Modelling and simulation of flight control electromechanical actuators with special focus on
model architecting, multidisciplinary effects and power flows
KEYWORDS：Bond Graph;Electro-hydrostatic actuator;Electromechanical actuator;More electric aircraft;Modelling;Power-by-wire;Power loss;Simulation
Abstract
In the aerospace field, electromechanical actuators are increasingly being implemented in place of conventional hydraulic actuators. For safety-critical embedded actuation applications like flight controls, the use of electromechanical actuators introduces specific issues related to thermal balance, reflected inertia, parasitic motion due to compliance and response to failure. Unfortu-nately, the physical effects governing the actuator behaviour are multidisciplinary, coupled andnonlinear. Although numerous multi-domain and system-level simulation packages are now available on the market, these effects are rarely addressed as a whole because of a lack of scientificapproaches for model architecting, multi-purpose incremental modelling and judicious modelimplementation. In this publication, virtual prototyping of electromechanical actuators is addressed using the Bond-Graph formalism. New approaches are proposed to enable incremental modelling,thermal balance analysis, response to free-run or jamming faults, impact of compliance on parasitic motion, and influence of temperature. A special focus is placed on friction and compliance of the mechanical transmission with fault injection and temperature dependence. Aileron actuation is used to highlight the proposals for control design, energy consumption and thermal analysis, power network pollution analysis and fault response.
- Introduction
In recent years, increases in fuel costs, a focus on reduced carbon footprint and the emergence of new competitors have driven the aerospace industry to take steps towards creating greener, safer and cheaper air transport. 1 The concepts based on extended use of electricity in lsquo;lsquo;More Electric Aircraft”(MEA) and lsquo;lsquo;All Electric Aircraft” (AEA) have logically defined the technological shift towards lsquo;lsquo;greening” aviation operations. 2,3 Currently, numerous research activities strive to widen the use of electrical power networks for electrically supplied power users (Power-by-Wire or PbW) as a replacement of conventional hydraulic, pneumatic and mechanical power networks. 4 At the same time, PbW actuators have become sufficiently mature to be introduced in the latest commercial programmes:– Electro-hydrostatic actuators (EHAs) as backup actuatorsfor primary and secondary flight controls in the Airbus A380/A400M/A350.– Electromechanical actuators (EMAs) as frontline actuators for several secondary flight controls and landing gear braking in the Boeing B787.Although they remove central hydraulic power distribution,EHAs still use hydraulics locally to maintain the major advantages of conventional actuators with regard to secondary functions (e.g. back-driving, overload protection, and damping) and in response to failure (i.e. easy hydraulic declutch and extremely low risk of jamming). EMAs, however, remove both central and local hydraulic circuits by transmitting motorpower to the load through mechanical reducers (e.g. gearbox,nut-screw). Nevertheless, EMAs are not yet sufficiently mature to replace conventional hydraulic servo-actuators (HSA) in normal mode for safety-critical functions such as flight controls. Several technical challenges still need to be overcome weight and size constraints for integration, voltage spikes and current transients affecting the pollution and stability of electrical networks, heat rejection for actuator thermal balance, reduced reflected inertia for dynamic performance,increased service life and fault tolerance or resistance (e.g.for jamming or free-run) for safety. 5,6 A model-based and simulation-driven approach canunquestionably provide engineers with efficient means to address all these critical issues as a whole. In particular, it facilitates and accelerates the assessment of innovative architectures and concepts, 7,8 and their technological embodiments.Introducing all or more electrical actuation raises newchallenges:
(a) Heat rejection - the temperature of motor windings and power electronics is a key element affecting service life and reliability. Thus, thermal balance is an important issue in PbW actuators. Unlike in HSAs, where the energy losses is taken away by fluid returning to the reservoir, the heat in PbW actuators has to be dissipated locally into surroundings or a heat sink. Simulation of
lumped parameter models can provide a detailed view of the temperature and heat flow fields. 9,10 Unfortunately, these methods are too time-consuming for modelling and simulation at the system-level. In addition, they cannot be used in the early design phases because they are too detailed and require numerous parameters that are not yet known. The heat generated in EMAs
comes from a multiplicity of sources: electronic (switching and conduction losses), electrical (copper losses),magnetic (iron losses) and mechanical (friction losses).Accurately quantifying this heat during a reference flight cycle helps determine the operating temperature of the
actuator components.
