下载文档原格式
1. 多电飞机的技术特点多电飞机是航空科技发展的一项全新技术，它改变了传统的飞机设计理念，是飞机技术发展的一次革命。
美国从20世纪80年代中到90年代初开始投入了大量的人力和物力，组织开展多电飞机的研究。
该研究涉及发电、配电、电力管理、电防冰、电刹车、电力作动和发动机等多个领域，从航空电力系统的概念出发，优化整个飞机的设计。
与全电飞机略有不同，多电飞机(More Electric Aircraft，MEA）在用电力系统取代液压和气压系统的过程中，采用电动静液作动器来操纵飞行控制舵面。
电动静液作动器实际上是一种分布式的小型电动和电控液压系统，因而可以说，多电飞机方案是全电飞机方案的初级阶段。
随着波音787飞机和空客380飞机的首飞及投入运营，多电飞机已成为现实。
多电飞机的特征是具有大容量的供电系统，并广泛采用电力作动技术，使飞机重量下降，可靠性提高，维护性好，运营成本降低。
多电飞机的主要优势简述如下。
（1）多电飞机使飞机的电气系统体系结构优化影响飞机电气系统体系结构的因素很多，包括飞机的类型（民用或军用运输机、亚声速或超声速飞机、战斗机等）、飞机的体系结构（发动机类型、数量、具体布局）、电气负载总需求及它们之间的互相关联性。
图1.3-1是一种典型的多电民用飞机电气系统体系结构图。
多电飞机技术由于采用电力驱动代替了液压、气压、机械系统和飞机的附件传动机匣，是飞机系统的重大创新，它可以节约飞机的有效空间，优化飞机的空间布局，有利于飞机的总体设计，有效提高了飞机的性能和系统可靠性，使之具有容错和故障后重构的能力。
图1.3-1 多电民用飞机电气系统体系结构图（2）多电飞机简化了飞机的动力系统结构多电飞机中的二次能源只有电能，使整个动力系统设计简化，取消了飞机的附件传动机匣和燃气涡轮起动机，简化了飞机的结构，使飞机结构简单、重量轻、可靠性高、可维修性好、生存能力强、使用维护费用低、地面支援设备少，地面设备和机上接口也得以简化。
飞机电气系统故障模式与效果分析FMEA飞机电气系统作为现代航空器中至关重要的组成部分，承担着控制、通信和供电等关键功能。
然而，由于复杂性和高度集成性的特点，电气系统故障可能会导致严重的飞行安全问题。
因此，进行飞机电气系统故障模式与效果分析（FMEA）成为一项至关重要的任务。
1. 简介飞机电气系统包括发电机、电瓶、线束、插头、继电器、保险丝等多个组件。
在FMEA分析中，我们将对各个电气系统组件的故障模式以及其引起的效果进行研究和评估。
2. 故障模式分析2.1 发电机故障模式发电机故障可能包括电路短路、电路开路、电压过高或过低等。
这些故障模式可能导致发电机无法正常输出电力，进而影响到整个电气系统的供电。
2.2 电瓶故障模式电瓶故障可能包括电量不足、过充、内部短路等。
这些故障模式可能导致电瓶无法正常存储和供应电力，进而影响到电气系统的可靠运行。
2.3 线束故障模式线束故障可能包括线束断裂、接触不良、过载等。
这些故障模式可能导致电气系统的信号传输中断、电流异常等问题。
2.4 插头故障模式插头故障可能包括连接不良、接触不良、插头损坏等。
这些故障模式可能导致电气系统组件之间的连接断裂，进而影响到电气系统的正常工作。
2.5 继电器故障模式继电器故障可能包括接触粘连、线圈烧毁等。
这些故障模式可能导致电气系统中的开关控制失效，进而影响到航空器的控制系统。
2.6 保险丝故障模式保险丝故障可能包括断裂、熔化等。
这些故障模式可能导致电气系统中的短路、过电流等问题，对航空器的电气设备构成潜在威胁。
3. 效果分析在FMEA分析中，每种故障模式都要进行效果分析，以评估其对飞行安全和正常运行的影响。
效果分析可以从以下几个方面进行：3.1 安全影响不同故障模式可能对航空器的安全性产生不同程度的影响，如导致飞机失去动力、无法正常起飞或着陆等。
在FMEA中，需要根据故障模式的性质以及飞机的特点进行分析。
3.2 功能影响故障模式可能导致电气系统各部件的功能受到影响，如导致通信中断、控制失效等。
电传飞行控制系统容错设计摘要在过去几十年中，随着集成航电模块和先进数字总线技术在民用航空领域中的广泛应用，容错技术在电传飞控系统设计中得到广泛应用。
