CN105450021B - 一种航空专用低压直流恒功率负载稳定方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航空专用低压直流恒功率负载稳定方法，以航空低压直流恒功率负载为控制对象，采用双闭环控制结构，通过采集后级电容能量(外环)和前级电感电流(内环)，设计了一种基于滤波电感电流的高频分量直接注入占空比的方法，使得在相同的恒功率负载条件下，可以使用更小体积及重量的电容使系统稳定，可以很好地满足于航空航天系统重量轻体积小的需求。本发明改善恒功率负载时系统的稳定状况，抑制系统振动。显著减小LC滤波器电容，很好地满足于航空航天系统重量轻体积小的需求，增加飞机的续航能力并减轻飞机对航空燃油的消耗。有较强的实用价值。

Description

一种航空专用低压直流恒功率负载稳定方法

技术领域

本发明属于直流电源变换器系统，涉及一种航空专用低压直流恒功率负载稳定方法。

背景技术

在航空航天领域，随着越来越多的液压或者气压传动装置被电动所取代，从多电飞机逐渐发展全电飞机。电力系统在未来飞行器中将占据一种主导型地位。而飞机对航空产品的体积和重量的要求十分严格，减轻电力系统的负重不但可以增加飞机的续航能力，还能降低飞机对航空燃油的消耗。这些对于节能减排、降低成本开销、提高系统稳定性能都具有直接的实用价值。

在现代飞机直流供电系统中，闭环控制的电动机负载与变换器负载皆可视为恒功率负载。这些负载的功率在系统电压波动时依然保持恒定，也就是说，当输入电压上升/下降时，系统会降低/升高占空比以维持输出电压继续追踪给定电压，与此同时，低/高占空比会导致输入电流的下降/上升。因此，在很短的时间范围内，负载的电压与电流乘积为常数，阻抗V/I＞0，但增量阻抗为负，即dV/dI＜0，这种特性称作负阻抗特性，这种负阻抗特性与其它系统级联时，会影响整个系统的稳定。

随着变换器负载和电动机负载的不断增加，采用分布式配电方式和模块化的设计使各个负载及变换器的尺寸更加紧凑。但是正如飞机着陆系统和飞控系统之间那样，不同模块之间却具有较长的传输距离。在分析系统的稳定性时，这种长电缆上所具有的高杂散电感必须加以考虑，它们会改变前级输出阻抗并降低系统的稳定性能。因此，在航空航天系统的设计中必须尊重特定的供电质量的要求，为了解决这种问题，需给系统添加具有较大电容的输入滤波器。这种电容作为支撑作用常常具有较大的体积和重量，针对航空产品对小体积和轻重量的要求，优化滤波电容的尺寸成为最大限度减小飞机负重的一种可行性方案。但是，在与具有负阻尼特性的恒功率负载级联时，降低滤波电容会降低系统的阻尼比并使系统的不稳定风险显著提升。因此，设计一种不损失系统稳定性的同时，还能使电力系统负重显著降低的方法是一项具有现实意义的任务。

发明内容

要解决的技术问题

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种航空专用低压直流恒功率负载稳定方法，能够在降低电力系统负重的同时，提升系统稳定输出范围。

技术方案

一种航空专用低压直流恒功率负载稳定方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：对前级滤波器的电感电流i_f和电容电压v_f进行采样，对变换器的输出电压v_o和电感电流i_L进行采样；

步骤2：计算后级电容上的能量E＝0.5Cv_o ²,与能量参考值E_ref＝0.5CV_oref ²进行比较作为外环误差信号，进而产生内环电流环的参考值I_ref＝P_ref/v_f，其中P_ref＝E_ref-E；内环电流环的参考值与i_L进行比较后产生控制信号d₀，其中C为变换器后级电容值，V_oref为负载电压参考值；

步骤3：通过一个高通滤波器HPF滤除前级滤波器的电感电流i_f的基波分量，然后将得到的高频谐波分量乘以一个固定的比例系数K_stab，得到占空比调制信号d_stab＝K_stab·HPF(i_f)，其中K_stab取值为0～-2；

步骤4：最终驱动开关管的调制信号为控制信号d₀和占空比调制信号d_stab的叠加d＝d₀+d_stab。

有益效果

本发明提出的一种航空专用低压直流恒功率负载稳定方法，以航空低压直流恒功率负载为控制对象，采用双闭环控制结构，通过采集后级电容能量(外环)和前级电感电流(内环)，设计了一种基于滤波电感电流的高频分量直接注入占空比的方法，使得在相同的恒功率负载条件下，可以使用更小体积及重量的电容使系统稳定，可以很好地满足于航空航天系统重量轻体积小的需求。同时提高了系统的可靠性，安全性，减少了成本。

