飛機全電剎車機電作動系統上電自檢測

相里康， 馬瑞卿

西北工業大學 自動化學院， 西安 710072

飛機全電剎車機電作動系統上電自檢測

相里康， 馬瑞卿*

西北工業大學 自動化學院， 西安 710072

提出了一種飛機全電剎車機電作動(EMA)系統的上電自檢測(POST)方法，以保證系統在運行前處于安全工作區域。通過檢測，可及時準確地定位和更換故障部件，提高飛機出勤率。在系統運行之前，盡可能在有限的檢測次數內全面準確地檢測敏感元件，定位故障部件，避免造成剎車系統的二次傷害。針對逆變器和電機三相繞組組成的驅動回路，利用母線電容放電產生電流，完成檢測。檢測過程利用電容電壓而非電源為逆變器供電，可防止過高的短路電流對電源的沖擊，且電容上存儲的能量有限，可有效避免短路故障對系統的二次傷害。檢測方法在原有電路的基礎上并未增加傳感器和檢測電路，但實現了逆變器功率管以及電機繞組，短路和開路故障的全面檢測，且可定位出故障部件和故障原因。該機電作動系統上電自檢測方法能夠保證在一秒內完成系統全面自檢測，經過1 000次正常及帶故障試驗，故障的誤報率和漏報率保持在1‰以下。在現場試驗中，系統可抵御飛機復雜的電磁環境(EME)，工作性能穩定。通過軟件設置不同故障閾值，可方便移植到其他機電作動系統中。

機電作動系統； 全電剎車； 無刷直流電機； 自檢測； 逆變器； 定子繞組； 短路； 開路

剎車系統是飛機上相對獨立的關鍵子系統之一，其作用在于吸收飛機著陸和滑跑階段的動能，使飛機快速、安全地制動[1]。全電剎車是飛機機電作動系統[2]的一種，利用電機驅動裝置代替原有的液壓驅動，以實現剎車力的控制[3]。飛機的起飛和降落是飛機事故的多發階段[4]，全電剎車系統具有更好的安全性、可靠性、可維護性以及更優良的潛在剎車性能，是未來飛機剎車系統的發展方向[5-6]。然而，由于系統引入了更多電子元件，需要對元件進行全面、可靠的診斷來保證系統的安全性。

機電作動系統為剎車提供動力，是全電剎車系統的核心部件，保證其可靠運行，是保證全電剎車系統安全性的基礎。其動力源選用無刷直流電機。無刷直流電機，因其結構簡單、功率密度大、調速性能好等特點被廣泛應用于航空航天、工業控制等領域[7-9]。其功率驅動電路一般采用電壓型三相全橋逆變器。由于電力電子器件的脆弱性以及控制的復雜性，實現PWM控制策略的逆變器部分，是系統中的薄弱環節[10-11]。一旦逆變器發生短路故障，極易造成系統起火、爆炸等嚴重后果。逆變器與電機本體之間的連接電纜，由于反復插拔，容易造成電機三相的短路和開路故障，如不及時發現，容易造成電機缺相運行，使系統無法正常工作。

當逆變器發生故障，線路中電壓和電流值相對正常電路不同，可利用這些特性進行故障檢測，根據檢測量的不同，分為基于電流量和基于電壓量的診斷[12-21]。文獻[13]針對上橋臂PWM調制、下橋臂常開調制方式下的逆變器開路故障檢測方法，通過分時采集端電壓來檢測。文獻[14]提出了一種無刷直流電機驅動器開路故障診斷方法，運用相電流信號以及電機的運行特性來檢測，方法簡單。上述兩種檢測方法，均需增加額外的電壓或電流采集電路，增加了系統復雜性。文獻[15]針對基于Buck DC-DC變換器調壓的無刷直流電機三相全橋逆變器開路故障，采用單電流傳感器對直流母線進行采樣，與電機6種工作狀態相結合檢測故障，檢測方法簡單。但上述方法僅能診斷出逆變器開路故障，雖通過快速熔絲可將逆變器短路故障變為開路故障[14]，但大的電流也會造成對電源的沖擊。文獻[16-21]采用小波變換、人工神經網絡、全解耦齊次方程、相空間重構技術、基于模型的參數估計等方法檢測電機驅動器故障，檢測結果準確，但運算復雜，實用性差，難以在嵌入式系統中實現。上述方法均應用于逆變器的在線診斷，且無法同時診斷逆變器及電機三相繞組開路和短路故障。文獻[22]提出了一種三相全橋逆變器靜態故障檢測方法，可在系統運行前，診斷出逆變器開路和短路故障，并定位出開路故障元件，但需要4個電阻分壓電路和一個采樣電阻，且無法定位出短路故障元件。

