多电飞机电气系统故障传递模式研究
2018-12-14樊智勇谭卓刘涛
樊智勇 谭卓 刘涛
关键词： 多电飞机; 电气系统; 故障传递模式; 逻辑模型; 集成验证; Simulink
中图分类号： TN830?34; TP391.9 文献标识码： A 文章编号： 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
隨着多电飞机变速变频电力系统和电力电子技术的发展，飞机发电容量已经达到兆瓦级别，部分采用液压、气压和机械系统驱动的设备被电力作动装置所取代，多电飞机技术已成为近年来研究的热点[1]。以波音787、空客A380为代表的多电飞机已成为商用飞机的重要机型，其高安全性、大容量性和低维修性也决定了多电飞机技术必将成为未来飞机系统的重要发展方向[2]。在这种背景下，研制国产多电飞机是十分重要的课题。多电系统集成验证试验控制平台是多电飞机研制过程中重要的仿真环节，它在飞机真实供、配电基础上，模拟单个起动发电机的供配电功能，仿真并验证飞机起动发电模块、配电模块、电气负载模块、环控/防除冰模块、飞控电作动模块的功能特性，并对多电系统进行状态检测和故障诊断，仿真验证其在失效模式下的处理方式，完成多电系统稳态和瞬态特性仿真。目前，飞机系统的仿真研究主要集中在飞机部件、飞机供电网络控制逻辑、飞机电源系统故障诊断等方面[3?7]，主要侧重于飞机电源系统在正常状态下的运行方式或出现故障时检测手段的研究，对故障在电气系统中传递形式以及故障之间的关联关系没有深入研究。本文通过分析典型多电飞机电气系统结构和运行原理，建立带有故障注入模块的元件逻辑模型，根据元件的输入/输出关系连接形成电气系统仿真模型，通过设置故障，对多电飞机电气系统进行仿真，得到故障的传递模式和关联关系的数据，最后将故障数据应用到集成验证平台，完成平台的仿真。
1 多电飞机电气系统结构及元件分析
多电飞机电气系统分为电源系统、配电网络和用电设备三部分。飞机电源系统由4台变频起动/发电机（VFSG）、2台辅助起动发电机（ASG）和应急发电机（RAT）构成。配电网络由变压器（ATU）、整流器（TRU）、自动变压整流器（ATRU）及其相连接的汇流条等元件构成。飞机上的负载分为交流负载和直流负载，分别连接到相应的汇流条，由功率控制单元进行控制。正常情况下，4台主发电机独立发电，给连接到发电机的汇流条、电源转换设备以及负载供电，从而形成4条相对独立的通道。当发电机或者通道中某一节点出现故障后，由相应的控制组件对电气系统进行控制。典型的多电飞机电气系统如图1所示。
电气系统中主要元件分析如下：
1） 起动/发电机原理分析。多电飞机上的起动/发电机是三相无刷变频交流电机[8]。发电机控制组件给励磁机定子提供直流脉宽调制电压，在励磁机定子中形成磁场，在磁场作用下，转子电枢绕组发出交流电。励磁机转子中的旋转整流器将交流电转换成直流电供给主发电机转子，从而产生一个磁场，磁场和主发电机转子在发动机的带动下旋转，产生旋转的磁场，使主发电机在定子的绕组产生交流电。通过控制加在励磁机定子上的电压，可以控制发电机的输出电压。
2） 变压器原理分析。变压器利用电磁感应的原理改变交流电压的大小，主要构件为初级线圈、次级线圈和磁芯。当变压器一次侧施加交流电压[U]，在一次绕组中产生的电流为[I]，则该电流在铁芯中会产生交变磁通，使一次绕组和二次绕组发生电磁联系，根据电磁感应原理，交变磁通穿过这两个绕组就会感应出电动势，根据初级线圈和次级线圈匝数的不同，实现电压的变化。
3） 整流器原理分析。多电飞机中的整流器使用12脉冲整流电路[9]，整流器由移相变压器、整流器和滤波电路构成。通过移相变压器，输入三相电压可形成两组幅值相同的三相电压，它们分别超前和滞后于原三相电压[15°]，从而使得两组三相电压相位相差[30°]。经二极管整流和滤波电路后输出接至负载。
4） 元件故障机理分析。当发电机控制器、励磁绕组、电枢绕组出现故障时，发电机的输出电压就会出现过压或欠压故障;当发电机转速出现故障时，发电机输出电压的频率出现过频或者欠频故障[10]。变压器在运行过程中，由于长期受到热、电、机械应力以及环境因素的影响，会发生一些不可逆的变化过程，会出现绝缘老化，铁芯、绕组故障等情况，造成变压器功能的下降或受损，导致输出偏离正常值[11]，当超过电压规定的范围时，便出现了过压或欠压的故障。
2 仿真模型的建立
本文主要仿真過压、欠压、过频、欠频四种故障信号在电网中的传递模式，选择建立逻辑模型的方法对飞机各元件进行建模，在保证信号传递方式的前提下简化元件的结构。
2.1 ATU逻辑模型的建立
自动变压器的逻辑模型分为输入变量、输出变量和转换逻辑，输入变量为上一级单元的输出电压信号和外部的设置信号，输出变量为经过变压的电压信号。模型的内部模块定义和外部设置信号的含义如下：
