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一种基于专家系统的高压放电回路阻抗自匹配方法及装置

阅读：792发布：2020-05-08

专利汇可以提供一种基于专家系统的高压放电回路阻抗自匹配方法及装置专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本发明提供了一种基于专家系统的高压放电回路阻抗自匹配方法及装置，该方法包括在根据不同机型进行全机雷电适航性试验的要求，从专家系统中调取相应的雷击飞机模型，通过控制处理单元实现受测回路快速阻抗自适应智能化的匹配，最后由雷电流发生器产生缩比雷电流测试波形需求的放电电压，从而得到波形畸变率低的瞬态雷电流波形，并施加于受测飞机上完成飞机的全机雷击效应完整的验证试验。其中利用基于大量多机型全机雷击瞬态阻抗特性数据构建的专家数据库系统，能够实现放电回路元旦阻抗值的快速匹配，解决依据试凑试验确定阻抗参数耗时长和可靠性低的难题。，下面是一种基于专家系统的高压放电回路阻抗自匹配方法及装置专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种基于专家系统的高压放电回路阻抗自匹配方法，应用于飞机全机雷电电磁效应测试，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1，系统初始化，包括专家系统(20)软件初始化和控制处理单元(40)的硬件初始化；
步骤2，通过信息输入单元(10)输入受测飞机型号及实验所需雷电流波形数据，并经过专家系统(20)的数据转换单元(21)转换后发送至匹配处理单元(22)；
步骤3，匹配处理单元(22)通过在飞机雷击仿真模型库(30)的数据存储单元(33)中匹配对应机型的飞机雷击模型，自动获取飞机雷击瞬态阻抗特性数据以及根据实验所需波形而设计的雷电流发生器回路参数，并从中提取出全机雷击瞬态阻抗特性数据后发送至放电回路阻抗分析单元(23)；
步骤4，放电回路阻抗分析单元(23)获取全机雷击瞬态阻抗特性数据后，计算出飞机的试验回路阻抗和不同电流波形的回路阻抗，并由阻抗控制策略单元(24)生成高压放电回路控制策略发送至控制处理单元(40)的阻抗调节器(41)；
步骤5，阻抗调节器(41)根据阻抗控制策略单元(24)生成的阻抗控制策略，对雷电流发生器(50)的放电回路(51)中的阻抗参数进行调整，阻抗测量模块(52)在阻抗调整后进行阻抗测量，并将其测量结果反馈到反馈单元(42)进行结果判断：
若阻抗测量结果与阻抗控制策略单元(24)生成的数据一致则调整成功，反馈单元(42)发送控制信号到雷电流发生器(50)的开关控制器(53)，即进入步骤6；
若阻抗测量数据与阻抗控制策略单元(24)生成的数据一致则调整成功，不一致，反馈单元(42)发送信号至阻抗调节器(41)继续进行阻抗调整；
步骤6，开关控制器(53)接收到阻抗调整成功的控制信号后启动电源模块(54)，通过一个充电回路(55)对放电回路(51)中的电容器组(511)进行充电，产生缩比雷电流测试波形需求的放电电压，从而得到实验所需瞬态雷电流波形；
所述放电回路(51)在电源模块(54)接通前，由阻抗测量模块(52)和放电回路(51)组成低压串联测量回路，仅用于测量调整后的放电回路阻抗参数，不会产生高压并放电；在电源模块(54)接通、充电回路(55)对电容器组(511)进行充电后，放电回路(51)构成高压放电回路并产生瞬态缩比雷电流测试波形需求的放电电压；
步骤7，放电回路(51)将产生的瞬态缩比雷电流测试波形施加于受测飞机(60)，完成飞机的全机雷击效应完整的验证试验。
2.根据权利要求1所述的一种基于专家系统的高压放电回路自匹配方法，步骤2所述的实验所需雷电流波形数据包括：试验电压幅值、波形极性、稳压时间。
