新型民用飛機變頻交流供電系統(tǒng)過壓保護原理設(shè)計

孫善民

（上海飛機設(shè)計研究院，中國 上海201210）

0 前言

目前， 新型民用飛機供電系統(tǒng)將采用115/200V、360-800Hz 變頻交流供電體制， 考慮到變頻交流發(fā)電機的輸入轉(zhuǎn)速范圍大和轉(zhuǎn)速高，其供電頻率取決于發(fā)電機的輸入轉(zhuǎn)速，變頻交流供電系統(tǒng)具有優(yōu)良的動、靜態(tài)性能，其應(yīng)用也帶了的新的挑戰(zhàn)。

根據(jù)某機型供電系統(tǒng)中大功率變頻交流發(fā)電機（VFG，額定功率120kVA）的電壓輸出特性可知，在勵磁電流飽和條件下，其電壓上升率非常高，在電源系統(tǒng)進行大容量負載切換或出現(xiàn)故障時，將會使發(fā)電機勵磁回路一直處于飽和狀態(tài)，引起發(fā)電機輸出過壓故障。 如果采用與傳統(tǒng)飛機供電系統(tǒng)類似的發(fā)電機控制器（GCU）單獨實現(xiàn)電壓調(diào)節(jié)和保護功能，當GCU 過壓保護功能起作用后，需要切斷發(fā)電機勵磁繞組， 并斷開發(fā)電機接觸器， 但是由于GCU 的保護控制的延時特性（如延時50ms 動作）以及接觸器存在固有的響應(yīng)時間，當發(fā)電機在勵磁回路電流飽和時，其輸出電壓會嚴重超過飛機電網(wǎng)的過壓保護門限值，在發(fā)電機接觸器尚未斷開的時間內(nèi)，機載用電設(shè)備將承受過高的電壓浪涌沖擊，可能導(dǎo)致用電設(shè)備故障，從而引起飛機災(zāi)難級的飛行事故。

1 變頻交流供電系統(tǒng)過壓保護原理設(shè)計

針對新型民用飛機供電系統(tǒng)的過壓保護需求，下面將對供電系統(tǒng)調(diào)壓點處的過壓保護進行原理設(shè)計和分析。

圖1 變頻交流發(fā)電系統(tǒng)過壓冗余保護結(jié)構(gòu)圖

1.1 功能結(jié)構(gòu)和原理

通常飛機供電系統(tǒng)出現(xiàn)過電壓的原因主要有三種情況：（1）大容量負載的過程；（2）系統(tǒng)短路故障排除之后，由于發(fā)電機調(diào)壓器的滯后響應(yīng)引起的過壓；（3）勵磁系統(tǒng)故障導(dǎo)致勵磁回路飽和的過壓。

若大功率變頻交流供電系統(tǒng)發(fā)生過壓故障， 導(dǎo)致用電設(shè)備的損壞，可能發(fā)生飛機災(zāi)難級失效，根據(jù)AC 25.1309-1B，“一個災(zāi)難級的故障不可以由單個設(shè)備的失效導(dǎo)致”， 需要在單個供電通道額外設(shè)置一個過壓保護裝置。

根據(jù)SAE ARP 4754A 設(shè)備設(shè)計保證等級要求的確定和分配原則，A 級設(shè)備可以由兩個獨立非相似設(shè)計的B 級設(shè)備實現(xiàn)。 因此從適航安全性要求方面考慮， 應(yīng)增加過壓保護裝置構(gòu)成冗余過壓保護結(jié)構(gòu)，以輔助GCU 實現(xiàn)過壓保護功能。

如圖1 所示的變頻交流供電系統(tǒng)過壓冗余保護結(jié)構(gòu)， 在GCU 實現(xiàn)保護功能的基礎(chǔ)上，需要在發(fā)電機輸出端增加并聯(lián)的電源保護控制裝置OPU，該裝置利用電力電子裝置實現(xiàn)發(fā)電機輸出電壓的鉗位，并且增加發(fā)電機勵磁接觸器、發(fā)電機輸出接觸器的冗余控制電路，作為GCU 的冗余保護，并與GCU 獨立非相似，即GCU 的電源保護功能基于復(fù)雜硬件與軟件實現(xiàn)，電源保護控制裝置OPU 不含軟件，并且不基于復(fù)雜硬件電路實現(xiàn)。

當變頻交流發(fā)電機輸出過電壓后，GCU 和OPU 共同進行過壓保護，分成三個階梯過壓保護：

1）0～1ms 內(nèi)出現(xiàn)過壓故障之后，OPU 在1ms 內(nèi)快速開始響應(yīng)系統(tǒng)保護控制功能，進行發(fā)電機輸出過壓箝位；

2）1～55ms，在該過程中GCU 電壓調(diào)節(jié)（包括電源保護控制）功能與OPU 的過壓箝位功能同時作用， 即通過發(fā)電機勵磁電流控制及OPU 的過壓鉗位電路共同作用， 將發(fā)電機輸出電壓限定在要求范圍內(nèi)（180V 以內(nèi)）；

3）當出現(xiàn)過壓（180V）超過55ms 后，GCU 的電壓調(diào)節(jié)（過壓保護）不能達到要求時，OPU 的冗余保護功能起作用，切斷電源。 當電源電壓恢復(fù)到規(guī)定值時， OPU 將給出電源接通信號。