本文研究了全電剎車機電作動系統的上電自檢測方法，以保證其在運行前處于安全工作區域 (Safe Operation Area, SOA)，并針對由無刷直流電機定子繞組以及逆變器組成的功率傳輸通道，分析了故障檢測過程，檢測原理以及故障定位方法。該方法可全面檢測開關管及定子繞組短路和開路故障，并定位出故障元件。檢測方法僅依靠一個系統固有的直流母線電流傳感器，其運算簡單，且對噪聲和參數的敏感度低。由于在檢測過程中采用電容而非電源為逆變器供電，其存儲的能量有限，可避免系統的二次傷害，且不會對電源產生沖擊。該上電自檢測方法可在空中斷電再恢復時重新檢測系統，以保證著陸安全。

1 全電剎車系統組成

全電剎車系統包括剎車控制單元(Brake Control Unit, BCU)，機電作動控制器 (Electro-Mechanical Actuation Controller, EMAC)以及機電作動器 (Electro-Mechanical Actuation, EMA)，其中EMAC與EMA共同組成機電作動系統。圖1為全電剎車機電作動系統單通道原理框圖，其中EMAC主要由控制電路、電流傳感器、電壓傳感器、信號處理電路、驅動電路、全橋逆變器以及由S7和Rb構成的泄放回路等組成，其中全橋逆變器以及電機繞組共同組成驅動回路。EMA主要由無刷直流電機本體、霍爾位置傳感器、力傳感器、傳動機構以及剎車盤組成。由于功率電的電壓高，短路時極易造成系統著火，甚至爆炸，EMAC中開關管S0用于當剎車單元發生故障時立即切斷功率電，以保護飛機電源，防止短路電流對供電電源的沖擊，以及由此帶來的其他飛機單元故障。電流傳感器主要用于檢測電路是否發生過流故障，電壓傳感器用于檢測電路是否發生過壓或欠壓故障，泄放回路用于當系統工作結束后，釋放掉電容上存儲的能量。

圖1 全電剎車機電作動(EMA)系統單通道原理框圖Fig.1 Diagram of single channel electro-mechanical actuation (EMA) system for electric braking

2 系統上電自檢測流程

系統上電自檢測旨在利用現有電路在不增加元件的基礎上完成。對于元件的檢測，需根據特定的檢測順序執行，保證當系統存在多處故障時，在最短的檢測時間內盡量多地檢測出故障元件，降低維修時間，保證飛機出勤率，且不會因為檢測過程，造成系統的二次傷害。具體檢測流程圖如圖2所示。傳感器故障之間互相獨立，根據傳感器初始值，判斷其是否正常，若任一發生故障，則將其相應的故障標志位置1。由于驅動回路檢測需要依靠電流傳感器檢測值，若其發生故障，則無法進行驅動回路故障的檢測，應立即結束檢測。具體驅動回路檢測方法將在第3節中闡述。電壓傳感器是電源電壓故障檢測的基礎，而電源正常是保證電機正常運行的必要條件，故必須保證電源正常，才可進行其他電路的檢測。