3.根据权利要求1所述的一种基于专家系统的高压放电回路自匹配方法，步骤3所述的飞机雷击仿真模型库(30)的建立过程如下：首先通过电磁仿真模块(31)对飞机构建整体仿真模型，施加一个标准雷电流波得到雷击飞机整体模型，由雷击后的机外空间磁场和机舱内部电磁场，得到雷击飞机整体模型的三维空间电磁场分布，再由雷击瞬态阻抗特性分析模块(32)计算出全机雷击瞬态阻抗特性数据，最后存储在数据存储单元(33)中。
4.一种采用权利要求1所述的一种基于专家系统的高压放电回路自匹配方法的装置，其特征在于，包括信息输入单元(10)、专家系统(20)、飞机雷击仿真模型库(30)、控制处理单元(40)、雷电流发生器(50)和受测飞机(60)；
所述飞机雷击仿真模型库(30)包括电磁仿真模块(31)、雷击瞬态阻抗特性分析模块(32)和数据存储单元(33)，电磁仿真模块(31)、雷击瞬态阻抗特性分析模块(32)和数据存储单元(33)依次单向连接；其中，所述数据存储单元(33)存储受测飞机的全机雷击瞬态三维空间电磁场分布、全机雷击瞬态阻抗特性数据和根据实验所需波形而设计的雷电流发生器回路参数；
所述专家系统(20)包括数据转换单元(21)、匹配处理单元(22)、放电回路阻抗分析单元(23)和阻抗控制策略单元(24)；数据转换单元(21)、匹配处理单元(22)、放电回路阻抗分析单元(23)和阻抗控制单元(24)依次单向连接；其中，所述数据转换单元(21)与信息输入单元(10)单向连接，接收信息输入单元(10)发送的受测飞机型号及实验所需雷电流波形数据并进行数据转换，所述匹配处理单元(22)与数据存储单元(33)单向连接，提取受测飞机的全机雷击瞬态阻抗特性数据和根据实验所需波形而设计的雷电流发生器回路参数，并与数据转换单元(21)发送来的转换数据进行匹配；
所述控制处理单元(40)包括阻抗调节器(41)和反馈单元(42)；所述雷电流调整发生器(50)包括放电回路(51)、阻抗测量模块(52)、开关控制器(53)、电源模块(54)和充电回路(55)，所述放电回路(51)包括一个电容器组(511)；
所述阻抗控制策略单元(24)与阻抗调节器(41)单向连接，用于将阻抗控制策略单元(24)生成的高压放电回路控制策略发送到阻抗调节器(41)；
所述阻抗调节器(41)、放电回路(51)、阻抗测量模块(52)、反馈单元(42)和阻抗调节器(41)依次单向连接，形成一个封闭的系统，用于放电回路阻抗参数的调整和反馈；
所述反馈单元(42)、开关控制器(53)、电源模块(54)、充电回路(55)和放电回路(51)依次单向连接，用于将反馈单元(42)的控制信号传送给开关控制器(53)，通过电源模块(54)启动充电回路(55)对放电回路(51)中的电容器组(511)进行充电，促使放电回路(51)产生缩比雷电流测试波形需求的放电电压，得到实验所需瞬态雷电流波形；
放电回路(51)与受测飞机(60)单向连接，用于将实验所需瞬态雷电流波形发送到受测飞机(60)。
5.根据权利要求5所述的一种基于专家系统的高压放电回路自匹配方法的装置，其特征在于，所述放电回路(51)和充电回路(55)的具体拓扑结构包括：
放电回路(51)包括：电容器组(511)，与电容器组(511)串联的隔离球隙g；与隔离球隙g串联的电感L；与电感L串联的电阻R2；与电阻R2串联的放电电极G；充电回路(55)包括调压器AT、变压器T、高压硅堆D、电阻R1；
开关控制器(53)与调压器AT的输入端相连，调压器AT的输出端与变压器T的原端相连，变压器T的副端与高压硅堆D的阴极和电阻R1串联，变压器T的副端、高压硅堆D和电阻R1组成串联支路并联于电容器组(511)两端；其中，调压器AT的输入端和变压器T的副端均接地；
放电电极G的第一电极与电阻R2相连，第二电极与电容器组(511)和变压器T的副端均相连；
开关控制器(53)连接电源模块(54)的输出端与充电回路(55)的输入端，阻抗测量模块(52)与放电回路(51)中的阻抗部分并联，所述放电回路(51)中的阻抗部分为串联的电感L和电阻R2。

