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CN111900909B - 一种飞机起发一体电机的控制方法 - Google Patents

一种飞机起发一体电机的控制方法 Download PDF

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Abstract

本申请属于飞机相关技术领域，尤其涉及一种飞机起发一体电机的控制方法，包括如下步骤：S1、在起动模式下，首先需对电流进行坐标变化。自然坐标系下的电流波形转换为同步旋转轴，此时测量值与参考值相比较后通过PI控制器可实现无误差调节。S2、SG过渡控制包括控制地面电源接入和断开、闭环控制策略的转换、设备负载开关的接入和断开。S3、在发电模式下，SG输出的最大直流电压受母线电压限制。本发明提供一套完整的飞机起发一体电机的控制策略，既能保证SG在飞机发动机起动时提供足够的动能，还能保证过渡转换的安全性，以及平滑切换到发电模式，为全机提供高品质的电能，为起发一体电机运用于多电飞机和全电飞机提供了技术支撑。

Description

一种飞机起发一体电机的控制方法
技术领域
本申请属于飞机相关技术领域，尤其涉及一种飞机起发一体电机的控制方法。
背景技术
为满足电力负荷不断增长的需求，减少飞机排放，提高燃油经济性，降低系统总成本，适应航空航天工业的发展，国内外提出了多电飞机(More Electronic Aircraft，MEA)的概念。起动-发电系统(starter–generator，SG)作为MEA的关键子系统之一，在起动模式下SG可用于起动发动机或辅助动力装置，在发电模式下SG作为发电机运行，为全机提供电能。近十年发电子系统和电力转换电子设备容量的不断增加，为发动机的电力起动提供了条件。
SG作为一个集成单元，仍可采用基于三级式发电机系统架构的模型实现，包括三个独立的无刷发电机，即永磁发电机、主励磁机(Main exciter，ME)、和一个主发电机(Maingenerator，MG)。在起动模式下，主励磁机(ME)励磁源的直流母线由机载直流电源供电，ME的定子绕组由励磁电源供电，形成旋转磁场。感应ME的转子电流由旋转整流器进行整流，然后送入主发电机的励磁绕组(MG)。在发电模式下可借鉴现有民机、军机工作模式基础进行开发。
完整的起发一体电机SG在汽车领域研究较多，如CN 108845254 A一种IBSG起发一体电机系统台架及测试方法和装置和CN 108964306 A用于48V起发一体电机的爪极及转子。而其在飞机上的应用未曾探究。CN 208401697 U一种用于无人机的起动发电一体装置，针对飞机上信息数据如何采集以及数据处理，而对起发一体具体的控制方法未作研究。飞机环境较地面汽车有更复杂的电磁环境，更严苛的工作条件，无法直接借鉴汽车领域起发一体电机研究成果。现国内外针对航空领域SG电机结构、材料、半导体器件研究较多，而对于整个飞机的起动、过渡转换、发电控制的策略研究却未有出现。
发明内容
为了克服现有的技术中存在的上述不足之处，本发明提供一种飞机起发一体电机的控制方法，保证SG在飞机发动机起动时提供足够的动能，在切换时能平滑转换到发电模式，并为全机提供高质量的电能。
为实现上述技术效果，本申请的技术方案如下：
一种飞机起发一体电机的控制方法，具体包括如下步骤：
S1、起动模式控制
在起动模式下，首先需对电流进行坐标变化。自然坐标系(abc)下的电流波形转换为同步旋转轴(dq)，此时测量值与参考值相比较后通过PI控制器可实现无误差调节。图1所示为静止abc坐标系、静止αβ坐标系及旋转dq坐标系之间的关系图。
为了得到dq坐标系下的变量。首先利用等功率的Clarke变换将静止abc坐标系中变量xabc变换到静止αβ坐标系中，再利用Park变换将静止αβ坐标系中的变量变换到旋转dq坐标系下得到变量xdq，完整的坐标变换公式为：
Figure BDA0002542624120000021
其中，[xabc]和[xdq]分别表示三相静止abc坐标系与两相旋转dq坐标系下的变量。如图1所示，角速度θ为ωmt。
相应的，从dq坐标系下的变量变回abc坐标系下，只需采用Park和Clarke反变换即可，具体变换公式为：
