西北工业大学
硕士学位论文
多电飞机供电处理机和负载管理中心的研究
姓名：张海军
申请学位级别：硕士
专业：电力电子与电力传动
指导教师：谢利理
20030101
西北工业大学硕士学位论文摘要
摘要
双裕度嵌入式供电处理机和负载管理中心是多电飞机配电系统研究的重要内容。多电飞机配电系统是一种采用电气多路传输技术的混合式配电系统。该系统采用分布式控制集中式管理的策略，由各个负载管理中心（ＥＬＭＣ）控制电气负载，而由供电系统处理机（ＰＳＰ）负责整个电气系统的综合控制，有效地实现了负载的自动化管理。
本文主要对多电飞机供电处理机和负载管理中心进行了详细地分析和研究，提出了供电处理机和负载管理中心的软硬件实现方案；对供电处理机软件设计进行了深入研究，给出了应用软件的设计方法，内容包括嵌入式操作系统的移植、应用，串行通信中断机制的建立以及系统实时数据处理和系统任务优先级设定与管理等。
应用软件开发以嵌入式计算机ＰＣＩ０４作为硬件主处理机，以嵌入式实时操作系统ｇＣ／ＯＳ—ＩＩ作为执行软件，在此基础上将供电处理机按功能划解为若干任务，供操作系统调度和管理。
关键词：飞机配电系统供电处理机负载管理中心肛Ｃ／ＯＳ．ＩＩ
ＰＣＩ０４串行通信
西北工业人学硕士学位论文
Ａｂｓｔｒａｃｔ
ＰｏｗｅｒＳｙｓｔｅｍＰｒｏｃｅｓｓｏｒ（ＰＳＰ）ａｎｄＥｌｅｃｔｒｉｃＬｏａｄＭａｎａｇｅＣｅｎｔｅｒ（ＥＬＭＣ）ａｒｅｉｍｐｏｒｔａｎｔｒｅｓｅａｒｃｈｆｉｅｌｄｓｏｆｔｈｅｐｏｗｅｒｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｆｏｒｍｏｒｅｅｌｅｃｔｒｉｃａｌａｉｒｐｌａｎｅｓＴｈｅｐｏｗｅｒｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ
ｓｙｓｔｅｍｆｏｒｍｏｒｅｅｌｅｃｔｒｉｃａｌａｉｒｐｌａｎｅｓｉｓａｍｉｘｅｄ－ｍｏｄｅｐｏｗｅｒｓｙｓｔｅｍ，ｉｎｗｈｉｃｈｔｈｅｎｅｗＥｌｅｃｔｒｉｃａｌ
Ｍｕｌｔｉｐｌｅｘｉｎｇ，ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｅｄｃｏｎｔｒｏｌａｎｄｃｏｎｃｅｎｔｒａｔｅｄｍａｎａｇｅｍｅｎｔａｒｅｕｓｅｄＴｈｅＥｌｅｃｔｒｉｃＬｏａｄ
ＭａｎａｇｅＣｅｎｔｅｒｃｏｎｔｒｏｌｓｅｌｅｃｔｒｉｃａｌｌｏａｄｓ，ａｎｄｔｈｅＰｏｗｅｒＳｙｓｔｅｍＰｒｏｃｅｓｓｏｒｃｏｎｔｒｏｌｓｔｈｅｗｈｏｌｅ
ｅｌｅｃｔｒｉｃａｌｓｙｓｔｅｍ．Ｔｈｅｐｏｗｅｒｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｓｙｓｔｅｍｒｅａｌｉｚｅｓｅｆｆｅｃｔｉｖｅｌｙｌｏａｄａｕｔｏｍａｔｉｃｍａｎａｇｅｍｅｎｔ
ＴｈｅｐｕｒｐｏｓｅｏｆｔｈｅｐａｐｅｒｉｓｎｏｔｏｎｌｙｔｏａｎａｌｙｓｅａｎｄｒｅｓｅａｒｃｈｔｈｅＰｏｗｅｒ
Ｓｙｓｔｅｍ
ＰｒｏｃｅｓｓｏｒａｎｄｔｈｅＥｌｅｃｔｒｉｃＬｏａｄＭａｎａｇｅＣｅｎｔｅｒ，ｂｕｔａｌｓｏｔｏｄｅｓｉｇｎｔｈｅｓｃｈｅｍｅｏｆｔｈｅＰｏｗｅｒ
ＳｙｓｔｅｍＰｒｏｃｅｓｓｏｒａｎｄｔｈｅＥｌｅｃｔｒｉｃＬｏａｄＭａｎａｇｅＣｅｎｔｅｒ．Ｔｈｅｅｍｐｈａｓｉｓｉｓｔｏａｎａｌｙｓｉｓｔｈｅ
ｓｏｆｔｗａｒｅｄｅｓｉｇｎｏｆｔｈｅＰｏｗｅｒＳｙｓｔｅｍＰｒｏｃｅｓｓｏｒｉｎｄｅｔａｉｌＴｈｅｃｏｎｔｅｎｔｏｆｓｏｆｔｗａｒｅ
ｄｅｓｉｇｎ
ｉｎｃｌｕｄｅｓｔｈｅｔｒａｎｓｐｌａｎｔａｎｄａｐｐｌｙｏｆＲＴＯＳ，ｔｈｅｅｓｔａｂｌｉｓｈｍｅｎｔｏｆ
ｉｎｔｅｒｒｕｐｔｍｅｃｈａｎｉｓｍａｂｏｕｔ
