CN114257156A - 用于飞行器电力推进电机与电机控制器的保护系统 - Google Patents

用于飞行器电力推进电机与电机控制器的保护系统 Download PDF

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尤金·V·索洛多夫尼克
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Abstract

本公开涉及用于飞行器电力推进电机与电机控制器的保护系统。一种用于响应故障的发生而保护电力推进系统的方法。方法包括下列步骤：激活电机控制器中的逆变器的电源开关发生短路，以对由电机再生的电流进行重新导向，电机电耦接至电机控制器并且机械地耦接至螺旋桨。方法进一步包括：在电机再生电流的同时，使螺旋桨顺桨。保护逻辑被设计成解决不同类型的故障，包括高压直流电流总线中的故障、电机控制器中的故障以及电机中的故障。

Description

用于飞行器电力推进电机与电机控制器的保护系统
技术领域
本公开整体涉及一种电力转换系统，并且具体地，涉及用于将直流电流(DC)转换成交流电流(AC)的电力转换系统。具体地，本公开涉及用于将飞行器电力推进系统中的DC电力转换成AC电力的方法和装置。
背景技术
具有电力推进系统的飞行器(以下称“电动飞行器”)配备有将电力转换成机械力的电动机。例如，电动机可以使飞行器上的一个或多个螺旋桨转动而提供推力。更具体地，电动机在磁场中具有线圈(以下称“定子绕组”)。当电流经过定子绕组时，磁场对转子施加扭矩，这使轴旋转。在该过程中将电能转换成机械功。
电动飞行器可以采用各种形式。例如，电动飞行器可以是飞行器、旋翼飞行器、直升机、四螺旋桨直升机、无人飞行器、或某一其他合适类型的飞行器。对于电动飞行器，电池较大并且出于推进之目的而被设计成提供大量的电力。在一个实现方式中，电池连接至高压直流电流(HVDC)总线，即，也由发电机电源供应。如航空航天工业和此处使用的，在直流电流的上下文中，术语“高压”指比500VDC更高的任意DC电压。通常，从三相230VAC电力的整流中推导该DC高压。
在用于飞行器的全部电动或混合电力推进系统中，使用大型电动机来提供飞行器的推力。因为构造简单、比其他电机类型的运行更高效、并且与其他电机类型相比通常具有更低的重量，所以选择永磁电动机用于电力推进。由电机控制器驱动PM电动机。电机控制器的功能是将HVDC电池电力转换成驱动电力推进电机所需的至少三相AC电力的可变频率/可变幅值。电机控制器的另一关键功能是保护系统免于故障状况。混合或混合电力推进系统中的故障状况可能导致发生意料不到的高电流和高能状况。
在过去，已经针对利用高功率电机控制器和电机的飞机开发了现有技术的保护架构。然而，负载的性质、功率电平、负载的临界点、接地方案等与混合电力推进应用非常不同。功率电平较低：最大的电机控制器负载为100kW，而电力推进负载为500kW至1000kW。这导致故障能量水平更高。在这样的一种飞机中，高功率电机与电机控制器负载均不执行飞机推进功能。大多数功能涉及环境控制系统、电动机泵、发动机启动、辅助动力单元启动、以及冲压风扇。这些功能都不是关键的。在没有任何安全影响的情况下，损失一个或两个电机负载是可接受的。此外，接地方案与针对电力推进所实现的方案不同。接地方案影响如何能够并且快速地检测故障并且影响检测所使用的传感器类型。不同类型的电机负载能够影响其中发生故障之后电力流动的方向，由此需要实现故障后逻辑。之前系统中的不同类型的电机(感应或缠绕转子机器与大型永磁体)影响保护及其逻辑。最后，驱动一个电机的电机控制器的数量与电机相的数量也影响保护逻辑。在典型的非电力推进应用中，单个电机控制器驱动单个三相电机。对于电力推进，由于高功率电平，电机通常被制成多相(12、18等)。因此，多个电机控制器驱动单个电机。这还影响保护逻辑以及其电机控制器之间的协调。
发明内容
下面在一些细节中公开的主题涉及一种用于飞行器电力推进的容错电力系统架构。更具体地，公开了用于保护飞机电力推进电机驱动系统的系统和方法。此处所提出的架构还满足了飞行器的高动力推进需求以及系统可控性和可用性的航空航天需求。在一些部件发生故障的情况下(或一个或多个故障)，此处公开的容错系统继续操作。此处，将系统的部分崩溃时维持功能的能力称为“退化”。当系统的某部分发生故障时，容错设计能够使得系统可能以降低的水平继续其预期操作，而非完全故障。
