基于多代理技術(shù)的飛機(jī)配電裝置新型自動(dòng)測(cè)試系統(tǒng)

陳安帥，羅運(yùn)虎，萬(wàn)晶晶

(1.南京航空航天大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院，江蘇 南京 210016; 2.中國(guó)人民解放軍第5720工廠，安徽 蕪湖 241007)

飛機(jī)配電裝置作為實(shí)現(xiàn)飛機(jī)配電系統(tǒng)自動(dòng)控制的重要樞紐，負(fù)責(zé)飛機(jī)上的電能分配和保護(hù)。一旦其出現(xiàn)故障，將會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)部分功能失靈，嚴(yán)重影響飛機(jī)的飛行安全，所以對(duì)其性能進(jìn)行測(cè)試至關(guān)重要。

近年來(lái)，有關(guān)飛機(jī)配電方面的研究主要集中在測(cè)試方法的應(yīng)用[1-3]和配電器件的特性等方面[4-5]。文獻(xiàn)[1]介紹了一種專(zhuān)用的飛機(jī)配電裝置測(cè)試架構(gòu)，但并未考慮有關(guān)強(qiáng)電和弱電隔離問(wèn)題，其采用二線法測(cè)電阻，不足之處就是設(shè)備內(nèi)部線路電阻無(wú)法消除。文獻(xiàn)[2]介紹了一種直升機(jī)配電盤(pán)自動(dòng)測(cè)試技術(shù)。文獻(xiàn)[3]介紹了一種直升機(jī)旋翼/尾槳集流環(huán)測(cè)試方法，且詳細(xì)介紹了四線法在測(cè)試過(guò)程中的具體應(yīng)用。文獻(xiàn)[4]和文獻(xiàn)[5]闡述了反時(shí)限保護(hù)特性的模型和保護(hù)優(yōu)化問(wèn)題。

目前，多代理系統(tǒng)(Multi-Agent System,MAS)作為一種靈活控制系統(tǒng)，將控制權(quán)分散到各個(gè)子系統(tǒng)，由各個(gè)子系統(tǒng)根據(jù)上級(jí)系統(tǒng)自行改變運(yùn)行狀態(tài)，采用分布式協(xié)調(diào)控制方式，可使系統(tǒng)更加靈活、高效地運(yùn)行。多代理系統(tǒng)適用于具有分布式特性、控制數(shù)據(jù)較多、控制方式靈活的系統(tǒng)，目前被廣泛應(yīng)用于工業(yè)控制[6]與微電網(wǎng)能量管理中[7-10]。

迄今為止，飛機(jī)修理工廠對(duì)飛機(jī)配電裝置的修理與測(cè)試依然采用手動(dòng)方式，測(cè)試流程煩瑣，測(cè)試效率和測(cè)試精度較低，且沒(méi)有實(shí)現(xiàn)自保開(kāi)關(guān)過(guò)載安秒特性測(cè)試，從而給飛機(jī)修理帶來(lái)很大的修理風(fēng)險(xiǎn)。為此，為滿足X系列飛機(jī)配電裝置電氣修理與自動(dòng)測(cè)試的需要，基于多代理系統(tǒng)理論，設(shè)計(jì)并實(shí)現(xiàn)一種飛機(jī)配電裝置自動(dòng)測(cè)試系統(tǒng)。

1 飛機(jī)配電系統(tǒng)及保護(hù)原理概述

1.1 飛機(jī)配電系統(tǒng)組成

飛機(jī)交/直流配電系統(tǒng)(簡(jiǎn)稱配電裝置)在正常運(yùn)行情況下為飛機(jī)的各部分負(fù)載分配電能，在故障狀態(tài)下可以實(shí)現(xiàn)應(yīng)急切換和隔離故障，從而為飛機(jī)安全飛行提供重要保障。飛機(jī)交/直流配電系統(tǒng)主要由主匯流條、應(yīng)急匯流條、不間斷應(yīng)急匯流條、控制器件(自保開(kāi)關(guān)、繼電器、接觸器、斷路器等)、二極管、熔斷器等組成，其組成結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 飛機(jī)配電系統(tǒng)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)圖

1.2 飛機(jī)配電裝置保護(hù)原理

飛機(jī)配電裝置的保護(hù)功能是通過(guò)各型交/直流自保開(kāi)關(guān)的過(guò)載安秒特性(又稱反時(shí)限特性)來(lái)實(shí)現(xiàn)的。反時(shí)限過(guò)流保護(hù)是指當(dāng)流過(guò)自保開(kāi)關(guān)的電流大于動(dòng)作電流時(shí)，配電裝置就動(dòng)作，其動(dòng)作時(shí)間與流過(guò)電流大小有關(guān)，電流越大，動(dòng)作時(shí)間越短，反之，則越長(zhǎng)，其反時(shí)限保護(hù)模型為

