控制接觸器模塊斷開航空電源電池的負(fù)載。
[0111] 步驟5. 4 :當(dāng)整體電池組的充電總電流值大于整體電池組充放電總電流上限閾值 時(shí)，主控制器模塊發(fā)送控制信號(hào)至過壓過流保護(hù)模塊，控制接觸器模塊斷開航空電源電池 的電池充電器。
[0112] 步驟5. 5 :當(dāng)整體電池組的放電總電流值小于整體電池組充放電總電流下限閾值 時(shí)，主控制器模塊發(fā)送控制信號(hào)至過壓過流保護(hù)模塊，控制接觸器模塊斷開航空電源電池 的負(fù)載。
[0113] 步驟6 :主控制器模塊根據(jù)單電池組的單體電池的電壓值計(jì)算單電池組的單體電 池的電壓偏差，送控制信號(hào)至子板控制模塊，子板控制模塊對(duì)單電池組的單體電池進(jìn)行能 量均衡控制。
[0114] 步驟6. 1 :設(shè)定單電池組的單體電池偏差上限閾值。
[0115] 本實(shí)施方式中，設(shè)定的單電池組的單體電池偏差上限閾值為0. 005V。
[0116] 步驟6.2 :當(dāng)單電池組的單體電池的電壓偏差大于單電池組的單體電池偏差上限 閾值時(shí)，主控制器模塊發(fā)送控制信號(hào)至子板控制模塊，子板控制模塊對(duì)電壓過大的單電池 組的單體電池進(jìn)行放電。
[0117] 步驟7 :主控制器模塊根據(jù)實(shí)時(shí)采集的航空電源的整體電池組的充電總電壓、整 體電池組的放電總電壓、整體電池組的充電總電流、整體電池組的放電總電流和整體電池 組溫度值進(jìn)行航空電源電池的S0C值和航空電源電池S0H值估算。
[0118] 步驟7. 1 :采用randies模型對(duì)航空電源電池進(jìn)行建模，如圖12所示，得到航空電 源電池randies模型。
[0119] 圖12中，Uocv(SOC)為航空電源電池組的開路電壓，&為航空電源電池組歐姆內(nèi) 阻，札為放電環(huán)節(jié)慣性電阻，R2為放電環(huán)節(jié)慣性電阻，q為極化電容，C2為極化電容，R&、 R2C2兩個(gè)RC環(huán)節(jié)為了描述航空電源電池組極化效應(yīng)，L的電壓為1，R2的電壓SU2，充放 電總電流為I，定義時(shí)間常數(shù)、=!?&，t2=R2C2，根據(jù)圖12的電路圖可得S0C的函數(shù) Uocv(SOC)公式如式（1)、式（2)和式（3)如下：
[0120] Uocv(SOC) =IRo+U^^ (1)
[0121]
[0122]
[0123] 其中，％ 為電壓U丨的初值，U2為電壓U2的初值，t為時(shí)間。
[0124] 對(duì)S0C的函數(shù)UQCT(S0C)公式進(jìn)行0CV-S0C擬合，引入自然指數(shù)函數(shù)并用6項(xiàng)多項(xiàng) 式擬合，得到擬合的S0C的函數(shù)Ua^SOC)公式如式（4)所示：
[0125]
(4)
[0126] 其中，apai、a2. . .a6、Ivh為航空電源電池組本身特性相關(guān)的參數(shù)，根據(jù)設(shè)計(jì)實(shí) 驗(yàn)：首先，將航空電源電池組涓流充滿，斷電；其次，充分靜置約3小時(shí)，記錄S0C= 100%時(shí) 航空電源電池組的開路電壓UaJSOC);隨后，使用小電流階段放電的方法，步進(jìn)式地將航空 電源電池組的S0C調(diào)整至90%、80%、70% . . .、20%等，并在每一次調(diào)整完畢后充分靜置以 獲取準(zhǔn)確的航空電源電池組的開路電壓UmJSOC)，從而得到航空電源電池組的0CV-S0C曲 線，然后用最小二乘法擬合即可估計(jì)出參數(shù). .aplvlv
