航空电源双向DC-DC控制器设计

李 博，邹浩彦

（1.中国航空工业集团公司 第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089；2.空装驻西安地区第一军事代表室，陕西 西安 710089）

0 引 言

近年来，随着多电（ME）/全电（AE）飞机[1-4]概念的提出，液压能和气压能逐渐被电能替代。原先由液压和气压驱动的装置转为由电能驱动。电能的广泛使用，对飞机电源系统容量提出更大的要求，例如B787的电功率[5]达到了1.4 MW。双向DC-DC变换器[6-8]作为ME/AE飞机电源系统电能转换的重要部件，对ME/AE的发展具有重要意义。同时，其具备高可靠性，高转换效率以及较小体积的优点。但由于系统中负载的多样性和环境不确定性等因素，对变换器的稳定运行（例如输出电压纹波增大等）造成负面影响。文献[9]以控制变换器输出电压为目的，设计了基于Super-Twisting（ST）滑模算法的Buck-Boost电路控制器，在输入电压和输出负载大扰动下，获得满意的性能。

本文针对双向DC-DC变换器自身特点，设计了基于ST算法的电流内环+电压外环的双闭环控制器，并给出了电路参数计算和控制器设计方法，同时实验证明该变换器在双闭环控制算法下，系统具有更好的响应速度和鲁棒性。

1 双向DC-DC变换器工作原理

图1为一种航空电源系统的组成结构，双向DC-DC变换器的作用为母线通过双向DC-DC变换器向蓄电池充电（正向）；紧急情况下，蓄电池通过变换器放电（反向）以保证重要机载用电设备正常工作。

双向DC-DC变换器拓扑为一半桥式双向DC-DC电路。其工作在正向（Buck）模式下的工作阶段分解如图2所示；工作在反向（Boost）模式下的工作阶段分解如图3所示。

图2 正向模式下的工作阶段

图3 反向模式下的工作阶段

图2、图3中：当S2工作S1截止时，电路中的能量流动方向为U1至U2；当S1工作S2截止时电路中的能量流动方向相反。经过分析可知，S1和S2互补导通，且U1，U2间关系相同，变换器可逆性良好；且可实现平面坐标系下的两象限运行。

2 控制器设计

由ST算法理论可知，ST由两部分组成：滑模面是时间上的积分；滑模面是一个连续函数，即：

当满足 α＞H/KM，λ2＞2（αKM+H）/KM，0＜ρ≤ 0.5，ST 有限时间收敛于滑模面原点，其中，α，ρ，H，λ均为正常数。又因ST不需要任何有关滑模面在时间上的微分信息，若ρ=0.5，则系统将最大可能实现二阶滑动模态[9-11]。控制策略框图如图4所示。

图4 控制策略框图

取电流内环滑模面s1,2=iL-Iref，电压外环滑模面s3,4=V1,2-Iref。由李雅普洛夫稳定性判据分别进行稳定性分析，可知当满足式（2）时，系统是渐进稳定的。

3 系统参数设计

变换器设计要求见表1所列。

表1 变换器参数

3.1 MOSFET选择

根据表1的电路参数，开关管开关频率为40 kHz、最大需要承受电为120 V、电流为25 A，择型号为IRFP4768PbF的N沟道增强型MOSFET。

3.2 电感设计

3.3 电容设计

4 试验结果分析

4.1 程序设计

图5给出了PWM信号中断程序流程。在i时刻ePWM1和ePWM2计数器同时开始计数，并触发ADC转换信号，i～i+1时刻间，共采样10次并处理，同时在i+1时刻更新占空比输出2路带死区的互补PWM。

图5 PWM程序流程

4.2 实验结果分析

选 取 控制器参数 α1, α2, α3, α4分别为 100，100，500，501 ；λ1, λ2, λ3, λ4分别为 0.15，0.11，6，1.28。实验平台主要由上位机（CCS9.0）、可编程直流电源、电子负载、双向DC/DC变换器和DSP28335控制电路等组成，如图6所示。

图6 实验平台

图7、图8分别为Buck、Boost模式实验结果分析。由图7和图8可知，ST双闭环算法具有良好的启动性能，系统响应时间端、曲线平滑；负载/电源扰动下，输出电压保持不变，系统鲁棒性好。

图7 Buck模式实验结果

图8 Boost模式实验结果

5 结 语

本文针对半桥式双向DC/DC变换器在电源/负载扰动下的非线性问题，设计了基于ST算法控制器，确定了控制框图，并在不同模式下对系统的启动、电源/负载扰动情况下的性能进行考核。结果表明系统能实现能量双向流动，系统纹波小、动态响应速度快、鲁棒性强。