劉海港，劉亮，王鵬，周維

航空工業(yè)沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽 110035

傳統(tǒng)飛機(jī)二次能源主要為電能、液壓能和氣壓能三種，為機(jī)載設(shè)備提供不同形式的能源[1-3]。提高能源利用效率是多電飛機(jī)(More Electric Aircraft，MEA)的重要發(fā)展目標(biāo)之一，其中一個(gè)重要的內(nèi)容就是采用電能來取代液壓能、氣壓能，并通過系統(tǒng)集成控制實(shí)現(xiàn)能源的優(yōu)化利用[4-6]。本文將采用基于模型的方法開展能源優(yōu)化特性分析，并提出了一種電氣設(shè)備的多物理域模型，能夠?qū)崿F(xiàn)不同機(jī)載系統(tǒng)的能源利用特性的大規(guī)模集成仿真。

在多電飛機(jī)中，飛控系統(tǒng)是實(shí)現(xiàn)多電化的重要機(jī)載系統(tǒng)，舵面由電能代替液壓能進(jìn)行驅(qū)動，執(zhí)行裝置采用電力作動器(Electric Actuator)[7-8]代替液壓作動器(Hydric Actuator)[9-10]。因此以飛控系統(tǒng)為對象，構(gòu)建仿真模型，仿真分析使用飛控系統(tǒng)在不同能源供能時(shí)，能源的傳送、變換中的功率損耗等飛控系統(tǒng)能源優(yōu)化特性。

1 飛控系統(tǒng)的能耗系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

飛控系統(tǒng)的主要能耗是為作動器提供能源，以驅(qū)動飛機(jī)舵面。此外，另一部分是能源變換、能源傳送、作動器工作中的損耗[11-13]。

飛控系統(tǒng)的能源結(jié)構(gòu)如圖1所示，傳統(tǒng)飛機(jī)采用液壓能驅(qū)動飛機(jī)舵面，由液壓泵實(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)輸出的機(jī)械能到液壓能的變換，經(jīng)液壓管路傳送到液壓作動器，如圖1(a)所示。而多電飛機(jī)更換為電能驅(qū)動舵面，由發(fā)電機(jī)實(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)機(jī)械能到電能的變換，經(jīng)電纜傳遞到作動器，如圖1(b)所示。圖中，ΔPi為散熱功率。

圖1 飛控系統(tǒng)的能耗系統(tǒng)功率流

多電飛機(jī)的電力作動器有兩種，即機(jī)電作動器(Electromechanical Actuator，EMA)和電液作動器(Electrohydraulic Actuator，EHA)，其重要的特點(diǎn)是在能源傳送中實(shí)現(xiàn)電能的消耗[14-16]。

由上述所知，如果進(jìn)行飛機(jī)能源利用特性的仿真，需要建立能源變換、能源傳送和執(zhí)行裝置的能源利用特性的模型[17-18]。

2 機(jī)載設(shè)備的多物理域模型

較傳統(tǒng)飛機(jī)相比，多電飛機(jī)增加了大量新型機(jī)載設(shè)備，均含有電子部件(包括功率電子部件和微電子部件)。這里以機(jī)電作動器作為典型電氣設(shè)備來分析構(gòu)建其多物理域模型。

2.1 機(jī)電作動器的結(jié)構(gòu)與多物理域模型

2.1.1 機(jī)電作動器結(jié)構(gòu)

機(jī)電作動器的原理框圖如圖2所示，其核心部件為無刷直流電動機(jī)，輸出端的減速器由齒輪減速器與滾珠絲杠組成，將旋轉(zhuǎn)運(yùn)動變?yōu)橹本€運(yùn)動，電源測電力電子裝置由脈沖寬度調(diào)制(Pulse Width Modulation，PWM)控制的逆變器、電磁干擾(Electromagnetic Interference，EMI)濾波器組成，并通過嵌入式系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)控制器的作動控制。