此处所公开的飞行器电力推进电机驱动系统包括：电机控制器，将来自电池的直流电流(DC)转换成用于为一个或多个电动机供电的交流电流(AC)。电机控制器包括多组逆变器以及控制逆变器电源开关的开关状态的相应逆变器控制器。电机控制器经由HVDC总线从电池(或包括多个电池模块的电池系统)接收DC电力。在HVDC总线上发生故障的情形下，不仅电池对故障进行馈电，而且电机也通过电机控制器对故障进行馈电。
当检测HVDC总线上的故障时，保护电路通过发布使具有高压DC总线输入的上游接触器断开的命令而切断电机的电源(如美国专利申请号16/862,212中公开的)。然而，即使在发生故障之后断开电池，旋转电机也会再生通过电机控制器被馈电至故障的电流。即使电机控制器中的全部开关断开，电机控制器续流二极管仍连接；二极管用作整流器并且允许来自旋转电机的再生电力对故障进行馈电。因为电机是用于推进的大型电机，所以再生电流可能非常大，达到数千安培。继续使螺旋桨和电机旋转的气力较大并且将继续使电机旋转，直至通过螺旋桨螺距控制器(以下称“调节器”)使螺旋桨顺桨(指调整螺旋桨叶片的螺距使得螺旋桨叶片与气流几乎平行)。使螺旋桨顺桨可能需要约10秒。利用数千安培在约10秒内馈送故障将过多的能量引入到飞机结构中，具有可能意料不到的后果。需要限制飞机结构暴露于高能故障。
对于容错架构中的HVDC总线上的故障，继续使电力推进电机操作退化、而非命令完成系统关闭可能是有益的；该故障状况下的安全操作仍是可能的。还可以使用用于控制系统关闭的第二健康通道，从而允许在具有冗余通道的架构的故障状况下延长电力推进系统的操作(几秒或几分钟)。
根据此处所提出的创新型技术，电机控制器开关在发生HVDC总线故障之后遭遇有源短路(ASC)。使电机控制器开关发生短路具有将再生电流重新导向至电机控制器、而非故障的效果。再生电流在电力推进电机与电机控制器之间循环。能够在毫秒内非常快地控制电机控制器的ASC。电力推进电机与电机控制器仍通过液体被主动地冷却；因此，通过冷却系统主动地(actively)管理在电机与电机控制器之间循环的短路电流的加热效果。在发生故障之后并且在控制ASC之后，螺旋桨螺距控制器(调节器)在典型的时间间隔过程中通过熟知的方式使螺旋桨顺桨。在螺旋桨被顺桨之后，使得电机旋转的螺旋桨上的气力极大地减少。电机停止旋转并且因此停止再生动力。当停止再生动力时，电机控制器开关可以可选地被命令从ASC状态返回至断开状态。
产生高电流/高能状况的其他可能故障如下：电源开关故障短路、电机控制器与电机之间的馈电器中的相间或三相短路、以及电机匝间短路。当在正轨与负轨之间检测发生短路时，流经逆变器的上功率设备与下功率设备的大短路电流可能发生击穿。本公开还提出了当电机或电机控制器中发生故障时用于保护系统的保护逻辑。
尽管将在下面一些细节中描述用于保护飞机电力推进电机驱动系统的系统与方法的各个实施方式，然而，一个或多个这些实施方式可以表征为下列一个或多个方面。
下面详细公开的主题的一个方面是用于响应故障的发生而保护电力推进系统的方法，方法包括：激活电机控制器中的逆变器的电源开关发生短路，以对由电机再生的电流进行重新导向，电机电耦接至电机控制器并且机械地耦接至螺旋桨；并且在电机再生电流的同时，使螺旋桨顺桨。
下面详细公开的主题的另一方面是电力推进单元，包括：电池；DC总线，连接至电池以从电池接收DC电力；电机控制器，连接至DC总线以从DC总线接收DC电力，电机控制器包括多个逆变器；AC电机，连接至电机控制器以从电机控制器接收AC电力；螺旋桨，机械地耦接至AC电机，螺旋桨包括具有可调整螺距的螺旋桨叶片；调节器，被配置为调整螺旋桨叶片在顺桨操作过程中的螺距；以及控制系统，被配置为执行操作，包括：激活电机控制器中的逆变器的电源开关发生短路，以对由AC电机再生的电流进行重新导向；并且激活调节器，以在电机再生电流的同时，使螺旋桨顺桨。
下面详细公开的主题的又一方面是用于包括多个逆变器的电机控制器的分级控制关断的方法，方法包括：(a)使电机控制器的每个逆变器中的一排电源开关中的电源开关闭合；(b)断开电池接触器，以使电池与电机控制器断开；(c)使电机控制器的每个逆变器中的DC链路电容器放电；并且(d)在DC链路电容器放电之后，使电机控制器中的全部断开的电源开关闭合。
