本實用新型涉及航空設備技術領域，特別涉及一種大功率航空發電電源管理裝置。

背景技術：

油動飛行器的供電管理裝置需保證飛行器工作過程中穩定、可靠的供電，任何時候不允許出現掉電、大幅度波動情況，同時要求有較高的效率、較高的功率密度比。

現有技術中，部分油動飛行器的蓄電池和發電機是并聯工作的，即發電機的輸出正負極直接連接到了蓄電池(一般為鋰電池)的正負極，通過正負兩根電源線為飛行器用電設備供電。然而現有的這類飛行器電源管理系統存在一個缺陷：當發電機和蓄電池這二者中的任何一個發生短路故障的時候，都會導致整個飛行器失去電力，導致飛行器無法正常工作，如果在空中發生這一事故，會直接導致墜機事故。除此以外，現有民用油動無人飛行器的供電電壓時常為12V或24V，電壓較低，應用于幾千瓦的供電場景時，會因為電流較大，導致必須加粗導線，同時給PCB布線帶來較高挑戰，并且容易導致電路板產生較高溫升。

綜上所述，現有技術中的油動飛行器供電管理裝置，存在發電機或蓄電池短路故障可能導致整個電源系統故障，以及供電電流過大引起電路板走線困難、散熱困難的問題。

技術實現要素：

本實用新型實施例提供一種大功率航空發電電源管理裝置，可以解決現有技術中的油動飛行器供電管理裝置，存在發電機或蓄電池短路故障可能導致整個電源系統故障，以及供電電流過大引起電路板走線困難、散熱困難的問題。

本實用新型實施例提供一種大功率航空發電電源管理裝置，包括：發電機、蓄電池、電源選通單元和供電單元；

所述電源選通單元的第一輸入電源端EG1_48V與所述發電機的輸出端連接，其中，所述發電機的輸出端輸出48V電壓；所述電源選通單元的第二輸入電源端EG2_48V與所述蓄電池的輸出端連接，其中，所述蓄電池的輸出端輸出48V電壓；所述電源選通單元的輸出電源端Root_48V與所述供電單元的輸入端連接；

所述第一輸入電源端EG1_48V、所述輸出電源端Root_48V和二極管控制器U1三者之間設置有三極管Q1；

所述三極管Q1的源極與所述第一輸入電源端EG1_48V連接，所述三極管Q1的漏極與所述輸出電源端Root_48V連接，所述三極管Q1的柵極與所述二極管控制器U1的GATE端連接；并且所述二極管控制器U1的Vin端與所述第一輸入電源端EG1_48V連接，所述二極管控制器U1的OUT端與所述輸出電源端Root_48V連接；

所述第一輸入電源端EG1_48V、第一輸入地端EG1_GND和輸出地端Root_GND三者之間設置有三極管Q2；

所述三極管Q2的柵極與所述第一輸入電源端EG1_48V連接，所述三極管Q2的源極與所述第一輸入地端EG1_GND連接，以及所述三極管Q2的漏極與所述輸出地端Root_GND連接；

所述第二輸入電源端EG2_48V、所述輸出電源端Root_48V和二極管控制器U2三者之間設置有三極管Q3；

所述三極管Q3的源極與所述第二輸入電源端EG2_48V連接，所述三極管Q3的漏極與所述輸出電源端Root_48V連接，所述三極管Q3的柵極與所述二極管控制器U2的GATE端連接；并且所述二極管控制器U2的Vin端與所述第二輸入電源端EG2_48V連接，所述二極管控制器U2的OUT端與所述輸出電源端Root_48V連接；

所述第二輸入電源端EG2_48V、第二輸入地端EG2_GND和輸出地端Root_GND三者之間設置有三極管Q4；

所述三極管Q4的柵極與所述第二輸入電源端EG2_48V連接，所述三極管Q4的源極與所述第二輸入地端EG2_GND連接，以及所述三極管Q4的漏極與所述輸出地端Root_GND連接。

