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用于电动机技术的概述更多的电动飞机资料
用于电动机技术的概述更多的电动飞机（MEA）
摘要：
提出了一种电机驱动技术的概述关于安全性至关重要的航天应用程序一个特定的焦点放在机器上，选择候选人和他们的驱动器拓扑。
飞机应用需求高可靠性、高可用性和高功率密度。
目标减轻重量、降低复杂性、燃料消耗、操作成本,和对环境的影响。
新型电动驱动系统能满足这些需求并提供重要的技术，经济改善传统的机械、液压、或气动系统。
容错电机驱动可以实现。
通过分区和冗余多通道的使用三相系统或多个单相模块。
分析方法采用比较笼感应,点电机技术及其优缺点。
分析表明,双三相PMAC电动机驱动器可能是一个理想选择通用航空航天应用,平衡必要的冗余和过分复杂的平衡密度,同时保持一个平衡的操作失败。
模块化的单相的方法提供了一个很好的折中之间的大小和复杂性,但有高总谐波扭曲时供给和高转矩脉动。
对于每个特定的飞机的应用程序,一个参量的优缺需要合适的电机配置的耦合电磁和热分析,验证了有限元分析。
指数按以上条款执行,航空航天工业,无刷点电机,容错,更多的电动飞机、多相的机器,可靠性、安全性至关重要的驱动器,变速驱动器。
1.介绍
交通的年率自二十世纪七十年代年代以来已经增长到9%,拉近了世界的距离变成了一个地球村。
然而,今天的民用航空运输仍然存在昂贵的和占2%的人为CO2排放[1]。
因此,飞机运营商和航空行业预计将提供持续的改进提高安全、性能和可用性,同时降低成本,噪音,和CO2排放。
为了满足这些期望,航空航天系统正在经历一个长期的过渡从使用机械、液压和气动动力系统走向全球优化的电气系统。
电动马达驱动器有能力将电能转换为驱动执行器,泵,压缩机和其他子系统速度变量。
使用结合先进的电力电子和控制单元-给图[2],电动驱动器可以提供收益总体效率,重量储蓄、可靠性和成本效益,而会议要求。
在此基础上,飞机行业的最终目标是实现“所有电动飞机移动运用所有的电力系统电源。
据估计,一个AEA可以减轻飞机重量的10%和燃料消耗9%图[3]显示。
因此,空客A380和下一代波音787飞机功能电驱动执行机构如[4]:
空客A380新的变频115V交流电的电力供应,而波音787±270V有直流电（dc）配电的公交车。
飞机安全性至关重要的应用程序完全是可以理解的保守疗法在实施新的想法和技术。
在某种程度上,有一个趋势在航空工业增加电气控制和驱动的扩散在空气里。
机械驱动制动器已经逐渐取代液压制动器与电定速——“电液驱动伺服阀控A380,电器液压制动器提供液压驱动从一个本地化的泵和储层,允许操作一个电力供应。
这种“电”进展允许减少机械联系,后来呢液压动力供应网络,简化维护和减轻重量。
例如,电动发动机燃料泵,液压的地方,已经认识了提供的好处在于系统效率、重量和大小、速度和灵活性控制如图[5]。
这些目前称为分段目标“更多的电动飞机”（MEA）。
2：
电动飞机的历史
电驱动飞机的概念远不是新的。
1916年,电气驱动的飞机被首次提出如图[6]。
第二次世界大战期间,英国“V”轰炸机电力用于主飞行控制和其他功能如图[7]。
然而,随着机械、液压、和电气动驱动器达到技术成熟度和被广泛接受,成为二级的标准驱动力量[7]:
•如液压:
对于大多数驱动功能（例如降落齿轮、制动和飞行控制系统）。
•气动:
增压、除冰和空气调节。
•电力:
航空电子设备和实用函数。
表1
变频调速是DS商场IRCRAFT撕开
子系统
马达驱动数量
最大功率（千瓦）
总功率（千瓦）
飞行控制
28
50
80
环境控制
10
10
40
发动机驱动器
6
125
125
着路系统
20
5
30
燃料泵
10
9
35
气动系统
2
15
30
其他
10
1
20
在1970年代末,单相电力开始成为一个次要的能源,但没有普及。
