RU2670848C1 - Способ контроля электромеханической приводной системы - Google Patents

Способ контроля электромеханической приводной системы Download PDF

Info

Publication number
RU2670848C1
RU2670848C1 RU2018123374A RU2018123374A RU2670848C1 RU 2670848 C1 RU2670848 C1 RU 2670848C1 RU 2018123374 A RU2018123374 A RU 2018123374A RU 2018123374 A RU2018123374 A RU 2018123374A RU 2670848 C1 RU2670848 C1 RU 2670848C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
motor
inverter
engine
drive system
electromechanical drive
Prior art date
Application number
RU2018123374A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2670848C9 (ru
Inventor
Бадр МАНСУРИ
Александр ГИЙАМЬЕ
Жером ПИАТОН
Original Assignee
Сафран Электроникс Энд Дифенс
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Сафран Электроникс Энд Дифенс filed Critical Сафран Электроникс Энд Дифенс
Application granted granted Critical
Publication of RU2670848C1 publication Critical patent/RU2670848C1/ru
Publication of RU2670848C9 publication Critical patent/RU2670848C9/ru

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01L—MEASURING FORCE, STRESS, TORQUE, WORK, MECHANICAL POWER, MECHANICAL EFFICIENCY, OR FLUID PRESSURE
    • G01L5/00—Apparatus for, or methods of, measuring force, work, mechanical power, or torque, specially adapted for specific purposes
    • G01L5/0028—Force sensors associated with force applying means
    • G01L5/0042—Force sensors associated with force applying means applying a torque
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B62—LAND VEHICLES FOR TRAVELLING OTHERWISE THAN ON RAILS
    • B62D—MOTOR VEHICLES; TRAILERS
    • B62D5/00—Power-assisted or power-driven steering
    • B62D5/04—Power-assisted or power-driven steering electrical, e.g. using an electric servo-motor connected to, or forming part of, the steering gear
    • B62D5/0457—Power-assisted or power-driven steering electrical, e.g. using an electric servo-motor connected to, or forming part of, the steering gear characterised by control features of the drive means as such
    • B62D5/046—Controlling the motor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/38—Transmitting means with power amplification
    • B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • E—FIXED CONSTRUCTIONS
    • E05—LOCKS; KEYS; WINDOW OR DOOR FITTINGS; SAFES
    • E05F—DEVICES FOR MOVING WINGS INTO OPEN OR CLOSED POSITION; CHECKS FOR WINGS; WING FITTINGS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR, CONCERNED WITH THE FUNCTIONING OF THE WING
    • E05F15/00—Power-operated mechanisms for wings
    • E05F15/60—Power-operated mechanisms for wings using electrical actuators
    • E05F15/603—Power-operated mechanisms for wings using electrical actuators using rotary electromotors
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01R—MEASURING ELECTRIC VARIABLES; MEASURING MAGNETIC VARIABLES
    • G01R31/00—Arrangements for testing electric properties; Arrangements for locating electric faults; Arrangements for electrical testing characterised by what is being tested not provided for elsewhere
    • G01R31/34—Testing dynamo-electric machines
    • G01R31/343—Testing dynamo-electric machines in operation
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
    • G05B23/00—Testing or monitoring of control systems or parts thereof
    • G05B23/02—Electric testing or monitoring
    • G05B23/0205—Electric testing or monitoring by means of a monitoring system capable of detecting and responding to faults
    • G05B23/0218—Electric testing or monitoring by means of a monitoring system capable of detecting and responding to faults characterised by the fault detection method dealing with either existing or incipient faults
    • G05B23/0243—Electric testing or monitoring by means of a monitoring system capable of detecting and responding to faults characterised by the fault detection method dealing with either existing or incipient faults model based detection method, e.g. first-principles knowledge model
    • G05B23/0254—Electric testing or monitoring by means of a monitoring system capable of detecting and responding to faults characterised by the fault detection method dealing with either existing or incipient faults model based detection method, e.g. first-principles knowledge model based on a quantitative model, e.g. mathematical relationships between inputs and outputs; functions: observer, Kalman filter, residual calculation, Neural Networks
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02K—DYNAMO-ELECTRIC MACHINES
    • H02K11/00—Structural association of dynamo-electric machines with electric components or with devices for shielding, monitoring or protection
    • H02K11/20—Structural association of dynamo-electric machines with electric components or with devices for shielding, monitoring or protection for measuring, monitoring, testing, protecting or switching
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02P—CONTROL OR REGULATION OF ELECTRIC MOTORS, ELECTRIC GENERATORS OR DYNAMO-ELECTRIC CONVERTERS; CONTROLLING TRANSFORMERS, REACTORS OR CHOKE COILS
    • H02P21/00—Arrangements or methods for the control of electric machines by vector control, e.g. by control of field orientation
    • H02P21/14—Estimation or adaptation of machine parameters, e.g. flux, current or voltage
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02P—CONTROL OR REGULATION OF ELECTRIC MOTORS, ELECTRIC GENERATORS OR DYNAMO-ELECTRIC CONVERTERS; CONTROLLING TRANSFORMERS, REACTORS OR CHOKE COILS
    • H02P21/00—Arrangements or methods for the control of electric machines by vector control, e.g. by control of field orientation
    • H02P21/14—Estimation or adaptation of machine parameters, e.g. flux, current or voltage
    • H02P21/20—Estimation of torque
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60L—PROPULSION OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; SUPPLYING ELECTRIC POWER FOR AUXILIARY EQUIPMENT OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRODYNAMIC BRAKE SYSTEMS FOR VEHICLES IN GENERAL; MAGNETIC SUSPENSION OR LEVITATION FOR VEHICLES; MONITORING OPERATING VARIABLES OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRIC SAFETY DEVICES FOR ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES
    • B60L2240/00—Control parameters of input or output; Target parameters
    • B60L2240/40—Drive Train control parameters
    • B60L2240/42—Drive Train control parameters related to electric machines
    • B60L2240/423—Torque
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • B64D2045/0085—Devices for aircraft health monitoring, e.g. monitoring flutter or vibration
    • E—FIXED CONSTRUCTIONS
    • E05—LOCKS; KEYS; WINDOW OR DOOR FITTINGS; SAFES
    • E05F—DEVICES FOR MOVING WINGS INTO OPEN OR CLOSED POSITION; CHECKS FOR WINGS; WING FITTINGS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR, CONCERNED WITH THE FUNCTIONING OF THE WING
    • E05F15/00—Power-operated mechanisms for wings
    • E05F15/40—Safety devices, e.g. detection of obstructions or end positions
    • E05F15/41—Detection by monitoring transmitted force or torque; Safety couplings with activation dependent upon torque or force, e.g. slip couplings
    • E—FIXED CONSTRUCTIONS
    • E05—LOCKS; KEYS; WINDOW OR DOOR FITTINGS; SAFES
    • E05Y—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES E05D AND E05F, RELATING TO CONSTRUCTION ELEMENTS, ELECTRIC CONTROL, POWER SUPPLY, POWER SIGNAL OR TRANSMISSION, USER INTERFACES, MOUNTING OR COUPLING, DETAILS, ACCESSORIES, AUXILIARY OPERATIONS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR, APPLICATION THEREOF
    • E05Y2400/00—Electronic control; Electrical power; Power supply; Power or signal transmission; User interfaces
    • E05Y2400/10—Electronic control
    • E05Y2400/50—Fault detection
    • E05Y2400/502—Fault detection of components
    • E—FIXED CONSTRUCTIONS
    • E05—LOCKS; KEYS; WINDOW OR DOOR FITTINGS; SAFES
    • E05Y—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES E05D AND E05F, RELATING TO CONSTRUCTION ELEMENTS, ELECTRIC CONTROL, POWER SUPPLY, POWER SIGNAL OR TRANSMISSION, USER INTERFACES, MOUNTING OR COUPLING, DETAILS, ACCESSORIES, AUXILIARY OPERATIONS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR, APPLICATION THEREOF
    • E05Y2400/00—Electronic control; Electrical power; Power supply; Power or signal transmission; User interfaces
    • E05Y2400/10—Electronic control
    • E05Y2400/50—Fault detection
    • E05Y2400/512—Fault detection of electric power
    • E—FIXED CONSTRUCTIONS
    • E05—LOCKS; KEYS; WINDOW OR DOOR FITTINGS; SAFES
    • E05Y—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES E05D AND E05F, RELATING TO CONSTRUCTION ELEMENTS, ELECTRIC CONTROL, POWER SUPPLY, POWER SIGNAL OR TRANSMISSION, USER INTERFACES, MOUNTING OR COUPLING, DETAILS, ACCESSORIES, AUXILIARY OPERATIONS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR, APPLICATION THEREOF
    • E05Y2900/00—Application of doors, windows, wings or fittings thereof
    • E05Y2900/10—Application of doors, windows, wings or fittings thereof for buildings or parts thereof
    • E05Y2900/13—Type of wing
    • E05Y2900/148—Windows