本文先根据容错要求和经验数据定义飞控系统的容错等级，其次对波音777和空客320的飞控计算机冗余架构进行对比和分析；最后对电传飞控系统设计中采用的容错技术，包括比较监控，冗余信号表决和同步问题等进行了详细分析，分析结论可供实际设计参考。
关键词容错技术；电传；飞行控制系统；BIT0引言飞行控制系统是民用飞机的关键系统之一，将飞行员输入命令，传感器输入，经过控制律解算，产生驱动飞机舵面运动的指令，驱动飞机副翼，升降舵，方向舵等控制面的运动，改变飞机运动方向和速度。
其涉及部件种类多，部件间交联关系复杂，功能安全性要求高（一般要求丧失控制的概率低于1E-9）。
典型飞控系统包括：飞行控制计算机，作动器控制，位置、角度传感器和飞机舵面等组成。
飞控计算机、作动器和传感器间通过先进数字总线，包括点对点数字Arinc429总线，可保证数据传输安全性的Arinc664网络等连接起来，构成整个飞行控制系统的处理核心。
1 容错等级和安全性要求设计中，为了防止部件或功能的故障导致飞机丧失控制，满足安全性要求。
首先要列出飞控系统的主要部件清单，根据现场数据等方式对部件的主要故障模式和概率进行统计，预先确定各部件的容错要求。
容错要求分为以下几类：Fail-Operation：当部件发生故障时，系统工作可靠。
Fail-Passive：当部件发生故障时，系统工作可靠但性能有下降。
Fail-Safe：当故障发生时，系统仍能够恢复到安全状态。
2国外飞机飞控系统架构波音777飞控系统采用3台主飞控计算机（PFCs），每个PFC有3个独立支路，每个支路的CPU不同，分别为：命令支路，备用支路和监控支路。
主飞控系统有三种运行模式：normal，secondary和direct。
当各种输入正常时，主飞控系统运行在normal模式；当PFCS探测到丧失重要的空速和姿态数据时，进入secondary模式，自动飞行无法在此模式下运行。
多电飞机直流负载系统稳定性分析随着航空业的发展和飞机飞行技术的进步，飞机的电气系统也得到了不断的优化和改进。
传统的飞机电气系统采用交流电源供电，随着航空电子设备的不断增加和先进技术的应用，直流负载系统逐渐成为了飞机电气系统的主流。
直流负载系统在飞机电气系统中具有很多优势，如电能利用效率高、能量传输稳定等，但同时也面临着一些挑战，如稳定性问题。
本文将对多电飞机直流负载系统的稳定性进行分析，探讨造成稳定性问题的原因和解决方法。
一、多电飞机直流负载系统概述多电飞机指的是使用多个电源系统来供电的飞机，这些电源系统可能来自不同的发动机、APU（辅助动力装置）以及地面电源。
为了更好地利用这些不同来源的电力，并将其供应给飞机上的各种负载设备，飞机电气系统采用了直流负载系统。
直流负载系统具有高效能、能量传输稳定等优势，能够更好地满足现代飞机对电气能源的需求。
多电飞机直流负载系统包括电源转换单元（PCU）、电源分配单元（PDU）、直流负载优化控制器等组件。
PCU负责将不同来源的电能转换为直流电能，PDU负责将直流电能分配给飞机上的各种负载设备，直流负载优化控制器则负责控制和优化整个系统的运行情况。
这些组件共同构成了多电飞机直流负载系统的基本框架，但同时也带来了稳定性问题。
1. 电压波动在多电飞机直流负载系统中，由于电源的不稳定性，以及负载的变化，会导致电压的波动。
这种电压波动可能会对飞机上的电气设备造成损害，甚至影响到飞行安全。
2. 跨耦影响多电飞机直流负载系统中，不同电源系统之间可能存在跨耦影响，即一个电源系统的变化可能会对其他电源系统产生影响，导致系统的不稳定性。
3. 故障传播在多电飞机直流负载系统中，一旦某个组件发生故障，可能会导致故障信号传播到整个系统，影响系统的稳定性和可靠性。
4. 谐波问题以上这些问题都会对多电飞机直流负载系统的稳定性产生影响，需要进行深入的分析和解决。
1. 系统仿真和模拟对于多电飞机直流负载系统的稳定性分析，首先可以利用仿真软件对系统进行模拟。
网络拓扑结构的容错与冗余设计现代社会离不开网络的存在，而网络的可靠性和稳定性对于数据传输和通信的重要性日益凸显。
网络拓扑结构的容错与冗余设计成为保障网络稳定性的关键因素之一。
本文将围绕这一主题展开，讨论网络拓扑结构的容错设计原理、常用的冗余技术及其应用。
