陳 仲 許亞明 王志輝 李夢(mèng)南

（南京航空航天大學(xué)江蘇省新能源發(fā)電與電能變換重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室 南京 210016）

0 引言

早期的飛機(jī)電源系統(tǒng)是DC 28V 直流系統(tǒng)。受限于線路尺寸和接觸器功率，直流系統(tǒng)的母線電流合理值為400A 左右，因此DC 28V 系統(tǒng)單通道輸送的最大功率約為12kW[1]。這對(duì)現(xiàn)代化新型飛機(jī)的電氣容量而言顯然是不合適的，因此，DC 270V 的高壓直流電源系統(tǒng)被選為新型飛機(jī)的主電氣系統(tǒng)，是未來的一個(gè)發(fā)展趨勢(shì)。

DC 270V 高壓直流電源系統(tǒng)已在美國(guó)空軍的第四代作戰(zhàn)飛機(jī)——F-22 和F-35 中得到運(yùn)用。相對(duì)于其他形式的飛機(jī)電源系統(tǒng)，DC 270V 系統(tǒng)具有重量輕、功耗小的特點(diǎn)。然而，由于DC 270V 設(shè)備的成本較高，且大量的飛機(jī)用電設(shè)備仍然需要DC 28V或者AC 115V 供電，因此將DC 270V 變換作為傳統(tǒng)供電電壓的電力電子變換器依舊不可或缺。

圖1所示為一種較為先進(jìn)的270V 航空高壓直流系統(tǒng)示意圖。每臺(tái)航空發(fā)動(dòng)機(jī)帶動(dòng)一臺(tái)無刷交流發(fā)電機(jī)產(chǎn)生交流電，通過雙向AC-DC 功率變換電路，輸出270V 直流電壓。雙向AC-DC 功率變換器的使用使得該電機(jī)具有起動(dòng)/發(fā)電功能。270V 直流母線上有四種負(fù)載：①直接使用DC 270V 作為工作電壓的負(fù)載；②通過DC-DC 變換器給28V 直流負(fù)載供電；③航空靜止變流器（Aeronautic Static Inverter，ASI）；④蓄電池充放電負(fù)載。這四種負(fù)載中，ASI輸出為400Hz 交流電，那么其輸出的瞬時(shí)功率中就有一個(gè)800Hz 的脈動(dòng)量，如此必然會(huì)在直流輸入側(cè)引入一個(gè)800Hz 的低頻紋波量[2]。一般而言，270V航空高壓直流電網(wǎng)的電壓脈動(dòng)不能超過6V[3,4]，而800Hz 的低頻紋波的引入，必定會(huì)增大電壓脈動(dòng)，影響供電質(zhì)量，因此必須對(duì)該低頻紋波加以抑制。

圖1 270V 航空高壓直流供電系統(tǒng)示意圖Fig.1 The 270V aeronautic high voltage DC power system

傳統(tǒng)的濾除直流電網(wǎng)中低頻紋波的解決方案是采用無源濾波器，但是較大的體積重量、較差的頻率溫度特性使得其在航空系統(tǒng)中受到很大的限制。自20 世紀(jì)80年代以來，有源電力濾波器（Active Power Filter，APF）由于其補(bǔ)償特性不受電網(wǎng)參數(shù)和負(fù)載影響而得到廣泛的關(guān)注[5-7]。用于直流系統(tǒng)的APF 稱為直流APF，目前已在高壓直流輸電（High Voltage Direct Current，HVDC）[8,9]、高精度電源[10,11]以及燃料電池系統(tǒng)[12]中得到應(yīng)用。在航空電源系統(tǒng)中，交流有源濾波技術(shù)已被用于飛機(jī)電網(wǎng)電能質(zhì)量的控制[13-15]，且取得了較好的效果。目前，直流航空電網(wǎng)的相關(guān)研究尚存在空白，因此，采用直流APF 來抑制270V 航空高壓直流電網(wǎng)中的低頻紋波，具有較為重要的研究意義。

