具体实施方式

为使本领域技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细描述。下文中将详细描述本发明的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。本技术领域技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本发明的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组。应该理解，当我们称元件被“连接”或“耦接”到另一元件时，它可以直接连接或耦接到其他元件，或者也可以存在中间元件。此外，这里使用的“连接”或“耦接”可以包括无线连接或耦接。这里使用的措辞“和/或”包括一个或更多个相关联的列出项的任一单元和全部组合。本技术领域技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。

在目前的技术方案中，存在整体系统效率低、安全性差的问题，例如：发明专利CN201810430213.6公开了一种混合动力飞机用冷却系统，通过设置电机冷却回路，对发电机、发电机控制器、驱动电机和驱动电机控制器进行冷却。该技术方案中公开的冷却系统采用散热器将冷却液进行降温，本质上是将发电机、发电机控制器、驱动电机、驱动电机控制器以及内燃机产生的热量耗散在飞行器外部空气中，不利于系统效率的提升。再例如：发明专利CN201810336908.8公开了一种串联式混合动力飞机及其控制方法，该技术方案的混合动力系统架构中，若供电系统(包括动力电池和增程系统)故障将导致电驱动系统无法工作，则飞行器将丧失全部飞行推力，同时导致重要的飞行控制系统掉电，严重影响飞行安全。

本实施例的设计目的，在于改善现有技术存在的冷却散热方法导致的系统效率低，以及整体系统架构导致的飞行安全性差的问题。基于该目的设计了提供一种效率高、可靠性高、系统功率密度高的混合电推进飞行器能量综合管理系统。

本发明实施例提供的用于混合电推进飞行器的能量综合管理系统，图1所示，具体包括：

第一电动涵道风扇1，第二电动涵道风扇2,涡扇发动机3,组合动力装置6，配电系统7。

滑油/燃油换热器41，第一燃油/冷却液换热器42，第二燃油/冷却液换热器43，第一冷却液/空气换热器44，冷却液/滑油换热器45，次级冷却器46，第二冷却液/空气换热器47，空气/空气换热器48。

燃油箱51，航空电子设备52。

28V蓄电池91，270V蓄电池92，28V电气负载93，270V电气负载94。

一号泵101,二号泵102，三号泵103，四号泵104，五号泵105,六号泵106，七号泵107,八号泵108。

一号阀201，二号阀202，三号阀203，四号阀204，五号阀205，六号阀206，七号阀207，八号阀208，九号阀209，十号阀210。

一号三通接头301，二号三通接头302，三号三通接头303，四号三通接头304，五号三通接头305，六号三通接头306，七号三通接头307，八号三通接头308。

飞行器一号引气口501，飞行器二号引气口502，飞行器三号引气口503，飞行器四号引气口504。

其中，第一电动涵道风扇1包括第一驱动电机11,第一滑油/空气换热器12，第一风扇13。第二电动涵道风扇2包括第二驱动电机21,第二滑油/空气换热器22，第二风扇23。涡扇发动机3包括内装式发电机31，内装式起动发电机32，涡扇发动机风扇33，涡扇发动机压气机34，涡扇发动机高压涡轮35，涡扇发动机低压涡轮36，涡扇发动机燃烧室37，涡扇发动机低压轴38，涡扇发动机高压轴39。组合动力装置6包括组合动力装置电动发电机61，组合动力装置冷却涡轮62，组合动力装置压气机63，组合动力装置动力涡轮64，组合动力装置燃烧室65，组合动力装置轴66。