一、网络拓扑结构的容错设计原理网络拓扑结构是指网络中各节点之间连接的方式，它决定了数据传输的路径和可用性。
在容错设计中，采用适当的网络拓扑结构是至关重要的。
常见的网络拓扑结构有总线型、环形、星型、网状等。
1. 总线型拓扑结构总线型拓扑结构是指所有节点通过一个公共的传输线连接起来，数据传输按照先到先服务的方式进行。
在总线型结构中，任何一个节点的故障都会导致整个网络的瘫痪。
因此，在保证网络传输速度的前提下，需要在总线两端设置冗余节点，以防止单点故障导致的中断。
2. 环形拓扑结构环形拓扑结构是指各节点按照环状连接，数据按照顺时针或逆时针方向传输。
在环形结构中，任何一个节点故障都会导致整个环路断开，因此需要设置冗余节点或采用双向链路来实现容错设计。
此外，还可通过添加从其他网络拓扑结构到环形结构的连接实现冗余备份，以提高网络的可靠性。
3. 星型拓扑结构星型拓扑结构是指所有节点以中心节点为核心通过独立的链路连接起来。
在星型结构中，如果中心节点故障，将导致所有的节点失去连接。
所以，在星型结构中添加冗余节点成为保证网络稳定性的主要方法之一。
4. 网状拓扑结构网状拓扑结构是指各节点通过多个链路相互连接，形成一个复杂的网络结构。
网状结构的特点是具有高度的冗余性和容错性，因为其中的任何一个节点故障都不会影响整个网络的正常运行。
但是，网状结构的缺点是链路数量多、布线复杂，成本较高。
二、常用的冗余技术及其应用冗余技术是实现网络拓扑结构容错与冗余设计的重要手段，常见的冗余技术有冗余链路、冗余节点和冗余路径。
1. 冗余链路冗余链路指的是在网络中为主链路设置备用链路，以备主链路故障时能够自动切换到备用链路。
飞机电气系统控制与管理技术分析
飞机电气系统是飞机运行的重要组成部分，包括发电系统、配电系统、控制系统等。
飞机电气系统的控制与管理技术是确保飞机电气系统运行安全可靠的重要环节。
1. 发电系统的控制与管理：飞机发电系统主要由发电机和发电机控制器组成，发电
机控制器可以监测发电机的电流、电压、转速等参数，并对发电机进行控制和保护。
发电
系统还需要有合适的监测装置，及时发现故障，并通过控制器对故障进行处理，保证发电
系统的正常工作。
2. 配电系统的控制与管理：飞机配电系统主要包括电池、开关、线路和负载等组件，通过控制器对这些组件进行控制和管理，确保电力的有效分配和供应。
配电系统的控制与
管理技术主要包括开关控制、线路保护和负载管理等方面。
3. 飞机电气系统的监测与诊断：飞机电气系统需要有合适的监测装置，对电气系统
的各项参数进行实时监测，并通过控制器对故障进行诊断和排除。
监测与诊断技术可以提
供电气系统工作状态的实时信息，及时发现故障，并采取措施进行修复，确保飞机电气系
统的可靠性和安全性。
4. 飞机电气系统的容错与恢复：飞机电气系统需要具备一定的容错能力，即在发生
故障时能够自动切换到备用系统或采取其他措施保证电力供应。
容错与恢复技术主要包括
备用系统的配置与管理、故障切换策略等方面。
5. 飞机电气系统的节能与环保：随着环保意识的不断提高，飞机电气系统的节能和
环保性能也越来越受到关注。
控制与管理技术可以通过优化电力分配和负载管理，减少能
量消耗，提高飞机的能效，降低对环境的影响。
多电飞机容错作动系统拓扑结构分析齐 蓉,陈 明(西北工业大学自动化学院,陕西西安710072) 收稿日期:2004211201 基金项目:航空科学基金资助项目(04F53036)。
作者简介:齐 蓉(1962-)女,吉林长春人,副教授,主要研究方向为航空电气系统分析与设计,控制系统可靠性理论与工程设计。
摘 要:针对多电飞机电力作动系统,提出永磁容错电机及其容错驱动控制的拓扑结构,探讨系统的电气故障模式,研究防止故障传播的电、磁、热隔离设计,在理论上给出了容错电机相数的选取方法,采用独立的同轴电机组件实现高冗余系统。
研究结果表明:电机、功率变换器和供电通道均采用以相为基本单位的模块化拓扑结构可实现多电飞机对作动系统的高容错要求。
关键词:电力作动系统;容错电机;容错驱动中图分类号:TP302.8,V242.44 文献标识码:A 文章编号:16712654X (2005)0120082204引言作为未来飞机发展方向的多电飞机,其特征是以电力作动系统取代液压作动系统。