(1)

式中：Ie為自保開(kāi)關(guān)保護(hù)額定電流；Ieq為實(shí)際電流值；r為常數(shù)，通常在0～2之間；K為發(fā)熱時(shí)間常數(shù)。

以 2 A、5 A和10 A這3種交流自保開(kāi)關(guān)的實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)等相關(guān)技術(shù)參數(shù)為依據(jù)，基于Matlab數(shù)據(jù)擬合，對(duì)式(1)進(jìn)行參數(shù)辨識(shí)，得到r=1、K取值范圍為0.4～1.5時(shí)的擬合曲線，如圖2所示。該曲線可作為各型自保開(kāi)關(guān)模型仿真與狀態(tài)評(píng)估的重要依據(jù)。

圖2 直流自保開(kāi)關(guān)數(shù)據(jù)擬合曲線

針對(duì)式(1)，基于S-function函數(shù)，搭建反時(shí)限特性自保開(kāi)關(guān)器件模型。在此基礎(chǔ)上，利用Matlab/Simulink搭建的直流和400 Hz交流反時(shí)限電路仿真模型如圖3所示。

圖3 反時(shí)限電路仿真模型

為驗(yàn)證不同類(lèi)型自保開(kāi)關(guān)過(guò)載保護(hù)特性，圖4和圖5給出了交直流兩種自保開(kāi)關(guān)的仿真結(jié)果。10 s時(shí)，信號(hào)源給受控電流源施加2倍過(guò)載信號(hào)。S-function函數(shù)計(jì)算保護(hù)時(shí)間，開(kāi)啟保護(hù)倒計(jì)時(shí)。30 s左右，計(jì)時(shí)停止后，自保開(kāi)關(guān)動(dòng)作，線路被切斷，線路電流為0。仿真結(jié)果表明其有效性。

圖4 2倍過(guò)載系數(shù)直流反時(shí)限特性仿真

圖5 2倍過(guò)載系數(shù)交流反時(shí)限特性仿真

為驗(yàn)證自保開(kāi)關(guān)過(guò)載系數(shù)和動(dòng)作時(shí)間成反比的反時(shí)限特性，這里以交流自保開(kāi)關(guān)為例進(jìn)行仿真。10 s時(shí)，信號(hào)源給受控電流源施加8倍過(guò)載信號(hào)，如圖6所示。12 s左右自保開(kāi)關(guān)動(dòng)作，線路被切斷，線路電流為0。動(dòng)作時(shí)間由原來(lái)的20 s減小到2 s。仿真結(jié)果表明其有效性。

圖6 8倍過(guò)載系數(shù)交流反時(shí)限特性仿真

2 飛機(jī)配電裝置新型測(cè)試系統(tǒng)設(shè)計(jì)

2.1 飛機(jī)配電裝置新型測(cè)試方法設(shè)計(jì)

為了降低配電裝置在故障情況(如自保開(kāi)關(guān)開(kāi)路、配電線路開(kāi)路等故障)下直接通電所帶來(lái)的測(cè)試風(fēng)險(xiǎn)，本系統(tǒng)首先對(duì)配電裝置內(nèi)部通電線路進(jìn)行線路導(dǎo)通性測(cè)試。如果該項(xiàng)測(cè)試通過(guò)，則進(jìn)行自保開(kāi)關(guān)過(guò)載安秒特性測(cè)試，簡(jiǎn)稱“改進(jìn)式注入測(cè)試法”。其中線路導(dǎo)通性測(cè)試是自保開(kāi)關(guān)過(guò)載安秒特性測(cè)試的前提，其測(cè)試原理如圖7所示。

圖7 改進(jìn)式注入法原理示意圖

2.2 飛機(jī)配電裝置新型測(cè)試架構(gòu)設(shè)計(jì)

基于多代理技術(shù)，所設(shè)計(jì)的飛機(jī)配電裝置新型測(cè)試系統(tǒng)共分為3層，其測(cè)試架構(gòu)如圖8所示。

圖8 基于多代理的系統(tǒng)測(cè)試架構(gòu)

