航空发电机性能试验系统的设计与实现
摘要:简要介绍了航空发电机的结构、电压调节原理及性能试验系统的组成。详细阐述了其中新型发电机数控调压器电路与控制算法的设计、实现。该系统已成功应用于运7、伊尔76、波音737、某新型战斗机恒装组合发电机等多机型的维修试验中。
关键词:调压器, 数控, 航空发电机
交流无刷发电机是各类现代飞机普遍采用的负电源，在定检及维修后，需要经过严格的性能试验才可投入使用。航空发电机维修和生产厂家都拥有专门的试验系统，其基本环境通常包括：
① 拖动台。固定调试发电机，为被试发电机提供工作动力；
② 调压装置。用于稳定发电机的输出输入电压；
③ 负载装置。按试验要求给被试发电机加负载；
④ 检测发电机各项性能的仪器仪表及试验环境控制装置。
发电机性能试验主要包括加卸载试验、稳定性试验及加减速试验等。试验内容主要是在不同幅度的阶跃负载变化、不同稳定转速加额定负载以及额定负载加一定的角加速度等条件下，测量发电机输出电压动态特性、稳态电压、电流、工作温度等参数。试验参数及技术指标要符合被试发电机维修手册的规定。 目前国内普遍采用传统仪表和手动控制设备完成发电机试验过程，技术手段落后，无法记录试验过程中有关参数的动态过程，对发电机整体性能评价不够全面。同时，为了保证试验过程对发电机电压稳定性和恢复时间的要求，各个厂家大都采用机载调压器构成试验系统的自动调压回路。机载调压器价格十分昂贵，并且一种调压器只能对应一种型号的发电机，所以试验成本很高。由于工艺烦琐，采用手动控制，试验的能耗和可靠性问题也较突出。为此，我们设计实现了两级微机控制的自动试验系统（HDC-1型航空电源计算机试验系统），其中的数控调压器能够在上位机控制下整定控制参数，可以适应多种航空发电机的试验要求，大大减少了试验成本，也实现了试验工艺过程的自动化。
1 航空发电机计算机试验系统结构原理
航空交流无刷发电机的构成原理如图1所示，基本组成部分包括：主发电机、交流激磁机、副激磁机及与之配套的机载调压器(用于保证输出电压的稳定性) 。主发电机是旋转磁极式同步发电机，由定子输出的三相交流电供飞机各部分使用；交流激磁机是旋转电枢式同步发电机，其转子电枢输出三相交流电，经过同在转子上的旋转整流器整流后，为主发电机的旋转磁极提供激磁电流；副激磁机为永磁式旋转磁极同步交流发电机，其输出电压在调压器的控制下为激磁机提供激磁电流，对这个激磁电流进行调节就可以间接地改变主发电机激磁电流，从而达到控制主发电机输出电压的目的。目前我国民用、军用飞机使用的交流无刷发电机的额定容量有20， 40，60，90 kVA等，输出大都为120/208 V，400 Hz三相交流电，但发电机型号众多，对应的调压器参数各不相同。
HDC-1型航空发电机计算机试验系统的总体构成如图2所示。上位机采用一体化工控机，主要完成工艺流程自动控制、试验数据的采集处理、对数控调压器控制参数的自动整定及为用户提供良好的操作界面。下位机包括4个89C52单片机系统，各自完成的功能分别为：
① 数控调压器，被试发电机的电压自动调节，代替机载调压设备，
② 加载控制，根据上位机的指令控制负载的加卸，
③ 拖动电机转速调节，控制变频调速器，调节拖动电机转速，
④ 过载保护等工作，新机种航空发电机十分昂贵，送修的发电机可能有严重故障，保护电路对发电机三相输出过电流情况、激磁电路功率管异常情况作及时处理，可切断激磁电路、拖动台停转及切断拖动台电源。
上下位机之间采用RS485总线进行通信。拖动台上的拖动电机是一台110 kW 交流异步电动机，经过一级变速箱升速后驱动被试发电机工作，利用一台富士通FRENIC132G9变频器实现该拖动电机的转速控制，输出轴功率为90 kW，工作转速范围为4 000～12 000 转/min。
进行试验时，被试发电机固定在拖动台上，由一体化工控机控制系统按工艺要求运行，图3所示是上位机控制试验过程的流程图。试验开始后，上位机首先使被试发电机以额定转速保持空载运行，当下位机之一的数控调压器完成零点校正等准备工作，进入PID 控制状态后，上位机即开始对被试发电机进行各项性能试验，并同步记录各种参数。根据发电机维修手册要求，一般主发电机的输出电压必须稳定在额定值的±2%范围之内，系统中的数控调压器取代机载调压器用于保证这一技术指标。数控调压器是系统的关键，本文将着重介绍其原理。