ｓｅｒｉａｌｃｏｍｍｕｎｉｃａｔｉｏｎ，ｔｈｅｒｅａｌｉｚａｔｉｏｎｏｆｓｙｓｔｅｍｆｕｎｃｔｉｏｎ，ｔｈｅｒｅａｌ－ｔｉｍｅｄａｔａ
ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇａｎｄ
ｔｈｅｓｅｔｔｉｎｇａｎｄｍａｎａｇｅｍｅｎｔｏｆｔａｓｋｐｒｉｏｒｉｔｙ．
ＴｈｅｈａｒｄｗａｒｅｐｌａｔｆｏｒｍｏｆｓｙｓｔｅｍｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｉｓＰＣＩ０４ａｎｄｔｈｅｓｏｆｔｗａｒｅ
ｐｌａｔｆｏｒｍｉｓＩ．ｔＣ／ＯＳ－ＩＩ．ＡｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｔｈｅｆｕｎｃｔｉｏｎｏｆＰｏｗｅｒＳｙｓｔｅｍＰｒｏｃｅｓｓｏｒ，ｓｅｖｅｒａｌｔａｓｋｓｔｏｍａｋｅ
ｇＣ／ＯＳ－ＩＩａＲｅｍｐｅｒｅｄａｎｄｍａｎａｇｅｄａｒｅｄｅｓｉｇｎｅｄ
Ｋｅｙｗｏｒｄ：
Ｔｈｅｐｏｗｅｒｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｓｙｓｔｅｍｆｏｒｐｌａｎｅ，ＰｏｗｅｒＳｙｓｔｅｍＰｒｏｃｅｓｓｏｒ
ＥｌｅｃｔｒｉｃＬｏａｄＭａｎａｇｅＣｅｎｔｅｒ，ｇＣ／ＯＳ－ＩＩ，ＰＣ１０４，ｓｅｒｉａｌｃｏｍｍｕｎｉｃａｔｉｏｎ
西北工业大学硕士学位论文第一章绪论
第一章绪论
第一节多电飞机电气系统结构
飞机的二次动力（能源）包括电能、液压能、气压能和机械能等几种。
每种二次能源都应包括独立的能量产生、转换、调节、控制、保护、分配和传输等环节，都各自是一个结构复杂的完整系统。而几种能源的共同存在使得飞机内部结构异常臃肿，导致发动机附件机匣复杂、安装空间紧张、检修维护不便，并加大了发动机迎风面积，同时使飞机上电路、管路并行，安装困难，液压、气压管路及管路接头容易泄漏，这些都使飞机性能和可靠性大大降低，从而使飞机对地面设备依赖性过大，不能满足现代战斗机要求的不同飞行状态下的故障自检（ＢＩＴ）和冗余容错处理功能。
为提高飞机性能，降低维护成本和时间，人们一直努力改变现有飞机的能量布局，减少二次能源的种数，使能源单一，便于结构设计和维护。七十年代，由于大规模集成电路和电工技术的迅猛发展，使得用电能取代机械、
气压、液压等三种能源成为大势所趋。这样，七十年代后期出现了全电飞机（ＡＥＡ）的概念。
全电飞机是指把飞机上的所有二次动力转化为一种电动力．全部二次动力由主发电机承担，没有发动机带动的液压泵，从而也就没有全机身分布的液压管路，也没有供气压拖动用的发动机放气管路。飞机的主要操纵面都是由电动力驱动小直径的绞线拖动机构操纵。其启动发电机直接安装在发动机短轴上。这样，所有飞机机载设备和操纵系统都将由电能驱动，从而实现飞机的电气化控制和管理。
由传统飞机到全电飞机需要一个漫长的发展和过渡过程。在一定时期内，以电能部分取代液压、气压等能源比较现实。这样，波音公司在八十年代初首先提出了多电飞机（ＭＥＡ）的概念。
无论是全电飞机还是多电飞机，由于飞机用电量的急剧提高，都需要飞机电气系统性能有一个飞跃性的发展。
