高性能电动机动态热建模

高性能电动机动态发热建模
摘要
全电动飞机是航空电子工业今后发展的趋势之一。

可靠性和效率是这一项目的主要指标。

但是，热管理已成为实现这一目标之前，必须解决的一个重要问题。

有限元方法和智能控制系统等先进的分析技术，可以更好地了解热源和尽可能的消除它。

本文通过一个控制计划正在制定中的一个例子，来讨论全电动的动机飞机建模、控制、仿真的一些注意事项。

参数解释
v d ,v q =直流和交流电压
R s = 定子电阻
L d, L q = 直流和交流电感
i d, i q = 直流和交流电流
d t = 步长时间
ωe = 点角频率
λp =磁链
τM =电机产生的转矩
τL =负载转矩
J =转子惯量
γ = 系数摩擦
p = 磁极
i d* = 横向电流
i q* = 纵向电流
v d* = 横向电压
v q* = 纵向电压
L = 负载转矩
Eθm = 机械角度误差函数
eωm = 机械速度误差
ωm = 机械角速度误差
eθm = 机械角度误差
θm* = 所需机械角
θm = 实际机械角
e id = 直接电流误差
α = 中间误差函数
di
q
max
=允许的最大电流变化率
dt
关键词：EMAS（机电制动器）
简介
当前正在考虑在飞机上运用全电力系统来替代液压系统。

首先推动这种考虑的是对系统性能的期望；其次是提高飞机可维护性，增强子系统平均故障间隔（MTBF）的可靠性，降低整体系统的重量，和尽可能的节约成本。

机电制动器（EMAS），包括副翼，升降舵，扰流片，
和方向舵，一起组成了飞机主飞行控制面。

EMAS也可用于航空，航天推进系统，如起落架和高程设备驱动和辅助功能。

本文所研究的主要目的是EMAS在某些先进领域的应用。

利用EMAS，以取代在飞机上的液压执行机构的最大障碍之一是短暂产生的热量和电子单元（EUS）的安装。

由于缺乏直接散热地方法，因此最佳热设计系统中的液压油依然存在。

主飞行控制面在整个飞行不断工作，故需要重要注意热管理的方法。

执行器采用间歇性工作的基础上，允许存在一个足够的间隔进行散热。

在各自的高性能飞机的飞行活动，如高加速机动载荷，倒飞，或超音速飞行，需要深刻了解飞行控制EMAS的热管理系统设计的关键性。

更为普遍，如从常规飞行中的操作条件出发的飞机系统功能和复杂性，热问题需要更多的考虑。

航空电子的协助思想是整合成一个综合系统，而系统很大程度上取决于其组成部分的优化子系统；因此综合系统的性能可以从子系统的总和中找出踪迹。

通过设计取得最佳的复合材料的飞机系统将会取得更好的效果，且历来设计师将热性能看做优先事项，而不是组件重量问题。

系统优化，需要详细了解各个组件的物理特性，包括内部驱动器子系统的高度瞬态热动力学特性。

过度加热，快速的瞬态和稳态，是问题的关键，必须在特点改变和缓解之前提出新一代电动执行机构的设计挑战的解决方案。

目前正在进行研究的重点是改进热管理系统的设计，开发一个先进的模拟软件包作为执行机构的预测模型，从而使电动马达设计更加有效率，开发电机控制更加高效。

1.热管理系统
一个EMA 有三个主要部分（电机，电机驱动器和变速箱），都会耗散能量产生热（如图1）。

稳态运行的效率通常是电机80%，电机驱动器93 ％，变速箱80%，如果瞬态运作，效率显着下降。

图1：稳态效率方块图
任何热管理系统必须是能够解决所有这些热来源。

目前，选择散热器，瞬态热存储和运
输热是具有挑战性的热管理设计的问题。

常用的散热器一直是飞机油箱，但这些需要搭载的其他热管理系统，这使得在回程航班的低油耗水平进一步加强。

其他可能的散热器，包括机舱引气和被风吹起的机翼表面。

通过瞬态热相变材料（PCMS）可能是一个很好的解决方案，因为热传输和接收器设计热负荷高峰将导致热管理系统有着严重的设计问题，因此一般平均热负荷为十分之一的高峰热负荷。

