流和螺旋槳的轉(zhuǎn)速也相應(yīng)地迅速升高，在螺旋槳加速瞬間，電池組的電流值出現(xiàn)短暫的劇烈波動，其原因是發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速增加的瞬間，所需電流也急劇增大；下滑階段情景與爬升階段相反，飛機(jī)僅需要很低的功率水平就能滿足飛行要求，相應(yīng)地電池組電流和螺旋槳轉(zhuǎn)速也迅速下降到一個較低水平。

圖6 放電電池組溫度隨時間變化曲線

圖5描述了放電過程中電池組SOC的狀態(tài)變化，SOC定義為電池剩余容量與總?cè)萘康陌俜直取膱D5可以看出，滑泡階段結(jié)束時對應(yīng)的SOC值約為80%，爬升階段結(jié)束時對應(yīng)的SOC值約為54%，巡航階段結(jié)束時對應(yīng)的SOC值約為10%。電池組的SOC值在各個飛行狀態(tài)時基本都以線性關(guān)系隨時間值增大而下降，但不同的狀態(tài)下，SOC下降速率明顯不同，高功率狀態(tài)時，下降速率較快；低功率狀態(tài)時，下降速率較慢。

圖6是放電電池組溫度隨時間的變化曲線，因?yàn)殡姵亟M在工作時一直處于放熱過程，所以整條曲線呈現(xiàn)緩慢上升的趨勢，其中在爬升階段電推進(jìn)系統(tǒng)功率需求急劇增大，相應(yīng)的電池組的溫度在此過程也迅速升高。

3 結(jié)論

ASTM F2840-11輕型運(yùn)動飛機(jī)電推進(jìn)裝置設(shè)計(jì)與制造標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范中規(guī)定：每一套 EPU都必須對ESD 進(jìn)行充電測試，以證實(shí)使用設(shè)計(jì)者或廠家指定的任何電源充電ESD都可以充滿，且不會造成電池?fù)p壞或性能下降。在規(guī)定的測試中，電源端供電電流無限制，電壓為所定義的電源的全部范圍。另外，必須對ESD進(jìn)行測試以確定其可以達(dá)到其認(rèn)證的充放電循環(huán)次數(shù)。

根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果分析，此電動飛機(jī)動力電池組符合《ASTM- F2840-11》相關(guān)條款要求，在總?cè)萘肯陆?0%后仍能滿足放電30 min，放電能力無明顯下降，充放電過程中電池溫升平穩(wěn)無異常，且安全無危險。

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(責(zé)任編輯：劉劃 英文審校：靖可)

Research on light electric aircraft′s battery pack performance

KANG Gui-wena,b，LU Zhen-kunb
(a.Key Laboratory of General Aviation;b.Liaoning General Aviation Academy,Shenyang Aerospace University，Shenyang 110136,China)

Electric aircraft is the current development trend of the aviation industry.Battery pack is the most important component of the electric aircraft.Battery pack′s capacity and enery density and other parameters will directly determine the key performance parameters,such as endurance,flight speed etc.A series of charge-discharge tests were performed on the battery pack of a certain ultralight electric aircraft,and several common charge-discharge testing methods were analyzed in the paper.The transforms of temperature,voltage,current and other parameters were analyzed in the charge-discharge process.The performance of the battery pack was finally summarized depending on the Airworthiness standards of light electric aircraft.

electric aircraft;electric propulsion system;Lithium batteries;charge-discharge testing;performance analysis

2016-11-02

遼寧省自然科學(xué)基金(項(xiàng)目編號：2013024006)

康桂文(1972-)，男，遼寧義縣人，副教授，博士，主要研究方向：活塞式航空發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)理論及方法，E-mail:kanggw@126.com。

2095-1248(2017)02-0006-05

V237

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2017.02.002