(b) Response to failure - safety-critical functions like primary flight controls must have extremely low failurerates (e.g. 10 ?9 per flight hour). This is achieved through installation of multiple channels for redundancy. However, each channel must have fail-safes to enable the
remaining channels to operate correctly. This requirement introduces another challenge in EMAs, where jamming and free-run faults of mechanical components are considered. In HSAs, a fail-safe response to failure (free,damped or frozen) is easily obtained at low mass and low cost by resorting
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飞行控制机电执行器的建模与仿真，
特别关注模型建筑，多学科效应和电力流
摘要
在航天领域，越来越多地采用机电致动器代替传统的液压致动器。对于安全关键的嵌入式驱动应用如飞行控制，使用机电执行器会引入与热平衡，反射惯性，由于顺应性引起的寄生运动以及故障响应有关的特定问题。不幸的是，控制致动器行为的物理效应是多学科的，耦合的和非线性的。虽然现在市面上有许多系统级仿真软件包可用，但是由于缺乏模型架构，多用途增量建模和明智模型实现的科学方法，这些影响很少被整体解决。在本出版物中，使用Bond-Graph形式来解决机电致动器的虚拟原型。提出了新的方法来实现增量建模，热平衡分析，对自由运行或干扰故障的响应，顺应性对寄生运动的影响以及温度的影响。特别关注机械传动与故障注入和温度依赖性的摩擦和顺应性。副翼驱动用于突出控制设计，能耗和热分析，电力网络污染分析和故障响应的建议。
1.简介
近年来，燃料成本的提高，重点放在减少碳足迹和新竞争对手的出现，使得航空航天工业采取更环保，更安全和更便宜的航空运输。 在“更多电动飞机”（MEA）和“所有电动飞机”（AEA）中扩大使用电力的概念在逻辑上界定了“绿化”航空业务的技术转型。目前，许多研究活动力求扩大对电力用户（Power-by-Wire或PbW）的电力网络的使用，以替代传统的液压，气动和机械电力网络。同时，PbW执行器已经变得足够成熟，可以在最新的商业程序中引入，空中客车A380 / A400M / A350中的一次和二次飞行控制的电动静液执行器（EHAs）作为备用执行器。机电执行器EMA作为波音B787中二次飞行控制和起落架制动的前线执行器。尽管它们消除了中央液压动力分配，但仍然使用液压装置来维持常规执行机构在次要功能方面的主要优势（例如后驾驶，过载保护和阻尼）和响应故障（即容易的液压离合器和极低的卡住风险）。然而，EMA通过机械减速器（例如变速箱，螺母螺钉）将动力传递给负载，从而去除了中央和本地液压回路。然而，EMA尚不够成熟，取代常规液压伺服致动器（HSA），用于安全关键功能（如飞行控制）。影响电网污染和稳定性的整合，电压尖峰和电流瞬变的重量和尺寸约束仍然需要克服一些技术挑战，用于执行器热平衡的散热，动态性能的反射惯性降低，使用寿命延长和容错电阻（例如用于干扰或自由运行）以确保安全。基于模型和模拟驱动的方法无疑可以为工程师提供有效的手段来解决所有这些关键问题。特别是，它有助于和加速创新架构和概念的评估，以及它们的技术实施方案。引入全部或多个电致动出了新的挑战：
（a）排热电机绕组和电力电子设备的温度是影响使用寿命和可靠性的关键因素。因此，热平衡是PbW执行器中的一个重要问题。与HSA不同的是，通过流体返回到储层来消除能量损失，PbW执行器中的热量必须局部消散到周围环境或散热器中。模拟集总参数模型可以提供温度和热流场的详细视图。不幸的是，这些方法对于系统级的建模和仿真来说太费时间了。此外，它们不能在早期设计阶段使用，因为它们太详细，需要许多尚不知道的参数。 EMA产生的热量来自多种来源：电子（开关和传导损耗），电气（铜损耗），磁性（铁损）和机械（摩擦损失）。在参考飞行周期内准确量化该热量有助于确定工作温度执行元件。
