基于模型的多電飛機能源優化特性仿真分析

2021-10-22 08:46:36劉海港劉亮王鵬周維

航空學報 2021年8期

劉海港，劉亮，王鵬，周維

航空工業沈陽飛機設計研究所，沈陽 110035

傳統飛機二次能源主要為電能、液壓能和氣壓能三種，為機載設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(More Electric Aircraft，MEA)的重要發展目標之一，其中一個重要的內容就是采用電能來取代液壓能、氣壓能，并通過系統集成控制實現能源的優化利用[4-6]。本文將采用基于模型的方法開展能源優化特性分析，并提出了一種電氣設備的多物理域模型，能夠實現不同機載系統的能源利用特性的大規模集成仿真。

在多電飛機中，飛控系統是實現多電化的重要機載系統，舵面由電能代替液壓能進行驅動，執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]。因此以飛控系統為對象，構建仿真模型，仿真分析使用飛控系統在不同能源供能時，能源的傳送、變換中的功率損耗等飛控系統能源優化特性。

1 飛控系統的能耗系統結構

飛控系統的主要能耗是為作動器提供能源，以驅動飛機舵面。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]。

飛控系統的能源結構如圖1所示，傳統飛機采用液壓能驅動飛機舵面，由液壓泵實現發動機輸出的機械能到液壓能的變換，經液壓管路傳送到液壓作動器，如圖1(a)所示。而多電飛機更換為電能驅動舵面，由發電機實現發動機機械能到電能的變換，經電纜傳遞到作動器，如圖1(b)所示。圖中，ΔPi為散熱功率。

圖1 飛控系統的能耗系統功率流

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

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

2 機載設備的多物理域模型

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

2.1 機電作動器的結構與多物理域模型

2.1.1 機電作動器結構

機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，輸出端的減速器由齒輪減速器與滾珠絲杠組成，將旋轉運動變為直線運動，電源測電力電子裝置由脈沖寬度調制(Pulse Width Modulation，PWM)控制的逆變器、電磁干擾(Electromagnetic Interference，EMI)濾波器組成，并通過嵌入式系統實現控制器的作動控制。

圖2所示的機電作動器裝置，從結構上可分為功率變換和信息變換兩部分。

1) 功率變換部分

結構上由逆變器、電動機、機械裝置和電源側的EMI濾波器組成，其主要功能是實現電能到機械能的變換。與此同時，設備各部分均有功率損耗，將部分電能、機械能變換為熱能，形成次要的功率變換過程。

2) 信息變換部分

結構上由控制器、數據采集和PWM信號發生器組成，主要功能是完成設備運行中的控制。除此之外，還可以實現設備運行狀態的監控、與上位機和其他設備的通訊等功能。

2.1.2 多物理域模型的基本結構

提出的多物理域模型如圖3所示，是將圖2中電氣設備的功率變換關系作為模型的重要組成部分，實現功率數據的傳遞，形成功率流；信息傳遞關系在根據參考信號完成對設備功率控制的基礎上，提取狀態信息，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 機電作動器的結構

圖3 電氣設備的多物理域模型結構

2.2 模型的功率變換模塊

圖3中的功率變換模塊(PCM)表現出電氣設備實現的功率變換特性，是將一種物理域的能量變換為另一種物理域的能量(如發電機實現機械能到電能的變換)，而用電設備是實現電能到各種形式能源的變換。因此，PCM將電氣設備的運行過程表征為多物理域能源變換的過程，而SCM表征的是設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 電氣設備PCM的變換關系

多電飛機能源系統涉及到電能、機械能、液壓能、氣壓能和熱能等功率類型，相應的勢變量和流變量如表1所示。

表1中勢變量和流變量應根據設備的性能、運行場景來定義，例如電動機輸出功率也可以將電磁轉矩作為勢變量，旋轉轉速作為流變量，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

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

(1)

式中：傳遞函數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特性。在進行系統集成時，輸入和輸出變量就是集成的接口變量，其中Ys和Xs與源端設備連接，YL和XL與負載端設備連接。

2.3 機電作動器的多物理域模型

這里以機電作動器(EMA)為例，構建多物理域模型。EMA是位置伺服控制系統，經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，也可以用舵面旋轉速度Ωa和舵面阻力矩TL描述。舵面旋轉速度Ωa和舵面阻力矩TL描述的PCM如圖5所示。

2.3.1 機電作動器的PCM模型

圖5所示的PCM解析式可以表示為

圖5 機電作動器的PCM

(2)

