許克路, 謝 寧, 王承民, 石旭東

(1.上海交通大學，上海 200240； 2.中國民航大學，天津 300300)

多電飛機變速變頻電力系統(tǒng)建模與仿真

許克路1, 謝 寧1, 王承民1, 石旭東2

(1.上海交通大學，上海 200240； 2.中國民航大學，天津 300300)

多電飛機變速變頻電力系統(tǒng)的發(fā)電機之間無法并聯(lián)供電，通常采用冗余供電方式來提高供電可靠性。為模擬仿真多電飛機變速變頻電力系統(tǒng)的運行狀態(tài)，展現(xiàn)故障情況下的電源切換過程，在分析變速變頻電力系統(tǒng)結構及主要器件原理的基礎上，基于Simulink平臺，利用功能性建模方法搭建了包括變頻發(fā)電機、匯流條控制單元、整流器等主要元件在內的綜合仿真模型，并利用邏輯元件實現(xiàn)了電源切換功能建模，最后用算例進行了穩(wěn)態(tài)狀態(tài)下模擬仿真和故障狀態(tài)下電源切換驗證。

多電飛機； 變速變頻； 建模與仿真； 穩(wěn)態(tài)分析； 電源切換

0 引言

傳統(tǒng)飛機的發(fā)電容量較小，只能滿足機上部分設備的電能需求，其他設備不得不采用液壓、氣壓或機械系統(tǒng)來操作，而液壓和氣壓系統(tǒng)往往需要大量的管道和控制裝置，這種多能源的共同使用導致飛機重量增加、結構復雜、操作困難，已成為飛機發(fā)展的重大限制。隨著多電飛機變速變頻電力系統(tǒng)和電力電子技術的發(fā)展，飛機發(fā)電容量得到了很大提升，大部分采用液壓、氣壓和機械系統(tǒng)驅動的設備被電力作動裝置所取代，減少了液壓和氣壓能源在飛機電力系統(tǒng)中的使用，大大優(yōu)化了飛機結構，提升了燃油利用效率和飛機系統(tǒng)運行可靠性。考慮到電能在多電飛機能源構成方面占主要比例，研究多電飛機電力系統(tǒng)的安全與可靠性對保障飛機正常運行、促進航空事業(yè)的發(fā)展都具有重大意義。

傳統(tǒng)飛機一般有兩臺恒速恒頻發(fā)電機，采用并聯(lián)供電的方式提升系統(tǒng)可靠性[1]。多電飛機的變頻發(fā)電機自身可靠性比恒頻發(fā)電機要高很多，但由于其變頻性質，主發(fā)電機之間無法并聯(lián)運行，只能通過互為備用的冗余供電方式來保證系統(tǒng)整體可靠性，這個特點說明多電飛機電力系統(tǒng)在運行方式上與傳統(tǒng)飛機有很大不同。目前國內學者在飛機的仿真研究中，仍多集中于傳統(tǒng)低壓直流或恒頻交流系統(tǒng)的研究[2～5]；國外部分學者展開了對多電飛機的研究，但多集中于飛機設備[6]，或針對單一發(fā)電機結構的仿真[7]。文獻[8-9]雖然考慮了輔助動力裝置(Auxiliary Power Unit,APU)的作用，但APU在飛機中僅作為備用，不能完整地展示變速變頻系統(tǒng)在應對發(fā)電機故障時的運行過程。上述仿真研究都是將飛機上所有發(fā)電機等效為一臺發(fā)電機，構建的是單一線路系統(tǒng)，研究內容也側重于飛機部件，對電源系統(tǒng)的考慮過于片面，沒能體現(xiàn)出多電飛機變頻發(fā)電的實質。

基于此，本文分析了多電飛機變速變頻電力系統(tǒng)的結構特點和運行原理，在前人仿真研究的基礎上，充分考慮了多電源的作用，利用Matlab/Simulink工具建立了包含7臺發(fā)電機和主要系統(tǒng)部件在內的四線路完整模型，并實現(xiàn)了穩(wěn)態(tài)運行和故障狀態(tài)下電源切換的研究，最終構建了一套適用于多電飛機變速變頻電力系統(tǒng)仿真研究的綜合模型。