2 数控调压器的实现原理
数控调压器调压部分电路框图如图4所示，包括三相全波整流、隔离变换、信号调理、A/D转换、单片机系统、脉宽调制、数字隔离、驱动电路等8部分。整个数控调压电路与被试发电机组成了一个闭环控制系统，系统的功能是将发电机输出电压控制在208±4 V 的范围内，主要干扰为发电机负载改变、转速和温度变化等。下面分别说明数控调压器各部分的实现原理。
2.1 反馈信号采样电路
包括三相全波整流、隔离变换、信号调理、A/D转换等4部分，如图4所示。三相全波整流滤波电路将主发电机输出电压的交流电压整流为脉动直流，再由隔离变换器变换为低电压信号，接着由信号调理电路进行滤波和平移放大，得到量程在±10 V范围内的双极性信号，以吻合A/D转换器的量程需要。同时，当主发电机的输出v=208 V时=0 V，的正负变化与v 在208 V上下的变化成正比，经A/D转换后作为调整激磁电流的依据。
信号调理电路中采用UAF42集成滤波器构成截止频率1 kHz的低通滤波器，用于滤除纹波和噪声。 反馈信号采样电路的设计主要考虑两方面的要求：首先是保证系统具有足够的动态响应，整流电路时间常数＜0.5 ms，隔离变换器的时间常数＜2.5 μs ，在整个控制回路中可以忽略不计。其次是有足够的分辨率以满足系统的精度要求。隔离变换器的传输比为42/1，取电位平移放大器基准电压为-7 V，增益为6，则电位平移放大器输出电压为：
（2。1）
当v=208 V时≈0，的动态范围为±10 V时，根据上式可知系统的最大调节范围Δv≈±49 V 。12位A/D转换器的量化分辨率1LSB≈4.883 mV ，根据上式可知它所对应的主发电机电压 v 为0.024 V ，即反馈信号采样电路对主发电机电压v 的测量分辨率为0.024 V ，能够满足精度为±4 V 的控制系统的需要。
2.2 输出电路设计
如图4所示，输出电路包括脉宽调制、数字隔离和MOS 管驱动电路3部分。单片机根据一定的控制算法（综合PID 和砰-砰算法）对量化了的进行运算，运算结果U 保留12位二进制精度，用于控制脉宽调制电路产生相应的PWM （脉宽调制）信号，经隔离后输出给功率MOS 管驱动电路，通过控制功率管的导通率，以调节交流激磁绕组的平均电流，达到控制发电机输出电压的目的。其要点有以下两点：
① 脉宽调制电路：用一个计数器对恒定的脉冲源进行计数，当计数值小于控制值U 时输出高电平；当计数值大于U 后输出低电平；计数器溢出时一个脉冲周期结束，由此得到脉宽正比于U 的脉冲信号。为了保证激磁电流脉动率满足规定要求，要求PWM 信号的周期Tp 远小于激磁回路的时间常数Tj ，通常Tj≥20 ms。提高脉冲源的频率，可以减小Tp 而不降低PWM 的分辨率，但这样做对功率驱动及隔离电路的要求提高。采用4 MHz 脉冲源，12位分辨率时信号周期Tp=1 ms ，对多种发电机的试验结果表明效果良好。
② 隔离及功率驱动电路设计：控制值U 每增减1对应于PWM 输出脉宽改变0.25 μs ，为了保证系统的精度，隔离及功率驱动电路的延迟时间要远小于0.25 μs 。这里采用带宽50 MHz的ISO150数字耦合器和IR 公司上升时间25 ns的IR2110浮动栅极驱动模块，取得了很好的应用效果。
2.3 其他电路
数控调压器中还有RS-485总线接口及零点自校正电路。由于反馈信号采样电路环节较多，且是直流放大，难免会有零点漂移。为此，另外附加一套高精度的交流测量模块，配合单片机中的零点校正程序，在系统空载运行时对反馈信号进行零点校正。
2.4 控制算法的结构
试验中需要以不同负载对被试发电机进行加卸载，通常是依次对发电机施以满载功率10%，30%，50%，70%，100%的阶跃载荷。数控调压器采用复合PID 控制算法。通过调节副激磁电机的激磁电流，控制主发电机的电压。
采样得到的反馈信号中含有2 400 Hz 的脉动成分，它会影响控制器的稳定性，为此，采用整周期平滑滤波予以消除。
