多电飞机

摘要： 由于飞机上大量电力电子设备的应用,导致飞机供电网络趋于复杂化,迫切需要对供电网络电能质量进行有效评估。为实现对飞机交流电能质量进行合理评估的目标,提出了一种基于粗糙集理论的交流电能质量综合评价方法,实现了对典型客机上115 V/400 Hz交流电能质量的评估。由研究结果可知,所提方法获得的对于各评价指标的权重排序与其他方法获得的指标权重排序较为吻合,在此基础上进行的电能质量评估,能够正确地反映飞机交流电力系统的运行状态。这表明,基于粗糙集理论的评估方法仅凭客观实测数据就可以获得较为合理的飞机交流电能评价指标的权重,从而实现对飞机交流电能质量的有效评估,克服了其他方法中主观评价步骤带来的结果不确定性。

摘要： 能源危机促进了多电飞机的发展,而环境控制系统是飞机中的高能耗系统。因此电动环境控制系统成为目前航空技术发展的重要方向。文章通过介绍波音787环境控制系统的运行原理,研究分析适用电动环境控制系统的适航要求,给出电动环境控制系统符合性验证方法思路的建议,为国内电动环境控制系统的研究和发展提供参考。

摘要： 供电可靠性作为评价多电飞机电力系统性能的关键指标,关乎飞行安全,其重要性不容忽视。针对多电飞机用燃料电池-蓄电池-超级电容混合供电系统动态功率分配技术存在的成本高、可靠性低、灵活性差等弊端,该文基于改进混合下垂控制方法,提出一种高可靠的分散式动态功率分配策略,实现脉动负荷功率在供电单元间优化分配、储能单元荷电状态调节和再生能量回收。在某一供电单元因故障而退出系统后,该策略仍能实现负荷功率在其余供电单元间的动态分配,确保关键负荷的供电。最后通过实验验证了所提方法的有效性和可行性。

摘要： 随着飞机设计朝着多电化发展,多电飞机中电动环境控制系统的研制受到了广泛关注。本文介绍了B787飞机电动环控系统运行原理,综述了目前电动环控系统的架构设计与权衡、关键部件设计的研究现状,指出采用电动环控系统设计会导致飞机设计更趋复杂,因此需要集成化的工具支持电动环控系统的架构设计,并发展可替代CFD计算的代理模型技术来缩短关键部件的设计周期,为我国电动环境控制系统的研究和发展提供参考。

摘要： 多电飞机将机载二次能源逐步统一为电能,有效提高了飞机的燃油经济性、可靠性和维护性,已成为航空科技发展的重要方向。作为机载二次能源系统的核心,电力系统在多电飞机发展过程中起到了关键支撑作用。电力系统及其关键技术的创新发展是实现飞机综合性能提升和全局优化的必要基础。本文从多电飞机的基本概念与特点出发,分析对比了典型多电飞机的电力系统架构,在此基础上系统地总结了支撑多电飞机电力系统发展的关键技术,讨论了未来多电飞机电力系统高压、直流和智能化的发展趋势。

摘要： 随着电力电子技术的进步和航空产业绿色发展的需求,以电能作为主体推进动力的航空飞行器受到了广泛关注,特别是航空推进电源系统的设计对于优化飞机结构、减少碳排放和提高飞机可靠性具有重要意义。同时,多电/全电背景下的飞机电源系统在转换效率、功重比和能量综合管理等方面也面临着新的问题与挑战。围绕电推进飞机的关键技术,对航空推进电源系统的能源体系架构、电力电子变换器拓扑结构、协同控制方法和能量管理等方面进行了研究现状的梳理。在此基础上,归纳和展望了飞机电推进系统,包括宽禁带半导体器件、大功率脉冲性负载以及分布式电推进等方面的未来研究趋势。

摘要： 为实现飞机电气化,电源电压等级不断升高,多电飞机电气系统中线缆绝缘发生局部放电(PD)的风险随之增加。该文通过设置线缆对接地金属板放电、线缆对线缆架放电和线缆与线缆间放电三种典型模型,全面探究了航空线缆在低气压以及典型工作频率下的局部放电特性。试验结果表明,三种放电模型的局部放电起始电压(PDIV)都随着气压的下降而降低,50kPa以上时线缆与线缆间放电模型的PDIV高出其他模型的2倍以上。电压频率的增大将显著增加模型的放电重复率,10kPa下的线缆对线缆架放电影响效果最为明显。相同工况下,不同放电模型局部放电相位分析(PRPD)谱图的相位宽度及“极性效应”强弱存在差异,这些特征有助于放电模型类型的识别,也将为航空线缆设计与故障诊断提供借鉴和参考。

