بحث روی مدلسازی و کنترل سیستم‌های پیشرفته‌ی توان الکتریکی هواپیما: پایداری سیستم و تجزیه و تحلیل انشعاب

چکیده

مقدمه

شکل1. مدل مداری طرحوار سیستم توان الکتریکی پیشرفته‌ی هواپیمای بوئینگ 767.

سیستم تولیدی

واحد یکسوساز

بارهای DC/AC

اینورتر توان

مدل ریاضی سیستم توان الکتریکی هواپیما

سیستم ژنراتور سنکرون

شکل2. مدل مدار تحریک ژنراتور سنکرون با سیستم پسخورد حلقه بسته.

جدول1: پارامترهای سیستم

جدول2: پارامتر بارهای دینامیکی

شکل3. واحد کنترل معادل ساده شده برای تنظیم ولتاژ DC.

معادلات دینامیکی لینک DC

کانورتر باک DC/DC

مشخصه‌ی انشعاب‌محور سیستم الکترونیک قدرت متصله

شکل4. حرکت مقادیر ویژه‌ی ماتریس ژاکوبین در اثر تغییر مشخصات بار.

شکل5. منحنی‌های صفحه‌ی فازی برای CVBC با (الف) خازن فیلتری 75/0 میلی‌فاراد و (ب) خازن فیلتری 5/1 میلی‌فاراد

تحلیل انشعاب سیستم الکتریکی هواپیما

تحلیل انشعاب برای CVBC با خازن متغیر فیلتر

شکل6. منحنی‌های حوزه‌ی زمان خروجی CBC (الف) ولتاژ و (ب) جریان با خازن فیلتری با مقدار 75/0 میلی‌فاراد.

 ناحیه‌ عملکرد پایدار

شکل7. نقطه‌ی کار پایدار یکسوساز 12 پالسه.

شکل8. (الف) اسیلوگرام و (ب) منحنی صفحه‌فازی ولتاژ و جریان ژنراتور سنکرون.

شکل9. دیاگرام‌های حوزه‌ی زمان (الف) ولتاژ و (ب) جریان خروجی dc یکسوساز.

شکل10. دیاگرام‌های منحنی صفحه‌ی فازی مربوط به سیستم AC/DC ژنراتور سنکرون برای (الف) ولتاژ dc در برابر جریان dc، (ب) ولتاژ فیلتر در برابر جریان، (ج) ولتاژ ژنراتور در برابر جریان و (د) ولتاژ dc در برابر خطای ژنراتور سنکرون.

شکل11. (الف) منجنی صفه‌ی فازی و (ب) پاسخ حوزه‌ی زمان ولتاژ خروجی یکسوساز برای تغییر پارامتر K_i در واحد کنترل PI (ج) شبیه‌سازی حوزه‌ی زمان ولتاژ فیلتر.

شکل12. دیاگرام صفحه‌ی فازی فیلتر ژنراتور سنکرون.

ارزیابی پایداری در برابر تغییر شرایط بارگذاری

شکل13. پاسخ سیستم به تغییر پله در توان بار (الف) ولتاژ در HVDC (ب) ولتاژ در پایانه‌‌های فیلتر هارمونیکی ژنراتور سنکرون.

تحلیل انشعاب با در نظر گرفتن افزایش شیب توان در پیکربندی بارگذاری

شکل14. دینامیک سیستم برای تغییر پله در تقاضای توان (الف) ولتاژ در لینک HVDC (ب) جریان سلف در HVDC (ج) دیاگرام انشعاب برای صفحه‌ی فازی ولتاژ و جریان در HVDC (د) دیاگرام انشعاب متناظر با صفحه‌ی فازی در پایانه‌ی فیلتر هارمونیکی ژنراتور سنکرون.

شکل15. شبیه‌سازی رایانه‌ای در محیط PSIM (الف) ولتاژ فیلتر ژنراتور سنکرون (ب) ولتاژ در HVDC (ج) جریان سلف در لینک HVDC (د) توان بار تحویلی توسط منبع تغذیه‌ی 12 پالسه.

شکل16. دیاگرام انشعاب برای ولتاژ خروجی dc یکسوساز 12 پالسه در برابر (e) جریان dc و (f) تقاضای توان (g) سیگنال خطای زنراتور سنکرون. همچنین دیاگرام فازی مربوط به ولتاژ فیلتر هارمونیکی ژنراتور سنکرون در برابر جریان در (h) تشریح شده است.

تغییر در فرکانس باس اصلی AC ناشی از تغییر در سرعت موتور ژنراتور سنکرون

شکل17. پایداری سیستم در برابر تغییر فرکانس عملکردی (الف) ولتاژ در لینک DC اصلی (ب) پروفیل ولتاژ سه فاز در پایانه‌های فیلتر هارمونیکی.

شکل18. عملکرد گذرای سیستم اینورتر (الف) صفحه‌ی فازی مربوط به باس AC اصلی (ب) شکل موج حوزه‌ی زمان مربوط به جریان ورودی موتور القائی.

