CN111913404A - 多电航空发动机起动发电机控制半物理仿真装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出的是一种多电航空发动机起动发电机控制半物理仿真装置及方法，用于多电航空发动机起动过程和发电过程中起发电机的控制研究，采用伺服电机模拟航空发动机的转子运转，在起动阶段，伺服电机采取负扭矩控制模式工作，模拟起动电机拖动的发动机转子负载，在发动机模型点火后，伺服电机采取扭矩控制模式，模拟发动机转子与起动发电机协调转子加速，在发动机正常运转期间，伺服电机采取转速控制模式，模拟发动机的转子运行，并带动起动发电机发电，通过负载电阻的调整模拟发电负载的改变，本装置可实现多电航空发动机起动过程和发电过程的全面试验，仿真试验方法的置信度高，可有效提高起发电机控制研究效率。

Description

多电航空发动机起动发电机控制半物理仿真装置及方法

技术领域

本发明涉及的是一种多电航空发动机起动发电机控制半物理仿真装置及方法，属于航空发动机控制技术领域。

背景技术

为了提升航空器性能、减少燃油消耗、控制噪声、减少排放，航空领域首先提出了采用功率电传技术的全电飞机(AEA，all electric aircraft)。全电飞机是以电气系统完全取代液压、气动和机械系统的飞机，即机内所有的次级功率均以电的形式进行传输和分配。由于AEA并不是一个简单的概念，也不能通过简单的系统结构替换直接得到，因此本领域内的技术研究人员通过阶段性地增加电气系统在功率转换中所占的比重以不断接近全电飞机的理想构造，从而在研究和实验的过程中产生了多电飞机（MEA）的概念：多电飞机，即采用电气系统部分替代原有的液压、气动和机械系统，二次能源主要以电能的进行传输分配的，保留机内部分现有技术下无法替代的液压、气动和机械系统的飞机。多电飞机主要采用电能进行传输分配，采用电力环控系统代替传统的引气环控系统，采用电驱动代替液压驱动。

多电航空发动机作为多电飞机的动力单元，其核心本质是提供更多的电功率，因此起动发电机是其多电部件中最核心的部件。针对起动发电机，1997年美国 NASA Lewis研究中心的专家在指出：未来飞机的起动发电机以鼠笼感应电机、无刷双馈电机与开关磁阻电机为宜。同时结合现在起动发电机的研究，主要应用于起动发电系统的有三级式同步电机、异步感应电机和开关磁阻电机。

1985年，由美国Wisconsin大学Lipo教授领导的研究小组开始研究异步电机在航空起动发电系统中的应用，并成功地研制出了原理样机。在我国，南京航空航天大学的胡育文对异步电机发电的瞬时直接转矩控制技术进行了研究，达到了美国的军用标准，性能优异，同时还研究了起动和起动转发电的控制策略，发电系统的容错性。异步电机以其结构简单、功率密度高的优势，成为了作为起动发电机的优秀选择；但是异步电机也存在发电品质不稳定，电网并网难度大等问题需要解决。

目前航空技术领域内关于起动发电机的研究已经较为完善，但是缺乏将起动发电系统应用于航空发动机，形成整体起动发电-航空发动机综合系统的研究。同时对于起动发电系统的控制研究，更多的是停留在起动发电机控制本身，而没有结合航空发动机起动过程进行控制。国内外关于起动发电机建模、控制的研究，特别是异步电机应用于航空起动发电系统的研究，可以为多电发动机控制技术的研究提供良好的支撑。

针对运用在起动发电系统的异步电机，专利号为CN201610258892.4的发明专利提出了一种双绕组异步电机交直流起动发电系统的控制方法；专利号为CN201610258896.2的发明专利公开了一种双绕组异步电机交直流起动发电系统的拓扑结构；上述专利所公开的技术方案均属于交直流混合发电的技术领域，但并没有进行基于多电发动机的控制实验。

针对电机对转试验，专利号为CN201510472250.X的发明专利涉及一种水下航行器用大功率双轴对转无刷直流电机调速方法，专利号CN201120424067.X公开一种永磁同步对转双转子电机驱动装置；专利号为CN201120475959.2的实用新型专利公开了一种针对新型的对转双转子电机驱动器进行测试的测试系统；上述有关电机对转试验的专利技术方案中，第一篇主要着重在其调速方法，后两篇主要涉及驱动装置和测试系统，未能提出针对多电航空发动机的有效测试方法。

