王丹陽(yáng)，張惠娟，徐紅專，戴澤華，楊善水

（1.南京航空航天大學(xué)自動(dòng)化學(xué)院，南京210016；2.航空機(jī)電綜合航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室電子工程部，南京211106）

基于行為模型的飛機(jī)電源系統(tǒng)建模仿真技術(shù)研究

王丹陽(yáng)1，張惠娟2，徐紅專2，戴澤華1，楊善水1

（1.南京航空航天大學(xué)自動(dòng)化學(xué)院，南京210016；2.航空機(jī)電綜合航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室電子工程部，南京211106）

針對(duì)新型飛機(jī)電源系統(tǒng)部件種類多、控制復(fù)雜以及電路級(jí)仿真運(yùn)算量大、速度慢的特點(diǎn)，提出了基于行為模型的飛機(jī)電源系統(tǒng)電能部件的建模方法。從電能部件的輸入輸出出發(fā)，依據(jù)功率平衡關(guān)系，并且結(jié)合受控源，來(lái)描述部件功能特征。利用Simulink軟件，建立了系統(tǒng)中的關(guān)鍵部件的行為模型，并且構(gòu)建了整個(gè)電源系統(tǒng)仿真模型。通過(guò)該模型，開(kāi)展了飛機(jī)電源系統(tǒng)的特性仿真研究。仿真結(jié)果表明，所建立模型簡(jiǎn)單、方便、可以反映部件和系統(tǒng)的行為特性，仿真速度比電路模型更快。

航空；飛機(jī)電源系統(tǒng)；行為模型；仿真；Simulink

隨著航空科技的迅猛發(fā)展，飛機(jī)上的各種電子電氣設(shè)備越來(lái)越多，對(duì)電能的需求量越來(lái)越大[1]，導(dǎo)致飛機(jī)供電系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)、規(guī)模和控制方式都越來(lái)越復(fù)雜，使得飛機(jī)供電系統(tǒng)設(shè)計(jì)、研制和維護(hù)變得愈發(fā)困難，要求越來(lái)越高。

文獻(xiàn)[2]利用Saber仿真軟件，建立起詳細(xì)的飛機(jī)同步發(fā)電機(jī)及其調(diào)壓器、整流器及逆變器的模型，構(gòu)成恒速恒頻供電系統(tǒng)，利用該系統(tǒng)模型進(jìn)行故障情況模擬和故障保護(hù)；文獻(xiàn)[3]分析了交流同步發(fā)電機(jī)的數(shù)學(xué)模型，采用Saber軟件建立了簡(jiǎn)單的交流供電系統(tǒng)的仿真模型，并進(jìn)行了供電特性的仿真；文獻(xiàn)[4]利用LabVIEW軟件設(shè)計(jì)變頻交流電源系統(tǒng)供電網(wǎng)絡(luò)的仿真模型,以模擬不同供電狀態(tài)切換時(shí)飛機(jī)電網(wǎng)的動(dòng)態(tài)重構(gòu)過(guò)程，驗(yàn)證供電邏輯關(guān)系的正確性及容錯(cuò)供電的能力。前兩篇文獻(xiàn)均建立精確的數(shù)學(xué)模型，能夠較為精確地仿真出發(fā)電機(jī)的電氣特性，但是該種建模方式不適合于復(fù)雜供電系統(tǒng)仿真模型的集成，并且仿真速度慢。文獻(xiàn)[5]建立了邏輯模型，用以模擬電網(wǎng)的動(dòng)態(tài)重構(gòu)，仿真速度快，但不能反映飛機(jī)電網(wǎng)功率參數(shù)的實(shí)際變化。

本文提出一種基于行為模型的飛機(jī)電源系統(tǒng)關(guān)鍵部件建模方法。行為模型并不特別關(guān)注部件內(nèi)部具體構(gòu)成電路，而是根據(jù)建模對(duì)象的輸入、輸出靜態(tài)和動(dòng)態(tài)表現(xiàn)進(jìn)行提煉[6～8]。本文從部件行為出發(fā)，根據(jù)功率平衡關(guān)系，結(jié)合受控源來(lái)描述部件特定的輸入/輸出，并在Simulink中建立飛機(jī)電源系統(tǒng)中關(guān)鍵部件的行為模型。既能實(shí)現(xiàn)部件的主要功能、準(zhǔn)確模擬關(guān)鍵部件的特性，又具有建模過(guò)程簡(jiǎn)單、仿真速度快的優(yōu)點(diǎn)。