在1980年代,美国发起的几个民事和军事项目发展了电气驱动技术飞机的应用程序。
这种利用取得功率半导体永久性材料控制策略,使电驱动显示优势对安全性要求苛刻的操作。
尽管历史悠久的讨论,术语“全电动飞机”和“全电动飞机”正式在[8]-[11],旨在取代所有二级替代驱动器的电力。
然而,这也代表飞机工业,所以美国空军开始着手一项称为“MEA”的项目在1990年代,促进电动驱动器的发展在小步骤上。
给出的例子是电机驱动应用程序表1[12]
最近,很多的努力指向电力驱动方法[1],[4],[7],[12],[13],MEA的概念已经受到了人们的欢迎。
尽管如此,市场渗透是缓慢的，作为新系统必须实现系统可靠性要求和证明适航。
3.应用的意图
考虑安全性至关重要的驱动器的关键领域是飞机引擎发电机,飞行表面制动器、引擎
燃料泵和起落架前轮转向系统。
在发电机的情况下,“更多的电动发动机”的概念建议把电动背包或燃气轮机作为引擎。
本文只关注了制动器、发动机水泵和起落架涉及的电机技术。
一般来说,电气系统包括传感器、电机和电力电子。
作为一个整体,他们应该提供的飞机应用程序所需的能力,这是基础在[14]以下因素:
•可靠性;
•重量;
•功率密度;
•效率;
•控制特性和复杂性;
•设计和制造的复杂性;
•热鲁棒性;
•大小;
•成本。
当优化电动系统时,通常这些标准在冲突这样一个权衡总是需要匹配所需的特定的应用程序。
如。
容错执行机构,重点放在如何实现完整的转矩速度和角度（即。
转矩脉动问题）,燃料泵,它是的意思是确定所需的泵阻力矩转矩/速度剖面。
A:
飞行表面控制驱动
皮瓣和板条飞机的机翼上表面（图1）需要控制用于电梯什么时候起飞和降落。
现有的商用飞机通常使用两个机械液压马达,通过轴运行总结翼展的长度。
所有襟翼的相对位置监控,因为他们的对称性在两翼是至关重要的飞行可控性。
如果出现皮瓣不对称或燃料泵发生故障,所有的皮瓣是防止进一步锁定在适当的位置不稳定。
用电机取代这些机械液压系统驱动形式的个人执行机构在每一瓣表面可以提供更大的功能[15]和消除需要什么集中液压泵[16],轴系,管道工程,其他辅助服务提供,有可能提高系统可靠性主要锡箔能力和质量。
全面皮瓣致动器被构建和演示在试验装置（图2）。
它的目的是提供3.4海里10千米11800:
1传动装置,而同步襟翼的精度大于0.25%的全部旅行期间在所有其他时间收缩0.5%。
电力驱动汽车是一个三相永磁交流（PMAC）电动机定额过高因子为50%,使断裂时继续操作。
B:
发动机燃料泵
在民用航空器,机械功率提取推进发动机轴,然后传送到燃料泵通过发动机变速箱。
这是图3所示[12]。
燃料泵由低压传输泵（发动机是否有如下5000psi）和高压燃油泵（5000psi或以上）。
传统上,前者是电动和后者机械（齿轮）和液压驱动。
这是后者需要电气化节省空间,增加效率,降低维护要求。
重要的是,而不是发动机转速机械方法,电动燃油泵提供变速解决方案和可以动态地控制燃油流量匹配实际需求,减少燃料消耗,操作,和维护成本。
一个容错燃油泵马达驱动原型（图4）。
这是一个四阶段,30千米表面100千瓦安装PMAC运动1/3的定额过高的因素。
这是能够处理一个单一的电气故障发生。
C:
起落架前轮向系统
目前,商用飞机起落架是液压驱动的。
最小回转时间需要允许液压油冷却,离刹车。
一个项目展示的电气系统液压系统以提高飞机的安全[17]图5所示。
容错是通过实现使用双三相点电动机在一个套管,与标准±270V直流供电的额定负载以12海里的速度1000转。
前轮转向只使用在滑行,因此它的安全需求没有那么严格。
两个驱动系统同时在一个操作“活动”配置在健康的条件下使一个断电离合器“自由蓖麻”着陆起飞,在一个“积极备用”配置指挥下。
图4一个100千瓦容错燃油泵马
图5前轮转向拓扑的示意图
4：
机器类型的候选人