针对运用于航空发动机上的带电机的系统，专利号为CN103336442A的发明专利提出了一种基于AGENT建模技术的飞机电力系统半实物仿真方法；专利号CN105988374A的发明专利提出了一种用于发动机半物理仿真的高速直驱传动系统；专利号CN205121208U的发明专利提出了一种用于航空发动机半物理仿真的电机传动系统；上述专利都是在航空发动机中运用到的电机系统，但是不属于起动发电机系统，更没有与发动机转子相结合进行控制，本专利更注重的是起动发电机和航空发动机的协同控制。

针对用电负载模拟系统，专利号为CN201721459646.1的发明专利公开了一种用于三相异步电机的快速制动装置，包括有断电制动型电磁抱闸制动器，以及用于将交流电转换成直流电的整流器，该整流器的输出端连接断电制动型电磁抱闸制动器，并为其提供直流工作电压；专利号为CN200620030414.X的实用新型专利公开了一种异步电机的制动装置；专利号为CN201910051675.1的发明专利申请公开了一种由MOS管控制的三相电机制动方法及装置，当电源开关断开时，关闭三相桥臂MOS管，停止三相电机驱动；对三相电机惯性旋转产生的电能进行斩波，升高三相电机的电压；当三相电机电压大于储能电路电压时，向储能电路进行反充电，同时，储能电路向控制单元传输电能；当储能电路充满电后，控制单元启动三相下桥臂MOS管制动三相电机；专利号为CN201822036374.5的实用新型专利公开了一种伺服电机控制用制动装置，使得输出轴快速停止旋转，方便工人操作，松开竖杆，在弹簧的弹力的作用下挤压板被拉回原位，方便消除对输出轴的制动；专利号为CN201120545510.9的发明专利公开了一种三相异步电动机制动单元，通过调整接触器，使电容充电。在旋转的电机需要制动时，将原电源输入断开，同时将充有电能的电容连接在电机绕组上，通过电机绕组放电，在电机内产生直流磁场，在直流磁场作用下，使电机制动，同时消耗电容的电能；专利号CN201820088047.1的实用新型专利公开了一种永磁同步电机的电子制动电路，通过控制单元的输出端连接开关管Q1的门极和继电器J的输入端进行控制。上述各专利都是有关电机制动单元的技术方案，其中部分采用机械弹簧式，部分采用MOS管、继电器、门极等电路。然而以上技术方案都只停留于对电机本身结构的改进，不能有机结合航空发动机起动过程进行调整与应对，实际测试时难以得到较精准的试验结果，不利于航空发动机的进一步发展与运用。

发明内容

本发明的目的在于克服现有航空电机控制设备与测试方法存在的上述缺陷，特别针对多电航空发动机起动发电机控制试验过程，提出一种多电航空发动机起动发电机控制半物理仿真试验装置及试验方法，将航空发动机模型有机纳入其中，可实现多电航空发动机起动过程和发电过程的全面试验。

本发明的技术解决方案：多电航空发动机起动发电机控制半物理仿真装置，其特征是包括起动发电机、第一柔性联轴器、音轮、飞轮/转动惯量装置、第二柔性联轴器、伺服电机、起动/发电控制器、发动机控制器、转速传感器、多电航空发动机模型、电机驱动器、用电负载模拟系统；其中起动发电机、第一柔性联轴器、音轮、飞轮/转动惯量装置、第二柔性联轴器、伺服电机和转速传感器均安装于实验装置台面上，起动发电机的转轴通过第一柔性联轴器连接音轮一侧的转轴，音轮另一侧的转轴连接飞轮/转动惯量装置，飞轮/转动惯量装置通过第二柔性联轴器连接伺服电机的转轴，上述各设备通过同一根转轴依次连接；转速传感器安装于音轮上，并同时与起动/发电控制器、发动机控制器和电机驱动器相连接；起动/发电控制器、电机驱动器和用电负载模拟系统均安装于实验装置控制箱内，其中起动/发电控制器同时连接起动发电机和用电负载模拟系统，电机驱动器连接伺服电机；发动机控制器同时连接起动/发电控制器和多电航空发动机模型，多电航空发动机模型连接并控制电机驱动器。

进一步的，所述的起动发电机由起动/发电控制器所控制，根据当前状态分别作为起动机或发电机工作，在起动过程工作于起动状态，在发电过程工作于发电状态：当处于起动状态时，起动发电机通过外接电源旋转带动整个轴转动，此时伺服电机工作中在负扭矩状态；当处于发电状态时，伺服电机通过多电航空发动机模型计算出当前状态的转速后，以此转速带动整个轴转动，此时起动发电机转换为向外部供电；所述的起动/发电控制器基于逆变器/整流器可逆的原理，实现电机控制/发电整流的一体化控制。