塑ｊ！三些盔堂堡圭鬟堡婆塞一墨＝堂鱼婆飞机电气系统包括供电系统和用电设备两部分。用电设备是指飞机上的所有电负载，包挺武器、蚕达、发动捉控利等负载单元。瑟供电系统则是瑗代飞机的重要组成部分，其作用是向飞机上所有用电设备（如电子设备、１ｓ控系绞、照明、茨球设备等）提供宅熊，傈谣飞橇静歪鬻飞行零拜完成藏斗任务。它主要由电能产生装置、变换装嚣和输配装置组成。按功能，飞机供电系统又可分为电源系统和配电系统（蘸ｌ于飞机上电能传输距离短，用电设备相对集中，输酝电系统统穗配媳系统）援大部分。电滋系统出主电源、＝次电源、应急电源和辅助电源组成。主电源由航空发电机和电源调节保护设备缰或，楚飞瓿ｊ二全部臻迄设备瓣舷源。二次龟深弱起羲褥主奄源电能转换为另一种符合负载需求规格的电能的作用，用以满足不同负载的需求。应急电源是为了提高系统的容错性和可靠性，是独立的电源系统，当飞机上的主电源发生敞障时，应急电源（多为舷空嚣电池）即取代主电源肉飞机上的重要用电设备供电。辅助电源可为航空蓄电池或其窀一些由小型机裁发动机、发
毫瓿等鞠或敦动力装鬟。
配电系统由电网、配电装疆和保护装置组成，它的作用是将电源系统产生的电麓倦输稻分配鬟飞税上的各个甭电设备。按照功麓，配电系统又Ｗ分为供电网和配电网。供电刚用来把电能从电源输送到配电中心，配电网再将电能从配电中心输送到用电设备。根据配电方式不同，飞机配电系统Ｗ分为集中式、分布式耱混台式三穆。
（】）集中式用这种配电方式时，所有电
源繇产生的电麓都送蚕中心醚电装置，帮所有
电源发电机并联于一个公共电网上进行工作，
然后由配电装鬣将电能分配到备用电设备。这
个方式的主要优点是：当～台发电掇损螺辩，蠲电设备仍能由熊它发电机继续供电操作维护方
ｋ————ｖ————，，
毫气囊誊
图Ｉ－ｌ集中式配电布局
後。由于这些褥点，这萃孛配亳方式在蠹流配毫系统中褥翻广泛废用。这辩系统的缺点是配电系统重量大，中心配电装置笨蘸，一旦受到损坏所有用电设备
耍！ｉ三些壅兰堡主堂堡婆塞
均断电。原理如图ｌ一１。
（２＞分奄式分糍式配电的原理圈如图ｌ一２所示。采用这种配电方式时，各电源产生懿电麓分剐输送劐各螽豹琵奄装置，然嚣由它给其靠近的用电设备供电。各配电裟置之间经过自动转换。当葵中任一电源损坏时，
由该电源供电的用电设备就通过自动转换开关接到另一电源上去。这种系统适用于电路分
第一鼙绪论
宅气拽雹电气艇我圈卜２、分布式配电布髑
支较多、用电浚备连接嚣线截麓较大豹场合。这耱酲奄系统懿俊点是避免了电源并联运行的复杂性，同时对电源来说，它的结构如控制保护装置等比较简单，因而挺离了系绕酶可靠瞧。这种配电方式在交流配电系统中存在着可能的拍频于扰，因此在系统设计时要加以注意。
（３）混合式混合式配电的原理如图卜３所示。在这种配电系统中由电源产生豹电缝都辕遴绘中心配宅装嚣，稼了中心配彀装萋之终还毒装于个二次配逛装置。它们安裴在飞机的不同部位，备用电设锯可分别由上述两种配电装置供篷。这种配电系统其有集中配嘏与分散配电的饶点，可以大大减，ｊ、导线和配电装置的重量，假是其缺点和集中配电方式一样，只要主配电中心遭到破坏，全部用电设备的供电立即中断。这种配电方式目前广泛的用于中溅飞机上。
走碴ｊ‘
套琏滚瘴气嶷蘸
图１．３混合式配电布周
耍ｊ！三些盔堂亟主堂堡婆塞星二至堡堡配电系统按控制方式分为以下三种：
（１）常规配电方式。配电功率线全部引入座舱内的中心配电装置，二级配电中心或电气负载从中心配电装置获得电能，由断路器提供馈电线过载保护。电气负载的控制方式为继电器逻辑控制，由飞行人员通过离散控制信号线手动管理电气负载，负载的状态由状态电门及信号指示灯来显示。这种配电方式在过去三、四十年的使用中证明是有效的。但是，随着飞机功能的增强，用电设备的增加，电缆、断路器以及各种开关、指示灯随之增加，控制面板占用面积大幅增加，使得驾驶舱变得十分拥挤，给维护和检修工作带来很大的困难。同时这种手动负载管理方式使飞行人员负担增大。
（２）遥控配电方式。遥控配电的配电汇流条靠近用电设备，飞机座舱内只引入控制线，由断路器提供馈电线过载保护，飞行员通过接触器对用电设备进行遥控。现代大、中型飞机均采用此类配电方式。虽然遥控配电方式减轻了电网的重量，但飞行人员仍须手动管理电气负载。