电机在任何电气传动是一个关键组成部分系统在航空航天应用程序特定严格的地方需求（从标准、法规和一组代码）对可靠性和电机的功率密度就业。
对安全性要求苛刻的应用,针对机械设计阳离子,还应该满足以下标准[1],[18]:
•电气、机械、电磁、热绝缘之间的通道;
•高转矩/重量比和高转矩/电流比率;
•高价值的相电感（点汽车）;
•在全速范围内效率高。
电机电刷或换向器不考虑,因为他们的高维护的需求,低转矩密度,以及缺乏可靠性。
因此,可行候选人机器仅限于感应,不情愿,点电机,如图6所示
A:
感应电动机[19]-[26]
鼠笼式感应电动机是以其简单,强度,便宜,和可靠性广泛用于工业。
然而,相互耦合二层所有定子和转子使得它几乎不可能将电动机分为磁隔离模块。
在文献,一些多相感应电动机驱动[22],[23],[26]已开发的模块化配置,这减少了相间电和磁耦合。
在某种程度上,提高其容错。
然而,难度是更复杂的控制技术的必要性，可能很难实现同步由于安全要求单独控制的电子产品的每个阶段。
电机已被证明一个开路后可以继续操作失败,但似乎还没有设计的能力持续的短路。
B:
磁阻马达[27]-[41]
磁阻电动机有一个健壮的转子结构,用途绕组,这是能够承受的最大热或机械应力。
因此,它成为一个低成本的应用的理想机器。
同步磁阻电动机的转子介绍了通过凸极或添加内部通量，方向指导沿着直轴磁通。
一次转子运行速度同步,没有电动势诱导转子，在转子感应电动机可以更有效的比感应电动机消除转子电阻的损失。
定子绕组是正弦分布在空隙,感应电动机的类似相反,开关磁阻电机（SR）受欢迎的[27],[30]-[32],[34]在直接驱动应用程序和现在进军航空原型[28],[29],[38],[40],[41]由于其天然的容错能力。
SR电机定子和转子凸极,和天生独立相绕组。
自单相励磁电流,另一个简单的变换器拓扑（每个阶段两个开关）通常采用,进一步提供阶段之间的独立性。
如果发生短路阶段,SR电机仍能有一个比例减少平均转矩能力。
一个额外的好处，SR电动机在于串联变换器的阶段，开关与电机相绕组,它消除了射穿断层引起的转换开关。
在文献里,一个四阶段SR拓扑尤其8/6应该在航空航天应用[40],[41]和一般作为一个好的容错性和之间的妥协的复杂性。
然而,这四个阶段的指责将不可能开发完整的转矩转子位置,这导致许多驱动应用程序的问题。
因为磁化电流和转矩产生的电流必须由定子绕组提供,SR电机大约50%大于等效点马达[29]。
有一些争论SR电机是否可以小于感应电动机类似的功能。
SR电机肯定小得多的绕组,减少耦合是两层阶段,足够转子损失一般导致在他们被视为优先感应的机器为容错航空航天应用。
C:
永磁电机[17],[18],[42]-[62]
广泛地说,可以使用PMAC电机作为一个集体的名字，涵盖所有异步电动机包括电刷，更少的直流无刷交流矩形（或梯形）和正弦电流。
它们的特点高功率密度和效率,高转矩/惯性和转矩/体积比,提高可靠性。
从本质上讲,无刷直流和无刷交流电机相同的硬件配置但不同波形的供应可以通过修改软件的控制策略。
因此,没有进一步的需要区分这两个分析。
点电机可以利用多种方式有关转子点安排。
一般来说,表面贴装点电机产量较低的小转子直径惯性（因此好动态性能）,而室内永磁汽车单位电感,从而提供更高的领域——疲软传感器能力[43]。
设计容错一般结合深经前综合症和单层集中绕组拓扑[18],[49],[50]互感降到最低。
为模块化的汽车在[38],[48]可以实现物理、电、磁、热隔离相绕组。
虽然承认PMAC电机提供更高比磁阻和感应电动机转矩密度,内在的容错。
在传统点机
拓扑结构,电流可以在失败的流量,即使莱恩是断开电源,因为持续存在的磁铁效应。
然而,与谨慎的参数选择,他们可以产生这样的效果[17]-[19],通常是更好的选择。
电源转换器的故障可能会导致一种有效的短期电路的终端机器。