GCU 和OPU 的接口交互信號包括：

1） 由GCU 提供給OPU 永磁副勵磁機電源、28V 直流電源、GCU28V 電源、GCU 保護產(chǎn)生的勵磁、主發(fā)電機接觸器控制信號；

2）OPU 提供給GCU 的BIT 檢測信號，包括電壓鉗位電路、電源冗余保護控制電路、勵磁回路接觸器、發(fā)電機接觸器的狀態(tài)信息；

3）OPU 需要獲取調(diào)壓點處的電壓信號， 并在冗余保護控制時輸出勵磁回路接觸器、發(fā)電機接觸器的動作信號。

2.2 OPU 的硬件結(jié)構(gòu)和原理設(shè)計

2.2.1 OPU 硬件結(jié)構(gòu)

OPU 硬件組成分為兩部分：過壓鉗位電路和延時保護電路，兩部分電路自身的工作原理不同，并獨立非相似，硬件結(jié)構(gòu)見圖2。

過壓鉗位電路由采樣電路1、電壓鉗位電路、功率電路、能量泄放回路、輔助電源以及狀態(tài)檢測與顯示電路組成。

延時保護電路由采樣電路2、過壓延時比較電路、發(fā)電機接觸器電路、勵磁接觸器電路、輔助電源及狀態(tài)檢測與顯示電路組成。

過壓鉗位電路中的采樣電路1 和延時保護電路的采樣電路2 均對調(diào)節(jié)點電壓進行檢測、調(diào)理，為過壓鉗位、延時保護電路提供信號，但是采用不同工作原理和結(jié)構(gòu)的電路，符合獨立非相似結(jié)構(gòu)性，并且提高了采樣電路的可靠性。

2.2.2 OPU 工作原理

OPU 過壓鉗位電路通過采樣電路檢測調(diào)節(jié)點電壓， 當電壓低于180V 時，過壓鉗位電路不起作用，當電壓超過180V 后，過壓鉗位電路在1ms 內(nèi)快速響應(yīng)， 鉗位發(fā)電機輸出電壓， 只到輸出電壓低于180V后，鉗位電路不工作；當發(fā)電機輸出過電壓（180V）連續(xù)工作55ms 之后，延時保護電路起作用，斷開發(fā)電機的輸出斷路器和勵磁控制回路接觸器，實現(xiàn)保護功能，該延時保護功能與GCU 的過壓延時保護功能相互冗余，并且獨立非相似，提高整個發(fā)電系統(tǒng)的安全性和可靠性。電源保護控制裝置中控制電源供電的輔助電源作為整個裝置失效率的關(guān)鍵部件， 系統(tǒng)組成中將勵磁機輸出裝換成28V 的變換器在過壓鉗位電路和延時保護電路中均作了冗余，過壓鉗位電路中變換器2 作為變換器1 的備份和冗余，同樣延時保護電路中變換器4 作為變換器3 的備份和冗余，保證整個裝置的各部分在某一變換器失效后，仍然能夠正常工作，以降低過壓保護裝置的失效率。

圖2 電源保護控制裝置的硬件結(jié)構(gòu)

1）過壓箝位保護原理設(shè)計為實現(xiàn)在發(fā)電機過壓運行狀態(tài)的電壓鉗位功能，采用電壓鉗位保護電路，將發(fā)電機輸出通過半波整流輸出，通過能量吸收電路。在發(fā)電機出現(xiàn)過壓現(xiàn)象后，即電源保護控制電路產(chǎn)生過壓信號之后，產(chǎn)生發(fā)電機接觸器驅(qū)動信號，利用該信號控制能量吸收電路，給發(fā)電機增加大負載后，使得發(fā)電機電流大幅增加，流過電阻負載，由于發(fā)電機固有的外特性，使得其輸出電壓下降，實現(xiàn)發(fā)電機過電壓的限定，此時發(fā)電機過壓產(chǎn)生的能量將消耗在電阻負載上。

2）獨立供電電源原理設(shè)計

電源保護控制裝置系統(tǒng)中采用冗余的電源電路，其中一路由變頻交流發(fā)電機的副勵磁機輸出供電，將永磁機輸出通過整流，再經(jīng)功率變換器輸出28V 獨立供電電源，在此基礎(chǔ)上利用28V 經(jīng)過輔助電源輸出±15V、5V，給電源保護控制裝置電壓檢測、保護電路用，該電源獨立于GCU 電源系統(tǒng)，能夠在GCU 失效工作之后，保證電源保護控制裝置獨立正常工作。 另一路由系統(tǒng)28V 電源通過輔助電源輸出±15V、5V，為電源保護裝置檢測、保護電路提供冗余供電。 副勵磁機輸出產(chǎn)生28V與28V 電源共同給勵磁回路、發(fā)電機接觸器供電，構(gòu)成接觸器冗余供電系統(tǒng)。

2 結(jié)語

目前，新型大功率變頻交流供電系統(tǒng)采用發(fā)電機控制器（OPU）和過壓保護控制裝置（OPU）共同構(gòu)成過壓保護結(jié)構(gòu)，兩者獨立非相似，滿足了適航安全要求，并為飛機適航取證減小了不必要的風險。

［1］馬述訓(xùn).飛機設(shè)計手冊.第16 冊[M].航空工業(yè)出版社,1999，12:118-119.

［2］AC25.1309 System Design and Analysis[S].

［3］MIL-STD-704E Aircraft Electric Power Characteristics[S].

［4］SAE ARP 4754 Certification Considerations for Highly-Integrated or Complex Aircraft Systems[S].