1 多電飛機電力系統(tǒng)結構及工作原理

1.1 B787電力系統(tǒng)結構原理

波音787型(B787)飛機是一種典型的多電飛機，圖1所示為B787電力系統(tǒng)結構圖[10]。

圖1 B787電力系統(tǒng)結構圖Fig.1 Electrical power system structure of B787

1) 電源系統(tǒng)。由4臺變頻啟動發(fā)電機(Variable Frequency Starter Generator,VFSG)、2臺輔助起動發(fā)電機(APU Starter Generator,ASG)和1臺空氣沖壓渦輪(Ram Air Turbine,RAT)發(fā)電機組成。VFSG是飛機的主發(fā)電機，在正常飛行過程中給負載供電； ASG和RAT均為備用發(fā)電機，在主發(fā)電機故障時給系統(tǒng)提供電能。VFSG工作時相互獨立，發(fā)出的變頻交流電經發(fā)電機控制開關(Generator Control Breaker,GCB)接入4條230 VAC匯流條。

2) 匯流條控制單元(Bus Power Control Unit,BPCU)。BPCU相當于飛機的電源切換控制單元，會根據(jù)飛機不同狀態(tài)控制斷路器的關斷，實現(xiàn)故障狀態(tài)下的網絡重構和電源切換。B787的230 V交流匯流條無法并聯(lián)供電，各自獨立工作在4條單線狀態(tài)下，為防止發(fā)電機故障導致匯流條斷電，各匯流條之間接有數(shù)個可控的匯流條連接斷路器(Bus Tie Breaker,BTB)，用來實現(xiàn)發(fā)電機故障時匯流條供電電源的切換，以提高系統(tǒng)可靠性(如VFSG_L1故障將導致連接在230VAC_L1上的所有負載斷電，可通過迅速閉合L3_BTB連接至230VAC_L2，將所帶負載轉移至VFSG_L2供電)。BTB通過控制信號閉合，正常飛行時處于常開狀態(tài)。圖1中連接BPCU和各BTB之間的虛線是BPCU對各BTB的控制信號，而不是實際的電氣接線。

3) 輸配電系統(tǒng)。主要包含電能變換裝置和飛機電纜。230 V主匯流條的電能通過4臺150 kW自耦變壓整流器(Auto-Transformer Rectifier Unit,ATRU)整流后輸入4條±270VDC匯流條，2臺90 kVA變壓器(Auto Transformer Unit,ATU)降壓為115 V交流輸入115VAC匯流條，2臺240 A變壓整流器(Transformer Rectifier Unit,TRU)轉換的28 V直流電輸入28VDC匯流條。

4) 負載。多電飛機各類負載連接在輸配電系統(tǒng)末端，由相應的匯流條提供電能。

1.2 發(fā)電機結構原理

傳統(tǒng)飛機多采用的是115 V/400 Hz的恒速恒頻發(fā)電機，內部恒速控制裝置的存在使得發(fā)電機結構復雜、體積較大，已經不太符合大容量飛機的發(fā)展需求。B787的VFSG取消了恒速控制裝置，直接連接在發(fā)動機軸上，大大減少了發(fā)動機的重量，同時提升了發(fā)電機的容量，并增加了功率密度。

VFSG發(fā)電機在結構上為三級式無刷發(fā)電機，其結構原理如圖2所示[10]。

圖2 VFSG原理圖Fig.2 VFSG working principle

VFSG工作原理為：變速轉軸拖動副勵磁機給交流勵磁機提供勵磁電流，交流勵磁機通過旋轉整流器給主發(fā)電機提供勵磁電流，產生360～800 Hz的變頻交流電。GCB控制發(fā)電機的輸出，同時通過電壓測量裝置接入發(fā)電機控制單元(Generator Control Unit,GCU)，以電壓反饋的方式調節(jié)交流勵磁機的輸出，即調節(jié)主發(fā)電機的勵磁電流，實現(xiàn)發(fā)電機輸出電壓的穩(wěn)定和調節(jié)。變頻發(fā)電和穩(wěn)定的電壓調節(jié)功能是VFSG建模時最需體現(xiàn)的特點。