本文對(duì)航空直流APF 的拓?fù)?、控制進(jìn)行了描述和分析，對(duì)控制系統(tǒng)建模，設(shè)計(jì)關(guān)鍵的控制參數(shù)，最后進(jìn)行仿真和實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證，以證明航空直流APF 的可行性。

1 ASI 輸入諧波對(duì)直流電網(wǎng)的影響

圖2所示為航空靜止變流器的基本結(jié)構(gòu)圖，采用兩級(jí)式的結(jié)構(gòu)，即前級(jí) DC-DC，后級(jí)逆變。iin為逆變器輸入電流，文獻(xiàn)[2]的分析指出，這個(gè)電流的諧波成分較為豐富，除了800Hz 低頻紋波外，還有大量由于高頻開關(guān)所造成的高次諧波。Chf為高頻濾波電容，用于濾除iin中的高次諧波，使得電流iint中只含有直流量和800Hz 紋波量。

圖2 航空靜止變流器Fig.2 Aeronautic static inverter

電流iint經(jīng)過DC-DC 環(huán)節(jié)向直流電網(wǎng)側(cè)傳播，雖然可以通過增大濾波電容來減小800Hz 紋波量的大小，但是由于受制于體積重量以及成本，直流電網(wǎng)中仍會(huì)含有較高的800Hz 紋波電流量。直流電網(wǎng)中800Hz 低頻紋波的存在，會(huì)在電網(wǎng)內(nèi)阻抗上產(chǎn)生壓降，從而使得母線電壓也產(chǎn)生波動(dòng)，嚴(yán)重時(shí)會(huì)惡化供電質(zhì)量，影響飛機(jī)的性能和飛行安全。本文選擇有源抑制的方式來消除這一影響。

2 航空直流APF 拓?fù)浼捌涔ぷ髟?/h2>

2.1 航空直流APF 拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)

直流APF 系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖3所示，直流APF 與航空靜止變流器并聯(lián)接入直流電網(wǎng)，不改變?cè)到y(tǒng)電路結(jié)構(gòu)。這里將ASI 視為負(fù)載，在理想情況下，直流電網(wǎng)提供給ASI 直流電流，而DC-APF 則提供ASI 正常運(yùn)行時(shí)所需的二次諧波電流。

圖3 航空直流APFFig.3 Aeronautic DC-APF

圖3a～圖3c 所示3 種直流APF 拓?fù)湟延形墨I(xiàn)研究[16,17]。圖3a 和圖3b 均為采用電流源型拓?fù)涞慕Y(jié)構(gòu)，主要濾除直流電網(wǎng)中工頻逆變器產(chǎn)生的二次紋波。圖3c 為一個(gè)由直流斬波器和能量吸收電容組成的直流有源濾波器拓?fù)洌娙葜饕脕砦占y波功率，而電感則控制開關(guān)電流。然而這三種拓?fù)涞碾姼形恢镁辉陔娋W(wǎng)側(cè)，系統(tǒng)的效率和實(shí)用性將受到影響。

圖3d 為第四種DC-APF 拓?fù)?，這種拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)較為簡(jiǎn)單，但是有可能造成APF 電容兩端短路，因此可靠性存在隱患。同時(shí)，由于續(xù)流二極管一般使用開關(guān)管的體二極管，故其損耗也較大。

圖3e 為第五種DC-APF 拓?fù)?，這種新型拓?fù)浣鉀Q了拓?fù)洧舻目煽啃院投O管損耗這兩個(gè)問題。圖中，Vd為直流電網(wǎng)電壓，iS為直流電網(wǎng)提供的電流，iL為流入ASI 的電流，iC為流入DC-APF 的電流，vL1和vL2為兩個(gè)電感電壓，iL1和iL2為兩個(gè)電感電流，兩電感感值均為L(zhǎng)，Vdc為APF 電容上的電壓，電流電壓參考方向見圖中所示?；诳煽啃院蛽p耗等多方面考慮，本文最終采用拓?fù)洧踝鳛楹娇罩绷鰽PF 的主電路結(jié)構(gòu)形式。

