飞机发动机通过液压、燃气轮机等方式启动，但启动后发动机就不再工作，浪费了飞机上很大的空间。

而且，飞机上电力消耗的增加，使得可用空间越来越小。 采用启动发电技术，利用飞机发电系统中的发电机作为电动机，从而带动航空启动发电机高速运转发电。

1. 启动发电机

启动发电系统主要利用电机的可逆原理。 当电机通电时，可以通过电机将电能转换成机械能。 当拖动电动机旋转时，电动机可以被发电机利用，将机械能转化为电能。

利用这一原理，飞机电力系统的发电机可以有两个用途。

通过控制系统的控制，当发动机启动时，飞行器上的电池向电机提供28V直流电压，电机作为电动机提供发动机的额定启动扭矩并拖动发动机启动。

点火后发动机运转正常，表示电机启动状态完成。

发动机带动电机旋转，使电机处于发电状态运行，为飞行器上的电源充电，进而为用电设备供电，实现启动与发电一体化。

航空起动发电机的设计采用内转子、径向磁场、开槽铁芯结构的基本结构形式，航空领域采用径向转子结构的永磁同步电机。 常见的转子结构形式有表面粘贴式和内置式。

内藏式电机的转子结构中，永磁体直接嵌入电机转子内部。 永磁体不易脱落，有利于电机用于航空系统时的安全。 电机高速旋转时不易甩出。

并且通过转子结构设计，相比表面安装转子结构，电机扭矩可以得到大幅提升，有利于提高航空启动发电机的功率密度和过载能力。

当永磁体磁化长度与气隙长度相同时，可以对内置电机的永磁体磁链进行设计，以提高电机的弱磁能力。

通过两种结构的比较，对于航空领域使用的起动机发电系统，决定采用内置径向转子结构的永磁同步电机作为航空起动机，对可靠性、安全性和功率要求更高。密度。 发电机转子结构方案。

对设计的定子和转子结构进行二维建模，通过电磁仿真获得电机扭矩、合成磁拉力、磁密度、反电动势和铁损等电磁仿真结果。

根据电磁仿真结果，对定子各部分磁密升和饱和、转矩波动、反电动势大小和正弦性以及电机效率等电机性能参数进行分析。

对设计的电机结构进行调整和优化，实现电机本体设计的紧凑、轻量化。 下图为电机在1500r/min和1500r/min不同安匝数下的重要参数仿真结果。

正常启动工况下，效率在94.22%以上，启动效率高。

启动时要求启动转矩稳定，转矩波动率小，启动状态下转矩波动率不超过5.3%，启动转矩稳定，设计满足启动性能要求。

随着电流的增加，各处的磁密度稳步增加，最大磁密度点出现在鞋处。 设计合理。

2、设计优化

转子结构中的磁隔离结构和永磁体的尺寸对电机的漏磁场和电机的强弱磁场性能影响很大。 通过调整电机的隔磁结构，减少电机的漏磁现象，使电机满足小型化的要求。 降低系统扭矩要求。