电力作动器使系统结构小巧、响应速度快捷、作动控制效率提高、能耗降低,消除了液压作动系统存在的漏油、安全性、结构复杂等问题,提高了系统的实时检测和故障诊断能力,改善了维护性并减小了飞机的重量,为机载系统智能化管理提供技术支撑[1]。
由于电力作动系统应用于舵面操纵、燃油、刹车、环境控制等电力操纵和电力传动系统,它们都与飞行安全和战机性能紧密相关,这要求电力作动系统不但具有高功率密度,特别重要的是应具有高可靠性和容错能力。
电力作动系统的原理结构如图1所示。
具有容错能力的电力作动系统的关键技术之一就是驱动电机及其驱动电路的容错结构设计。
永磁无刷电机通过特殊的结构设计实现容错目的。
图1 电力作动系统原理结构图1 永磁容错电机驱动多电飞机对电力作动系统的容错要求是当以下任何一种故障形式发生时,系统可以不降低或略降低性能运行。
作动系统故障分为机械故障和电气故障,本文只考虑如下电气故障:电机的故障形式:a .绕组开路;b .绕组相间短路;c .绕组出线端短路;d .绕组匝间短路;e .绕组接地短路。
功率变换器的故障形式:a .电力器件开路;b .电力器件短路;c .直流链接电容故障。
成功的容错电机的结构设计体现在能使电机相间的电耦合、磁耦合、热耦合达到最小,使得以上故障发生时能够对故障部分进行有效电、磁、热和物理隔离,把故障对其它相的影响降低到最低程度,使得一个或多个故障发生时,电机仍有足够的转矩输出。
这个原理可以拓展到其驱动电路[1～3]。
111 容错电机结构一种具有容错能力的永磁多相电机拓扑结构如图2所示,六相8极或六相10极永磁无刷直流电机都是可取的选择[4～7]。
在这种电机结构中,转子镶嵌稀土永磁磁钢,可采用径向或切向结构。
定子结构是每相绕组绕在一个电枢齿上,每槽只有一相绕组,没有绕组的电枢齿作为磁通回路起着相间热隔离和电隔离的作用。
这种结构的电机绕组端部由于不交叠而产生物理隔离,从而避免了相间短路这种严重故障。
当一相绕组发生短路故障时,短路电流产生的热量会对磁钢和其它相绕组产生不利影响,而没有绕组的电枢齿对其产生的瞬间热量有隔离作用,绕组设计为高电抗限制短路电流,磁钢采用钐钴稀土永磁材料以抵第35卷 第1期2005年3月 航空计算技术Aer onautical Computer Technique Vol 135No 11Mar 12005抗温度影响磁钢性能。
另外,当检测到电机绕组故障时,驱动控制会切掉故障相,由正常相承担负载,通过控制补偿故障影响。
这样,短路相绕组产生的热量对正常相绕组的影响将会很小。
对16k W 六相八极容错电机的实验表明,在转速为13000r/m in 时,一相绕组短路时,引起其相邻相绕组温升仅为3℃。
图2 图3 故障率、容错因数、相数关系曲线 由此可见,研究一种可在以上任何故障情况下连续运转的电机,有效方法是采用多相电机,把每一相可看作独立的元件。
结构设计要求任一元件的运行对其余元件影响达到最小,一旦有一相元件出现故障,其他元件仍可继续运行,不受影响。
电机相数的选取应综合考虑绕组冗余量与电机驱动复杂度的均衡[8],设计合理的容错因数F 。
F =nk (k <n )(1)n 为电机相数,k 为满足电机性能要求的最少相数,通常有:n =k +1。
假设电机各相绕组失效服从指数分布,λ=2.0×10-6 1/h,n 相容错电机的可靠度R (t )及单位时间故障率FR (t )为:R (t )=∑ni =kn i e-λti1-e-λtn -i(2)FR (t )=1-R (t )t(3)由图3可见,随着电机相数n 的增加,故障率迅速增加,而容错因数F 得到改善。
因此,选择容错电机6相或8相结构是对冗余度和复杂度的折衷处理,考虑到8相驱动使变换器的功率器件的数目增加较多,因此,6相结构是一个比较好的选择。
也有资料[9]表明对4相16k W 容错电机用于多电飞机燃油泵驱动系统已进行了一系列探索性实验研究。
对容错电机的另一个要求是当短路故障发生时由高电抗限制短路故障电流。
通常的永磁电机其相电抗很低,容错电机的高电抗是通过设计定子开槽的深度和宽度产生大漏感而获得。
因此电机容错能力的高低与其相电抗有关,但其缺点是电机总有效质量增加10%-20%。