（３）固态配电方式。随着电力电子和微电子技术的发展，固态器件取代了传统的绕线式、触点式继电器和接触器。这种固态器件可以用计算机进行控制。固态配电方式取消了众多的离散信号控制线，由计算机通过多路传输数据总线传递控制信号和状态信息，经固态功率控制器（ＳＳＰＣ）对用电设备进行控制和保护，由座舱内的综合显示装置显示系统状态。固态配电系统采用分布式汇流条配电方式，飞机座舱中无须设置中心配电装置，用电设备就近与配电汇流条相连，由ＳＳＰＣ对负载进行控制和保护。显然，在这种配电方式下，微型计算机全部或部分代替飞行人员的操作，进行负载自动控制和管理，减轻了飞行人员的负担。
由上可知，固态配电系统采用了多路传输技术，导线长度和重量大大减少，配电系统效率和可靠性得到提高，另外，由于负载不直接接在汇流条上，而是接在负载管理中心上，使得系统整体性能优于前两种配电系统，它是飞机电气系统实现综合化控制的基础。由于这种配电方式具有电网重量轻、工作可靠、高度自动化等一系列优点，所以已经得到各国的重视，是飞机配电系统的发展
第一蕈绪论塑ｉｉ兰鎏茎堂臻主兰堡篓墨
力Ｉ向。
综卜所ｉ述，多电ｂ机电气系统具有以Ｆ主要特点：
ｌ、系绫控铡部分采蹋标准数据总线＜圈踩上曩蘸遴誉为１５５３Ｂ总线），
以实现供电处理机和各智能终端问的数据通信。
２、负载管璎中心智筑亿，以实理各秘复杂飞行条件下负载羧豢ｌ的嵩度
协调。
３、机内电气部件具有自检测（ＢＩＴ）能力，以实现飞机部件级的故障隔
离。
４、供电处理机由数据总线获墩各种负载飞行状态数据信息，依照这紫
悠悫窝飞毒菇飞行状态等髫索控裁系统豹各餐髭终端。
第＿诲国内外研究现状
自七十年代提出全电飞机的概念后，美囡就开始在Ａ７。Ｅ飞机｝：进行分伽
式配电和负载自动管理的可行性试验。ＤＡＩＳ计划掀起了数字式航窀电子综合
控制系统的革命性开端。八十年代后，美豳海军靛空发展中心提出了“固态
电气逻辑（ＳＯＳｎ扎）控制组合规范”的理论，并先后在Ｆ．１６、ＹＡＨ．６４、Ｂ．５２
秘海军ＬＡＭＰＳ黢裁壹舞撬上充分搜强了分蠢式酝毫帮受载鑫动管瑾技术，
使飞机在可靠性、生存能力、可维护性和灵活性等方面均得到很大改善。在
后来的Ｆ．２２先进飞祝中曼采用了可编程固态开关、１５５３Ｂ憩线和微处理梳自
动甓理技术。
在西欧的一些国家，首先以航空电子系统为主要内容的是ＥＡＰ（ＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌＡｉｒｃｒａｆｔｐｒｏｇｒａｍ）ｊ，－Ｉ＋鲻。睫后楚跑ＥＡＰ更大一个数量缀的Ｅｕｒｏｆｉｇｈｔｅｒ计划。
我国瓣该漂题的研究起步较晚，自七＾｝＾年代末才有少数军工闭酾单位Ｉｌ：始
对飞机电气多路传输技术进行研究。进入八十年代后，才开始对负载管理中心
（阢ＭＣ）进行研究。尽管有关部门做了许多工作，但是由于资金、器材和技术
资剡舱不足，缱我爆在这乃‘嚣的研究与型：赛宠述嚣家掘比熬疆瑟远。臻翦我瓣
巍托工弛大学硕士学靛诧支蘩～鲞绪论飞机电源系统仍采用传统的中央集中配电方式，随着航空技术的迅速发展，飞援拣熊有了大幅度提赢，用愈浚蕊迅遮增翔，电源功率不新提糍，致袋憩网熏嚣逮黧，驾驶鲶十分稠揍，藤显傻德维护性、扩矮瞧秘可靠憾慧，自动化程度舔，酾瘟速震浸，严鬟影晌了飞穰整体魏麓静掇褰。将爨是全逛飞极鞠多毫飞瓿供电系统爨爨疆螽，辐射式熬集中酝耄布最霆无法邋应，囡｛瑟遗霹饕求改变现膏的电源控制与管理系统，采用一套新型电源控制与管理系统。戳遥应瓶一｛弋先遴飞机鸵性貔要求。
第兰节谂文主要磷究肉容
本论文钟瓣多电飞桃电气练合控制系统的研究主要集中在以下几个方蕊：