1 行為模型的建模方法

1.1 基于受控源的行為模型建模方法

圖1是某新型多電飛機(jī)供電系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)。交流一次電源系統(tǒng)包括4臺(tái)主交流發(fā)電系統(tǒng)L1、L2、R1和R2，2臺(tái)輔助動(dòng)力裝置發(fā)電系統(tǒng)APUL、APUR和1臺(tái)應(yīng)急交流發(fā)電系統(tǒng)RAT，以及若干地面電源插座等組成。發(fā)電機(jī)采用了高壓230/400 V、360～800 Hz的變頻交流體制。二次電源由ATRU、TRU和ATU等組成，采用了高壓±270 V直流電源、115/200 V、360～800 Hz的變頻交流以及28 V低壓直流的混合供電體制。配電系統(tǒng)采用分布式配電方式，具有負(fù)載分析和自動(dòng)管理的功能。

圖1 新型飛機(jī)電氣系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖Fig.1 Structure Blook diagram of a certain more electric aircraft power supply system

研制這樣的大系統(tǒng)，必須采取分析、仿真和實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證等各種設(shè)計(jì)手段相結(jié)合的方法。其中飛機(jī)電源系統(tǒng)建模仿真[5]，具有重要的地位。先進(jìn)的系統(tǒng)集成仿真技術(shù)對(duì)于提高飛機(jī)供電系統(tǒng)系統(tǒng)的可靠性、生命力和可維修性、降低成本等方面意義十分重大。

由于本供電系統(tǒng)部件種類多，控制復(fù)雜，仿真中如果所有部件均采用建立電路級(jí)的模型方法，則系統(tǒng)仿真運(yùn)算量大，仿真速度慢，甚至不能收斂而導(dǎo)致仿真崩潰。

供電系統(tǒng)中包括自耦變壓器ATU、變壓整流器TRU、自耦變壓整流器ATRU等在內(nèi)的電能變換部件的共同特點(diǎn)是：輸出作為其他負(fù)載的電源，輸出電壓與輸入電壓有關(guān)，輸出的電流和功率取決于所帶負(fù)載的大小；從整個(gè)供電系統(tǒng)看，它們還是電網(wǎng)中的負(fù)載，部件輸入的電壓取決于電網(wǎng)電壓，輸入電流又取決于它們的輸出即負(fù)載電流。因此可以基于受控電壓源和受控電流源建立這些部件的行為模型。

其行為特征通常表現(xiàn)在穩(wěn)態(tài)特性和動(dòng)態(tài)特性兩個(gè)方面。以受控電壓源和受控電流源建立的模型如圖2所示，可以反映其穩(wěn)態(tài)特性。

圖2 基于受控源變換的行為模型結(jié)構(gòu)Fig.2 Schematic of behavior model based on controlled source

圖2 中，設(shè)輸入電壓為Ui，輸入電流為Ii；輸出電壓為Uo，輸出電流為Io；部件的變換效率為η，輸入功率因數(shù)為cos φ。則根據(jù)功率平衡得到輸入和輸出的約束關(guān)系為

對(duì)于直流輸入或輸出，其電壓、電流是平均值，cos φ=1；對(duì)于交流輸入或輸出，其電壓、電流為正弦波的有效值。

添加電阻、電容、電感的網(wǎng)絡(luò)實(shí)現(xiàn)變換器動(dòng)態(tài)特性的模擬。在輸出端串聯(lián)電阻R2與電感L并聯(lián)的支路模擬變換器的輸出阻抗，以模擬突加和突卸負(fù)載時(shí)輸出電壓受到的影響；在輸入端串電阻R1然后并接一個(gè)電容C模擬輸入阻抗，以模擬部件突接上電網(wǎng)時(shí)引起的電流沖擊。

此外，為了能更好地體現(xiàn)部件特點(diǎn)，方便電源系統(tǒng)整體仿真，在輸出端設(shè)置常開(kāi)開(kāi)關(guān)KS2，閉合KS2開(kāi)關(guān)，可以模擬該部件對(duì)地短路故障；輸出串接一個(gè)常閉開(kāi)關(guān)KS1，斷開(kāi)KS1，可以模擬輸出開(kāi)路故障。

1.2 部件規(guī)范化

搭建整個(gè)電源系統(tǒng)模型前，對(duì)每個(gè)關(guān)鍵部件模型加以規(guī)范化，并進(jìn)行統(tǒng)一封裝和接口設(shè)置以及定義。飛機(jī)電源系統(tǒng)的部件規(guī)范化，不僅有利于本文中電網(wǎng)模型的搭建，而且有利于建立其他不同結(jié)構(gòu)的系統(tǒng)級(jí)模型，方便不同功能模塊的更換，也有利于對(duì)各部件供應(yīng)商提出統(tǒng)一的建模規(guī)范。