在本系統(tǒng)中，第1層為系統(tǒng)控制機(jī)Agent A，具有數(shù)據(jù)綜合處理、方案制定、命令發(fā)布和線路保護(hù)等功能，例如以工控機(jī)為控制器的控制單元；第2層為控制電路、激勵(lì)源和程控測(cè)量?jī)x器Agent B，具有分級(jí)控制、數(shù)據(jù)回讀、實(shí)時(shí)測(cè)量、提供快速穩(wěn)定的激勵(lì)源和電路保護(hù)等功能，例如交/直流程控電流源、電壓源等激勵(lì)源、數(shù)字萬(wàn)用表等程控測(cè)量?jī)x器；第3層為接口電路Agent C，具有切換通路、線路自檢等功能，例如繼電器模塊/接觸器模塊等電路。Agent A負(fù)責(zé)各Agent B間的協(xié)調(diào)調(diào)度，并做出重大決策。

2.3 飛機(jī)配電裝置新型測(cè)試系統(tǒng)關(guān)鍵模塊設(shè)計(jì)

2.3.1 設(shè)計(jì)需求

本文對(duì)20種飛機(jī)配電裝置內(nèi)部自保開(kāi)關(guān)的類(lèi)型和數(shù)量進(jìn)行統(tǒng)計(jì)。自保開(kāi)關(guān)類(lèi)型有4種，分別為DBF-X、DBB-X、DBG-X、SDB-X。額定電流類(lèi)型有1 A、2 A、3 A、5 A等 11種，具體信息如表1所示。

表1 自保開(kāi)關(guān)類(lèi)型和數(shù)量統(tǒng)計(jì)表

下面以表1的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，利用矩陣法推導(dǎo)和化簡(jiǎn)得到接口電路設(shè)計(jì)的主要依據(jù)，具體步驟如下。

① 建立原始矩陣。某配電裝置1的原始矩陣為

(2)

式中：行表示自保開(kāi)關(guān)類(lèi)型，列表示自保開(kāi)關(guān)額定電流值，其中元素DBF-1代表的是額定電流為1 A的DBF型自保開(kāi)關(guān)的數(shù)量，以此類(lèi)推，可以得到其他19個(gè)配電裝置的原始矩陣P2～P20。

② 求出最大矩陣。為了提高測(cè)試系統(tǒng)設(shè)計(jì)的通用性，整理求出所有配電裝置的最大矩陣Pmax，如式(3)所示，其中DBF-1max元素DBF-1代表的是額定電流為1 A的DBF型自保開(kāi)關(guān)的最大數(shù)量。

(3)

③ 求完備矩陣。最大矩陣Pmax乘以過(guò)載系數(shù)矩陣PK，K1～K4代表該類(lèi)型自保開(kāi)關(guān)過(guò)載系數(shù)，從而可得到最大支路電流和最大路數(shù)的完備矩陣PK：

(4)

④ 行化簡(jiǎn)。根據(jù)各型自保開(kāi)關(guān)過(guò)載安秒特性測(cè)試要求，K取值在0～2之間，支路電流承受能力可向下兼容，統(tǒng)一選擇2倍過(guò)載系數(shù)，并保留每一列元素的最大值，即化簡(jiǎn)后的矩陣PX為

(5)

式中：元素表示2 A、4 A、6 A、10 A等電流支路的最大數(shù)量。

⑤ 列化簡(jiǎn)。實(shí)際設(shè)計(jì)過(guò)程中，通常會(huì)把數(shù)值相近通路合并，簡(jiǎn)化設(shè)計(jì)的同時(shí)，可得到比較充足的設(shè)計(jì)余量。按照上面的設(shè)計(jì)推理過(guò)程，針對(duì)20種各型配裝置類(lèi)型，得到最終化簡(jiǎn)后的矩陣PY為

(6)

式中：各元素分別代表電流為5 A、10 A、20 A、40 A、100 A的支路個(gè)數(shù)。PY矩陣將作為整個(gè)設(shè)計(jì)中接口電路支路數(shù)量的主要參考數(shù)據(jù)。

2.3.2 接觸器模塊

在飛機(jī)配電裝置中，電流經(jīng)連接器由主匯流條或者應(yīng)急匯流條流向各個(gè)自保開(kāi)關(guān)向負(fù)載供電。為實(shí)現(xiàn)改進(jìn)式注入法，需要設(shè)計(jì)一個(gè)接觸器模塊作為過(guò)載電流切換控制電路。