第一电动涵道风扇1中的第一风扇13与第一驱动电机11同轴连接，第一驱动电机11的滑油出口经过流体管路连接至第一滑油/空气换热器12的滑油入口，第一滑油/空气换热器12的滑油出口经过流体管路连接至二号三通接头302的接头302-a。类似的，第二电动涵道风扇2中的第二风扇23与第二驱动电机21同轴连接，第二驱动电机21的滑油出口经过流体管路连接至第二滑油/空气换热器22的滑油入口，第二滑油/空气换热器22的滑油出口经过流体管路连接至二号三通接头302的接头302-c，二号三通接头302的接头302-b通过流体管路连接至滑油/燃油换热器41的滑油入口。滑油/燃油换热器41的滑油出口经过流体管路连接至八号泵108的入口，八号泵108的出口经过流体管路连接至一号三通接头301的接头301-c，一号三通接头301的接头301-b经过流体管路连接至第一驱动电机11的滑油入口，一号三通接头301的接头301-a经过流体管路连接至第二驱动电机21的滑油入口。

在涡扇发动机3中，涡扇发动机风扇33、涡扇发动机低压涡轮36与内装式发电机31同轴连接，均安装在涡扇发动机低压轴38上，其中内装式发电机31安装在涡扇发动机风扇33与涡扇发动机低压涡轮36之间。涡扇发动机高压轴39套在涡扇发动机低压轴38外部，涡扇发动机压气机34、涡扇发动机高压涡轮35与内装式起动发电机32同轴连接，均安装在涡扇发动机高压轴39上，其中内装式起动发电机32安装在涡扇发动机压气机34之前，涡扇发动机燃烧室37在涡扇发动机压气机34和涡扇发动机高压涡轮35之间。空气/空气换热器48安装在涡扇发动机3的外涵道中。注：因为图1的篇幅限制，内装式发电机31、内装式起动发电机32，这两个电机被分别从涡扇发动机低压轴38、涡扇发动机高压轴39上移出来，用箭头表示安装位置。

在组合动力装置6中，组合动力装置冷却涡轮62、组合动力装置电动发电机61、组合动力装置压气机63、组合动力装置动力涡轮64依次同轴连接在组合动力装置轴66上。

飞行器一号引气口501经过流体管路连接至九号阀209的接头209-a，九号阀209的接头209-b经过流体管路连接至组合动力装置冷却涡轮62的第一空气入口。飞行器二号引气口502经过流体管路连接至十号阀210的接头210-a，十号阀210的接头210-b经过流体管路连接至组合动力装置压气机63的空气入口。组合动力装置压气机63的空气出口经过流体管路连接至六号三通接头306的接头306-c，六号三通接头306的接头306-a经过流体管路连接至七号阀207的接头207-a，七号阀207的接头207-b经过流体管路连接至飞行器三号引气口503。六号三通接头306的接头306-b经过流体管路连接至八号三通接头308的接头308-b，八号三通接头308的接头308-a经过流体管路连接至八号阀208的接头208-a，八号阀208的接头208-b经过流体管路连接至组合动力装置燃烧室65。八号三通接头308的接头308-c经过流体管路连接至空气/空气换热器48的空气入口，空气/空气换热器48的空气出口经过流体管路连接至第二冷却液/空气换热器47的空气入口，第二冷却液/空气换热器47的空气出口经过流体管路连接至次级冷却器46的第一空气入口，次级冷却器46的第一空气出口经过流体管路连接至组合动力装置压气机63的空气入口，次级冷却器46的第二空气出口经过流体管路连接至组合动力装置冷却涡轮62的第二空气入口。组合动力装置冷却涡轮62的空气出口经过流体管路连接至第一冷却液/空气换热器44的空气入口，第一冷却液/空气换热器44的空气出口经过流体管路连接至七号三通接头307的接头307-b，七号三通接头307的接头307-c经过流体管路连接至三号阀203的接头203-a，三号阀203的接头203-b经过流体管路连接至飞行器四号引气口504。七号三通接头307的接头307-a经过流体管路连接至五号阀205的接头205-a，五号阀205的接头205-b经过流体管路连接至次级冷却器46的第二空气入口。

