多電飛機(jī)電氣系統(tǒng)故障傳遞模式研究

樊智勇 譚卓 劉濤

關(guān)鍵詞： 多電飛機(jī); 電氣系統(tǒng); 故障傳遞模式; 邏輯模型; 集成驗(yàn)證; Simulink

中圖分類號： TN830?34; TP391.9 ? ? ? ? ? ? ? 文獻(xiàn)標(biāo)識碼： A ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文章編號： 1004?373X（2018）24?0048?04

Research on fault transmission modes for electrical system of more electric aircraft

FAN Zhiyong， TAN Zhuo， LIU Tao

（Civil Aviation University of China， Tianjin 300300， China）

Abstract： The electrical system plays an important role for running state and operation safety of the more electric aircraft. Simulating the running state for the electrical system of the more electric aircraft and analyzing the fault transmission mode of the electrical system have a guiding function on the electrical system design of the more electric aircraft. The structure and operation principle for the electrical system of the more electric aircraft are analyzed， taking the electrical system of the more electric aircraft as the research object. The simulation models of the main components are constructed for the electrical system in Simulink， so as to realize fault setting and logical simulation. The simulation modeling of the entire electrical system is conducted according to the input/output relationships for various electrical system components of the more electric aircraft. On the basis of fault mechanism and mode analysis of various components， typical faults are implanted into the simulation model of the electrical system. A table for fault transmission states of different fault states is obtained， so as to analyze fault transmission modes. The obtained fault data and analysis results are applied to the experimental control platform for integrated verification of the more electric system， so as to complete the demonstration and verification for fault transmission results of the more electric system.

Keywords： more electric aircraft; electrical system; fault transmission mode; logical model; integrated verification; Simulink

隨著多電飛機(jī)變速變頻電力系統(tǒng)和電力電子技術(shù)的發(fā)展，飛機(jī)發(fā)電容量已經(jīng)達(dá)到兆瓦級別，部分采用液壓、氣壓和機(jī)械系統(tǒng)驅(qū)動的設(shè)備被電力作動裝置所取代，多電飛機(jī)技術(shù)已成為近年來研究的熱點(diǎn)[1]。以波音787、空客A380為代表的多電飛機(jī)已成為商用飛機(jī)的重要機(jī)型，其高安全性、大容量性和低維修性也決定了多電飛機(jī)技術(shù)必將成為未來飛機(jī)系統(tǒng)的重要發(fā)展方向[2]。在這種背景下，研制國產(chǎn)多電飛機(jī)是十分重要的課題。多電系統(tǒng)集成驗(yàn)證試驗(yàn)控制平臺是多電飛機(jī)研制過程中重要的仿真環(huán)節(jié)，它在飛機(jī)真實(shí)供、配電基礎(chǔ)上，模擬單個起動發(fā)電機(jī)的供配電功能，仿真并驗(yàn)證飛機(jī)起動發(fā)電模塊、配電模塊、電氣負(fù)載模塊、環(huán)控/防除冰模塊、飛控電作動模塊的功能特性，并對多電系統(tǒng)進(jìn)行狀態(tài)檢測和故障診斷，仿真驗(yàn)證其在失效模式下的處理方式，完成多電系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)特性仿真。目前，飛機(jī)系統(tǒng)的仿真研究主要集中在飛機(jī)部件、飛機(jī)供電網(wǎng)絡(luò)控制邏輯、飛機(jī)電源系統(tǒng)故障診斷等方面[3?7]，主要側(cè)重于飛機(jī)電源系統(tǒng)在正常狀態(tài)下的運(yùn)行方式或出現(xiàn)故障時檢測手段的研究，對故障在電氣系統(tǒng)中傳遞形式以及故障之間的關(guān)聯(lián)關(guān)系沒有深入研究。本文通過分析典型多電飛機(jī)電氣系統(tǒng)結(jié)構(gòu)和運(yùn)行原理，建立帶有故障注入模塊的元件邏輯模型，根據(jù)元件的輸入/輸出關(guān)系連接形成電氣系統(tǒng)仿真模型，通過設(shè)置故障，對多電飛機(jī)電氣系統(tǒng)進(jìn)行仿真，得到故障的傳遞模式和關(guān)聯(lián)關(guān)系的數(shù)據(jù)，最后將故障數(shù)據(jù)應(yīng)用到集成驗(yàn)證平臺，完成平臺的仿真。