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Mathematical Physics (AREA)
  • Artificial Intelligence (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Analytical Chemistry (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Microelectronics & Electronic Packaging (AREA)
  • Control Of Electric Motors In General (AREA)
  • Control Of Ac Motors In General (AREA)
  • Inverter Devices (AREA)

Abstract

Изобретение относится к способу контроля электромеханической приводной системы, содержащей инвертор, двигатель и привод. Для контроля электромеханической системы оценивают определенным образом падение напряжения питания двигателя, связанное с дефектами инвертора, оценивают коэффициент электромагнитного момента двигателя с учетом оценочного падения напряжения и рабочих данных, вычисляют электромагнитный момент двигателя на основании коэффициента электромагнитного момента и рабочих данных определенным образом. Обеспечивается уменьшение массы и габаритов при измерении электромагнитного момента электромеханической приводной системы. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Изобретение относится к способу контроля электромеханической приводной системы.
Уровень техники
В летательном аппарате различные подвижные элементы, такие как элероны, рули или капот реверса тяги, связаны с приводами для обеспечения перемещения между нейтральным положением и активным положением. Для этого каждый привод приводится двигателем в поступательное движение между двумя упорами. Например, в случае закрылка первый упор соответствует нейтральному положению подвижного элемента, а второй упор соответствует активному положению подвижного элемента. При этом, когда двигатель получает питание, он приводит в действие привод, который, в свою очередь, перемещает соответствующий подвижный элемент.
Чтобы обнаруживать возможные неисправности или износ цепи привода подвижного элемента, необходимо контролировать двигатель и привод, что обычно осуществляют при помощи датчиков, связанных с двигателем и/или с приводом.
Однако датчики, обычно расположенные вокруг двигателя и/или привода, не всегда позволяют получать все необходимые измерения для контроля различных электрических и механических параметров приводной цепи. Например, эти датчики не позволяют измерять электромагнитный момент двигателя, который, тем не менее, может служить для определения параметров, необходимых для контроля приводной цепи.
Было предложено осуществлять измерение электромагнитного момента, когда летательный аппарат находится на земле, при помощи внешних измерительных приборов.
Однако это требует, чтобы летательный аппарат находился на земле достаточно долго и регулярно, чтобы измерения можно было осуществлять и обновлять регулярно для учета износа двигателя и привода.
Затем было предложено установить на летательном аппарате дополнительный датчик электромагнитного момента.
Однако это неизбежно приводит к повышению стоимости, а также к увеличению массы и габарита, что, в частности, в области авиации нежелательно.
Задача изобретения
Изобретение призвано предложить способ контроля электромеханической приводной системы, позволяющий преодолеть вышеупомянутые недостатки.
Раскрытие изобретения
В связи с вышеизложенным, объектом изобретения является способ мониторинга электромеханической приводной системы, содержащей по меньшей мере один инвертор, двигатель, питаемый через инвертор, и привод, приводимый в действие двигателем, при этом способ содержит следующие этапы:
- оценивают падение напряжения в питании двигателя, связанное с дефектами инвертора, при помощи фильтра Калмана, учитывающего рабочие данные, в том числе по меньшей мере силу тока, передаваемого инвертором на двигатель, управляющее напряжение инвертора и скорость вращения выходного вала двигателя,
- оценивают по меньшей мере коэффициент электромагнитного момента двигателя с учетом оценочного падения напряжения и рабочих данных, в том числе силы тока, передаваемого инвертором на двигатель, управляющего напряжения инвертора, а также отклонения силы тока, передаваемого инвертором на двигатель, и скорости вращения выходного вала двигателя,
- вычисляют электромагнитный момент двигателя на основании коэффициента электромагнитного момента двигателя и рабочей данной, которой является сила тока, передаваемого инвертором на двигатель.
Заявленный способ позволяет оценивать напрямую посредством вычислений электромагнитный момент, что позволяет избежать установки тяжелого и дорогого специального датчика вместе с электромеханической приводной системой для измерения этой величины. В случае необходимости, на основании этого электромагнитного момента можно определять различные дополнительные механические параметры, например, такие как КПД комплекса двигатель/привод, коэффициент вязкого трения и момент сухого трения, при этом последние два параметра характеризуют механические трения комплекса двигатель/привод. Предпочтительно эта оценка электромагнитного момента учитывает погрешности на возмущениях, связанных с дефектами инвертора, которые выражаются падениями напряжения, связанными с мертвым временем, а также потери на переключение и на проводимость. Таким образом, оценка электромагнитного момента является относительно точной.
Кроме того, вычисление электромагнитного момента осуществляют напрямую в ходе работы, и оно не требует специальных действий и остановки устройства, содержащего электромеханическую приводную систему, для осуществления этих действий.
В рамках настоящей заявки термин «рабочие данные» обозначает данные, определяемые, когда электромеханическая приводная система находится в эксплуатации и задействована естественным образом, в отличие от данных, которые могли бы быть получены за счет намеренного и специального вывода из эксплуатации электромеханической приводной системы, или от данных, которые могли бы быть получены во время специфических действий электромеханической приводной системы, производимых специально для получения этих данных. В случае, когда электромеханическая приводная система установлена на борту летательного аппарата, в качестве рабочих данных в рамках заявленного способа используют данные, измеряемые в ходе полета (например, во время взлета, посадки, виража…, которые не производят намеренно для воздействия на электромеханическую приводную систему с целью получения указанных данных), а не во время операции технического обслуживания летательного аппарата на земле.
