任仁良，王 靜，王雪嬌

（1.中國(guó)民航大學(xué)工程技術(shù)訓(xùn)練中心，天津 300300；2.中國(guó)民航大學(xué)航空自動(dòng)化學(xué)院，天津 300300）

飛機(jī)發(fā)電機(jī)飛升曲線的測(cè)量及傳遞函數(shù)的建立

任仁良1，王 靜2，王雪嬌2

（1.中國(guó)民航大學(xué)工程技術(shù)訓(xùn)練中心，天津 300300；2.中國(guó)民航大學(xué)航空自動(dòng)化學(xué)院，天津 300300）

為建立飛機(jī)發(fā)電機(jī)的傳遞函數(shù)，設(shè)計(jì)基于虛擬儀器技術(shù)的飛機(jī)發(fā)電機(jī)飛升曲線測(cè)試系統(tǒng)。該系統(tǒng)采用NI公司的DAQ-6211高速采集卡實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)采集，利用LabVIEW實(shí)現(xiàn)對(duì)數(shù)據(jù)的處理及飛升曲線的顯示；并利用matlab軟件進(jìn)行系統(tǒng)辨識(shí)，從而建立飛機(jī)發(fā)電機(jī)的傳遞函數(shù)。實(shí)測(cè)證明，只要調(diào)壓系統(tǒng)在電感負(fù)載或低功率因數(shù)下穩(wěn)定，則在其他負(fù)載下一定穩(wěn)定。該飛升曲線測(cè)試方法安全可靠，發(fā)電機(jī)傳遞函數(shù)的建立為機(jī)載電源系統(tǒng)穩(wěn)定性的理論分析和發(fā)電機(jī)調(diào)壓器設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

飛機(jī)發(fā)電機(jī)；飛升曲線；傳遞函數(shù)；LabVIEW；Matlab

0 引 言

飛機(jī)機(jī)載電源的可靠性和穩(wěn)定性，直接關(guān)系機(jī)載電氣電子設(shè)備的正常工作，甚至影響飛行安全。2006年國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)組織修改了ISO 1540——1984《航空航天飛機(jī)電源和主配電點(diǎn)的有關(guān)設(shè)備組合系統(tǒng)的特性》，推出了ISO 1540——2006標(biāo)準(zhǔn)《航空航天 飛機(jī)電源有關(guān)設(shè)備組合系統(tǒng)的特性》，對(duì)機(jī)載電源的特性做出了更加嚴(yán)格的要求。為了分析機(jī)載電源的穩(wěn)定性，必須建立由發(fā)電機(jī)和調(diào)壓器構(gòu)成的電壓調(diào)節(jié)系統(tǒng)[1]的傳遞函數(shù)，相對(duì)來(lái)說(shuō)，調(diào)壓器傳遞函數(shù)比較容易建立；而飛機(jī)發(fā)電機(jī)一般為三級(jí)發(fā)電機(jī)，結(jié)構(gòu)較復(fù)雜，用理論方法建立傳遞函數(shù)有一定的局限性，存在較大偏差。

飛機(jī)發(fā)電機(jī)的勵(lì)磁繞組電壓激增時(shí)，發(fā)電機(jī)的相電壓會(huì)出現(xiàn)瞬間由低到高的變化曲線[2]，即為飛升曲線。對(duì)飛機(jī)發(fā)電機(jī)飛升曲線的采集測(cè)量一直是個(gè)難題，因?yàn)榍€飛升過(guò)程非常短暫，一般在零點(diǎn)幾秒內(nèi)結(jié)束。以往的研究都是利用示波器捕捉采集的曲線，并近似讀取電壓值；本實(shí)驗(yàn)選用虛擬儀器技術(shù)，可以完成對(duì)飛升曲線的準(zhǔn)確測(cè)量，并利用Matlab軟件對(duì)其進(jìn)行系統(tǒng)辨識(shí)，從而擬合出發(fā)電機(jī)近似傳遞函數(shù)數(shù)學(xué)模型[3]。