[0127]忽略溫度、循環(huán)次數(shù)等因素的影響，進(jìn)行混合脈沖功率試驗(yàn)（HPPC)，即對(duì)航空電源 電池組以恒流放電l〇s，靜置40s，恒流充電10s，靜置40s，記錄航空電源電池組電流和端電 壓，根據(jù)參數(shù)辨識(shí)計(jì)算得到航空電源電池randies模型中的航空電源電池組內(nèi)阻&、放電環(huán) 節(jié)慣性電阻&、放電環(huán)節(jié)慣性電阻R2、極化電容Q、極化電容C2、&的電壓Ui、R2的電壓U2和 充放電總電流I。
[0128] 在考慮航空電源電池組溫度和放電倍率對(duì)航空電源電池模型的影響，對(duì)擬合的 S0C的函數(shù)UQCT(S0C)公式（4)進(jìn)行修正，得到修正的S0C的函數(shù)UQCT(S0C)公式如式（5)所 示：
[0129]
(5)
[0130] 其中，Cl、c2、c3、屯、d2、d3為航空電源電池組實(shí)驗(yàn)曲線標(biāo)定參數(shù)，T為整體電池組溫 度值，C為航空電源電池組當(dāng)前放電倍率。
[0131] 步驟7.2 :將采集的整體電池組的充電總電壓或放電總電壓作為充放電總電壓， 將整體電池組的充電總電流或放電總電流作為充放電總電流，將單電池組的單體電池溫度 值的平均值作為整體電池組的溫度值。
[0132] 本實(shí)施方式中，當(dāng)航空電源電池在充電過程中將整體電池組的充電總電流作為充 放電總電流，將整體電池組的充電總電壓作為充放電總電壓，當(dāng)航空電源電池在放電過程 中將整體電池組的放電總電流作為充放電總電流，將整體電池組的放電總電壓作為充放電 總電壓。
[0133] 步驟7. 3 :根據(jù)航空電源電池的randies模型，采用擴(kuò)展卡爾曼濾波的方法，利用 實(shí)時(shí)采集的航空電源的整體電池組的充放電總電壓、整體電池組的充放電總電流和整體電 池組的溫度值估算出航空電源電池的S0C值和航空電源電池的S0H值。
[0134] 根據(jù)航空電源電池的randies模型采用擴(kuò)展卡爾曼濾波的方法估算航空電源電 池的S0C值和S0H值方法如下：
[0135] 設(shè)采樣時(shí)間為At，航空電源電池組總電量為％，則航空電源電池的S0C與充放電 總電流I、航空電源電池組電量Q之間的關(guān)系如式（6)所示：
[0136]
(6)
[0137] 其中，k為采樣序列的序號(hào)，建立航空電源電池組狀態(tài)方程如式（7)和式（8)所 示：
[0138]
[0139] UL (k) =Uovc(SOC(k)) +1 (k)Ro+Ui(k) +U2 (k) +u(k) (8)
[0140] 其中，隊(duì)為充放電總電壓、《 (k)為估算SOC時(shí)的驅(qū)動(dòng)噪聲，u(k)為估算SOC時(shí) 的量測噪聲。
[0141] 設(shè)定系統(tǒng)狀態(tài)變量為X(k) = [SOC(k)，Ui(k)，U2(k)]T，輸入信號(hào)U(k) =I(k)，量 CN 104882931 A IXm -fJ 12/12頁 測輸出為Z(k)=隊(duì)(k)，矩陣
3其中，n為充 放電倍率。[0142] 則系統(tǒng)量測-狀態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣C(k)的計(jì)算方法如式（9)所示：
[0143] (9)
[0144] 采用上述參數(shù)，按照EKF的遞推公式進(jìn)行迭代，即可實(shí)時(shí)對(duì)航空電源電池的S0C值 進(jìn)行估計(jì)。
[0145] 將航空電源電池組內(nèi)阻IU乍為系統(tǒng)狀態(tài)，得到航空電源電池組內(nèi)阻的狀態(tài)方程如 式（10)和式（11)所示：
[0146]R0k+1=R0k+rk (10)
[0147] UL (k) =Uocv(SOC(k)) +1 (k)Ro+Ui(k) +U2 (k)+n(k) (11)