ｌ、系统总体分橇
瓢毫系绞豹控裁与餐理系绫豹惹求分季厅：与其毡子系统交联关系分辑：
熬逛联绞戆控粼与管瑗系统匏系统舞豁续擒设谤等。
２、供电燕统箍攥税静分析与设计
供电系统处理飘磺传配鬟投设计；供电系缄处理枫双余凄艇彳譬设计｛供暾系统处理枫双衾度软件设计；供毫系统处理移ｔ系统数擐总线及驱动软件设诗；供瞧系统处理规应建软移设诗；飞掇电气系统实辩数据露建立；飞极受载飞行羧态仿嶷游建立；系绞数据葸线接疆竣诗与裁撵。
３、负载管理中心静分轿与浚计
电气负载篱毽中心褥求分耩；电气熊簸管骥中心硬件设计；魄气负载管理中心系统总线按鼹控案《器设计；系统数攒总线接圈控制器驱动软件设计；电气负载警理中心藏臻款馋设计；逛气受载蛰璎中心逶傣软件竣诗；电气受载蛰理中心ＢＩＴ功缝没诗。
本论文主褰露多魏飞褫供窀系统中熬供奄楚瑗撬（ＰＳＰ）鞠受蔑警毽中心（ＥＬＭＣ）的样辍磺籁工作避行分析，系统硬件暴塌疆薪敬嵌入式主辊板Ｐｃ一１０４，并在此基础上进行样机的初步软件编制工俸。内容包括：供电处理枫的样枧
西北工业大学硕士学位论文第一章绪论研制方案及分析；负载管理中心的样机研制方案及分析；建立供电处理机的软件基本结构，并进行初步设计；负载管理中心的软件模块划分和简要设计；完成ＰＳＰ和ＥＬＭＣ之间的通信和前期软件调试工作。
西北工业大学硕士学位论文第二章多电飞机电气负载的需求分柝第二章多电飞机电气负载的需求分析
在飞机电气系统设计之前，必须对飞机上的电负载进行负载分析，以确定电气系统功率、可靠性和容错性。本章将对电负载总功率以及它们对供电电源可靠性、容错性和不间断时间的要求进行需求分析。
第一节电负载的功率需求
飞机主电源的最大容量必须以保证电气负载总用电量为原则，并留有一定的裕度。由于不同类型飞机所完成功能不同，其飞行任务也不同，因而机载设备的用电需求也不尽相同，相应的发电机容量也不相同。下表列举了一些飞机的发电机容量。
表２—１各类飞机的发电机容量
飞机型号飞机类别发电机容量发电机个数
Ｆ－５战斗机３０２
Ｆ一１４Ａ战斗机６０／７５２
Ｆ一１５战斗机４０／５０２
Ｆ一１６战斗机４０／５０ｌ
Ｆ一１８战斗机３０／４０２
Ａ一１０强击机４０２
ＥＦ—ｌｌｌＡ带电子战的飞机９０２
Ｔ一３８教练机９２
Ｕ－２侦察机３０２
经过对各种现有型号飞机的负载分析，确定了实现多电的先进战斗机最大用电容量约为１７６．４ＫＶＡ。其中关键飞行负载用电量约为４１．８ＫＶＡ，关键任务负载用电量约为１２２．８ＫＶＡ，非关键飞行负载用电量约１１．７ＫＶＡ下表列出了飞机在各飞行剖面的用电量。
表２—２飞机不同飞行剖面的用电量
｜飞行剖面滑行爬升战斗巡航着陆应急ｆ用电量（ＫＶＡ）８３．５９７５１０２．１８４４９７．８９．１
西ｊ￡工韭大学硕士学致论文第二章多龟飞机电气蠡藏懿需获分析
第二节供电电源的可靠性要求
系统设计中最重要的性能就是可靠性。每个设计师都应力求使系统尽可辘敬可靠，因为通豢毫可靠瞧还霹以傻系统维掺爨用簿低。
一、可靠性的基本概念
可靠梅定义如下：产晶在规定条俘下和规定时酒内完成规定功能的熊力，研用以下指标定鬣衡量：
（１）可靠度Ｒ
可靠度定义为在产晶畿定条件下秘援定时闻内，竞戒裁定功能瓣概率。由于可靠度怒一个概率，其取值范围为０≤Ｒ≤ｌ。若将一个产品在规定条箨下，在艇定时瀚肉丧失规定功能（酃失效）的耩率记为Ｑ，剐由于失效与不失效这两个事件是对立的。因此Ｒ＋Ｑ＝ｌ。
（２）失效率ｘ
失效率定义为工终到某时刻尚未失效熬产瑟，在该霹裁之爱尊谴辩阕悫发生失效的概率。
（３）平均无羧障酵褥（ＭＴＢＦ＞
平均无故障时间是衡量平均寿命的指标，是产品最重要的寿命特征之一。对可修复产品来说，它指的是相邻两故障之问的平均工作时间。