圖2所示的機(jī)電作動器裝置，從結(jié)構(gòu)上可分為功率變換和信息變換兩部分。

1) 功率變換部分

結(jié)構(gòu)上由逆變器、電動機(jī)、機(jī)械裝置和電源側(cè)的EMI濾波器組成，其主要功能是實(shí)現(xiàn)電能到機(jī)械能的變換。與此同時(shí)，設(shè)備各部分均有功率損耗，將部分電能、機(jī)械能變換為熱能，形成次要的功率變換過程。

2) 信息變換部分

結(jié)構(gòu)上由控制器、數(shù)據(jù)采集和PWM信號發(fā)生器組成，主要功能是完成設(shè)備運(yùn)行中的控制。除此之外，還可以實(shí)現(xiàn)設(shè)備運(yùn)行狀態(tài)的監(jiān)控、與上位機(jī)和其他設(shè)備的通訊等功能。

2.1.2 多物理域模型的基本結(jié)構(gòu)

提出的多物理域模型如圖3所示，是將圖2中電氣設(shè)備的功率變換關(guān)系作為模型的重要組成部分，實(shí)現(xiàn)功率數(shù)據(jù)的傳遞，形成功率流；信息傳遞關(guān)系在根據(jù)參考信號完成對設(shè)備功率控制的基礎(chǔ)上，提取狀態(tài)信息，形成信息流。這里將功率變換的模型稱為功率變換模塊(Power Convert Model，PCM)，而信息變換的模型稱為信息變換模塊(Signal Convert Model，SCM)。

圖2 機(jī)電作動器的結(jié)構(gòu)

圖3 電氣設(shè)備的多物理域模型結(jié)構(gòu)

2.2 模型的功率變換模塊

圖3中的功率變換模塊(PCM)表現(xiàn)出電氣設(shè)備實(shí)現(xiàn)的功率變換特性，是將一種物理域的能量變換為另一種物理域的能量(如發(fā)電機(jī)實(shí)現(xiàn)機(jī)械能到電能的變換)，而用電設(shè)備是實(shí)現(xiàn)電能到各種形式能源的變換。因此，PCM將電氣設(shè)備的運(yùn)行過程表征為多物理域能源變換的過程，而SCM表征的是設(shè)備的控制方法和過程。

功率變換模塊(PCM)如圖4所示。其中Ys為輸入功率(電源功率)的勢變量，Xs為輸入功率的流變量，YL為輸出功率(負(fù)載功率)的勢變量，XL為輸出功率的流變量。功率損耗輸出一般均為熱功率，環(huán)境溫度Tw為勢變量，C為控制信號，損耗形成的熱流Фw為流變量。

圖4 電氣設(shè)備PCM的變換關(guān)系

多電飛機(jī)能源系統(tǒng)涉及到電能、機(jī)械能、液壓能、氣壓能和熱能等功率類型，相應(yīng)的勢變量和流變量如表1所示。

表1中勢變量和流變量應(yīng)根據(jù)設(shè)備的性能、運(yùn)行場景來定義，例如電動機(jī)輸出功率也可以將電磁轉(zhuǎn)矩作為勢變量，旋轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速作為流變量，電流源的電功率也可以將電流作為勢變量，電壓作為流變量。

表1 不同功率形式的勢變量和流變量

根據(jù)圖4所示的功率變換模型(PCM)的輸入/輸出變量關(guān)系，用解析式方法可描述為

(1)

式中：傳遞函數(shù)W1(s)、W2(s)、W3(s)和W4(s)反映了功率變換過程中變量之間的動態(tài)特性。在進(jìn)行系統(tǒng)集成時(shí)，輸入和輸出變量就是集成的接口變量，其中Ys和Xs與源端設(shè)備連接，YL和XL與負(fù)載端設(shè)備連接。

2.3 機(jī)電作動器的多物理域模型

這里以機(jī)電作動器(EMA)為例，構(gòu)建多物理域模型。EMA是位置伺服控制系統(tǒng)，經(jīng)減速器和滾珠絲杠輸出功率，可用推力F和移動速度v描述，也可以用舵面旋轉(zhuǎn)速度Ωa和舵面阻力矩TL描述。舵面旋轉(zhuǎn)速度Ωa和舵面阻力矩TL描述的PCM如圖5所示。