Figure BDA0002542624120000022
如图2所示，采用多闭环比例-积分(proportional-integral，PI)控制系统，其中转速ωm和电压E作为外环控制，电流作为内环控制：
Figure BDA0002542624120000023
其中q轴PI控制器的比例-积分系数ksqp和ksqi分别为1和10，d轴PI控制器的比例-积分系数ksdp和ksdi分别为1和10，ω* m和E*分别为额定转速和额定电压。
利用式(1)将三相电流iabc通过坐标变换得到d轴电流id和q轴电流iq，i* d和i* q分别为d轴电流和q轴电流的参考值，进一步基于dq坐标系的电流可采用PI控制器实现无误差调节：
Figure BDA0002542624120000031
得到的d轴控制电压ud、和q轴控制电压uq可用式(2)反变换回自然坐标系下，通过SPWM调节控制变换器。其中PI控制器的比例-积分系数kip和kii分别为1.4和100。
此外，电压
Figure BDA0002542624120000032
用于闭环控制。
图2，发电机磁通和电感量分别由
Figure BDA0002542624120000033
和L表示，主发电机额定电功率为64kVA，极对数P为4，额定输出线电压为110V。从图5可看出发动机n2转速变化仿真测试图，由SG将带动发动机转动。
S2、过渡模式控制
SG过渡控制包括控制地面电源接入和断开、闭环控制策略的转换、设备负载开关的接入和断开。建立基于信号f(k)的过渡控制过程。f(k)用于具体控制线路中的多输入多输出开关的运作方式。如图3所示为f(k)逻辑图，即：
通过地面电源或蓄电池接通确认后，判断发动机高压转子转速n2≥57％且确认SG电磁转矩≤ωsoff，则向飞机电源系统送出允许关闭地面电源请求；
待收到关闭信号后，确认SG电磁转矩≥(0.9～1.0)ωgmin，飞机向SG发出转发电模式指令；
其中ωsoff和ωgmin分别为SG在起动模式和发电模式下的电磁转矩限值。
SG转为发电模式，通过霍尔传感器采集输出电压稳定在270V后，接通飞机主直流接触器，允许向负载供电，具体负载供电由飞机系统指令决定负载端断路器的接通，其中K1、K2为切换开关。
S3、发电模式控制
在发电模式下，SG输出的最大直流电压受母线电压限制。当转速从ωDCmin～ωDCmax时，可将电压可以调节到270VAC，满足飞机用电要求。但当转速小于ωDCmin时，输出电压受最大输出功率限制，而当转速超过ωDCmax时，终端电压失控。本发明选取最小限值转速ωDCmin和最大限值转速ωDCmax分别为2000rpm和12000rpm。
建立如图4所示的控制结构图。在发电模式下，采用电压电流双闭环控制系统，其中电压外环为改进的基于转速的改进电压闭环控制：
Figure BDA0002542624120000041
其中q轴PI控制器的比例-积分系数kgqp和kgqi分别为0.03和0.6，d轴PI控制器的比例-积分系数kgdp和kgdi分别为0.03和0.6。
SG输出最大电压和电流限值为Vmax和imax，通过基于转速变化优化控制器Gtrans将SG终端电压限制在其最大电压Vmax以内，当SG电压低于Vmax时，Gtrans输出为0；当SG电压超过Vmax时，输出参考电流调整为负值-imax，用于保证SG电压输出质量。
本申请的优点在于：
本发明提供一套完整的飞机起发一体电机的控制策略，既能保证SG在飞机发动机起动时提供足够的动能，还能保证过渡转换的安全性，以及平滑切换到发电模式，为全机提供高质量高品质的电能，为起发一体电机运用于多电飞机和全电飞机提供了技术支撑。
附图说明
图1为静止abc坐标系与静止αβ坐标系及dq坐标系关系示意图。
图2为起发一体电机整体控制框图。
图3为过渡控制f(k)控制逻辑流程图。
图4为基于变化转速发电模式优化控制图。
图5为发动机n2转速变化仿真测试图。
图6为SG输出电压仿真测试图。
具体实施方式
一种飞机起发一体电机的控制方法，具体包括如下步骤：
S1、起动模式控制
在起动模式下，首先需对电流进行坐标变化。自然坐标系(abc)下的电流波形转换为同步旋转轴(dq)，此时测量值与参考值相比较后通过PI控制器可实现无误差调节。图1所示为静止abc坐标系、静止αβ坐标系及旋转dq坐标系之间的关系图。