所設(shè)計(jì)的接觸器模塊工作原理如圖9所示，其中“接觸器線圈加電壓”部分負(fù)責(zé)向飛機(jī)配電裝置內(nèi)部繼電器/接觸器供電。交/直流電流通過(guò)“交/直流電流進(jìn)”和“插頭進(jìn)電流”部分流向配電裝置主匯流條或者應(yīng)急匯流條，然后從配電裝置各個(gè)自保開(kāi)關(guān)支路流出，經(jīng)接“交/直流出”部分匯集在電流源的負(fù)端，從而形成電流通路。所有接觸器線圈正端均接至+27 V，線圈負(fù)端由適配器模塊控制實(shí)現(xiàn)。接觸器模塊具體參數(shù)如表2所示，這里的“其他功能通路”包括電源總開(kāi)關(guān)等必要開(kāi)關(guān)。

圖9 接觸器模塊工作原理示意圖

表2 接觸器模塊具體參數(shù)說(shuō)明

2.3.3 繼電器模塊

為實(shí)現(xiàn)過(guò)載測(cè)試(強(qiáng)電)與線路導(dǎo)通性測(cè)試(弱電)之間的隔離，需要設(shè)計(jì)一個(gè)繼電器模塊作為注入電流支路切換接口電路和電阻測(cè)量支路接口電路的隔離電路。所設(shè)計(jì)的繼電器模塊工作原理如圖10所示，該設(shè)計(jì)既考慮了獨(dú)立性，又簡(jiǎn)化控制邏輯，從而使控制方式更可靠。當(dāng)對(duì)自保開(kāi)關(guān)進(jìn)行過(guò)載安秒特性時(shí)，該模塊繼電器動(dòng)作，從而自動(dòng)實(shí)現(xiàn)適配器模塊(弱電)與接觸器模塊(強(qiáng)電)之間的電氣隔離。

圖10 繼電器模塊工作原理示意圖

繼電器模塊具體參數(shù)如表3所示，為了控制靈活選擇了4通道和2通道繼電器。

表3 繼電器模塊具體參數(shù)說(shuō)明

2.3.4 適配器模塊

為實(shí)現(xiàn)對(duì)接觸器模塊與繼電器模塊的控制，所設(shè)計(jì)的適配器模塊采用“底板+電源板+矩陣開(kāi)關(guān)板+接觸器/繼電器控制板”架構(gòu)(如圖11所示)。其中，電源板用于向其他各分板與繼電器線圈供電；工控機(jī)通過(guò)ISA總線經(jīng)底板將信息送至各分板，所設(shè)計(jì)的底板相當(dāng)于一個(gè)數(shù)據(jù)耦合平臺(tái)，能夠?qū)崿F(xiàn)各分板之間的數(shù)據(jù)共享與相互通信，并在工控機(jī)控制下高效協(xié)調(diào)運(yùn)行。

圖11 適配器模塊架構(gòu)

根據(jù)測(cè)試需求，HI、LO、接觸器控制和繼電器控制路數(shù)如表4所示。

表4 適配器模塊內(nèi)部板卡說(shuō)明

3 飛機(jī)配電裝置測(cè)試軟件設(shè)計(jì)

3.1 軟件功能需求

① 測(cè)試軟件應(yīng)該具有良好的人機(jī)界面、清晰的測(cè)試邏輯、完整的測(cè)試項(xiàng)目。

② 為防止測(cè)試者在測(cè)試過(guò)程中的誤操作，測(cè)試軟件應(yīng)在測(cè)試過(guò)程中給予測(cè)試人員信息提示，并通過(guò)軟件保護(hù)來(lái)防止誤操作對(duì)配電裝置造成損壞。

③ 測(cè)試軟件可將所測(cè)試的數(shù)據(jù)保存為PDF或Excel文件，同時(shí)所保存的文件具有密碼保護(hù)功能。

基于上述軟件需求分析，本文選用VC++6.0作為軟件開(kāi)發(fā)平臺(tái)，采用面向?qū)ο蟮木幊趟枷胧褂梦④浕A(chǔ)類(lèi)庫(kù)(Microsoft Foundation Classes,MFC)進(jìn)行軟件界面開(kāi)發(fā)。

3.2 軟件設(shè)計(jì)原則

① 界面簡(jiǎn)潔：界面設(shè)計(jì)要合理、簡(jiǎn)潔，聚集功能相近的按鈕，減少操作流程。

② 操作簡(jiǎn)單：運(yùn)用模塊化的編程思想降低軟件冗余、煩瑣的操作。

③ 誤操作保護(hù)：在測(cè)試前提示使用者做必要的測(cè)試前檢查。

3.3 軟件模塊開(kāi)發(fā)

軟件模塊包括自檢模塊、線路導(dǎo)通性模塊、吸合/釋放電壓模塊、過(guò)載安秒特性檢查模塊。限于篇幅，這里僅給出吸合/釋放電壓模塊軟件流程圖,如圖12所示。

