飞机发电机飞升曲线的测量及传递函数的建立

任仁良，王 静，王雪娇

（1.中国民航大学工程技术训练中心，天津 300300；2.中国民航大学航空自动化学院，天津 300300）

飞机发电机飞升曲线的测量及传递函数的建立

任仁良1，王 静2，王雪娇2

（1.中国民航大学工程技术训练中心，天津 300300；2.中国民航大学航空自动化学院，天津 300300）

为建立飞机发电机的传递函数，设计基于虚拟仪器技术的飞机发电机飞升曲线测试系统。该系统采用NI公司的DAQ-6211高速采集卡实现数据采集，利用LabVIEW实现对数据的处理及飞升曲线的显示；并利用matlab软件进行系统辨识，从而建立飞机发电机的传递函数。实测证明，只要调压系统在电感负载或低功率因数下稳定，则在其他负载下一定稳定。该飞升曲线测试方法安全可靠，发电机传递函数的建立为机载电源系统稳定性的理论分析和发电机调压器设计提供依据。

飞机发电机；飞升曲线；传递函数；LabVIEW；Matlab

0 引 言

飞机机载电源的可靠性和稳定性，直接关系机载电气电子设备的正常工作，甚至影响飞行安全。2006年国际标准组织修改了ISO 1540——1984《航空航天飞机电源和主配电点的有关设备组合系统的特性》，推出了ISO 1540——2006标准《航空航天 飞机电源有关设备组合系统的特性》，对机载电源的特性做出了更加严格的要求。为了分析机载电源的稳定性，必须建立由发电机和调压器构成的电压调节系统[1]的传递函数，相对来说，调压器传递函数比较容易建立；而飞机发电机一般为三级发电机，结构较复杂，用理论方法建立传递函数有一定的局限性，存在较大偏差。

飞机发电机的励磁绕组电压激增时，发电机的相电压会出现瞬间由低到高的变化曲线[2]，即为飞升曲线。对飞机发电机飞升曲线的采集测量一直是个难题，因为曲线飞升过程非常短暂，一般在零点几秒内结束。以往的研究都是利用示波器捕捉采集的曲线，并近似读取电压值；本实验选用虚拟仪器技术，可以完成对飞升曲线的准确测量，并利用Matlab软件对其进行系统辨识，从而拟合出发电机近似传递函数数学模型[3]。

1 测试系统设计

本测试系统硬件系统框图如图1所示。测试系统主要包括直流电源、控制电路、飞机发电机、程控负载箱、电压调理电路、采集卡和计算机7部分。被测飞机发电机的型号为 976-J118（Westinghouse Electric Corporation生产），额定功率为30kW。

图1 飞机发电机飞升曲线测量系统框图

测试时，需要断开发电机的调压器，由直流电源向励磁绕组供电。图中，控制电路与直流电源串联接入励磁绕组中，计算机通过采集卡发送驱动信号给控制电路，控制电路通过继电器短接电阻的方式使励磁绕组的电压瞬间加大，相当于给励磁绕组上加了一个阶跃信号。计算机通过RS485串口对程控负载箱进行加卸载和功率因数设定，电压信号处理电路将发电机输出电压降压调理后，供数据采集卡采集，计算机对采集的数据进行分析处理。

本测试系统中用到的数据采集卡是NI公司的DAQ-6211，它的单通道最大采集速度可达250kHz；本实验中，飞机发电机电压的频率是400Hz，设定采样速率为8kHz，满足香农采样定理，采集卡满足测试要求。

2 测试过程及测试系统软件设计

2.1 测试流程

飞机发电机电压飞升曲线的测量流程图如图2所示。在加平衡负载的条件下，只对A相进行飞升曲线的测量即可。

测试前做好准备工作，断开调压器，等待发电机相电压升至115V。计算机设定功率因数及负载，通过RS485串口给发电机加载，此时电压有所下降，旋转直流电源开关增加励磁绕组的电压，直至相电压恢复到115V。

图2 飞机发电机飞升曲线测试过程流程图

加载后电压稳定在115V时，控制电路的继电器常闭触点断开，将控制电路中的电阻接入励磁绕组中，励磁电压下降，相电压下降，待相电压稳定5s后，继电器常闭触点吸合，电阻被短接，励磁电压增大，相电压也瞬间增大，而要采集的电压飞升曲线就在继电器常闭触点吸合的零点几秒内。

2.2 数据采集

本系统选用LabVIEW2011集成软件开发平台进行发电机飞升曲线的数据采集处理和存储；选用Matlab作为系统辨识的基础软件，对存储的数据进行辨识处理，求取飞机发电机的传递函数。

