基于SSPC的航電任務(wù)配電系統(tǒng)應(yīng)用研究

田茹

（中國電子科學(xué)研究院，北京10041）

基于SSPC的航電任務(wù)配電系統(tǒng)應(yīng)用研究

田茹

（中國電子科學(xué)研究院，北京10041）

以現(xiàn)代多電飛機(jī)對新型配電系統(tǒng)的迫切需求為牽引，以新型配電系統(tǒng)核心部件新型執(zhí)行器件固態(tài)功率控制器的應(yīng)用為手段，系統(tǒng)地闡述了新型執(zhí)行器件固態(tài)功率控制器的設(shè)計原理以及電路設(shè)計方法。實驗通過某型號任務(wù)對加電控制單元的要求，利用SSPC加以實現(xiàn)，并與常規(guī)器件在重量、可靠性以及電磁兼容性等指標(biāo)上進(jìn)行綜合比較分析，進(jìn)而展現(xiàn)SSPC在當(dāng)前航電任務(wù)配電系統(tǒng)中的優(yōu)異性能。

固態(tài)功率控制器配電系統(tǒng)多電飛機(jī)加電控制單元

1　引言

隨著多電飛機(jī)大功率負(fù)載和用電設(shè)備的增多，使用常規(guī)配電方式會占用機(jī)艙很多的空間和重量，配電系統(tǒng)質(zhì)量大，手動管理負(fù)載工作量大。因此，良好的可靠性與優(yōu)異的配電性能已經(jīng)成為當(dāng)前多電飛機(jī)配電系統(tǒng)發(fā)展迫切需求，面對當(dāng)前技術(shù)發(fā)展的需要，新型配電系統(tǒng)的研制應(yīng)成為呃待解決的重要課題。

新型的配電系統(tǒng)核心是新型執(zhí)行器件的研制，固態(tài)功率控制器（SSPC）作為新型配電系統(tǒng)的核心部件已經(jīng)在民用和軍用飛機(jī)中開始使用。在國外，基于固態(tài)功率控制器的配電系統(tǒng)研制最早可以追溯到上個世紀(jì)七十年代，至今已有多家公司都推出了自己的型號產(chǎn)品，如通用電氣以及德國的CEC公司等。這些型號產(chǎn)品種類繁多，如有28 V/2 A～225 A的直流系列產(chǎn)品，以及115 V/5 A～15 A，26 V/1 A～10 A等系列的交流產(chǎn)品，這些產(chǎn)品廣泛的應(yīng)用于國外的諸多型號飛機(jī)中。民航客機(jī)上使用的諸如美國波音B787和法國的A380，此外軍事裝備飛機(jī)中也廣泛使用，如美國的新一代戰(zhàn)機(jī)F22以及F35等均已使用了基于SSPC的自動配電技術(shù)［1，2］。國內(nèi)SSPC研制開始于二十世紀(jì)90年代，主要由國內(nèi)知名航空類高校、院所帶頭進(jìn)行研制，主要進(jìn)行的是原理性的論證與試驗，并未達(dá)到工程應(yīng)用和裝機(jī)階段［3-8］。本文通過介紹SSPC設(shè)計原理及其電路設(shè)計思路，將SSPC首次應(yīng)用在某型號的航電任務(wù)系統(tǒng)加電控制單元中，并通過試驗及試飛，取得良好效果。

2　SSPC設(shè)計原理

SSPC是由功率半導(dǎo)體和大規(guī)模集成電路等構(gòu)成的開關(guān)器件，具有驅(qū)動功率小和無二次擊穿等特點，可以代替繼電器、接觸器和斷路器等的功能，從而避免了它們通斷時的電弧和燒蝕。SSPC通過檢測電流的方式來實現(xiàn)過流保護(hù)，實時性及可靠性優(yōu)勢明顯。同時，具有接收前級計算機(jī)控制信號并反饋故障信息的功能。

SSPC的原理框圖如圖1所示，內(nèi)部主要由4部分電路構(gòu)成，分別為內(nèi)部電源電路、隔離控制電路、驅(qū)動控制電路和執(zhí)行及電流反饋電路。其中驅(qū)動控制電路是SSPC的核心部分，實現(xiàn)反時限跳閘延時、降柵壓短路保護(hù)、狀態(tài)檢測與鎖存以及功率管的驅(qū)動控制等功能；隔離控制電路是SSPC與上位機(jī)的輸入輸出接口部分，實現(xiàn)與上位機(jī)的狀態(tài)交換；內(nèi)部電源電路為SSPC提供內(nèi)部電路工作的直流電壓，它由+5 V外部輸入電壓經(jīng)DC/DC變換得到。SSPC接收到上位機(jī)的控制信號之后，根據(jù)控制指令激勵MOSFET導(dǎo)通或關(guān)斷，驅(qū)動控制電路根據(jù)電流傳感器測定的負(fù)載電流大小，以及MOSFET的狀態(tài)解算出跳閘狀態(tài)，實現(xiàn)對負(fù)載線路的過流保護(hù)。

