飞机二次电源负载特性仿真计算与检测分析

杨 娟，李运富，杨占刚，任仁良

（1.中国民航大学工程技术训练中心，天津 300300；2.中国民航大学电子信息与自动化学院，天津 300300）

中国航空技术趋于自主化设计，随着多电飞机的快速发展，航空电气设备的种类和数量不断增加，在翼工作安全成为关注重点[1]。飞机上二次电源设备将某种形式电能转换为其他形式电能，如将交流转换为直流的变压整流器、将直流转换为交流的变流器等。主电源是交流系统的飞机上有大量直流设备，现代飞机的直流用电设备大多采用28 V 直流电通过变压整流器TRU（transformer rectifier unit）将115 V 或230 V 交流电转换而来。多电飞机用电设备大幅度增加，要求提供不同类型的电能，如B737-800 机型机上装有3 台容量10 kV·A 的TRU，而B787 机型机上装有4 台TRU 用于转换电源。

TRU 具备双重特性，一方面自身作为飞机电网的负载，其交流侧特性参数将反向影响飞机交流电网品质的影响；另一方面，作为机上直流设备的供电电源，其直流输出特性代表了飞机直流电网供电品质。ISO1540-2006《航空电气系统特性》是飞机供电系统设计标准，规定了供电系统的供电特性极限。RTCA DO-160G《机载设备环境条件与测试规程》是世界各民机制造大国适航当局认可的环境试验标准，规定了电气负载与供电系统的兼容要求[2～5]。为确定电气设备是否符合装机适航条件，且在不同的供电运行状态下能够安全工作，需按照ISO1540-2006《航空电气系统特性》和RTCA DO-160G《机载设备环境条件与测试规程》标准完成机上设备的特性分析[6]。

1 Matlab/Simulink 数学建模及仿真计算

以飞机上常见的12 脉冲可控变压整流器为例，其结构模型如图1 所示。假设整流单元整体的转换比例与单个整流单元的相同，则中立点测量整流器上、下桥输入电压分别为

式中：eay、eby、vcy分别为整流器上桥a、b、c 相输入电压；eat、ebt、ect分别为整流器下桥a、b、c 相输入电压；em为带通滤波器的相电压峰值；φ1为电动势初始相位角；ω 为角频率。

图1 航空变压整流器结构模型Fig.1 Structural model of aviation TRU

引入等功率坐标旋转变换，将三相静止对称坐标系（a，b，c）变换成同步旋转坐标系（d，q，0）。同步旋转坐标系q 轴与静止坐标系a 轴间初始相位角为θ。同步旋转坐标系中的12 脉冲整流器交流侧电压及直流侧电流分别为

式中：Vqn、Vdn分别为整流器交流侧q 轴和d 轴电压；Vdc为整流器直流侧电压；iqn、idn分别为整流器交流侧q 轴和d 轴电流；idc为整流器直流侧电流。

三相整流器回路方程为

式中：L 为交流侧电感；R 为交流侧电阻；ekn为整流器交流侧输入电压；VN0为整流器直流侧回路电压。

单极性二值逻辑开关函数矩阵为

式中，sa、sb、sc分别为a、b、c 相开关函数。

对电流侧电容正极节点处直流电流和负载电流的净直流电压的动态特性可以表示为

式中：rdc为直流滤波电阻；Ldc为直流滤波电感；Cdc为直流滤波电容；iload为负载电流；rload为阻性负载；Lload为感性负载；Vc为直流滤波电容电压。

结合式（5）～式（8），采用拉普拉斯变换，进行求解。可得变压整流器数学模型为

在式（9）基础上，利用Matlab/Simulink 仿真环境建立该TRU 设备传递模型[7-10]，如图2 所示。图2中仿真模块的参数如表1 所示。通过模型仿真计算可获取TRU 稳态过程中交流侧各次谐波含量的仿真值。

图2 航空变压整流器传递模型Fig.2 Transfer function model of aviation TRU

表1 传递模型参数Tab.1 Parameters of transfer function model

2 负载特性实验检测系统设计

根据RTCA DO-160G《机载设备环境条件与测试规程》和ISO1540-2006《航空电气系统特性》标准要求[11-12]，飞机115 V 交流用电设备工作所产生的直流电流含量不大于5 mA，电流谐波极限值要求如表2 所示。表2 中：I1为设备在某实验频率条件下以最大稳态功率工作期间测得的设备最大基波电流；h 为谐波次数；Ih为设备在所有正常稳态工作模式下的第h 次最大谐波电流。飞机28 V 直流用电设备工作所产生的纹波电流不大于最大电流的7%。为实现机上115 V 交流和28 V 直流用电设备的负载特性检测任务，总体设计检测系统，其框图如图3 所示。航空电源供电部分可按需设置参数，并获取被测设备特性响应数据，用于进一步分析被测设备性能。整个系统包括硬件平台建设部分和软件程序设计部分。