说明书全文

一种基于专家系统的高压放电回路阻抗自匹配方法及装置

技术领域

[0001] 本发明涉及高压电气技术领域，尤其涉及一种基于专家系统的高压放电回路阻抗自匹配方法及装置。

背景技术

[0002] 飞机在飞行过程中遭受雷击造成的安全事故时有发生，有统计表明，固定航线的飞机，平均每年要遭受一次雷击。因此，将大气雷电环境给飞行安全带来的影响减至最小，一直是人们努力追求的目标。

[0003] 飞机电子电气设备多数安装在机体内部，一般不会遭受直击雷，但雷电可能会对这些设备造成间接的干扰效应。雷电放电生成的瞬态强电磁场和高电平结构电压，对飞机内系统及线路中会产生感应电压和电流浪涌，可能会干扰机内电子电气设备，导致系统功能异常甚至出现功能颠覆。雷电这种瞬态感应电压和电流对系统造成的扰动或损坏称之为雷电间接效应。

[0004] 由于航电技术的快速发展，在现代飞行器设计中，为提高飞行器飞行性能而大量采用电子技术，如计算机飞控系统、通信导航系统等，同时复合材料的使用也越来越多。但这些先进电子技术和材料在提高飞行器飞行性能的同时，也大大提升了雷电间接效应对飞机电子电气设备的影响。因此，在飞机研制中，必须考虑雷电间接效应防护设计和验证，以避免雷电瞬变感应危害飞机飞行安全。

[0005] 对于新型或改进改型飞机，雷电防护设计必须作为重要的一环贯彻于整个研制过程。然而由于飞机外形结构多变、内部系统极为庞杂，外场雷击效应测试根据受测对象的不同，回路阻抗差异性大，需要不断进行试凑试验调整雷电流发生装置的内部放电回路阻抗以产生匹配，对人工经验的依赖度高，耗时长，对模拟雷电流发生装置放电回路的调整裕度要求较高；同时在人工试凑试验中若选择阻抗不当，所产生的雷电流幅值将远远超出受测对象绝缘裕度范围，则可能会严重破坏发生装置和受测对象。

发明内容

[0006] 本发明的目的是提供一种基于专家系统的高压放电回路阻抗自匹配方法及装置，利用基于大量多机型全机雷击瞬态阻抗特性数据构建的专家数据库系统，能够实现放电回路阻抗值的快速匹配，解决依据试凑试验确定阻抗参数耗时长和可靠性低的难题。

[0007] 本发明的目的通过如下技术方案实现。

[0008] 本发明提供了一种基于专家系统的高压放电回路阻抗自匹配方法，应用于飞机全机雷电电磁效应测试，包括以下步骤：

[0009] 步骤1，系统初始化，包括专家系统软件初始化和控制处理单元的硬件初始化；

[0010] 步骤2，通过信息输入单元输入受测飞机型号及实验所需雷电流波形数据，并经过专家系统的数据转换单元转换后发送至匹配处理单元；

[0011] 步骤3，匹配处理单元通过在飞机雷击仿真模型库的数据存储单元中匹配对应机型的飞机雷击模型，自动获取飞机雷击瞬态阻抗特性数据以及根据实验所需波形而设计的雷电流发生器回路参数，并从中提取出全机雷击瞬态阻抗特性数据后发送至放电回路阻抗分析单元；

[0012] 步骤4，放电回路阻抗分析单元获取全机雷击瞬态阻抗特性数据后，计算出飞机的试验回路阻抗和不同电流波形的回路阻抗，并由阻抗控制策略单元生成高压放电回路控制策略发送至控制处理单元的阻抗调节器；

[0013] 步骤5，阻抗调节器根据阻抗控制策略单元生成的的阻抗控制策略，对雷电流发生器的放电回路中的阻抗参数进行调整，阻抗测量模块在阻抗调整后进行阻抗测量，并将其测量结果反馈到反馈单元进行结果判断：

[0014] 若阻抗测量结果与阻抗控制策略单元生成的数据一致则调整成功，反馈单元发送控制信号到雷电流发生器的开关控制器，即进入步骤6；

[0015] 若阻抗测量数据与阻抗控制策略单元生成的数据一致则调整成功，不一致，反馈单元发送信号至阻抗调节器继续进行阻抗调整；

[0016] 步骤6，开关控制器接收到阻抗调整成功的控制信号后启动电源模块，通过一个充电回路对放电回路中的电容器组进行充电，产生缩比雷电流测试波形需求的放电电压，从而得到实验所需瞬态雷电流波形；