圖1　SSPC的原理框圖

3　SSPC配電系統(tǒng)設(shè)計

3.1驅(qū)動控制電路設(shè)計

圖2　SSPC驅(qū)動控制電路的原理框圖

由上述分析說明可知，作為固態(tài)功率控制器件的核心電路驅(qū)動控制電路的結(jié)構(gòu)示意圖如圖2所示。從圖中可以看出，為減少信號干擾，在輸入、輸出端利用光耦合器件進(jìn)行信號隔離。同時，為實現(xiàn)低功耗，晶體管作為功率開關(guān)被使用。此外，從圖中可以看出驅(qū)動控制電路中包含有過載和電路保護(hù)，從而可以實現(xiàn)對晶體管工作狀態(tài)的實時監(jiān)管，把控其工作模式。

MOSFET晶體管的工作狀態(tài)曲線圖如圖3所示，當(dāng)MOSFET工作在設(shè)置曲線的下方時，此時處于導(dǎo)通區(qū)，電路會根據(jù)控制指令正?？刂芃OSFET的工作狀態(tài)。一旦MOSFET工作在圖中紅色曲線的上方，此時處于關(guān)斷區(qū)，這時無論控制指令為何，電路都會及時的將MOSFET的工作狀態(tài)關(guān)斷，這說明MOSFET處于不正常的工作狀態(tài)。上述過程的實現(xiàn)都是基于驅(qū)動電路采集流過MOSFET的電流值大小，再聯(lián)合MOSFET中流過電流的時間長短進(jìn)行判斷MOSFET的工作狀態(tài)模式。

圖3　SSPC的I2T曲線

SPPC電路設(shè)計中的隔離控制電路用來對驅(qū)動控制電路輸入、輸出的3種狀態(tài)信號進(jìn)行隔離，降低外電路對驅(qū)動控制電路的干擾。利用光電隔離電路可對狀態(tài)信號進(jìn)行隔離。電源電路用來給驅(qū)動控制電路和隔離控制電路提供工作電源。由于SSPC使用5 V電源供電，因此電源電路使用DC/DC電源模塊將5 V電源轉(zhuǎn)換成電路需要的二次電源。執(zhí)行器件及電流反饋電路由執(zhí)行負(fù)載電流接通或斷開的MOSEF和反饋電流的電流采樣電路組成。MOSEFT在電流接通或斷開的選取上，重點關(guān)注耐壓值、額定電流和導(dǎo)通電阻值3項指標(biāo)。其中耐壓值應(yīng)選取負(fù)載額定電壓的4～6倍，保證MOSEFT不會被沖擊電壓擊穿；額定電流值應(yīng)選取負(fù)載額定電流的4～6倍，保證當(dāng)負(fù)載電流過載時，MOSEFT不會在跳閘時間內(nèi)擊穿；導(dǎo)通電阻值應(yīng)盡可能的小，導(dǎo)通電阻值越大，相同電流下的發(fā)熱量就會越大，導(dǎo)致熱功耗上升，對MOSEFT自身的壽命及電路的損耗都有影響。此外，電流采樣電路在設(shè)計時，重點考慮電流的采集精度和采樣時間的設(shè)計，其直接影響I2T跳閘曲線的精度。

3.2SSPC軟件功能設(shè)計

SSPC接收到上位機(jī)的控制命令后，控制負(fù)載電源的接通或斷開，同時通過采集負(fù)載的電流對自身進(jìn)行短路和跳閘等保護(hù)，并向上位機(jī)反饋自身的工作狀態(tài)，軟件在功能設(shè)計上分為3種情況。首先是響應(yīng)上位機(jī)發(fā)送的命令信號，從而控制負(fù)載的通斷，其次當(dāng)出現(xiàn)過載狀態(tài)時，對線路進(jìn)行過載保護(hù)。第3種情況是結(jié)合上位機(jī)的控制信號，加上采集的電流和跳閘狀態(tài)，能及時準(zhǔn)確地了解負(fù)載和SSPC當(dāng)前的狀態(tài)。

4　系統(tǒng)實現(xiàn)與性能分析

4.1SSPC加電控制單元中的實現(xiàn)

本文所涉及到的任務(wù)加電控制單元主要功能是將來自載機(jī)發(fā)電機(jī)的電源可靠地分配給飛機(jī)上的各個任務(wù)系統(tǒng)電子設(shè)備，并提供每一路供電電源的通斷控制和過流保護(hù)功能。同時通過自身顯示器顯示載機(jī)供電的各類電源參數(shù)（電壓、電流和頻率）和任務(wù)系統(tǒng)電子設(shè)備工作時的供電線路狀態(tài)和供電線路電流。針對任務(wù)加電控制單元的功能要求，采取了基于固態(tài)功率控制器（以下簡稱SSPC）的固態(tài)配電措施。