飞机发电机电压飞升曲线的采集是一个非常短暂的过程，在0.3s以内。本测试系统利用LabVIEW设计程序通过采集卡发送驱动信号给控制电路，必须保证继电器的常闭触点吸合时，程序已经准备好等待采集。为采到这个短暂的过程，设计程序针对继电器吸合时间做了测试，测量出延迟时间，在数据采集时扣除该时间[4]，保证不丢失曲线飞升的过程，确保采集数据的准确性，这是实验能否成功的关键。

在实际测量时，LabVIEW程序设计对触发继电器和数据采集实现了顺序自动控制，先是给采集卡输出口一个高电平（5V），继电器常闭触点断开，设定5 s后（多次实验证实此时的相电压已稳定），再给输出口一个低电平（0 V），继电器常闭触点吸合，500 ms后（扣除继电器延时时间）输入端口进行数据采集。对输出和输入口控制都是利用LabVIEW程序中的DAQ助手实现，做到了驱动和采集互不影响，甚至可以同步进行。

2.3 数据计算与存储

根据暂态浪涌电压与其等值阶跃作用相当的原理，可以把一个复杂的暂态浪涌电压转换为它的等值均方根[5-7]，利用这种方法，先将采集的数据存储起来，电压恢复到稳定值后再进行数据计算显示，并存储处理后的数据。

工程中，常要满足这样的采样定理：T0=T95/（5～15），其中T0表示采样周期，T95表示过程阶跃响应达到稳定值95%所需要的调节时间[8]，此公式说明过渡过程内，应采集5～15个数据。本实验设定采集卡的采样速率为8kHz，采集数据进行计算后存储的数据周期是0.002 5 s，飞升曲线过渡过程的调节时间在0.25～0.3 s内，这个过程有100～120个点，完全满足这一条件。

3 测试结果

文献[5]中明确指出，飞机机载电源最低功率为0.6，因此，实验时将功率因数设为0.6。图3是功率因数为0.6，额定负载（30kW）50%时的飞升曲线图。

实验证明，功率因数变化，负载大小变化，测得的飞升曲线有一定的变化，但是变化不大，可以用功率因数为0.6，额定负载50%的飞升曲线来求取飞机发电机的传递函数。

图3 功率因数为0.6，额定负载50%时的飞升曲线图

4 传递函数的求取及建立

Matlab的系统辨识工具箱提供了进行系统辨识的有力工具。辨识过程中比较关键的是辨识模型的预选取，直流电源电压是加在交流励磁机的励磁绕组上，输入为交流励磁机的励磁绕组电压Uij，输出为主发电机的端电压Ug，故可将其近似成二阶模型求取传递函数[9]。

进行测试时，励磁电压Uij由3.70V突变到8.77V，Ug从存储的数据中截取调用，利用Matlab7.4.0的辨识工具箱辨识到离散模型，对其连续化得到其近似的传递函数[1]。

本文采用参数模型中的OE121模型y=[B/F]u+e[10]对飞升曲线进行了辨识。辨识模型的阶跃响应输出曲线（蓝色）与实测曲线（红色）如图4所示。可以看出辨识结果拟合率为95.98%，拟合程度较高，辨识方法可行。

图4 功率因数为0.6，加载50%时的辨识模型图

系统辨识结果为：B=[0 0.08297 0]，F=[1-1.921 0.924 8]，忽略随机干扰e的影响，其离散模型为对其连续化可得飞机发电机的传递函数

Rising curve measurement of aircraft generators and transfer function establishment

REN Renliang1，WANG Jing2，WANG Xuejiao2
（1.Engineering and Technology Training Center，Civil Aviation University of China，Tianjin 300300，China；2.College of Aeronautical Automation，Civil Aviation University of China，Tianjin 300300，China）

In order to establish transfer functions of aircraft electric generators，the paper has designed a rising curve test system for aircraft generators based on a virtual instrument technology. Its operating principles are as follows:collect data with National Instruments'high-speed data acquisition cards;use Labview to process data and display rising curves;and achieve system identification through matlab software to set up transfer functions of aircraft generators.This system is safe and reliable.And the establishment of transfer functions of aircraft generators has provided afoundation foranalyzingthestabilitytheoryofairborne powersystemsand for designing generator voltage regulators.

aircraft electric generator；rising curve；transfer function；LabVIEW；Matlab

A

：1674-5124（2015）05-0087-03

10.11857/j.issn.1674-5124.2015.05.022

2014-08-18；

：2014-10-12

中国民航局科技基金项目（MHRD201003）中央高校基金项目（3122014D035）

任仁良（1957-），男，江苏江阴市人，教授，硕士，研究方向为检测技术与自动化装置、航空电气技术、智能检测与智能控制、飞机电器设备故障诊断。