进一步的，所述的伺服电机根据多电航空发动机模型的当前转速进行控制，由电机驱动器驱动伺服电机按起动发电机当前转速进行旋转，模拟多电航空发动机模型的带动起动发电机转子转动的情况。

进一步的，所述的光电式转速传感器通过音轮测得当前转子转速对应的脉冲信号，并反馈给起动/发电控制器和电机驱动器以便进行闭环控制，同时输出给发动机控制器作为转速反馈信号，飞轮/转动惯量装置模拟多电发动机转动惯量。

所述的发动机控制器的硬件部分包括核心芯片模块、电源模块、通信模块以及传感器接收模块；核心芯片模块为ARM主芯片以及其周边电路，同时连接并控制其他模块；电源模块用于给各模块供电；传感器接收模块用于接收转速传感器测得的转速信息；通信模块通过SPI和串口通信与起动/发电控制器、用电负载模拟系统以及多电发动机模型实现通信，同时通过TCP/IP协议与控制的上位机进行通信，在上位机进行状态、用电以及转速等的控制；发动机控制器通过TCP/IP协议与上位机进行连接，在上位机对整个控制器进行操作。

所述的多电航空发动机模型采用部件级建模方法建立，用于仿真计算多电发动机其他参数，并输出转速使发电机模拟，其输入端为发动机模型的各项参数以及控制器的控制量，通过计算得出各个状态参数输出给发动机控制器，并把计算出的实际转速发动给电机驱动器来驱动伺服电机转动。

所述的电机驱动器采用基于编码器控制的方式实现转速的精确控制，并接入所匹配的交流电电源；当处于起动状态时，其控制伺服电机工作在负扭矩状态，实现气动负载的模拟；当处于发电状态时，期控制伺服电机工作在转速状态，通过接收来自多电航空发动机模型的转速信号来控制伺服电机达到相对应的转速。

所述的用电负载模拟系统根据发动机、飞机用电负载的变化，调节电负载模拟装置的负载大小，实现对电负载变化的模拟；其电路结构为一组并联的电阻，通过IGBT管的通断选通，实现负载改变。

多电航空发动机起动发电机控制半物理仿真试验方法，具体包括如下过程：

1）起动过程时，发动机控制器首先将起动的指令发送给起动/发电控制器，起动/发电控制器控制起动发电机转动，从而带动发动机转子和整个轴转动；此时起动发电机为起动机状态，伺服电机为负扭矩模式，由电机驱动器根据多电航空发动机模型的气动负载输出负扭矩，以模拟起动过程中起动发电机的拖动过程产生的转子负载，实现起动发电机起动过程试验，使所模拟的多电航空发动机模型的转子加速到点火转速；上升到点火转速后，发动机控制器输出点火指令，多电航空发动机模型的发动机点火后，伺服电机切换至正扭矩模式，与起动发电机共同带动转子加速至慢车过程；

2）慢车过程时，发动机控制器根据发动机模型输出的实际转速让伺服电机进入工作状态，起动发电机停止工作，发动机模型根据燃油流量控制规律加速，伺服电机根据发动机输出转子转速；

3）慢车以上过程时，发动机正常运转期间，电机驱动器控制伺服电机采取转速控制模式，模拟发动机的转子运行，，伺服电机由电机驱动器根据多电航空发动机模型输出实际转速，模拟航空发动机模型的实际转速；起动发电机处于发电状态，工作所发出的电由用电负载模拟系统消耗，同时用电负载模拟系统模拟出电负载的变化情况，发动机控制器根据当前状态与负载状态进行控制。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

1）采用航空发动机模型作为转速依据，通过两个模拟电机同时配合工作，提出在航空发动机不同阶段的电机不同控制方案，并通过控制器对控制计划进行验证，也起到稳定起动发电机直流母线电压的作用；

2）采用的多电航空发动机模型为真实模型，仿真试验方法的置信度高，可有效提高起发电机控制研究效率。

3）结合航空发动机起动过程进行起动发电系统的控制研究，可直接用于起动/发电机的工作模式切换试验、基于起动/发电机的发动机起动控制试验、功率抽取对发动机状态调节的影响试验、用电负载波动时发电机状态调节控制试验、发动机加减速过渡态协调控制试验等各种试验场合。