又一方面是用于响应电源开关断开故障而保护电力推进系统的方法，方法包括：(a)检测电机控制器的逆变器的一排中的电源开关断开故障；(b)判断在磁场削弱操作过程中是否发生电源开关断开故障；并且(c)根据在步骤(b)中做出的判断采取保护措施。步骤(c)包括：如果在磁场削弱操作过程中不发生电源开关断开故障，则使逆变器中的其他电源开关断开。如果在磁场削弱操作过程中发生电源开关断开故障，步骤(c)则包括：使逆变器的另一排中的电源开关闭合；断开电池接触器，以使电池与电机控制器断开；使逆变器中的DC链路电容器放电；并且在DC链路电容器放电之后，使一排中的全部健康的电源开关闭合。
又一方面是电力推进单元，包括被配置为执行紧跟的前一段落中所描述的操作的控制系统。下面公开了用于保护飞机电力推进电机驱动系统的系统和方法的其他方面。
附图说明
可以在各个实施方式中独立地实现或可以结合一些其他实施方式实现前一部分中所讨论的特征、功能、以及优点。出于示出上述以及其他方面之目的，下面将参考附图对各个实施方式进行描述。
图1是示出包括经由HVDC总线从电池系统接收DC电力的DC至AC转换器的航空航天电力推进系统的HVDC总线上的故障以及电力流的示图。
图2是示出具有带两个通道的电机控制器的航空航天电力推进系统的一个HVDC总线上的故障并且还示出当响应故障而调用安全模式时的故障通道中的电源开关的状态的示图。
图3是根据一个实施方式的识别被配置为使用液体冷却剂移除电机与电机控制器中的热的冷却系统的一些部件的框图。
图4是根据所提出的一个实现方式的识别用于控制螺旋桨的旋转速度的算法的步骤的流程图。
图5是根据另一实施方式的表示航空航天电力推进系统架构的示图，其中，控制器经由控制局域网进行通信。
图6是表示其中发生HVDC总线故障的电力推进控制架构的示图，通过由电机再生的短路电流而对该故障进行馈电。
图7是示出其中电源开关保持断开、而通过由电机再生的短路电流对HVDC总线故障进行馈电的电机控制器的一个逆变器的示图。
图8是示出其中响应HVDC总线故障使下一排三个电源开关闭合、而上一排三个电源开关保持断开的电机控制器的一个逆变器的示图。
图9A是示出响应HVDC总线故障而闭合的电机控制器中的一排三个电源开关的示图。
图9B是示出发起有源短路之前和之后流经电机控制器中的逆变器的一个下开关及其互补的上开关的相应电流的电流与时间的曲线图。
图9C是示出当电源模块连接至散热器时的热阻的堆叠的树形图。
图10A是示出其中响应HVDC总线故障而使全部六个电源开关闭合的电机控制器的一个逆变器的示图。
图10B是示出流经电机控制器中的逆变器的一个下开关及其互补的上开关的相应电流的电流与时间的曲线图。
图11是示出根据一个实施方式的电力推进单元的部件的示图，包括被配置为响应HVDC总线故障的检测而执行保护功能的电机控制器逆变器和电力推进控制器。
图12是根据一个实施方式的识别由保护功能所执行的方法的步骤的流程图。
图13是示出其中四通道电机控制器的一个通道具有短路电源开关的电力推进单元的一些部件的示图。
图14是示出被配置为采取保护措施来改善电机控制器的逆变器中的短路电源开关的后果的保护系统的部件的示图。
图15是示出用于响应图14中所描绘的电源开关短路故障情景而分级控制关断电力推进单元的方法的保护逻辑序列的流程图。
图16是示出根据第一实施方式的保护系统的部件的示图，其被配置为采取保护措施来改善3相AC电机的定子绕组中的匝间故障的后果。
图17是示出图16中所描绘的保护系统所使用的用于响应定子绕组中的匝间故障而分级控制关闭电力推进单元的保护逻辑序列的流程图。
图18是示出根据第二实施方式的保护系统的部件的示图，其被配置为采取保护措施来改善3相AC电机的定子绕组中的匝间故障的后果。
图19是示出图18中所描绘的保护系统所使用的用于响应定子绕组中的匝间故障而分级控制关闭电力推进单元的保护逻辑序列的流程图。
图20是示出根据第三实施方式的保护系统的部件的示图，其被配置为采取保护措施来改善3相AC电机的定子绕组中的匝间故障的后果。
图21是示出图20中所描绘的保护系统所使用的用于响应定子绕组中的匝间故障而分级控制关闭电力推进单元的保护逻辑序列的流程图。
图22是示出被配置为采取保护措施来改善电机控制器的逆变器中的电源开关断开故障的后果的保护系统的部件的示图。
图23是示出用于改善根据一个实施方式的图22中所描绘的电源开关断开故障的后果的保护逻辑的示图。
下面将参考附图，其中，不同附图中的类似元件具有相同的参考标号。
具体实施方式
下面在一些细节中描述用于保护飞机电力推进电机驱动系统的系统与方法的示出性实施方式。然而，本说明书中并未对实际实现方式的全部特征进行描述。本领域技术人员应当认识到，在开发任意该实施方式时，必须做出多个实现方式的具体决策来实现开发人员的具体目标，诸如与从一个实现方式至另一实现方式而变化的系统有关和业务有关的约束兼容。而且，应当认识到，这种开发努力可能是复杂并且耗时的，但无需多言，将是具有本公开的益处的本领域普通技术人员的日常工作。