Согласно частному варианту осуществления, способ содержит дополнительный этап, на котором оценивают по меньшей мере один механический параметр электромеханической приводной системы на основании электромагнитного момента, рабочих данных, в том числе по меньшей мере скорости вращения выходного вала двигателя и аэродинамической силы, действующей на привод.
Согласно частному варианту осуществления, механическим параметром является коэффициент вязкого трения, и/или момент динамического сухого трения, и/или КПД комплекса двигатель/привод.
Согласно частному варианту осуществления, способ содержит дополнительный этап, на котором формируют базу данных и в указанную базу вносят оценочные значения по меньшей мере электромагнитного момента двигателя.
Согласно частному варианту осуществления, в базу вносят также другие электрические и механические параметры, отличные от электромагнитного момента, в том числе по меньшей мере сопротивление двигателя, и/или значения индуктивности статора двигателя, и/или коэффициент вязкого трения комплекса двигатель/привод, и/или момент динамического сухого трения комплекса двигатель/привод, и/или прямой КПД комплекса двигатель/привод, и/или опосредованный КПД комплекса двигатель/привод.
Другие отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания частного варианта осуществления изобретения.
Краткое описание чертежей
Изобретение будет более понятно из нижеследующего описания частного и не ограничительного варианта осуществления изобретения. Оно представлено со ссылками на прилагаемые фигуры, на которых:
фиг. 1 - схематичный вид электромеханической приводной системы, в которой применяют способ согласно частному варианту осуществления изобретения;
фиг. 2 - схема различных этапов способа, осуществляемого при помощи системы, показанной на фиг. 1;
фиг. 3а и 3b - электрические схемы, моделирующие электрическую часть системы, показанной на фиг. 1, в системе координат ротора соответственно с осью d и осью q.
Подробное описание изобретения
Как показано на фиг. 1 и 2, способ контроля согласно частному варианту осуществления изобретения в данном случае применяют для электромеханической приводной системы 1 элерона А летательного аппарата. Разумеется, этот вариант применения не является ограничительным, и заявленный способ можно применять в другой электромеханической приводной системе, такой как электромеханическая приводная система, связанная с капотом реверса тяги летательного аппарата, с закрылком или с рулем.
В данном случае электромеханическая приводная система 1 содержит электрическую часть 10, включающую в себя инвертор 11 и двигатель 12, питаемый через инвертор 11. Двигатель 12 является в данном случае синхронным двигателем с постоянными магнитами. Кроме того, электромеханическая приводная система 1 содержит механическую часть 12, включающую в себя двигатель 12, а также привод 21, который соединен, с одной стороны, с выходным валом двигателя 12 и, с другой стороны, с элероном А для обеспечения перемещения элерона А. В данном примере привод 21 является приводом линейного типа и содержит, например, домкрат типа шарикового винта или домкрат типа роликового винта. В варианте привод может быть приводом вращающегося типа. Когда двигатель 12 получает питание, он приводит в действие привод 21, который, в свою очередь, перемещает соответствующий элерон А.
Таким образом, заявленный способ позволяет контролировать эту электромеханическую приводную систему 1, что будет более подробно описано далее.
Поскольку питание двигателя 12 через инвертор 11 происходит при помощи трехфазного тока, моделирование электрической части 10 осуществляют в системе координат ротора (прямая ось и квадратурная ось), как показано на фиг. 3а и 3b. Таким образом, различные электрические величины, вычисляемые или измеряемые в рамках настоящего способа, проецируют на две первые оси двухфазной модели, а именно на ось D (прямая) и на ось Q (квадратурная). В дальнейшем тексте описания индекс D будет относиться к проекции величины на ось d, а индекс q - к проекции величины на ось Q.
Чтобы оценить величины падения напряжения питания двигателя 12, которые связаны с дефектами инвертора 11, на первом этапе 100 способа строят линейные, стационарные и стохастические фильтры Калмана непрерывного типа:
Figure 00000001
 		(1)
Figure 00000002
 		(2)
или дискретного типа:
Figure 00000003
Figure 00000004
Такая модель Калмана хорошо известна специалисту в данной области, поэтому ее подробное описание опускается. Для более подробной информации можно, например, обратиться к книге “Stochastic Models, Estimation and Control”, Volume 141-1, Mathematics in Science and Engineering, P.S. Maybeck.
Для применения оценочной схемы Калмана рассматривают следующие уравнения синхронного двигателя 12 в системе координат ротора:
Figure 00000005
 		(3)
Figure 00000006
где: VD и VQ обозначают напряжение питания, которое должен выдавать инвертор 11 и которое называется управляющим напряжением (которое в данном случае измеряют в контуре регулирования тока инвертора 11),
Figure 00000007
и
Figure 00000008
обозначают падения напряжения инвертора, связанные с дефектами инвертора,
Figure 00000009
и
Figure 00000010
обозначают погрешности величины в падениях напряжения инвертора, связанные с погрешностями различных электрических параметров электрической части 10, iD и iQ являются значениями силы тока, передаваемого инвертором 11 в двигатель 12 (которые в данном случае измеряют в двигателе 12), R является сопротивлением двигателя 12, LD и LQ обозначают индуктивность статорных фаз двигателя 12, р является числом пар полюсов двигателя 12, ω обозначает скорость вращения выходного вала двигателя 12, и Ke является коэффициентом электромагнитного момента двигателя 12.