附图说明

附图1是本发明起动发电机半物理仿真试验装置的结构图。

附图2是起动发电机半物理仿真试验装置的工作方式介绍图。

附图3是用电负载模拟系统的电路结构图。

附图4是起动发电机转矩-转速特性曲线图。

图中1为起动发电机，2为第一柔性联轴器，3为音轮，4为飞轮/转动惯量装置，5为第二柔性联轴器，6为伺服电机，7为起动/发电控制器，8为发动机控制器，9为转速传感器，10为多电航空发动机模型，11为电机驱动器，12为用电负载模拟系统。

具体实施方式

下面结合附图进一步说明本发明的技术方案。所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”“纵向”“横向”“上”“下”“前”“后”“左”“右”“竖直”“水平”“顶”“底”“内”“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”“相连”“连接”“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或直接一体化组合连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连；可以是物理结构上的连接，也可以是电学上的连接或无线连接。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

在飞机上，起动发电机系统主要由航空发动机、起动发电机、发动机控制器、起动发电机控制器、供油系统以及机载用电系统组成。因此，在本起动发电机半物理仿真试验装置中，采用航空发动机模型和伺服电机实现航空发动机转子运动模拟。起动发电机、发动机控制器和起动发电机控制器为可应用于多电航空发动机的真实部件与控制器，通过本系统实现起动发电机半物理仿真试验。机载用电系统在本装置中为用电负载模拟系统。因此，本装置可以实现真实多电飞机的起动发电机系统的半物理仿真试验。

如图1所示的多电航空发动机起动发电机控制半物理仿真装置，其结构分为实验装置台面、实验装置控制箱、发动机控制器及模型三部分，具体包括起动发电机1、第一柔性联轴器2、音轮3、飞轮/转动惯量装置4、第二柔性联轴器5、54伺服电机6、起动/发电控制器7、发动机控制器8、转速传感器9、多电航空发动机模型10、电机驱动器11、用电负载模拟系统12；起动发电机1、第一柔性联轴器2、音轮3、飞轮/转动惯量装置4、第二柔性联轴器5、伺服电机6和转速传感器9均安装于实验装置台面上，其中起动发电机1的转轴通过第一柔性联轴器2连接音轮3一侧的转轴，音轮3另一侧的转轴连接飞轮/转动惯量装置4，飞轮/转动惯量装置4通过第二柔性联轴器5连接伺服电机6的转轴，上述各设备通过同一根转轴依次连接；转速传感器9安装于音轮3上，并同时与起动/发电控制器7、发动机控制器8和电机驱动器11相连接；起动/发电控制器7、电机驱动器11和用电负载模拟系统12均安装于实验装置控制箱内，其中起动/发电控制器7同时连接起动发电机1和用电负载模拟系统12，电机驱动器11连接伺服电机6；发动机控制器8同时连接起动/发电控制器7和多电航空发动机模型10，多电航空发动机模型10连接电机驱动器11。

在本实施例中，本装置的外部电源采用220V交流电，为使其能正常工作，电机驱动器11直接采用交流电供电；起动/发电控制器7使用AC/DC转换器将输入电能转换为直流电，模拟发动机起动过程中飞机蓄电池供电，再利用DC/AC转换器将输入电能转换为交流电，供其使用。

所述的起动发电机1选用型号为Y100L-2的异步鼠笼感应式电机，由起动/发电控制器7（变频器）所控制。基于电机工作过程可逆的原理，起动发电机1根据当前状态分别作为起动机或发电机工作，在起动过程工作于起动状态，在发电过程工作于发电状态：当处于起动状态时，起动发电机1通过外接电源旋转带动整个轴转动，此时伺服电机6工作中在负扭矩状态；当处于发电状态时，伺服电机6通过多电航空发动机模型10计算出当前状态的转速后，以此转速带动整个轴转动，此时起动发电机1转换为向外部供电。

所述的伺服电机6选用型号为ACSM130-G07730LZ，用于模拟多电发动机转速，根据多电航空发动机模型10的当前转速进行控制，由电机驱动器11驱动伺服电机6按起动发电机1当前转速进行旋转，模拟多电航空发动机模型10的带动起动发电机1转子转动的情况。

本发明具有起动发电机和伺服电机两台电机，在本实施例中，选用起动发电机1和伺服电机6的额定电压为220 V，额定功率为30KW，控制精度为±2%；其中起动发电机1的最大转速为2950 rpm，伺服电机6的最大转速为2870rpm。

所述的音轮3用于转速测量，选用齿数为60齿，所述的光电式转速传感器9选用型号为9PMT45NPN；光电式转速传感器9通过音轮3测得当前转子转速对应的脉冲信号，并反馈给起动/发电控制器7和电机驱动器11以便进行闭环控制，同时输出给发动机控制器8作为转速反馈信号。