圖12 繼電器吸合/釋放電壓測(cè)試流程圖

4 飛機(jī)配電測(cè)試系統(tǒng)的驗(yàn)證及分析

4.1 測(cè)試驗(yàn)證條件

所設(shè)計(jì)的測(cè)試系統(tǒng)實(shí)物如圖13所示。系統(tǒng)測(cè)試操作步驟如下：

圖13 飛機(jī)配電裝置綜合測(cè)試系統(tǒng)

① 打開(kāi)測(cè)試系統(tǒng)電源總開(kāi)關(guān)。

② 打開(kāi)上位機(jī)測(cè)試軟件，并依次打開(kāi)交/直流電流源、多路電壓源、程控萬(wàn)用表、艾諾電壓源。

③ 通過(guò)測(cè)試軟件對(duì)各部件進(jìn)行自檢，通信成功后，將設(shè)備與待測(cè)飛機(jī)配電裝置通過(guò)電纜進(jìn)行連接。

④ 對(duì)所測(cè)配電裝置進(jìn)行型號(hào)識(shí)別，識(shí)別成功后進(jìn)入到相應(yīng)測(cè)試界面并按照測(cè)試需求進(jìn)行性能測(cè)試。

⑤ 測(cè)試完成后，保存測(cè)試數(shù)據(jù)。

4.2 測(cè)試結(jié)果及分析

參考有關(guān)航修測(cè)試規(guī)程，飛機(jī)配電裝置各測(cè)試項(xiàng)的指標(biāo)如表5所示。

表5 X系列飛機(jī)配電裝置測(cè)試指標(biāo)

4.2.1 線路導(dǎo)通性測(cè)試

針對(duì)X型飛機(jī)配電裝置，圖14分別給出了目前手動(dòng)測(cè)試方式二線法和本自動(dòng)測(cè)試系統(tǒng)四線法的線路導(dǎo)通性測(cè)試結(jié)果。如圖14所示，二線法線路阻值數(shù)據(jù)均在1～1.5 Ω之間，四線法線路阻值數(shù)據(jù)均在0.2～0.6 Ω之間，表明本自動(dòng)測(cè)試系統(tǒng)的四線法能夠自動(dòng)消除系統(tǒng)內(nèi)部線路電阻，大幅提高了測(cè)試精度。

圖14 線路導(dǎo)通性測(cè)試

4.2.2 自保開(kāi)關(guān)過(guò)載安秒特性測(cè)試

過(guò)載安秒特性測(cè)試結(jié)果如圖15所示，30個(gè)自保開(kāi)關(guān)斷開(kāi)時(shí)間均在5～20 s之間，符合表5的航修測(cè)試規(guī)程及標(biāo)準(zhǔn)。

圖15 過(guò)載安秒特性測(cè)試

4.2.3 繼電器吸合/釋放電壓測(cè)試

繼電器吸合/釋放電壓測(cè)試結(jié)果如圖16所示，吸合電壓在10～18 V之間，釋放電壓在1～6 V之間，均滿足表5的航修測(cè)試標(biāo)準(zhǔn)與要求。

圖16 繼電器吸合/釋放電壓測(cè)試

4.3 測(cè)試方法的實(shí)效性分析

目前國(guó)內(nèi)航修廠對(duì)飛機(jī)配電裝置的測(cè)試均采用手動(dòng)測(cè)試方法，手動(dòng)測(cè)試和自動(dòng)測(cè)試系統(tǒng)比較如表6所示。

表6 手動(dòng)測(cè)試和自動(dòng)測(cè)試系統(tǒng)比較

如表6所示，基于多代理技術(shù)的飛機(jī)配電裝置新型自動(dòng)測(cè)試系統(tǒng)無(wú)論在單個(gè)測(cè)試項(xiàng)目還是整體測(cè)試方面，其效率和精度都遠(yuǎn)優(yōu)于目前的手動(dòng)測(cè)試方式。

5 結(jié)束語(yǔ)

為滿足X系列飛機(jī)配電裝置電氣修理與自動(dòng)測(cè)試的需要，基于多代理技術(shù)，設(shè)計(jì)了一套飛機(jī)配電裝置新型測(cè)試系統(tǒng)。以“工控機(jī)+各種程控部件+配電裝置”為架構(gòu)，搭建系統(tǒng)測(cè)試硬件平臺(tái)，基于VC++6.0開(kāi)發(fā)系統(tǒng)測(cè)試軟件，測(cè)試結(jié)果表明其有效性。由于受時(shí)間等因素的影響，該測(cè)試系統(tǒng)后續(xù)要在測(cè)試精度、效率、可靠性等方面加以改善。