通过选择适当的点电机电感产生的电流被限制在不超过额定电流。
尽管如此,在低速度,这将导致重大的阻力矩。
剩下的健康的阶段必须被高估了生产负荷转矩,这阻力矩。
简而言之,改善电机可以提供最小的但是解决错误的管理方案驱动需求是更复杂的比老的机器
三种电机技术的性能比较航空航天应用中给出了表2。
由于最近的点机器的优势航空航天研究和发展,以下部分只考虑PMAC汽车。
性能
IM
SR
PMAC
容错
低
高
高
功率密度
可以
可以
高
鲁棒性
✓
✓
效率
可以
高
高
费用
低
低
高
调速范围
✓
✓
开环控制
✓
闭环控制
✓
✓
✓
转矩脉冲
高
低
噪声
可以
低
领域的应用
引擎
制动器
表二
变频调速的技术
5.失败的概率
失败率聚集来自三相电机列表在表3。
可以看出电子故障更可能发生电气故障和电源转换器和电力供应最高的失败的可能性。
再次,有利于有多个通道的力与每个从一个单独的电源总线和共同提供，轮番在由一个单独的处理器。
因为多个单相驱动要求比一个等价的处理器（和过滤器）三相系统,它就不那么有吸引力了。
此外,虽然单相线路无法满足总谐波失真（THD）需求（≤14%）[63]巷失败后,使用多个（两倍或三倍取决于可用性的通道）三相车道对于风机的类型加载点的机器将提供最好的选择。
机内的主要电磁故障在一个阶段或绕组开路,绕组短路在终端。
在飞机的环境中,典型的电失败是电源开关故障导致部分短路。
这也有类似的失败率的数字信号处理器航空法规规定,电气故障不会导致空中停车或推力控制的损失。
也就是说,一个失败应该不会引起任何降低评级扭矩或功率输出关键组件（因此定额过高是必须的）。
无论是必须的故障传播和禁用一股供应汽车。
容错电机驱动器必须能够检测到电力设备或电机绕组故障和应对它迅速通过巡回断裂阶段在一个开放的,开放电路故障或短路断裂阶段短期电路绕组故障。
或控制信号。
C:
选择电力来源
从历史上看,400赫兹,固定频率115/220V交流电源在航空航天应用程序利用;然而,这是获得恒速驱动（CSD）的机械设备提供一个恒定的速度发生器的输入变量发动机转速。
这有缺点的名次的可靠性、体重[64],统一。
飞机电力系统架构正在继续发展。
在我们程序命名为“完成集成更多的电系统”[13],提出电力直流（270V）,频交流（115V）,或变频交流电（115V或230V）。
主要采用270V直流电源在军用飞机和已被证明的优势。
然而,一代的最简单的形式是直接连接发电机发动机,消除了CSD和导致交流电源不同的频率,通常在350-800赫兹。
在原则,使用230V交流比115V交流降低功率损耗和电缆质量,然而它可能增加电晕放电的可能性[13],这姿势一些挑战电力系统设计。
可用电力供应的数量是最重要的例如致动器和泵马达驱动架构和意志被认为是在下面讨论。
失败的原因
失败的频率（每小时）
绕组开路
1.3X10
开路的连接
1X10
开路其他方面
0.4X10
阶段之间的短路
6.7X10
阶段之间的连接
1X10
阶段之间的其他方面
0.4X10
总的电损失
6.6X10
能量提供
5.4X10
电力电子控制器
8.5X10
控制信号
1.3X10
DSP失败
1X10
总的电损耗
1.5X10
表3
电子差异率三相驱动器
C:
模块化的单相方法
在设计任何容错航天驱动,成本和维护必须处罚过于复杂的系统考虑。
每个车道的容错要求一个单独的电源必须指出只有有限数量的电力公交车和控制通道商用飞机。
例如,装有A380三个交流为翼驱动系统,以便提供巴士拟合具有容错的机电致动器驱动四个或更多的车道将导致更多的错误，额外的供应,布线和控制计算机的复杂性提高容错,这将是理想的一个多个独立的单相驱动器[19],[44],[47],[52]或多个独立的三相驱动器[50],[62]。
在前一种情况下,每个阶段都应该有自己的立场和电流传感器的控制目的。
