隨著現(xiàn)代科學航空技術的飛速發(fā)展，現(xiàn)代飛機用電設備大量增加，正向多電、全電飛機方向發(fā)展，用電能代替機械能、液壓能、氣壓能已成趨勢。這將使飛機用電量急劇增加，為了保證用電設備在各種條件下能夠正常工作，對飛機電源的可靠性及性能就提出了更高的要求。這就要求在出廠時對電源系統(tǒng)進行更為嚴格的測試，如可靠性試驗(老化放電試驗)、輸出特性試驗等。目前，國內航空電源出廠試驗、科研院所對電源的測試試驗都是采用電阻箱或水阻試驗臺作為負載。這種傳統(tǒng)的試驗方式存在諸多缺點：負載采用有級調節(jié)、電阻功率小、試驗的電能全部消耗在電阻上、負載設備體積龐大，占用很大的空間。隨著半導體技術的發(fā)展，電力電子變流技術的迅速發(fā)展，尤其是各種電流控制技術不斷出現(xiàn)和應用，出現(xiàn)了可以仿真傳統(tǒng)真實阻抗負載的電子負載。用電子負載對電源進行試驗，采用有效的電流控制技術，在大范圍內控制放電電流，就能仿真各種阻抗值的負載，使得一個電子負載就能滿足任何阻抗值的試驗場合;可將試驗的能量全部回饋給電網(wǎng)，解決電能浪費的問題;采用大容量的功率開關器件，完成對大功率電源的試驗;由于不存在大功率的耗能電阻，因此負載的體積較小，可大大節(jié)約安裝空間。本文針對目前國內航空電源測試的缺點， 對電子負載進行深入研究，將電能反饋式電子負載應用劍航空電源試驗中去，解決傳統(tǒng)航空電源試驗存在的諸多問題。
1航空電子負載概述

1.1 飛機電源系統(tǒng)

飛機電源系統(tǒng)是飛機供電系統(tǒng)的重要組成部分，包括主電源、輔助電源、應急電源利二次電源。其中飛機主電源由發(fā)電機及其傳動、調節(jié)、控制、保護裝置組成，向正常飛行的飛機用電設備供電;輔助電源是航空蓄電池或輔助動力裝置驅動的發(fā)電機，在主電源不工作時工作;應急電源有航空蓄電池和風動渦輪發(fā)電機，在飛行中主電源一旦發(fā)生故障不能正常供電時，則由應急電源供電;二次電源是將主電源一種形式的電能轉變?yōu)椴煌妷骸⒉煌娏骱筒煌|量的設備，以滿足不同用電設備對不同形式電能的要求。

航空電子負載即是對飛機電源系統(tǒng)中的輸出電能的設備或轉換裝置，如發(fā)電機、AC∕DC、DC∕AC變換器、航空蓄電池、整流器及電感、電容等部件的輸出特性、可靠性(老化放電試驗)進行可靠全面地測試。

1.2 電子負載原理

電子負載是利用電子組件吸收電能并將其消耗的一種負載。其中的電子組件一般為功率場效應管(PowerMOS)、絕緣柵雙極型晶體管(IGBT)等功率半導體器件。而電能反饋型電子負載即在實現(xiàn)電源試驗的前提下將試驗能量回饋給電網(wǎng)，實現(xiàn)電能循環(huán)利用的節(jié)約型電子負載。圖1為電能反饋式電子負載原理示意圖。

電子負載的輸入為試驗電源的輸出，輸出接低壓電網(wǎng)220∕380V。在輸入側，電子負載要精確控制輸入電流的大小和相位，使其對電源呈現(xiàn)的阻抗值或電流值為設定值;在輸出側要控制其輸出電流與電網(wǎng)電壓同相位，實現(xiàn)試驗電能的單位功率因子反饋。

電子負載的工作模式有：定電流模式，定電阻模式，定電壓模式及過壓、過流、短路等動態(tài)試驗模式。其中定電流模式用于測試電壓源及AC∕DC電源的負載調整率，負載調整率是電源在負載變動時能夠提供穩(wěn)定的輸出電壓的能力，是電源輸出電壓偏差率的百分比;定電阻模式通常用于測試電壓或電流源的激活與限流特性;定電壓模式用于測試電源的限流特性，因為電壓為定值，所以可以仿真電池端電壓，對電池充電器進行測試;動態(tài)試驗模式即通過對電子負載的控制仿真電源系統(tǒng)中各種故障或一些參數(shù)的突變，以試驗系統(tǒng)的可靠性。

