張文博，王惠林，李濤，趙志草，柯詩劍

（西安應用光學研究所，陜西 西安 710065）

在無人機[1]巡航階段，光電任務設備被機載升降機構降至預定位置，實現(xiàn)其作戰(zhàn)功能；在起飛、降落階段，升降機構將光電設備升至無人機艙段內的安全位置，保證機體空氣動力學特性及任務設備的安全性[2]。

隨著無人機技術的發(fā)展和各類任務要求的提高，對升降機構在機載任務設備中的可靠性、穩(wěn)定性、安全性要求更高[3-4]。在使用備用電源進行任務測試過程中，由于無人機系統(tǒng)的供電電路和接口電路電源特性在升降機構設計中[5-8]考慮欠缺，導致浪涌電流超限，無人機備用電源出現(xiàn)過流保護，無人機上其他任務設備無法正常工作，因此，在升降機構電控部分加入防浪涌模塊尤為重要。

文中通過對實際工程中啟動或浪涌電流超限導致無人機備用電源過流保護進而引起的實際問題進行分析，結合目前浪涌電流的通用測試方法和機載產品對設備啟動或浪涌電流使用的改進措施，提出適用于無人機載升降機構的防浪涌參考電路，并驗證其實用性[9-11]。

1 浪涌概述

浪涌是一種突發(fā)性電流脈沖或瞬態(tài)電壓，是指電源接通瞬間，可能是因電源瞬間開斷、市電不穩(wěn)、電路內部參數(shù)變化而導致流入電源設備的峰值電流或電壓，此類電流或電壓的脈沖寬度甚至可以達到納秒級[12-16]。微秒級內高頻沖擊電壓或沖擊電流具有一定危害性，嚴重時會造成設備不可逆的損壞。

在控制器設計過程中，電容對供電電源起濾波作用，但在通電瞬間，電容瞬時充電會形成浪涌電流；而另一類浪涌電流則源于感性負載，小阻值導致啟動瞬間出現(xiàn)大電流[16]。在電源接通瞬間，電容迅速充電，微觀上相當于瞬時短路，產生尖峰電流；而感性負載電機在通電時相當于導線，微觀上亦相當于瞬時短路[17]，產生的實際瞬態(tài)電流可能是額定電流的幾倍甚至幾十倍[18]，可能損害供電系統(tǒng)，影響其他電子設備正常運行，降低了系統(tǒng)的可靠性。設備等效供電示意圖如圖1所示。

圖1 設備等效供電示意圖

2 防浪涌電路設計

為解決上述問題，避免不必要的損失及事故的發(fā)生，對升降機構供電系統(tǒng)進行了分析[19]，供電示意圖如圖2所示。

圖2 升降機構供電示意圖

該系統(tǒng)供電結構與圖1所示供電結構圖匹配性較高，說明升降機構中產生了浪涌電流，即感性負載電機在通電瞬間帶來的瞬間過大電流。感性負載電機具有阻抗小的特點，接通時浪涌電流較高，最大接通浪涌電流為：

其中，Umax為電機兩端供電電壓峰值，RM為電機內阻。通常RM較小，因此IP很大，當IP大到一定程度時，便會引起供電電源保護。出現(xiàn)浪涌電流時，干擾將會影響其他相鄰用電設備，就升降機構控制器本身而言，性能會隨著反復、多頻次大電流沖擊而逐步惡化，因此限制浪涌電流顯得非常必要[20]。

針對前述問題，設計了浪涌電流抑制模塊，如圖3所示。

圖3 浪涌電流抑制電路

當浪涌抑制模塊+Vin、-Vin通電時，浪涌電流經電阻RL至輸出端+、-；R3、R5采集輸出電壓，將分壓信號發(fā)送至電壓基準U1；當電路輸出端+、-兩端達到一定電壓時，經R3、R5得到的分壓信號使U1導通，從而使光電耦合器U2導通，當U2導通時，+Vin端電壓經U2-B、R1、R2得到的分壓信號發(fā)送至MOS管Q1、Q2柵極使其導通。MOS管柵源極之間接有電容C1，R1、R2的分壓信號使C1開始充電，MOS管柵源電壓VGS會緩慢上升，控制MOS管Q1、Q2線性導通，使供電回路中電流緩慢增大，從而減小浪涌電流。在前端供電回路中增加該浪涌電流抑制模塊，可以有效抑制升降機構開機瞬間產生的浪涌電流。

3 實驗與結果分析

3.1 實驗設備

3.1.1 供電電源

系統(tǒng)采用直流穩(wěn)壓電源，該電源需具有過流、過壓保護功能，輸入電壓為標準交流220 V，輸出電壓設定值為直流28 V，限電流為50 A。

3.1.2 電源開關

由于開關時間長短對浪涌電流幅值測試有重大影響，所以采用專用供電電源內部磁保持繼電器形式的開關，進行電子輸出控制。電源開關的測量位置應盡可能反映或模擬真實升降機構供電情況。

3.1.3 電流卡鉗

采用高精度交流或直流鉗形表，可進行電流的電平輸出、波形輸出和頻率的模擬輸出，最高可測電流為2 000 A，具備峰值保持功能，直流電流基本精度為±1.3%rdg。

3.1.4 示波器

采用數(shù)字示波器進行測試，要求示波器帶寬不低于500 MHz。

3.2 結果分析

設定直流穩(wěn)壓電源輸入電壓為28 V；將負載環(huán)境盡量設置為與系統(tǒng)被測設備加電時相同的工作環(huán)境；示波器電壓、電流測試點位置選取在浪涌電路前端、直流供電點后端；在供電回路正線端安裝電流卡鉗探頭，將示波器觸發(fā)模式設置為上升沿觸發(fā)，根據實際情況設定脈沖高度、觸發(fā)電平及觸發(fā)脈沖寬度；抓取升降機構通電瞬間浪涌電流波形，得到的最大值作為浪涌電流的幅值。實驗環(huán)境如圖4所示。

圖4 實驗環(huán)境

根據實際需要，對升降機構原始狀態(tài)進行浪涌電流測定，對增加浪涌抑制模塊的升降機構進行浪涌電流測定，如圖5所示。

圖5 實測浪涌電流情況

從圖5中可以看出增加浪涌抑制模塊前，設置示波器刻度為500 mV一格，設置電流卡鉗為每100 mV對應1 A，實測浪涌電流值為24 A。增加浪涌抑制模塊后，設置示波器刻度為200 mV一格，設置電流卡鉗為每100 mV對應1 A，實測浪涌電流值為6.1 A。

4 結 論

文中通過對目前機載升降機構浪涌電流抑制問題分析，設計了浪涌電流抑制電路，并通過實驗驗證具有良好的抑制效果，能夠有效防止容性和感性設備產生的浪涌電流對升降機構乃至無人機供電系統(tǒng)的危害，提高了無人機系統(tǒng)供電電路的可靠性、安全性。通過實驗說明了浪涌電流抑制電路的重要性和有效性，該浪涌電流抑制模塊具備擴展同類產品的意義。