更新時間：2024-03-19 15:23:19作者：佚名
飛機發動機通過液壓、燃氣輪機等方式啟動，但啟動后發動機就不再工作，浪費了飛機上很大的空間。
而且，飛機上電力消耗的增加，使得可用空間越來越小。 采用啟動發電技術，利用飛機發電系統中的發電機作為電動機，從而帶動航空啟動發電機高速運轉發電。
1. 啟動發電機
啟動發電系統主要利用電機的可逆原理。 當電機通電時，可以通過電機將電能轉換成機械能。 當拖動電動機旋轉時，電動機可以被發電機利用，將機械能轉化為電能。
利用這一原理，飛機電力系統的發電機可以有兩個用途。
通過控制系統的控制，當發動機啟動時，飛行器上的電池向電機提供28V直流電壓，電機作為電動機提供發動機的額定啟動扭矩并拖動發動機啟動。
點火后發動機運轉正常，表示電機啟動狀態完成。
發動機帶動電機旋轉，使電機處于發電狀態運行，為飛行器上的電源充電，進而為用電設備供電，實現啟動與發電一體化。
航空起動發電機的設計采用內轉子、徑向磁場、開槽鐵芯結構的基本結構形式，航空領域采用徑向轉子結構的永磁同步電機。 常見的轉子結構形式有表面粘貼式和內置式。
內藏式電機的轉子結構中，永磁體直接嵌入電機轉子內部。 永磁體不易脫落，有利于電機用于航空系統時的安全。 電機高速旋轉時不易甩出。
并且通過轉子結構設計，相比表面安裝轉子結構，電機扭矩可以得到大幅提升，有利于提高航空啟動發電機的功率密度和過載能力。
當永磁體磁化長度與氣隙長度相同時，可以對內置電機的永磁體磁鏈進行設計，以提高電機的弱磁能力。
通過兩種結構的比較，對于航空領域使用的起動機發電系統，決定采用內置徑向轉子結構的永磁同步電機作為航空起動機，對可靠性、安全性和功率要求更高。密度。 發電機轉子結構方案。
對設計的定子和轉子結構進行二維建模，通過電磁仿真獲得電機扭矩、合成磁拉力、磁密度、反電動勢和鐵損等電磁仿真結果。
根據電磁仿真結果，對定子各部分磁密升和飽和、轉矩波動、反電動勢大小和正弦性以及電機效率等電機性能參數進行分析。
對設計的電機結構進行調整和優化，實現電機本體設計的緊湊、輕量化。 下圖為電機在1500r/min和1500r/min不同安匝數下的重要參數仿真結果。
正常啟動工況下，效率在94.22%以上，啟動效率高。
啟動時要求啟動轉矩穩定，轉矩波動率小，啟動狀態下轉矩波動率不超過5.3%，啟動轉矩穩定，設計滿足啟動性能要求。
隨著電流的增加，各處的磁密度穩步增加，最大磁密度點出現在鞋處。 設計合理。
2、設計優化
轉子結構中的磁隔離結構和永磁體的尺寸對電機的漏磁場和電機的強弱磁場性能影響很大。 通過調整電機的隔磁結構，減少電機的漏磁現象，使電機滿足小型化的要求。 降低系統扭矩要求。
對轉子結構電機的氣隙尺寸進行電磁仿真優化設計，優化扭矩，將氣隙減小至1.3mm，優化整個電機結構，增加氣隙磁密，增強主磁通，增加扭矩。 。
圖3-13為優化氣隙1.3mm、轉子切向開口尺寸1.2mm的電機與氣隙1.5mm、轉子切向開口尺寸1mm的電機電磁仿真的轉矩特性圖。
雖然轉子切向開口方向尺寸增大，降低了轉子磁密度，但通過氣隙尺寸的減小，扭矩仍然得到較大提升，通過減小氣隙尺寸達到扭矩優化的目的。
對于當前的電機，匝數與第2章的設計相同，為1，定子電流消耗等于定子磁動勢。
優化模型在消耗電流為700A時可實現電機輸出扭矩28.01N·m發電運行技術，滿足系統消耗電流不超過800A時輸出扭矩27.12N·m的性能指標。
電機最大轉矩脈動率為2.85%。 當其在3%以下時，與第2章設計的電機的轉矩脈動率相比，轉矩脈動率有所降低，即啟動平滑性有所提高。