为了满足容错和冗余输出要求,对于6相电机应设计为每相输出1/5的额定功率。
对容错电机在故障情况下的电磁场有限元分析表明,短路相绕组几乎不改变相邻相的磁通量,相邻相的互感仅为0.028mH,这说明容错电机具有有效磁隔离能力。
另外,由于容错电机的每个定子槽都嵌满线圈,其效率与常用结构的永磁电机相当。
112 功率变换器容错结构作动系统对容错电机驱动的要求是一旦检测到变换器或电机绕组故障发生,驱动控制一方面应确保故障不会影响或传播到其它相,另一方面应确保电机有足够的转矩输出。
功率变换器的各相驱动若采用通常的星型结构将无法避免故障相对正常相的影响。
以六相电机为例,为了满足相间完全电隔离,可采用结构如图4所示的单相H 桥驱动电机的一相绕组,六个单相桥由P WM 切换指令控制,并对电力电子器件采取热隔离和物理隔离。
然而,单相H桥结构其缺点是由于开关器件数目较半桥结构增加了一倍,会造成系统成本和重量的增加,但这种结构实现了完全的相间电隔离。
图4 单相驱动结构功率变换器的关键技术是故障的在线检测、诊断和隔离,本文在这里不作讨论,只研究系统容错结构。
为使各相变换器供电通道相互隔离而达到容错目的,其供电通道的拓扑结构如图5所示。
三相交流电源向6个独立的具有一定容错能力的UPF (unity power fac 2t or )AC -DC 转换器供电,当一相供电通道故障时,并・38・ 2005年3月 齐 蓉等:多电飞机容错作动系统拓扑结构分析图5 模块化独立供电通道不影响其它五相正常运行,容错供电设计要求六相通道中的五相正常就能提供驱动系统所需的全部功率。
以六相20k W驱动系统为例,每相通道应能够提供4k W电力(20k W/5相),六相总功率为24k W。
另外,对单相桥的容错要求还有:a.电力设备间有充分的热和物理隔离,一旦相邻的设备发生故障,仍能继续运行;b.在进行故障检测时间内,电力设备仍能够在一相短路条件下运行;c.当存在短路电流时,开启的电力设备能够关断;d.使用I G BT时要有适当的门驱动电路,使得短路电流不能太大,同时又能检测短路和开路状态;e.电机要应具有出现故障后能够连续运行的能力;f.合理地控制故障发生必须防止故障蔓延,使故障对直流链接和转矩输出的影响最小化;g.短路相应具有防止相电流显著增加能力。
2 驱动系统冗余容错结构冗余作为提高系统可靠性的有效手段可用于多电飞机电力作动系统[10～11]。
具有容错能力的冗余驱动系统的结构如图6所示,其中冗余永磁电机结构如图7所示。
采用永磁电机是由于永磁电机较开关磁阻电机有更高的功率密度和效率,电机采用双冗余组件共轴是由于这种结构较两台独立电机冗余其结构更为紧凑,体积重量小,并具有更高的功率密度。
冗余容错系统的主要故障模式有:a.绕组开路;b.绕组短路;c.变换器开关器件开路;d.变换器开关器件短路;e.供电故障f.位置传感器故障;g.控制器故障;h.以上故障模式组合发生。
其中变换器开关器件开路或短路相当于绕组端部开路或短路。
冗余电机的两套定子、转子组件共轴,其定子采用高阻抗设计以限制绕组短路故障电流,定子结构采用与图2类似的容错结构,可实现相间电隔离,避免了相间短路。
每套电机组件为三相绕组,每相绕组由单相H桥驱动以达到容错目的。
由于这种结构的变换器承受的是相电压而非线电压,这使开关器件的功耗和发热减小,这样就可将开关器件的额定值适当减小而降低成本。
当系统需要高功率输出时,两套电机组件共轴输出。
当一套组件故障时,另一套也可以提供必须的输出功率从而保障飞行安全和着陆。
虽然这种结构增加了驱动控制系统的复杂度和系统成本,但其容错能力大为提高。
当电机一相绕组故障时,可通过提高其它相的额定值进行补偿。
尽管增加电机相数可提高电机在开路故障下的容错能力,但这将增加整体系统复杂度从而降低系统可靠性,权衡考虑,每套电机组件宜采用三相绕组结构。
图6 冗余容错驱动系统结构图图7 模块化电机冗余容错结构供电故障是影响严重的故障之一,采用双余度并进行电隔离设计保证高供电可靠性。
位置、速度传感器也采用双余度设计,或采取无位置传感器检测方法容错,从而避免传感器故障对系统的影响。
