基于二階線性adrc的航空交流起動/發(fā)電機動態(tài)起動控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于交流電機傳動控制技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種基于二階線性ADRC的航空 交流起動/發(fā)電機動態(tài)起動控制方法，是在航空交流起動/發(fā)電機在轉(zhuǎn)速不為零時進行起動 的控制方法，采用二階線性自抗繞控制器(ADRC)實現(xiàn)系統(tǒng)調(diào)節(jié)的控制方法，
【背景技術(shù)】
[0002] 在航空大功率交流電源系統(tǒng)中，起動/發(fā)電一體化技術(shù)不僅能省去專門的起動機 構(gòu)，有效減小飛機重量、提高可靠性，還有利于將發(fā)電機與發(fā)動機集成，具有明顯的優(yōu)點，一 體化已成為飛機電源系統(tǒng)的必然趨勢。
[0003] 國內(nèi)已開展航空交流電機起動控制策略的相關(guān)研究工作，其控制策略主要是傳統(tǒng) 的矢量控制和直接轉(zhuǎn)矩控制，基于實驗條件等原因的限制，大多研究還未進入實驗階段。西 北工業(yè)大學(xué)提出一種通過直接控制電壓矢量模值及電壓矢量與主發(fā)電機轉(zhuǎn)子夾角的方法， 實現(xiàn)了系統(tǒng)起動/發(fā)電一體化功能，采用一臺三級式電勵磁同步電機及MAGTR0L公司的加載 臺完成了起動實驗，但未考慮到電機在高轉(zhuǎn)速情況下進行起動的情況。
[0004] 航空發(fā)動機在起動過程中，由于干擾導(dǎo)致系統(tǒng)起動失敗的情況在所難免。起動失 敗后，發(fā)動機油管中會存留大量的高溫航空燃油，若不及時將油管中的燃油甩出，很可能會 因燃油復(fù)燃損壞發(fā)動機，更嚴重者會發(fā)生爆炸，造成重大事故。由于慣性和摩擦阻力的綜合 作用，發(fā)動機及起動發(fā)電機轉(zhuǎn)速不會突降為零，出于對發(fā)動機安全性的考慮，需要在轉(zhuǎn)速降 為零之前就將電機再次起動排出燃油并冷卻航空發(fā)動機。這種電機在轉(zhuǎn)速較高情況下再次 起動的狀態(tài)稱為電機動態(tài)起動。
[0005] 航空交流起動/發(fā)電系統(tǒng)原理如圖1所示，目前動態(tài)起動時還面臨如下問題:基于 參數(shù)整定方便等原因，控制系統(tǒng)所用調(diào)節(jié)器皆為經(jīng)典的PID調(diào)節(jié)器，由于誤差積分反饋的應(yīng) 用，常常使閉環(huán)系統(tǒng)的反應(yīng)遲鈍、容易產(chǎn)生震蕩和控制量飽和等副作用;該起動系統(tǒng)負載慣 量及摩擦阻力較大，動態(tài)起動前電機以較大加速度減速運行，若此時仍使用經(jīng)典PID調(diào)節(jié)器 進行調(diào)節(jié)，容易出現(xiàn)積分飽和、反應(yīng)滯后現(xiàn)象，這就增大了電機實際運行狀態(tài)與給定工作狀 態(tài)之間的誤差，使得動態(tài)起動過程出現(xiàn)電流震蕩現(xiàn)象，嚴重時則導(dǎo)致起動失敗。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 要解決的技術(shù)問題
[0007] 為了避免現(xiàn)有技術(shù)的不足之處，本發(fā)明提出一種基于二階線性ADRC的航空交流起 動/發(fā)電機動態(tài)起動控制方法，實現(xiàn)發(fā)動機在高轉(zhuǎn)速下動態(tài)起動時平穩(wěn)起動的功能，提高系 統(tǒng)的快速響應(yīng)能力及抗干擾性能。
[0008] 技術(shù)方案