2.3.1 機(jī)電作動器的PCM模型

圖5所示的PCM解析式可以表示為

圖5 機(jī)電作動器的PCM

(2)

式中：G1(s)、G2(s)、G3(s)和G4(s)為EMA內(nèi)部控制的傳遞函數(shù)；usc為電動機(jī)的控制電壓；TLc為舵面阻力矩TL、機(jī)械裝置的摩擦轉(zhuǎn)矩和阻尼轉(zhuǎn)矩之和。

2.3.2 機(jī)電作動器的SCM模型

EMA的信息變換模塊(SCM)如圖5所示，其實(shí)現(xiàn)舵面位置θa、電動機(jī)轉(zhuǎn)速度Ωm=kΩΩa和電動機(jī)電樞電流Id的三閉環(huán)控制，其中kΩ為電動機(jī)角速度Ωm與舵面旋轉(zhuǎn)角速度Ωa之間的等效減速比。信息變換模塊(SCM)解析式為

usc=DUs=

(3)

式中：Wacr、Wasr、Wapr分別為電流、轉(zhuǎn)速、舵面位置調(diào)節(jié)器的傳遞函數(shù)。SCM還可以包含模型仿真信號測量、與上位機(jī)等其他設(shè)備通訊等內(nèi)容。

2.3.3 機(jī)電作動器的損耗模型

根據(jù)機(jī)電作動器的結(jié)構(gòu)，功率損耗模型包括電力電子裝置的損耗ΔPape、電動機(jī)的電磁損耗ΔPaem(包括銅損耗ΔPacu和鐵損耗ΔPafe)和機(jī)械損耗ΔPam。對于該模型而言，電力電子裝置的損耗主要決定于電樞電流，電動機(jī)的機(jī)械損耗主要決定于電動機(jī)角速度，其余影響因素對模型的準(zhǔn)確度影響較小，模型中進(jìn)行忽略。機(jī)電作動器的損耗模型可表示為

Φw=ΔPape+ΔPacu+ΔPafe+ΔPam=

(4)

式中:kape、kacu、kafe、kamc分別為電子損耗ΔPape、銅損耗ΔPacu、鐵損耗ΔPafe和機(jī)械損耗ΔPam與電樞電流Is和電動機(jī)角速度Ωa之間的計(jì)算系數(shù)。

3 飛控系統(tǒng)設(shè)備的多物理域模型結(jié)構(gòu)

3.1 含有SCM的多物理域模型

機(jī)載設(shè)備中含有閉環(huán)控制功能時(shí)，多物理域模型需要含有信息變換模塊(SCM)。

3.1.1 直流發(fā)電機(jī)多物理域模型

繞線型270 V直流發(fā)電機(jī)由同步發(fā)電機(jī)和整流電路組成，通過控制同步發(fā)電機(jī)的勵磁電流if，達(dá)到使輸出電源電壓穩(wěn)定的目的[19-20]。直流發(fā)電機(jī)是將機(jī)械功率變換為電功率，其PCM模型如圖6所示。輸入機(jī)械功率的勢變量為發(fā)電機(jī)轉(zhuǎn)速ng，流變量為發(fā)電機(jī)的轉(zhuǎn)矩Tg；輸出電功率的勢變量為電源電壓Ug，流變量為用電設(shè)備的綜合電流Ig。圖7沒有畫出SCM部分，其控制功能是實(shí)現(xiàn)輸出電壓Ug的穩(wěn)定在270V。

圖6 直流發(fā)電機(jī)的PCM

圖7 液壓泵的PCM

直流發(fā)電機(jī)損耗在同步發(fā)電機(jī)發(fā)電機(jī)銅損耗ΔPgcu、發(fā)電機(jī)鐵損耗ΔPgfe和機(jī)械損耗ΔPgm外的基礎(chǔ)上，增加了整流電路損耗ΔPgr，其損耗ΔPgs可以表示為