較佳地，所述發電機輸出端和所述蓄電池輸出端之間跨接有隔離充電器。

較佳地，所述三極管Q2的柵極與所述第一輸入電源端EG1_48V之間連接有電阻R3；所述三極管Q4的柵極與所述第二輸入電源端EG2_48V之間連接有電阻R6。

較佳地，所述二極管控制器U1和所述二極管控制器U2均采用型號為LTC4359的正高電壓理想二極管控制器。

較佳地，所述二極管控制器U1的CPO端和SOURSE端均與所述第一輸入電源端EG1_48V連接；

所述二極管控制器U1的Vcc端、UV端、OV端和REV端均與所述輸出地端Root_GND連接；

所述二極管控制器U1的STATUS端通過發光二極管D1與所述輸出電源端Root_48V連接，其中，所述發光二極管D1的陰極與所述二極管控制器U1的STATUS端連接，所述發光二極管D1的陽極與所述輸出電源端Root_48V連接；

所述二極管控制器U1的FAULT端通過發光二極管D2與所述輸出電源端Root_48V連接，其中，所述發光二極管D2的陰極與所述二極管控制器U1的FAULT端連接，所述發光二極管D2的陽極與所述輸出電源端Root_48V連接；

所述二極管控制器U2的CPO端和SOURSE端均與所述第二輸入電源端EG2_48V連接；

所述二極管控制器U2的Vcc端、UV端、OV端和REV端均與所述輸出地端Root_GND連接；

所述二極管控制器U2的STATUS端通過發光二極管D3與所述輸出電源端Root_48V連接，其中，所述發光二極管D3的陰極與所述二極管控制器U2的STATUS端連接，所述發光二極管D3的陽極與所述輸出電源端Root_48V連接；

所述二極管控制器U2的FAULT端通過發光二極管D4與所述輸出電源端Root_48V連接，其中，所述發光二極管D4的陰極與所述二極管控制器U2的FAULT端連接，所述發光二極管D4的陽極與所述輸出電源端Root_48V連接。

較佳地，所述二極管控制器U1的CPO端與所述第一輸入電源端EG1_48V之間連接有電容C1；

所述二極管控制器U1的Vcc端和UV端的并聯端與所述輸出地端Root_GND之間連接有電容C2；

所述發光二極管D1與所述輸出電源端Root_48V之間連接有電阻R1；

所述發光二極管D2與所述輸出電源端Root_48V之間連接有電阻R2；

所述二極管控制器U2的CPO端與所述第二輸入電源端EG2_48V之間連接有電容C3；

所述二極管控制器U2的Vcc端和UV端的并聯端與所述輸出地端Root_GND之間連接有電容C4；

所述發光二極管D3與所述輸出電源端Root_48V之間連接有電阻R4；

所述發光二極管D4與所述輸出電源端Root_48V之間連接有電阻R5。

本實用新型實施例中，提供一種大功率航空發電電源管理裝置，該裝置中的發電機、蓄電池和一個可以比較輸入輸出端電壓，并能快速打開、關閉電路通路的電源選通單元構成一個發電機和蓄電池雙備份冗余電源，即發電機和蓄電池中的任何一個工作則整個系統就能夠正常工作，因此，可以實現更高的可靠性；由于發電機和蓄電池輸出48V電壓，提高了系統供電根電源的電壓，降低了系統供電電流，解決了由于供電電流過大引起電路板走線困難、散熱困難的問題，并且減少了傳輸線路的體積，使得電能傳輸效率更高，整個電路單元重量更輕。

附圖說明

圖1為本實用新型實施例提供的一種大功率航空發電電源管理裝置結構示意圖。

圖2為本實用新型實施例提供的電源選通單元原理圖。

附圖標記說明：

101-發電機，102-蓄電池，103-隔離充電器，104-電源選通單元，105-供電單元。

具體實施方式

下面結合附圖，對本實用新型的一個具體實施方式進行詳細描述，但應當理解本實用新型的保護范圍并不受具體實施方式的限制。

圖1為本實用新型實施例提供的一種大功率航空發電電源管理裝置結構示意圖。圖2為本實用新型實施例提供的電源選通單元原理圖。如圖1和圖2所示，該裝置包括：發電機101、蓄電池102、電源選通單元104和供電單元105。

具體地，電源選通單元104的第一輸入電源端EG1_48V與發電機101的輸出端連接，電源選通單元104的第二輸入電源端EG2_48V與蓄電池102的輸出端連接，電源選通單元104的輸出電源端Root_48V與供電單元105的輸入端連接。

需要說明的是，發電機101和蓄電池102輸出48V電壓，提高了系統供電根電源的電壓，降低了系統供電電流，解決了由于供電電流過大引起電路板走線困難、散熱困難的問題，并且減少了傳輸線路的體積，使得電能傳輸效率更高，整個電路單元重量更輕。