1.3 BPCU控制電源切換的原理

多電飛機的4臺VGSF互為備用電源，通過BPCU控制BTB的關斷來實現(xiàn)故障情況下的電源切換，保證冗余供電，提升整體供電可靠性。

飛機正常飛行時，230VAC匯流條由VFSG供電，處于獨立工作狀態(tài)，接于230 V交流匯流條上的BTB必須都斷開。當某個VFSG出現(xiàn)故障時，BPCU通過閉合相應的BTB直接將失電的匯流條切換至其他VFSG供電；而當3臺或以上的VFSG出現(xiàn)故障時，將啟動備用發(fā)電機ASG并給失電負荷供電，以保證電源容量能夠滿足大部分主要負載的供電；緊急情況下，若VFSG和ASG均無法工作，BPCU將控制RAT起動并連入系統(tǒng)，給飛行關鍵負載供電，保證飛機安全著陸。

BPCU的控制原理雖然簡單，但實際的BPCU涉及多個集成單元，結構復雜，很難進行詳盡的器件仿真，如何利用仿真模型實現(xiàn)BPCU的功能是本文實現(xiàn)變速變頻系統(tǒng)建模的重點。

1.4 飛機整流器結構原理

為降低波形畸變，飛機變壓整流器采用帶均衡電抗器的12脈沖整流電路[11]。飛機的變壓整流器由輸入濾波器、移相變壓器、二極管整流電路和輸出濾波器構成。目前多電飛機電力系統(tǒng)中常用的12脈沖ATRU原理圖如圖3所示。

圖3 12脈沖ATRU原理圖Fig.3 12-pulse ATRU working principle

三相交流電源Va，Vb，Vc經濾波器濾波后，利用一個三相三繞組Y/Y/△型變壓器，產生電壓有效值相等、相位相差30°的兩組相電壓，經整流器整流后通過平衡電抗器L和濾波電容C作為輸出端接至直流負載[12]。

2 仿真模型

多電飛機各主要部件的實際結構特別復雜，仿真時若過于注重展現(xiàn)部件具體結構，必然會導致仿真規(guī)模加大、運行時間過長，且并不能保證仿真精度，因此本文對發(fā)電機、BTB和BPCU等主要部件均采用功能性建模原則，即采取適當?shù)慕７绞秸宫F(xiàn)出部件的功能，在保證仿真精度的同時簡化建模的結構。

2.1 發(fā)電機

建模時實現(xiàn)VFSG變頻發(fā)電的思路是：結合Matlab/Simulink中同步發(fā)電機模型，用可編程信號源模擬轉速的輸入，并在一定范圍內隨機變化，實現(xiàn)發(fā)電機的變頻輸出。搭建VFSG的模型如圖4所示。

圖4 VFSG仿真模型Fig.4 VFSG simulation model

對比圖2中VFSG結構圖，圖4中的發(fā)電機為三級式發(fā)電機模塊，由模擬發(fā)動機變速轉矩輸入的“轉速”模塊驅動產生230 V的變頻交流電源；發(fā)電機控制為發(fā)電機控制模塊，用于提供主發(fā)電機的勵磁電流及調壓、控制等功能；輸出控制為輸出控制模塊，當發(fā)電機不滿足安全運行條件時，輸出控制模塊將控制該發(fā)電機從系統(tǒng)中移除，同時發(fā)送一個低電平信號至BPCU控制模塊。

發(fā)電機控制模塊內部有電壓調節(jié)器環(huán)節(jié)，設計的帶勵磁電流軟反饋的電壓調節(jié)器如圖5所示，由電壓檢測、反饋、比較和脈沖形成等環(huán)節(jié)組成。

圖5 電壓調節(jié)器結構圖Fig.5 Voltage regulator structure

圖5中：Uref為參考電壓，一般為230 V；U為發(fā)電機輸出電壓;中間部分為電壓調節(jié)系統(tǒng);虛線框內為勵磁電流反饋調節(jié)部分，其傳遞函數(shù)等效為

(1)

電壓檢測電路傳遞函數(shù)為

(2)