以上三个指标之闻的关系如下：
Ｒ：ｅ‘洳
若＾为恒定德，则：
Ｒ：ｅ～２ｔ
Ｏ＝１一Ｒ
ＭＴＢＦ：：—１—
旯
在送行露靠馁分孛厅辩，一般鬏设失散率为遮定值。
二、各种飞行负载对电源可靠性的要求
西北工业大学硕士学位论文第二章多电飞机电气负载的需求分析（１）飞行关键负载对电源可靠性的要求
关键飞行负载的可靠性由飞行控制系统的要求来决定，飞行控制系统是关键飞行系统的最大组成部分。美国军用规范ＭＩＬ—Ｆ－９４９０Ｄ规定战斗机飞行控制系统的故障概率为１００ｘ１０７。由于飞行控制系统的故障约有６２．５％是因为电气控制部分引起的，而飞行控制系统中的电力电子元件都是双裕度的，因此单个元件的故障率为双裕度部分故障率的平方根。电力电子元件所以失灵，多是由于给元器件供电的电源出现故障。因而规定供电系统给元器件供电的电源
可靠性应为元器件可靠性的１００倍。
假设：
Ｑ。＝飞行控制系统故障率
ＱＥｃ＝飞控系统中电力电子设备的故障率
Ｑｓｃ＝单个电力电子元件的故障率
（）ＥＰＳ＝电源的故障率
Ｒ，Ｐｓ＝电源的可靠度
则：
Ｑ，。＝１００×１０…
Ｑ。。＝０．６２５＂Ｑ。＝６．２５×１０—６
Ｑ庐√酝＝２５Ｘ１０一’
Ｑ。一Ｑ。×１００＝Ｑ。＝２．５×１０。
因此：
ＱＥＰＳ＝２．４８×ｉ０“
Ｒｅ，。＝１一Ｑ。。＝０．９９９９７５２
ＭＴＢＦ＝一ｉ丢＝２８?１×１０Ⅵ（设ｔ＝２任务小时）
由以上可知，对关键飞行负载来说，输入电源的可靠度必须大于０．９９９９７５２，即平均无故障时间应大于８．１×ｉ０４小时，负载才能正常工作。
耍ｊ！三些盔堂塑主堂堡婆塞笺三童量皇］塑皇墨鱼塑塑墨ｉｉ坌盟（２）关键任务负载对电源可靠性的要求
关键任务负载包括飞机重要生存负载，如雷达传感系统等。一般要求其
平均无故障时间为２００小时，即不可靠度为１．０×１０～。
由于关键任务负载出故障原因大多是由于供电系统引起的，因此要求供
电系统给关键任务负载供电的可靠度应为元件可靠度的ｉ００倍。
经计算可知，对关键任务负载而言，输入电源可靠度必须大于０．９９９９０１，
平均无故障时间必须大于２．０×１０１小时，关键任务负载才能正常工作。
（３）非关键飞行负载对电源可靠性的要求
对非关键飞行负载，其故障率必须小于２．８×１０～，也就是说平均无故障
时间必须大于７０小时。经计算可知，其供电系统可靠度大于０．９９９７２３即可
满足要求。
由以上分析可知，不同类型负载对供电系统可靠度的要求不同，电源可
靠性必须同时满足所有机载用电设备的最高可靠度要求。
第三节负载对供电间断时间的要求
飞机上的一些负载对电源间断供电非常敏感。如果电源间断时间超出一定范围，负载将出现故障。飞行关键负载即是如此，它能承受的供电中断时间在５０ｕｓ到２ｓ之间。如飞行控制计算机、发动机电子控制装置允许供电中断５０ｕｓ；数字式舵机控制器允许供电中断５００ｍｓ；组合舵机允许供电中断２ｓ。在关键任务负载中，任务航空电子系统也仅允许供电中断５０“ｓ。
一般通过将负载切换到另一电源的方法实现不间断供电。这是供电系统硬件设计中要考虑的重要问题，即必须保证负载电源之间的切换时间小于供电中断最小时间。
第四节电气负载控制方程分析
在飞机进入飞行状态后，根据不同的飞行阶段，飞行员通过航电系统经供电处理机向负载发出控制指令，供电系统处理机将根据指令信息、飞行状态，
耍ｊ！三些盔堂亟主主堕堕塞蔓三童』塑［壁堂墅型型塑塑翌！！！！塑求解相应的电气负载电源请求方程和电气负载控制方程，根据方程解算结果对电气负载实行通／断控制。
根据电气负载的工作过程与飞行任务方式状态逻辑信号之间的关系，电
源请求方程可以划分为三种类型，相应的电源请求方程的解用ｚ．、ｚｚ和ｚａ来表不