1.3航空電子負載分類

航空電源按功用可分為主電源、輔助電源、應急電源和二次電源，都可以概括為兩類電源，即直流電源和交流電源。航空直流電源如：直流發(fā)電機(額定電壓有6V、12V、28.5V、270V等)，航空蓄電池，航空變壓整流器等;航空交流電源如：交流發(fā)電機(普遍為115∕200V、400Hz、三相)，AC∕DC變換器，靜止變流器等。

針對航空電源有直流和交流之分，航空電子負載也分為直流電子負載和交流電子負載兩類。反饋型直流電子負載用于航空直流電源的測試，一般直接采用逆變將直流電源的電能回饋到交流電網(wǎng)中;反饋型交流電子負載用于航空交流電源的測試，采用AC∕AC變換實現(xiàn)電源試驗的同時將電能回饋給交流電網(wǎng)。

2 、航空電子負載拓撲結構

2.1 直流電子負載拓撲結構

目前直流電子負載研究得已較成熟，從節(jié)約能量、簡化結構、降低成本等方面綜合考慮，確定直流電子負載主電路拓撲結構為DC∕DC、DC∕AC兩級結構，如圖2所示。其主電路主要包括DC∕DC和DC∕AC變換器兩部分，其中DC∕DC采用了電容儲能的Cuk變換器，如圖2左虛線框所示，既可以實現(xiàn)輸入和輸出電流的分開控制，又無需其它輔助電路即實現(xiàn)開關管的軟關斷從而減少開關損耗，同時其結構比Boost-Buck變換器要簡單得多;DC∕AC變換器產生與電網(wǎng)同步的逆變電流，輸出濾波器將逆變電流中高次諧波濾除，降低輸出電流THD。

2.2 交流電子負載拓撲結構

交流電子負載輸入、輸出側均為交流電壓，所以總體而言，它是一個AC∕AC變換器。按中間功率傳遞環(huán)節(jié)類型，AC∕AC變換器可分三類：中間直流環(huán)節(jié)(DC link)AC∕AC變換器、中間交流環(huán)節(jié)(AC link)AC∕AC變換器和直接(direct link)AC∕AC變換器。

考慮到中間交流環(huán)節(jié)AC∕AC變換器加入高頻LC諧振電路，由于提供給負載的能量完全從諧振電路通過，其電感和電容組件需要很大額定容量，功率雙向流動和高頻母線的控制較復雜，需要開關管數(shù)量為中間直流環(huán)節(jié)變換器的兩倍，成本高;直接AC∕AC變換器又稱矩陣式交交變換器，需要采用雙向全控開關，即兩個全控型器件反向串聯(lián)，因此需要總共18個全控開關器件，輸出電壓最大為輸入電壓的0.866倍，轉換效率不夠高，以及短路保護等方面也存在問題。而中間直流環(huán)節(jié)AC∕AC變換器結構最簡單，易于控制，是目前最常見的AC∕AC變換電路，雖然采用硬開關方式，但航空交流電源一般400Hz的頻率不會使開關損耗較大。由上分析，本文采用中間直流環(huán)節(jié)的交直交結構為電子負載的主電路結構，如圖3所示。

3、 航空電子負載控制方式

對于直流電子負載的控制比較簡單，主要是通過集成電路IC產生的PWM波分別控制cuk電路中的兩個三極管，改變它們的導通比以實現(xiàn)輸入輸出電流的控制;DC∕AC的控制將采用交流電子負載中控制方式。