2.2 航空直流APF 工作原理

航空直流APF 的工作原理如圖4所示，按功率管的導(dǎo)通情況，其共有4 種工作模態(tài)。

圖4 航空直流APF 工作原理Fig.4 Operation principle of aeronautic DC-APF

模態(tài)1（圖4a）：iC＞0，即補(bǔ)償電流流入DC-APF主電路，開關(guān)管S2施加觸發(fā)信號(hào)，S2導(dǎo)通，電感L2儲(chǔ)能，此時(shí)有式（1）成立。

模態(tài)2（圖4b）：iC＞0，開關(guān)管S2關(guān)斷，電感L2上的電流通過二極管VD1續(xù)流，電感L2釋放能量，式（2）此時(shí)成立。

模態(tài)3（圖4c）：iC＜0，即補(bǔ)償電流流出DC-APF主電路，開關(guān)管S1有驅(qū)動(dòng)信號(hào)，電感L1儲(chǔ)能，該模態(tài)電流電壓表達(dá)式為

模態(tài)4（圖4d）：iC＜0，開關(guān)管S1關(guān)斷，電感L1上的電流通過二極管VD2續(xù)流，電感L2的能量釋放到電網(wǎng)中，此時(shí)有

通過對(duì)航空直流APF 拓?fù)涔ぷ髟淼姆治?，可以看出，?dāng)iC＞0時(shí)，航空直流APF 工作于Boost狀態(tài)；當(dāng)iC＜0時(shí)，航空直流APF 工作于Buck狀態(tài)。

3 DC-APF 控制策略及其性能分析

3.1 DC-APF 控制策略

與傳統(tǒng)交流系統(tǒng)中的APF 一樣，直流APF 也包含了基準(zhǔn)電流檢測(cè)電路和補(bǔ)償電流發(fā)生電路兩部分，其系統(tǒng)控制框圖如圖5所示。和交流APF 中的復(fù)雜諧波檢測(cè)算法不同，直流APF 獲取補(bǔ)償電流基準(zhǔn)的方式則較為簡(jiǎn)單，可以用式（5）表示。

式中，iref為二次諧波檢測(cè)的輸出，在數(shù)值上等于ASI 輸入端二次諧波的負(fù)值；IL為iL的直流量，即直流電網(wǎng)所應(yīng)該提供的直流電流。iref和APF 電容電壓環(huán)輸出相疊加構(gòu)成補(bǔ)償電流基準(zhǔn)ir。

圖5 航空直流APF 控制框圖Fig.5 Control diagram of aeronautic DC-APF

電流控制方面，出于響應(yīng)速度和控制精度的考慮，本文選擇滯環(huán)電流控制作為電流控制方式，當(dāng)然，為了使航空直流APF 拓?fù)湫阅艿玫桨l(fā)揮，根據(jù)主電路工作原理對(duì)電流控制電路進(jìn)行適當(dāng)?shù)母倪M(jìn)是必需的。前文指出，不同的補(bǔ)償電流方向會(huì)導(dǎo)致不同的主電路工作狀態(tài)，因此在電流控制中要考慮這一點(diǎn)。圖5中，補(bǔ)償電流基準(zhǔn)ir和實(shí)際補(bǔ)償電流iC的誤差通過滯環(huán)比較器得到PWM 信號(hào)A，ir經(jīng)過過零比較器得到極性信號(hào)B，對(duì)信號(hào)A 和B 進(jìn)行如下處理

式中，Q1和Q2分別為開關(guān)管S1和S2的驅(qū)動(dòng)信號(hào)。

3.2 滯環(huán)控制小信號(hào)模型

直流APF 可等效為Boost 電路和Buck 電路以半周期模式交錯(cuò)運(yùn)行。因此，其滯環(huán)控制小信號(hào)模型需要針對(duì)補(bǔ)償電流的方向分別建立。文獻(xiàn)[18]對(duì)該模型的建立進(jìn)行了推導(dǎo)，得到如圖6所示的小信號(hào)模型。其中，GL(s)=Vdc/(sL)。

圖6 航空直流APF 滯環(huán)控制小信號(hào)模型Fig.6 Small signal model of HCC of aeronautic DC-APF