1 測(cè)試系統(tǒng)設(shè)計(jì)

本測(cè)試系統(tǒng)硬件系統(tǒng)框圖如圖1所示。測(cè)試系統(tǒng)主要包括直流電源、控制電路、飛機(jī)發(fā)電機(jī)、程控負(fù)載箱、電壓調(diào)理電路、采集卡和計(jì)算機(jī)7部分。被測(cè)飛機(jī)發(fā)電機(jī)的型號(hào)為 976-J118（Westinghouse Electric Corporation生產(chǎn)），額定功率為30kW。

圖1 飛機(jī)發(fā)電機(jī)飛升曲線測(cè)量系統(tǒng)框圖

測(cè)試時(shí)，需要斷開發(fā)電機(jī)的調(diào)壓器，由直流電源向勵(lì)磁繞組供電。圖中，控制電路與直流電源串聯(lián)接入勵(lì)磁繞組中，計(jì)算機(jī)通過(guò)采集卡發(fā)送驅(qū)動(dòng)信號(hào)給控制電路，控制電路通過(guò)繼電器短接電阻的方式使勵(lì)磁繞組的電壓瞬間加大，相當(dāng)于給勵(lì)磁繞組上加了一個(gè)階躍信號(hào)。計(jì)算機(jī)通過(guò)RS485串口對(duì)程控負(fù)載箱進(jìn)行加卸載和功率因數(shù)設(shè)定，電壓信號(hào)處理電路將發(fā)電機(jī)輸出電壓降壓調(diào)理后，供數(shù)據(jù)采集卡采集，計(jì)算機(jī)對(duì)采集的數(shù)據(jù)進(jìn)行分析處理。

本測(cè)試系統(tǒng)中用到的數(shù)據(jù)采集卡是NI公司的DAQ-6211，它的單通道最大采集速度可達(dá)250kHz；本實(shí)驗(yàn)中，飛機(jī)發(fā)電機(jī)電壓的頻率是400Hz，設(shè)定采樣速率為8kHz，滿足香農(nóng)采樣定理，采集卡滿足測(cè)試要求。

2 測(cè)試過(guò)程及測(cè)試系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)

2.1 測(cè)試流程

飛機(jī)發(fā)電機(jī)電壓飛升曲線的測(cè)量流程圖如圖2所示。在加平衡負(fù)載的條件下，只對(duì)A相進(jìn)行飛升曲線的測(cè)量即可。

測(cè)試前做好準(zhǔn)備工作，斷開調(diào)壓器，等待發(fā)電機(jī)相電壓升至115V。計(jì)算機(jī)設(shè)定功率因數(shù)及負(fù)載，通過(guò)RS485串口給發(fā)電機(jī)加載，此時(shí)電壓有所下降，旋轉(zhuǎn)直流電源開關(guān)增加勵(lì)磁繞組的電壓，直至相電壓恢復(fù)到115V。

圖2 飛機(jī)發(fā)電機(jī)飛升曲線測(cè)試過(guò)程流程圖

加載后電壓穩(wěn)定在115V時(shí)，控制電路的繼電器常閉觸點(diǎn)斷開，將控制電路中的電阻接入勵(lì)磁繞組中，勵(lì)磁電壓下降，相電壓下降，待相電壓穩(wěn)定5s后，繼電器常閉觸點(diǎn)吸合，電阻被短接，勵(lì)磁電壓增大，相電壓也瞬間增大，而要采集的電壓飛升曲線就在繼電器常閉觸點(diǎn)吸合的零點(diǎn)幾秒內(nèi)。