（b）对故障的响应：如主要飞行控制的安全关键功能必须具有极低的故障率。这是通过安装多个通道来实现的冗余。但是，每个通道必须有故障保护来启用剩余通道正常运行。这个要求在EMA中引入了另一个挑战，在这些挑战中，考虑了机械部件的干扰和自由运行故障。在HSA中，通过使用旁通阀，限流器，先导式止回阀或隔离阀，可以以低质量和低成本轻松获得故障（自由，阻尼或冻结）的故障安全响应。不幸的是，不可能将液压领域的需求转移到可能需要离合器、制动器、阻尼器和扭矩限制器的EMA。因此，系统级的虚拟原型设计成为焦点，不仅支持概念设计，而且还用于验证控制和重新配置策略。
（c）电气污染：电机（例如执行器电动机）的功率控制基于通过脉宽调制（PWM）的功率半导体的高频开/关切换（例如8-16kHz）。 虽然功率以非常低的能量损失来控制，但是它在电源总线中产生高瞬态，并且可以影响电的稳定性网络。 此外，需要在辅助负载条件下正确管理再生电流。 这是PbW执行器的基于模型的系统工程（MBSE）要求更实际的模型的另一个原因。
所有这些考虑都支持开发具有EMA所涉及的物理域的横向视图的高保真模型。这些模型必须结构合理，以支持MBSE开发过程和相关的工程需求，它们必须是能量平衡，可替换和增量的。本文报告了为此目的做出了贡献的研究。它广泛使用了Bond-Graph方法来进行图形和定性建模。债券图模型明确显示多学科能量转移，以及模拟的结构和计算方案。顺便说一句，它有助于设计一个能够进行增量或甚至递减建模的模型结构。在以下部分中，这些型号是在系统级开发的，以支持飞行控制EMA的各种主要工程任务，如控制设计，组件尺寸，热管理，功率预算和网络稳定性。他们的主要贡献涉及模型分解与EMA架构从多学科角度，并特别考虑功率流和对故障的响应。第2部分描述了正在研究的EMA，重点是功率和信号架构，耦合的物理效应和功率流。在第3节中，EMA功率部件以Bond-Graph形式主义的支持为模型，特别注意能量损失的各种来源。第4节说明了如何在具有副翼致动的示例的商业模拟环境中实现建模提案。在第5节中，模拟了实施的模型，以突出其对各种工程活动的兴趣。最后，总结了主要进展，并指出了未来工作的计划。
2. EMA系统描述
研究涉及直接驱动线性EMA。 在这样的“线”EMA中，电动机转子与螺母螺钉的旋转部分集成。 齿轮减速的减速可以减轻重量并提供几何集成的高潜力。这种设计对于航空航天应用是有吸引力的，因为当可用的几何信封有限时，致动器紧凑且容易集成在机架内。 这种EMA由图1示意性地示出。当应用于飞行控制器时，负载是应用空气动力的飞行控制面。 该方案还可以处理起落架致动应用。 在这种情况下，负载是用于延伸/退回的起落架支脚或用于转向的转向管。
2.1 基本组件
在本文中，飞行控制EMA驱动系统由以下部件组成：
执行器控制电路（ACE），执行闭环位置控制
功率驱动电子（PDE），其控制量
在电源和电机之间流动的电力
电动机（DC或3相BLDC / PMSM），其转换电气和机械旋转域之间的动力
螺旋螺杆（NS）机械传动，其在高速/低扭矩旋转和低速/高力平移域之间变换动力
传感器的电流，速度，位置和力量，如有必要飞行控制表面通过杠杆臂效应来转换杆平移和表面旋转之间的动力。 该表面由空气动力作用。
2.2 控制结构
EMA位置伺服控制。 它遵循飞行员或自动驾驶仪的要求（追求）并拒绝由空气负载产生的干扰（排除）。 控制EMA的常用方法是使用一个包含三个嵌套循环的级联结构：当前（内部）循环，速度（中间）循环和位置（外部）循环。 如果需要，可以在EMA杆和飞行控制表面之间插入力传感器，以通过附加的力反馈来满足排除性能要求。 控制器设计通常基于线性方法，并涉及比例和积分串行校正器。 但是，必须注意结构合规性和功率饱和度（电压和电流）。由于EMA自然地包括用于控制回路的上述传感器，因此可以开发和实施健康和使用监测（HUM）功能。在EMA中，需要不同的传感器来执行闭环位置控制和保护：电机电流和温度，电机速度，负载位置以及甚至强制加载。由这些传感器传递的信号可实现使用监控功能，而不会增加经常性成本，简单地记录（例如峰值和平均值）。出于同样的原因，可以降低成本实现HUM功能：诊断检测异常水平，并根据故障签名确定故障设备;预测预测故障产生故障前的剩余寿命。目前调查HUM有两个原因。首先，通过实施维护而不是定期维护，有助于降低运营成本。第二，它被认为是处理有关干扰的可靠性问题的有吸引力的手段。尽管已经对PDE和EM的健康监测进行了大量的研究工作，但MPT健康监测的强大解决方案仍然处于非常低的水平
的成熟度。提出的具有干扰自由运行/间隙故障注入的MPT模型为设计人员提供了显着的附加值。它允许通过虚拟原型来评估健康监测算法，因为可以观察到故障的影响，而不会对实际硬件造成干扰或破坏性影响。因此，执行器控制电子设备（ACE）也负责运行HUM算法并将EMA故障报告给飞行控制电脑（FCC）。