为了得到dq坐标系下的变量。首先利用等功率的Clarke变换将静止abc坐标系中变量xabc变换到静止αβ坐标系中，再利用Park变换将静止αβ坐标系中的变量变换到旋转dq坐标系下得到变量xdq，完整的坐标变换公式为：
Figure BDA0002542624120000051
其中，[xabc]和[xdq]分别表示三相静止abc坐标系与两相旋转dq坐标系下的变量。如图1所示，角速度θ为ωmt。
相应的，从dq坐标系下的变量变回abc坐标系下，只需采用Park和Clarke反变换即可，具体变换公式为：
Figure BDA0002542624120000052
如图2所示，采用多闭环比例-积分(proportional-integral，PI)控制系统，其中转速ωm和电压E作为外环控制，电流作为内环控制：
Figure BDA0002542624120000053
其中q轴PI控制器的比例-积分系数ksqp和ksqi分别为1和10，d轴PI控制器的比例-积分系数ksdp和ksdi分别为1和10，ω* m和E*分别为额定转速和额定电压。
利用式(1)将三相电流iabc通过坐标变换得到d轴电流id和q轴电流iq，i* d和i* q分别为d轴电流和q轴电流的参考值，进一步基于dq坐标系的电流可采用PI控制器实现无误差调节：
Figure BDA0002542624120000061
得到的d轴控制电压ud、和q轴控制电压uq可用式(2)反变换回自然坐标系下，通过SPWM调节控制变换器。其中PI控制器的比例-积分系数kip和kii分别为1.4和100。
此外，电压
Figure BDA0002542624120000062
用于闭环控制。
图2，发电机磁通和电感量分别由
Figure BDA0002542624120000063
和L表示，主发电机额定电功率为64kVA，极对数P为4，额定输出线电压为110V。从图5可看出发动机n2转速变化仿真测试图，由SG将带动发动机转动。
S2、过渡模式控制
SG过渡控制包括控制地面电源接入和断开、闭环控制策略的转换、设备负载开关的接入和断开。建立基于信号f(k)的过渡控制过程。f(k)用于具体控制线路中的多输入多输出开关的运作方式。如图3所示为f(k)逻辑图，即：
通过地面电源或蓄电池接通确认后，判断发动机高压转子转速n2≥57％且确认SG电磁转矩≤ωsoff，则向飞机电源系统送出允许关闭地面电源请求；
待收到关闭信号后，确认SG电磁转矩≥(0.9～1.0)ωgmin，飞机向SG发出转发电模式指令；
其中ωsoff和ωgmin分别为SG在起动模式和发电模式下的电磁转矩限值。
SG转为发电模式，通过霍尔传感器采集输出电压稳定在270V后，接通飞机主直流接触器，允许向负载供电，具体负载供电由飞机系统指令决定负载端断路器的接通，其中K1、K2为切换开关。
S3、发电模式控制
在发电模式下，SG输出的最大直流电压受母线电压限制。当转速从ωDCmin～ωDCmax时，可将电压可以调节到270VAC，满足飞机用电要求。但当转速小于ωDCmin时，输出电压受最大输出功率限制，而当转速超过ωDCmax时，终端电压失控。本发明选取最小限值转速ωDCmin和最大限值转速ωDCmax分别为2000rpm和12000rpm。
建立如图4所示的控制结构图。在发电模式下，采用电压电流双闭环控制系统，其中电压外环为改进的基于转速的改进电压闭环控制：
Figure BDA0002542624120000071
其中q轴PI控制器的比例-积分系数kgqp和kgqi分别为0.03和0.6，d轴PI控制器的比例-积分系数kgdp和kgdi分别为0.03和0.6。
SG输出最大电压和电流限值为Vmax和imax，通过基于转速变化优化控制器Gtrans将SG终端电压限制在其最大电压Vmax以内，当SG电压低于Vmax时，Gtrans输出为0；当SG电压超过Vmax时，输出参考电流调整为负值-imax，用于保证SG电压输出质量。
本发明提供一套完整的飞机起发一体电机的控制策略，既能保证SG在飞机发动机起动时提供足够的动能，还能保证过渡转换的安全性，以及平滑切换到发电模式，为全机提供高质量高品质的电能，为起发一体电机运用于多电飞机和全电飞机提供了技术支撑。