所述的飞轮/转动惯量装置4用于模拟多电发动机转动惯量，根据多电航空发动机模型10的航空发动机转子转动惯量0.304 Kg/m²，本实施实例中选择的飞轮转动惯量参数为0.1*3 Kg/m²。

所述的起动/发电控制器7作为异步感应式起动发电机1的驱动器，基于逆变器/整流器可逆的原理，实现电机控制/发电整流的一体化控制。

所述的发动机控制器8的硬件部分包括核心芯片模块、电源模块、通信模块以及传感器接收模块；本实施实例中，核心芯片模块选择型号为STM32F407的ARM主芯片以及其周边电路，同时连接并控制其他模块；电源模块用于给各模块供电；传感器接收模块用于接收转速传感器9测得的转速信息；通信模块通过SPI和串口通信与起动/发电控制器7、用电负载模拟系统12以及多电发动机模型10实现通信，同时通过TCP/IP协议与控制的上位机进行通信，在上位机进行状态、用电以及转速等的控制。发动机控制器8采用快速原型设计的方法，用于采集发动机各个状态参数，包括转速传感器9采集的实际转速与发动机模型10模拟的各个状态参数，同时发送指令到起动/发电控制器7以及多电航空发动机模型10来控制起动发电机1的状态、供油量以及航空发动机的其他执行机构，如尾喷管面积等。此发动机控制器8可通过TCP/IP协议与上位机进行连接，在上位机对整个控制器进行操作。

所述的多电航空发动机模型10为一接口模拟器，也采用型号为STM32F407的ARM主芯片，发动机模型集中在芯片程序内，通过SPI通信得到发动机控制器8的各参数，经过计算后，通过SPI通信将转速数据传给电机驱动器11来进行转速的模拟。多电航空发动机模型10采用部件级建模方法建立，用于仿真计算多电发动机其他参数，并输出转速使发电机模拟，其输入端为发动机模型10的各项参数以及控制器的控制量。多电航空发动机模型10通过计算得出各个状态参数输出给发动机控制器8，并把计算出的实际转速发动给电机驱动器11来驱动伺服电机6转动。

所述的电机驱动器11用于驱动伺服电机6，采用基于编码器控制的方式，实现转速的精确控制。同样，电机驱动器11也需要接入所匹配的交流电电源。当处于起动状态时，其控制伺服电机6工作在负扭矩状态，实现气动负载的模拟；当处于发电状态时，期控制伺服电机6工作在转速状态，通过接收来自多电航空发动机模型10的转速信号来控制伺服电机6达到相对应的转速。

所述的用电负载模拟系统12用来模拟在发电过程中发动机用电负载的影响，根据发动机、飞机用电负载的变化，调节电负载模拟装置的负载大小，实现对电负载变化的模拟。用电负载模拟系统12是一组并联的电阻，并选用型号为K40T120的IGBT管，通过IGBT管的通断选通，实现负载改变；图3为用电负载模拟系统的电路设计图，图中正负两根线指变频器（起动/发电控制器7）母线的正负极，将正负极两根线引出后，并联多组IGBT电路，每组IGBT电路中包括二极管、IGBT以及电阻，每组IGBT电路的门极统一接至MCU控制器，其中IGBT管由MCU控制单元进行控制，MCU控制单元根据用电负载的变化，选通IGBT管，控制电阻的通断，实现对用电负载的模拟；同时MCU控制单元检测起动/发电控制器7的直流母线电压，通过控制IGBT管的通断，利用电阻消耗直流母线上的电能，实现对直流母线电压的稳定；IGBT电路中的二极管起保护作用，电阻用来作为模拟的负载。

根据电阻阻值的大小，其最小吸收功率与最大吸收功率也是一定的，只能处于一个范围。且Vo不受外部控制，由变频器内部的保护电路进行控制。其中变频器需要选择Vo的占空比可调的变频器。若负载突变，例如突然卸载，则母线电压上升；但是变频器可能无法耐受母线电压上升，因此需要通过对变频器控制，减少功率输入起动发电机1，若模型发动机转速不变，需要增大起动发电机1的同步转速n1。则此时所需消耗转矩下降，模型发动机所需输出转矩下降，此时若是真实发动机，则需要减少燃油流量。当然也可以通过强行提升母线电压，模拟负载突加，但是需与变频器相匹配。根据航空发动机与飞机负载系统的用电需求，本装置设计的最大负载功率为1000W，因此选用的电阻负载功率为1000W，电阻大小为200Ω，电阻个数为10个，总电阻功率为100*10=1000W。