前面已经述及，反馈信号采样电路的满量程对应于发电机电压波动±49 V，而当阶跃载荷大于满载功率的50%时，瞬间电压波动会大于±49 V。同时，试验规程要求对发电机施加满载幅度的阶跃载荷时，其调节时间≤150 ms，并且对超调量也有相应要求。采用一般的PID 算法在大偏差时积分累积过大，容易造成过大的超调，这不仅会延长调节时间，同时也不符合试验规程要求。为此，这里综合采用PID 算法和砰-砰算法进行控制。
基本的分段控制增量PID 算法为：
(2，2) 式中：是对电压信号的第k 次采样值；Uk 是第k 次输出的脉宽调制形式的控制量，其值为：
(2.3)
PID 控制的比例、积分、微分系数Kp 、Ki 、Kd ，以及修正量Ck ，根据电压偏移量的大小分段确定，如表1所示。其中， Cm表示输出调节量的最大值。
表1 PID 控制参数
当偏移量＜20 V时，采用标准的PID 调节算法；当偏移量在20～49 V 之间时，采用积分分离削弱积分项，同时增大PID 算法的增益，以提高调节速度；当偏移量＞49 V 后，采用砰-砰控制。
由于同型号航空发电机的参数离散性不大，对于每一种型号的发电机，可以通过试验确定一组最好的Kp 、Ki 、Kd 和Ck 等控制参数，保存起来以备试验中使用。确定最佳控制参数的工作由上位机中的参数自整定程序完成。该程序能够选择不同的控制参数组合传送给数控调压器，然后连续记录运用各组参数进行控制时，不同幅度阶跃载荷作用下的电压调节情况，通过 多次试验后从中选出效果最好的参数组合作为这种发电机的控制参数。
3 结束语
本文介绍的航空发电机计算机试验系统实现了试验过程的自动化，不仅提高了工作效率，更重要的是其测试数据准确，试验结果可靠。系统中的数控电压调节器性能优良，在试验中取代了机载调压器，大大降低了试验成本。该系统在空军某航修厂投入使用以来，对运7、伊尔76、波音737以及某新型战斗机恒装组合发电机等进行了大量台次的试验，很充分的充分证明了该系统设计上的合理性和可靠性。
航空发电机性能试验系统的设计与实现
摘要:简要介绍了航空发电机的结构、电压调节原理及性能试验系统的组成。详细阐述了其中新型发电机数控调压器电路与控制算法的设计、实现。该系统已成功应用于运7、伊尔76、波音737、某新型战斗机恒装组合发电机等多机型的维修试验中。
关键词:调压器, 数控, 航空发电机
交流无刷发电机是各类现代飞机普遍采用的负电源，在定检及维修后，需要经过严格的性能试验才可投入使用。航空发电机维修和生产厂家都拥有专门的试验系统，其基本环境通常包括：
① 拖动台。固定调试发电机，为被试发电机提供工作动力；
② 调压装置。用于稳定发电机的输出输入电压；
③ 负载装置。按试验要求给被试发电机加负载；
④ 检测发电机各项性能的仪器仪表及试验环境控制装置。
发电机性能试验主要包括加卸载试验、稳定性试验及加减速试验等。试验内容主要是在不同幅度的阶跃负载变化、不同稳定转速加额定负载以及额定负载加一定的角加速度等条件下，测量发电机输出电压动态特性、稳态电压、电流、工作温度等参数。试验参数及技术指标要符合被试发电机维修手册的规定。 目前国内普遍采用传统仪表和手动控制设备完成发电机试验过程，技术手段落后，无法记录试验过程中有关参数的动态过程，对发电机整体性能评价不够全面。同时，为了保证试验过程对发电机电压稳定性和恢复时间的要求，各个厂家大都采用机载调压器构成试验系统的自动调压回路。机载调压器价格十分昂贵，并且一种调压器只能对应一种型号的发电机，所以试验成本很高。由于工艺烦琐，采用手动控制，试验的能耗和可靠性问题也较突出。为此，我们设计实现了两级微机控制的自动试验系统（HDC-1型航空电源计算机试验系统），其中的数控调压器能够在上位机控制下整定控制参数，可以适应多种航空发电机的试验要求，大大减少了试验成本，也实现了试验工艺过程的自动化。
1 航空发电机计算机试验系统结构原理