（１）Ｉ类电源请求方程
Ｉ类电源请求方程只与飞行任务方式或飞行任务有关，没有附加的状态逻辑信号。方程形式为
Ｚｌ＝Ｒ
其中Ｒ为某飞行任务方式下电气负载工作请求信号（即供电请求信号，７７－－０表示禁止电气负载工作Ｒ＝１表示需要电气负载工作）。
（２）ＩＩ类电源请求方程
这类电源请求方程不仅与飞行任务方式有关，还与状态逻辑信号有关。方程形式为
ｚ２＝Ｒ＋＾（爿ｌ，爿２，Ａ爿～）
式中Ⅳ≥１，晡ｑ含义同Ｉ类电源请求方程，Ａ，为状态逻辑信号（彳，＝１表示信号有效或条件成立），“…）是由彳，组成的逻辑表达式。该方程表明，ｚｚ不仅与Ｒ有关，还与其它状态逻辑信号爿角‘关。
（３）ＩＩＩ类电源请求方程
ＩＩＩ类电源请求方程与飞行任务方式无关。这类请求方程对应的负载在各个飞行阶段都需要工作，例如环控系统。该类电源请求方程形式为
Ｚ３＝厶（４ｌ，爿２，Ａ爿Ｋ）
其中，Ｋ≥ｌ，爿，为状态开关信号或传感器信号（彳产ｌ表示信号有效或条件成立），历的解与Ｒ无关，仅取决于其它状态逻辑信号爿，。
负载供电信号的获得不仅与电源请求信号有关，而且与负载本身故障情况和飞机电源系统工作状态有关。若电气负载本身出现故障，则禁止向该电气负
．１２．
耍ｊ！三些奎堂堡主堂堕婆塞塑三重量里】垫皇墨鱼塑塑篓壅坌堑载供电。若飞机电源系统容量无法满足当前飞机飞行任务方式下电气负载的功率需求，则电气综合控制系统需要自动卸载。
通用的电气负载控制方程为：
Ｃ＝（Ｆ＋Ｂ）｝Ｐ十Ｚ＋Ｓ
式中，各项含义如下：
Ｆ为电气负载的状态标志。若电气负载出现故障，负载过流导致ＳＳＰＣ跳闸或ＳＳＰＣ本身故障，贝，ｌｊｒ标志位置１，负载不能通电。
Ｂ表示电气负载是否为备份负载。Ｂ＝Ｉ表示该负载是备份的，暂不允许通电。Ｂ＝Ｏ表示该负载是主工作设备或无备份电气负载。
Ｐ电气负载的供电优先权。Ｐ＝Ｉ表示在当前负载管理优先级下允许向该负载供电。
ｚ电气负载电源请求信号。ｚ对应着三种类型电源请求方程ｚ．、ｚ。和ｚ，。Ｚ＝Ｉ表示请求供电。
ｓ手动超控信号。当飞行员需要对负载进行手动控制或进行地面维修需要电气负载工作时，Ｓ置１。当Ｓ＝Ｏ时表示信号无效，由系统自动进行控制。
第五节、供电系统容错性要求
按照《先进系统航空电子计划》的要求，容错供电系统应能经受多次故障，并仍能为负载供电。具体要求如下：在经受一次故障时仍能向全部飞机用电负载供电：在发生两次故障后仍能向所有关键任务负载供电；在发生三次故障后仍能向所有关键飞行负载供电。这些故障可以发生在同一供电通道的不同部件上，也可发生在不同通道的同一部件上，或者以这两种方式的组合形式出现。
西北工业大学硕士学位论文第三章多电飞机供电系统的总体设计第三章多电飞机供电系统的总体设计
在进行飞机供电系统的总体设计时，是将发电系统和配电系统分开设计的，最终再组合在一起形成一个完整方案。经研究决定，本方案选择变速恒频系统（ＶＳＣＦ）作为飞机主电源，以固态分布式配电方式作为多电飞机供配电系统的配电方式。
第一节供电系统结构分析
多电飞机供电系统的主电源由四台６０Ｋ＼，Ａ的变速恒频（ＶＳＣＦ）发电机组成，发电机以分组并联方式运行。发电机１ｇＤ２、３和４分别并联，外部地面电源可以独立地给交流汇流条１和２、３和４供电，用于地面维护或启动发动机，其结构如图３—１所示。每一台发动机驱动两台发电机。超组合动力装置（ＳＩＰＵ）提供应急和备用动力，它通过一组离合器和斜接齿轮箱驱动主发电机。采用这种供电方式，不仅可以满足负载的可靠性要求，而且可以满足系统的容错性要求。而且这种分组并联布局非常适合在启动大电动机负载如环境控制系统时提供大功率，同时不降低供电质量。
图３－１、多电飞机供电系统结构图（一）
