飞机上由液压、燃气涡轮等对飞机发动机进行起动，但是在发动机起动后就不再工作，浪费了飞机上许多空间。

而且飞机用电的增多，使可利用的空间越来越小，采用起动发电技术，将飞机上电源发电系统中的发电机用作电动机，从而拖动航空起动发电机高速运行发电。

一、起动发电机

起动发电系统主要利用电机的可逆原理，在电机通电时，可为电动机使用，进行电能至机械能的转换，电机被拖转动时，电机可为发电机使用，进行机械能至电能的转换。

利用此原理，将飞机电源系统的发电机一机两用。

通过控制系统控制，在发动机起动时，飞机上蓄电池向电机提供28V直流电压，电机作为电动机提供发动机的额定起动转矩，拖动发动机进行起动。

发动机点火后正常运转，代表电机的起动状态完成。

发动机拖动电机转动，使电机运行在发电状态，对飞机上的电源进行充电，进而给用电设备供电，实现起动发电一体化。

航空起动发电机设计采用的是具有内转子、径向磁场、有槽有铁心结构的基本结构形式，而针对径向转子结构的永磁同步电机，应用于航空领域中，转子结构常见形式有表面贴式与内置式。

内置式电机的转子结构中永磁体直接嵌入在电机转子内部，永磁体不易脱落，有利于电机应用于航空系统的安全性，电机高速旋转下不易甩出。

并且通过转子结构设计相比于表贴式转子结构电机转矩可以得到很大提高，有利于提高航空起动发电机的功率密度以及过载能力。

在永磁体磁化长度和气隙长度相同的情况下，内置式电机的永磁体磁链通过设计可以提高电机的弱磁能力。

通过两种结构对比，针对应用于航空领域的起动发电系统，需要有较高的可靠性、安全性以及较高的功率密度，决定采用内置式径向转子结构下的永磁同步电机作为航空起动发电机的转子结构方案。

对所设计的定转子结构进行二维建模，通过电磁仿真得到电机转矩、合成磁拉力、磁密、反电动势及铁耗等电磁仿真结果。

根据对电磁仿真结果中定子各部分磁密上升饱和情况、力矩大小波动情况、反电动势大小及正弦性和电机效率等电机性能参数分析。

调整优化所设计的电机结构，实现对小型轻量化下电机的本体设计。下图为1500r/min转速下不同安匝下电机重要参数1500r/min时不同安匝下电机重要参数仿真结果。

在正常起动运转下，效率在94.22%以上，起动效率较高。

起动时要求起动转矩平稳，转矩波动率较小，起动状态下转矩波动率不超过5.3%，起动转矩平稳，设计满足起动性能要求。

随着电流增大，各处磁密呈稳步增长，且在靴部出现磁密最大点，设计合理。

二、设计优化

转子结构中隔磁结构以及永磁体的大小对于电机的漏磁场以及电机的强磁弱磁性能具有很大影响，通过对电机隔磁结构的调整减小电机漏磁现象，使得电机能满足小型化下系统对转矩要求。