对于开关器件短路或电机接线端短路导致驱动系统部分相或三相同时短路这种最严重故障,除了高阻抗绕组限制短路电流外,可通过相电流传感器和控制器检测和控制,切换故障电机组件实现容错。
3 结论高性能容错作动系统有赖于电机、功率变换器和供电通道均采用以相为基本单位的模块化拓扑结构,对故障进行有效的电、磁、热和物理隔离设计可防止故障传播。
独立的同轴电机组件实现了高冗余。
另外,对于容错作动系统的设计,不能将各部分割裂设计,应需综合考虑多个参数并优化算法,才能取得性能优良的容错作动系统。
・48・ 航空计算技术 第35卷 第1期参考文献:[1] 齐蓉,林辉,周素莹.多电飞机电气系统关键技术研究[J ].航空计算技术,2004,34(1):97～101.[2] M ecr ow B C,A tkins on D J,Jack A G,Green S,Hayl ock JA,Coles J.The Need for Fault Tt olerance in An Aer oengine Electric Fuel Contr ol Syste m [A ].Electrical Machines and Syste m s f or the More Electric A ircraft[C ].I EE Coll oquiu m ,1999,9:1～5.[3] M cCr ow B C,Jack A G,A tkins on D J,Hayl ock J A.FaultTolerant D rives f or Safety Critical App licati ons [A ].Ne w Topol ogies f or Per manent Magnet M achines[C ].I EE Coll o 2quiu m ,1997,18:5/1～5/7.[4] Yu -seok Jeong ,Seung -Ki Sul,Schulz S,Patel N.FaultDetecti on and Fault T olerant Contr ol of I nteri or Per manent M agnetMot or D rive Syste m for Electric Vehicle[A ].I ndus 2try App licati ons Conference [C ],2003.38th I A S Annual M eeting .Conference Record ,2003,3(12-16):1458～1463.[5] M ecr ow B C,Jack A G,Hayl ock J A,Coles J.Fault -Toler 2ant Per manent Magnet M achine D rives [A ].Electric Power App licati ons[C ].I EE Pr oceedings,1996,143(6):437～442.[6] Green S,A tkins on D J,Mecr ow B C,ack A G,Green B.Fault Tolerant,Variable Frequency,Unity Power Fact or Converters f or Safety Critical P M D rives[A ].Electric PowerApp licati ons[C ].I EE Pr oceedings ,2003,150(6):663～672.[7] Mecr ow B C,Jack,A G,Hayl ock J A,Coles J.Fault -Tol 2erant Per manentM agnetMachine D rives[A ].Electric Power App licati ons[C ].I EE Pr oceedings,1996,143(6):437～441.[8] A tallah K,Caparrelli F,B ingha m C M ,Mell or P H,HoweD,Cossar C,Kelly L,Kjaer P,Gribble J,M iller T J E,Cape well R,W hitley C .Comparis on of Electrical D riveTechnol ogies f or A ircraft Flight Contr ol Surface Actuati on [A ].ElectricalM achines and D rives,1999.N inth I nterna 2ti onal Conference[C ].1999,159～163.