2 基于行為模型的供電系統(tǒng)關(guān)鍵部件建模

2.1 自耦變壓整流器

自耦變壓整流器[9]（ATRU）是飛機(jī)供電系統(tǒng)中典型的交流-直流變換部件。一種12脈沖變壓整流器如圖3所示。經(jīng)分析計(jì)算，該ATRU的直流輸出電壓平均值為Ud=1.35Ul，其中Ul為輸入線電壓；而輸入電流諧波次數(shù)為12k±1次，最低次數(shù)為11次；輸出電壓含12k次諧波，最低為12次諧波，脈動(dòng)系數(shù)S12≈1.4%。該12脈波自耦變壓器的諧波含量比較小，因而在對(duì)ATRU進(jìn)行行為特性分析及建模時(shí)，可以忽略諧波部分。

圖3 12脈波自耦變壓整流器Fig.3 12-pulse autotransformer rectifier unit

自耦變壓整流器ATRU的行為特征，可以從穩(wěn)態(tài)特性和動(dòng)態(tài)特性兩個(gè)方面考慮。其穩(wěn)態(tài)特性可以描述為：兩路輸入可以進(jìn)行兩種電壓等級(jí)的變換，其中一路輸入是230/400 V、400 Hz三相交流電，另一路輸入是115/200 V、400 Hz三相交流電，其輸出均為±270 V直流電，ATRU的效率約為0.95。動(dòng)態(tài)特性可以描述為：當(dāng)ATRU的輸入電壓在允許范圍內(nèi)變動(dòng)時(shí)，其直流輸出也相應(yīng)的發(fā)生變化，當(dāng)負(fù)載發(fā)生變化時(shí)，ATRU的輸出電壓和輸入電流也會(huì)受到相應(yīng)的影響而發(fā)生變化。

基于行為模型的建模方法，結(jié)合上述ATRU的行為歸納，以及所建基于受控源的自耦變壓整流器的Matlab仿真模型，基于受控源的ATRU建模原理如圖4所示。

圖4 ATRU行為模型建模原理Fig.4 Schematic of the ATRU behavior model

由于ATRU為不控整流，其輸出電壓與輸入電壓之間的關(guān)系為

輸入功率乘以效率就是輸出的功率，即

由此得到輸入電流的表達(dá)式為

式中：Ii為相電流有效值，建模時(shí)認(rèn)為三相電流平衡，各相電流有效值Iia=Iib=Iic=Ii；Ui為輸入相電壓有效值；變換效率 η=0.95；功率因數(shù) cos φ=1。

此外，在輸出端串聯(lián)1個(gè)電阻與電感的并聯(lián)支路，以模擬負(fù)載突加和突卸時(shí)引起的電壓波動(dòng)；在輸入端并接1個(gè)電容，以模擬部件突接上電網(wǎng)時(shí)引起的電流沖擊，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)其動(dòng)態(tài)特性的仿真。

2.2 自耦變壓器

自耦變壓器（ATU）是輸出和輸入共用一組線圈的特殊變壓器，其原理如圖5所示。

圖5 自耦變壓器原理Fig.5 Schematic of auto transformer

該自耦變壓器ATU的穩(wěn)態(tài)特性主要表現(xiàn)為可以進(jìn)行雙向電壓變換。正向變換時(shí)，輸入是230/400 V、400 Hz三相交流電，輸出115/200 V同頻率三相交流電，降壓比為2：1；反向變換時(shí)，輸入 115/200 V、400 Hz三相交流電，輸出230/400 V同頻率三相交流電，升壓比為1：2，其變換效率約為0.95。而ATU的動(dòng)態(tài)特性則體現(xiàn)在當(dāng)負(fù)載發(fā)生變化時(shí)，其輸入和輸出電壓和電流也會(huì)隨負(fù)載的變化而受到相應(yīng)的影響。

基于受控電壓源和受控電流源的建模方法分析，以及上述ATU的特有行為歸納，可以建立基于受控源的自耦變壓器的行為模型。圖6為ATU規(guī)范化模型的封裝示意。

圖6 ATU模型規(guī)范化封裝Fig.6 Normalization packaging of the ATU model

2.3 變壓整流器

本系統(tǒng)中的變壓整流器（TRU）的功能是將輸入的230/400 V、400 Hz三相交流電變換為28 V直流電。由于其建模方法與ATRU和ATU類似，不再贅述，TRU模型的規(guī)范化封裝如圖7所示。