Данные iD, iQ, VD, VQ и ω являются рабочими данными, которые измеряют при помощи датчиков или получают из команд, передаваемых вычислительным устройством в инвертор 11 во время полета летательного аппарата, либо в реальном времени, либо сначала измеряют/получают, затем сохраняют в памяти (например, вычислительного устройства) для дальнейшего использования в рамках заявленного способа.
Прежде чем построить модель Калмана для оценки падений напряжения
Figure 00000007
и
Figure 00000008
, связанных с дефектами инвертора, рассматривают следующие три предположения.
Согласно первому предположению, падения напряжения
Figure 00000007
и
Figure 00000008
, связанные с дефектами инвертора, являются переменными интегрального типа, соответствующими случайным переменным wD(t) и wQ(t) типа белого шума без искажений и с известной спектральной плотностью мощности, то есть
Figure 00000011
Согласно второму предположению, рассматривают следующие изменения переменных, обеспечивающие развязку:
Figure 00000012
Согласно третьему предположению, все условия схождения Калмана соблюдены. Для более подробной информации можно, например, обратиться к книге “Stochastic Models, Estimation and Control”, Volume 141-1, Mathematics in Science and Engineering, P.S. Maybeck.
Таким образом, конечную модель, позволяющую оценить падения напряжения
Figure 00000007
и
Figure 00000008
, связанные с дефектами инвертора, получают в виде следующих выражений состояний:
Figure 00000013
Figure 00000014
Таким образом, получают выражения состояния общей формы (1) и (2) для двух осей d и q при:
Figure 00000015
Figure 00000016
и для выходных матриц:
Figure 00000017
,
Figure 00000018
.
Таким образом, способ позволяет построить две модели Калмана для электромеханической приводной системы 1 по оси d и по оси q, которые следует обрабатывать независимо.
Для этих двух моделей Калмана константы R, LQ и LD, и Ke являются теоретическими значениями. Погрешности в этих значениях считаются внешней помехой, которая уже была учтена в этих двух моделях Калмана. Например, чтобы задавать эти значения, можно отталкиваться от данных изготовителя. Точно так же, р известно, например, из данных изготовителя.
После построения двух моделей Калмана способ содержит второй этап 200, на котором определяют состояние x(t) этих двух моделей через фильтры Калмана.
Для этого в данном случае дискретизируют вышеупомянутые две модели.
Такая дискретизация модели Калмана и применение алгоритма Калмана к этой дискретизированной модели хорошо известны специалисту в данной области, и их подробное описание опускается. Для более подробной информации о дискретизации двух моделей Калмана и о рекуррентных уравнениях алгоритма Калмана можно, например, обратиться к книге “Stochastic Models, Estimation and Control”, Volume 141-1, Mathematics in Science and Engineering, P.S. Maybeck.
Таким образом, алгоритм Калмана, который сам по себе известен и который применяют к двум дискретизированным моделям Калмана, позволяет получить оценку x(t) и, следовательно, падение напряжения
Figure 00000007
,
Figure 00000008
по двум осям d и q на основании рабочих данных iD, iQ, VD, VQ и ω. После оценки падения напряжения инвертора 11 способ содержит третий этап 300, на котором оценивают несколько электрических параметров, связанных с электромеханической приводной системой 1, в том числе по меньшей мере константу момента Keest двигателя. Предпочтительно способ позволяет также оценивать другие электрические параметры, а именно сопротивление Rest двигателя 12 и индуктивность Lest двигателя 12, при этом подразумевается, что на первом этапе значения R, LD и LQ были зафиксированы в номинальных теоретических значениях, выбранных в соответствии с данными конструктора.
В этой связи можно напомнить, что приведенные выше электрические уравнения (3) можно записать с реальными параметрами в следующем виде:
Figure 00000019
При этом предполагается, что
Figure 00000020
.
Отталкиваясь от этого предположения и от системы уравнений (4) получают следующую систему линейных уравнений (5), соответствующую n-ым измерениям, произведенным и используемым в рамках способа (сила тока, выдаваемого инвертором 11 на двигатель 12, управляющее напряжение и скорость вращения выходного вала двигателя 12):
Figure 00000021
которую можно также записать в виде
Figure 00000022
, где:
Figure 00000023
Однако, как уже было указано выше, измерения, осуществляемые и используемые электромеханической приводной системой 1, чаще всего оказываются зашумленными. Чтобы сделать систему уравнений (5) более реальной, учитывая эти погрешности в измерениях, в эту систему уравнений вводят вектор vn, соответствующий не искаженному белому шуму, что дает:
Figure 00000024
где:
Figure 00000025
Зная, что данные
Figure 00000007
и
Figure 00000008
были оценены на предыдущем этапе 200, что данные р известны (из данных изготовителя) и что данные iD, iQ, VD, VQ и ω являются измеренными даннными, остается только определить вектор параметра
Figure 00000026
.
Это определение в данном случае осуществляют посредством стохастического вычисления. В частности, это определение осуществляют при помощи рекурсивного алгоритма наименьших квадратов, позволяющего находить
Figure 00000026
с минимизацией критерия
Figure 00000027
.
Такой алгоритм хорошо известен специалисту в данной области, и его подробное описание опускается. Для более подробной информации можно, например, обратиться к книге “Stochastic Models, Estimation and Control”, Volume 141-1, Mathematics in Science and Engineering, P.S. Maybeck.
Это позволяет оценить коэффициент электромагнитного момента двигателя Keest, сопротивление двигателя Rest и индуктивность двигателя Lest. Это позволяет контролировать состояние электромеханической приводной системы 1 при помощи известных закономерностей износа указанной системы и этих оценочных параметров и/или предусмотреть профилактические операции технического обслуживания во время следующего пребывания летательного аппарата на земле.