1 ?多電飛機(jī)電氣系統(tǒng)結(jié)構(gòu)及元件分析

多電飛機(jī)電氣系統(tǒng)分為電源系統(tǒng)、配電網(wǎng)絡(luò)和用電設(shè)備三部分。飛機(jī)電源系統(tǒng)由4臺變頻起動/發(fā)電機(jī)（VFSG）、2臺輔助起動發(fā)電機(jī)（ASG）和應(yīng)急發(fā)電機(jī)（RAT）構(gòu)成。配電網(wǎng)絡(luò)由變壓器（ATU）、整流器（TRU）、自動變壓整流器（ATRU）及其相連接的匯流條等元件構(gòu)成。飛機(jī)上的負(fù)載分為交流負(fù)載和直流負(fù)載，分別連接到相應(yīng)的匯流條，由功率控制單元進(jìn)行控制。正常情況下，4臺主發(fā)電機(jī)獨(dú)立發(fā)電，給連接到發(fā)電機(jī)的匯流條、電源轉(zhuǎn)換設(shè)備以及負(fù)載供電，從而形成4條相對獨(dú)立的通道。當(dāng)發(fā)電機(jī)或者通道中某一節(jié)點(diǎn)出現(xiàn)故障后，由相應(yīng)的控制組件對電氣系統(tǒng)進(jìn)行控制。典型的多電飛機(jī)電氣系統(tǒng)如圖1所示。

電氣系統(tǒng)中主要元件分析如下：

1） 起動/發(fā)電機(jī)原理分析。多電飛機(jī)上的起動/發(fā)電機(jī)是三相無刷變頻交流電機(jī)[8]。發(fā)電機(jī)控制組件給勵磁機(jī)定子提供直流脈寬調(diào)制電壓，在勵磁機(jī)定子中形成磁場，在磁場作用下，轉(zhuǎn)子電樞繞組發(fā)出交流電。勵磁機(jī)轉(zhuǎn)子中的旋轉(zhuǎn)整流器將交流電轉(zhuǎn)換成直流電供給主發(fā)電機(jī)轉(zhuǎn)子，從而產(chǎn)生一個磁場，磁場和主發(fā)電機(jī)轉(zhuǎn)子在發(fā)動機(jī)的帶動下旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生旋轉(zhuǎn)的磁場，使主發(fā)電機(jī)在定子的繞組產(chǎn)生交流電。通過控制加在勵磁機(jī)定子上的電壓，可以控制發(fā)電機(jī)的輸出電壓。

2） 變壓器原理分析。變壓器利用電磁感應(yīng)的原理改變交流電壓的大小，主要構(gòu)件為初級線圈、次級線圈和磁芯。當(dāng)變壓器一次側(cè)施加交流電壓[U]，在一次繞組中產(chǎn)生的電流為[I]，則該電流在鐵芯中會產(chǎn)生交變磁通，使一次繞組和二次繞組發(fā)生電磁聯(lián)系，根據(jù)電磁感應(yīng)原理，交變磁通穿過這兩個繞組就會感應(yīng)出電動勢，根據(jù)初級線圈和次級線圈匝數(shù)的不同，實(shí)現(xiàn)電壓的變化。

3） 整流器原理分析。多電飛機(jī)中的整流器使用12脈沖整流電路[9]，整流器由移相變壓器、整流器和濾波電路構(gòu)成。通過移相變壓器，輸入三相電壓可形成兩組幅值相同的三相電壓，它們分別超前和滯后于原三相電壓[15°]，從而使得兩組三相電壓相位相差[30°]。經(jīng)二極管整流和濾波電路后輸出接至負(fù)載。

4） 元件故障機(jī)理分析。當(dāng)發(fā)電機(jī)控制器、勵磁繞組、電樞繞組出現(xiàn)故障時，發(fā)電機(jī)的輸出電壓就會出現(xiàn)過壓或欠壓故障;當(dāng)發(fā)電機(jī)轉(zhuǎn)速出現(xiàn)故障時，發(fā)電機(jī)輸出電壓的頻率出現(xiàn)過頻或者欠頻故障[10]。變壓器在運(yùn)行過程中，由于長期受到熱、電、機(jī)械應(yīng)力以及環(huán)境因素的影響，會發(fā)生一些不可逆的變化過程，會出現(xiàn)絕緣老化，鐵芯、繞組故障等情況，造成變壓器功能的下降或受損，導(dǎo)致輸出偏離正常值[11]，當(dāng)超過電壓規(guī)定的范圍時，便出現(xiàn)了過壓或欠壓的故障。