[ATU正常模块当VIL≤VI≤VIH时，VOL≤VO≤VOH当VI>VIH时，VO>VOH当VI≤VIL时，VO≤VOLFO=FI故障模块当VIL≤VI≤VIH时，VO<VOL 欠压当VIL≤VI≤VIH时，VO>VOH 过压FO=FI]
[Fault_mode=1， 过压故障2， 欠压故障3， 过频故障4， 欠频故障Fault_set=0， 无故障1， 有故障]
其中：[VI]，[VO]表示输入电压和输出电压;[FI]和[FO]表示输入频率和输出频率;[VIL]，[VIH]表示输入端电压的下限值和上限值;[VOL]，[VOH]表示输出端电压的下限值和上限值;[Fault_set]是故障设置信号;[Fault_mode]是故障模式设置信号，ATU只设置过压和欠压两种故障，[Fault_mode]变量的取值只有1和2两种情况。自动变压器的逻辑模型如图2所示。
2.2 发电机和TRU的逻辑模型
发电机是电气系统的电能来源，由发动机直接或间接驱动，没有电能的输入信号。在建立逻辑模型时，主要考虑电能的流动，发电机的逻辑模型没有上一级电能的输入信号，模型的接口只包括两个外部设置信号接口和一个输出信号接口，根据外部的设置信号，发电机内部逻辑会选择相应的输出电压信号进行输出。TRU的逻辑模型在结构上与ATU相同，不同之处是TRU的输出为直流电，需将输出信号中的交流电信号改为直流电信号。多电飞机电气系统的主要元件逻辑模型建立完成。
3 仿真实验及验证
将建立的逻辑模型根据输入/输出信号的关系连接成图1所示的电气系统，对系统进行仿真。仿真实验分为两部分，首先，设置飞机电气系统处于正常运行状态，测定电气系统各监测点的值，验证建立模型的合理性。其次，通过对多电系统进行过压、欠压、过频、欠频四种故障的设置，仿真各监测点的电压值，得到故障数据，并将故障数据应用到多电系统集成验证实验控制平台。
3.1 正常稳态运行的仿真实验
在美国军用标准MIL?STD?704F[12]中，对飞机稳态运行时电能指标做了明确要求，如表1和表2所示。
在正常运行情况下，4台主发电机独立发电，辅助发电机和RAT（冲压空气涡轮）不工作，整个电气系统运行在4个相对独立的通道。选取发电机R1通道来说明系统正常运行时各元件的输出电压。运行得到AC 230 V，AC 115 V，DC 270 V，DC 28 V电压波形如图3所示。分析图3得出，230 VAC_R1母线电压有效值为233 V，频率为400 Hz，115 VAC_R1母线电压有效值为112.4 V，频率为400 Hz，270 VDC_R1母线电压为269.7 V，28 VDC_R1母线电压为27.7 V，均符合表1和表2中电气系统稳态运行的电能质量要求。以上仿真实验说明所建立的综合仿真模型能够正确地表示电压信号在电气系统中的传递路径和传递关系，表明所建立的电气系统逻辑模型是正确的。
3.2 故障传递的仿真实验
为研究故障信号在电气系统中的传递，以发电机L1输出电压过压为例，仿真故障信号在电气系统中的传递形式。设置发电机L1输出电压值为260 V，即发电机L1输出电压出现了过压故障，此时L1发电机通路AC 115 V电压正常和过压波形对比如图4所示。分析可知，115 V交流母线电压从115 V变为130 V，将电压数据与表1和表2中的数据比较可得，L1通路的115 V交流电出现了过压故障。电气系统部分仿真结果见表3。
用数字1表示输出在正常范围，数字2表示过压，数字3表示欠压，数字4表示过频，数字5表示欠频。以发电机R1过频为例，对表3进行分析。当发电机R1输出电压过频时，230 V交流电压频率和115 V交流电压频率从正常状态变为过频状态，270 V直流电压和28 V直流电压没有变化，说明R1通路的230 V交流电和115 V交流电出现了过频故障，270 V直流电和28 V直流电正常，过频故障只在交流电网络中进行传递，当交流电经过变压整流器变为直流电时，过频故障没有继续向下传递。
3.3 故障数据在集成验证平台的应用
将仿真得到的故障数据输入到多电系统集成验证实验控制平台的工作站中，在故障注入模型管理中形成故障序列，传输到信号激励计算机中，信号激励计算机将故障序列转化为相应的电压值和频率值，输入到电气系统模型中。以L1发电机输出过压为例，得到集成验证实验控制平台电气系统中监测点6的电压波形如图5所示。多电系统集成验证平台的电气系统重现了仿真实验的故障传递结果，说明故障数据正确的注入到多电系统集成实验控制平台，为多电系统在失效模式下的仿真验证提供了条件。
4 結 语
本文构建的多电飞机电气系统逻辑模型体现了电压信号在电气系统中的传递模式，通过对系统进行4种典型故障注入，得到故障信号的传递模式和故障间的关联关系，形成故障数据。将得到的故障数据应用到多电系统集成验证实验控制平台，在平台上完成了故障传递波形的验证，完成了平台故障模块的设计，为平台后续的实验仿真提供了条件。
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