摘要： 自第二次工业革命以来,全球的机器行业发展迅速升温,尤其是近几年来兴起的多电和全电飞机,技术已经达到了一个娴熟的程度。首先就多电飞机而言,它主要的工作部分就是电器负载管理系统,反映飞机技术水平的重要指标就是有关该系统的应用和发展。如果能对现在的飞机电气负载管理系统进行深一层次的研究,一方面对于我国的飞机发展行业有很大的帮助,另一方面还可以提高对电气系统的认知水准,拓宽技术人员的视野,加强对国内外应用技术的培训。对于电气负载系统的发展的探索,是以最初系统为起始点,并且考虑到电气系统的发展是一个不断更新并且存在优胜劣汰法则的一个过程,所以要根据时间的排序和科技的发展水平来逐个描写,并且以这样清晰的思路进行研究,才能更具有准确性和高效性。我国的电气系统应用就是根据发展顺序来进行论述的,例如本文提到的c919电气系统应用情况。

摘要： 大量使用的恒功率负载对飞机电网稳定性有至关重要的影响.分析了恒功率负载的特性,建立了多电飞机高压直流电力系统的等效电路模型,基于小信号分析法研究了恒功率负载变化对系统稳定性的影响.研究结果表明,恒功率负载增大会使系统的稳定性降低,而为其并联容性负载可以延缓稳定性降低的趋势.为保护系统,设计了参考电压控制器,重载时降低负载线缆电流,补偿负载电压.基于Simulink平台建立了系统的时域仿真模型,仿真结果证明了稳定性分析的正确性和控制器设计的有效性.

摘要： 该文研究了中频400～800Hz条件下纵磁真空灭弧室内的磁场特性,利用Ansys Maxwell求解了三维瞬态纵向磁场分布.由计算结果可知:在电流变化的过程中,中心区域纵向磁场的变化明显滞后于其他区域.电流峰值时在触头片开槽交错放置的位置有磁场峰值区域,电流过零时中心区域有明显剩磁.当频率增加时,涡流效应更明显,使纵向磁场的磁感应强度值减弱.对中心点,频率提高导致过零时剩磁增加,磁场滞后相位更明显,影响电弧扩散.增加触头片开槽数可以减弱涡流效应,而增加触头杯座槽旋转角,触头中间平面磁感应强度的最大值近似线性增加.文中通过分析电弧形态和电压等实验结果验证了磁场滞后对真空灭弧室的开断能力的影响.

摘要： 针对多电飞机中大功率永磁同步电机起动/发电系统进行了研究.结合永磁同步电机的数学模型,提出了起动/发电系统在不同阶段的矢量控制方法,实现了起动过程中的转矩控制以及发电过程中的PWM整流,同时提出了起动/发电系统中电机无速度传感器运行以及弱磁运行的控制方法.为验证理论分析以及控制策略的正确性,在MATLAB/Simulink环境下对永磁同步电机起动/发电系统进行了仿真,仿真结果证实了系统控制策略的可行性.

摘要： 本文以多电飞机B787为研究背景,对其机电传动系统进行研究.从多电飞机、功率电传作动技术、作动电机技术等方面分别进行介绍,进而对电传作动器在多电飞机中的适用前景进行探讨.首先介绍了多电飞机的发展现状以及多电飞机的电源系统、发动机技术和环境系统控制技术等关键技术;然后介绍了功率电传技术的主要表现形式,即电静液作动器(EHA)和机电作动器(EMA),分析了功率电传技术的特点,最后详细介绍了作动电机的分类和电机控制技术.

摘要： 本文根据国外多电飞机的发展,研究了多电飞机电源系统的发展需求,结合国外多电飞机电源系统二次电源的应用现状,提出了国内在多电飞机电源系统二次电源方面的发展思路.

摘要： 本文介绍了美国空军(USAF)在多电飞机(MEA)技术和能量优化飞机(EOA)技术上实施的研究计划,探讨了能量优化飞机和多电飞机两者之间的继承关系,并提出了关于发展航空机电系统技术的一点看法.技术的发展有其客观规律，尤其是航空机电系统技术，其发展是渐进式的，没有长期的投入和发展以及充分的验证，想在短期内获得突破性进展是不现实的。美国空军从上世纪八十年代末开始对多电技术进行投资，实施了MEA计划、MADMEL计划等，其研究成果义在J/IST计划中进行验证。根据美国空军历年的预算情况统计，美国空军从2004年至2013年十年间在电源和热管理技术领域的应用研究(62)和先进技术开发(63)两个研究类别中的总投资达473亿美元，主要面向当前和未来飞机、小型无人机和定向能武器相关的电力供应和热管理需求开展技术研究、开发和验证。目前，美国空军致力于能量优化飞机技术的研究，这些技术以2030年之后服役的美国第六代战斗机为应用对象。可见，美国空军在航空机电技术上的研究通常是超前二十年的。我国在发展航空机电技术的时候，这些做法都值得借鉴。