2 ?仿真模型的建立

本文主要仿真過壓、欠壓、過頻、欠頻四種故障信號在電網(wǎng)中的傳遞模式，選擇建立邏輯模型的方法對飛機(jī)各元件進(jìn)行建模，在保證信號傳遞方式的前提下簡化元件的結(jié)構(gòu)。

2.1 ?ATU邏輯模型的建立

自動變壓器的邏輯模型分為輸入變量、輸出變量和轉(zhuǎn)換邏輯，輸入變量為上一級單元的輸出電壓信號和外部的設(shè)置信號，輸出變量為經(jīng)過變壓的電壓信號。模型的內(nèi)部模塊定義和外部設(shè)置信號的含義如下：

[ATU正常模塊當(dāng)VIL≤VI≤VIH時，VOL≤VO≤VOH當(dāng)VI>VIH時，VO>VOH當(dāng)VI≤VIL時，VO≤VOLFO=FI故障模塊當(dāng)VIL≤VI≤VIH時，VO<VOL 欠壓當(dāng)VIL≤VI≤VIH時，VO>VOH 過壓FO=FI]

[Fault_mode=1， 過壓故障2， 欠壓故障3， 過頻故障4， 欠頻故障Fault_set=0， 無故障1， 有故障]

其中：[VI]，[VO]表示輸入電壓和輸出電壓;[FI]和[FO]表示輸入頻率和輸出頻率;[VIL]，[VIH]表示輸入端電壓的下限值和上限值;[VOL]，[VOH]表示輸出端電壓的下限值和上限值;[Fault_set]是故障設(shè)置信號;[Fault_mode]是故障模式設(shè)置信號，ATU只設(shè)置過壓和欠壓兩種故障，[Fault_mode]變量的取值只有1和2兩種情況。自動變壓器的邏輯模型如圖2所示。

2.2 ?發(fā)電機(jī)和TRU的邏輯模型

發(fā)電機(jī)是電氣系統(tǒng)的電能來源，由發(fā)動機(jī)直接或間接驅(qū)動，沒有電能的輸入信號。在建立邏輯模型時，主要考慮電能的流動，發(fā)電機(jī)的邏輯模型沒有上一級電能的輸入信號，模型的接口只包括兩個外部設(shè)置信號接口和一個輸出信號接口，根據(jù)外部的設(shè)置信號，發(fā)電機(jī)內(nèi)部邏輯會選擇相應(yīng)的輸出電壓信號進(jìn)行輸出。TRU的邏輯模型在結(jié)構(gòu)上與ATU相同，不同之處是TRU的輸出為直流電，需將輸出信號中的交流電信號改為直流電信號。多電飛機(jī)電氣系統(tǒng)的主要元件邏輯模型建立完成。

3 ?仿真實(shí)驗(yàn)及驗(yàn)證

將建立的邏輯模型根據(jù)輸入/輸出信號的關(guān)系連接成圖1所示的電氣系統(tǒng)，對系統(tǒng)進(jìn)行仿真。仿真實(shí)驗(yàn)分為兩部分，首先，設(shè)置飛機(jī)電氣系統(tǒng)處于正常運(yùn)行狀態(tài)，測定電氣系統(tǒng)各監(jiān)測點(diǎn)的值，驗(yàn)證建立模型的合理性。其次，通過對多電系統(tǒng)進(jìn)行過壓、欠壓、過頻、欠頻四種故障的設(shè)置，仿真各監(jiān)測點(diǎn)的電壓值，得到故障數(shù)據(jù)，并將故障數(shù)據(jù)應(yīng)用到多電系統(tǒng)集成驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)控制平臺。

3.1 ?正常穩(wěn)態(tài)運(yùn)行的仿真實(shí)驗(yàn)

在美國軍用標(biāo)準(zhǔn)MIL?STD?704F[12]中，對飛機(jī)穩(wěn)態(tài)運(yùn)行時電能指標(biāo)做了明確要求，如表1和表2所示。