根據(jù)任務(wù)加電控制單元的負(fù)載要求，設(shè)計了5種規(guī)格的直流28V的SSPC，分別為：10A、25A、50A、75A和125A。任務(wù)加電控制單元的功能框圖如圖4所示。

圖4　任務(wù)加電控制單元功能框圖

從任務(wù)加電控制單元的功能框圖可知，任務(wù)加電控制單元由單片任務(wù)處理器、面板按鍵采集、電參采集、顯示以及SSPC組成?？紤]該任務(wù)系統(tǒng)需求，SSPC在該機(jī)載配電系統(tǒng)設(shè)計中包含有總線通訊功能，以實現(xiàn)與上位機(jī)的信息通訊，并作為I/O控制信號的備份，本文所涉及的任務(wù)加電控制單元SSPC功能框圖如圖5所示。

圖5　任務(wù)加電控制單元SSPC功能框圖

SSPC利用上位機(jī)發(fā)出的控制信號，結(jié)合跳閘狀態(tài)和電流狀態(tài)3個狀態(tài)量，可解算出自身的8種工作狀態(tài)，如表1所示，并在顯示器上實時顯示，從而可使得飛機(jī)上任務(wù)系統(tǒng)人員可根據(jù)SSPC的8種狀態(tài)判斷SSPC是否工作在正常狀態(tài)。

表1　不同狀態(tài)量對應(yīng)SSPC工作狀態(tài)表

表中輸入控制信號0表示關(guān)斷，1表示接通；跳閘狀態(tài)0表示電路正常接通，1表示電流過大，控制器跳閘；電流狀態(tài)0表示電流小于或等于控制器額定電流的10%，1表示電流大于控制器額定電流的10%。從表1中可以看出，僅第一種和第6種情況屬于正常狀態(tài)，其他情況SSPC都處于不正常工作狀態(tài)。

SSPC的外形根據(jù)實際情況在應(yīng)用中進(jìn)行設(shè)計與調(diào)整，在任務(wù)加電控制單元的設(shè)計中，根據(jù)負(fù)載需求對小規(guī)格（15A以下）SSPC進(jìn)行了集成化設(shè)計，此電路中集成有10路小規(guī)格SSPC；對大規(guī)格（20A以上）SSPC要進(jìn)行分體式設(shè)計，通過控制電路的部分集成，將發(fā)熱量大的執(zhí)行器件（MOSFET）直接安裝在產(chǎn)品的殼體上，以便進(jìn)行良好的散熱，從而保證SSPC的可靠性。

4.2性能比較分析

4.2.1重量對比

重量是機(jī)載產(chǎn)品的一個重要指標(biāo)，在性能同時滿足使用要求的情況下，重量幾乎成為能否裝機(jī)的決定性因素，所以減重設(shè)計成為機(jī)載產(chǎn)品開發(fā)的重要設(shè)計環(huán)節(jié)，而SSPC相對常規(guī)繼電器/接觸器具有明顯重量優(yōu)勢，如圖6所示。

圖6　10A規(guī)格的2種配電器件重量比較

圖6左為任務(wù)加電控制單元中使用的10路10A規(guī)格的SSPC集成板重量約為700 g，圖6右為單路10A常規(guī)配電器件，繼電器和斷路器總重量約為150 g，由此可見10路小規(guī)格執(zhí)行部件即可減重800 g。

4.2.2可靠性對比

SSPC是產(chǎn)品中功率分配的主要執(zhí)行單元，是一種“無觸點”開關(guān)，采用功率MOS管作為主要執(zhí)行元件，它內(nèi)部沒有活動部件，因此不會產(chǎn)生機(jī)械磨損、故障率低、可靠性高，通斷次數(shù)可達(dá)50萬次以上。接觸器和斷路器都是靠機(jī)械分離和接通，有活動部件和接觸部件因此產(chǎn)生機(jī)械磨損、故障率高和且通斷次數(shù)只有1萬～10萬次。由以上對比可以看出在可靠性方面SSPC明顯高于接觸器和斷路器。

4.2.3電磁兼容性的對比

SSPC是一種“無觸點”開關(guān)，采用功率MOS管作為主要執(zhí)行元件，能快速的接通或斷開電路而不產(chǎn)生電弧，會對電網(wǎng)沖擊小。接觸器在閉合瞬間需要較大的啟動電流，且電磁輻射交較強(qiáng)，在斷開瞬間產(chǎn)生電弧，對電網(wǎng)沖擊較大。