航空交流无刷发电机的构成原理如图1所示，基本组成部分包括：主发电机、交流激磁机、副激磁机及与之配套的机载调压器(用于保证输出电压的稳定性) 。主发电机是旋转磁极式同步发电机，由定子输出的三相交流电供飞机各部分使用；交流激磁机是旋转电枢式同步发电机，其转子电枢输出三相交流电，经过同在转子上的旋转整流器整流后，为主发电机的旋转磁极提供激磁电流；副激磁机为永磁式旋转磁极同步交流发电机，其输出电压在调压器的控制下为激磁机提供激磁电流，对这个激磁电流进行调节就可以间接地改变主发电机激磁电流，从而达到控制主发电机输出电压的目的。目前我国民用、军用飞机使用的交流无刷发电机的额定容量有20， 40，60，90 kVA等，输出大都为120/208 V，400 Hz三相交流电，但发电机型号众多，对应的调压器参数各不相同。
HDC-1型航空发电机计算机试验系统的总体构成如图2所示。上位机采用一体化工控机，主要完成工艺流程自动控制、试验数据的采集处理、对数控调压器控制参数的自动整定及为用户提供良好的操作界面。下位机包括4个89C52单片机系统，各自完成的功能分别为：
① 数控调压器，被试发电机的电压自动调节，代替机载调压设备，
② 加载控制，根据上位机的指令控制负载的加卸，
③ 拖动电机转速调节，控制变频调速器，调节拖动电机转速，
④ 过载保护等工作，新机种航空发电机十分昂贵，送修的发电机可能有严重故障，保护电路对发电机三相输出过电流情况、激磁电路功率管异常情况作及时处理，可切断激磁电路、拖动台停转及切断拖动台电源。
上下位机之间采用RS485总线进行通信。拖动台上的拖动电机是一台110 kW 交流异步电动机，经过一级变速箱升速后驱动被试发电机工作，利用一台富士通FRENIC132G9变频器实现该拖动电机的转速控制，输出轴功率为90 kW，工作转速范围为4 000～12 000 转/min。
进行试验时，被试发电机固定在拖动台上，由一体化工控机控制系统按工艺要求运行，图3所示是上位机控制试验过程的流程图。试验开始后，上位机首先使被试发电机以额定转速保持空载运行，当下位机之一的数控调压器完成零点校正等准备工作，进入PID 控制状态后，上位机即开始对被试发电机进行各项性能试验，并同步记录各种参数。根据发电机维修手册要求，一般主发电机的输出电压必须稳定在额定值的±2%范围之内，系统中的数控调压器取代机载调压器用于保证这一技术指标。数控调压器是系统的关键，本文将着重介绍其原理。
2 数控调压器的实现原理
数控调压器调压部分电路框图如图4所示，包括三相全波整流、隔离变换、信号调理、A/D转换、单片机系统、脉宽调制、数字隔离、驱动电路等8部分。整个数控调压电路与被试发电机组成了一个闭环控制系统，系统的功能是将发电机输出电压控制在208±4 V 的范围内，主要干扰为发电机负载改变、转速和温度变化等。下面分别说明数控调压器各部分的实现原理。
2.1 反馈信号采样电路
包括三相全波整流、隔离变换、信号调理、A/D转换等4部分，如图4所示。三相全波整流滤波电路将主发电机输出电压的交流电压整流为脉动直流，再由隔离变换器变换为低电压信号，接着由信号调理电路进行滤波和平移放大，得到量程在±10 V范围内的双极性信号，以吻合A/D转换器的量程需要。同时，当主发电机的输出v=208 V时=0 V，的正负变化与v 在208 V上下的变化成正比，经A/D转换后作为调整激磁电流的依据。
信号调理电路中采用UAF42集成滤波器构成截止频率1 kHz的低通滤波器，用于滤除纹波和噪声。 反馈信号采样电路的设计主要考虑两方面的要求：首先是保证系统具有足够的动态响应，整流电路时间常数＜0.5 ms，隔离变换器的时间常数＜2.5 μs ，在整个控制回路中可以忽略不计。其次是有足够的分辨率以满足系统的精度要求。隔离变换器的传输比为42/1，取电位平移放大器基准电压为-7 V，增益为6，则电位平移放大器输出电压为：
（2。1）
当v=208 V时≈0，的动态范围为±10 V时，根据上式可知系统的最大调节范围Δv≈±49 V 。12位A/D转换器的量化分辨率1LSB≈4.883 mV ，根据上式可知它所对应的主发电机电压 v 为0.024 V ，即反馈信号采样电路对主发电机电压v 的测量分辨率为0.024 V ，能够满足精度为±4 V 的控制系统的需要。