電壓反饋電路傳遞函數(shù)為

(3)

式中：T1，T2為電壓比較電路內部時間常數(shù)；α為電壓調節(jié)器內部放大器倍數(shù)；Te為勵磁機內部電路時間常數(shù)；Kt和Tτ分別為檢測電路的放大系數(shù)和時間常數(shù)。

2.2 BTB和BPCU功能的實現(xiàn)

BTB的實際工作原理相當于一個可控開關，控制線路的連接和斷開。搭建實現(xiàn)BTB功能的L3_BTB仿真模型如圖6所示。

圖6 BTB仿真模型Fig.6 BTB simulation model

圖中:開關模塊為可控開關;L3_BTB是來自于BPCU的控制信號，當BPCU根據(jù)系統(tǒng)發(fā)電機故障情況發(fā)出閉合指令時，L3_BTB信號將變?yōu)楦唠娖?，控制L3_BTB閉合;延時模塊的作用是防止系統(tǒng)短暫非正常狀態(tài)出現(xiàn)的誤操作，保證只有當BPCU的控制信號持續(xù)0.5 s以上時，BTB才會閉合。

BTB是否關斷由BPCU直接控制，但BPCU結構復雜，難以對其實際結構進行仿真還原?？紤]到BPCU采用的是邏輯判斷控制結構，本文采用功能性建模思路，通過邏輯判定的方法實現(xiàn)BPCU的功能。

BPCU的目的是根據(jù)系統(tǒng)發(fā)電機的故障狀態(tài)，制定出BTB的開關策略。每臺發(fā)電機有正常和故障2種狀態(tài)，4臺主發(fā)電機組合共有16種狀態(tài)，可利用窮舉法列出發(fā)電機狀態(tài)與BTB開關之間的邏輯關系，直接搭建邏輯元件來實現(xiàn)BPCU對BTB的控制。發(fā)電機組的16種狀態(tài)中，不同的狀態(tài)還有可能采取同樣的操作。例如，僅有1臺發(fā)電機故障的情況中，VFSG_L1或VFSG_L2發(fā)生故障采取的操作都是閉合L3_BTB，因此BPCU的控制邏輯關系得到了進一步簡化。

利用邏輯元件搭建出BPCU中通過發(fā)電機GCB狀態(tài)信號控制L1_BTB～L3_BTB，R1_BTB～R3_BTB開關的部分仿真模型如圖7所示。

圖7 BPCU部分仿真模型Fig.7 Parts of the BPCU simulation model

圖7中最左邊的GCB輸入信號是來自于各發(fā)電機的狀態(tài)信號，信號為低電平時代表相應的發(fā)電機處于故障狀態(tài)。BPCU通過各個發(fā)電機的GCB狀態(tài)信號，判斷出飛機目前可用的電源情況，制定出電源切換策略，給相應的BTB發(fā)送控制信號。假設某個時刻VFSG_L1和VFSG_L 2均故障，此時，圖7中L1_GCB和L 2_GCB為低電平，通過邏輯判定，K4，K11將變?yōu)楦唠娖?，則右側L1_BTB，L 2_BTB，R1_BTB和R 2_BTB的控制信號均變?yōu)楦唠娖讲⒖刂七@4個BTB閉合，將230VAC_L 2轉由VFSG_R1供電，230VAC_L1轉由VFSG_R 2供電，完成電源切換和網絡重構。

通過識別發(fā)電機的故障狀態(tài)，BPCU就能通過此邏輯關系控制BTB的開關，實現(xiàn)發(fā)電機故障狀態(tài)下電源的切換。由于采用的都是簡單的邏輯部件，BPCU模型反應迅速，能很好地實現(xiàn)BPCU的功能，達到根據(jù)系統(tǒng)故障情況制定電源切換策略的目的。

2.3 電能變換裝置

文獻[11]已經詳細介紹了12脈沖整流器的模型及建模過程，本文不再贅述，利用Simulink搭建的整流器在結構上與圖3一一對應，進行參數(shù)計算時，整流橋后平衡電抗器和濾波電容的值可選取為[12]

(4)