此处所公开的飞机电力推进电机驱动系统包括：电动机，驱动螺旋桨的旋转；一个或多个电机控制器，被配置为将直流电流(DC)转换成交流电流(AC)；以及DC电源(例如，电池系统)。例如，DC电源可以包括：DC至DC转换器，用于使低压DC电源的电压电平增加或升压，以形成高压DC(HVDC)电源。如此处使用的，DC至DC转换器是用于改变DC电流电源的电压电平的电气或机电设备。然后，可以将高压DC电流电力馈送至电机控制器的一个或多个逆变器，以形成高压AC电源。
逆变器是将直流电流改变成交流电流的功率电子设备。在一个简单的逆变器电路中，DC电力通过初级绕组的中心抽头连接至变压器。开关快速地来回切换，以允许电流遵循通过初级绕组的一端并且然后通过另一端的两个交替路径流回至DC电源。变压器的初级绕组中的电流方向的交替使得在次级电路中产生交流电流。根据所提出的一个实现方式，每个逆变器包括开关系统、一组电感器、一组电容器、以及电磁干扰滤波器。根据逆变器的类型，开关系统可以包括不同数量的开关(以下称“电源开关”)。例如但不限于，使用双极晶体管设备、金属氧化物半导体场效应晶体管(MOSFET)设备、绝缘栅双极晶体管设备、或某一其他类型的半导体设备或开关设备可以实现各个电源开关。
逆变器可以采用各种形式，包括但不限于单相逆变器和三相逆变器。三相逆变器(以下称“3相逆变器”)用于变频驱动应用和/或诸如AC功率传输的高功率应用。基本的3相逆变器由三个单相逆变器构成，每个由串联的两个开关构成，且中心点连接至三个负载端子中的一个负载端子。对于最基本的控制方案，将三相脚中的六个开关的操作协调为使得一个开关在基本输出波形的每个60度点处操作。这产生了具有六个步长(step)的线到线输出波形。六步波形在方波的正截面与负截面之间具有零电压阶跃，以使得消除为三的倍数的谐波。当对六步波形应用基于载波的PWM技术时，保留波形的基本整体形状或包络线，以使得消除第三谐波及其倍数。为了构造具有较高额定功率的逆变器，两个六步3相逆变器能够并联连接而获得更高的额定电流或串联连接而获得更高的额定电压。在任意情况下，使输出波形发生相移，以获得12步波形。如果对额外的逆变器进行组合，则获得具有三个逆变器的18步逆变器等。尽管通常出于实现额定电压或电流增加之目的而对逆变器进行组合，然而，也改善了波形的质量。
图1是识别具有单个推进器2的典型航空航天电力推进系统架构的部件的框图。推进器2部分由将DC电力转换成AC电力的电机控制器50形成。由此，如此处使用的，术语“电机控制器”包括DC至AC转换器(图1中未示出)。推进器2进一步包括经由多个或一组AC电力线6从电机控制器50接收AC电力的AC电机30。推进器2进一步包括由AC电机30驱动而旋转的螺旋桨32。螺旋桨32包括机械地耦接至AC电机30的输出轴(图1中未示出)的螺旋桨轴34以及多个螺旋桨叶片36。推进器2进一步包括调节器42，调节器42被配置为通过改变螺旋桨叶片36的螺距而维持螺旋桨32的旋转的恒定速度。液压调节器通过使用液压阀54来控制发动机油通过螺旋桨32中的液压机构的流动而实现此目的。
在一些实现方式中，电机控制器50具有用于将AC电流提供至AC电机30中的相应组的定子绕组的多个通道。电机控制器50的每个通道包括具有一组电源开关的相应逆变器(图1中未示出)和控制电源开关的状态的逆变器控制器(图1中未示出)。电源开关连接至AC电机30的定子绕组。电机控制器50进一步包括测量由逆变器输出的AC电力信号的电压和电流的多对传感器(图1中未示出)，其传感器数据被反馈回至相应的逆变器控制器。由逆变器控制器控制逆变器的操作，逆变器控制器经由开关信号线(图1中未示出)将开关控制信号发送至逆变器并且从逆变器接收开关状态信号。电机控制器50的逆变器将DC电力转换成AC电机30的多相AC电力。逆变器与逆变器控制器组合构成作为电机控制器50的一部分的DC至AC转换器。更具体地，逆变器控制器生成用作需要溯源至电机30的参考电流和电压的脉冲宽度调制信号，以实现最优的机械扭矩输出。使用PWM生成函数对这些参考信号进行调制，PWM生成函数创建被发送至由逆变器控制器控制的逆变器中的电源开关的栅极驱动器的命令。