Φw=ΔPgs=ΔPgcu+ΔPgfe+ΔPgr+ΔPgm=

(5)

式中：變量ig為發(fā)電機(jī)輸出電流；ng為發(fā)電機(jī)轉(zhuǎn)速；kgcu、kgfe為發(fā)電機(jī)的銅損耗和鐵損耗系數(shù)；kgr為功率電子損耗系數(shù)；kgm為機(jī)械損耗系數(shù)。

3.1.2 液壓泵多物理域模型

液壓泵是液壓能的變換裝置，將發(fā)動機(jī)輸出的機(jī)械功率變換為液壓功率，其中輸入機(jī)械功率的勢變量為液壓泵角速度Ωp，流變量為液壓泵產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩Tp，輸出液壓功率的勢變量為壓力pp，流變量為流量qp。液壓源采用變量柱塞泵，SCM實(shí)現(xiàn)壓力的測量，并且通過控制斜盤的角度γβ來控制排量Vpm，保證液壓源壓力pp的穩(wěn)定。

液壓能變換裝置為液壓泵，將發(fā)動機(jī)輸出的機(jī)械功率變換為液壓能，其功率損耗可以分為容積損耗ΔPhvp和機(jī)械損耗ΔPhmp兩部分，可表示為

Φw=ΔPhvp+ΔPhmp=

(6)

由式(6)可見，容積損耗ΔPhvp與液壓源的壓力pp的平方成正比；機(jī)械損耗與液壓泵的角速度Ωp成正比。航空采用的是恒壓液壓源，如果忽略液壓泵角速度Ωp的變化，則損耗不會因?yàn)檩敵龉β实淖兓兓词乖谳p載或空載的情況下?lián)p耗也基本不變。

3.1.3 液壓作動器多物理域模型

液壓作動器由閥門控制引入液壓源，驅(qū)動油缸中的活塞運(yùn)動，進(jìn)而驅(qū)動飛機(jī)舵面運(yùn)動。液壓作動器將液壓功率變換為機(jī)械功率，即輸入功率為液壓功率，液壓源壓力pp為勢變量，流量qp為流變量，而輸出功率為機(jī)械功率，舵面推力Fa為勢變量，舵面移動速度va為流變量，其PCM模型如圖8所示。

圖8 液壓作動器的PCM

液壓作動器信息控制模塊(SCM)的控制功能為測量移動位置，并根據(jù)移動位置控制閥門開關(guān)，即pp的ON/OFF。

液壓作動器的損耗ΔPhas為油液泄漏損耗ΔPhyd和機(jī)械損耗ΔPham兩部分，可表示為

Φm=ΔPhyd+ΔPham=

(7)

式中：λc為泄漏系數(shù)；Fhaf為作動筒的摩擦力；pa為作動筒活塞兩邊油缸的壓力差，決定于液壓源壓力pp；va為活塞移動的速度。khyd、kham分別為泄漏損耗和機(jī)械損耗對應(yīng)的損耗系數(shù)。液壓作動器的泄漏損耗決定于液壓源的壓力，而機(jī)械損耗受作動器移動速度的影響。

3.2 不含SCM的多物理域模型

為了進(jìn)行圖1所示飛控系統(tǒng)的能源利用特性的仿真，電纜、油管路也需要建立相應(yīng)的模型。而這種設(shè)備因?yàn)闆]有控制功能，因此沒有SCM。

3.2.1 電能傳送多物理域模型

電纜作為電能的傳送設(shè)備，只是因有一定的電阻而產(chǎn)生損耗，仿真中也將其用標(biāo)準(zhǔn)模型來描述，如圖9所示。PCM模型輸入電功率的勢變量為輸入電壓Us1，流變量為輸入電流Is1；輸出電功率，勢變量為輸出電壓Us2，流變量為輸出電流Is2。

圖9 傳輸電纜的PCM

電纜電阻Rcs的PCM解析表達(dá)式為

(8)