شکل19. دینامیک سیستم در برابر تغییر پارامتر انشعاب (الف) شکل موج جریان مربوط به پروفیل ورودی IM (ب) صفحه‌ی فازی مربوط به ولتاژ فاز در برابر جریان باس AC اصلی

نتیجه‌گیری

جدول3:پارامترهای سیستم

پیوست A

این مقاله یک مدل جامع انشعاب دینامیکی و بررسی پایداری سیستم پیشرفته‌ی توان الکتریکی هواپیما (AAEPS) را ارائه می‌دهد. مدل انشعابی ارائه شده، به منظور بررسی پایداری سیستم توان الکتریکی هواپیما تحت پیکربندی‌های مختلف سیستم و انواع شرایط بارگذاری به کار گرفته می‌شود. بررسی‌های بیشتری انجام می‌شود تا دوام و استحکام سیستم و زیرسیستم‌های توان الکتریکی هواپیما در برابر تغییرات وابسته به زمان که در دینامیک سیستم و به دلیل تغییرات پارامترهای حلقه‌ی کنترلی و تغییرات شرایط بارگذاری و تقاضای توان رخ می‌دهند، ارزیابی شود. علاوه براین، تحلیل پایداری برای تغییرات فرکانس کار کانال AC سیستم توان الکتریکی هواپیما گزارش می‌شود. نشان داده شده است که نقاط تعادل متناظر با معادلات مختلف سیستم‌های توان الکتریکی هواپیما، وقتی پارامترهای کاری سیستم در معرض تغییرات قرار گیرند، رفتارهای انشعابی گوناگون از خود بروز می‌دهند. در نهایت، چندین مدل مطالعه‌ی موردی گسترش یافته و پیاده سازی شد و دیاگرام‌های دوبعدی انشعاب متناظر با آن مدل‌ها به همراه نتایجی که توسط اندازه گیری‌های آزمایشگاهی موجود تأیید می‌شوند، بدست آمد. مطالعه‌ی پایداری سیستم پیشرفته توان الکتریکی هواپیما و تحلیل انشعاب می‌تواند به مهندسان در شناسایی نواحی مطلوب عملکرد و طراحی حاشیه‌ی اطمینان بر اساس تغییر بارگذاری و پارامترهای سیستم، کمک کند.

کارهای تحقیقاتی گسترده‌ای در زمینه‌ی مدلسازی و ویژگی‌بخشی سیستم‌های توان هواپیمای الکتریکی‌تر (MEAPS) در سال‌های اخیر انجام گرفته است. انرژی الکتریکی توسط نویسندگان زیادی در طی دهه‌های گذشته ارائه شده است، و به عنوان یک راهکار ماندگار برای هواپیماهای تجاری با سیستم‌های مرسوم انرژی مکانیکی به کار رفته است. پیچیدگی کمتر طراحی، ساعات کمتر تست پرواز، تعداد تجهیزات کمتر، زمان بررسی کوتاه‌تر و حذف/کاهش سیستم‌های هیدرولیکی، که آثار زیان آوری روی محیط زیست دارند، تنها برخی از مزایای هواپیمای الکتریکی‌تر نسبت به هواپیمای مرسوم با تجهیزات مکانیکی تر است [9-1]. به دلیل این واقعیت که سیستم‌های توان الکتریکی هواپیما به طور ذاتی غیرخطی هستند، حفظ دامنه‌ای از عملکرد پایدار از معضلات اولیه است. به منظور پرداختن به این موضوع، انواع تکنیک‌های تحلیل سیستم‌های غیرخطی توسعه یافته است تا به درک مسائل پایداری سیستم کمک شود. یکی از این روش‌های برجسته که در سال‌های اخیر برای تحلیل سیستم‌های قدرت شکل گرفته است نظریه‌ی انشعاب (دوشاخگی) است. [37و 16-10]. از آنجا که نظریه‌ی انشعاب یکی از ابزارهای قدرتمند برای تحلیل سیستم‌های انتقال ac است مطالعات گسترده‌ای روی آن صورت گرفته است [23-17]. همه‌ی تحقیقات انجام گرفته منجر به این نتیجه شده است که با کنترل انشعاب (دوشاخه شدن) سیستم قدرت می‌توان از ناپایداری‌های ولتاژ پیشگیری کرد. هرچند کار زیادی در زمینه‌ی تحلیل سیستم‌های انتقال ac انجام شده است، اما در رابطه با تحلیل سیستم‌های HVDC با استفاده از نظریه‌ی انشعاب تلاش کمی صورت گرفته است [24 و 17]. همچنین، در زمینه‌ی کنترل و پایدارسازی تجهیزات الکترونیک قدرت برای کاربردهای انرژی تجدیدپذیر، تحقیقات فراوانی انجام شده است [38 و 39]. از میان کارهای ذکر شده، ارزیابی پایداری سیستم AC در یک هواپیمای مرسوم الکتریکی‌تر با استفاده از تحلیل سیگنال کوچک در [36] بیان شده است. تا جایی که ما مطلعیم، هیچ تحقیقی روی بحث پایداری سیستم الکتریکی هواپیما با استفاده از نظریه‌ی انشعاب انجام نشده است. تأکید شده است که افزایش تقاضای توان، معضلات زیست محیطی و عوامل اقتصادی باعث می‌شوند سیستم‌های قدرت بسیار نزدیک به حدود پایداری خود عمل کنند [19 و 25]. افزایش تقاضای توان به دلیل رشد سریع بارگذاری دینامیکی است. ناپایداری سیستم معمولاً وقتی رخ می‌دهد که افزایش بار باعث می‌شود سیستم تولیدی از حدود ظرفیت خود تجاوز کند. سیستم‌های الکتریکی پیشرفته‌ی هواپیما شامل انواع مبدل‌های کلیدزنی توان و بارهای دینامیکی است. نویسنده‌های [31-26] ارتباط نظریه‌ی انشعاب با کاربرد مبدل‌های کلیدزنی توان را نشان می‌دهند. طبیعت خطی توپولوژی مدار به کاررفته برای مبدل‌های قدرت (توان) به دلیل رفتار دینامیکی کلیدزنی مدار پیچیده‌تر می‌شود. هرکدام از عوامل قبلی انجام تحلیل پایداری سیستم برای سیستم‌های پیشرفته‌ی توان الکتریکی هواپیما (AAEPS) را الزام می‌بخشد.