摘要： 随着飞机电力使用需求不断提高,多电飞机的概念越来越受到人们的重视.本文针对不同的多电环境控制系统构型,进行了燃油代偿损失计算,与传统的从发动机引气的环控系统构型相比,多电环境控制系统表现出了更大优势,电能/热能综合能量管理构型的空气管理系统将是环控系统未来的发展趋势.随着新能源技术的不断发展。为多电飞机和全电飞机的能源提供了更多选择。对于航程长、载重量大的大型飞机，对环境控制系统的能力要求远高于小型飞机。采用多电环控系统的优势更为明显。我国对于多电发动机等多电飞机关键技术的研制技术成熟度较低。相比欧美国家差距还较大，多电飞机的实现还将有一段距离。但是当今社会对能源利用尤为关注，多电飞机的出现势在必行，基于电力驱动的机载设备研发制造将占有举足轻重的地位。

摘要： 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。预防飞机电气火灾的发生就成为一个刻不容缓的课题.本文通过国内外多电飞机发展现状的阐述,以及飞机电气防火日趋重要的作用,针对电气火灾发生机理,讨论了电气主动防火设计思路,即进行预防设计.本文以预防性防火设计为主，结合火警信号系统对火情进行及时探测、灭火，有效减少因电气非正常工作引发的火灾，真正做到防微杜渐、防患于未然，对目前电气系统日趋复杂，电气重要度日益提高的多电飞机的发展，乃至将来全电飞机的研究均有积极作用。

摘要： 本文结合国内外的多电/全电飞机发展现状,首先介绍了多电/全电飞机的概念定义及发展历程,并就全电飞机发展过程中所面临的主要关键技术一一进行了分析,针对发展多电/全电飞机相对于传统飞机的优点进行了阐述,从生产安装和使用维护角度看，多电飞机也有很大的吸引力，可以大大减轻系统重量，减少系统部件，使安装更为方便。取消了更换油滤、添加液压油等定期维护工作，且电气参数本身易于检测，电力作动系统中的微处理机内具有很强的机内自检能力。多电飞机使得飞机的飞行适应任务范围很宽，这是由于软件驱动的数字飞行控制系统，飞机可以通过快速的更改软件来实现最新控制律和适应其他的飞行任务。MEA技术不断减少高温管路和易燃液体的使用，同时新型结构和材料可以减少屏蔽热量和液体防护所需材料的使用量。系统温度的降低使得材料的选择范围更广，可以使用更轻的材料，比如复合材料。MEA取消了发动机放气，采用封闭循环全电环境控制系统，取消了与发动机本身无直接关系的放气管道，改善了发动机性能和效率，节省了燃料。与液压系统相比，电力作动系统易损性小；没有高压液压管道、不存在液压油可燃问题，并具有重新布局的能力，系统的重构、保护较之液压和气动系统更易实现，AEA在战斗受损后生存能力更强，更具有安全性。与目前多通道液压作动相比，AEA采用多余度系统为子系统和设备提供可靠的动力，电力作动方式可靠且具有容错能力。

摘要： 航空工业正在向多电飞机的方向发展,因此需要有高可靠性的电机驱动系统.单边矩阵变换器(SSMC)是一种新型的矩阵变换器,适用于驱动无刷直流电机.利用单边矩阵变换器独特的结构建立了一种新型容错控制算法,可以进一步加强无刷直流电机驱动系统的可靠性.为了验证容错算法的性能,建立了整个电机驱动系统的Matlab仿真模型,并对系统的容错运行能力进行了仿真实验分析.仿真实验分析结果表明采用新型容错控制算法的单边矩阵变换器具有更高的可靠性与带故障运行能力,可以满足多电飞机对安全可靠性的要求.

