摘  要： 利用Matlab平臺構建了起動發電實驗臺仿真模型，使用同步電機調速系統模擬航空發動機點火前的風阻性負載轉矩與點火工作后的驅動轉矩，研究了APU起動發電實驗臺的控制方式，證明了APU起動發電實驗臺控制方式的可行性。
關鍵詞： 起動發電機；輔助動力裝置；同步電機

　輔助動力裝置APU（Auxiliary Power Unit）是裝在飛機上的一套不依賴于機外任何能源、自成獨立體系的小型動力裝置。其功用是在地面為飛機提供電源和氣源，用于向飛機電網供電、起動主發動機以及向飛機空調系統提供壓縮空氣，當飛機在飛行過程中遇到發動機停車故障時，也可作為應急動力源為飛機提供電源和氣源。
　APU發動機起動時，起動發電機工作于電動方式，帶動發動機轉子旋轉到一定轉速后，發動機開始點火，起動機繼續拖動，直到發動機進入自行工作狀態后，起動發電機再進入發電狀態，由發動機驅動達到額定電壓頻率后接入匯流條對負載供電。
　從起動發電機驅動APU發動機起動到發動機正常工作，這一過程只需要10 s左右的時間，而起動發電機系統卻變換了數次控制方式，這使得對起動發電系統的控制變得非常復雜，因此需要構建APU起動發電實驗臺研究其控制方式。本文利用Matlab平臺構建了實驗臺仿真模型，設計了APU起動發電系統的控制方案。
1 實驗臺系統構成
　目前大型民用客機（如波音737）上的APU所使用的起動發電機多為同軸安裝永磁發電機、勵磁機和主發電機的三級式同步電機，而本文使用的起動發電機為同軸安裝勵磁機和主發電機的兩級式同步電機，利用勵磁電源代替永磁發電機，在保證不影響起動發電機電氣特性的前提下簡化了起動發電實驗臺的結構[1-2]。
APU發動機在點火之前為風阻性負載轉矩，點火后為驅動轉矩，本文使用永磁同步電機調速系統模擬發動機的轉矩特性（模擬發動機的永磁同步電機簡稱為發動機電機），在能夠模擬發動機轉矩特性的前提下進一步簡化了實驗臺的結構。實驗臺系統構成如圖1所示。

　圖1中發動機電機、發動機電機控制器、變頻器、三相電流表以及位置、轉速傳感器構成了永磁同步電機調速系統，用來模擬APU發動機的轉矩特性；起動發電機、勵磁電源、起動發電機控制器、變頻器、三相電流電壓表以及轉速位置傳感器構成了驅動及發電系統，用來驅動發動機電機提速以及對負載供電。

　為了盡快驅動發動機電機提速，起動發電機控制器。輸出最大的轉矩給定值，通過變頻器輸出電流矢量，驅動起動發電機產生最大轉矩。
　在t1時刻起動發電系統達到了APU發動機點火對應的轉速（典型值為發動機正常工作轉速的25%），此時發動機電機模擬發動機點火后的驅動轉矩。為了盡快驅動起動發電系統提速，發動機電機控制器輸出最大的轉矩給定值，通過變頻器輸出電流矢量，驅動發動機電機產生最大轉矩。
　（2）t1~t2階段：發動機電機和起動發電機聯合驅動，使起動發電系統盡快提速，發動機電機控制器和起動發電機控制器均輸出最大的轉矩給定值，通過變頻器輸出電流矢量，驅動電機產生最大轉矩。
在t2時刻起動發電系統達到APU發動機的自持轉速（典型值為發動機正常工作轉速的70%），此時起動發電機控制器輸出零轉矩給定值，通過變頻器輸出零電流矢量，使變頻器和起動發電機之間的電流迅速減小，當電流減小到零時，開關k1將起動發電機與變頻器斷開。
　（3）t2~t3階段：發動機電機驅動起動發電系統繼續提速。為了模擬APU發動機和液壓馬達通過游星齒輪聯合驅動起動發電機，使其平滑提升至正常工作轉速的過程，發動機電機控制器按照轉速給定方式，將系統實際轉速與給定轉速相減，通過PI調節器產生轉矩給定值，通過變頻器輸出電流矢量，驅動發動機電機提速。
　起動發電機進入空載調壓狀態，通過調節勵磁機的勵磁電源控制起動發電機的空載端電壓，使端電壓在提速過程中保持為發電狀態的額定電壓。
在t3時刻起動發電系統達到APU發動機正常工作的轉速、對應的起動發電機也達到了發電狀態的額定頻率電壓時，起動發電機控制器將控制開關k1與負載連接，使起動發電機開始對負載供電。
（4）t3~t4階段：起動發電機對負載供電，發動機電機控制器仍然按照轉速給定方式，通過變頻器驅動發動機電機，補償起動發電機發電時產生的負載轉矩。
起動發電機控制器通過調節勵磁機勵磁電壓補償帶載時電樞繞組產生的壓降。
3 起動發電系統仿真模型建立與結果分析
　起動發電系統的Matlab仿真模型圖如圖3所示。圖3中：S/G_main為起動發電機主電機，S/G_EX為起動發電機的勵磁機，主電機輸出的轉速信號引入到勵磁機的轉速輸入端W表示主電機和勵磁機同軸相連。為了表示勵磁機產生勵磁功率時對起動發電機造成的負載性轉矩，輸入到主電機TL的轉矩為從連接軸Mechanical Shaft傳入的轉矩減去勵磁機產生的電磁轉矩。