在图1所描绘的系统中，HVDC电源是电池18。例如，电池18可以包括被布置为形成电池组的多个电池模块24。在图1所描绘的示例性实现方式中，电池18包括经由相应的接触器8并联地连接至正DC母线38a和负DC母线38b的多个电池串。通过电流传感器16测量流经正DC母线38a的DC电流。每个电池串包括串联连接的多个电池模块24。通过相应的电流传感器(图1中未示出)测量流经每个电池串的DC电流。每个电池模块24是单个电池(图1中未示出)的并联/串联布置。可以通过相关联的模块监测单元(图1中未示出)对每个电池模块24进行监测。每个模块监测单元包括用于单独测量虚拟电池电压和单个电池温度的传感器。模块监测单元还包括分支电路。
系统进一步包括DC电压转换系统(图1中未示出)，其被配置为从电池18接收低压DC电力并且将低压DC电力转换成高压DC电力。图1中所描绘的系统进一步包括HVDC总线4，其被连接为将来自DC电压转换系统的高压DC电力承载至电机控制器50。例如，HVDC总线4可以包括分别连接至DC电压转换系统以从DC电压转换系统接收HVDC电力的一对HVDC母线。
DC电压转换系统(附图中未示出)包括电压转换器和转换器控制器。转换器控制器根据指定的切换模块算法(例如，脉冲宽度调制、相移调制、以及交错调制、或者两种或多种的组合等)生成控制信号。由转换器控制器使用上面提及的特定调制方法中的一种而控制电压转换器，以在实现特定电性能需求的同时，例如，就效率提高、电流纹波减少、噪音最小化等方面而言，将输入电压的输入电流转换成输出电压的输出电流。
图1中所描绘的系统还包括电池管理系统22。由电池管理新系统22管理电池18的操作。被结合到电池18中的每个模块监测单元将表示虚拟电池电压和单个电池温度的传感器数据通信至电池管理系统22。电池管理系统22还从电流传感器16接收数据。电池管理系统22可以被配置为确保电池串的冗余保护、故障安全操作以及选择性关断。电池管理系统22可以被进一步配置为提供电池过充电保护或者放弃可能导致电池热失控的其他事件或事件组合。更具体地，所选择的接触器8的开关状态可以被电池管理系统22控制为响应一个电池串中的故障状况(例如，短路)的检测而断开。
从图1中看出，系统进一步包括发动机控制单元10(ECU)。发动机控制单元10与位于电机控制器50内的逆变器控制器(图1中未示出)对接。电机控制器50的逆变器控制器通信地耦接至发动机控制单元10以从发动机控制单元10接收控制信号并且将反馈信号发送至发动机控制单元10。发动机控制单元10具有对全部的逆变器控制器执行监督与协调的作用。如下面一些细节中描述的，发动机控制单元10通信地耦接至电力推进控制器(图1中未示出)，电力推进控制器控制图1中所描绘的飞机电力推进电机驱动系统的整体操作。
图1描绘了其中HVDC总线4上发生故障3(例如，短路)的情形。在该实施例中，HVDC总线4可以供应1000-1600VDC的标称电压并且承载1000ADC的标称电流。在发生该故障的情况下，电池18能够供应与7000ADC一样高的较大故障电流(由向右指向的箭头指示)。如之前提及的，不仅电池18对故障进行馈电，而且AC电机30也通过电机控制器50对故障进行馈电。例如，可以通过AC电机30再生短路电流ISC＝7000ADC(由向左指向的箭头指示)。
图2是示出其中电机控制器50具有两个通道46a和46b的推进器2’的示图。通道46a经由第一配电板20a和第一HVDC总线4a接收由第一电池18a生成的DC电力，而通道46b经由第二配电板20b和第二HVDC总线4b接收由第二电池18b生成的DC电力。由相应的电池管理系统22a和22b管理并且保护第一电池18a和第二电池18b。第一配电板20a和第二配电板20b中的每个配电板包括一对相应的电池接触器48，当闭合时，该对相应的电池接触器48将第一电池18a和第二电池18b分别连接至第一HVDC总线4a和第二HVDC总线4b，并且当断开时，该对相应的电池接触器48使第一电池18a和第二电池18b分别与第一HVDC总线4a和第二HVDC总线4b断开。在发生故障的情况下，可以禁用电机控制器50的一个通道，而其他通道继续操作。此处，该配置被称为电力推进系统的操作的退化模式。
在图2所描绘的实施例中，AC电机30是2x3相AC电机。从图2中看出，AC电机30经由AC电力线6从通道46a和46b接收AC电力。相应的电流传感器16测量流经AC电力线6的电流。AC电机30包括转子28和通过气隙与转子28分离的定子。示例性的定子包括从相应的逆变器接收AC电力的一组相应的星形连接的3相定子绕组26a和26b。转子28具有多个绕组(附图中未示出)或永磁体阵列，其绕组或永磁体阵列与由定子绕组产生的磁场相互作用，以产生使螺旋桨轴34转动的力。AC电机30进一步包括角速度和位置传感器(图2中未示出)，角速度和位置传感器检测转子28的电频率和角度位置并且将角速率信号w和位置信号输出至控制系统。角速率信号w与电机的旋转的机械速度(也是螺旋桨的速度)成比例。位置信号表示转子28的角度位置。