[0017] 所述放电回路在电源模块接通前，由阻抗测量模块和放电回路组成低压串联测量回路，仅用于测量调整后的放电回路阻抗参数，不会产生高压并放电；在电源模块接通、充电回路对电容器组进行充电后，放电回路构成高压放电回路并产生瞬态缩比雷电流测试波形需求的放电电压；

[0018] 步骤7，放电回路将产生的瞬态缩比雷电流测试波形施加于受测飞机，完成飞机的全机雷击效应完整的验证试验。

[0019] 优选地，步骤2所述的实验所需雷电流波形数据包括试验电压幅值、波形极性、稳压时间。

[0020] 优选地，步骤3所述的飞机雷击仿真模型库的建立过程如下：首先通过电磁仿真模块对飞机构建整体仿真模型，施加一个标准雷电流波得到雷击飞机整体模型，由雷击后的机外空间磁场和机舱内部电磁场，得到雷击飞机整体模型的三维空间电磁场分布，再由雷击瞬态阻抗特性分析模块计算出全机雷击瞬态阻抗特性数据，最后存储在数据存储单元中。

[0021] 本发明还提供了一种基于专家系统的高压放电回路自匹配方法的装置，包括信息输入单元、专家系统、飞机雷击仿真模型库、控制处理单元、雷电流发生器和受测飞机；

[0022] 所述飞机雷击仿真模型库包括电磁仿真模块、雷击瞬态阻抗特性分析模块和数据存储单元，电磁仿真模块、雷击瞬态阻抗特性分析模块和数据存储单元依次单向连接；其中，所述数据存储单元存储受测飞机的全机雷击瞬态三维空间电磁场分布、全机雷击瞬态阻抗特性数据和根据实验所需波形而设计的雷电流发生器回路参数；

[0023] 所述专家系统包括数据转换单元、匹配处理单元、放电回路阻抗分析单元和阻抗控制策略单元；数据转换单元、匹配处理单元、放电回路阻抗分析单元和阻抗控制单元依次单向连接；其中，所述数据转换单元与信息输入单元单向连接，接收信息输入单元发送的受测飞机型号及实验所需雷电流波形数据并进行数据转换，所述匹配处理单元与数据存储单元单向连接，提取受测飞机的全机雷击瞬态阻抗特性数据和根据实验所需波形而设计的雷电流发生器回路参数，并与数据转换单元发送来的转换数据进行匹配；

[0024] 所述控制处理单元包括阻抗调节器和反馈单元；所述雷电流调整发生器包括放电回路、阻抗测量模块、开关控制器、电源模块和充电回路，所述放电回路包括一个电容器组；

[0025] 所述阻抗控制策略单元与阻抗调节器单向连接，用于将阻抗控制策略单元生成的高压放电回路控制策略发送到阻抗调节器；

[0026] 所述阻抗调节器、放电回路、阻抗测量模块、反馈单元和阻抗调节器依次单向连接，形成一个封闭的系统，用于放电回路阻抗参数的调整和反馈；

[0027] 所述反馈单元、开关控制器、电源模块、充电回路和放电回路依次单向连接，用于将反馈单元的控制信号传送给开关控制器，通过电源模块启动充电回路对放电回路中的电容器组进行充电，促使放电回路产生缩比雷电流测试波形需求的放电电压，得到实验所需瞬态雷电流波形；

[0028] 放电回路与受测飞机单向连接，用于将实验所需瞬态雷电流波形发送到受测飞机。

[0029] 优选地，所述放电回路和充电回路的具体拓扑结构包括：

[0030] 放电回路包括：电容器组，与电容器组串联的隔离球隙g；与隔离球隙g串联的电感L；与电感L串联的电阻R2；与电阻R2串联的放电电极G；充电回路包括调压器AT、变压器T、高压硅堆D、电阻R1；