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

2.3.2 機電作動器的SCM模型

EMA的信息變換模塊(SCM)如圖5所示，其實現舵面位置θa、電動機轉速度Ωm=kΩΩa和電動機電樞電流Id的三閉環控制，其中kΩ為電動機角速度Ωm與舵面旋轉角速度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、轉速、舵面位置調節器的傳遞函數。SCM還可以包含模型仿真信號測量、與上位機等其他設備通訊等內容。

2.3.3 機電作動器的損耗模型

根據機電作動器的結構，功率損耗模型包括電力電子裝置的損耗ΔPape、電動機的電磁損耗ΔPaem(包括銅損耗ΔPacu和鐵損耗ΔPafe)和機械損耗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，電動機的機械損耗主要決定于電動機角速度，其余影響因素對模型的準確度影響較小，模型中進行忽略。機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和機械損耗ΔPam與電樞電流Is和電動機角速度Ωa之間的計算系數。

3 飛控系統設備的多物理域模型結構

3.1 含有SCM的多物理域模型

機載設備中含有閉環控制功能時，多物理域模型需要含有信息變換模塊(SCM)。

3.1.1 直流發電機多物理域模型

繞線型270 V直流發電機由同步發電機和整流電路組成，通過控制同步發電機的勵磁電流if，達到使輸出電源電壓穩定的目的[19-20]。直流發電機是將機械功率變換為電功率，其PCM模型如圖6所示。輸入機械功率的勢變量為發電機轉速ng，流變量為發電機的轉矩Tg；輸出電功率的勢變量為電源電壓Ug，流變量為用電設備的綜合電流Ig。圖7沒有畫出SCM部分，其控制功能是實現輸出電壓Ug的穩定在270V。

圖6 直流發電機的PCM

圖7 液壓泵的PCM

直流發電機損耗在同步發電機發電機銅損耗ΔPgcu、發電機鐵損耗ΔPgfe和機械損耗ΔPgm外的基礎上，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為發電機輸出電流；ng為發電機轉速；kgcu、kgfe為發電機的銅損耗和鐵損耗系數；kgr為功率電子損耗系數；kgm為機械損耗系數。

3.1.2 液壓泵多物理域模型

液壓泵是液壓能的變換裝置，將發動機輸出的機械功率變換為液壓功率，其中輸入機械功率的勢變量為液壓泵角速度Ωp，流變量為液壓泵產生的轉矩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實現壓力的測量，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的穩定。

液壓能變換裝置為液壓泵，將發動機輸出的機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，則損耗不會因為輸出功率的變化而變化，即使在輕載或空載的情況下損耗也基本不變。

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，驅動油缸中的活塞運動，進而驅動飛機舵面運動。液壓作動器將液壓功率變換為機械功率，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，并根據移動位置控制閥門開關，即pp的ON/OFF。

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

Φm=ΔPhyd+ΔPham=

(7)

式中：λc為泄漏系數；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械損耗對應的損耗系數。液壓作動器的泄漏損耗決定于液壓源的壓力，而機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

為了進行圖1所示飛控系統的能源利用特性的仿真，電纜、油管路也需要建立相應的模型。而這種設備因為沒有控制功能，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備，只是因有一定的電阻而產生損耗，仿真中也將其用標準模型來描述，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備，油液的黏性導致流動過程中產生阻力，進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所產生的壓力損失，而局部壓力損失是油液流經局部障礙(彎管或接頭)時的壓力損失。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，表達式為

ΔpΣ=∑Δpλ+∑Δpζ=

(10)

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

4 兩種飛控系統的能耗特性分析

以一種5個主舵面的飛控系統為例，采用多物理域模型集成的方法，在完成某些飛行姿態的舵面控制時，對多電作動系統和傳統作動系統的功耗特性進行仿真，并進行兩種作動系統的功耗比較。

4.1 兩種飛控系統的仿真模型與數據

4.1.1 基于多物理域模型的飛控系統集成

兩種飛控系統均包括左右副翼、左右升降舵和方向舵5個舵面。如圖11所示，采用機電作動器模型和電源模型組合成多電飛控系統；采用液壓作動器模型和液壓源模型組合為傳統飛控系統。圖中，Tg為發電機轉矩，ng為發電機轉速，Us為電源輸出電壓，Is為用電設備的綜合電流，Usi為各電纜的輸入電壓，Isi為各電纜的輸出電流；Tp為液壓泵產生的轉矩，np為液壓泵轉速，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。