После оценки коэффициента Keest электромагнитного момента двигателя способ содержит четвертый этап 400, на котором вычисляют электромагнитный момент Celec двигателя при помощи следующей формулы:
Figure 00000028
где
Figure 00000029
является погрешностью измерения тока, которая является ограниченной.
Предпочтительно способ содержит пятый этап 500 оценки нескольких механических параметров, связанных с электромеханической приводной системой 1, а именно: коэффициента вязкого трения Coeff-visc механической части 20, момента динамического сухого трения Cf-dry механической части 20, прямого КПД ρdirect механической части 20 (то есть КПД, когда нагрузка, связанная с двигателем, противодействует движению выходного вала двигателя, в отличие от опосредованного КПД ρindirect, который соответствует КПД, когда нагрузка, связанная с двигателем, сопровождает движение выходного вала двигателя, при этом отношение между прямым КПД и опосредованным КПД имеет следующий вид:
Figure 00000030
.
В связи с этим основной принцип динамики в применении к выходному валу двигателя 12 дает:
Figure 00000031
при
Figure 00000032
, где F является аэродинамической силой, действующей на привод 21, которую измеряют при помощи датчика, установленного на приводе 21, и Jmom является моментом инерции системы, ощущаемым на валу двигателя 12:
Figure 00000033
Можно записать:
Figure 00000034
Получают следующее линейное уравнение, соответствующее n-ым измерениям, произведеным и используемым в рамках способа:
Figure 00000035
(6) которое можно также записать в виде
Figure 00000036
, где:
Figure 00000037
Однако, как уже было указано выше, производимые измерения, используемые электромеханической приводной системой 1, чаще всего оказываются зашумленными. Таким образом, учитывая ошибку в измерении тока
Figure 00000038
, остается погрешность электромагнитного момента Celec двигателя. Чтобы сделать уравнение (6) более реальным, изменяют уравнение (6), чтобы учитывать эту погрешность. В данном случае погрешность в электромагнитном моменте Celec двигателя выражают в виде центрованного белого шума vn с известной спектральной плотностью мощности:
Figure 00000039
При этом получают следующее уравнение:
Figure 00000040
где:
Figure 00000041
В этом примере угловое ускорение
Figure 00000042
вычисляют на основании угловой скорости ω, но в варианте его можно измерить на двигателе 12. Кроме того, зная, что данные Ке были оценены на третьем этапе 300, что данные Jmom и pitchscrew известны и что данные ω, iQ, F являются измеренными рабочими данными, остается только определить вектор параметра
Figure 00000043
.
Это определение в данном случае осуществляют посредством стохастического вычисления. В частности, это определение осуществляют при помощи рекурсивного алгоритма наименьших квадратов, позволяющего находить θn с минимизацией критерия
Figure 00000044
.
Кроме того, следует напомнить, что алгоритм должен учитывать то, что предыдущее уравнение можно применять, только если скорость вращения двигателя 12 не равна нулю. При этом оценочные параметры в алгоритме зафиксированы по последнему значению, когда скорость вращения двигателя 12 по абсолютной величине находится ниже определенного порога, который произвольно определяют как близкий к нулю. Предпочтительно этот порог регулируют таким образом, чтобы он оказывался как можно ближе к нулю по мере повышения точности фильтра Калмана.
Обозначив P матрицу автокорреляции погрешности оценки
Figure 00000045
и Rν матрицу ковариантности шума νn, алгоритм можно записать следующим образом:
если
Figure 00000046
< порог или если -порог <
Figure 00000046
, то
Figure 00000047
Figure 00000048
Figure 00000049
по-другому,
если n=1 (исходные условия), то
Figure 00000050
Figure 00000051
Figure 00000052
по другому
Figure 00000053
Figure 00000054
Figure 00000055
Это позволяет оценить коэффициент вязкого трения Coeff-visc, момент динамического сухого трения Cf_dry и прямой КПД ρdirect. Это позволяет контролировать состояние электромеханической приводной системы 1 при помощи известных закономерностей износа указанной системы и этих оценочных параметров. Например, можно оценить износ электромеханической приводной системы 1 и/или предусмотреть профилактические операции технического обслуживания во время следующего пребывания летательного аппарата на земле.
Описанный выше способ позволяет оценить различные электрические и механические параметры, обеспечивающие контроль состояния электромеханической приводной системы 1. Как было указано выше, способ осуществляют во время реального полета летательного аппарата, а не во время специальных действий, предназначенных для оценки этих параметров, или при выводе летательного аппарата из эксплуатации.
Таким образом, способ можно осуществлять напрямую во время маневра летательного аппарата, требующего работы электромеханической приводной системы 1, или после завершения этого маневра, при этом различные измерения, необходимые для осуществления способа, записывают в ходе маневра, и они могут быть использованы в рамках способа.
Таким образом, данные, полученные в рамках заявленного способа, позволяют разработать различные стратегии контроля и действий на электромеханической приводной системе 1. Например, способ может содержать дополнительный этап формирования базы данных, включающей в себя различные значения электрических и механических параметров, полученные посредством оценки в течение времени и в ходе различных полетов летательного аппарата. Эта база данных позволяет знать изменение различных электрических и механических параметров системы в течение времени. Эта база данных позволяет также облегчить контроль других электромеханических приводных систем.
Разумеется, изобретение не ограничивается описанным вариантом осуществления, и в него можно добавлять версии осуществления, не выходя за рамки изобретения, определенные в формуле изобретения.