供电系统的二次电源是从四个主交流汇流条引出电源，经过变压整流器（ＴＲＵ）供给主直流汇流条。航空蓄电池与蓄电池汇流条相连，充当应急电源
．１４．
堑！ｉ三些奎室璧主堂堡鎏塞笙三翌墨生墨！嫂！！！墨竺塑些堡墼！±以满足负载对不中断供电的要求。同叫，蓄电池７ｆ：流祭与主直流汇流祭通过一：缀管曩麓莠联，在歪霉状态时，蘩电泡汇渡条由差妻浚汇淡条供泡，恧誉电邀处于充电状态。由于主发电通道有足够的冗余，系统无需辅助发电机和辅助汇流条。
具体供电结构如图３—２所示。
图３－２、多电飞机供电系统结构图（二）
第二节配电系统结构分析
多电飞机电气综合控制系统其有配电控制和电气负载自动管理功能。它采蠲固态配电方式，除主耗电中心羚，还有若于个二级酝电装嚣，各囊位于飞机的不同部位。飞机上各种用电设备分别由上述两种配电装置供电。
一、主配窀中心
主配电中心出主电力汇流条（包括主交流汇流条、主直流汇流条和主蓄电涟汇流条）组成，它赢接从发电机通过相应变换获得电能。主要用予对馈电网整体的控制和保护。具体包括：
（１）为各个智能控制终端提供电能。智能控制终端是指用于监控配电系统的
耍ｊ！三些查堂塑主雯堡堡塞笙三翌兰！皇！！！！生！至竺塑璺堡堡生控制装罱，如负载管理中心、发电机控制装置以及远置终端等；
（２）为大型负载提供电能。通常我们将电流在７５安培以卜的负载都归类为人型负载。主电力汇流条通过机电功率控制器（ＥＭＰＣ）为大型负载供电，ＥＭＰＣ具有控制和保护功能。
（３）为靠近主汇流条的负载提供电能。对直接由主电力汇流条供电的负载来晚，主电力汇流条被看成负载的一部分。
二、二级配电中心
主要由智能控制终端负载管理中心（ＥＬＭＣ）的配电中心组成。完成将电能传输给电气负载，并ＦｈＳＳＰＣ对电气负载进行电源控制和过载保护。ＥＬＭＣ的数量与飞机类型、电气负载总量和用电量均有关。各ＥＬ～ＩＣ之问是相互独立的，只与其周边负载有关，而之间没有任何直接联系。
每个ＥＬＭＣ的内部设有交流、直流和飞行关键负载汇流条，这些汇流条通过馈电线和主汇流条相连，并从主汇流条获得电能。如下图所示，交流汇流条可以通过继电器从两个独立的主交流汇流条中的一?个获得电能，直流汇流
条可以通过继电器从两个独立的主直流汇流条中的一个获得电能。这种结构使得如果其中一个主汇流条出现故障，还可以控制继电器把开关切换至另一个主交流汇流条，从而保证相应负载仍能正常供电。这样就等于为负载又多增加了一个电源输入，增加了系统的容错能力
图３－３负载管理中一Ｏ（ＥＬＭＣ）内部配电结构剀
西北工业大学硕士学位论文第三章多电飞机们ＩｌＵ系统的总体设计二级配电装置的主要功能就是给位于本区域的负载（通常指的是电流在７５安培以下的负载，飞机上绝大部分负载都属于这种类型）供电。这些负载通过固念功率控制器（ＳＳＰＣ）从ＥＬＭＣ内部汇流条获得电能。ＳＳＰＣ的通断“ＩＥＬＭＣ控制，ＳＳＰＣ自身具有保护功能。ＥＬＭＣ的设计减少了多余度引起的硬件负担，并提供了控制系统与负载之问的连接。ＥＬＭＣ离负载很近，因此在故障分析时，认为ＥＬＭＣ是负载的‘部分。
三、系统综合分析
多电飞机的航空电子系统是宝石柱（ｐｉｌｌａｒ）系统。电气系统和航空电子系统之间采用分层控制布局，整个电气系统作为一个终端的形式挂在航空电子系统高速数据总线上。航空电子系统提供电气系统控制所必需的飞行和任务数据，电气系统向航空电子系统返回本身的状念信息。由供电系统处理机（ＰＳＰ）充当两者之间的接口，担负航空电子系统和电气系统之间的信息传递任务。具体流程如下图所示。
图３－４航空电气综合控制系统整体结构流图
与ｂ行员交互的航空电子系统由航空电子模拟器代替。航空电子模拟器模拟实际航空电子系统应该完成的与电气系统有关的处理、控制和状态监测功能，