4.2.4功耗及發(fā)熱量的對比

在功耗及發(fā)熱量的對比上，分別采用5 A規(guī)格和100 A規(guī)格的SSPC和繼電器進(jìn)行對比分析。5 A規(guī)格SSPC控制電路DC5V/6mA功耗大約30 mW，導(dǎo)通電阻為2.5 mΩ，電流發(fā)熱功耗約為62.5 mW；相對于5A規(guī)格繼電器線圈功耗達(dá)到1.2 W，接觸電阻為50 mΩ，電流發(fā)熱功耗約為1.25 W。針對100A規(guī)格SSPC控制電路DC5V/20 mA功耗大約0.5 W，導(dǎo)通電阻為0.6 mΩ，電流發(fā)熱功耗為6 W；而100A規(guī)格繼電器線圈功耗大約為5.6 W，接觸電阻為0.8 mΩ，電流發(fā)熱功耗達(dá)到8 W。

通過上述在不同規(guī)格下SSPC與繼電器相關(guān)數(shù)據(jù)對比可以看出，使用SSPC的功耗及發(fā)熱量遠(yuǎn)低于使用繼電器/接觸器。

4.2.5信息化及自檢對比

通過實驗對比可得，采用SSPC航空配電系統(tǒng)可具備以下功能：①可顯示載機(jī)送入的各類電源參數(shù)；②可顯示每一路配電線路的工作狀態(tài)；③可顯示每一路配電線路的電流；④系統(tǒng)具備自檢功能，可方便的實現(xiàn)上電自檢、周期自檢和維護(hù)自檢，使得產(chǎn)品可靠性更高，同時地面觸發(fā)自檢，使得故障發(fā)現(xiàn)、檢測、定位更為方便和簡潔，具備良好的測試性和維護(hù)性。在外場可通過顯示的自檢信息把故障定位到每一個LRU，故障隔離率100%；在內(nèi)場可通過故障代碼將故障定位到每一路SSPC，故障隔離率95%以上。而采用常規(guī)器件的配電系統(tǒng)雖然能夠顯示載機(jī)送入的各類電源參數(shù)，并能夠顯示每一路配電線路的工作狀態(tài)，但卻不可顯示每一路配電線路的電流，同時也難于實現(xiàn)自檢。

通過以上的對比可以看出，基于SSPC的航空配電系統(tǒng)在信息化和自檢深度方面明顯優(yōu)于使用常規(guī)器件的配電系統(tǒng)。尤其是每一路配電線路電流顯示，在實際應(yīng)用中任務(wù)系統(tǒng)工作人員常常以自身設(shè)備的工作電流來判斷自身設(shè)備是否工作正常，而此項功能對于任務(wù)系統(tǒng)設(shè)備的正常使用至關(guān)重要。

5　結(jié)束語

本文根據(jù)當(dāng)前飛機(jī)及其用電設(shè)備的發(fā)展?fàn)顩r，對機(jī)載配電系統(tǒng)提出了新的要求，采用SSPC固態(tài)功率器件取代傳統(tǒng)的機(jī)電式、觸點式繼電器和接觸器，實現(xiàn)由計算機(jī)通過多路傳輸數(shù)據(jù)總線傳遞控制信號和狀態(tài)信號，從而完成電源的自助管理之一發(fā)展趨勢，在文中較為詳細(xì)的闡述了SSPC的工作原理以及基于SSPC的電路設(shè)計準(zhǔn)則，并將SSPC應(yīng)用于某型號任務(wù)加電控制單元中，通過與常規(guī)器件實現(xiàn)進(jìn)行分析對比，給出SSPC在航電任務(wù)配電系統(tǒng)中重量、可靠性以及電磁兼容性等方面的優(yōu)異性能，進(jìn)而為后續(xù)基于SSPC的全機(jī)電源自動管理系統(tǒng)的研制提供寶貴的設(shè)計和裝機(jī)經(jīng)驗。

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Research on Application of Avionics Mission Power Distribution System Based on SSPC

TIAN Ru
（China Academy of Electronics and Information Technology，Beijing 100041，China）

This paper systematically describes the design principles and circuit design of new solid-state power controller to perform a device by taking taking the more urgent demand of modern electric aircraft for new power distribution system as traction and with the means of the application of solid-state power controller（SSPC）of new performance device of core component of new distribution system as means.proves excellent performance of SSPC in the current avionics distribution system，In the experiment，the requirements of a certain task for power control unit are satisfied，SSPC is used for implementation and compared with conventional device in terms of weight，reliability，electromagnetic compatibility，etc..The experiment results show that SSPC has excellent performance in current avionics mission power distribution system.

solid-state power controller（SSPC）；power distribution system；more electric aircraft；power control unit

V242.2

A

1008-1739（2015）14-55-4

定稿日期：2015-06-26