2.2 输出电路设计
如图4所示，输出电路包括脉宽调制、数字隔离和MOS 管驱动电路3部分。单片机根据一定的控制算法（综合PID 和砰-砰算法）对量化了的进行运算，运算结果U 保留12位二进制精度，用于控制脉宽调制电路产生相应的PWM （脉宽调制）信号，经隔离后输出给功率MOS 管驱动电路，通过控制功率管的导通率，以调节交流激磁绕组的平均电流，达到控制发电机输出电压的目的。其要点有以下两点：
① 脉宽调制电路：用一个计数器对恒定的脉冲源进行计数，当计数值小于控制值U 时输出高电平；当计数值大于U 后输出低电平；计数器溢出时一个脉冲周期结束，由此得到脉宽正比于U 的脉冲信号。为了保证激磁电流脉动率满足规定要求，要求PWM 信号的周期Tp 远小于激磁回路的时间常数Tj ，通常Tj≥20 ms。提高脉冲源的频率，可以减小Tp 而不降低PWM 的分辨率，但这样做对功率驱动及隔离电路的要求提高。采用4 MHz 脉冲源，12位分辨率时信号周期Tp=1 ms ，对多种发电机的试验结果表明效果良好。
② 隔离及功率驱动电路设计：控制值U 每增减1对应于PWM 输出脉宽改变0.25 μs ，为了保证系统的精度，隔离及功率驱动电路的延迟时间要远小于0.25 μs 。这里采用带宽50 MHz的ISO150数字耦合器和IR 公司上升时间25 ns的IR2110浮动栅极驱动模块，取得了很好的应用效果。
2.3 其他电路
数控调压器中还有RS-485总线接口及零点自校正电路。由于反馈信号采样电路环节较多，且是直流放大，难免会有零点漂移。为此，另外附加一套高精度的交流测量模块，配合单片机中的零点校正程序，在系统空载运行时对反馈信号进行零点校正。
2.4 控制算法的结构
试验中需要以不同负载对被试发电机进行加卸载，通常是依次对发电机施以满载功率10%，30%，50%，70%，100%的阶跃载荷。数控调压器采用复合PID 控制算法。通过调节副激磁电机的激磁电流，控制主发电机的电压。
采样得到的反馈信号中含有2 400 Hz 的脉动成分，它会影响控制器的稳定性，为此，采用整周期平滑滤波予以消除。
前面已经述及，反馈信号采样电路的满量程对应于发电机电压波动±49 V，而当阶跃载荷大于满载功率的50%时，瞬间电压波动会大于±49 V。同时，试验规程要求对发电机施加满载幅度的阶跃载荷时，其调节时间≤150 ms，并且对超调量也有相应要求。采用一般的PID 算法在大偏差时积分累积过大，容易造成过大的超调，这不仅会延长调节时间，同时也不符合试验规程要求。为此，这里综合采用PID 算法和砰-砰算法进行控制。
基本的分段控制增量PID 算法为：
(2，2) 式中：是对电压信号的第k 次采样值；Uk 是第k 次输出的脉宽调制形式的控制量，其值为：
(2.3)
PID 控制的比例、积分、微分系数Kp 、Ki 、Kd ，以及修正量Ck ，根据电压偏移量的大小分段确定，如表1所示。其中， Cm表示输出调节量的最大值。
表1 PID 控制参数
当偏移量＜20 V时，采用标准的PID 调节算法；当偏移量在20～49 V 之间时，采用积分分离削弱积分项，同时增大PID 算法的增益，以提高调节速度；当偏移量＞49 V 后，采用砰-砰控制。
由于同型号航空发电机的参数离散性不大，对于每一种型号的发电机，可以通过试验确定一组最好的Kp 、Ki 、Kd 和Ck 等控制参数，保存起来以备试验中使用。确定最佳控制参数的工作由上位机中的参数自整定程序完成。该程序能够选择不同的控制参数组合传送给数控调压器，然后连续记录运用各组参数进行控制时，不同幅度阶跃载荷作用下的电压调节情况，通过 多次试验后从中选出效果最好的参数组合作为这种发电机的控制参数。
3 结束语
本文介绍的航空发电机计算机试验系统实现了试验过程的自动化，不仅提高了工作效率，更重要的是其测试数据准确，试验结果可靠。系统中的数控电压调节器性能优良，在试验中取代了机载调压器，大大降低了试验成本。该系统在空军某航修厂投入使用以来，对运7、伊尔76、波音737以及某新型战斗机恒装组合发电机等进行了大量台次的试验，很充分的充分证明了该系统设计上的合理性和可靠性。