[0031] 开关控制器与调压器AT的输入端相连，调压器AT的输出端与变压器T的原端相连，变压器T的副端与高压硅堆D的阴极和电阻R1串联，变压器T的副端、高压硅堆D和电阻R1组成串联支路并联于电容器组两端；其中，调压器AT的输入端和变压器T的副端均接地；放电电极G的第一电极与电阻R2相连，第二电极与电容器组和变压器T的副端均相连；

[0032] 开关控制器连接电源模块的输出端与充电回路的输入端，阻抗测量模块与放电回路中的阻抗部分并联。

[0033] 与现有技术相比，本发明具有以下优点和积极效果：

[0034] 1、利用基于大量多机型全机雷击瞬态阻抗特性数据构建的专家数据库系统，无需进行对人工经验依赖度高的试凑试验进行调整，解决了依据试凑试验确定阻抗参数耗时长的难题。

[0035] 2、采用阻抗调节器实现雷电流发生装置的内部放电回路快速阻抗自适应智能化的匹配，可有效控制雷电波畸变程度，同时避免进行人工试凑试验中若选择阻抗不当，所产生的雷电流幅值远远超出受测对象绝缘裕度范围而严重破坏雷电流发生装置和受测对象的问题。附图说明

[0036] 图1为本发明基于专家系统的高压放电回路自匹配方法的工作流程图。

[0037] 图2为本发明基于专家系统的高压放电回路自匹配装置的模块图。

[0038] 图3为本发明基于专家系统的高压放电回路自匹配装置中雷电流发生器的拓扑图。

具体实施方式

[0039] 下面以具体实施例结合附图对本发明作进一步说明：

[0040] 图2为本发明基于专家系统的高压放电回路自匹配装置的模块图。由该图可见，一种基于专家系统的高压放电回路自匹配方法的装置包括信息输入单元10、专家系统20、飞机雷击仿真模型库30、控制处理单元40、雷电流发生器50和受测飞机60。

[0041] 所述飞机雷击仿真模型库30包括电磁仿真模块31、雷击瞬态阻抗特性分析模块32和数据存储单元33，电磁仿真模块31、雷击瞬态阻抗特性分析模块32和数据存储单元33依次单向连接；其中，所述数据存储单元33存储受测飞机的全机雷击瞬态三维空间电磁场分布、全机雷击瞬态阻抗特性数据和根据实验所需波形而设计的雷电流发生器回路参数。

[0042] 所述专家系统20包括数据转换单元21、匹配处理单元22、放电回路阻抗分析单元23和阻抗控制策略单元24；数据转换单元21、匹配处理单元22、放电回路阻抗分析单元23和阻抗控制单元24依次单向连接。其中，所述数据转换单元21与信息输入单元10单向连接，接收信息输入单元10发送的受测飞机型号及实验所需雷电流波形数据并进行数据转换，所述匹配处理单元22与数据存储单元23单向连接，提取受测飞机的全机雷击瞬态阻抗特性数据和根据实验所需波形而设计的雷电流发生器回路参数，并与数据转换单元21发送来的转换数据进行匹配。

[0043] 所述控制处理单元40包括阻抗调节器41和反馈单元42；所述雷电流调整发生器50包括放电回路51、阻抗测量模块52、开关控制器53、电源模块54和充电回路55，所述放电回路51包括一个电容器组511。

[0044] 所述阻抗控制策略单元24与阻抗调节器41单向连接，用于将阻抗控制策略单元24生成的高压放电回路控制策略发送到阻抗调节器41。

[0045] 所述阻抗调节器41、放电回路51、阻抗测量模块52、反馈单元42和阻抗调节器41依次单向连接，形成一个封闭的系统，用于放电回路阻抗参数的调整和反馈。

[0046] 所述反馈单元42、开关控制器53、电源模块54、充电回路55和放电回路51依次单向连接，用于将反馈单元42的控制信号传送给开关控制器53，通过电源模块54启动充电回路55对放电回路51中的电容器组511进行充电，促使放电回路51产生缩比雷电流测试波形需求的放电电压，得到实验所需瞬态雷电流波形。

[0047] 放电回路51与受测飞机60单向连接，用于将实验所需瞬态雷电流波形发送到受测飞机60。

[0048] 图3为雷电流发生器50的拓扑图。由图3可见，所述放电回路51和充电回路55的具体拓扑结构包括：

[0049] 放电回路51包括：电容器组511，与电容器组511串联的隔离球隙g；与隔离球隙g串联的电感L；与电感L串联的电阻R2；与电阻R2串联的放电电极G；充电回路55包括调压器AT、变压器T、高压硅堆D、电阻R1；

