李 运， 李 岩， 盛正印

（1.海军航空工程学院 控制工程系，山东 烟台 264001；2.91685部队 海南 乐东 572528）

自从供电飞行开始，飞机供电要求稳定地增长，包括安装重量、体积、环境、可靠性、维修性、配电结构、效率和拥有成本等因素多年来在飞机的电气系统选择中占据各种不同的位置。低压直流电源是飞机最早采用的电源，它的主要优点是简单可靠。但随着飞机的发展，用电设备的增加，电源容量加大后，飞机直流电网的质量也显著增加。为了改善低压带来的问题，迫切需要提高电源电压。但由于当时直流发电机高压灭弧和换向两大问题，飞机电源系统并没有直接进入高压直流电源时代，而是先后进入恒速恒频电源时代和变速恒频电源时代[1]。随着多电飞机和全电飞机技术的不断发展，以往的低压直流，恒速恒频和变速恒频发电系统在可靠性、安全性、发电机大容量、高功率密度以及安装重量和体积等重要指标上已无法满足飞机总体要求。基于此，设计了以下高压直流电源系统，该系统可以满足以上要求。

1 高压直流电源系统设计方案

所设计的高压直流电源系统由飞机发动机直接驱动的永磁同步发电机、PWM整流器以及控制器组成，系统原理框图如图1所示。

1.1 永磁同步发电机

选择永磁同步发电机的理由如下[2]：

图1 高压直流电源系统原理框图Fig.1 Functional block diagram of high voltage direct current power system

1）永磁同步发电机结构简单，可靠性高，维护方便。

2）由稀土永磁材料制成的永磁同步发电机具有很高的功率密度，转子直径可以做得很小，从而减小电机的体积和重量，这对于飞机上宝贵的空间来说很有必要。

3）稀土永磁同步发电机由于转子上无励磁绕组，没有励磁损耗和电刷滑环间的摩擦、接触损耗，从而具有很高的效率。

1.2 PWM整流器

目前在各个领域实际应用的整流电路几乎都是晶闸管相控整流电路或者二极管整流电路，晶闸管相控整流电路的输入电流滞后于电压，其滞后角随着触发延迟角的增大而增大，位移因数也随之降低。同时，输入电流中谐波分量也相当大，因此功率因数很低。二极管整流电路虽然位移因数接近1，但输入电流中谐波分量很大，所以功率因数也很低。随着用电设备谐波标准日益严格，采用高功率因数、低谐波的高频开关模式PWM整流器，替代传统的二极管不控整流和晶闸管相控整流装置是大势所趋。通过对PWM整流电路的适当控制，可以使其输入电流非常接近正弦波，还可以把交流输入电流的功率因数控制为任意值。此外，PWM整流和传统相控整流器相比较，体积和重量可以大大地减少，动态响应速度显著提高[3]。鉴于以上考虑，选择PWM整流。

1.3 控制器

控制器是一个双闭环控制系统。外环是直流电压控制环，直流电压给定信号和实际的直流电压比较后送入PI调节器，调节器的输出为直流电流指令信号，该信号的大小和整流器输入电流的幅值成正比。稳态时，实际直流电压等于给定直流电压，PI调节器输入为零，输出和整流器负载电流大小相对应，也和整流器交流输入电流的幅值相对应。当负载电流增大时，直流侧电容C放电而使其电压下降，PI调节器的输入端出现偏差，使其输出直流电流增大，从而使整流器交流输入电流增大，也使直流侧电压回升。达到稳态时，实际电压仍和给定电压相等，PI调节器输入仍恢复到零，而直流电流则稳定在新的较大的值，与较大的负载电流和较大的交流输入电流相对应。当负载电流减小时，调节过程和上述过程相反。内环是交流电流控制环，电流跟踪控制方法一般采用电流滞环比较方式。外环PI调节器的输出为直流电流信号，该信号分别乘以和三相相电压同相位的正弦信号，就得到三相交流电流的正弦指令信号。该指令信号与实际交流电流信号比较后，通过对PWM整流器各开关器件进行控制，便可使实际交流输入电流跟踪指令值，跟踪误差由滞环宽度决定[4]。

2 系统数学模型和仿真模型

2.1 永磁同步发电机的数学模型

在dq轴系下，永磁同步发电机的数学关系式为[5]：

其中：Ld、Lq分别为 d 轴、q轴电枢电感；Rs为一相绕组的电枢电阻；id、iq分别为 d 轴、q 轴电枢电流；Ud、Uq分别为 d轴、q轴电压；wr为转子角速度；λ为转子永磁铁在定子中产生的感应磁通（假定为正弦分布）的幅值；p为电机的极对数；Te为电机的电磁转矩。