燃油箱51经过流体管路连接至第二燃油/冷却液换热器43的燃油入口，第二燃油/冷却液换热器43的燃油出口经过流体管路连接至三号三通接头303的接头303-c，三号三通接头303的接头303-b经过流体管路连接至二号阀202的接头202-a，二号阀202的接头202-b经过流体管路连接至四号泵104的入口，四号泵104的出口经过流体管路连接至组合动力装置燃烧室65。三号三通接头303的接头303-a经过流体管路连接至第一燃油/冷却液换热器42的燃油入口，第一燃油/冷却液换热器42的燃油出口经过流体管路连接至一号阀201的接头201-a，一号阀201的接头201-b经过流体管路连接至一号泵101的入口，一号泵101的出口经过流体管路连接至滑油/燃油换热器41的燃油入口，滑油/燃油换热器41的燃油出口经过流体管路连接至涡扇发动机燃烧室37。第一燃油/冷却液换热器42的冷却液出口经过流体管路连接至六号泵106的入口，六号泵106的出口经过流体管路连接至第二冷却液/空气换热器47的冷却液入口，第二冷却液/空气换热器47的冷却液出口经过流体管路连接至第一燃油/冷却液换热器42的冷却液入口。

第二燃油/冷却液换热器43的冷却液出口经过流体管路连接至二号泵102的入口，二号泵102的出口经过流体管路连接至四号三通接头304的接头304-a，四号三通接头304的接头304-c经过流体管路连接至航空电子设备52的冷却液入口，航空电子设备52的冷却液出口经过流体管路连接至冷却液/滑油换热器45的冷却液入口，冷却液/滑油换热器45的冷却液出口经过流体管路连接至第一冷却液/空气换热器44的冷却液入口，第一冷却液/空气换热器44的冷却液出口经过流体管路连接至五号三通接头305的接头305-c，五号三通接头305的接头305-b经过流体管路连接至四号阀204的接头204-a，四号阀204的接头204-b经过流体管路连接至第二燃油/冷却液换热器43的冷却液入口。五号三通接头305的接头305-a经过流体管路连接至六号阀206的接头206-a，六号阀206的接头206-b经过流体管路连接至三号泵103的入口，三号泵103的出口经过流体管路连接至四号三通接头304的接头304-b。

组合动力装置电动发电机61的滑油出口经过流体管路连接至五号泵105的入口，五号泵105的出口经过流体管路连接至冷却液/滑油换热器45的滑油入口，冷却液/滑油换热器45的滑油出口经过流体管路连接至组合动力装置电动发电机61的滑油入口。另外的，第一驱动电机11的电气接口、第二驱动电机21的电气接口、内装式发电机31的电气接口、内装式起动发电机32的电气接口、组合动力装置电动发电机61的电气接口全都经过电力连接线连接至配电系统7。同时，28V蓄电池91、270V蓄电池92、28V电气负载93、270V电气负载的电气接口也全都经过电力连接线连接至配电系统7。

基于本实施例中所述的能量综合管理系统，还进一步设计了三种工作模式，包括：地面维护工作模式、空中冷却工作模式和空中应急工作模式。

例如图2所示的地面维护工作模式：

在地面维护工作模式下，第一电动涵道风扇1、第二电动涵道风扇2、涡扇发动机3均处于非工作状态。组合动力装置燃烧室65处于工作状态，使得组合动力装置动力涡轮64产生轴功率，分别驱动组合动力装置电动发电机61、组合动力装置冷却涡轮62、组合动力装置压气机63。其中，组合动力装置电动发电机61产生的电力为航空电子设备52供电。经过组合动力装置冷却涡轮62膨胀的冷却空气用于为航空电子设备52、组合动力装置电动发电机61等冷却。

