多電飛機電氣系統故障傳遞模式研究

樊智勇 譚卓 劉濤

關鍵詞： 多電飛機; 電氣系統; 故障傳遞模式; 邏輯模型; 集成驗證; Simulink

中圖分類號： TN830?34; TP391.9 ? ? ? ? ? ? ? 文獻標識碼： A ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文章編號： 1004?373X（2018）24?0048?04

Research on fault transmission modes for electrical system of more electric aircraft

FAN Zhiyong， TAN Zhuo， LIU Tao

（Civil Aviation University of China， Tianjin 300300， China）

Abstract： The electrical system plays an important role for running state and operation safety of the more electric aircraft. Simulating the running state for the electrical system of the more electric aircraft and analyzing the fault transmission mode of the electrical system have a guiding function on the electrical system design of the more electric aircraft. The structure and operation principle for the electrical system of the more electric aircraft are analyzed， taking the electrical system of the more electric aircraft as the research object. The simulation models of the main components are constructed for the electrical system in Simulink， so as to realize fault setting and logical simulation. The simulation modeling of the entire electrical system is conducted according to the input/output relationships for various electrical system components of the more electric aircraft. On the basis of fault mechanism and mode analysis of various components， typical faults are implanted into the simulation model of the electrical system. A table for fault transmission states of different fault states is obtained， so as to analyze fault transmission modes. The obtained fault data and analysis results are applied to the experimental control platform for integrated verification of the more electric system， so as to complete the demonstration and verification for fault transmission results of the more electric system.

Keywords： more electric aircraft; electrical system; fault transmission mode; logical model; integrated verification; Simulink

隨著多電飛機變速變頻電力系統和電力電子技術的發展，飛機發電容量已經達到兆瓦級別，部分采用液壓、氣壓和機械系統驅動的設備被電力作動裝置所取代，多電飛機技術已成為近年來研究的熱點[1]。以波音787、空客A380為代表的多電飛機已成為商用飛機的重要機型，其高安全性、大容量性和低維修性也決定了多電飛機技術必將成為未來飛機系統的重要發展方向[2]。在這種背景下，研制國產多電飛機是十分重要的課題。多電系統集成驗證試驗控制平臺是多電飛機研制過程中重要的仿真環節，它在飛機真實供、配電基礎上，模擬單個起動發電機的供配電功能，仿真并驗證飛機起動發電模塊、配電模塊、電氣負載模塊、環控/防除冰模塊、飛控電作動模塊的功能特性，并對多電系統進行狀態檢測和故障診斷，仿真驗證其在失效模式下的處理方式，完成多電系統穩態和瞬態特性仿真。目前，飛機系統的仿真研究主要集中在飛機部件、飛機供電網絡控制邏輯、飛機電源系統故障診斷等方面[3?7]，主要側重于飛機電源系統在正常狀態下的運行方式或出現故障時檢測手段的研究，對故障在電氣系統中傳遞形式以及故障之間的關聯關系沒有深入研究。本文通過分析典型多電飛機電氣系統結構和運行原理，建立帶有故障注入模塊的元件邏輯模型，根據元件的輸入/輸出關系連接形成電氣系統仿真模型，通過設置故障，對多電飛機電氣系統進行仿真，得到故障的傳遞模式和關聯關系的數據，最后將故障數據應用到集成驗證平臺，完成平臺的仿真。

1 ?多電飛機電氣系統結構及元件分析

多電飛機電氣系統分為電源系統、配電網絡和用電設備三部分。飛機電源系統由4臺變頻起動/發電機（VFSG）、2臺輔助起動發電機（ASG）和應急發電機（RAT）構成。配電網絡由變壓器（ATU）、整流器（TRU）、自動變壓整流器（ATRU）及其相連接的匯流條等元件構成。飛機上的負載分為交流負載和直流負載，分別連接到相應的匯流條，由功率控制單元進行控制。正常情況下，4臺主發電機獨立發電，給連接到發電機的匯流條、電源轉換設備以及負載供電，從而形成4條相對獨立的通道。當發電機或者通道中某一節點出現故障后，由相應的控制組件對電氣系統進行控制。典型的多電飛機電氣系統如圖1所示。