实际的热量传输，从源头上讲水箱也一个重要的问题，尤其是当希望找到一个自身不产生热量被动的解决方案。

希望的解决方案，包括热管，回路热管，回路热管，冲压空气等。

2.高效电机设计和仿真
永磁（PM）电机和非永磁磁阻电机（SRM）是常用EMAS电机类型。

双方都有优势，在热管理方面，由于转子绕组的情况下，转子具有损耗。

这很需要注重。

由于高的转子和定子之间的气隙热阻，因此从转子想进行热传递是非常困难的，甚至可以导致EMA被锁死。

因此目前仍然需要给电机定子提供扭矩，来平衡负载转矩。

因此，热仍然会在此期间产生。

当EMA工作时，将有更大的电流，在加速和减速（或制动）期间发生，这将导致在瞬时功率提升和热量集中。

如果EMA不断在主动飞行机动使用，瞬态热可能会积聚在局部热点，导致电机出现问题。

电机的热耗主要来自铜绕组损耗，定子，磁性材料磁芯损耗（磁滞和涡流损耗），以及速度的摩擦损失。

然而，这些热量来源的确切余额取决的因素是速度和负载转矩。

显然，提高电机热效率的设计需要准确地了解电机内部发生热的原因。

直到最近，大多数这样的认识已不限于在复杂的几何图形、非等距特性、非线性特以及已经有电机集总元件相似的模型。

这里是基于稳态测量值EMA9 -13的热负荷。

然而，发现高热负荷高峰生成时需要很高的控制力量，14可能超过这些稳态值作为一个量级。

因此需要一个更准确的热预测方法。

EMA分析热发电的最准确的方法是有限元法，包括非线性，转子动力学，加上电力电子，传热，热力学和利用域模拟完整的机电致动器系统（EMAS的EMA和EU一起都产生了显著的热量）。