3.2.2 油管路多物理域模型

油管路是液壓源的傳送設(shè)備，油液的黏性導(dǎo)致流動過程中產(chǎn)生阻力，進(jìn)而造成液壓源的壓力損失。液壓源的壓力損失可分為沿程壓力損失Δpλ和局部壓力損失Δpξ，沿程壓力損失是油液在等徑直管流動時(shí)所產(chǎn)生的壓力損失，而局部壓力損失是油液流經(jīng)局部障礙(彎管或接頭)時(shí)的壓力損失。油管路的PCM模型如圖10所示，其中輸入為液壓功率，勢變量為輸入壓力pp1，流變量為輸入流量qp1；輸出也是液壓功率，勢變量為輸出壓力pp2，流變量為輸出流量qp2。

圖10 油管路的PCM

油管路的PCM的解析式為

(9)

其中油管路功率損耗是由壓力損失產(chǎn)生的，而壓力損失Δp∑包含各段直管的沿程壓力損失Δpλ和所有彎管或接頭的局部壓力損失Δpξ，表達(dá)式為

ΔpΣ=∑Δpλ+∑Δpζ=

(10)

式中：lh為各段油管路長度；dh為油管路的內(nèi)徑；ρ為液體的密度；vh為液流速度；λh為沿程阻力系數(shù)；ξh為局部阻力系數(shù)。

4 兩種飛控系統(tǒng)的能耗特性分析

以一種5個(gè)主舵面的飛控系統(tǒng)為例，采用多物理域模型集成的方法，在完成某些飛行姿態(tài)的舵面控制時(shí)，對多電作動系統(tǒng)和傳統(tǒng)作動系統(tǒng)的功耗特性進(jìn)行仿真，并進(jìn)行兩種作動系統(tǒng)的功耗比較。

4.1 兩種飛控系統(tǒng)的仿真模型與數(shù)據(jù)

4.1.1 基于多物理域模型的飛控系統(tǒng)集成

兩種飛控系統(tǒng)均包括左右副翼、左右升降舵和方向舵5個(gè)舵面。如圖11所示，采用機(jī)電作動器模型和電源模型組合成多電飛控系統(tǒng)；采用液壓作動器模型和液壓源模型組合為傳統(tǒng)飛控系統(tǒng)。圖中，Tg為發(fā)電機(jī)轉(zhuǎn)矩，ng為發(fā)電機(jī)轉(zhuǎn)速，Us為電源輸出電壓，Is為用電設(shè)備的綜合電流，Usi為各電纜的輸入電壓，Isi為各電纜的輸出電流；Tp為液壓泵產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩，np為液壓泵轉(zhuǎn)速，pp為液壓源壓力，qp為流量，ppi為各油管路的輸入壓力，qpi為各油管路的輸出流量。

圖11 作動系統(tǒng)結(jié)構(gòu)仿真

圖11中表示出各個(gè)作動器與電源/液壓源的傳輸距離，設(shè)計(jì)電纜通過電流為50 A，油管路存在3個(gè)彎頭，其中兩個(gè)彎曲度為135°，一個(gè)彎曲度為90°。在多物理域模型集成中，勢變量與流變量的計(jì)算為

(11)

或者

(12)

4.1.2 飛控系統(tǒng)設(shè)備參數(shù)

對于能源變換裝置，發(fā)電機(jī)效率通常高于液壓泵。為便于在額定狀態(tài)下進(jìn)行比較，將兩種能源變換裝置(發(fā)電機(jī)和液壓泵)的額定功率和效率設(shè)置如表2所示。對于作動器，設(shè)定兩種作動器模型的參數(shù)如表3所示。

表2 能源變換裝置參數(shù)

表3 作動器參數(shù)

4.1.3 作動器功率特性

作動器實(shí)現(xiàn)的是位置控制，其功率特性如圖12所示，雖然兩種作動器的功率波形差別很大，但都屬于短時(shí)的脈沖負(fù)載[21]。

圖12 脈沖形狀的作動器輸入功率

對于圖12所示的脈沖功率特性，很難簡單地用機(jī)電設(shè)備本身的效率(%)、功率損耗(W)來分析系統(tǒng)的能源特性，因此采用消耗能量(J)進(jìn)行能耗特性分析。