[0050] 开关控制器53与调压器AT的输入端相连，调压器AT的输出端与变压器T的原端相连，变压器T的副端与高压硅堆D的阴极和电阻R1串联，变压器T的副端、高压硅堆D和电阻R1组成串联支路并联于电容器组511两端；其中，调压器AT的输入端和变压器T的副端均接地；放电电极G的第一电极与电阻R2相连，第二电极与电容器组511和变压器T的副端均相连；放电电极G的第一电极与电阻R2相连，第二电极与电容器组511和变压器T的副端均相连。

[0051] 开关控制器53连接电源模块54的输出端与充电回路55的输入端，阻抗测量模块52与放电回路51中的阻抗部分并联。

[0052] 图1为本发明图2为本发明基于专家系统的高压放电回路自匹配装置工作流程图。由该图所示，本实施例中的一种基于专家系统的高压放电回路阻抗自匹配方法包括以下步骤：

[0053] 步骤1，系统初始化，包括专家系统20软件初始化和控制处理单元40的硬件初始化。

[0054] 步骤2，通过信息输入单元10输入受测飞机型号及实验所需雷电流波形数据，并经过专家系统20的数据转换单元21转换后发送至匹配处理单元22。其中，所述的实验所需雷电流波形数据包括：试验电压幅值、波形极性、稳压时间。

[0055] 步骤3，匹配处理单元22通过在飞机雷击仿真模型库30的数据存储单元33中匹配对应机型的飞机雷击模型，自动获取飞机雷击瞬态阻抗特性数据以及根据实验所需波形而设计的雷电流发生器回路参数，并从中提取出全机雷击瞬态阻抗特性数据后发送至放电回路阻抗分析单元23。

[0056] 其中，飞机雷击仿真模型库30的建立过程如下：首先通过电磁仿真模块31对飞机构建整体仿真模型，施加一个标准雷电流波得到雷击飞机整体模型，由雷击后的机外空间磁场和机舱内部电磁场，得到雷击飞机整体模型的三维空间电磁场分布，再由雷击瞬态阻抗特性分析模块32计算出全机雷击瞬态阻抗特性数据，最后存储在数据存储单元33中。

[0057] 步骤4，放电回路阻抗分析单元23获取全机雷击瞬态阻抗特性数据后，计算出飞机的试验回路阻抗和不同电流波形的回路阻抗，并由阻抗控制策略单元24生成高压放电回路控制策略发送至控制处理单元40的阻抗调节器41。

[0058] 步骤5，阻抗调节器40根据阻抗控制策略单元24生成的的阻抗控制策略，对雷电流发生器50的放电回路51中的阻抗参数进行调整，阻抗测量模块52在阻抗调整后进行阻抗测量，并将其测量结果反馈到反馈单元42进行结果判断：

[0059] 若阻抗测量结果与阻抗控制策略单元24生成的数据一致则调整成功，反馈单元42发送控制信号到雷电流发生器50的开关控制器53，即进入步骤6；

[0060] 若阻抗测量数据与阻抗控制策略单元24生成的数据一致则调整成功，不一致，反馈单元42发送信号至阻抗调节器41继续进行阻抗调整。

[0061] 步骤6，开关控制器53接收到阻抗调整成功的控制信号后启动电源模块54，通过一个充电回路55对放电回路51中的电容器组511进行充电，产生缩比雷电流测试波形需求的放电电压，从而得到实验所需瞬态雷电流波形。

[0062] 所述放电回路51在电源模块54接通前，由阻抗测量模块52和放电回路51组成低压串联测量回路，仅用于测量调整后的放电回路阻抗参数，不会产生高压并放电；在电源模块54接通、充电回路55对电容器组511进行充电后，放电回路51构成高压放电回路并产生瞬态缩比雷电流测试波形需求的放电电压。

[0063] 步骤7，放电回路51将产生的瞬态缩比雷电流测试波形施加于受测飞机60，完成飞机的全机雷击效应完整的验证试验。

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