Claims (2)

1.一种飞机起发一体电机的控制方法，其特征在于：具体包括如下步骤：
S1、起动模式控制
在起动模式下，首先需对电流进行坐标变化，自然坐标系(abc)下的电流波形转换为同步旋转轴(dq)，此时测量值与参考值相比较后通过PI控制器可实现无误差调节；
S2、过渡模式控制
SG过渡控制包括控制地面电源接入和断开、闭环控制策略的转换、设备负载开关的接入和断开，建立基于信号f(k)的过渡控制过程，f(k)用于具体控制线路中的多输入多输出开关的运作方式；
S3、发电模式控制
在发电模式下，SG输出的最大直流电压受母线电压限制，当转速从ωDCmin～ωDCmax时，可将电压调节到满足飞机用电要求，但当转速小于ωDCmin时，输出电压受最大输出功率限制，而当转速超过ωDCmax时，终端电压失控；
S1中为了得到dq坐标系下的变量，首先利用等功率的Clarke变换将静止abc坐标系中变量xabc变换到静止αβ坐标系中，再利用Park变换将静止αβ坐标系中的变量变换到旋转dq坐标系下得到变量xdq，完整的坐标变换公式为：
Figure FDA0003101635480000011
其中，[xabc]和[xdq]分别表示三相静止abc坐标系与两相旋转dq坐标系下的变量；
相应的，从dq坐标系下的变量变回abc坐标系下，只需采用Park和Clarke反变换即可，具体变换公式为：
Figure FDA0003101635480000012
采用多闭环比例-积分PI控制系统，其中转速ωm和电压E作为外环控制，电流作为内环控制：
Figure FDA0003101635480000021
其中q轴PI控制器的比例-积分系数ksqp和ksqi分别为1和10，d轴PI控制器的比例-积分系数ksdp和ksdi分别为1和10，ω* m和E*分别为额定转速和额定电压；
利用式(1)将三相电流iabc通过坐标变换得到d轴电流id和q轴电流iq，i* d和i* q分别为d轴电流和q轴电流的参考值，进一步基于dq坐标系的电流可采用PI控制器实现无误差调节：
Figure FDA0003101635480000022
得到的d轴控制电压ud、和q轴控制电压uq可用式(2)反变换回自然坐标系下，通过SPWM调节控制变换器，其中PI控制器的比例-积分系数kip和kii分别为1.4和100；
此外，电压
Figure FDA0003101635480000023
用于闭环控制；
S2中通过地面电源或蓄电池接通确认后，判断发动机高压转子转速n2≥57％且确认SG电磁转矩≤ωsoff，则向飞机电源系统送出允许关闭地面电源请求；
待收到关闭信号后，确认SG电磁转矩≥(0.9～1.0)ωgmin，飞机向SG发出转发电模式指令；
其中ωsoff和ωgmin分别为SG在起动模式和发电模式下的电磁转矩限值；
SG转为发电模式，通过霍尔传感器采集输出电压稳定预设电压后，接通飞机主直流接触器，允许向负载供电，具体负载供电由飞机系统指令决定负载端断路器的接通；
在发电模式下，采用电压电流双闭环控制系统，其中电压外环为改进的基于转速的改进电压闭环控制：
Figure FDA0003101635480000024
其中q轴PI控制器的比例-积分系数kgqp和kgqi分别为0.03和0.6，d轴PI控制器的比例-积分系数kgdp和kgdi分别为0.03和0.6；
SG输出最大电压和电流限值为Vmax和imax，通过基于转速变化优化控制器Gtrans将SG终端电压限制在其最大电压Vmax以内，当SG电压低于Vmax时，Gtrans输出为0；当SG电压超过Vmax时，输出参考电流调整为负值-imax，用于保证SG电压输出质量。
2.根据权利要求1所述的一种飞机起发一体电机的控制方法，其特征在于：得到电流内环的参考值
Figure FDA0003101635480000031
和
Figure FDA0003101635480000032
按式(4)方式控制，以SG转为发电模式计算，通过闭环电压调节，保证输出电压稳定直流电压。
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