附图说明

图1系统结构图；

图2系统拓扑图；

图3控制系统原理图；

图4系统输出功率的稳定范围关于占空比调制信号比例系数Kstab的变化图(蓝色圆圈代表稳定，)；

图5系统输出功率的稳定范围关于滤波电容大小的变化图(蓝色圆圈代表稳定)；

图6当原系统参考电压从28V阶跃到48V时的系统仿真结果图；

图7当加入占空比调制信号(Kstab＝-1.1)时系统参考电压从28V阶跃到48V时的仿真结果图；

图8实验设备图；

图9当原系统(Kstab＝0)参考电压从28V阶跃到48V时的实验结果图；

图10当加入占空比调制信号(Kstab＝-1.1)时系统参考电压从28V阶跃到48V时的实验结果图；

图11在系统参考电压为48V时，加入占空比调制信号后的实验结果图；

图12当滤波电容由10uF替换为47uF时原系统参考电压从28V阶跃到48V时的实验结果图.

具体实施方式

现结合实施例、附图对本发明作进一步描述：

本实施例将以Boost变换器为例，根据本发明的具体方法以及步骤，在真实数据的基础上，给出这种针对于航空专用低压直流恒功率负载系统的新型稳定方法的具体内容。并通过理论分析和仿真实验结果证明此方法的可行性与有效性。

一、系统建模

首先为了分析系统的稳定性和动态性，需要对拓扑结构和控制算法进行数学建模系统的状态变量可以表述为i_f,v_f,i_L,v_o,S_i,S_vandf₁。S_i,S_v分别表示内环和外环误差的积分变量，f₁表示高通滤波器的状态变量，.K_pex K_iex K_pinandK_iin分别表示外环和内环的PI参数。图2和图3可以建模为：

重新将系统的状态变量描述为(2)，令公式(1)等号左边的部分全部为0，可得系统的平衡工作点X₀，交流小信号值描述为x。

X＝[i_f v_f i_L v_o S_i S_v f₁]^T (2)

X₀＝[I_f0 V_f0 I_L0 V_o0 S_i0 S_v0 F₁₀]^T (3)

x＝[x₁ x₂ x₃ x₄ x₅ x₆ x₇]^T (4)

根据交流小信号模型，可将系统描述为：

X＝X₀+x (5)

将公式(5)带入公式(1)当中，可得到一个非线性的状态空间模型：

式(6)中的参数I_ref,d和d_stab由以下方程确定：

d＝K_pin·(I_Lref-(I_L0+x₃))+K_iin(S_i0+x₅)+d_stab (8)

d_stab＝K_stab(I_f0+x₁-F₁₀-x₇) (9)

公式(6)为一个非线性系统的状态方程，为了能够分析系统的稳定性能，首先在平衡工作点处利用交流小信号线性化的方法对系统进行线性化处理。得到线性化模型(10)，所得雅克比矩阵如式(11)(12)所示，根据李雅普诺夫第一法，通过分析其特征值最大负实部所处区域来判定系统的稳定性，如果特征值的最大实部小于零，则系统稳定，反之系统则不稳定。特征值的最大实部越小则系统越稳定。

二、控制算法

系统采用双闭环控制，与传统的双闭环(外环电压环，内环电流环)不同，为了更好的控制系统的输出功率，采用后级电容上的能量作为外环。通过比较E(0.5Cv_o ²)和E_ref(0.5CV_oref ²)的值进而产生内环(电流环)的参考值I_ref＝P_ref/v_f。内环参考值与i_L进行比较后产生控制信号d₀。

采集LC滤波器电感电流是为了提升稳定范围并减少前级电容尺寸，通过一个高通滤波器(HPF)滤除基波分量，然后将得到的高频谐波分量乘以一个固定的比例系数K_stab，得到占空比调制信号d_stab，如公式(13)所示。最终驱动开关管的调制信号为控制信号d₀和占空比调制信号d_stab的叠加，如公式(14)所示。系统控制方法如图3所示。

d_stab＝K_stab·HPF(i_f) (13)

d＝d₀+d_stab (14)

表1 系统参数

如前所述，系统的结构和控制策略分别如图1和图3所示，表1给出了拓扑结构和控制策略中的部分参数。这些参数应用于系统建模仿真和实验当中。

三、仿真与实验

雅克比矩阵的特征值求解,可以利用MATLAB的求解器solve得到一种数值解，但是在实际应用当中，solve求解器在求解高阶微分方程时常常会出现不收敛的情况。为了解决高阶微分方程的求解问题，本文利用Newton-Raphson法进行求解。通过MATLAB程序自动的判断系统的稳定范围。当Kstab等于0时,系统控制策略采用单纯的双环控制,系统最大稳定功率在20W左右。当Kstab不等于0时,占空比调制信号被引入控制系统，从图4可以看出，比例系数Kstab的大小影响系统稳定工作功率范围，当Kstab＝-1时，系统功率范围达到最大38W。可以看出，引入占空比调制信号可以显著增大系统的稳定功率范围。