用于推进的电动机可以是永磁体电机。永磁体电机具有高功率密度、高效率、以及低重量的优点。保持电动飞行器的低重量是重要的。因此，在系统中使用高功率密度的部件。然而，永磁体电机具有需要特殊程序和仔细设计的故障隔离的特定意料不到的故障模式。永磁体电机在故障期间的一个缺点在于，因为由永磁体产生场激励，所以不能消除电机磁激励，其始终作为电机的一部分而存在。例如，如果电机绕组中存在匝间短路，则通过关断电机控制器不足以消除来自电机的电力。因为电机仍在旋转并且因为由于旋转磁体而仍存在场激励，所以短路的电机绕组仍生成电流并且将继续对故障进行馈电。此处提出的容错系统通过响应故障检测采取特殊措施而克服了上述困难。
在图2所描绘的简化实现方式中，通道46a包括第一逆变器14a(包括分别与三个相相关联的三对电源开关)和DC链路电容器40a，而通道46b包括第二逆变器14b(还包括三对电源开关)和DC链路电容器40b。第一逆变器14a与第二逆变器14b连接，以为一组相应的星形连接的定子绕组26a和26b提供三相AC电力。由相应的逆变器控制器(图2中未示出)控制逆变器14a和14b中的电源开关的状态。逆变器控制器通信地耦接至发动机控制单元10。例如，可以控制逆变器14a和14b的电源开关的状态，以在正常操作过程中为AC电机30提供6相AC电力。然而，出于下面说明的原因，图2描绘了电机控制器50的通道46a正常操作、而通道46b不正常操作的情形，而非处于逆变器14b中的全部电源开关闭合的状态。
从图2中看出，电力推进系统进一步包括电力推进控制器12，电力推进控制器12从推力控制杆和螺距控制杆(图2中未示出，但可参见图4中的推力控制杆21和螺距控制杆23)接收先导推力和螺距输入。电力推进控制器12从速度和位置传感器接收与螺旋桨旋转的速度成比例的信号w。电力推进控制器12还从电流传感器16接收表示测量电流的信号。电力推进控制器12将指令发送至发动机控制单元10以基于来自传感器和先导输入的信息控制逆变器的操作。电力推进控制器12还与电池管理系统22a和22b对接。电力推进控制器12被配置为将数字扭矩命令信号发送至发动机控制单元10并且将模拟螺距命令信号发送至调节器42。电力推进控制器12还被配置为控制配电板20a和20b上的电池接触器48的状态。
根据图2中所示的架构，由电力推进控制器12控制系统。电力推进控制器12通过推力和螺距控制杆21和23接受来自飞行员的输入。对于最优的推力系统操作，螺旋桨速度必须保持恒定，而不管推力和螺距命令。电力推进控制器12从速度传感器接收指示螺旋桨速度的传感器数据、将所测量的速度与参考速度信号进行比较、并且生成发送至发动机控制单元10的扭矩命令。
图4是根据所提出的一个实现方式的识别用于控制螺旋桨32的旋转速度的算法80(以下称“控制算法80”)的步骤的流程图。由电力推进控制器12执行控制算法80的步骤86、88以及90；由发动机控制单元10执行控制算法80的扭矩回路92。从图4中看出，电力推进控制器12从飞行员接口设备82接收参考螺旋桨旋转速度w_ref。飞行员接口设备82包括查询表84，其被配置为输出具有依赖于飞行员输入的值的参考螺旋桨旋转速度w_ref，其可以是“速度”命令或“动作保护”命令。当飞行员在任意紧急情形期间希望手动关断螺旋桨时，使用“动作保护”命令。当使用该信号时，将参考速度w_ref设置为零。电力推进控制器12还从速度和位置传感器接收信号w。然后，将信号w与参考w_ref进行比较(步骤86)。生成速度误差信号并且反馈至将速度误差信号变换成扭矩参考信号的速度控制器变换函数Cp(步骤88)。速度控制器Cp包括限速函数Wmax，以使得螺旋桨旋转速度不能超过Wmax极限，以防止超速状况(步骤90)。来自电力推进控制器12的输出信号是由发动机控制单元10接收的表示扭矩参考T_ref的信号。发动机控制单元10的扭矩回路112使用该扭矩参考生成与命令扭矩成比例的适当电流参考信号。将电流参考信号发送至电机控制器50。如此，使反馈速度控制回路闭合。