EMA控制结构的概述如图1所示。其中信号和功率流明确区分。 X c是位置指令（m），C *是电机控制的转矩基准，U s和I s分别是电源的电压（V）和电流（A）。 F L和V L分别是EMA驱动负载的力（N）和速度（m / s）。 F ex和V ex分别是空气动力（N）和速度（m / s）的扰动。 i，x，x，F分别是电流（A），转速（rad / s），位置（m），力（N）反馈回路变量。
根据Bond-Graph形式，使用带有两个功率变量（例如电压和电流，力和速度）的单个有钩箭头表示功率流。全部箭头表示仅携带一种类型的信息的信号流。 通常，EMA是位置伺服控制的。 通常，位置反馈涉及一种测量杆伸长的线性可变位移传感器（LVDT）。负载角位置用于监控目的。 电动机的角位置和速度可以通过集成的旋转变压器（正弦换向）或霍尔传感器（三角调制）来测量。
2.3多学科领域耦合
设计EMA系统需要多学科的方法来初步调整大小和尺寸和几何包络的尺寸。与HSA不同，EMA通过能量损失产生热量。晶体管开关（换向损耗），电机/绕组和功率电子元件（铜和导电损耗）的电阻，电动机的涡流和磁滞（铁损）以及运动体之间的摩擦损失等都会损耗能量。这些损失中的大多数控制着EMA的热平衡，并且对温度敏感。
2.4功能电力流
在直接驱动的在线EMA中，在同一轴上有两种功能类型的运动：电动机转子的旋转和螺母 - 螺杆的平移。为了提高EMA的保真度，应考虑这两个运动的任何部件。这样可以对杆防旋转功能和转子轴向推力轴承功能进行建模。以这种方式，可以考虑不完美的轴承（例如顺应性和摩擦力）并且进入反作用力，例如，在EMA外壳和机身之间的接口处的力和扭矩。构建EMA模型的第二个关键思想是保持相同的拓扑结构作为EMA的切入点。这两个原理如图1所示。 C和x分别是用于机械旋转运动的力矩和旋转速度（rad / s）的功率流。 F和V是机械平移运动的力（N）和速度（m / s）的功率流。扭矩和C m是电机轴转矩（N？m），xm是电机转子速度（rad / s），xr是机械动力传动系统的相对旋转速度（rad / s），F t和V t是MPT输出力（N）和速度（m / s）.U m和I m是电压（V）和电机电源电流。
要注意的是，所提出的模型架构还使热流明显地出现。 在图中，仅考虑一个受热的热体由功率损耗产生并与周围环境交换。 然而，模型结构可以为EMA的每个组件或区域考虑各个热体。 电力流量的详细建模见第3.6节。
2.5模型架构工程需要
在EMA建模与仿真系统层面，该模型主要依靠当前工程任务的需求;最好的模式永远不是最详细的模型。因此，为了获得正确的模型复杂度，正确选择要考虑的物理效应是特别重要的。通常，EMA模型可以开发用于模拟辅助概念设计（架构和功能），控制设计，热平衡，平均和峰值功率。由于每个部件的细节水平不是很明显，所以EMA应该分解为三种封装形式：电力驱动电子（PDE），电动机（EM）和机械动力传动（MPT）。表1将工程任务与建议分解后的物理效应联系起来。
这种方法要求组件的模型可以替代，无论是否考虑每个物理效应。在已建立的模拟环境中，这引起了第4节中讨论的因果关系问题。
3.物理效应的系统级建模
EMA的物理效应是复杂和多域：电，磁，机械和热。由于其对评估耦合热效应的重要性，因此能量平衡模型被认为是必须的要求。这就是为什么Bond-Graph形式主义特别适合模型结构定义的。包括从商业模拟软件的标准库中重新使用（或调整）模型，以节省时间并降低风险（模型被假设已经过测试，验证，记录和支持，并且数字稳健）。
3.1电力驱动电子（PDE）
电力驱动电子设备的功能是根据发送到功率晶体管的开关信号，通过对电动机绕组电压的动作来调制在电源总线和电动机之间传递的功率。因此，PDE可以被看作是功率损耗来自开关和电阻的完美电力变压器。
3.1.1 完美的变压器
在功能上，PDE作为完美的调制电源变压器，Bond-Graph中的MTF，电源和电机绕组之间运行。
3.1.2 转矩控制的动力学
对于控制器的初步设计，开发融合PDE和电动机的简化模型可能是有利的：电动机电流I m通过电动机转矩常数K m与电动机电磁转矩C r相关联，并且电流的动力学 循环，其被建模为等效的二阶模型。 因此，可以计算电磁转矩
重要的是要注意，这个模型隐含地假定电流环完全拒绝来自电动机反电动势（BEMF）的扰动。实际上，对转矩需求的转矩响应需要一个更复杂的模型，包括控制器的结构（例如PI控制加BEMF补偿），噪声滤波，采样效应，温度下的参数变化以及用于三相电动机的Park变换。其中一些效应被引入到4.3.1节中实现的模型中。那里通过添加剩余的效果不会引起特殊的问题。
3.1.3传导损失
在大多数斩波器和逆变桥电路中，基本换向单元涉及固态开关（例如IGBT）和二极管，用于通过反并联结构进行续流。这些元件产生能量损耗，Bond中的R效应-Gr
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