4.2 作動系統(tǒng)的功率特性仿真

4.2.1 飛行剖面設(shè)置

假設(shè)飛機(jī)完成表4所示的爬升、橫滾、偏航和俯沖4個(gè)飛行姿態(tài)，將不同舵面控制角度要求輸入到圖11的作動器上作為控制信號。由于采用了能量消耗進(jìn)行能耗特性的比較與分析，仿真時(shí)設(shè)計(jì)的飛行剖面被壓縮在很短的時(shí)間范圍內(nèi)(32 s)。

對表4所示的飛行剖面進(jìn)行仿真，得到3種舵機(jī)的控制信號如圖13所示。

表4 飛機(jī)的飛行剖面

圖13 3種舵機(jī)的控制信號

4.2.2 機(jī)電作動系統(tǒng)功率特性仿真

將圖13的控制信號與圖11(a)的作動器模型連接，進(jìn)行多電作動系統(tǒng)功率特性的仿真，得到完成飛行任務(wù)的功率特性如圖14(a)所示，而發(fā)電機(jī)從發(fā)動機(jī)傳動機(jī)匣提取的功率如圖14(b)所示。

圖14 多電飛控系統(tǒng)的功率特性

4.2.3 液壓作動飛控系統(tǒng)功率特性仿真

將圖13的控制信號與圖11(b)的模型連接，進(jìn)行傳統(tǒng)作動系統(tǒng)功率特性仿真。得到完成表4的飛行任務(wù)的功率特性如圖15(a)所示，而液壓源從發(fā)動機(jī)傳動機(jī)匣提取的功率如圖15(b)所示。多電作動系統(tǒng)和傳統(tǒng)作動系統(tǒng)的能源損耗對比數(shù)據(jù)如表5所示。

圖15 傳統(tǒng)飛控系統(tǒng)的功率特性

表5 兩種飛機(jī)飛控系統(tǒng)的能源損耗

4.3 兩種飛控系統(tǒng)能耗特性比較

根據(jù)表5的數(shù)據(jù)，多電飛控系統(tǒng)在能源利用上存在以下特點(diǎn)：

1) 因?yàn)橥瓿上嗤娘w行任務(wù)，同時(shí)作動器的效率相近，作動器耗能的差別并不明顯，對整個(gè)飛控系統(tǒng)能耗情況的影響不大。

2) 兩種能源在傳送中功率損耗的區(qū)別比較大，電纜的傳輸耗能常常可以忽略。而油管路傳輸損耗一般不能忽略。并且飛機(jī)越大，則傳送距離越遠(yuǎn)、路徑越彎曲，電能傳送的優(yōu)勢會越明顯。

3) 由于作動器表現(xiàn)的是脈沖負(fù)載，式(6)的液壓泵的損耗不會因流量的減小而減小，而發(fā)電機(jī)的銅損耗會隨電流平方降低，同時(shí)，當(dāng)EMA/EHA負(fù)荷減小時(shí)，銅損耗、鐵損耗和開關(guān)損耗還會進(jìn)一步降低，這是多電飛機(jī)能夠達(dá)到能源優(yōu)化的主要原因。

由以上分析可知，對于作動器類短時(shí)工作的設(shè)備，采用電力驅(qū)動比采用液壓能驅(qū)動，在能源利用上具有明顯的優(yōu)勢。

5 結(jié) 論

1) 提出采用一種機(jī)電設(shè)備的多物理域模型，并集成為多電飛控系統(tǒng)和傳統(tǒng)飛控系統(tǒng)，進(jìn)行能源利用特性的仿真與分析。

2) 通過2種能源的作動系統(tǒng)耗能特性的仿真數(shù)據(jù)可知，對于作動器等短時(shí)脈沖工作設(shè)備，使用電能相比傳統(tǒng)能源形式，在能源傳送、能源變換、能源利用上具有很大的優(yōu)勢，能夠?qū)崿F(xiàn)節(jié)能目標(biāo)。