再次参考图2，电机控制器50包括被配置为使电机控制器50响应特定的故障而在安全模式下操作的保护电路44。保护电路44基于硬件。通常，通过模拟电路实现保护电路44。保护电路44能够发出分别使逆变器14a或逆变器14b中的电源开关响应从电力推进控制器12接收的命令而闭合的开关控制信号，进而响应故障检测而发出其命令。更具体地，保护电路44将低功率输入发送至电源开关的栅极驱动器。
图2描绘了其中HVDC总线4b上发生故障3(例如，短路)(以下称“HVDC总线故障3”)并且保护系统做出响应的情形。HVDC总线故障3可以是至少部分基于由电流传感器16(见图1)提供的电流信息而检测的差动保护故障，电流传感器16对流经总线接触器48并且流入HVDC总线4b中的电流进行感测。差动保护是对指定区域或一件装备的单元型保护。其基于仅当区域内部发生故障时，差动电流(输入电流与输出电流之间的差)才较高的事实。
响应图2中所描绘的HVDC总线故障3的检测，电力推进控制器12被配置为使保护电路44闭合全部电源开关14b并且使配电板20b上的总线接触器20断开。更具体地，在发生HVDC总线故障3之后，电源开关14b遭遇有源短路(ASC)。电源开关14b发生短路具有将来自AC电机30的再生电流重新导向至电机控制器50、而非HVDC总线故障3的效果。再生电流将在AC电机30与电机控制器50之间循环。更具体地，AC电机30中生成的电流进入电源开关14b并且在电机与电源开关之间循环。通常，电源开关14b是被设计成处理高电流的固态设备(例如，晶体管)。电源开关通过液体冷却剂(油、水和丙二醇的混合物、或任何其他介质)被主动地冷却，这是移除由流经电源设备的故障电流所生成的热的最有效方式。AC电机30也通过类似的液体冷却剂被主动地冷却。由此，由AC电机30生成的全部能量通过电机和电源开关中的损耗而耗散并且然后通过有源冷却系统被移除。
能够在毫秒内非常快速地控制电机控制器50的通道46b的ASC。因为AC电机30与电机控制器50仍通过液体被主动地冷却，所以通过冷却系统主动地管理在AC电机30与电机控制器50的通道46b之间循环的短路电流的加热效果。在发生故障之后并且在控制ASC之后，电力推进控制器12命令调节器42在典型的时间间隔过程中以熟知的方式使螺旋桨32顺桨。在螺旋桨32被顺桨之后，使AC电机30旋转的螺旋桨32上的气力极大地减少。AC电机30停止旋转，并且因此停止再生电力。当停止再生电力时，电源开关14b可以可选地被命令为从ASC状态转换回至断开状态。
图3是根据一个实施方式的识别被配置为使用液体冷却剂从电机定子25移除热并且从电源开关14移除热的冷却系统70的一些部件的框图。带有箭头的线指示承载液体冷却剂的管道。通过泵60使液体冷却剂循环。液体冷却剂离开泵60并且进入分流器64。分流器64将液体冷却剂分成流经电机定子36的部分和流经冷板62的部分，冷板62热传导地耦接至电源开关14。通过电机定子36的流使定子绕组冷却(图3中未示出)；通过冷板62的流使电源开关14冷却。将热的液体冷却剂泵至混合器66中并且然后通过热交换器68。当热的液体冷却剂流经热交换器68时，其被周围环境的空气(其用作散热器)冷却。然后，被冷却的液体冷却剂流回至泵60，从而完成一个回路。
图5是根据另一实施方式的表示航空航天电力推进系统架构的示图。电力推进控制器12从推力控制杆21和螺距控制杆23接收飞行员输入。电力推进控制器12经由第一控制器局域网(CAN1)与电池管理系统22进行通信并且经由第二控制器局域网(CAN2)与发动机控制单元10进行通信。电力推进控制器12将用于控制螺旋桨32的顺桨的模拟控制信号发送至调节器42。电力推进控制器12经由以太网连接将用于显示的信息发送至飞行显示单元56。
在正常操作中，电池18为电机控制器50提供HVDC电力。电机控制器50将DC电力转换成AC电力并且驱动AC电机30的旋转。发动机控制单元10从电力推进控制器12接收运行/停止和扭矩命令。电力推进控制器12监测飞行员输入和螺旋桨的速度。响应飞行员输入的需求推力，电力推进控制器12计算电机控制器50的扭矩命令。电机控制器50通过将具有适当幅值和相位的AC电流应用于电机30而做出响应，这生成用于使螺旋桨32旋转的扭矩。调节器42通过改变螺旋桨叶片36的螺距而调整螺旋桨速度32的旋转速度。在飞行员需要更大的推力的情况下，电力推进控制器12命令电机控制器50产生更大的扭矩。螺旋桨32趋于增加其速度，但是，调节器42对速度增加做出反应并且进而增加叶片螺距，从而导致飞行员所需求的推力增加。由此，保持螺旋桨在整个操作中的速度恒定并且通过改变电机扭矩和螺旋桨螺距设置而改变螺旋桨推力。