[0009] 一種基于二階線性ADRC的航空交流起動/發(fā)電機動態(tài)起動控制方法，其特征在于 步驟如下：
[0010]步驟1:根據(jù)獲取的轉(zhuǎn)子位置信息，計算得到電機當前轉(zhuǎn)速；
[0011 ] 步驟2:采集主發(fā)電機定子A相和C相電流iA、ic，計算B相電流iB = -(iA+ic)，在三相 坐標系A(chǔ)BC下定子電流矢量is表示為is = iA+aiB+a2ic，式中，
為復(fù)數(shù)運 算符號，其作用是使一個向量沿逆時針方向旋轉(zhuǎn)120° ;
[0012] 步驟3:通過Clarke變換將ABC坐標系變換到兩相靜止坐標系αβ〇,得在αβ〇坐標系 下沿α軸的分量
沿β軸的分量
定子三相電流在dqO坐 標系下沿d、q軸的分量為id、iq，采用Park變換將αβ〇坐標系變換到dqO坐標系，得 '
式中供為d軸與α軸的夾角；
[0013] 步驟4:設(shè)定動態(tài)起動轉(zhuǎn)速cor0，
[0014] 當0< CorQ < corl = 500r/min時，速度環(huán)ADRC調(diào)節(jié)器選用離線整定得到的參數(shù)組1 中的參數(shù)值；
[0015] 當corl<corQ< cor2=1000r/min時，速度環(huán)ADRC調(diào)節(jié)器選用離線整定得到的參數(shù) 組2中的參數(shù)值；
[0016] 當cor2< CorQ < cor3=1500r/min時，速度環(huán)ADRC調(diào)節(jié)器選用離線整定得到的參數(shù) 組3中的參數(shù)值；
[0017] 當cor3<corQ< cor4=2000r/min時，速度環(huán)ADRC調(diào)節(jié)器選用離線整定得到的參數(shù) 組4中的參數(shù)值；
[0018] 當wr4< corQ < cor5 = 2500r/min時，速度環(huán)ADRC調(diào)節(jié)器選用離線整定得到的參數(shù) 組5中的參數(shù)值；
[0019] 當cor5<corQ< cor6 = 3000r/min時，速度環(huán)ADRC調(diào)節(jié)器選用離線整定得到的參數(shù) 組6中的參數(shù)值；
[0020] 所述參數(shù)組1~參數(shù)組6的參數(shù)值由以下方式得到：
[0021] 將電機動態(tài)起動轉(zhuǎn)速范圍區(qū)間（0,3000rpm]等間隔劃分為六個小范圍區(qū)間：（0， 500rpm]、（500rpm，1000 rpm]、（1000 rpm，1500rpm]、（1500rpm，2000rpm]、（2000，2500rpm]、 (2500rpm，3000rpm]，在不同轉(zhuǎn)速區(qū)間下，整定速度環(huán)ADRC調(diào)節(jié)器參數(shù)，使在該參數(shù)組下的 系統(tǒng)輸出轉(zhuǎn)矩波動最小、響應(yīng)最快，依次記錄從小到大各轉(zhuǎn)速區(qū)間對應(yīng)參數(shù)組為參數(shù)組1、 參數(shù)組2、參數(shù)組3、參數(shù)組4、參數(shù)組5、參數(shù)組6;
[0022] 步驟5:將電機轉(zhuǎn)速參考值<和電機轉(zhuǎn)速反饋值ω r作差，然后輸入速度環(huán)ADRC進 行調(diào)節(jié)，二階線性ADRC調(diào)節(jié)器輸出值即為下一時刻定子三相電流在dqO坐標系下沿q軸方向 的電流分量參考值iq* ;
[0023] 步驟6:設(shè)定q軸電流環(huán)二階線性ADRC調(diào)節(jié)器的調(diào)節(jié)參數(shù)，將q軸方向電流分量參考 值iq*和解算出的當前主發(fā)電機定子電流在q軸方向的電流分量iq作差輸入q軸電流環(huán)ADRC 進行調(diào)節(jié)，二階線性ADRC調(diào)節(jié)器輸出值即為下一時刻定子三相電壓在dqO坐標系下沿q軸方 向的電壓分量參考值Uq* ;