摘要： 机电伺服作动系统作为多电飞机飞行控制系统的关键分系统,具有维修方便、体积小的优点.通过分析系统组成与工作原理的基础上,针对完成系统机电能量转换的关键部件——双余度稀土永磁无刷电机,提出了一种新型电枢绕组结构的双余度稀土永磁无刷电机本体和相应的功率变换器拓扑结构,以组成双余度稀土永磁无刷电机伺服系统,给出了机电作动器的数学模型和舵面数学模型.详细分析双余度稀土永磁无刷电机产生转矩纷争的原因和所带来的后果,提出了以机电伺服作动系统位置交叉反馈和双余度稀土永磁无刷电机转子位置交叉反馈以及采取分段线性插值消除转矩纷争,该控制方式和策略在实际控制应用中效果较好,易于实现.根据系统模型进行仿真与试验,结果表明所建立的数学模型和提出的控制方式和策略,能够很好的反映双余度稀土永磁无刷电机伺服系统实际工作状况,验证了所建数学模型及控制方式和策略的准确性和有效性，保证了余度间工作的平衡性.

摘要： 功率电传作动系统是“多电飞机”的重要组成部分，而液压能源集成技术是其核心技术，在飞机技术变革中扮演着至关重要的角色。本文首先分析了发展功率电传作动系统的必要性，并以电液作动器(EHA)为例对国内外研究现状进行了介绍;其次，给出了液压能源集成技术的历史沿革及研究现状，并对永磁电机在该领域的应用优势进行了阐述：最后，对系统建模、控制率等液压能源集成系统的关键技术进行了阐述，在此基础之上对液压能源集成技术的发展趋势进行了展望。

摘要： 本发明涉及一种飞机全电刹车系统及飞机电刹车余度控制方法，针对刹车系统容易损坏的元件，进行了冗余设计，驱动控制可同时驱动四个通道的机电作动器(Electro‑Mechanical Actuator,EMA)作动。其中核心控制单元(DSP+CPLD)采用双余度、电气回路采用四余度设计；将A通道和B通道的功率驱动电路、电机、力传感器及霍尔位置传感器分为一组，采用1#DSP和1#CPLD作为主控制单元；而C通道和D通道的功率驱动电路、电机、力传感器分为另一组，采用2#DSP和2#CPLD作为副控制单元。主副控制单元同时驱动四个通道的机电作动器(Electro‑Mechanical Actuator,EMA)作动。实现控制单元双余度，驱动单元四余度。1#DSP与2#DSP之间通过SPI通讯。

摘要： 本发明涉及一种用于将飞机的机舱设备电连接到控制系统和所述飞机的至少一个电力供应源的系统。根据本发明，所述连接系统包括：‑主机接口模块(360)，该主机接口模块(360)一方面连接到所述控制系统(50)并且另一方面连接到所述电力供应源中的至少一者，所述主机接口模块(360)确保从所述控制系统始发的数据信号的转换，以及所述一个或多个电力供应源到符合给定协议的供电/数据信号的转移；‑集成在所述机舱设备中的接口模块(260)，该接口模块(260)确保符合所述给定协议的供电/数据信号到用于控制机舱设备(200)的一个或多个电服务元件的数据信号的转换，以及所述一个或多个电力供应源到所述电服务元件或所述电服务元件中的至少一者的转移。

摘要： 本发明涉及一种飞机全电刹车系统及飞机电刹车余度控制方法，针对刹车系统容易损坏的元件，进行了冗余设计，驱动控制可同时驱动四个通道的机电作动器(Electro-Mechanical Actuator,EMA)作动。其中核心控制单元(DSP+CPLD)采用双余度、电气回路采用四余度设计；将A通道和B通道的功率驱动电路、电机、力传感器及霍尔位置传感器分为一组，采用1#DSP和1#CPLD作为主控制单元；而C通道和D通道的功率驱动电路、电机、力传感器分为另一组，采用2#DSP和2#CPLD作为副控制单元。主副控制单元同时驱动四个通道的机电作动器(Electro-Mechanical Actuator,EMA)作动。实现控制单元双余度，驱动单元四余度。1#DSP与2#DSP之间通过SPI通讯。

摘要： 本发明涉及能够使飞机的一系列电子部件合理化的机构的执行。所述飞机的传送电能的一系列部件包括辅助动力单元APU（10）、主引擎和经动力网络（R1，R2；LP1，LP2）的端部耗电器系统（ECS），和由一单元（U1）控制的电连接器（EP1，EP2）。所述APU（10）将动力供应至轴（5a，5），通过一连接器（P1-P7；14a，15a；14b，15b；AF1-AF4）供应至至少一个能量转换器单元（MC1，MC2），经一齿轮箱（8），各转换器单元仅具有一可转换机电部件（13a，13b）。动力通过一直接连接器向所述齿轮箱（8）和所述端部消耗器系统（ECS）传输。一转换器单元（MC1，11a，13a；MC2，11b，13b）与所述APU（10）之间的连接通过将APU（10）的轴（5a，5）与所述起动机/发电机（13a，13b）的轴（14a，14b）通过直接动力传输（RL1-RL2-RL3）连接而提供，其中该直接动力传输（RL1-RL2-RL3）仅沿一个方向（F1，F2，F3）从所述APU（10）的轴至所述SG（13a，13b）的轴（14a，14b）而操作。