对转子结构电机的气隙尺寸进行电磁仿真优化设计以达到对转矩的优化，将气隙降至1.3mm，对整个电机结构进行优化以提高气隙磁密，增强主磁通，提高转矩。

下图所示为优化后气隙1.3mm、转子切向开口方向尺寸为1.2mm电机与气隙为1.5mm、开口方向尺寸为1mm电机电磁仿真的转矩特性图进行对比。

虽然增加了转子切向开口方向的尺寸，使得转子磁密减小，但是通过气隙的减小，转矩仍有很大的提升，减小气隙尺寸从而实现达到转矩优化的目的。

对于目前电机匝数同第二章设计相同为1，定子电流消耗量与定子磁动势相等。

优化后的模型可以实现电机在消耗电流为700A时输出转矩28.01N•m，符合系统消耗电流不超过800A时输出转矩27.12N•m的性能指标。

并且电机的转矩波动率最大为2.85%，在3%以下，转矩波动相比于第二章中设计的电机的转矩波动率有所下降，即起动平稳性得到提升。

在电流消耗为400A时电机有效功率达11.42KW，效率为97.95%，发电性能较好，并且定子磁动势在0-1000NI变化时，效率均在95%以上，效率较高。

电机在运转时需要对电机轴进行一个支撑，故需要对电机前后端盖进行设计。

并利用电机前后端盖将电机与电机外壳相连，对电机进行支撑、散热、保护作用。

设计过程中，在满足结构强度的情况下考虑对前后端盖的小型化、轻量化设计。

前端盖采用内外倒角的方式进行过渡，端盖面板的外径尺寸也逐渐降低，而不是在端盖厚度下均采用外径尺寸，减轻了端盖的重量，符合系统小型化、轻量化设计原则。

在端盖边缘处有4个直径为3.5mm定位销孔不对称分布用以定位。

并对端盖面板进行部分切除，利用6根加强筋对结构强度进行加强设计，有效减轻端盖重量，并能增大电机散热通风面积。

电机外壳与电机前端盖连接部分外径为164mm，电机前端盖与电机外壳利用12个开槽半沉头螺钉进行连接。

在强度允许状态下螺钉紧靠近端盖面板与边缘的过渡处，在不影响端盖强度的情况下，适量切除面板与螺钉安装边缘过渡处的部分，留出空间用于安装半沉头螺钉。

并且减小了前端盖的外径尺寸，电机前端盖外径为156mm，达到减轻端盖板重量的目的，对于电机小型化、轻量化设计具有重要意义。

电机后端盖外径为171mm，采用8个开槽半沉头螺钉、8个M3螺钉与电机外壳相连。

针对电机小型化、轻量化要求在后端盖板中切除一部分面积，同时采用6根加强筋对结构进行加强，以满足后端盖支承的强度要求。

同时有利于电机内部散热，减小了电机由于温度问题而导致的系统故障问题。

三、系统发电

起动发电系统的发电实验需要对拖电机搭建实验平台。

通过使用一台功率为12KW的电机拖动起动发电机运行，使其运行在发电状态下，根据调试目前发电转速最高为5000r/min，实现发电输出电压稳定在28V左右的发电功能。

由图可以看出电机空载正弦性较好，通过对拖电机拖动其发电，发电电压能稳定在28V左右，实验验证电机本体设计及控制器硬件电路设计的合理可行性。

通过静态力矩系数测试实验所得结果，高速运转状态下，能有效降低高速运转状态下反电动势，从而有效控制系统输出电压不超过28V。

通过系统的发电实验对电机及控制器设计进行进一步验证，系统能实现运行转速为5000r/min下，带载100A，系统能承受电流幅值高达460A。

结语

由于全电飞机的发展，对航空低压起动发电系统提出了无刷化的发展需求，为推动航空低压起动发电系统无刷化进程，应注重以下几点。

第一，针对高速小型化电机的大转矩、低反电动势设计问题，完成小型电机设计及新型电机下进一步的优化设计。

第二，在同样的定子结构下，利用新型电机极槽配合方式、绕组方式、永磁体结构以及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及强磁弱磁性能的优化设计的两种电机优化设计。

第三，完成航空起动发电系统的控制器硬件及结构设计，解决低压大功率系统的大电流、发热严重问题，实现系统的高频控制。

根据系统控制性能指标，完成对关键元器件的选择；针对系统大电流、发热严重的问题，构建驱动功率模块的设计框架，并完成控制器硬件电路设计；设计控制器三相电流及母线电流传递及散热结构，解决系统大电流及发热严重问题。

第四，根据电机及控制器结构设计，加工出电机与控制器实物，搭建起动发电系统实验平台，验证了电机本体与控制器的设计。

搭建航空起动发电系统的实验平台，进行系统基础性实验，验证调试所设计电机及控制器硬件电路；通过电机静态力矩系数测试实验，对电机本体设计进行实验验证。

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