至此，多電飛機變速變頻電力系統(tǒng)的主要部件建模完畢，綜合以上模型，可建立與圖1中各部件對應的整體仿真模型。匯流條模型直接采用電壓電流測量模塊，利用測量標簽觀察波形。設置線路阻抗為3.71 mΩ/m，線路電感為3.28 nH/m。負載采用靜態(tài)模型，用三相并聯(lián)RL負載表示，設置功率因數(shù)為0.85，穩(wěn)態(tài)飛行狀態(tài)下230 V交流總負載為24.35 kVA，115 V交流總負載為56.93 kVA，270 V直流總負載為171.68 kW，28 V直流總負載為22.62 kW。

3 仿真驗證

仿真驗證分為兩部分：1)通過穩(wěn)態(tài)運行和負載波動進行模型的合理性驗證；2)通過不同發(fā)電機故障狀態(tài)進行網絡重構和電源切換驗證。

3.1 穩(wěn)態(tài)運行和負載波動研究

美國的軍方標準MIL-STD-704F[14]中對飛機穩(wěn)態(tài)運行時交流和直流的電能指標有明確標準，如表1和表2所示。

表1 MIL-STD-704F交流電能指標

表2 MIL-STD-704F直流電能指標

正常穩(wěn)態(tài)飛行時，飛機電力系統(tǒng)工作在4條獨立的單線狀態(tài)下，選取其中一條用來展示系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)運行特點。運行得到230VAC_R1母線和270VDC_R1 母線的電壓電流波形如圖8所示。分析得出，230VAC_R1母線的相電壓有效值為228.7 V,電流總諧波(Total Harmonic Distortion,THD)值為4.301%；270VDC_R1母線電壓為271 V，紋波振幅為3 V；同時仿真結果顯示115VAC_R母線相電壓有效值為114.3 V，電流THD值為3.68%；28VDC_R 母線電壓為28.55 V，紋波振幅為0.9 V，均滿足表1和表2中穩(wěn)態(tài)運行的電能質量要求。

圖8 穩(wěn)態(tài)情況下230VAC_R1和270VDC_R1母線電壓電流波形圖Fig.8 Voltage and current of 230VAC_R1 and 270VDC_R1 bus under normal operation

通過突加突減模擬負荷的波動情況：初始狀態(tài)帶50%的負載，當t=2 s時，加上另一半負載，當t=4 s時，將加上的一半負載撤除，觀察發(fā)電機的電壓調節(jié)能力和整流器的動態(tài)響應。230VAC_R1和270VDC_R1 母線的電壓電流情況如圖9所示。

圖9 負荷波動情況下230VAC_R1和270VDC_R1母線電壓電流波形圖Fig.9 Voltage and current of 230VAC_R1 and270VDC_R1 bus when loads changing

仿真結果表明，負荷波動時，230VAC母線電壓基本保持穩(wěn)定，電流有一個明顯的突增突降過程，270VDC母線的電壓電流變換情況顯示出ATRU模型在負荷波動時有良好的動態(tài)響應能力。從圖9中電壓電流波形能明顯地觀察到VFSG模型的變頻發(fā)電特性。以上算例分析說明,構建的綜合模型能夠在滿足電能質量要求的情況下很好地展現(xiàn)多電飛機電力系統(tǒng)的變頻發(fā)電特點和穩(wěn)態(tài)運行情況，并具備很好的電壓調節(jié)能力。

3.2 發(fā)電機故障下電源切換研究

驗證電源切換策略時，假定B787的發(fā)電機從正常運行下相繼發(fā)生VFSG_L1故障、 VFSG_R1故障、VFSG_R2故障，最終只有一臺主發(fā)電機VFSG_L 2正常運行。運行仿真模型，觀察B787綜合模型的電源切換情況。仿真結果顯示聯(lián)結4條230VAC母線的6個BTB狀態(tài)信號圖如圖10所示，4條230VAC和270VDC母線的仿真波形如圖11所示。

圖10 連接230 V交流匯流條的BTB狀態(tài)信號圖Fig.10 State of BTBs consolidating the primary 230VAC Bus