對于交流電子負載，控制較復雜。由電子負載的拓撲結構可以看出，直流電子負載的DC∕AC級、交流電子負載的DC∕AC和AC∕DC級均采用電壓型可逆PWM整流器(voltage source rectifier，VSR)。常規(guī)的VSR控制系統(tǒng)一般采用雙死循環(huán)控制，即電壓外環(huán)和電流內環(huán)控制。因電壓的控制也是通過電流的控制而間接實現(xiàn)的，電流控制的動態(tài)性能直接影響整個系統(tǒng)的性能，所以內環(huán)的電流控制是關鍵，這里采用電流控制。VSR的直接電流控制以快速反饋的網(wǎng)側電流為控制對象進行死循環(huán)控制，能夠獲得較高品質的電流響應，其中在眾多VSR的直接電流控制方式中，滯環(huán)PWM電流控制具有更快的電流響應，且電流跟蹤動態(tài)偏差由滯環(huán)寬度確定，而不隨電流變化率變化而波動。所以本文采用滯環(huán)PWM電流控制作為交流電子負載的控制方式。

圖4為滯環(huán)電流控制原理圖，控制對像是輸入電流i，其控制目標值為i*。檢測實際輸入電流i，并與電流參考值i*進行比較，當i與i*的偏差不超過環(huán)寬時，開關管的狀態(tài)維持不變;當i與i*的偏差不超過環(huán)寬時，控制相應的開關管導通或關閉，使得電流i朝著與i*的偏差減小的方向變化。

4、 航空電子負載控制策略

直流電子負載的控制策略較為簡單，如圖5所示，WM IC控制器用于實現(xiàn)輸入電流的控制，若參考電流值liref改變，Ti的導通比σi將改變以獲得相應值。其中，穩(wěn)態(tài)時，σi是常數(shù)。如圖6所示，電容Cb兩端電壓必須等于參考電壓Vref，若不相等就會產生電壓誤差，電壓誤差與輸出電壓的修正值的乘積作為參考電壓流，參考電流與i0比較后生成PWM控制信號。

由于交流電子負載采用了交一直一交的電路結構，因此輸入(整流)和輸出(逆變)可分開拎制。整流環(huán)節(jié)通過精確控制輸入電流(包括幅值和相位)實現(xiàn)電子負載的恒定電流或匣定阻抗工作模式;逆變環(huán)節(jié)通過控制輸出電流與電網(wǎng)電壓同相位以實現(xiàn)單位功率因子逆變，即電能的反饋。如圖7所示，直接以i1和i5作為輸入和輸出滯環(huán)控制的對象，那么i1和i5將含有幅值為環(huán)寬的高頻波動，輸入和輸出的濾波電容將不能起到濾波作用。這里以i2和i4作為滯環(huán)控制對象，使得滯環(huán)控制電流中的部分高頻諧波經過濾波電容濾除，從而獲得較理想的輸入輸出電流波形。同時，計算參考電流值時將濾波電容中流過的基波無功電流i3和i6考慮進去以實現(xiàn)通過直接控制i2和i4間接控制i1和i5的目的。值得注意的是，采用滯環(huán)電流控制，首先要滿足直流側電壓大于交流側電壓幅值這一條件;其次，電子負載能否仿真設定的陽抗或電流，關鍵就在于參考電流的計算是否準確。

5 、航空電子負載系統(tǒng)結構

航空電子負載系統(tǒng)結構如圖8所示。其硬件系統(tǒng)包括微處理器電路、電子負載主電路、檢測電路，觸發(fā)驅動電路、保護電路和濾波電路。微處理器電路由微處理器及其供電電路構成，采用Ti公司TMS320C2000系列的TMS320LF2407A，它具有強大的數(shù)據(jù)處理能力，豐富的片內資源和外圍資源，尤其是提供可編程的PWM波形控制。電子負載主電路主要是由輸入、輸出兩個VSR的四組開關橋臂構成。系統(tǒng)檢測到輸入輸出電流及電壓信號，進行濾波偏置處理后送入微處理器，保護電路信號同樣送入微處理器，由微處理器完成參考電流(電壓)的計算、控制方式及策略編程的實現(xiàn)、驅動信號的生成，從而實現(xiàn)電子負載的控制。

在目前民用直流電子負載已成熟、交流電子負載正在深入研究的背景下，針對目前國內航空電源測試的缺點，將電能反饋式電子負載應用到航空電源試驗中去，從航空電子負載的拓撲結構、控制方式及控制策略等方面論證其可行性。基于電能反饋的航空電子負載具有體積小、節(jié)約能源、高度自動化等優(yōu)點，將為國防工業(yè)帶來巨大經濟效益。

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