表2 电流谐波极限值Tab.2 Values of current harmonic limits

2.1 检测系统硬件平台搭建

以某型民航客机机上变压整流器TRU 为测试对象搭建测试系统硬件平台，如图4 所示。系统包括高性能交直流程控电源、人工开关控制面板、电压和电流互感器供电电源、电压和电流互感器、数据采集单元、上位机和被测设备[13-16]。

图4 中：高性能交直流程控电源由上位机程序控制输出三相115 V 交流电；人工开关控制面板根据实际被测件选择三相交流输入、单相交流输入或直流输入的具体线路；电流互感器和电压互感器分别检测线路实际的电流和电压，设备响应时间小于1 μs，互感器供电电源为其提供工作电压；数据采集单元选用采样速度为250 kSa/s 的高速USBDAQ I/O 设备，将互感器输出电压信号按照设定采样速率传送给上位机进行数据处理和波形显示。为了获取TRU 电源特性，在其直流输出侧连接程控电子负载，上位机远程控制电子负载大小。系统中被测件可按需更换。

图4 检测系统硬件平台结构Fig.4 Hardware platform structure of detection system

2.2 检测系统软件平台设计

检测系统软件设计在LabVIEW 环境中开发完成，一方面提供人机操作界面，另一面方面按要求对采集卡采集数据进行处理运算，如图5 所示。上位机具备交直流电源控制功能、数据处理与显示功能以及直流电子负载远程控制功能，其中，数据处理与显示功能分为TRU 交流侧特性测试部分和TRU 直流侧特性测试部分。

图5 检测系统软件平台设计Fig.5 Design of software platform for detection system

2.2.1 交直流电源控制功能设计

上位机程序中，交直流电源控制功能的实现是整个检测系统的关键，供电来源可根据RTCA DO-160G《机载设备环境条件与测试规程》的要求设置电源电压、频率、谐波输入和脉冲输入等，真实再现飞机电源波形的实际输出情况。该部分的软件执行流程如图6 所示。

图6 航空电源上位机软件执行流程Fig.6 Execution process of upper-computer software for aviation power supply

2.2.2 数据采集处理与显示功能设计

采集卡采样率设置为120 kHz，高于基波400 Hz 的40 次谐波频率的2 倍以上，满足香农定理。霍尔电流互感器HCS-LSP-20A 满足检测电流和输出电压的关系为

式中：IPN为互感器测量额定电流；Vo为额定输出电压。

霍尔电压互感器CHV-25P/200 满足检测电压和输出电压的关系为

式中，VPN为互感器测量额定电压。

电压和电流波形采集和分析程序如图7 所示，该程序完成TRU 交流侧电压和电流波形信号的采集和分析计算。波形分析包括谐波分析计算、有效值计算、峰值计算和波峰系数计算，其中谐波分析部分主要实现总谐波失真度THD、基波、1～40 次谐波计算，并通过波形图和频谱图在其前面板显示信号分析结果。

图7 电压和电流波形采集和分析程序Fig.7 Acquisition and analysis program of voltage ¤t waveforms

2.2.3 直流电子负载远程控制功能设计

TRU 直流输出侧加载和减载过程直接影响TRU 交流测线路电流。为了更好地获取被测设备的工作特性，需完成TRU 连接负载的设置设计，并实现远程控制。直流电子负载的远程控制包括4 个软件功能模块：负载远程控制设置模块（如图8 所示）、打开输出模块、负载恒流CC（constant current）模式设置模块以及负载电流设置模块（如图9 所示）。

图8 直流电子负载远程控制设置模块Fig.8 Remote control setting model of DC electric load

图9 负载电流设置模块Fig.9 Setting model of load current

3 仿真计算与实验结果分析

3.1 交流测负载特性分析

机上用电设备工作期间，线路谐波电流可反映该设备工作对飞机电网的反向影响情况。在飞机适航要求中，装机设备需要限制其谐波电流来限制其对飞机电网质量的影响[17-20]。实验测量到电源线上的第40 次谐波，此处间谐波不作测量[15]。实验设置直流侧电子负载电流为8 A。TRU 交流输入侧电流实际波形如图10 所示，总谐波失真THD=12.62%，其中直流分量Idc=0.507 A，符合表2 的要求。第2～40 次谐波电流含量仿真计算数值与实验实测值对比如图11 所示。

