基于SSPC的航电任务配电系统应用研究

田茹

（中国电子科学研究院，北京10041）

基于SSPC的航电任务配电系统应用研究

田茹

（中国电子科学研究院，北京10041）

以现代多电飞机对新型配电系统的迫切需求为牵引，以新型配电系统核心部件新型执行器件固态功率控制器的应用为手段，系统地阐述了新型执行器件固态功率控制器的设计原理以及电路设计方法。实验通过某型号任务对加电控制单元的要求，利用SSPC加以实现，并与常规器件在重量、可靠性以及电磁兼容性等指标上进行综合比较分析，进而展现SSPC在当前航电任务配电系统中的优异性能。

固态功率控制器配电系统多电飞机加电控制单元

1　引言

随着多电飞机大功率负载和用电设备的增多，使用常规配电方式会占用机舱很多的空间和重量，配电系统质量大，手动管理负载工作量大。因此，良好的可靠性与优异的配电性能已经成为当前多电飞机配电系统发展迫切需求，面对当前技术发展的需要，新型配电系统的研制应成为呃待解决的重要课题。

新型的配电系统核心是新型执行器件的研制，固态功率控制器（SSPC）作为新型配电系统的核心部件已经在民用和军用飞机中开始使用。在国外，基于固态功率控制器的配电系统研制最早可以追溯到上个世纪七十年代，至今已有多家公司都推出了自己的型号产品，如通用电气以及德国的CEC公司等。这些型号产品种类繁多，如有28 V/2 A～225 A的直流系列产品，以及115 V/5 A～15 A，26 V/1 A～10 A等系列的交流产品，这些产品广泛的应用于国外的诸多型号飞机中。民航客机上使用的诸如美国波音B787和法国的A380，此外军事装备飞机中也广泛使用，如美国的新一代战机F22以及F35等均已使用了基于SSPC的自动配电技术［1，2］。国内SSPC研制开始于二十世纪90年代，主要由国内知名航空类高校、院所带头进行研制，主要进行的是原理性的论证与试验，并未达到工程应用和装机阶段［3-8］。本文通过介绍SSPC设计原理及其电路设计思路，将SSPC首次应用在某型号的航电任务系统加电控制单元中，并通过试验及试飞，取得良好效果。

2　SSPC设计原理

SSPC是由功率半导体和大规模集成电路等构成的开关器件，具有驱动功率小和无二次击穿等特点，可以代替继电器、接触器和断路器等的功能，从而避免了它们通断时的电弧和烧蚀。SSPC通过检测电流的方式来实现过流保护，实时性及可靠性优势明显。同时，具有接收前级计算机控制信号并反馈故障信息的功能。

SSPC的原理框图如图1所示，内部主要由4部分电路构成，分别为内部电源电路、隔离控制电路、驱动控制电路和执行及电流反馈电路。其中驱动控制电路是SSPC的核心部分，实现反时限跳闸延时、降栅压短路保护、状态检测与锁存以及功率管的驱动控制等功能；隔离控制电路是SSPC与上位机的输入输出接口部分，实现与上位机的状态交换；内部电源电路为SSPC提供内部电路工作的直流电压，它由+5 V外部输入电压经DC/DC变换得到。SSPC接收到上位机的控制信号之后，根据控制指令激励MOSFET导通或关断，驱动控制电路根据电流传感器测定的负载电流大小，以及MOSFET的状态解算出跳闸状态，实现对负载线路的过流保护。

图1　SSPC的原理框图

3　SSPC配电系统设计

3.1驱动控制电路设计

图2　SSPC驱动控制电路的原理框图

由上述分析说明可知，作为固态功率控制器件的核心电路驱动控制电路的结构示意图如图2所示。从图中可以看出，为减少信号干扰，在输入、输出端利用光耦合器件进行信号隔离。同时，为实现低功耗，晶体管作为功率开关被使用。此外，从图中可以看出驱动控制电路中包含有过载和电路保护，从而可以实现对晶体管工作状态的实时监管，把控其工作模式。

MOSFET晶体管的工作状态曲线图如图3所示，当MOSFET工作在设置曲线的下方时，此时处于导通区，电路会根据控制指令正常控制MOSFET的工作状态。一旦MOSFET工作在图中红色曲线的上方，此时处于关断区，这时无论控制指令为何，电路都会及时的将MOSFET的工作状态关断，这说明MOSFET处于不正常的工作状态。上述过程的实现都是基于驱动电路采集流过MOSFET的电流值大小，再联合MOSFET中流过电流的时间长短进行判断MOSFET的工作状态模式。