在正常運(yùn)行情況下，4臺主發(fā)電機(jī)獨(dú)立發(fā)電，輔助發(fā)電機(jī)和RAT（沖壓空氣渦輪）不工作，整個電氣系統(tǒng)運(yùn)行在4個相對獨(dú)立的通道。選取發(fā)電機(jī)R1通道來說明系統(tǒng)正常運(yùn)行時各元件的輸出電壓。運(yùn)行得到AC 230 V，AC 115 V，DC 270 V，DC 28 V電壓波形如圖3所示。分析圖3得出，230 VAC_R1母線電壓有效值為233 V，頻率為400 Hz，115 VAC_R1母線電壓有效值為112.4 V，頻率為400 Hz，270 VDC_R1母線電壓為269.7 V，28 VDC_R1母線電壓為27.7 V，均符合表1和表2中電氣系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)運(yùn)行的電能質(zhì)量要求。以上仿真實(shí)驗(yàn)說明所建立的綜合仿真模型能夠正確地表示電壓信號在電氣系統(tǒng)中的傳遞路徑和傳遞關(guān)系，表明所建立的電氣系統(tǒng)邏輯模型是正確的。

3.2 ?故障傳遞的仿真實(shí)驗(yàn)

為研究故障信號在電氣系統(tǒng)中的傳遞，以發(fā)電機(jī)L1輸出電壓過壓為例，仿真故障信號在電氣系統(tǒng)中的傳遞形式。設(shè)置發(fā)電機(jī)L1輸出電壓值為260 V，即發(fā)電機(jī)L1輸出電壓出現(xiàn)了過壓故障，此時L1發(fā)電機(jī)通路AC 115 V電壓正常和過壓波形對比如圖4所示。分析可知，115 V交流母線電壓從115 V變?yōu)?30 V，將電壓數(shù)據(jù)與表1和表2中的數(shù)據(jù)比較可得，L1通路的115 V交流電出現(xiàn)了過壓故障。電氣系統(tǒng)部分仿真結(jié)果見表3。

用數(shù)字1表示輸出在正常范圍，數(shù)字2表示過壓，數(shù)字3表示欠壓，數(shù)字4表示過頻，數(shù)字5表示欠頻。以發(fā)電機(jī)R1過頻為例，對表3進(jìn)行分析。當(dāng)發(fā)電機(jī)R1輸出電壓過頻時，230 V交流電壓頻率和115 V交流電壓頻率從正常狀態(tài)變?yōu)檫^頻狀態(tài)，270 V直流電壓和28 V直流電壓沒有變化，說明R1通路的230 V交流電和115 V交流電出現(xiàn)了過頻故障，270 V直流電和28 V直流電正常，過頻故障只在交流電網(wǎng)絡(luò)中進(jìn)行傳遞，當(dāng)交流電經(jīng)過變壓整流器變?yōu)橹绷麟姇r，過頻故障沒有繼續(xù)向下傳遞。

3.3 ?故障數(shù)據(jù)在集成驗(yàn)證平臺的應(yīng)用

將仿真得到的故障數(shù)據(jù)輸入到多電系統(tǒng)集成驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)控制平臺的工作站中，在故障注入模型管理中形成故障序列，傳輸?shù)叫盘柤钣?jì)算機(jī)中，信號激勵計(jì)算機(jī)將故障序列轉(zhuǎn)化為相應(yīng)的電壓值和頻率值，輸入到電氣系統(tǒng)模型中。以L1發(fā)電機(jī)輸出過壓為例，得到集成驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)控制平臺電氣系統(tǒng)中監(jiān)測點(diǎn)6的電壓波形如圖5所示。多電系統(tǒng)集成驗(yàn)證平臺的電氣系統(tǒng)重現(xiàn)了仿真實(shí)驗(yàn)的故障傳遞結(jié)果，說明故障數(shù)據(jù)正確的注入到多電系統(tǒng)集成實(shí)驗(yàn)控制平臺，為多電系統(tǒng)在失效模式下的仿真驗(yàn)證提供了條件。

4 ?結(jié) ?語

本文構(gòu)建的多電飛機(jī)電氣系統(tǒng)邏輯模型體現(xiàn)了電壓信號在電氣系統(tǒng)中的傳遞模式，通過對系統(tǒng)進(jìn)行4種典型故障注入，得到故障信號的傳遞模式和故障間的關(guān)聯(lián)關(guān)系，形成故障數(shù)據(jù)。將得到的故障數(shù)據(jù)應(yīng)用到多電系統(tǒng)集成驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)控制平臺，在平臺上完成了故障傳遞波形的驗(yàn)證，完成了平臺故障模塊的設(shè)計(jì)，為平臺后續(xù)的實(shí)驗(yàn)仿真提供了條件。

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