目前，还没有商业软件的存在是为了满足所有这些需求。

研究将推动有限元模拟技术的前进为前沿技术。

随着社会的重点在能源和电力的需求，良好的物理理解和强大的工具将有助于满足我们的需求。

3.电机控制
许多电机控制技术的设计，需要假设电机在恒定速度运行。

他们通常不设计高速位置控制，将电机有望在几秒钟的时间内从0到几万转反复运行。

伺服电机控制器还有很大改善的空间。

变频驱动器通常依赖于脉冲宽度调制（PWM ）技术，应用伪正弦电压波形。

导致更高的开关频率将较低的谐波功率损失，提高电机的效率。

不幸的是，在非常高的开关频率之下，功率晶体管的开关损耗变不可忽略，减少控制器的效率超过了增加电机的效率。

因此，对于任何控制器电机组有一个最佳的开关频率，这意味着还有一个限制因素整体效率。

然而，在高功率晶体管技术的持续发展使这个最佳的开关频率的进一步提高。

如果电机的动力学方程为控制方程做了有力的诠释，那么一切都应该表现如预期参数假设的一样，如绕组电阻和电感，在控制方程中使用的是准确的。

然而，这些值的变化，如温度和负载的东西，存在几种方法来克服这个问题。

如估计参数就是非常强大的技术之一，能够快速重新调整变化的控制参数。

这种方法利用高增益，调整误差。

然而，这些高增益的控制结果是反复无偿的，作为控制器反馈，从一个极端到另一个极端，为了是静差迅速达到零点。

其他控制方法依靠较小增益以减少误差，结果将更平滑。

其他的控制技术，包括磁场定向控制和直接转矩控制。

磁场定向控制采用PI 控制，以减少电流通过绕组，磁通与转子有所关联，因为这样通量对电机转矩将会有所作用。

这个电流被称为直接电流I 。

希望仅有一个与之相位相差90的直流电。

直接转矩控制磁场定向控制是类似，但不需要坐标变换。

它的效果很好，但需要较小的计算步长。

4.电机控制示例
研究产生了下面的推导一个字段：为10马力的位置控制定向控制方法，10 KRPM 永磁同步电动机。

永磁同步电机的动力学方程： d d s d d e q q di v R i L w L i dt =+- (1) q q s q q e d d e p di v R i L w L i w dt λ=+++
(2)
m M L m dw J w dt ττγ=++ (3) 3[()]22
M p q d q d q P i i i L L τλ=+- (4) 我们的磁场定向控制方法使用这些控制方程。

首先，将方程（3）和（4）结合得到 3[()]4m q p d d q L m dw p i i L L J w dt λτγ+-=++ (5)
这是另外的两种形式：
~*3[()]4m m w L q p d d q e J dt i E p i L L θτλ+=++- (6) ~3[()]4m L q p d d q dw p i i L L J dt τλ=+-- (7)
其中*q i 为设计的交流电流，t m τωγ和是L τ 的估计有效负载转矩，m
E θ的机械转子角度为m θ，
m e ω是m ω的误差：
*()m w m m e w w =- (8)
用来代替m d ω，因此，而不是看方程的变化，我们决定如何希望他们改变报表。

只要在所有其他值方程符合实际的电机参数，将会成为我们所假定的期望的状态改变的后果。

例如 ，准确地反映电机将使用，机械角速度m ω。

在这一点是非常重要的，因为不是所有的因素是已知的，虽然一些PI 块甚至p k 和f k （前馈）系数的值来直接从动力学方程： ~*10.003350.33[()][()]44m m m f p f L q w w K p d d q p d d q K K J dt i e e dt E p p i L L i L L θτλλ⎧⎪⎪⎫⎪⎪=+++⎨⎬⎪⎪⎭+-+-⎪⎪⎩
⎰ (9) 0.003这个系数，仅仅因为ω存在误差，但事实上并不意味着我们要纠正仅需加大步长即可。

此外，因为我们是一个伺服电机控制，我们需要有位置控制。

这是术语为m E θ。

它被定义为
机械转子角度m θ的误差。

2*23sgn()10m m m m m m m
E dt
e e e e θθθθθαααθθ=+∙=+=-⎰ (10)
使θ的误差项的平方的目的是建立一个大增益时的误差是可见的；一个小增益
误差小，使控制器快反映，不会造成太大冲击。

同样，其他的动力学方程采取新所需的电流来计算所需的新的直接正交电压，**
d q v v 和：
***d
i d s d d e q q e v R i L w L i dt =+- (11)
***q i q s q q e d d e p e v R i L w L i w dt λ=+++ (12) 其中:
*d i d d e i i =-
(13)
*d i 的值总为零，因为我们不希望有任何电用来流浪费在用线转子的轴上。

图2显示，超过10秒的时间内控制器的性能。

图2，所需的theta 角绿色是蓝色和实际。

theta 的总范围的误差显示在底部。

图2:角位置
图3：电机产生的扭矩
图4：电机电压输出值
图5:有摩擦产生的动态热
图6：直流交流电
绕组产生的动态热相对平稳（如图5）表明，该控制器的启动意味着点击有平稳和有效启动。

我们的假设限制电流的变化率： *,max **()sgn()min |,q q q q q q q i i di i i i i dt dt dt ⎡-⎤=+-∙∙⎢⎥⎢⎦⎣ （14）
这有助于抑制瞬变。