图3　SSPC的I2T曲线

SPPC电路设计中的隔离控制电路用来对驱动控制电路输入、输出的3种状态信号进行隔离，降低外电路对驱动控制电路的干扰。利用光电隔离电路可对状态信号进行隔离。电源电路用来给驱动控制电路和隔离控制电路提供工作电源。由于SSPC使用5 V电源供电，因此电源电路使用DC/DC电源模块将5 V电源转换成电路需要的二次电源。执行器件及电流反馈电路由执行负载电流接通或断开的MOSEF和反馈电流的电流采样电路组成。MOSEFT在电流接通或断开的选取上，重点关注耐压值、额定电流和导通电阻值3项指标。其中耐压值应选取负载额定电压的4～6倍，保证MOSEFT不会被冲击电压击穿；额定电流值应选取负载额定电流的4～6倍，保证当负载电流过载时，MOSEFT不会在跳闸时间内击穿；导通电阻值应尽可能的小，导通电阻值越大，相同电流下的发热量就会越大，导致热功耗上升，对MOSEFT自身的寿命及电路的损耗都有影响。此外，电流采样电路在设计时，重点考虑电流的采集精度和采样时间的设计，其直接影响I2T跳闸曲线的精度。

3.2SSPC软件功能设计

SSPC接收到上位机的控制命令后，控制负载电源的接通或断开，同时通过采集负载的电流对自身进行短路和跳闸等保护，并向上位机反馈自身的工作状态，软件在功能设计上分为3种情况。首先是响应上位机发送的命令信号，从而控制负载的通断，其次当出现过载状态时，对线路进行过载保护。第3种情况是结合上位机的控制信号，加上采集的电流和跳闸状态，能及时准确地了解负载和SSPC当前的状态。

4　系统实现与性能分析

4.1SSPC加电控制单元中的实现

本文所涉及到的任务加电控制单元主要功能是将来自载机发电机的电源可靠地分配给飞机上的各个任务系统电子设备，并提供每一路供电电源的通断控制和过流保护功能。同时通过自身显示器显示载机供电的各类电源参数（电压、电流和频率）和任务系统电子设备工作时的供电线路状态和供电线路电流。针对任务加电控制单元的功能要求，采取了基于固态功率控制器（以下简称SSPC）的固态配电措施。

根据任务加电控制单元的负载要求，设计了5种规格的直流28V的SSPC，分别为：10A、25A、50A、75A和125A。任务加电控制单元的功能框图如图4所示。

图4　任务加电控制单元功能框图

从任务加电控制单元的功能框图可知，任务加电控制单元由单片任务处理器、面板按键采集、电参采集、显示以及SSPC组成。考虑该任务系统需求，SSPC在该机载配电系统设计中包含有总线通讯功能，以实现与上位机的信息通讯，并作为I/O控制信号的备份，本文所涉及的任务加电控制单元SSPC功能框图如图5所示。

图5　任务加电控制单元SSPC功能框图

SSPC利用上位机发出的控制信号，结合跳闸状态和电流状态3个状态量，可解算出自身的8种工作状态，如表1所示，并在显示器上实时显示，从而可使得飞机上任务系统人员可根据SSPC的8种状态判断SSPC是否工作在正常状态。

表1　不同状态量对应SSPC工作状态表

表中输入控制信号0表示关断，1表示接通；跳闸状态0表示电路正常接通，1表示电流过大，控制器跳闸；电流状态0表示电流小于或等于控制器额定电流的10%，1表示电流大于控制器额定电流的10%。从表1中可以看出，仅第一种和第6种情况属于正常状态，其他情况SSPC都处于不正常工作状态。

SSPC的外形根据实际情况在应用中进行设计与调整，在任务加电控制单元的设计中，根据负载需求对小规格（15A以下）SSPC进行了集成化设计，此电路中集成有10路小规格SSPC；对大规格（20A以上）SSPC要进行分体式设计，通过控制电路的部分集成，将发热量大的执行器件（MOSFET）直接安装在产品的壳体上，以便进行良好的散热，从而保证SSPC的可靠性。

4.2性能比较分析

4.2.1重量对比

重量是机载产品的一个重要指标，在性能同时满足使用要求的情况下，重量几乎成为能否装机的决定性因素，所以减重设计成为机载产品开发的重要设计环节，而SSPC相对常规继电器/接触器具有明显重量优势，如图6所示。

图6　10A规格的2种配电器件重量比较

图6左为任务加电控制单元中使用的10路10A规格的SSPC集成板重量约为700 g，图6右为单路10A常规配电器件，继电器和断路器总重量约为150 g，由此可见10路小规格执行部件即可减重800 g。