圖7 TRU模型規(guī)范化封裝Fig.7 Normalization packaging of the TRU model

2.4 起動(dòng)/發(fā)電機(jī)

與大容量電源飛機(jī)相適應(yīng)的起動(dòng)/發(fā)電機(jī)一體化技術(shù)具有高度集成、高功率密度及無(wú)刷化的特點(diǎn)，是新型飛機(jī)電源系統(tǒng)的典型特征[10]。

航空變頻交流起動(dòng)發(fā)電機(jī)兼有電動(dòng)機(jī)和發(fā)電機(jī)的功能。在發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)時(shí)作為電動(dòng)機(jī)工作，帶動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)到一定轉(zhuǎn)速后噴油點(diǎn)火，使發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入自行工作狀態(tài)。此后發(fā)動(dòng)機(jī)反過(guò)來(lái)傳動(dòng)電機(jī)，使其成為發(fā)電機(jī)向用電設(shè)備供電，

考慮到現(xiàn)有的起動(dòng)/發(fā)電一體化[11]的建模方法的難度和復(fù)雜性，以及較慢的仿真速度且不易于與功率網(wǎng)絡(luò)集成，本文根據(jù)起動(dòng)/發(fā)電機(jī)在不同階段的功能特性，將發(fā)電機(jī)和電動(dòng)機(jī)的功能分開(kāi)建模，通過(guò)控制接觸器的通斷來(lái)實(shí)現(xiàn)不同功能之間的轉(zhuǎn)換，以實(shí)現(xiàn)起動(dòng)/發(fā)電機(jī)的不同階段的功能，起動(dòng)/發(fā)電機(jī)的建模原理如圖8所示。

發(fā)電部分，以函數(shù)發(fā)生器與受控源相結(jié)合的方式描述交流勵(lì)磁機(jī)和主同步發(fā)電機(jī)的性能。電動(dòng)部分則從電動(dòng)機(jī)典型的行為特征出發(fā)，根據(jù)相關(guān)資料文獻(xiàn)及實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，擬合電動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速、轉(zhuǎn)矩和功率因數(shù)曲線，結(jié)合函數(shù)發(fā)生器及受控源建立模型。該方式不僅可以簡(jiǎn)化模型，而且可以提高仿真速度。

圖8 起動(dòng)/發(fā)電機(jī)建模原理Fig.8 Schematic of the S/G behavior model

3 仿真結(jié)果

圖1中新型飛機(jī)電網(wǎng)的第1通道如圖9所示，圖中起動(dòng)電路略，利用所建的ATRU、ATU等部件行為模型。在Simulink中建立的系統(tǒng)仿真模型，如圖10所示。該系統(tǒng)由1臺(tái)起動(dòng)/發(fā)電機(jī)作為主電源，1臺(tái)ATRU、1臺(tái)ATU和1臺(tái)TRU作為二次電源，以及若干負(fù)載。

起動(dòng)/發(fā)電機(jī)起動(dòng)時(shí)的轉(zhuǎn)速波形如圖11所示。飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)完畢后，起動(dòng)發(fā)電機(jī)便從電動(dòng)工作模型，切換到發(fā)電機(jī)工作模式，穩(wěn)定工作時(shí)發(fā)電機(jī)輸出電壓為230/400 V、360～800 Hz可調(diào)。

圖9 飛機(jī)電源系統(tǒng)單通道示意Fig.9 Single channel of aircraft power supply system

圖10 單通道Simulink仿真模型Fig.10 Simulation model of single channel in Simulink

圖11 起動(dòng)時(shí)起動(dòng)/發(fā)電機(jī)轉(zhuǎn)速波形Fig.11 Waveform of speed when S/G starting

以系統(tǒng)突加負(fù)載為例，此時(shí)起動(dòng)/發(fā)電機(jī)的輸出電壓由于負(fù)載的突然增加而發(fā)生波動(dòng)，其波形如圖12所示。而輸出電流由于負(fù)載的增加明顯增大，其波形如圖13所示。變壓整流器TRU的輸出電壓也由于負(fù)載的影響有所變化，如圖14所示。自耦變壓整流器ATRU的輸出電壓也由于負(fù)載改變的影響而有所變化，如圖15所示。

由仿真結(jié)果可以看到，飛機(jī)電源系統(tǒng)中關(guān)鍵部件的行為模型以及集成后的系統(tǒng)模型不僅能準(zhǔn)確表現(xiàn)部件和系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)特征，也能在一定程度上反映動(dòng)態(tài)性能，且仿真速度比電路級(jí)仿真模型快。