Claims (8)

1. Способ контроля электромеханической приводной системы (1), содержащей по меньшей мере один инвертор (11), двигатель (12), питаемый через инвертор, и привод (21), приводимый в действие двигателем, содержащий этапы, на которых:
оценивают (100, 200) падение напряжения питания двигателя, связанное с дефектами инвертора, при помощи фильтра Калмана, учитывающего рабочие данные, включающие по меньшей мере силу тока, подаваемого инвертором на двигатель, управляющее напряжение инвертора и скорость вращения выходного вала двигателя,
оценивают (300) по меньшей мере коэффициент электромагнитного момента двигателя с учетом оценочного падения напряжения и рабочих данных, в том числе указанной силы тока, подаваемого инвертором на двигатель, указанного управляющего напряжения инвертора, а также отклонения силы тока, подаваемого инвертором на двигатель, и скорости вращения выходного вала двигателя,
вычисляют (400) электромагнитный момент двигателя на основании коэффициента электромагнитного момента двигателя и рабочих данных, которыми является сила тока, подаваемого инвертором на двигатель.
2. Способ по п. 1, в котором одновременно с коэффициентом электромагнитного момента двигателя оценивают другие электрические параметры электромеханической приводной системы (1).
3. Способ по п. 2, в котором другими оцениваемыми электрическими параметрами являются сопротивление двигателя и индуктивность двигателя.
4. Способ по одному из пп. 1-3, который содержит дополнительный этап (500), на котором оценивают по меньшей мере один механический параметр электромеханической приводной системы (1) на основании электромагнитного момента, рабочих данных, в том числе по меньшей мере скорости вращения выходного вала двигателя (12) и аэродинамической силы, действующей на привод (21).
5. Способ по п. 4, в котором механическим параметром является коэффициент вязкого трения, и/или момент динамического сухого трения, и/или КПД комплекса двигатель/привод.
RU2018123374A 2015-12-15 2016-12-01 Способ контроля электромеханической приводной системы RU2670848C9 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1562370A FR3045171B1 (fr) 2015-12-15 2015-12-15 Procede de surveillance d'un systeme d'actionnement electromecanique
FR1562370 2015-12-15
PCT/EP2016/079472 WO2017102362A1 (fr) 2015-12-15 2016-12-01 Procédé de surveillance d'un système d'actionnement électromécanique