[0148] 其中，rk為估算SOH時(shí)的驅(qū)動(dòng)噪聲，n(k)為估算SOH時(shí)的量測噪聲。
[0149] 根據(jù)航空電源電池組內(nèi)阻&估算出航空電源電池的SOH值，如式（12)所示：
[0150]
[0151] 其中，REa為航空電源電池組壽命終結(jié)時(shí)的電池內(nèi)阻，Rn6W為航空電源電池組出廠 時(shí)的初始內(nèi)阻。
[0152] 步驟8:上位機(jī)顯示航空電源的整體電池組的充電總電壓值、整體電池組的放電 總電壓值、整體電池組的充電總電流值、整體電池組的放電總電流值、整體電池組的外界大 氣壓力值、各單電池組的溫度值、單電池組的單體電池的電壓值、航空電源電池的S0C值和 航空電源電池的S0H值。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種航空電源電池管理系統(tǒng)，其特征在于，包括主控制單元、監(jiān)控子單元和上位機(jī)； 所述的主控制單元，包括主控制器模塊、充放電電壓測量模塊、充放電電流測量模塊、 過壓過流保護(hù)模塊、A/D轉(zhuǎn)換模塊、接觸器模塊、氣壓采集模塊和isoSPI轉(zhuǎn)換模塊； 所述的監(jiān)控子單元有多個(gè)，各監(jiān)控子單元均包括子板控制模塊和溫度測量模塊； 所述的充放電電壓測量模塊的輸入端連接航空電源的整體電池組兩端，充放電電流測 量模塊的輸入端連接航空電源的整體電池組的負(fù)載，充放電電壓測量模塊的輸出端和充放 電電流測量模塊的輸出端連接A/D轉(zhuǎn)換模塊的輸入端，A/D轉(zhuǎn)換模塊的輸出端通過IIC總 線連接主控制器模塊的第一輸入端；所述的氣壓采集模塊的輸出端通過IIC總線連接主控 制器模塊的第二輸入端；所述的主控制器模塊的第一輸出端連接過壓過流保護(hù)模塊的輸 入端，過壓過流保護(hù)模塊的輸出端連接接觸器模塊的輸入端，接觸器模塊的輸出端連接航 空電源的整體電池組；所述的主控制器模塊通過CAN總線連接上位機(jī)；所述的各溫度測量 模塊的輸出端分別連接對(duì)應(yīng)的子板控制模塊的第一輸入端，各子板控制模塊的第二輸入端 連接對(duì)應(yīng)的單電池組兩端；所述的各子板控制模塊通過SPI總線連接isoSPI轉(zhuǎn)換模塊， isoSPI轉(zhuǎn)換模塊通過SPI總線連接主控制器模塊。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空電源電池管理系統(tǒng)，其特征在于，該系統(tǒng)還包括電源單 元，電源單元的輸入端連接航空電源的整體電池組，電源單元的輸出端連接主控制器模塊 的電源端； 所述的電源單元，采用電壓隔離轉(zhuǎn)換器，用于將航空電源電池的電壓轉(zhuǎn)換為主控制單 元各模塊和監(jiān)控子單元各模塊所需電壓，為主控制單元各模塊和監(jiān)控子單元各模塊供電。3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空電源電池管理系統(tǒng)，其特征在于，所述的主控制器模塊， 采用單片機(jī)，用于根據(jù)采集的航空電源的整體電池組的充電總電壓值、整體電池組的放電 總電壓值、整體電池組的充電總電流值、整體電池組的放電總電流值和單電池組的單體電 池電壓值進(jìn)行電壓、電流檢測，并發(fā)送控制信號(hào)至過壓過流保護(hù)模塊；根據(jù)單電池組的單體 電池的電壓值計(jì)算單電池組的單體電池的電壓偏差，并發(fā)送控制信號(hào)至子板控制模塊；根 據(jù)實(shí)時(shí)采集的航空電源的整體電池組的充電總電壓、整體電池組的放電總電壓、整體電池 組的充電總電流、整體電池組的放電總電流和整體電池組溫度值進(jìn)行航空電源電池的SOC 值和航空電源電池SOH值估算；將航空電源的整體電池組的充電總電壓值、整體電池組的 放電總電壓值、整體