[0024]設(shè)定d軸電流環(huán)二階線性ADRC調(diào)節(jié)器的調(diào)節(jié)參數(shù)，將d軸方向電流分量參考值id* 和解算出的當前主發(fā)電機定子電流在d軸的電流分量id作差輸入d軸電流環(huán)ADRC進行調(diào)節(jié)， 二階線性ADRC調(diào)節(jié)器輸出值即為下一時刻定子三相電壓在dqO坐標系下沿d軸方向的電壓 分量參考值Ud* ;
[0025] 步驟7:Ud*、Uq*通過dqO坐標系到αβ〇坐標系的變換得到定子電壓在α軸、β軸的坐標 分量
根據(jù)空間矢量調(diào)制方法（SVPWM)對 電壓矢量Us* = Ua*+Ufi*進行矢量合成，得到三相逆變器所需要的開關(guān)控制信號。
[0026]有益效果
[0027]本發(fā)明提出的一種基于二階線性ADRC的航空交流起動/發(fā)電機動態(tài)起動控制方 法，具有以下優(yōu)點：1)針對不同的起動轉(zhuǎn)速，選擇合理參數(shù)，實現(xiàn)了電機的帶轉(zhuǎn)速平穩(wěn)起動 功能，減小了起動失敗時因發(fā)動機油管中大量高溫航空煤油無法及時導(dǎo)出給航空發(fā)動機帶 來的危害;2)取消了經(jīng)典PID調(diào)節(jié)器的使用，避免了由于誤差積分反饋帶來的閉環(huán)系統(tǒng)反應(yīng) 遲鈍、容易產(chǎn)生震蕩和控制量飽和等副作用。
【附圖說明】
[0028]圖1:航空交流起動/發(fā)電系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖
[0029]圖2:動態(tài)起動系統(tǒng)控制原理圖
[0030]圖3:坐標系變換關(guān)系圖
[0031 ]圖4:空間電壓矢量Us*合成圖
[0032] 圖5:二階線性ADRC調(diào)節(jié)器
[0033]圖6:航空交流電機起動系統(tǒng)仿真模型
[0034]圖7:起動轉(zhuǎn)速為300(r/min)的動態(tài)起動速度轉(zhuǎn)矩圖
[0035]圖8:起動轉(zhuǎn)速為800(r/min)的動態(tài)起動速度轉(zhuǎn)矩圖
[0036] 圖9:起動轉(zhuǎn)速為1300(r/min)的動態(tài)起動速度轉(zhuǎn)矩圖
[0037] 圖10:起動轉(zhuǎn)速為1800(r/min)的動態(tài)起動速度轉(zhuǎn)矩圖
[0038] 圖11:起動轉(zhuǎn)速為2300(r/min)的動態(tài)起動速度轉(zhuǎn)矩圖 [0039]圖12:起動轉(zhuǎn)速為2800(r/min)的動態(tài)起動速度轉(zhuǎn)矩圖
【具體實施方式】
[0040]現(xiàn)結(jié)合實施例、附圖對本發(fā)明作進一步描述：
[0041 ]搭建基于MATLAB (2013b)模塊的仿真模型如圖5所示，仿真中電機參數(shù)如下。勵磁 機參數(shù):極對數(shù)ηΡι = 6,轉(zhuǎn)子相繞組電阻Rri = 0.1 Ω，定子繞組Rsl = 3 Ω，直軸同步電感Ldi = 2mH，交軸同步電感Lqi = O . ImH，等效勵磁電感Lmfi = 70mH;主發(fā)電機參數(shù):極對數(shù)nP2 = 3,定 子相繞組電阻^2 = 〇.〇1〇，轉(zhuǎn)子繞組1^2 = 〇.6〇，直軸同步電感1^2 = 0.4111!1，交軸同步電感 1^2 = 0.2111!1，等效勵磁電感1^2 = 5111!1。
[0042]實施例包含