如图2所示，该装置的半物理仿真试验方法具体包括如下过程：起动过程，慢车过程和慢车以上过程：

1）起动过程时，发动机控制器8首先将起动的指令发送给起动/发电控制器7，起动/发电控制器7控制起动发电机1转动，从而带动发动机转子和整个轴转动；此时起动发电机1为起动机状态，伺服电机6为负扭矩模式，由电机驱动器11根据多电航空发动机模型10的气动负载输出负扭矩，以模拟起动过程中起动发电机1的拖动过程产生的转子负载，实现起动发电机1起动过程试验，使所模拟的多电航空发动机模型10的转子加速到点火转速；上升到点火转速后，发动机控制器8输出点火指令，多电航空发动机模型10的发动机点火后，伺服电机6切换至正扭矩模式，与起动发电机1共同带动转子加速至慢车过程；

2）慢车过程时，发动机控制器8根据发动机模型10输出的实际转速让伺服电机6进入工作状态，起动发电机1停止工作，发动机模型10根据燃油流量控制规律加速，伺服电机6根据发动机输出转子转速；

3）慢车以上过程时，发动机正常运转期间，电机驱动器11控制伺服电机6采取转速控制模式，模拟发动机的转子运行，，伺服电机6由电机驱动器11根据多电航空发动机模型10输出实际转速，模拟航空发动机模型的实际转速；起动发电机1处于发电状态，工作所发出的电由用电负载模拟系统12消耗，同时用电负载模拟系统12模拟出电负载的变化情况，发动机控制器8根据当前状态与负载状态进行控制。

异步电机转矩-转速特性曲线如图4所示。其中，A点转矩为起动转矩；B点为最大输出转矩点；C点为额定工作点，即额定转速、额定转矩点；D点为同步转速点，转速为n1，此时异步电机无转差，输出/吸收功率为0；E点为最大发电功率点，其吸收功率最大。因此异步电机分别可以工作在起动过程，共同工作过程，空载过程以及发电过程。

若工作在起动过程，起动发电机1工作在第一象限区内，采用转速控制模式，带动伺服电机6工作。

若工作在共同工作过程，起动发电机1与伺服电机6均工作在第一象限内，通过调节二者变频器频率，使其工作点皆处于第一象限；起动发电机1采用转速模式，进行转速控制；伺服电机6采用转矩模式，提供正转矩，为转矩做出贡献。

若工作在空载过程，此时伺服电机6工作在第一象限内，采用转速模式；而起动发电机1工作在D点，采用转矩模式即可。

若工作在发电过程，伺服电机6工作在第一象限；调节起动发电机1变频器频率，使之工作在第二象限，但是工作点只能处于D~E之间，否则会出现飞车现象。

基于该试验装置，还可进行起动/发电机的工作模式切换试验、功率抽取对发动机状态调节的影响试验、用电负载波动时发电机状态调节控制试验、发动机加减速过渡态协调控制试验等。

若要进行起动/发电机的工作模式切换试验，则可以根据异步电机的特性进行测试试验。主要模拟在慢车阶段异步电机从起动机切换至发电机的整个过程。

若要进行功率抽取对发动机状态调节的影响试验，可以在用电负载模拟系统所消耗功率改变的时候，观察发动机转速及状态的变化进行试验。

若要进行用电负载波动时发电机电压控制试验，可以通过调节用电负载模拟系统进行电阻的调节，同时根据用电负载模拟系统测量出发动机电压，来验证能否实现电负载波动时对发动机电压的控制。

若要进行发动机加减速过渡态协调控制试验，分别需要验证以下发动机在起动、慢车以及慢车以上的协调控制效果。起动状态和慢车过程，在之前的试验有所涉及。在慢车以上时，可以做用电负载波动时多电发动机同时加减速时的转速协调控制试验。此时发电过程负载调节模拟过程应该有以下四种：

状态A：飞机稳定飞行；负载稳定时，模型发动机转速输出稳定。

状态B：飞机稳定飞行；负载突变时（增或减），模型发动机转速一开始不变，则变频器直流母线电压突变，为了使直流母线电压稳定，需要控制变频器改变起动发电机同步转速n1，减少功率输入起动发电机，即起动发电机消耗转矩改变；则模型发动机输出转矩不平衡，会导致转速波动，为了稳定转速，需要改变供油量，最终恢复平衡。