　EX_ctrl為勵磁機的勵磁電源，通過調節勵磁機勵磁繞組的電壓，在起動發電機處于電動狀態時，使主電機的勵磁電流在轉速提升過程中保持恒定；在發電狀態時，使主電機的端電壓保持在額定電壓。
Engine為發動機電機，發動機電機和起動發電機輸出的轉速信號輸入到連接軸，連接軸通過比較發動機電機和起動發電機的轉速差產生扭差轉矩，扭差轉矩以正負相反的方式輸入到起動發電機和發動機電機的轉矩輸入端。
　Engine_ctrl為發動機電機控制器，S/G_ctrl為起動發電機控制器。
　起動發電系統Matlab仿真圖如圖4所示，由圖可以看出：

　在t0~t1階段，發動機電機產生風阻性負載轉矩，起動發電機產生最大轉矩，但是在t0時刻起動發電機輸出的驅動轉矩很小，這是因為起動發電機的勵磁機在零轉速情況下無法產生勵磁電流，因此，此時的電磁轉矩主要由主電機勵磁繞組中的剩磁鏈和定子繞組中的磁鏈相互作用產生。在t0時刻后起動發電機主電機帶動勵磁機旋轉，勵磁機電樞繞組輸出的電流經整流器整流后輸入到主電機勵磁繞組中增強勵磁磁場，從而增強起動發電機的轉矩輸出能力，可以從圖4看出t0時刻后起動發電機輸出的轉矩迅速上升直至達到設定的最大轉矩。
　在t1~t2階段，發動機電機和起動發電機均產生最大轉矩，聯合拖動起動發電系統迅速加速。
在t2~t3階段，為了平滑過渡到APU發動機正常工作的轉速，發動機電機輸出的轉矩越來越小，起動發電機進入空載調壓狀態，產生的空載轉矩幾乎為零。
　在t3~t4階段，起動發電機帶載，由于起動發電機是一種感性電源，在t3時刻輸出的電流是從空載電流開始逐漸增大的，所以產生的負載轉矩也逐漸增大。發動機電機按照轉速給定方式對起動發電機發電時產生的負載轉矩進行補償。
　本文完成了航空發動機起動發電實驗臺的Matlab模型建立，利用永磁同步電機調速系統模擬航空發動機，在充分考慮兩級式同步電機電氣及機械特性的前提下，仿真研究了起動發電系統的控制方式。通過仿真實驗證明了起動發電實驗臺控制方式的可行性，為實際構建實驗臺提供了控制方案。
參考文獻
[1] 陳寶林，嚴仰光，陳廣華，等.飛機起動/發電雙功能系統電動狀態單相交流勵磁的研究[J].電工技術雜志，2001（1）：7-8，3.
[2] 胡春玉．電勵磁無刷交流同步電機起動發電過程的仿真與實現[D]．南京：南京航空航天大學，2005.
[3] ISFAHANI A H， SADEGHI S. Design of a permanent magnet synchronous machine for the hybrid electric vehicle[J]. World Academy of Science，Engineering and Technology， 2008（45）：567-571.