圖2 系統上電自檢測流程圖Fig.2 Flow chart of power-on self-test

霍爾位置傳感器是無刷電機正常運行的保證，所以對其的檢測，應在運行電機對傳動機構檢測之前進行，且檢測過程應保證電機在轉動極小的距離內完成，防止對傳動機構參考零點位置產生影響。檢測過程如下：首先將霍爾傳感器可能出現的狀態，按照“HC-HB-HA”編碼，將“000”～“111”分別編碼為“0～7”。然后采用試運行的方式，將電機分別正反轉兩圈，記錄出現過的霍爾狀態，若出現0或7兩種狀態，則說明出現了霍爾故障。最后根據未出現的霍爾狀態，可定位出霍爾故障元件及故障原因。例如A相霍爾信號出現開路故障，則不可能出現“001”，“011”和“101”三種情況，也即不會出現1,3,5三種霍爾狀態，根據這一特性可定位出故障傳感器。故障霍爾傳感器及其故障定位的判定如表1所示。

表1 霍爾傳感器故障元件定位判定表Table 1 Fault location of HALL sensor

在保證力傳感器正常的情況下，進行傳動機構故障的檢測。電機驅動EMA中剎車壓頭壓向剎車盤，當壓到固定的剎車壓力后，壓頭回退固定的距離，完成剎車壓頭調隙，保證剎車壓頭與剎車盤之間在開始運行時保持固定的縫隙，以防止機輪抱死。若在該過程中出現比較大的壓力值，則說明傳動機構中存在卡滯。

當系統完成自檢測，或發生相應故障時，關閉所有功率管，停止逆變器供電，將故障信息上傳，完成整個自檢過程。

3 驅動回路故障診斷原理

3.1 診斷流程

無刷直流電機采用傳統的電壓型三相全橋逆變器，如圖1所示。在上電自檢時，為了使功率管有規律的開關，提出采用虛擬霍爾信號代替實際的霍爾傳感器信號，其逆變器開通邏輯及相應的電機三相電流流向如表2所示。

作為全電剎車機電作動系統上電自檢測的一部分，驅動回路故障檢測過程，可分為4步。前3步為檢測開關狀態時電路是否發生了短路和開路故障，通過虛擬霍爾信號來改變開關狀態，最后一步通過分析6個開關狀態下的故障情況，定位故障元件，其具體檢測流程圖如圖3所示。

表2 逆變器開關狀態編碼Table 2 Switch state coding of inverter

圖3 單個開關狀態檢測流程圖Fig.3 Program flow chart for one switch state

第1步：S0開通，使能量存儲至電容C中，設置S0的開通參考時間tref1，可控制電容電壓。

第2步：S0關斷，S1～S6按照表1所示任意一種開關狀態開通，能量從電容C中釋放，流過驅動回路，產生電流。通過設置開關狀態參考時間tref2，可控制其峰值電流。若任意一種開關狀態中母線電流高于短路閾值ISC或低于開路閾值IOC則認為此開關狀態下，電路中發生了短路或開路故障。由于短路故障容易造成系統的二次傷害，一旦檢測出短路故障，立即關閉開關管。

第3步：設置泄放時間tref3，通過泄放回路，使電容電壓降為0，以防止影響下一個開關狀態。循環前3步，完成6個開關狀態的檢測。

第4步：解耦短路和開路故障狀態，定位出故障元件。根據發生故障的開關狀態，通過表3和表4判定故障元件。

表3 開路故障元件定位判定表Table 3 Fault location of open-circuit faults

表4 短路故障元件定位判定表Table 4 Fault location of short-circuit faults

3.2 檢測過程建模與分析

由于電容上存儲的能量較小，在檢測過程中電機轉速近似為零，從而假設其反電動勢為零，不考慮功率管的開通電阻，設Rp為電機的相電阻，Lp為電機的相電感，若電路不存在故障，驅動回路電容充放電的簡化電路如圖4所示(ESR為等效串聯電阻)。第1步可等效于圖4中開關S連接至節點1，電容電壓

(1)

充電完成后電容電壓為

(2)

圖4 驅動回路電容充放電簡化電路Fig.4 Simplified circuit of charging and discharging progress of capacitor in the drive-loop

第2步可等效為圖4中開關S連接結點2。驅動回路總的電阻為Rsum，總的電感為Lsum：

Rsum=ESR+2Rp

(3)

Lsum=2Lp

(4)

設電路中所有電阻上的電壓為uR，電感電壓為uL，電容電壓為uC，根據基爾霍夫定理，可得

-uC+uR+uL=0

(5)