对转子结构电机的气隙尺寸进行电磁仿真优化设计，优化扭矩，将气隙减小至1.3mm，优化整个电机结构，增加气隙磁密，增强主磁通，增加扭矩。 。

图3-13为优化气隙1.3mm、转子切向开口尺寸1.2mm的电机与气隙1.5mm、转子切向开口尺寸1mm的电机电磁仿真的转矩特性图。

虽然转子切向开口方向尺寸增大，降低了转子磁密度，但通过气隙尺寸的减小，扭矩仍然得到较大提升，通过减小气隙尺寸达到扭矩优化的目的。

对于当前的电机，匝数与第2章的设计相同，为1，定子电流消耗等于定子磁动势。

优化模型在消耗电流为700A时可实现电机输出扭矩28.01N·m发电运行技术，满足系统消耗电流不超过800A时输出扭矩27.12N·m的性能指标。

电机最大转矩脉动率为2.85%。 当其在3%以下时，与第2章设计的电机的转矩脉动率相比，转矩脉动率有所降低，即启动平滑性有所提高。

当消耗电流为400A时，电机有效功率达到11.42KW，效率为97.95%，发电性能良好。 当定子磁动势从0变化到0时，效率在95%以上，属于高效率。

电机在运行时需要对电机轴进行支撑，因此需要设计电机的前后端盖。

而电机的前后端盖用于将电机与电机外壳连接起来，起到支撑、散热和保护电机的作用。

设计过程中发电运行技术，在保证结构强度的同时，考虑了前后端盖的小型化、轻量化设计。

前端盖采用内外倒角过渡，端盖面板外径尺寸也逐渐减小，而不是不考虑端盖厚度而采用外径尺寸，减轻了端盖的重量，符合系统小型化、轻量化设计。 原则。

端盖边缘有4个直径3.5mm的定位销孔，不对称分布，用于定位。

端盖面板部分切除，并采用6根加强筋加强结构强度，有效减轻端盖重量，增加电机冷却通风面积。

电机外壳与电机前端盖连接处外径为164mm。 电机前端盖与电机外壳采用12个开槽沉头螺钉连接。

在强度允许的情况下，螺钉靠近面板与端盖边缘的过渡处。 在不影响端盖强度的情况下，将面板与螺钉安装边缘之间的过渡处剪掉适量，留出安装半沉头螺钉的空间。 。

并且前端盖的外径减小。 电机前端盖外径为156mm，达到了减轻端盖重量的目的，对于电机的小型化、轻量化设计具有重要意义。

电机后端盖外径为171mm，采用8颗开槽沉头螺钉和8颗M3螺钉与电机外壳连接。

为了满足电机小型化、轻量化的要求，后端盖切除了一部分区域，并采用6根加强筋进行结构强化，以满足后端盖支撑的强度要求。

同时有利于电机内部散热，减少因电机温度问题引起的系统故障问题。

3、系统发电

启动发电系统的发电实验需要拖拉机电机实验平台。

采用功率12KW的电机驱动启动发电机，处于发电状态运行。 据调试，目前发电转速可达5000r/min，实现了发电输出电压稳定在28V左右的发电功能。

从图中可以看出，电机的空载正弦性良好。 通过拖动电机发电，发电电压可稳定在28V左右。 实验验证了电机本体设计和控制器硬件电路设计的合理可行性。

静扭矩系数测试实验得到的结果表明，在高速运行时，可以有效降低高速运行时的反电动势，从而有效控制系统输出电压不超过28V。

通过系统发电实验进一步验证了电机和控制器的设计。 系统可实现5000r/min的运行速度、100A的负载，系统可承受电流幅值高达460A。

结论

由于全电动飞机的发展，航空低压启动和发电系统有无刷发展的需求。 为推进航空低压启动及发电系统的无刷化进程，应注意以下几点。

一是针对高速小型电机大扭矩、低反电动势的设计问题，完成小型电机的设计以及新型电机的进一步优化设计。

其次，在相同定子结构下，利用新型电机极槽匹配方式、绕线方式、永磁体结构、气隙尺寸等电机参数进行电磁仿真优化，得到电机轻量化设计的优化设计和电机的轻量化设计。强磁和弱磁性能。 两台电机的优化设计。

三是完成航空起动发电系统的控制器硬件和结构设计，解决低压大功率系统中电流大、发热严重的问题，实现系统的高频控制。

根据系统控制性能指标，完成关键部件的选型； 针对系统电流大、发热严重的问题，构建驱动电源模块的设计框架，并完成控制器硬件电路设计； 设计控制器的三相电流和母线电流传输及散热结构，解决系统中电流大、发热严重的问题。

第四，在电机和控制器结构设计的基础上，对实际电机和控制器进行了加工，搭建了启动发电系统实验平台，并对电机本体和控制器的设计进行了验证。

搭建航空启动发电系统实验平台，进行基础系统实验，对设计的电机和控制器硬件电路进行验证和调试； 通过电机静扭矩系数测试实验对电机本体设计进行实验验证。

参考

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