[9] Mecr ow B C,Jack A G,A tkins on D J,Green S,A tkins on GJ,King A,Green B.Design and Testing of A 4Phase Fault Tolerant Per manent Magnet M achine f or An Engine Fuel Pu mp [A ].Electric M achines and D rives Conference [C ].I EEE I nternati onal ,2003,2(1-4):1301～1307.[10] Ertugrul N,SoongW L,Valtenbergs S,Chye H.I nvestiga 2ti on of A Fault T olerant and H igh Perf or mance Mot or D rive for Critical App licati ons [A ].Electrical and Electr onicTechnol ogy[C ].Pr oceedings of I EEE Regi on 10I nternati on 2al Conference ,2001.19-22(2):542～548.[11] Ertugrul N,Soong W ,Dostal G,Saxon D.Fault TolerantMot or D rive Syste m with Redundancy f or Critical App lica 2ti ons [A ].Power Electr onics Specialists Conference [C ].2002,23-27(2):1457～1462.Analyse of Fault Tolerant Topology Confi gurati onfor M ore Electri c A i rcraft Actuati on Syste mQ I Rong ,CHEN M i n g(College of A uto m atic Control,N orthw estern Polytechnica l U niversity,X i ′an 710072,China )Abstract:This paper p resents a modular t opol ogy configurati on of fault t olerant per manent magnet mot or drive for more electric aircraft .Fault t olerant is achieved with each phase electrically,magnetically,ther mally and physically in 2dependent of all others .It is discussed that must be balanced against the increasing comp lexity of a high phase number and the inevitably greater of a failure .A flexible mot or and drive configurati on is p r oposed t o increase the redundancy a 2gainst drive syste m failures .Key words:electric actuati on syste m;per manent magnet fault t olerant mot or;fault t olerant drive .・58・ 2005年3月 齐 蓉等:多电飞机容错作动系统拓扑结构分析。
