航空電源雙向DC-DC控制器設計

李 博，鄒浩彥

（1.中國航空工業集團公司 第一飛機設計研究院，陜西 西安 710089；2.空裝駐西安地區第一軍事代表室，陜西 西安 710089）

0 引 言

近年來，隨著多電（ME）/全電（AE）飛機[1-4]概念的提出，液壓能和氣壓能逐漸被電能替代。原先由液壓和氣壓驅動的裝置轉為由電能驅動。電能的廣泛使用，對飛機電源系統容量提出更大的要求，例如B787的電功率[5]達到了1.4 MW。雙向DC-DC變換器[6-8]作為ME/AE飛機電源系統電能轉換的重要部件，對ME/AE的發展具有重要意義。同時，其具備高可靠性，高轉換效率以及較小體積的優點。但由于系統中負載的多樣性和環境不確定性等因素，對變換器的穩定運行（例如輸出電壓紋波增大等）造成負面影響。文獻[9]以控制變換器輸出電壓為目的，設計了基于Super-Twisting（ST）滑模算法的Buck-Boost電路控制器，在輸入電壓和輸出負載大擾動下，獲得滿意的性能。

本文針對雙向DC-DC變換器自身特點，設計了基于ST算法的電流內環+電壓外環的雙閉環控制器，并給出了電路參數計算和控制器設計方法，同時實驗證明該變換器在雙閉環控制算法下，系統具有更好的響應速度和魯棒性。

1 雙向DC-DC變換器工作原理

圖1為一種航空電源系統的組成結構，雙向DC-DC變換器的作用為母線通過雙向DC-DC變換器向蓄電池充電（正向）；緊急情況下，蓄電池通過變換器放電（反向）以保證重要機載用電設備正常工作。

雙向DC-DC變換器拓撲為一半橋式雙向DC-DC電路。其工作在正向（Buck）模式下的工作階段分解如圖2所示；工作在反向（Boost）模式下的工作階段分解如圖3所示。

圖2 正向模式下的工作階段

圖3 反向模式下的工作階段

圖2、圖3中：當S2工作S1截止時，電路中的能量流動方向為U1至U2；當S1工作S2截止時電路中的能量流動方向相反。經過分析可知，S1和S2互補導通，且U1，U2間關系相同，變換器可逆性良好；且可實現平面坐標系下的兩象限運行。

2 控制器設計

由ST算法理論可知，ST由兩部分組成：滑模面是時間上的積分；滑模面是一個連續函數，即：

當滿足 α＞H/KM，λ2＞2（αKM+H）/KM，0＜ρ≤ 0.5，ST 有限時間收斂于滑模面原點，其中，α，ρ，H，λ均為正常數。又因ST不需要任何有關滑模面在時間上的微分信息，若ρ=0.5，則系統將最大可能實現二階滑動模態[9-11]。控制策略框圖如圖4所示。

圖4 控制策略框圖

取電流內環滑模面s1,2=iL-Iref，電壓外環滑模面s3,4=V1,2-Iref。由李雅普洛夫穩定性判據分別進行穩定性分析，可知當滿足式（2）時，系統是漸進穩定的。

3 系統參數設計

變換器設計要求見表1所列。

表1 變換器參數

3.1 MOSFET選擇

根據表1的電路參數，開關管開關頻率為40 kHz、最大需要承受電為120 V、電流為25 A，擇型號為IRFP4768PbF的N溝道增強型MOSFET。

3.2 電感設計

3.3 電容設計

4 試驗結果分析

4.1 程序設計

圖5給出了PWM信號中斷程序流程。在i時刻ePWM1和ePWM2計數器同時開始計數，并觸發ADC轉換信號，i～i+1時刻間，共采樣10次并處理，同時在i+1時刻更新占空比輸出2路帶死區的互補PWM。

圖5 PWM程序流程

4.2 實驗結果分析

選 取 控制器參數 α1, α2, α3, α4分別為 100，100，500，501 ；λ1, λ2, λ3, λ4分別為 0.15，0.11，6，1.28。實驗平臺主要由上位機（CCS9.0）、可編程直流電源、電子負載、雙向DC/DC變換器和DSP28335控制電路等組成，如圖6所示。

圖6 實驗平臺

圖7、圖8分別為Buck、Boost模式實驗結果分析。由圖7和圖8可知，ST雙閉環算法具有良好的啟動性能，系統響應時間端、曲線平滑；負載/電源擾動下，輸出電壓保持不變，系統魯棒性好。

圖7 Buck模式實驗結果

圖8 Boost模式實驗結果

5 結 語

本文針對半橋式雙向DC/DC變換器在電源/負載擾動下的非線性問題，設計了基于ST算法控制器，確定了控制框圖，并在不同模式下對系統的啟動、電源/負載擾動情況下的性能進行考核。結果表明系統能實現能量雙向流動，系統紋波小、動態響應速度快、魯棒性強。