電氣系統中主要元件分析如下：

1） 起動/發電機原理分析。多電飛機上的起動/發電機是三相無刷變頻交流電機[8]。發電機控制組件給勵磁機定子提供直流脈寬調制電壓，在勵磁機定子中形成磁場，在磁場作用下，轉子電樞繞組發出交流電。勵磁機轉子中的旋轉整流器將交流電轉換成直流電供給主發電機轉子，從而產生一個磁場，磁場和主發電機轉子在發動機的帶動下旋轉，產生旋轉的磁場，使主發電機在定子的繞組產生交流電。通過控制加在勵磁機定子上的電壓，可以控制發電機的輸出電壓。

2） 變壓器原理分析。變壓器利用電磁感應的原理改變交流電壓的大小，主要構件為初級線圈、次級線圈和磁芯。當變壓器一次側施加交流電壓[U]，在一次繞組中產生的電流為[I]，則該電流在鐵芯中會產生交變磁通，使一次繞組和二次繞組發生電磁聯系，根據電磁感應原理，交變磁通穿過這兩個繞組就會感應出電動勢，根據初級線圈和次級線圈匝數的不同，實現電壓的變化。

3） 整流器原理分析。多電飛機中的整流器使用12脈沖整流電路[9]，整流器由移相變壓器、整流器和濾波電路構成。通過移相變壓器，輸入三相電壓可形成兩組幅值相同的三相電壓，它們分別超前和滯后于原三相電壓[15°]，從而使得兩組三相電壓相位相差[30°]。經二極管整流和濾波電路后輸出接至負載。

4） 元件故障機理分析。當發電機控制器、勵磁繞組、電樞繞組出現故障時，發電機的輸出電壓就會出現過壓或欠壓故障;當發電機轉速出現故障時，發電機輸出電壓的頻率出現過頻或者欠頻故障[10]。變壓器在運行過程中，由于長期受到熱、電、機械應力以及環境因素的影響，會發生一些不可逆的變化過程，會出現絕緣老化，鐵芯、繞組故障等情況，造成變壓器功能的下降或受損，導致輸出偏離正常值[11]，當超過電壓規定的范圍時，便出現了過壓或欠壓的故障。

2 ?仿真模型的建立

本文主要仿真過壓、欠壓、過頻、欠頻四種故障信號在電網中的傳遞模式，選擇建立邏輯模型的方法對飛機各元件進行建模，在保證信號傳遞方式的前提下簡化元件的結構。

2.1 ?ATU邏輯模型的建立

自動變壓器的邏輯模型分為輸入變量、輸出變量和轉換邏輯，輸入變量為上一級單元的輸出電壓信號和外部的設置信號，輸出變量為經過變壓的電壓信號。模型的內部模塊定義和外部設置信號的含義如下：

[ATU正常模塊當VIL≤VI≤VIH時，VOL≤VO≤VOH當VI>VIH時，VO>VOH當VI≤VIL時，VO≤VOLFO=FI故障模塊當VIL≤VI≤VIH時，VO<VOL 欠壓當VIL≤VI≤VIH時，VO>VOH 過壓FO=FI]

[Fault_mode=1， 過壓故障2， 欠壓故障3， 過頻故障4， 欠頻故障Fault_set=0， 無故障1， 有故障]

其中：[VI]，[VO]表示輸入電壓和輸出電壓;[FI]和[FO]表示輸入頻率和輸出頻率;[VIL]，[VIH]表示輸入端電壓的下限值和上限值;[VOL]，[VOH]表示輸出端電壓的下限值和上限值;[Fault_set]是故障設置信號;[Fault_mode]是故障模式設置信號，ATU只設置過壓和欠壓兩種故障，[Fault_mode]變量的取值只有1和2兩種情況。自動變壓器的邏輯模型如圖2所示。

2.2 ?發電機和TRU的邏輯模型

發電機是電氣系統的電能來源，由發動機直接或間接驅動，沒有電能的輸入信號。在建立邏輯模型時，主要考慮電能的流動，發電機的邏輯模型沒有上一級電能的輸入信號，模型的接口只包括兩個外部設置信號接口和一個輸出信號接口，根據外部的設置信號，發電機內部邏輯會選擇相應的輸出電壓信號進行輸出。TRU的邏輯模型在結構上與ATU相同，不同之處是TRU的輸出為直流電，需將輸出信號中的交流電信號改為直流電信號。多電飛機電氣系統的主要元件邏輯模型建立完成。