正如前所述,在不引入占空比调制信号情况下,单纯的增大滤波器电容也可以使系统保持稳定。图7显示了滤波器电容与系统稳定功率范围之间的关系。通过比较图4和图5的功率范围，当系统稳定工作在38W时，加入占空比调制信号时仅需要10μF的滤波电容，当不加入占空比调制信号时，系统需要47μF的滤波电容。因此，引入占空比调制信号可以减少约5倍的电容。

1.仿真实验结果

通过Matlab/Simulink仿真软件验证本文提出的基于恒功率负载的占空比调制技术。系统参数如表1所示，通过仿真测试在滤波电容为10μF时，系统在引入占空比调制信号和不引入占空比调制信号时的输出效果。如上节分析可得，当输出功率超过20W，且在不引入占空比调制信号时，系统会变得不稳定。首先在不加入占空比调制信号的环境下进行仿真，仿真结果如图6所示，在0s时，系统的输出功率为9W(24V),可以看出，双闭环控制能够保证系统稳定。在0.1s处系统的输出功率跳变到33W(48V),系统失去了原有的稳定状态，这对于整个系统的安全来说非常危险。为了验证前述方法的可行性，占空比调制信号引出系统，为了方便与图8进行比对，所有仿真参数和跳变时间均保持不变，仿真结果如图7所示，可以看出无论在9W还是33W，系统均能保证稳定输出。

2.实物实验结果

为了验证本文所提出的基于电感电流的占空比调制技术的有效性，搭建基于Boost变换器的实验台，实验台参数与仿真完全相同。系统控制器采用TI公司的TMS320LF28035，仿真器采用闻亭公司的TDS560USBPLUS，测量仪器为横河公司波形记录仪和N4L牛顿公司的精密功率分析仪(PPA5530)。电源采用AIR公司和华泰公司的直流稳压电源。具体实验台如图8所示。

首先，占空比调制信号未被引入控制系统，图9包含两个状态：状态1是小功率输出11W(28V),状态2是提高后的功率输出33W(48V)。可以看出，在状态1时，系统能够通过双闭环调节保证稳定，但是在状态2时，系统发生振荡。

然后，占空比调制信号被引入系统，与图9的情形相同，状态1和状态2功率输出分别为11W和33W。正如预期那样，系统在状态1和状态2时均能保证稳定输出。实验结果如图10所示。

图11反应了当系统在状态2时，占空比调制信号忽然丢失时系统的反应。可以看出，系统重新变得不稳定。

正如前述章节所述，大滤波电容的引入同样可以使系统变得稳定，按照图7的分析结果，当电容增大5倍时，可以得到和引入占空比调制信号相同的稳定效果。于是将实验台LC滤波电容由10μF替换为47μF，此时不引入占空比调制信号。实验结果如图12所示，可以看出在状态1和状态2情况下，系统均能保证稳定。但是需要付出额外的体积和重量。

3.结论

针对于航空领域恒功率负载的负阻尼特性，本发明提出了一种基于电感电流的占空比调制技术。一方面这种方法可以改善恒功率负载时系统的稳定状况，抑制系统振动。另外一方面可以显著减小LC滤波器电容，可以很好地满足于航空航天系统重量轻体积小的需求，增加飞机的续航能力并减轻飞机对航空燃油的消耗。有较强的实用价值。本说明书详细阐述了这种发明的机理，利用控制理论的方法证明了该发明的正确性，并给出了仿真和实验波形，证明了该发明的可行性。

Claims (1)

1.一种航空专用低压直流恒功率负载稳定方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：对前级滤波器的电感电流i_f和电容电压v_f进行采样，对变换器的输出电压v_o和电感电流i_L进行采样；

步骤2：计算后级电容上的能量E＝0.5Cv_o ²,与能量参考值E_ref＝0.5CV_oref ²进行比较作为外环误差信号，进而产生内环电流环的参考值I_ref＝P_ref/v_f，其中P_ref＝E_ref-E；内环电流环的参考值与i_L进行比较后产生控制信号d₀，其中C为变换器后级电容值，V_oref为负载电压参考值；

步骤3：通过一个高通滤波器HPF滤除前级滤波器的电感电流i_f的基波分量，然后将得到的高频谐波分量乘以一个固定的比例系数K_stab，得到占空比调制信号d_stab＝K_stab·HPF(i_f)，其中K_stab取值为0～-2；

步骤4：最终驱动开关管的调制信号为控制信号d₀和占空比调制信号d_stab的叠加d＝d₀+d_stab。