較佳地，發電機101輸出端和蓄電池102輸出端之間跨接有隔離充電器103，發電機101發出的電壓通過隔離充電器103對蓄電池102進行充電，確保蓄電池102可以正常工作。

具體地，電源選通單元104具體包括：

第一輸入電源端EG1_48V、輸出電源端Root_48V和二極管控制器U1三者之間設置有三極管Q1。

需要說明的是，三極管Q1的源極與第一輸入電源端EG1_48V連接，三極管Q1的漏極與輸出電源端Root_48V連接，三極管Q1的柵極與二極管控制器U1的GATE端連接；并且二極管控制器U1的Vin端與第一輸入電源端EG1_48V連接，二極管控制器U1的OUT端與輸出電源端Root_48V連接。

具體地，第一輸入電源端EG1_48V、第一輸入地端EG1_GND和輸出地端Root_GND三者之間設置有三極管Q2。

需要說明的是，三極管Q2的柵極與第一輸入電源端EG1_48V連接，三極管Q2的源極與第一輸入地端EG1_GND連接，以及三極管Q2的漏極與輸出地端Root_GND連接。

具體地，第二輸入電源端EG2_48V、輸出電源端Root_48V和二極管控制器U2三者之間設置有三極管Q3。

需要說明的是，三極管Q3的源極與第二輸入電源端EG2_48V連接，三極管Q3的漏極與輸出電源端Root_48V連接，三極管Q3的柵極與二極管控制器U2的GATE端連接；并且二極管控制器U2的Vin端與第二輸入電源端EG2_48V連接，二極管控制器U2的OUT端與輸出電源端Root_48V連接。

具體地，第二輸入電源端EG2_48V、第二輸入地端EG2_GND和輸出地端Root_GND三者之間設置有三極管Q4。

需要說明的是，三極管Q4的柵極與第二輸入電源端EG2_48V連接，三極管Q4的源極與第二輸入地端EG2_GND連接，以及三極管Q4的漏極與輸出地端Root_GND連接。

較佳地，三極管Q2的柵極與第一輸入電源端EG1_48V之間連接有電阻R3；三極管Q4的柵極與第二輸入電源端EG2_48V之間連接有電阻R6。

較佳地，二極管控制器U1和二極管控制器U2均采用型號為LTC4359的正高電壓理想二極管控制器。

較佳地，三極管Q1、三極管Q2、三極管Q3和三極管Q4均采用型號為SUM85N03-06P的N溝道MOSFET，MOSFET的英文全稱為：Metal-Oxide-Semiconductor Field-Effect Transistor，MOSFET中文全稱為：金屬-氧化層-半導體-場效晶體管。

具體地，二極管控制器U1的CPO端和SOURSE端均與第一輸入電源端EG1_48V連接，二極管控制器U1的Vcc端、UV端、OV端和REV端均與輸出地端Root_GND連接，二極管控制器U1的STATUS端通過發光二極管D1與輸出電源端Root_48V連接，其中，發光二極管D1的陰極與二極管控制器U1的STATUS端連接，發光二極管D1的陽極與述輸出電源端Root_48V連接，二極管控制器U1的FAULT端通過發光二極管D2與輸出電源端Root_48V連接，其中，發光二極管D2的陰極與二極管控制器U1的FAULT端連接，發光二極管D2的陽極與輸出電源端Root_48V連接。

需要說明的是，二極管控制器U1的CPO端與第一輸入電源端EG1_48V之間連接有電容C1；二極管控制器U1的Vcc端和UV端的并聯端與輸出地端Root_GND之間連接有電容C2；發光二極管D1與輸出電源端Root_48V之間連接有電阻R1；發光二極管D2與輸出電源端Root_48V之間連接有電阻R2。

具體地，二極管控制器U2的CPO端和SOURSE端均與第二輸入電源端EG2_48V連接；二極管控制器U2的Vcc端、UV端、OV端和REV端均與輸出地端Root_GND連接；二極管控制器U2的STATUS端通過發光二極管D3與輸出電源端Root_48V連接，其中，發光二極管D3的陰極與二極管控制器U2的STATUS端連接，發光二極管D3的陽極與輸出電源端Root_48V連接；二極管控制器U2的FAULT端通過發光二極管D4與輸出電源端Root_48V連接，其中，發光二極管D4的陰極與二極管控制器U2的FAULT端連接，發光二極管D4的陽極與輸出電源端Root_48V連接。