2.2 數(shù)據(jù)采集

本系統(tǒng)選用LabVIEW2011集成軟件開發(fā)平臺(tái)進(jìn)行發(fā)電機(jī)飛升曲線的數(shù)據(jù)采集處理和存儲(chǔ)；選用Matlab作為系統(tǒng)辨識(shí)的基礎(chǔ)軟件，對(duì)存儲(chǔ)的數(shù)據(jù)進(jìn)行辨識(shí)處理，求取飛機(jī)發(fā)電機(jī)的傳遞函數(shù)。

飛機(jī)發(fā)電機(jī)電壓飛升曲線的采集是一個(gè)非常短暫的過(guò)程，在0.3s以內(nèi)。本測(cè)試系統(tǒng)利用LabVIEW設(shè)計(jì)程序通過(guò)采集卡發(fā)送驅(qū)動(dòng)信號(hào)給控制電路，必須保證繼電器的常閉觸點(diǎn)吸合時(shí)，程序已經(jīng)準(zhǔn)備好等待采集。為采到這個(gè)短暫的過(guò)程，設(shè)計(jì)程序針對(duì)繼電器吸合時(shí)間做了測(cè)試，測(cè)量出延遲時(shí)間，在數(shù)據(jù)采集時(shí)扣除該時(shí)間[4]，保證不丟失曲線飛升的過(guò)程，確保采集數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性，這是實(shí)驗(yàn)?zāi)芊癯晒Φ年P(guān)鍵。

在實(shí)際測(cè)量時(shí)，LabVIEW程序設(shè)計(jì)對(duì)觸發(fā)繼電器和數(shù)據(jù)采集實(shí)現(xiàn)了順序自動(dòng)控制，先是給采集卡輸出口一個(gè)高電平（5V），繼電器常閉觸點(diǎn)斷開，設(shè)定5 s后（多次實(shí)驗(yàn)證實(shí)此時(shí)的相電壓已穩(wěn)定），再給輸出口一個(gè)低電平（0 V），繼電器常閉觸點(diǎn)吸合，500 ms后（扣除繼電器延時(shí)時(shí)間）輸入端口進(jìn)行數(shù)據(jù)采集。對(duì)輸出和輸入口控制都是利用LabVIEW程序中的DAQ助手實(shí)現(xiàn)，做到了驅(qū)動(dòng)和采集互不影響，甚至可以同步進(jìn)行。

2.3 數(shù)據(jù)計(jì)算與存儲(chǔ)

根據(jù)暫態(tài)浪涌電壓與其等值階躍作用相當(dāng)?shù)脑恚梢园岩粋€(gè)復(fù)雜的暫態(tài)浪涌電壓轉(zhuǎn)換為它的等值均方根[5-7]，利用這種方法，先將采集的數(shù)據(jù)存儲(chǔ)起來(lái)，電壓恢復(fù)到穩(wěn)定值后再進(jìn)行數(shù)據(jù)計(jì)算顯示，并存儲(chǔ)處理后的數(shù)據(jù)。

工程中，常要滿足這樣的采樣定理：T0=T95/（5～15），其中T0表示采樣周期，T95表示過(guò)程階躍響應(yīng)達(dá)到穩(wěn)定值95%所需要的調(diào)節(jié)時(shí)間[8]，此公式說(shuō)明過(guò)渡過(guò)程內(nèi)，應(yīng)采集5～15個(gè)數(shù)據(jù)。本實(shí)驗(yàn)設(shè)定采集卡的采樣速率為8kHz，采集數(shù)據(jù)進(jìn)行計(jì)算后存儲(chǔ)的數(shù)據(jù)周期是0.002 5 s，飛升曲線過(guò)渡過(guò)程的調(diào)節(jié)時(shí)間在0.25～0.3 s內(nèi)，這個(gè)過(guò)程有100～120個(gè)點(diǎn)，完全滿足這一條件。

3 測(cè)試結(jié)果

文獻(xiàn)[5]中明確指出，飛機(jī)機(jī)載電源最低功率為0.6，因此，實(shí)驗(yàn)時(shí)將功率因數(shù)設(shè)為0.6。圖3是功率因數(shù)為0.6，額定負(fù)載（30kW）50%時(shí)的飛升曲線圖。