状态C：飞机不稳定飞行（转子加减速过程）；负载稳定时，模型发动机转速输出改变，若负载不变，则此时变频器直流母线电压改变，为了使电压稳定，需要调节变频器改变启动发动机同步转速n1。直流母线电压不变，负载电阻不变，则负载功率不变。对发动机，需要调节燃油量，时转子加速或减速，同时需要匹配起动发电机变频器的参数。

状态D：飞机不稳定飞行；负载突变时

1.转子加速，所需负载增加；转子减速，所需负载减少

此时相当于负载改变，本身就需要转子转速变化，只需对变频器进行微调，使起动发电机同步转速n1匹配即可。本质上需要调节发动机燃油量，同时匹配起动电机变频器参数。

2.转子加速，所需负载减少；转子减速，所需负载增加

此时想到与负载改变与转子加速方向相反，其控制过程与前述过程相差不大，但是需要引入一些约束量，避免起动发电机进入飞车状态，也应该避免变频器发生保护。

以上所述仅为本发明的实施例，并非以此限制本发明的保护范围，凡是利用本说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (10)

1.多电航空发动机起动发电机控制半物理仿真装置，其特征是包括起动发电机（1）、第一柔性联轴器（2）、音轮（3）、飞轮/转动惯量装置（4）、第二柔性联轴器（5）、伺服电机（6）、起动/发电控制器（7）、发动机控制器（8）、转速传感器（9）、多电航空发动机模型（10）、电机驱动器（11）、用电负载模拟系统（12）；其中起动发电机（1）、第一柔性联轴器（2）、音轮（3）、飞轮/转动惯量装置（4）、第二柔性联轴器（5）、伺服电机（6）和转速传感器（9）均安装于实验装置台面上，起动发电机（1）的转轴通过第一柔性联轴器（2）连接音轮（3）一侧的转轴，音轮（3）另一侧的转轴连接飞轮/转动惯量装置（4），飞轮/转动惯量装置（4）通过第二柔性联轴器（5）连接伺服电机（6）的转轴，上述各设备通过同一根转轴依次连接；转速传感器（9）安装于音轮（3）上，并同时与起动/发电控制器（7）、发动机控制器（8）和电机驱动器（11）相连接；起动/发电控制器（7）、电机驱动器（11）和用电负载模拟系统（12）均安装于实验装置控制箱内，其中起动/发电控制器（7）同时连接起动发电机（1）和用电负载模拟系统（12），电机驱动器（11）连接伺服电机（6）；发动机控制器（8）同时连接起动/发电控制器（7）和多电航空发动机模型（10），多电航空发动机模型（10）连接并控制电机驱动器（11）。

2.根据权利要求1所述的多电航空发动机起动发电机控制半物理仿真装置，其特征是所述的起动发电机（1）由起动/发电控制器（7）所控制；基于电机工作过程可逆的原理，起动发电机（1）根据当前状态分别作为起动机或发电机工作，在起动过程工作于起动状态，在发电过程工作于发电状态：当处于起动状态时，起动发电机（1）通过外接电源旋转带动整个轴转动，此时伺服电机（6）工作中在负扭矩状态；当处于发电状态时，伺服电机（6）通过多电航空发动机模型（10）计算出当前状态的转速后，以此转速带动整个轴转动，此时起动发电机（1）转换为向外部供电；所述的起动/发电控制器（7）作为异步感应式起动发电机（1）的驱动器，基于逆变器/整流器可逆的原理，实现电机控制/发电整流的一体化控制。

3.根据权利要求1所述的多电航空发动机起动发电机控制半物理仿真装置，其特征是所述的伺服电机（6）用于模拟多电发动机转速，根据多电航空发动机模型（10）的当前转速进行控制，由电机驱动器（11）驱动伺服电机（6）按起动发电机（1）当前转速进行旋转，模拟多电航空发动机模型（10）的带动起动发电机（1）转子转动的情况。

4.根据权利要求1所述的多电航空发动机起动发电机控制半物理仿真装置，其特征是所述的音轮（3）用于转速测量，所述的光电式转速传感器（9）通过音轮（3）测得当前转子转速对应的脉冲信号，并反馈给起动/发电控制器（7）和电机驱动器（11）以便进行闭环控制，同时输出给发动机控制器（8）作为转速反馈信号。