需要說明的是，二極管控制器U2的CPO端與第二輸入電源端EG2_48V之間連接有電容C3；二極管控制器U2的Vcc端和UV端的并聯端與輸出地端Root_GND之間連接有電容C4；發光二極管D3與輸出電源端Root_48V之間連接有電阻R4；發光二極管D4與輸出電源端Root_48V之間連接有電阻R5。

需要說明的是，輸出電源端Root_48V的末端電壓反饋單元，當系統用電電流過大時，供電末端的電壓會降低，此末端電壓反饋系統會根據采集到的末端電壓對電源的輸出電壓進行實時的調整，確保末端的電壓為48V。

具體地，供電單元104具體包括：從電源選通單元104輸出的48V電壓分別穩壓出3.3V、5V、7.4V、9V、12V、15V和24V等電壓。

需要說明的是，48V～12V穩壓，用于為水泵等供電；48V～24V穩壓，用于為數傳天線供電；48V～9V穩壓，用于為路由器供電；48V～3.3V穩壓，用于為飛行控制計算機供電；48V～5V穩壓，用于為傳感器供電；48V～7.4V穩壓，用于為點火器供電。

本實用新型實施例提供的一種大功率航空發電電源管理裝置，其原理是，將發電機101的電壓輸出端接到電源選通單元104的第一輸入端，將蓄電池102電壓輸出端接到電源選通單元104的第二輸入端，發電機101的輸出端同時通過隔離充電器103(市場現有的通用型帶隔離充電器，通過充電器內部的隔離變壓器實現充電端和被充電端的電源隔離)接到蓄電池102的輸出端。

進一步，當電源選通單元104的第一輸入端比輸出端高出某個電壓值時(本實用新型實施例中設置為0.03V)以上時，電源選通單元104會在很短時間(本實用新型實施例中為200us)內打開一個MOS管，使得發電機101的電源能夠直接輸入到輸出端。

進一步，當電源選通單元104的第一輸入端比輸出端低于某個電壓時(本實用新型實施例中設置為0.03V)，電源選通單元104會在瞬間(本實用新型實施例中為300ns)關閉MOS管，使得發電機101的電源和輸出端斷開連接。當電源選通單元104的第一輸入端電壓減去輸出端電壓小于0.03V時，輸出端由電源選通單元104的第二輸入端的電源進行供電，當電源選通單元104的第二輸入端電壓也降低時，輸出端的電壓也會隨著電源選通單元104的第二輸入端電壓降低，電源選通單元104的第一輸入端會和輸出端會重新進行比較，當將發電機101的輸出端和蓄電池102的輸出端都通過電源選通單元104接入到供電單元105時，就實現了一個自主選擇供電方案。

進一步，當蓄電池102電壓比發電機101電壓高出某個電壓(本實用新型實施例中為300ns)及以上時，由蓄電池102供電；當發電機101電壓比蓄電池102電壓高出某個電壓(本實用新型實施例中為300ns)及以上時，由發電機101供電，同時發電機101發出的電壓通過隔離充電器103對蓄電池102進行充電。蓄電池102和發電機101中的一個損壞時，由蓄電池102和發電機101中工作狀態正常的一方供電。

進一步，經過對發電機101和蓄電池102的選通開關之后，對供電單元105提供一個48V電壓，整個供電單元105所有電源均從該48V電壓獲取，從48V到各個電壓的穩壓模塊均做限流處理，防止將根電源拉低。

綜上所述，本實用新型實施例提供的一種大功率航空發電電源管理裝置，該裝置中的發電機、蓄電池和一個可以比較輸入輸出端電壓，并能快速打開、關閉電路通路的電源選通單元構成一個發電機和蓄電池雙備份冗余電源，即發電機和蓄電池中的任何一個工作則整個系統就能夠正常工作，因此，可以實現更高的可靠性；由于發電機和蓄電池輸出48V電壓，提高了系統供電根電源的電壓，降低了系統供電電流，解決了由于供電電流過大引起電路板走線困難、散熱困難的問題，并且減少了傳輸線路的體積，使得電能傳輸效率更高，整個電路單元重量更輕。

以上公開的僅為本實用新型的幾個具體實施例，但是，本實用新型實施例并非局限于此，任何本領域的技術人員能思之的變化都應落入本實用新型的保護范圍。