當消耗電流為400A時，電機有效功率達到11.42KW，效率為97.95%，發電性能良好。 當定子磁動勢從0變化到0時，效率在95%以上，屬于高效率。
電機在運行時需要對電機軸進行支撐，因此需要設計電機的前后端蓋。
而電機的前后端蓋用于將電機與電機外殼連接起來，起到支撐、散熱和保護電機的作用。
設計過程中發電運行技術，在保證結構強度的同時，考慮了前后端蓋的小型化、輕量化設計。
前端蓋采用內外倒角過渡，端蓋面板外徑尺寸也逐漸減小，而不是不考慮端蓋厚度而采用外徑尺寸，減輕了端蓋的重量，符合系統小型化、輕量化設計。 原則。
端蓋邊緣有4個直徑3.5mm的定位銷孔，不對稱分布，用于定位。
端蓋面板部分切除，并采用6根加強筋加強結構強度，有效減輕端蓋重量，增加電機冷卻通風面積。
電機外殼與電機前端蓋連接處外徑為164mm。 電機前端蓋與電機外殼采用12個開槽沉頭螺釘連接。
在強度允許的情況下，螺釘靠近面板與端蓋邊緣的過渡處。 在不影響端蓋強度的情況下，將面板與螺釘安裝邊緣之間的過渡處剪掉適量，留出安裝半沉頭螺釘的空間。 。
并且前端蓋的外徑減小。 電機前端蓋外徑為156mm，達到了減輕端蓋重量的目的，對于電機的小型化、輕量化設計具有重要意義。
電機后端蓋外徑為171mm，采用8顆開槽沉頭螺釘和8顆M3螺釘與電機外殼連接。
為了滿足電機小型化、輕量化的要求，后端蓋切除了一部分區域，并采用6根加強筋進行結構強化，以滿足后端蓋支撐的強度要求。
同時有利于電機內部散熱，減少因電機溫度問題引起的系統故障問題。
3、系統發電
啟動發電系統的發電實驗需要拖拉機電機實驗平臺。
采用功率12KW的電機驅動啟動發電機，處于發電狀態運行。 據調試，目前發電轉速可達5000r/min，實現了發電輸出電壓穩定在28V左右的發電功能。
從圖中可以看出，電機的空載正弦性良好。 通過拖動電機發電，發電電壓可穩定在28V左右。 實驗驗證了電機本體設計和控制器硬件電路設計的合理可行性。
靜扭矩系數測試實驗得到的結果表明，在高速運行時，可以有效降低高速運行時的反電動勢，從而有效控制系統輸出電壓不超過28V。
通過系統發電實驗進一步驗證了電機和控制器的設計。 系統可實現5000r/min的運行速度、100A的負載，系統可承受電流幅值高達460A。
結論
由于全電動飛機的發展，航空低壓啟動和發電系統有無刷發展的需求。 為推進航空低壓啟動及發電系統的無刷化進程，應注意以下幾點。
一是針對高速小型電機大扭矩、低反電動勢的設計問題，完成小型電機的設計以及新型電機的進一步優化設計。
其次，在相同定子結構下，利用新型電機極槽匹配方式、繞線方式、永磁體結構、氣隙尺寸等電機參數進行電磁仿真優化，得到電機輕量化設計的優化設計和電機的輕量化設計。強磁和弱磁性能。 兩臺電機的優化設計。
三是完成航空起動發電系統的控制器硬件和結構設計，解決低壓大功率系統中電流大、發熱嚴重的問題，實現系統的高頻控制。
根據系統控制性能指標，完成關鍵部件的選型； 針對系統電流大、發熱嚴重的問題，構建驅動電源模塊的設計框架，并完成控制器硬件電路設計； 設計控制器的三相電流和母線電流傳輸及散熱結構，解決系統中電流大、發熱嚴重的問題。
第四，在電機和控制器結構設計的基礎上，對實際電機和控制器進行了加工，搭建了啟動發電系統實驗平臺，并對電機本體和控制器的設計進行了驗證。
搭建航空啟動發電系統實驗平臺，進行基礎系統實驗，對設計的電機和控制器硬件電路進行驗證和調試； 通過電機靜扭矩系數測試實驗對電機本體設計進行實驗驗證。
參考
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