(6)

其特征方程為LsumCp2+RsumCp+1=0，特征根為

(7)

(8)

(9)

(10)

可見，uC(t)隨時間衰減，電流i2(t)先增加后減小，當電流變化率為零的時刻tm，電流達到最大值im，其中tm為

(11)

uC(t)=UC0e-δt(1+δt)

(12)

(13)

tm=1/δ

(14)

(15)

(16)

tm=β/ω

(17)

不同阻尼狀態下的電容電壓和傳感器電流波形如圖5所示，根據開關狀態參考時間tref2可計算出正常工作時，電流的最大值為Imax(normal)。

圖5 不同阻尼狀態下的電容電壓和傳感器電流波形Fig.5 Waveforms of voltage of capacitor and current of sensor in different damping conditions

第3步時，電路可等效為零輸入響應的一階電路，為了保證充分放電，認為第2步中電容電壓未減小，可得放電后電容電壓UC3為

(18)

3.3 故障模態分析

當開關管S1～S6中任意一個發生短路(Short Circuit, SC)故障時，例如當S1發生短路故障時，開關狀態2時短路故障不會影響電流，如圖6(a)所示。開關狀態3時，如圖6(b)所示，電機三相均導通，且兩相處于并聯狀態。電路中總的電阻和電感發生變化，其具體數值為

Rsum=ESR+3/2Rp

(19)

Lsum=3/2Lp

(20)

圖6 S1短路(SC)開關狀態2，3和1時等效電路Fig.6 Equivalent circuit of switch state 2,3, and 1 with short circuit (SC) at S1

圖7 A相和B相相間短路開關狀態1和3時等效電路 Fig.7 Equivalent circuit of switch state 1 and 3 with SC between phases A and B

開關狀態1時，如圖6(c)所示，上下橋臂直通。導通瞬間，電流極大。一旦系統檢測出短路故障，立即關斷S4。由于短路持續時間很短，假設電容電壓不變，則可得短路電流Ishort為

(21)

圖8 S1開路(OC)開關狀態2時等效電路Fig.8 Equivalent circuit of switch state 2 with open circuit (OC) at S1

當電機相間發生短路故障，例如A相和B相，開關狀態1時，其等效電路如圖7(a)所示，橋臂直通，產生短路電流，其電流值同式(21)。其他開關狀態，如狀態3時，其等效電路如圖7(b)所示，電機兩相并聯后與另外一相串聯，其電路中總的電阻和電感同式(19)和式(20)。根據阻尼狀態，可得到電機三相開通狀態下電流的最大值Imax(SC)。相較于正常狀態，電路中總的電阻和電感減小，所以電流的最大值將有所增大。

圖9 A相開路開關狀態2時等效電路Fig.9 Equivalent circuit of switch state 2 with OC at phase A

圖10 正常狀態下的仿真波形圖Fig.10 Simulation waveforms under normal condition

當所有開關狀態下，母線電流均為0，則說明開關管S0發生了開路(Open Circuit, OC)故障。當S1～S6中任意一個發生開路故障，如S1開路，開關狀態2時，等效電路如圖8所示，其母線電流為0，而其他情況不受影響。當電機相繞組發生開路故障，如A相發生開路時，開關狀態2時的等效電路如圖9所示，母線電流也為0。

圖11 無故障狀態電流Fig.11 Current without fault

圖12 單個開關狀態電流 Fig.12 Current for one switch state

電流傳感器可檢測出4種直流母線電流最大值：即正常導通時的Imax(normal)，三相同時導通時的Imax(SC)，短路電流Ishort和零電流。而Imax(SC)略大于Imax(normal)，為了消除對電流傳感器精度的依賴，可將其作為正常情況計算，故設置短路故障閾值電流ISC和開路故障閾值電流IOC分別為

Imax(SC)

(22)

Inoise

(23)