圖12 加載時(shí)起動(dòng)/發(fā)電機(jī)輸出電壓波形Fig.12 Output voltage waveform of S/G with loading

圖13 加載時(shí)起動(dòng)/發(fā)電機(jī)輸出電流波形Fig.13 Output current waveform of S/G with loading

圖14 加載時(shí)TRU輸出電壓波形Fig.14 Output voltage waveform ofTRU with loading

圖15 加載時(shí)ATRU輸出正向電壓波形Fig.15 Positive output voltage of ATRU with loading

4 結(jié)語(yǔ)

本文主要對(duì)飛機(jī)電源系統(tǒng)的仿真建模技術(shù)包括飛機(jī)電源系統(tǒng)的關(guān)鍵部件建模、整體系統(tǒng)建模等進(jìn)行了一定的研究。由于該系統(tǒng)主要研究整個(gè)飛機(jī)電網(wǎng)設(shè)計(jì)的合理性以及電網(wǎng)控制策略和重構(gòu)方式的正確性，在不同的電網(wǎng)運(yùn)行狀態(tài)下，著重研究討論每個(gè)部件是否可以正常工作，能否給電網(wǎng)提供電能或者從電網(wǎng)消耗能量。因而，采用基于行為的建模方法合理可行，而且可以在保證仿真精度的基礎(chǔ)上兼顧仿真速度。

本文根據(jù)飛機(jī)電源系統(tǒng)中各關(guān)鍵部件的穩(wěn)態(tài)和動(dòng)態(tài)特性，并結(jié)合功率平衡方程及受控源特點(diǎn)，討論了基于部件行為特征的建模方法。利用Matlab/Simulink軟件，根據(jù)此建模方法，建立了起動(dòng)/發(fā)電機(jī)、ATRU、ATU等關(guān)鍵部件的行為模型，并利用規(guī)范化的部件行為模型搭建飛機(jī)電源系統(tǒng)的總體仿真模型。通過(guò)仿真實(shí)驗(yàn)研究了飛機(jī)電源系統(tǒng)的特性，仿真結(jié)果表明，這些模型不僅能夠較準(zhǔn)確地表現(xiàn)出相應(yīng)的穩(wěn)態(tài)特性和動(dòng)態(tài)特性，而且與傳統(tǒng)的部件電路級(jí)模型相比，模型簡(jiǎn)單，仿真速度快，而且規(guī)范化的模型接口也便于系統(tǒng)集成或者其他結(jié)構(gòu)電網(wǎng)模型的搭建。

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Modeling and Simulation of Aircraft Power System Based on Behavioral Model

WANG Danyang1,ZHANG Huijuan2,XU Hongzhuan2,DAI Zehua1,YANG Shanshui1
（1.College of Automation and Engineering,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016,China;2.Department of Electrical Engineering,Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Aero Electromechanical System Integration,Nanjing 211106,China）

Considering the feature of quantity of components control complex,and the circuit-level model simulation computes heavily and slowly in new aircraft power system,this paper proposed the modeling approach based on behavior model.According to the input/output feature of the electric components,this method combined the power balance equation with the controlled sources to described the function characteristics.Then,some key components in the system is modeled using Simulink,and the simulation model of the entire power system is established according to the power grid structure of the aircraft to carry out the study of the system charateristic.The simulation results show that the model is simple and convenient,and it can reflect the behavior characteristics of the components and the system pretty well.

aeronautics;aircraft power system;behavioral model;simulation;Simulink

王丹陽(yáng)

王丹陽(yáng)（1991-），女，通信作者，碩士研究生，研究方向：飛機(jī)自動(dòng)配電技術(shù)，E-mail：wangdy1991@163.com。

張惠娟（1980-），女，碩士，高級(jí)工程師，研究方向：機(jī)電控制、機(jī)電綜合，E-mail：zhagnhuijuan56@sina.com。

徐紅專（1972-），男，碩士，研究員，研究方向：航空機(jī)電控制系統(tǒng)及設(shè)備研究，E-mail：hongzhuan_xu@163.com。

戴澤華（1989-），男，博士研究生，研究方向：航空供配電系統(tǒng)，E-mail：dzh2755 32447@hotmail.com。

楊善水（1969-），男，博士，副教授，研究方向：航空供配電系統(tǒng)，E-mail：yshanshui@nuaa.edu.cn。

10.13234/j.issn.2095-2805.2017.4.131

TM743（V242.2）

A

2015-12-08

國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目（51277093）

Project Supported by National Natural Science Foundation of China（51277093）