實(shí)驗(yàn)證明，功率因數(shù)變化，負(fù)載大小變化，測(cè)得的飛升曲線有一定的變化，但是變化不大，可以用功率因數(shù)為0.6，額定負(fù)載50%的飛升曲線來(lái)求取飛機(jī)發(fā)電機(jī)的傳遞函數(shù)。

圖3 功率因數(shù)為0.6，額定負(fù)載50%時(shí)的飛升曲線圖

4 傳遞函數(shù)的求取及建立

Matlab的系統(tǒng)辨識(shí)工具箱提供了進(jìn)行系統(tǒng)辨識(shí)的有力工具。辨識(shí)過(guò)程中比較關(guān)鍵的是辨識(shí)模型的預(yù)選取，直流電源電壓是加在交流勵(lì)磁機(jī)的勵(lì)磁繞組上，輸入為交流勵(lì)磁機(jī)的勵(lì)磁繞組電壓Uij，輸出為主發(fā)電機(jī)的端電壓Ug，故可將其近似成二階模型求取傳遞函數(shù)[9]。

進(jìn)行測(cè)試時(shí)，勵(lì)磁電壓Uij由3.70V突變到8.77V，Ug從存儲(chǔ)的數(shù)據(jù)中截取調(diào)用，利用Matlab7.4.0的辨識(shí)工具箱辨識(shí)到離散模型，對(duì)其連續(xù)化得到其近似的傳遞函數(shù)[1]。

本文采用參數(shù)模型中的OE121模型y=[B/F]u+e[10]對(duì)飛升曲線進(jìn)行了辨識(shí)。辨識(shí)模型的階躍響應(yīng)輸出曲線（藍(lán)色）與實(shí)測(cè)曲線（紅色）如圖4所示?？梢钥闯霰孀R(shí)結(jié)果擬合率為95.98%，擬合程度較高，辨識(shí)方法可行。

圖4 功率因數(shù)為0.6，加載50%時(shí)的辨識(shí)模型圖

系統(tǒng)辨識(shí)結(jié)果為：B=[0 0.08297 0]，F(xiàn)=[1-1.921 0.924 8]，忽略隨機(jī)干擾e的影響，其離散模型為對(duì)其連續(xù)化可得飛機(jī)發(fā)電機(jī)的傳遞函數(shù)

Rising curve measurement of aircraft generators and transfer function establishment

REN Renliang1，WANG Jing2，WANG Xuejiao2
（1.Engineering and Technology Training Center，Civil Aviation University of China，Tianjin 300300，China；2.College of Aeronautical Automation，Civil Aviation University of China，Tianjin 300300，China）

In order to establish transfer functions of aircraft electric generators，the paper has designed a rising curve test system for aircraft generators based on a virtual instrument technology. Its operating principles are as follows:collect data with National Instruments'high-speed data acquisition cards;use Labview to process data and display rising curves;and achieve system identification through matlab software to set up transfer functions of aircraft generators.This system is safe and reliable.And the establishment of transfer functions of aircraft generators has provided afoundation foranalyzingthestabilitytheoryofairborne powersystemsand for designing generator voltage regulators.

aircraft electric generator；rising curve；transfer function；LabVIEW；Matlab

A

：1674-5124（2015）05-0087-03

10.11857/j.issn.1674-5124.2015.05.022

2014-08-18；

：2014-10-12

中國(guó)民航局科技基金項(xiàng)目（MHRD201003）中央高?；痦?xiàng)目（3122014D035）

任仁良（1957-），男，江蘇江陰市人，教授，碩士，研究方向?yàn)闄z測(cè)技術(shù)與自動(dòng)化裝置、航空電氣技術(shù)、智能檢測(cè)與智能控制、飛機(jī)電器設(shè)備故障診斷。