為保證檢測過程的抗干擾能力，IOC應大于電流傳感器檢測信號的干擾量Inoise。

4 仿真和實驗

為了驗證驅動回路上電自檢測方法的可行性，采用電力電子仿真軟件Psim對檢測電路及方法進行仿真，其中機電作動系統參數采用實際系統參數，具體為電源電壓160 V，電機為3對極，反電動勢系數0.126 V·rad·s-1，定子相電阻10 Ω，相電感1 mH，母線電容400 μH，其ESR為0.5 Ω，泄放電阻為1 Ω，傳動比為1∶4，導程為 5 mm，電機力矩與剎車力矩轉換系數為2.63×10-5。

電路正常和三相導通時均為過阻尼。設置電容充電時間tref1=400 μs，根據式(2)電容電壓接近電源電壓。為了保護逆變器，開關狀態中開關管開通時間設置為tref2=120 μs，并未設置到電流最高點，根據式(10)可得電路正常時最高電流為Imax(normal)=5.5 A，三相導通時的最高電流為Imax(SC)=7.4 A，根據式(21)可得短路電流Ishort=320 A，根據式(22)和式(23)，設置短路閾值電流ISC=20 A，開路閾值電流IOC=1 A。設置泄放時間tref3=2.5 ms，根據式(18)放電結束電容電壓接近零。設置開關狀態間時間間隔為5 ms，整個檢測過程歷時30 ms。

圖10為正常狀態下仿真波形圖。首先S7開通，啟動泄放回路，防止電容上存儲有電能，影響檢測結果，然后S0開通，通過電源給電容充電，電容電壓上升，待電容電壓后，根據開關狀態，開啟S1～S6，產生電流，通過檢測電流幅值，判斷開關狀態下是否發生短路或開路故障。由于開關狀態下，S1～S6開通時間極短，電容電壓幾乎沒有下降。最后再開通S7，泄放掉電容電壓，重新開始下一個開關狀態的檢測。

圖13 S1開路時電流Fig.13 Current with OC at S1

圖11為無故障狀態下的電流值，其中反向電流是由于二極管的續流產生的，圖中標號對應表2 中的開關狀態。圖12為單個開關狀態下母線電流的波形圖，其電流峰值為5.5 A，與理論分析吻合。圖13和圖14分別為開關管S1和電機A相開路故障時的直流母線電流波形圖，仿真結果與表3中的分析結果吻合。圖15和圖16分別為開關管S1短路故障和電機A相和B相相間短路故障時的母線電流波形圖，仿真結果與表4中的分析結果吻合。當S1短路，在開關狀態3、4時，電機三相均導通，其電流值略大于無故障狀態2和6時的電流值，與理論分析吻合。由于設置了短路保護，電流最大值為短路保護閾值20 A。

圖14 A相開路時電流Fig.14 Current with OC at phase A

圖15 S1短路時電流Fig.15 Current with SC at S1

圖16 A相和B相短路時電流Fig.16 Current with SC between phases A and B

圖17 現場調試圖Fig.17 Sketch of the field debugging

圖18 單個開關狀態電流Fig.18 Current waveform for one switch state

圖19 正常時電流波形Fig.19 Current waveform for the normal condition

圖20 A相開路時電流波形Fig.20 Current waveform with OC of phase A

本文所述方法成功應用于某型全電剎車系統中，該機電作動系統包含兩個EMAC，左右兩個EMAC分別控制左右機輪上的EMA工作，其現場調試圖如圖17所示。

圖18所示為單個開關狀態系統正常工作時母線電流的檢測波形。對比圖12，其電流幅值略小且反向電流振蕩，其原因在于電機的反電動勢以及電路的寄生參數，但并不影響電路故障檢測。圖19所示為系統無故障時6個開關狀態下的母線電流波形，與圖11中的仿真結果相吻合。設置EMA2中電機A相開路故障，圖20為其直流母線電流的檢測結果，圖中有電流波形的開關狀態為狀態3和狀態4，與圖14中的仿真結果吻合。

該全電剎車機電作動系統在實驗室中進行了1 000次無故障和帶故障試驗，系統的誤報率和漏報率保持在1‰以下。在現場試驗中，系統可抵御飛機復雜的電磁環境，工作性能穩定。