根據(jù)補(bǔ)償電流方向，有如下兩組表達(dá)式成立。

因而對(duì)電流環(huán)而言，其閉環(huán)傳遞函數(shù)表示為

當(dāng)且僅當(dāng)開關(guān)頻率相對(duì)ASI 輸出頻率非常高時(shí)上式成立，電流環(huán)可以等效為線性環(huán)節(jié)。

3.3 控制系統(tǒng)性能分析

航空直流APF 整個(gè)系統(tǒng)的控制模型如圖7所示，圖中ki為補(bǔ)償電流采樣系數(shù)，iCf為采樣衰減后的補(bǔ)償電流，kv為直流APF 電容電壓采樣系數(shù)，Vdcf為采樣衰減后的電容電壓。電流誤差Δi經(jīng)過滯環(huán)比較器，得到占空比信號(hào)d，d通過兩個(gè)傳遞函數(shù)，GL(s)和GC(s)，分別得到流入主電路的電流iC和APF 電容電壓Vdc。

圖7 航空直流APF 系統(tǒng)控制模型Fig.7 System control model of aeronautic DC-APF

由前文的工作原理可知，航空直流APF 主電路的4 種工作狀態(tài)中，有兩種狀態(tài)APF 電容不參與工作，因此，根據(jù)APF 電容工作與否，可將圖7的模型簡(jiǎn)化為兩種形式，如圖8所示。對(duì)于APF 電容不工作的工況（圖8a），系統(tǒng)是一個(gè)開環(huán)的系統(tǒng)，其總是穩(wěn)定的。對(duì)于APF 電容工作的工況（圖8b），系統(tǒng)閉環(huán)，此時(shí)系統(tǒng)控制參數(shù)對(duì)性能的影響較大，下面將對(duì)此工況進(jìn)行重點(diǎn)分析。

圖8 航空直流APF 簡(jiǎn)化模型Fig.8 Simplified model of aeronautic DC-APF

為方便分析，這里先給出了APF 電容工作工況時(shí)的控制信號(hào)流圖，如圖9所示。

圖9 電容工作時(shí)系統(tǒng)信號(hào)流圖Fig.9 Signal flow graph when capacitor working

圖中，GPI(s)為APF 電容電壓環(huán)傳遞函數(shù)

式中，KP為比例參數(shù)；KI為積分參數(shù)。由信號(hào)流圖，通過梅森公式，可以得到二次諧波檢測(cè)值iref(s)到補(bǔ)償電流iC(s)的閉環(huán)傳遞函數(shù)ΦiC(s)為

由勞斯判據(jù)，ΦiC(s)穩(wěn)定的條件是ki＞0，kvKP＞0，kvKI＞0，顯然是滿足的。由式（11）可知，在電容C、補(bǔ)償電流采樣系數(shù)ki和APF 電容電壓采樣系數(shù)kv確定的情況下，電容電壓環(huán)參數(shù)對(duì)系統(tǒng)的性能起了主要作用。這里設(shè)定C=470μF，ki=0.5，kv=1/100，來研究電容電壓環(huán)參數(shù)對(duì)ΦiC(s)的影響。

首先固定積分參數(shù)KI值為100，通過變化比例參數(shù)KP值，考察KP對(duì)系統(tǒng)的影響。如圖10a 所示，看到隨著KP參數(shù)的增大，ΦiC(s)的增益越小，這對(duì)系統(tǒng)性能不利，因而KP參數(shù)應(yīng)取較小值。

圖10b 所示為KI參數(shù)對(duì)性能的影響，可以看出KI參數(shù)對(duì)性能影響不是很大，取值可以適中。

同樣，通過圖9，可以得到二次諧波檢測(cè)值iref(s)到APF 電容電壓Vdc(s)的閉環(huán)傳遞函數(shù)

圖10 PI 參數(shù)對(duì)系統(tǒng)性能ΦiC(s)的影響Fig.10 Influence of PI parameters onΦiC(s)