分析仿真結果可知B787系統(tǒng)的運行過程如下所述。

當t=2 s時，VFSG_L1故障。圖10中,L3_BTB通過BPCU的控制在高電平控制信號下閉合；圖11中，230VAC_L1和270VDC_L1電壓波形顯示230VAC_L1母線負荷在0.5 s的延時以后，轉移至230VAC_L 2母線。

當t=4 s時，VFSG_R1故障。圖10中,R3_BTB的控制信號變?yōu)楦唠娖?，R3_BTB也閉合；圖11中,230VAC_R1和270VDC_R1仿真波形表明230VAC_R1母線負荷轉移至 230VAC_R2母線。

圖11 故障狀態(tài)下230VAC和270VDC母線電壓電流波形圖Fig.11 Voltage and current of 230VAC and 270VDCbus during fault process

當t=6 s時，VFSG_R2也故障。系統(tǒng)只剩1臺主發(fā)電機工作，系統(tǒng)處于緊急狀態(tài)，此時控制2臺ASG起動，給右側系統(tǒng)供電。圖10中，R1_BTB和R2_BTB閉合信號表明，此時系統(tǒng)中ASG_L給230VAC_R1母線供電，ASG_R給230VAC_R2母線供電。R3_BTB在此時從閉合狀態(tài)變?yōu)閿嚅_是因為ASG_L和ASG_R之間不能并聯(lián)供電，必須斷開聯(lián)結著230VAC_R1和230VAC_R2的斷路器R3_BTB。

以上仿真結果表明，所構建的多電飛機變速變頻系統(tǒng)在多電源運行的情況下，能夠判定不同的發(fā)電機故障情況，做出準確的決策并通過網絡重構實現(xiàn)電源切換，恢復設備供電，保證了系統(tǒng)的供電可靠性。

4 結束語

本文所構建的仿真模型作為綜合性的整體仿真模型，體現(xiàn)了多電飛機變速變頻系統(tǒng)的特點。算例分析表明，建立的綜合仿真模型能夠很好地模擬多電飛機變速變頻系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)和負荷干擾運行狀態(tài)，并能應對不同的發(fā)電機故障情況做出正確的電源切換策略，在滿足飛機電能質量要求的基礎上，完整地展現(xiàn)多電飛機電力系統(tǒng)的運行過程，為后續(xù)多電飛機電力系統(tǒng)故障診斷和安全性分析提供了很好的仿真工具。

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Modeling and Simulation of More Electric Aircraft VSVF Power System

XU Ke-lu1, XIE Ning1, WANG Cheng-min1, SHI Xu-dong2

(1. Shanghai Jiao Tong University,Shanghai 200240,China； 2.Civil Aviation University of China,Tianjin 300300,China)

To improve the power supply reliability,the generators of More Electric Aircraft (MEA) Variable Speed Variable Frequency (VSVF) Electrical Power System (EPS) are used as redundant power supplies instead of parallel power supply.To study the steady state operation and power source change strategies under malfunction conditions of VSVF EPS,the integrated structure of VSVF EPS is illustrated and operating principles of components are analyzed.The key components,including variable frequency generators,bus power control unit,rectifiers and other supplementary elements,are then simulated by a comprehensive VSVF EPS model established on the platform of Simulink,and the power source change strategies are realized by logic units.Finally,case study is made for simulation of normal operation state and verification of power source exchange under malfunction state.

More Electric Aircraft (MEA); Variable Speed Variable Frequency (VSVF); modeling and simulation; steady-state analysis; power source exchange

許克路,謝寧,王承民,等.多電飛機變速變頻電力系統(tǒng)建模與仿真[J].電光與控制，2017，24(9)：88-94.XU K L,XIE N,WANG C M,et al.Modeling and simulation of more electric aircraft VSVF power system[J].Electronics Optics & Control,2017,24(9):88-94.

2016-09-09

2017-06-25

國家自然科學基金面上項目(51377161)

許克路(1990 —),男，湖北仙桃人，碩士生，研究方向為電力系統(tǒng)安全與穩(wěn)定、多電飛機電力系統(tǒng)安全性分析。

TP391.9

A

10.3969/j.issn.1671-637X.2017.09.019