电动机在多个单相线路选择,点吗有多个驱动器设计,孤立,单相线圈,每个独立的马达定速驱动功率转换-
人队[18],[53],如图7所示（一个）。
从理论上讲,大量单相车道所需的提供一个高水平的冗余容错。
然而,在模块化的集成系统配置,合适的成本和复杂性也增加与相数有关。
三相[24],[50],[54],四阶段[18],[47],竞选过程[52],[55],[56],和疫情[38],[52],[57],[58]点马达驱动器,利用模块化的单相方法,都是之前报道的安全性至关重要应用程序。
一个系统通常超过五个阶段认为是不可取的,因为它变得过于复杂和昂贵,实际增加单行道失败的风险。
两阶段选项也排除,因为在事件的一个阶段巷失败,另一个车道不能产生阶段转矩的转子位置。
因此,合理的选择阶段的数字是3、4或5。
num-汽车与奇怪的阶段伯斯有较高的转矩脉动频率和振幅较低特征[65],而汽车甚至阶段数量可能是有益的补偿不平衡磁将禁用一个阶段时[51]。
在参考[51],系统优化开发相数,图8所示,它使用的总损失作为优化参数。
建议一个竞选过程电机可能产生最低的铜损和总损失,四阶段和七阶段汽车紧随其后。
注意,优化没有联合系统的复杂性和成本,因此高估汽车的好处与更高的阶段数字。
在实践中,可能不同于应用的最佳阶段阳离子对应用程序由于不同子系统的需求和细化标准。
D:
多路三相的方法
在这个配置中,点与多个孤立集汽车三相绕组分别由独立的传统三相电源转换器。
参见图7（b）三相驱动配置与三相比单相配置。
图9显示了另一个比较数量的开关和容错的比例总体千伏安/千瓦使三相和模块化的单相系统。
千伏安/千瓦的电力电子设备的数量对于一个固定的输出功率。
模块数量的增加模块化的单相系统的总体大小断层-宽容开车往减少数,但组件皱纹。
数字显示的平稳及更高的模块驱动尺寸,但组件数量不断增加。
两阶段（1+1）电动机代表无限电动机不能提供完整的扭矩在从一个阶段和停滞因此并不是一个可行的执行机构电机。
电机与三相模块不遭受联合国-平衡转矩下降当一个车道失败,但给定数量车道,需要大量的开关,这导致超过50%的电力设备。
这是说,双三相系统千伏安/千瓦比率（因此最高机/转换器大小）对于一个给定的功率输出,但使用较少电源开关。
尽管如此,多个三相（例如双重或三重三-阶段）系统仍然有利,因为下面的。
•他们提供容错的安排最小电力供应的数量、处理器和过滤器,和一个不太复杂的控制方案。
•他们作为一个平衡负载供应,降低可靠性和电磁干扰。
•每个车道产生光滑的转矩,因此,一般来说,损失一个车道系统。
只需要赔偿一巷失败增加转矩需求其他车道。
图7。
的示意图使用相同数量的两种容错的方法开关设备。
（一）三个单相模块化配置和（b）双
三相配置
输入功率
几何阶段
目前阶段
原料补给
通道密度峰值
阶段驱动频率
机损失
电能损耗
角度
效率的功率密度
图8数量方法优化阶段
图9比较容错拓扑
6.总结
持续的努力取代现有的机械,液压、气动驱动器导致提高可靠性,主要锡箔能力和成本有效性。
然而,这需要时间增加在职经验。
在这个阶段,我代表进化实现全电动驱动的航空航天系统和显示它的受欢迎程度。
本文介绍了电动机的概况有点和缺点的笼感应、SR和点电机驱动器使用的分析方法。
当优化电机驱动设计、容错、可用性和系统的复杂性应该纳入ac-数,总有必要重新之间的权衡模块冗余度和额外的复杂性。
此外,它仍然是优化个人机传动系统所必需的一个特定的航空航天应用程序使用定量方法,因为机器的性能取决于相关的驱动子系统、可靠性和鲁棒性等问题困难的资格。
在电机驱动配置,选择决定主要的电力供应。
一个单独的电源每个独立的车道的容错和所需车道的数量不应超过公交车的数量。
使用三相车道是首选由于单相巷失败介绍单相航线转矩脉动和已实施高得令人无法接受的权力供应。
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