5.根据权利要求1所述的多电航空发动机起动发电机控制半物理仿真装置，其特征是所述的飞轮/转动惯量装置（4）用于模拟多电发动机转动惯量。

6.根据权利要求1所述的多电航空发动机起动发电机控制半物理仿真装置，其特征是所述的发动机控制器（8）的硬件部分包括核心芯片模块、电源模块、通信模块以及传感器接收模块；核心芯片模块为ARM主芯片以及其周边电路，同时连接并控制其他模块；电源模块用于给各模块供电；传感器接收模块用于接收转速传感器（9）测得的转速信息；通信模块通过SPI和串口通信与起动/发电控制器（7）、用电负载模拟系统（12）以及多电发动机模型（10）实现通信，同时通过TCP/IP协议与控制的上位机进行通信，在上位机进行状态、用电以及转速等的控制；发动机控制器（8）通过TCP/IP协议与上位机进行连接，在上位机对整个控制器进行操作。

7.根据权利要求1所述的多电航空发动机起动发电机控制半物理仿真装置，其特征是所述的多电航空发动机模型（10）为一接口模拟器，发动机模型集中在芯片程序内，通过SPI通信得到发动机控制器（8）的各参数，经过计算后，通过SPI通信将转速数据传给电机驱动器（11）来进行转速的模拟；多电航空发动机模型（10）采用部件级建模方法建立，用于仿真计算多电发动机其他参数，并输出转速使发电机模拟，其输入端为发动机模型（10）的各项参数以及控制器的控制量，通过计算得出各个状态参数输出给发动机控制器（8），并把计算出的实际转速发动给电机驱动器（11）来驱动伺服电机（6）转动。

8.根据权利要求1所述的多电航空发动机起动发电机控制半物理仿真装置，其特征是所述的电机驱动器（11）用于驱动伺服电机（6），采用基于编码器控制的方式，实现转速的精确控制，并接入所匹配的交流电电源；当处于起动状态时，其控制伺服电机（6）工作在负扭矩状态，实现气动负载的模拟；当处于发电状态时，期控制伺服电机（6）工作在转速状态，通过接收来自多电航空发动机模型（10）的转速信号来控制伺服电机（6）达到相对应的转速。

9.根据权利要求1所述的多电航空发动机起动发电机控制半物理仿真装置，其特征是所述的用电负载模拟系统（12）用来模拟在发电过程中发动机用电负载的影响，根据发动机、飞机用电负载的变化，调节电负载模拟装置的负载大小，实现对电负载变化的模拟；其电路结构为一组并联的电阻，通过IGBT管的通断选通，实现负载改变；将起动/发电控制器（7）母线的正负极两根线引出后，并联多组IGBT电路，每组IGBT电路中包括二极管、IGBT以及电阻，每组IGBT电路的门极统一接至MCU控制器，其中IGBT管由MCU控制单元进行控制，MCU控制单元根据用电负载的变化，选通IGBT管，控制电阻的通断，实现对用电负载的模拟；同时MCU控制单元检测起动/发电控制器（7）的直流母线电压，通过控制IGBT管的通断，利用电阻消耗直流母线上的电能，实现对直流母线电压的稳定。

10.根据权利要求1-9中任意一项所述的多电航空发动机起动发电机控制半物理仿真装置，其特征是该装置的多电航空发动机起动发电机控制半物理仿真试验方法具体包括如下过程：

1）起动过程时，发动机控制器（8）首先将起动的指令发送给起动/发电控制器（7），起动/发电控制器（7）控制起动发电机（1）转动，从而带动发动机转子和整个轴转动；此时起动发电机（1）为起动机状态，伺服电机（6）为负扭矩模式，由电机驱动器（11）根据多电航空发动机模型（10）的气动负载输出负扭矩，以模拟起动过程中起动发电机（1）的拖动过程产生的转子负载，实现起动发电机（1）起动过程试验，使所模拟的多电航空发动机模型（10）的转子加速到点火转速；上升到点火转速后，发动机控制器（8）输出点火指令，多电航空发动机模型（10）的发动机点火后，伺服电机（6）切换至正扭矩模式，与起动发电机（1）共同带动转子加速至慢车过程；

2）慢车过程时，发动机控制器（8）根据发动机模型（10）输出的实际转速让伺服电机（6）进入工作状态，起动发电机（1）停止工作，发动机模型（10）根据燃油流量控制规律加速，伺服电机（6）根据发动机输出转子转速；

3）慢车以上过程时，发动机正常运转期间，电机驱动器（11）控制伺服电机（6）采取转速控制模式，模拟发动机的转子运行，，伺服电机（6）由电机驱动器（11）根据多电航空发动机模型（10）输出实际转速，模拟航空发动机模型的实际转速；起动发电机（1）处于发电状态，工作所发出的电由用电负载模拟系统（12）消耗，同时用电负载模拟系统（12）模拟出电负载的变化情况，发动机控制器（8）根据当前状态与负载状态进行控制。

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