同樣，作出PI 參數(shù)對(duì)ΦVdc(s)的影響伯德圖，通過圖11可看出，KP參數(shù)越大，系統(tǒng)增益越高，特別是在800Hz 頻段，KP必須有一定的值才能保證系統(tǒng)具有足夠的增益；而KI參數(shù)則對(duì)系統(tǒng)基本無影響。

圖11 PI 參數(shù)對(duì)系統(tǒng)性能ΦVdc(s)的影響Fig.11 Influence of PI parameters onΦVdc(s)

綜合各參數(shù)下系統(tǒng)在800Hz 頻段下的表現(xiàn)，選定PI 參數(shù)如下：KP=5，KI=20。

4 仿真與實(shí)驗(yàn)研究

4.1 仿真分析

為了簡(jiǎn)化驗(yàn)證流程，這里以一個(gè)1kV·A 的115V/ 400Hz 逆變器來代替航空靜止變流器，逆變器直流輸入端采用LC 濾波濾除高頻開關(guān)紋波，濾除高頻紋波之后的電流作為直流電網(wǎng)負(fù)載電流。其仿真波形如圖12所示：分別為逆變器直流側(cè)輸入電流iin，直流電網(wǎng)負(fù)載電流iL，逆變器輸出電壓uo?？梢钥吹侥孀兤鬏斎腚娏髦泻写罅康母哳l諧波，經(jīng)過濾波后，作為直流電網(wǎng)負(fù)載電流的波形為直流波形，含有800Hz 的低頻紋波。

圖12 400Hz 逆變器仿真結(jié)果Fig.12 Simulation results of the 400Hz inverter

航空直流APF 系統(tǒng)參數(shù)為：直流電網(wǎng)電壓270V，APF 電感800μH，APF 電容470μF，電容電壓400V。圖13給出了航空直流APF 的工作波形，流入APF的電流iC和負(fù)載電流iL的低頻紋波電流大小相等，方向相反。補(bǔ)償后，電網(wǎng)只提供平滑的直流電流。

圖13 航空直流APF 補(bǔ)償波形Fig.13 Simulation results of aeronautic DC-APF

4.2 實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證

參照仿真模型，搭建了航空直流APF 的實(shí)驗(yàn)平臺(tái)來進(jìn)行進(jìn)一步驗(yàn)證，實(shí)驗(yàn)參數(shù)和仿真一致。

圖14為航空直流APF 在空載和滿載工況下的實(shí)驗(yàn)波形，從上至下分別為負(fù)載電流iL，流入APF的電流iC，電網(wǎng)提供的電流iS。從實(shí)驗(yàn)結(jié)果來看，航空直流APF 能夠較好地補(bǔ)償負(fù)載產(chǎn)生的低頻紋波，補(bǔ)償后直流電網(wǎng)只提供平滑的直流電流。

圖14 航空直流APF 實(shí)驗(yàn)波形Fig.14 Experimental results of aeronautic DC-APF

5 結(jié)論

（1）針對(duì)高壓航空電網(wǎng)中的低頻紋波問題，本文提出采用航空直流有源濾波器來抑制。簡(jiǎn)述了航空直流APF 的拓?fù)洌治隽似涔ぷ髟?，這種新型拓?fù)渚哂锌煽啃愿?、損耗低的特點(diǎn)。

（2）詳細(xì)介紹了新型航空直流APF 的控制策略，通過對(duì)控制系統(tǒng)的建模，詳細(xì)分析了系統(tǒng)的性能，對(duì)幾個(gè)關(guān)鍵的系統(tǒng)控制參數(shù)，利用伯德圖對(duì)其進(jìn)行了對(duì)比設(shè)計(jì)，根據(jù)800Hz 應(yīng)用場(chǎng)合的特性，選取了合適的控制參數(shù)，使得系統(tǒng)的濾波效果得到保證。

（3）利用帶輸入濾波器的400Hz 逆變器作為負(fù)載，進(jìn)行了相關(guān)的仿真，并搭建了一套航空直流APF的原理樣機(jī)，結(jié)果表明了航空直流APF 的可行性以及理論分析的正確性。

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