摘要： 本实用新型涉及一种电动飞机换电舱门，包括换电舱门本体、铰链、按压快卸锁、角片、密封条和舱门连接件，所述铰链用于将所述换电舱门本体转动连接于电动飞机机体，所述密封条粘接于所述换电舱门本体内侧的边缘位置，所述按压快卸锁固定于换电舱门本体内部，所述按压快卸锁用于在所述换电舱门关闭后卡在电动飞机内部结构进行锁闭，所述角片和所述换电舱门本体外侧固定连接，所述舱门连接件用于固定在电动飞机机体上。通过换电舱门本体采用复合材料夹芯结构，减少了电动飞机的阻力，解决了现有技术中在电动飞机飞行过程中换电舱门意外打开，影响乘客生命安全的问题。

摘要： 本实用新型公开了一种用于电推进系统飞机的飞机终端。该飞机终端包括：北斗定位模块、北斗通信模块、CAN通信模块、GPS定位模块、GPRS通信模块、存储模块以及主控芯片。其中，北斗定位模块用于采集北斗定位信息，GPS定位模块用于采集GPS定位信息，北斗定位模块以及GPS定位模块均与主控芯片电连接；主控芯片分别通过北斗通信模块、GPRS通信模块与监控平台通信连接；主控芯片通过CAN通信模块与飞机控制系统通信连接；主控芯片还与存储模块电连接。本实用新型提供的飞机终端能够在一定程度上保障监控平台对飞机的实时监控。

摘要： 本发明涉及一种多电飞机用电机驱动系统上下电时序管理电路，包含控制电路供电电源S1，隔离电路供电电源S2，功率电路供电电源S3，控制电路电源电压采集模块，上电延时模块，下电检测模块、上下电时序逻辑综合控制模块，功率电源输出使能模块。其中电源S1与电源S2不共地，电源S2与电源S3共地。本电路，能够确保在上电期间，控制电路先上电，功率电路后上电；在下电期间，功率电路先下电，控制电路后下电。有效地避免了在上电和下电过程中因控制电路输出状态不确定而导致功率电路损坏的问题。该电路结构简单，实现方便，上下时序的时间易于调整和控制，具有功耗低、稳定性高、可靠性强的优点。

摘要： 本发明公开一种全电飞机/多电飞机面向对象的动态配电管理方法，根据飞机发电容量的大小、供电系统的完好程度以及飞机不同飞行阶段自动地断开和接通用电设备，使系统具有重构的能力，从而保证飞行安全和尽可能多得高优先级任务关键设备的可靠供电，尤其保证大功率机载设备的供电安全；由于本动态配电管理方法主要通过指针来搜索可行的供电线路，不需要复杂的数学计算，所以具有非常快的配电速度，同时，由于微机代替飞行员进行配电系统的管理工作，提高了整个飞机系统的自动化水平，降低了飞行员的工作强度，增大了工作效率。

摘要： 本发明属于电网频率估计技术领域，公开了一种多电飞机电网频率估计方法及装置、航空电气系统、飞机，所述多电飞机电网频率估计方法包括：采集多电飞机电网单相电压；采用极点配置技术设计控制系数矩阵；构建观测器；计算多电飞机电网的频率；所述多电飞机电网频率估计方法装置包括：电压传感器、信号放大器、滤波器、频率估计器。本发明的方法易于实现，提高了多电飞机频率测量的精确性。

摘要： 本发明涉及一种多电飞机用电机驱动系统上下电时序管理电路，包含控制电路供电电源S1，隔离电路供电电源S2，功率电路供电电源S3，控制电路电源电压采集模块，上电延时模块，下电检测模块、上下电时序逻辑综合控制模块，功率电源输出使能模块。其中电源S1与电源S2不共地，电源S2与电源S3共地。本电路，能够确保在上电期间，控制电路先上电，功率电路后上电；在下电期间，功率电路先下电，控制电路后下电。有效地避免了在上电和下电过程中因控制电路输出状态不确定而导致功率电路损坏的问题。该电路结构简单，实现方便，上下时序的时间易于调整和控制，具有功耗低、稳定性高、可靠性强的优点。