4.2.2可靠性对比

SSPC是产品中功率分配的主要执行单元，是一种“无触点”开关，采用功率MOS管作为主要执行元件，它内部没有活动部件，因此不会产生机械磨损、故障率低、可靠性高，通断次数可达50万次以上。接触器和断路器都是靠机械分离和接通，有活动部件和接触部件因此产生机械磨损、故障率高和且通断次数只有1万～10万次。由以上对比可以看出在可靠性方面SSPC明显高于接触器和断路器。

4.2.3电磁兼容性的对比

SSPC是一种“无触点”开关，采用功率MOS管作为主要执行元件，能快速的接通或断开电路而不产生电弧，会对电网冲击小。接触器在闭合瞬间需要较大的启动电流，且电磁辐射交较强，在断开瞬间产生电弧，对电网冲击较大。

4.2.4功耗及发热量的对比

在功耗及发热量的对比上，分别采用5 A规格和100 A规格的SSPC和继电器进行对比分析。5 A规格SSPC控制电路DC5V/6mA功耗大约30 mW，导通电阻为2.5 mΩ，电流发热功耗约为62.5 mW；相对于5A规格继电器线圈功耗达到1.2 W，接触电阻为50 mΩ，电流发热功耗约为1.25 W。针对100A规格SSPC控制电路DC5V/20 mA功耗大约0.5 W，导通电阻为0.6 mΩ，电流发热功耗为6 W；而100A规格继电器线圈功耗大约为5.6 W，接触电阻为0.8 mΩ，电流发热功耗达到8 W。

通过上述在不同规格下SSPC与继电器相关数据对比可以看出，使用SSPC的功耗及发热量远低于使用继电器/接触器。

4.2.5信息化及自检对比

通过实验对比可得，采用SSPC航空配电系统可具备以下功能：①可显示载机送入的各类电源参数；②可显示每一路配电线路的工作状态；③可显示每一路配电线路的电流；④系统具备自检功能，可方便的实现上电自检、周期自检和维护自检，使得产品可靠性更高，同时地面触发自检，使得故障发现、检测、定位更为方便和简洁，具备良好的测试性和维护性。在外场可通过显示的自检信息把故障定位到每一个LRU，故障隔离率100%；在内场可通过故障代码将故障定位到每一路SSPC，故障隔离率95%以上。而采用常规器件的配电系统虽然能够显示载机送入的各类电源参数，并能够显示每一路配电线路的工作状态，但却不可显示每一路配电线路的电流，同时也难于实现自检。

通过以上的对比可以看出，基于SSPC的航空配电系统在信息化和自检深度方面明显优于使用常规器件的配电系统。尤其是每一路配电线路电流显示，在实际应用中任务系统工作人员常常以自身设备的工作电流来判断自身设备是否工作正常，而此项功能对于任务系统设备的正常使用至关重要。

5　结束语

本文根据当前飞机及其用电设备的发展状况，对机载配电系统提出了新的要求，采用SSPC固态功率器件取代传统的机电式、触点式继电器和接触器，实现由计算机通过多路传输数据总线传递控制信号和状态信号，从而完成电源的自助管理之一发展趋势，在文中较为详细的阐述了SSPC的工作原理以及基于SSPC的电路设计准则，并将SSPC应用于某型号任务加电控制单元中，通过与常规器件实现进行分析对比，给出SSPC在航电任务配电系统中重量、可靠性以及电磁兼容性等方面的优异性能，进而为后续基于SSPC的全机电源自动管理系统的研制提供宝贵的设计和装机经验。

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Research on Application of Avionics Mission Power Distribution System Based on SSPC

TIAN Ru
（China Academy of Electronics and Information Technology，Beijing 100041，China）

This paper systematically describes the design principles and circuit design of new solid-state power controller to perform a device by taking taking the more urgent demand of modern electric aircraft for new power distribution system as traction and with the means of the application of solid-state power controller（SSPC）of new performance device of core component of new distribution system as means.proves excellent performance of SSPC in the current avionics distribution system，In the experiment，the requirements of a certain task for power control unit are satisfied，SSPC is used for implementation and compared with conventional device in terms of weight，reliability，electromagnetic compatibility，etc..The experiment results show that SSPC has excellent performance in current avionics mission power distribution system.

solid-state power controller（SSPC）；power distribution system；more electric aircraft；power control unit

V242.2

A

1008-1739（2015）14-55-4

定稿日期：2015-06-26