2.2 系统仿真模型

根据永磁同步发电机数学模型、PWM整流器模型以及控制器模型建立高压直流电源系统的仿真模型如图2所示[6]。

图2 高压直流电源系统仿真模型Fig.2 Simulation model of high voltage direct current power system

3 仿真结果

合理设置相应的参数，仿真运行，得到各种工作情况下的仿真数据。

3.1 负载一定，转速改变时输出电压与输入电流的变化情况

负载保持不变，转速分别取4 000 r/min，10 000 r/min时，负载端输出电压的变化情况分别如图3，4所示，稳态时a相输入电流的局部情况分别如图5，6所示。

由图3，4可知，转速改变时输出电压都可以快速达到并稳定在270 V左右。不同转速时，达到要求稳定电压的时间不同，转速越大，达到要求稳定电压的时间越短。这是因为，在不加调节的情况下，对于同一负载，系统达到稳态的时间一样，但稳态值不同，转速越大，稳态值越大。当需要调节到同一个稳定值时，转速越大，所需时间越短。

图3 转速为4 000 r/min时输出电压的变化情况Fig.3 Situation change of output voltage while rotate speed is 4 000 r/min

图5 转速为4 000 r/min时稳定局部电流的变化情况Fig.5 Situation change of stable local current while rotate speed is 4 000 r/min

图6 转速为10 000 r/min时稳定局部电流的变化情况Fig.6 Situation change of stable local current while rotate speed is 10 000 r/min

由图5，6可知，系统稳定时，电机侧稳态输入电流几乎为标准正弦波。这是因为随着充电过程的进行，负载端输出电压不断增大，从而与给定电压之间的差值不断减小，当负载电压达到给定电压，PI调节器的输入为零，输出直流电流同时达到稳定，进而交流输入电流幅值达到稳定，最终交流输入电流按照给定正弦电流变化。稳态输入电流的幅值与频率跟随转速变化而变化，转速越大，稳态输入电流幅值越大，频率越高。这可以从稳态电压方程式和转速频率关系式得到。

3.2 转速一定，负载改变时输出电压与输入电流的变化情况

保持转速为10 000 r/min，将负载从感性负载变为电阻负载，输出电压与电机侧输入电流的变化情况分别如图7，8所示。

由图7与图4可以知道，不同负载下都可以快速得到270 V并稳定在270 V左右，只是达到稳态的时间稍微不同。由图8与图6可以知道，在转速一定，负载改变的情况下，稳态输入电流几乎是标准正弦波，且幅值与频率保持不变。这说明，稳态输入电流的幅值与频率只与转速有关，与负载无

图7 电阻负载时输出电压的变化情况Fig.7 Situation change of output voltage while load is resistance

图8 电阻负载时输入电流的变化情况Fig.8 Situation change of input current while load is resistance

关。这由稳态电压方程和转速频率关系式可以推测出。

4 结束语

由以上仿真结果可以看出，本文所设计的高压直流电源系统达到了预期效果，既满足稳态时电机侧输入电流为标准正弦波，改善了功率因数，提高了发电效率，且满足在飞机速度发生改变或者负载发生变化时始终输出稳定高压直流，可靠性高，且系统结构简单。可以预测，在不久的将来，随着飞机上用电设备的增加以及飞机供电要求的增长，高压直流电的优势将越来越明显，高压直流电源系统将成为飞机上不可缺少的电源系统之一。

[1]沈颂华.航空航天器供电系统[M].1版.北京：北京航空航天出版社，2005.

[2]王秀和.永磁电机[M].2版.北京：中国电力出版社，2010.

[3]陈坚，康勇.电力电子学-电力电子变换和控制技术[M].3版.北京：高等教育出版社，2011.

[4]王兆安，刘进军.电力电子技术[M].5版.北京：机械工业出版社，2009.

[5]周增福，严仰光.飞机专用电源系统的设计与仿真[J].微特电机，2006，10（6）：1-2.ZHOU Zeng-fu，YAN Yang-guang.Design and simula tion for special electr ical power supply system of aircraft[J].Small and Special Motor，2006，10（6）:1-2.

[6]洪乃刚.电力电子电机控制系统仿真技术[M].1版.北京：机械工业出版社，2013.