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2670848C1 true RU2670848C1 (ru) 2018-10-25
RU2670848C9 RU2670848C9 (ru) 2018-11-30

Family

ID=55646732

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018123374A RU2670848C9 (ru) 2015-12-15 2016-12-01 Способ контроля электромеханической приводной системы

Country Status (8)

Country Link
US (1) US10451502B2 (ru)
EP (1) EP3391161B1 (ru)
JP (1) JP6649487B2 (ru)
CN (1) CN108431710B (ru)
BR (1) BR112018011429B1 (ru)
FR (1) FR3045171B1 (ru)
RU (1) RU2670848C9 (ru)
WO (1) WO2017102362A1 (ru)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3045171B1 (fr) * 2015-12-15 2017-12-15 Sagem Defense Securite Procede de surveillance d'un systeme d'actionnement electromecanique
CN112781763B (zh) * 2020-12-28 2022-02-01 湖北理工学院 一种基于蒙特卡罗卡尔曼滤波的船舶轴功率测量方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050093501A1 (en) * 2003-10-15 2005-05-05 International Rectifier Corporation Hardware based configurable motion control apparatus and method
WO2012133066A1 (ja) * 2011-03-30 2012-10-04 三菱重工業株式会社 アクチュエータ監視システム
RU2463212C1 (ru) * 2008-07-23 2012-10-10 Сажем Дефанс Секюрите Комплекс из приводов и системы электропитания от сети
FR3013465A1 (fr) * 2013-11-19 2015-05-22 Thales Sa Systeme critique et procede de surveillance associe
US20150198209A1 (en) * 2014-01-10 2015-07-16 Messier-Bugatti-Dowty Method for monitoring a blocking member, and electromechanical actuator