5 結 論

提出了一種飛機全電剎車機電作動系統上電自檢測方法，在不增加任何額外傳感器或檢測電路的基礎下，完成包括力傳感器，電流傳感器，電壓傳感器，霍爾位置傳感器以及由逆變器，電機三相組成的驅動回路，傳動機構等的故障檢測，保證了飛機的出勤率，且檢測過程不會造成系統的二次損害，保證了飛機的安全性。

針對驅動回路的故障診斷，提出了一種新的檢測方法，該方法利用母線電容充放電過程來完成檢測，檢測過程安全、可靠。該方法能全面診斷出逆變器和電機繞組短路及開路故障，并定位出故障元件。該方法對母線電流傳感器的精度要求低，易實現，可作為子程序嵌入在現有的電機驅動軟件中，無需大量計算。對比目前現有的逆變器故障檢測方法，本文提出的方法檢測故障全面，計算量小。通過仿真和試驗，驗證了方法的可行性和可靠性。該方法也可推廣至其他機電作動系統的上電自檢測中。

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Power-onself-testofelectro-mechanicalactuationsystemforaircraftelectricbraking

XIANGLIKang,MARuiqing*

SchoolofAutomation,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710072,China

Inthispaper,apower-onself-test(POST)schemefortheelectro-mechanicalactuation(EMA)systemforaircraftelectricbrakingisproposedtoensurethatthemotordrivesystemisinhealthycondition.Withself-test,faultcomponentscanbefound,locatedandexchangedaccuratelyandtimelytoensuretheflightrateofaircraft.Withtheproposedscheme,vulnerablecomponentscanbetestedandfaultypartscanbelocatedwithminimumtimes,thenthesecondarydamagecanthenbeavoided.Forthedrive-loopconsistedofinverterandmotorthree-phasewindings,apower-onself-testschemeisputforwardandanalyzed.Inthetestingprocess,thedc-linkcapacitor,controlledbyaMOSFET,ischargedtostoreenergyanddischargedtogeneratecurrentfortest.Meanwhile,thefaultsareidentifiedbydetectingthemaximumvalueofthecurrent.Withtheproposedscheme,BLDCmotorcanrunsafelybycomprehensivelydiagnosingopen-circuitfaultsandshort-circuitfaultsofinverterandthree-phasewindingsinadvance.Comparedwiththetraditionalschemes,nomoresensorsordetectioncircuitsisadded.ThePOSTschemeforEMAsystemcanrealizecomprehensiveself-testwithinonesecond.Falsealarmrateandomissionrateremainlessthan1%intheexperimentwithandwithoutfaults.Theschemecanalsoresistthecomplicatedelectromagneticenvironment(EME)oftheaircraft,anditsperformanceisstableandreliable.Withdifferentfaultthresholds,itcanbemigratedtootherEMAsystemhandily.

electro-mechanicalactuationsystem;electricbraking;brushlessDCmotors;self-test;inverter;statorwinding;shortcircuit;opencircuit

2016-05-06；Revised2016-06-15；Accepted2016-07-18；Publishedonline2016-07-221149

2016-05-06；退修日期2016-06-15；錄用日期2016-07-18； < class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間：2016-07-221149

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160722.1149.006.html

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.Tel.：029-88431399E-mailmarq@nwpu.edu.cn

相里康， 馬瑞卿． 飛機全電剎車機電作動系統上電自檢測J． 航空學報,2016,37(12):3832-3842.XIANGLK,MARQ.Power-onself-testofelectro-mechanicalactuationsystemforaircraftelectricbrakingJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2016,37(12):3832-3842.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0216

V240.2

A

1000-6893(2016)12-3832-11

相里康男， 博士研究生。主要研究方向： 全電剎車系統控制技術， 無刷電機驅動技術。E-mail: xiangli@mail.nwpu.edu.cn

馬瑞卿男， 博士， 教授， 博士生導師。主要研究方向： 永磁電機驅動控制技術， 電力電子技術。Tel.: 029-88431399E-mail: marq@nwpu.edu.cn

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160722.1149.006.html

*Correspondingauthor.Tel.：029-88431399E-mailmarq@nwpu.edu.cn