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图10 TRU 交流输入侧电流实际波形Fig.10 Actual waveform of TRU current on AC input side

图11 仿真数据 中，3rd、5th、7th、9th、11th和13th奇次谐波较为明显，特别是11th和13th谐波，含量分别为4.52%和2.94%；偶次谐波仿真值均为0；总谐波失真为5.55%。对比仿真与实验曲线，各次谐波含量的变化趋势基本一致，验证了实测平台的有效性，但实测值普遍高于仿真数据，考虑其中的原因为仿真过程中设备内部二极管、电感元件、滤波模块等器件采用的数据均为设计参数，忽略了设备长年运行造成的老化现象，且仿真建模数学公式均为理想计算。

图11 第2～40 次谐波电流含量仿真值和实测值对比Fig.11 Comparison between simulation and measured values of 2nd～40th harmonic current contents

根据RTCA DO-160G《机载设备环境条件与测试规程》标准要求，机上设备谐波电流含量限制值Ihlimit需综合考虑表2 电流谐波含量限制值和实际电压谐波含量的影响，即设备各次电流谐波小于Ihlimit时可判定为该参数满足标准要求。Ihlimit的计算公式为

式中：Ihlimit为表2 中的电流谐波含量限制值，单位%；Ih为实测电流谐波含量，单位%；Vh为实测电压谐波含量，单位%。

当电流谐波分量小于10 mA 和基波的0.25%两者中的较大值时，该次谐波通常忽略不计。本实例中，电流谐波分量10 mA，对应百分含量为0.70%，因此采用0.70%修正限制值判据。交流侧谐波电压实测值、谐波电流实测值和通过式（12）计算所得修正限制值Ihlimit如表3 所示，通过比较分析，判断参数是否符合标准要求。

表3 实测数据中，向电网引入的谐波干扰主要集中在低次如5th、7th、11th、13th等奇次谐波，其中3的倍数次奇次谐波对电网影响较小。此外，2nd、3rd、5th、7th、11th电流谐波含量实测值超过限制值；谐波电流通过10 mA 修正，放宽了表中2nd、4th、21st、27th、39th以及大于4th的偶次谐波的测试限制数值，使得测试中4th和12th谐波的测试结果从不合格变为合格。结合数学模型分析，TRU 中整流模块向电网注入明显的低次奇次谐波，对电网电流影响较大，3的倍数次奇次谐波的影响较小。

表3 谐波电流仿真值、实测值与修正限制值Tab.3 Simulation values,measured values,and corrected limit values of harmonic current

3.3 直流测电源特性分析

任何带负载电流调节功能的设备都可能促成电流纹波，即在稳定状态设备运行期间，直流电流的平均水平将可能会发生周期性变化或无规则变化，或同时发生周期性和无规则变化。被测设备TRU 直流侧纹波电流波形如图12 所示。

式中：Ipp为电路纹波电流峰峰值；P 为直流电子负载额定输出功率，P=300 W。

图12 TRU 直流输出侧纹波波形Fig.12 Ripple current waveform of TRU on DC output side

由式（13）可知，TRU 直流电源特性的纹波电流符合小于最大负载电流的7%的要求。

4 结语

国产大飞机的研制助力我国民航大国向民航强国发展，机载用电设备的自主研发、性能分析和测试标定将成为关键技术。飞机电源系统中的二次电源连接了飞机交流电网和直流电网，其交流侧负载特性和直流侧电源特性尤为关键。仿真计算过程中数学建模过程反映了TRU 的内部结构机理，且仿真计算结果验证了实验平台的有效性，实验结果表明，TRU 工作期间会给飞机交流电网引入一定量的奇次谐波干扰，特别是第11 和13 次谐波的影响明显，其中3 的倍数次奇次谐波和偶次谐波的影响较小，可忽略不计；经过实际谐波电压值修正后的谐波电流限制值放宽了2nd、4th、21st、27th、39th以及大于4th的偶次谐波的限制值，使得被测设备的4th和12th谐波测试结果合格，但2nd、3rd、5th、7th、11th电流谐波含量实测值仍超过RTCA DO-160G《机载设备环境条件与测试规程》 对用电设备负载特性的限制；其直流侧电源特性参数引入的纹波电流符合标准ISO1540-2006《航空电气系统特性》的要求。12 脉冲TRU 设备负载特性的有效测量与分析对飞机二次电源设备的进一步深入研究具有一定参考价值。