图7和图8显示与抑制可能启动瞬态的比较（图7），（图8）。

注意，瞬态电压只有150伏，不到一半没有抑制瞬态电压。

图7
图8
由于电机控制方式效率和跟踪性能。

这强调在电机控制技术的研究中，提高驱动器的效率具有重要意义。

5.结论
全电动飞机改进系统和部件可以提高可靠性，更大的程度节约成本，提高整体效率。

然而，完全实现全电动飞机的重大障碍是热的热负荷管理。

在实施和研究过程中，在解决这一
难题的策略是整体分析的方法。

提高散热片和运输技术是至关重要的，但也必须得到解决热源。

然而，仅仅通过精确的分析和测试的电机设计的热工性能改善是不够的。

电机控制方式在减少热负荷也起着巨大的作用。

磁场定向控制和有限元法等技术，在解决这些问题，使全电动飞机成为现实提供了很大可能。

参考文献
1.Moir,I.(1998),“大挑战之全电动飞机”,Proceedings of the IEE Colloquium on All-Electric Aircraft,17 June 1998, Ref. no. 1998/260, The Institution of Electrical Engineers (IEE), Savoy Place,London,UK.
2.Jensen,S.C.,Jenney,G.D.,Raymond,B.and Dawson,D.(2000),"行试验的经验与致动器在F-18机载电机系统的研究",Proceedings of the 19th AIAA Digital Avionics Systems Conference,7-13 Oct. 2000,Philadelphia, PA, USA.
3.Spitzer,C.R.,Hood,R.V.(1982),"电动飞机-优势与挑战",Proceedings of the Aerospace Congress and Exposition,Anaheim, CA;United States; 25-28 Oct.1982,SAE 821434,Society of Automotive Engineers (SAE),Warrendale, PA, USA
4.Botten,S.L., Whitley,C.R.and King,A. D.(2000),"飞行控制驱动下一代全电动飞机",Technology Review Journal,vol.Fall/Winter 2000,pp.55-68.
5.Bataille,N.(2006),电动控制执行面,Cranfield University,Bedfordshire, UK.
6.Pointon,J.M.(2007),全电动飞机热处理,Cranfield University,Bedfordshire,UK.
7.Rubertus,D.P.,Hunter,L.D.and Cecere,G.J.(1984),机电驱动技术的全电动飞机，IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems,vol.AES-20,pp.43-249.
8.Van den Bossche,D.(2006),A380飞行控制执行机构的成就和经验教训,Proceedings of the 25th Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences (ICAS),Vol.7.4.1,3-8 Sept.2006,Hamburg,Germany.
9.Schneider,M.G.and Domberg,D.P.(1998),回流和相变储能电子散热器,SAE 981290,Society of Automotive Engineers(SAE), Warrendale,PA,USA.
10.Montero Yanez,J.S.(1996),全电飞机的飞行控制驱动,John Wiley & Sons,New York,USA.
11.Gernert,N.J.,Sarraf,D.B.and Steinberg,M.(1991),柔性热管冷板热控飞机,SAE 912105,Society of Automotive Engineers (SAE),Warrendale,PA,USA.
12.Vrable,D.L.and Yerkes,K.L.(1998),一个多电飞机电源系统应用的热管理理
念,SAE 981289,Society of Automotive Engineers (SAE),Warrendale,PA,USA.
13.Cronin,M.J.(1988),"电动飞机的研究",Proceedings of the Aerospace Technology Conference and Exposition,Anaheim, CA,3-6 Oct.1988,SAE 881407, Society of Automotive Engineers (SAE),Warrendale,PA,USA.
14.Schneider,M.G.,Thomson,S.M.,Bland,T.J.and Yerkes,K.L.(1994),Test Results of Reflux-Cooled Electromechanical Actuator,SAE 942176,Society of Automotive Engineers (SAE),Warrendale,PA USA.
15.Gernert,N.J.,Sarraf,D.B.and Steinberg,M.(1992),执行器热处理,SAE,Society of Automotive Engineers (SAE),Warrendale,PA,USA.。