具体的工作模式如下：

三号泵103、四号泵104、五号泵105、二号阀202、三号阀203、六号阀206、七号阀207、八号阀208、九号阀209、十号阀210处于开启状态，其余泵和阀均处于关闭状态。燃油箱51中的燃油流至第二燃油/冷却液换热器43，再由第二燃油/冷却液换热器43依次流至二号阀202和四号泵104，最后流到组合动力装置燃烧室65。经过组合动力装置压气机63压缩的空气经过组合动力装置压气机63的空气出口流出，经过六号三通接头306后分为空气A与空气B，空气A经过八号阀208流至组合动力装置燃烧室65，与流到组合动力装置燃烧室65的燃油混合，燃油燃烧，产生的气流推动组合动力装置动力涡轮64，从而，组合动力装置动力涡轮64产生轴功率。空气B流经七号阀207和飞行器三号引气口503排至飞行器外部的地面换热器,空气B在地面换热器中冷却，随后，空气B经过飞行器一号引气口501和九号阀209流至组合动力装置冷却涡轮62的第一空气入口，空气B在组合动力装置冷却涡轮62中膨胀，温度进一步降低，随后，空气B流至第一冷却液/空气换热器44，再从第一冷却液/空气换热器44经过三号阀203和飞行器四号引气口504排至外界环境。

组合动力装置电动发电机61中的滑油流经五号泵105进入冷却液/滑油换热器45，再从冷却液/滑油换热器45流至组合动力装置电动发电机61。组合动力装置电动发电机61中的滑油的热量在冷却液/滑油换热器45中被冷却液带走，而冷却液的热量在第一冷却液/空气换热器44中被空气B带走。

航空电子设备52中的冷却液流至冷却液/滑油换热器45，再从冷却液/滑油换热器45流至第一冷却液/空气换热器44，然后依次流经六号阀206和三号泵103进入航空电子设备52。航空电子设备52中的冷却液热量在第一冷却液/空气换热器44中被空气B带走。

又例如图3所示的空中冷却工作模式：

在空中冷却工作模式下，第一电动涵道风扇1、第二电动涵道风扇2、涡扇发动机3处于工作状态，组合动力装置燃烧室65处于非工作状态，组合动力装置电动发电机61工作在电动状态，驱动组合动力装置冷却涡轮62和组合动力装置压气机63旋转。经过组合动力装置冷却涡轮62膨胀的冷却空气用于为航空电子设备52、组合动力装置电动发电机61等冷却。

具体的工作模式如下：

二号泵102、四号泵104、二号阀202、三号阀203、四号阀204、七号阀207、八号阀208、九号阀209、十号阀210处于关闭状态，其余泵和阀均处于开启状态。燃油箱51中的燃油流至第二燃油/冷却液换热器43，再流至第一燃油/冷却液换热器42，带走第一燃油/冷却液换热器42中冷却液的热量。接着依次流经一号阀201和一号泵101进入滑油/燃油换热器41，最后吸收热量后的燃油流入涡扇发动机燃烧室37进行燃烧，涡扇发动机3工作。

第一驱动电机11中的滑油流至第一滑油/空气换热器12，再流至滑油/燃油换热器41。类似的，第二驱动电机21中的滑油流至第二滑油/空气换热器22，再流至滑油/燃油换热器41，滑油热量在滑油/燃油换热器41中被燃油带走。冷却后的滑油流经八号泵108，经过一号三通接头301分别流入第一驱动电机11和第二驱动电机21。

经过组合动力装置压气机63压缩的空气C从组合动力装置压气机63的空气出口流至空气/空气换热器48，空气C得到第一次冷却。接着空气C流至第二冷却液/空气换热器47，空气C的热量被第二冷却液/空气换热器47中的冷却液带走，同时，第二冷却液/空气换热器47中的冷却液流至第一燃油/冷却液换热器42，冷却液的热量被第一燃油/冷却液换热器42中的燃油带走，第一燃油/冷却液换热器42中降温后的冷却液流经六号泵106进入第二冷却液/空气换热器47。从第二冷却液/空气换热器47的空气出口流出的空气C流至次级冷却器46，空气C得到第三次降温。接着空气C流入组合动力装置冷却涡轮62，经过组合动力装置冷却涡轮62膨胀，空气C进一步实现降温。经过组合动力装置冷却涡轮62膨胀的空气C流至第一冷却液/空气换热器44，接着空气C流经五号阀205进入次级冷却器46，经过次级冷却器46冷却后的空气C流至组合动力装置压气机63。