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0175154B1 (en) * 1984-08-21 1991-11-06 Hitachi, Ltd. Method of controlling inverter-driven induction motor
JP2001255220A (ja) * 2000-03-08 2001-09-21 Yokogawa Electric Corp 負荷トルク測定装置
JP3755424B2 (ja) * 2001-05-31 2006-03-15 トヨタ自動車株式会社 交流電動機の駆動制御装置
US7576506B2 (en) * 2001-12-11 2009-08-18 Delphi Technologies, Inc. Feedforward parameter estimation for electric machines
JP5156352B2 (ja) * 2007-11-30 2013-03-06 株式会社日立製作所 交流モータの制御装置
JP5228578B2 (ja) * 2008-03-31 2013-07-03 株式会社ジェイテクト モータ制御装置および電動パワーステアリング装置
CN101964624B (zh) * 2010-10-15 2012-08-22 浙江工业大学 永磁同步电机的无传感器控制***
JP5518036B2 (ja) * 2011-05-23 2014-06-11 三菱電機株式会社 ブラシレスｄｃモータおよび換気送風機
KR20150080063A (ko) * 2013-12-30 2015-07-09 주식회사 효성 확장형 칼만 필터를 이용한 동기 발전기의 고장 진단 방법 및 장치
FR3017094B1 (fr) * 2014-01-31 2016-02-12 Messier Bugatti Dowty Procede de surveillance d'au moins deux actionneurs electromecaniques de freinage
JP5888567B2 (ja) * 2014-02-12 2016-03-22 株式会社デンソー 交流電動機の制御装置
US10003285B2 (en) * 2014-06-23 2018-06-19 Steering Solutions Ip Holding Corporation Decoupling current control utilizing direct plant modification in electric power steering system
FR3045171B1 (fr) * 2015-12-15 2017-12-15 Sagem Defense Securite Procede de surveillance d'un systeme d'actionnement electromecanique

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050093501A1 (en) * 2003-10-15 2005-05-05 International Rectifier Corporation Hardware based configurable motion control apparatus and method
RU2463212C1 (ru) * 2008-07-23 2012-10-10 Сажем Дефанс Секюрите Комплекс из приводов и системы электропитания от сети
WO2012133066A1 (ja) * 2011-03-30 2012-10-04 三菱重工業株式会社 アクチュエータ監視システム
FR3013465A1 (fr) * 2013-11-19 2015-05-22 Thales Sa Systeme critique et procede de surveillance associe
US20150198209A1 (en) * 2014-01-10 2015-07-16 Messier-Bugatti-Dowty Method for monitoring a blocking member, and electromechanical actuator

Also Published As

Publication number Publication date
RU2670848C9 (ru) 2018-11-30
BR112018011429B1 (pt) 2022-12-06
JP6649487B2 (ja) 2020-02-19
FR3045171A1 (fr) 2017-06-16
US20190107451A1 (en) 2019-04-11
WO2017102362A1 (fr) 2017-06-22
BR112018011429A2 (pt) 2018-11-27
FR3045171B1 (fr) 2017-12-15
US10451502B2 (en) 2019-10-22
CN108431710B (zh) 2020-02-18
EP3391161B1 (fr) 2019-10-09
JP2019507566A (ja) 2019-03-14
CN108431710A (zh) 2018-08-21
EP3391161A1 (fr) 2018-10-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7081729B2 (en) Variable-structure diagnostics approach achieving optimized low-frequency data sampling for EMA motoring subsystem
CN105716844B (zh) 建立机电作动器的卡尔曼滤波模型及故障诊断方法
CN109073374B (zh) 用于估算机电致动器中的游隙的方法
CN102897328A (zh) 用于检测飞行器控制表面的未受控移动的方法和设备
RU2670848C1 (ru) Способ контроля электромеханической приводной системы
CN113391621A (zh) 一种电动仿真测试转台的健康状态评估方法
CN112149274B (zh) 一种带有死区输入非线性的多轴雕刻机***在线建模方法
CN115857529A (zh) 航天器姿态控制***的执行器故障重构方法
CN112631245B (zh) 一种基于扩展状态观测器的飞机机电作动***故障检测方法
Løw-Hansen et al. Identification of an Electric UAV Propulsion System in Icing Conditions
Palanisamy et al. Fault detection and performance monitoring of propellers in electric UAV
CN114337427B (zh) 一种带遗忘因子的递推最小二乘法的转动惯量辨识方法
CN115042209A (zh) 一种具有数字孪生模型的机器人关节模组伺服控制器
RU2709707C2 (ru) Способ оценки внешней силы, действующей на электрогидростатический привод
US20240186922A1 (en) Model-based health monitoring of electric motors
CN113126538A (zh) 电子设备及其控制方法
CN104038132A (zh) 一种具有时变测量延迟输出和噪声的伺服电机的状态观测方法
Bobrinskoy et al. Model-based fault diagnosis of a flight-critical actuator
JP5569722B2 (ja) モータ制御装置
CN117519322B (zh) 一种航空机电作动器用动态带宽自抗扰控制方法
Anastasopoulos et al. Design of a Real-Time Test Bench for UAV Servo Actuators
Carlson et al. Analysis of Modeling Techniques for Low-Cost Actuators
US20240241016A1 (en) Method for regulating a test bench arrangement
Quattrocchi et al. An Improved Fault Identification Method for Electromechanical Actuators. Aerospace 2022, 9, 341
He et al. Mathematical Modeling and Simulation Analysis of an Electric Servo Mechanism of a Certain Type of Missile

Legal Events

Date Code Title Description
TH4A Reissue of patent specification
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20191202