3 ?仿真實驗及驗證

將建立的邏輯模型根據輸入/輸出信號的關系連接成圖1所示的電氣系統，對系統進行仿真。仿真實驗分為兩部分，首先，設置飛機電氣系統處于正常運行狀態，測定電氣系統各監測點的值，驗證建立模型的合理性。其次，通過對多電系統進行過壓、欠壓、過頻、欠頻四種故障的設置，仿真各監測點的電壓值，得到故障數據，并將故障數據應用到多電系統集成驗證實驗控制平臺。

3.1 ?正常穩態運行的仿真實驗

在美國軍用標準MIL?STD?704F[12]中，對飛機穩態運行時電能指標做了明確要求，如表1和表2所示。

在正常運行情況下，4臺主發電機獨立發電，輔助發電機和RAT（沖壓空氣渦輪）不工作，整個電氣系統運行在4個相對獨立的通道。選取發電機R1通道來說明系統正常運行時各元件的輸出電壓。運行得到AC 230 V，AC 115 V，DC 270 V，DC 28 V電壓波形如圖3所示。分析圖3得出，230 VAC_R1母線電壓有效值為233 V，頻率為400 Hz，115 VAC_R1母線電壓有效值為112.4 V，頻率為400 Hz，270 VDC_R1母線電壓為269.7 V，28 VDC_R1母線電壓為27.7 V，均符合表1和表2中電氣系統穩態運行的電能質量要求。以上仿真實驗說明所建立的綜合仿真模型能夠正確地表示電壓信號在電氣系統中的傳遞路徑和傳遞關系，表明所建立的電氣系統邏輯模型是正確的。

3.2 ?故障傳遞的仿真實驗

為研究故障信號在電氣系統中的傳遞，以發電機L1輸出電壓過壓為例，仿真故障信號在電氣系統中的傳遞形式。設置發電機L1輸出電壓值為260 V，即發電機L1輸出電壓出現了過壓故障，此時L1發電機通路AC 115 V電壓正常和過壓波形對比如圖4所示。分析可知，115 V交流母線電壓從115 V變為130 V，將電壓數據與表1和表2中的數據比較可得，L1通路的115 V交流電出現了過壓故障。電氣系統部分仿真結果見表3。

用數字1表示輸出在正常范圍，數字2表示過壓，數字3表示欠壓，數字4表示過頻，數字5表示欠頻。以發電機R1過頻為例，對表3進行分析。當發電機R1輸出電壓過頻時，230 V交流電壓頻率和115 V交流電壓頻率從正常狀態變為過頻狀態，270 V直流電壓和28 V直流電壓沒有變化，說明R1通路的230 V交流電和115 V交流電出現了過頻故障，270 V直流電和28 V直流電正常，過頻故障只在交流電網絡中進行傳遞，當交流電經過變壓整流器變為直流電時，過頻故障沒有繼續向下傳遞。

3.3 ?故障數據在集成驗證平臺的應用

將仿真得到的故障數據輸入到多電系統集成驗證實驗控制平臺的工作站中，在故障注入模型管理中形成故障序列，傳輸到信號激勵計算機中，信號激勵計算機將故障序列轉化為相應的電壓值和頻率值，輸入到電氣系統模型中。以L1發電機輸出過壓為例，得到集成驗證實驗控制平臺電氣系統中監測點6的電壓波形如圖5所示。多電系統集成驗證平臺的電氣系統重現了仿真實驗的故障傳遞結果，說明故障數據正確的注入到多電系統集成實驗控制平臺，為多電系統在失效模式下的仿真驗證提供了條件。

4 ?結 ?語

本文構建的多電飛機電氣系統邏輯模型體現了電壓信號在電氣系統中的傳遞模式，通過對系統進行4種典型故障注入，得到故障信號的傳遞模式和故障間的關聯關系，形成故障數據。將得到的故障數據應用到多電系統集成驗證實驗控制平臺，在平臺上完成了故障傳遞波形的驗證，完成了平臺故障模塊的設計，為平臺后續的實驗仿真提供了條件。

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