航空电子设备52中的冷却液流至冷却液/滑油换热器45，再从冷却液/滑油换热器45的冷却液出口流至第一冷却液/空气换热器44，冷却液的热量被第一冷却液/空气换热器44中的空气C带走，接着从第一冷却液/空气换热器44流出的冷却液依次流经六号阀206和三号泵103进入航空电子设备52，为航空电子设备52降温。组合动力装置电动发电机61中的滑油流经五号泵105进入冷却液/滑油换热器45，滑油的热量在冷却液/滑油换热器45中被冷却液带走，从冷却液/滑油换热器45流出的滑油流入组合动力装置电动发电机61，为组合动力装置电动发电机61降温。

再例如图4所示的空中应急工作模式：

在空中应急工作模式下，第一涵道风扇1、第二涵道风扇2、涡扇发动机3处于非工作状态。组合动力装置燃烧室65处于工作状态，使得组合动力装置动力涡轮64产生轴功率，驱动组合动力装置电动发电机61发电。其中，组合动力装置电动发电机61产生的电力为航空电子设备52供电。

具体的工作模式如下：

二号泵102、四号泵104、五号泵105、二号阀202、四号阀204、八号阀208、十号阀210处于开启状态，其余泵和阀处于关闭状态。燃油箱51中的燃油流至第二燃油/冷却液换热器43，从第二燃油/冷却液换热器43燃油出口流出的燃油依次流经二号阀202和四号泵104进入组合动力装置燃烧室65。空气D从飞行器二号引气口502流入，经过十号阀210进入组合动力装置压气机63。经过组合动力装置压气机63压缩的空气D从组合动力装置压气机63的空气出口流经八号阀208进入组合动力装置燃烧室65，与流到组合动力装置燃烧室65的燃油混合，燃油燃烧产生的气流推动组合动力装置动力涡轮64，从而，组合动力装置动力涡轮64产生轴功率。

航空电子设备52中的冷却液流至冷却液/滑油换热器45，再从冷却液/滑油换热器45的冷却液出口流至第一冷却液/空气换热器44，此时第一冷却液/空气换热器44没有空气流过，没有换热效果。从第一冷却液/空气换热器44的冷却液出口流出的冷却液流经四号阀204进入第二燃油/冷却液换热器43，冷却液的热量被第二燃油/冷却液换热器43中的燃油带走。最后从第二燃油/冷却液换热器43的冷却液出口流出的冷却液流经二号泵102进入航空电子设备52，为航空电子设备52降温。组合动力装置电动发电机61中的滑油流经五号泵105进入冷却液/滑油换热器45，滑油的热量在冷却液/滑油换热器45中被冷却液带走，从冷却液/滑油换热器45的滑油出口流出的滑油流入组合动力装置电动发电机61，为组合动力装置电动发电机61降温。

本实施例的优点在于：

(1)本发明采用涡扇发动机与电动涵道风扇共同为飞行器提供推力，避免了驱动电机系统故障导致电动涵道风扇无法提供推力，从而危害飞行器飞行安全的问题，有效提升了飞行器可靠性；

(2)本发明采用的组合动力装置具有地面维护工作模式、空中冷却工作模式和空中应急工作模式，为混合电推进飞行器提供冷却气流与电能，实现能量系统综合，提高了系统功率密度和效率；

(3)本发明采用燃油作为热沉带走热量，而不是完全采用冲压空气带走热量，因此降低了系统代偿损失，提高了混合电推进飞行器系统效率。

本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于设备实施例而言，由于其基本相似于方法实施例，所以描述得比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。