图5还示出了根据一个实施方式的用于使飞机上的电力推进单元装备接地的方案。电流返回网络包括用作电流返回网络72的铝结构。在地面电力系统中，使装备接地至建筑物和基础设施，并且最终，通常通过铜棒、管道等使这些建筑物接地至地面。在飞机上，无地面，因此，其被导电和轻便型的结构(通常是铝)取代。这就是全部电气装备接地的地方。电流返回网络72根据被称为“高阻抗接地”的接地构思而通过较大的1-Mohm电阻器连接至电池系统的中点。电机控制器50的封壳与电机外壳也接地至电流返回网络72。接地方案通常影响各件装备内部的保护如何作用以及选择什么类型的保护。
高功率的电力推进单元可以包括耦接在一起的多个电机和电机控制器。此外，每个电机控制器50可以包括多个逆变器，每个逆变器包括多个电源开关。每个逆变器的电源开关被切换至为电机供应三相AC电力。
例如，图6描绘了包括经由AC电力线6从逆变器14a接收3相AC电力的星形连接的定子绕组26a和从逆变器14b接收3相AC电力的星形连接的定子绕组26b的AC电机30。通过其自身的逆变器或电机控制器驱动每组3相绕组。这样做是为了减少产生推进的高扭矩所需的高电流流经电机绕组。具有多个绕组的电机还能够提供系统级的额外益处，诸如容错。在电机的一个绕组中发生故障的情况下，推进系统仍可使用具有减少容量的其他绕组进行操作。如果单个通道发生故障，则能够开发具有多个(三个、四个、六个等)星形连接的3相定子绕组的电机和电机控制器，由此增加容错并且减少对推进系统的整体影响。
图6描绘了HVDC总线故障3，例如，HVDC总线4的正电压轨与负电压轨之间可能发生HVDC总线故障3。电池保护(熔断器和/或串接触器8)非常快速地做出反应并且电池18从HVDC总线故障3断开。在电池保护功能做出反应之前，从电池18对HVDC总线故障3进行溯源。然而，即使在电池18从HVDC总线4断开之后，较大的气力(通过作用在螺旋桨32上而指示)继续使电机30旋转，从而使电机30生成即使逆变器14a和14b的全部电源开关断开、也对故障进行馈电的AC电力。结果是对HVDC总线故障3进行馈电的短路电流Isc。
当检测到发生HVDC总线故障3时，电力推进控制器10命令调节器42通过改变螺旋桨叶片36的螺距而使螺旋桨32顺桨，以减少螺旋桨32上的气力并且使电机旋转停止。螺旋桨顺桨过程可能需要10秒，在这个过程中，电机30大致用作恒定的电流源，并且如果没有采取措施，则继续对故障进行馈电。对于诸如图2中所示的故障冗余架构，螺旋桨32可能不被顺桨并且一个通道中的故障操作可能无限期地继续。
图7是示出当通过由电机30再生的短路电流对HVDC总线故障3进行馈电时的电机控制器50中的一个逆变器14的电路的示图。电机控制器50中的每个逆变器包括上一排的三个电源开关15a和下一排的三个电源开关15b。电机控制器50还包括DC链路电容器40以及附图中未示出的其他前端电路。上一排中的第一电源开关与下一排中的第一电源开关连接至电机30中的第一定子绕组；上一排中的第二电源开关与下一排中的第二电源开关连接至电机30中的第二定子绕组；并且上一排中的第三电源开关与下一排中的第三电源开关连接至电机30中的第三定子绕组。第一、第二、以及第三定子绕组处于120度分离的相应角度位置处。为了提供更稳定的DC电压，使用DC链路电容器，从而即使在逆变器吸收大电流的情况下也限制其波动：实际上，DC链路电容器用作滤波器，以补偿由于MOSFET开关从接通状态至断开状态的变换而产生的开关损耗，并且反之亦然。
图7还示出了图6中所描绘的系统的电机30的等效电路。电机30的每个等效电路包括电动势E、电阻R、以及电感L。电动势源类似于电压源，当电机30由于外部气力(诸如使螺旋桨32转动的风，由图7中的箭头74指示)而旋转时，产生电动势E。可以使用下列等式计算电动势E：
E＝Kt×Speed，
其中，Kt是电机扭矩常数，并且“Speed”是电机的机械速度。可以使用下列等式计算短路电流Isc：
Isc＝E/(L2w2+R2)1/2≈Kt/L，
其中，角速率w是电机电流的电频率。由此，短路电流Isc与电动势E成比例并且与电机电感L成反比例。
一旦发生HVDC总线故障3，电机30则始终用作恒定电流源，直至螺旋桨32被完全顺桨并且电机30停止旋转。在接近十秒的时间间隔过程中，当调节器42使螺旋桨32顺桨时，螺旋桨叶片36的螺距改变并且电机30的速度逐渐减小。速度减小导致由电机30产生的电动势E更低。然而，同时，电机30的阻抗也与速度成比例地减小。因此，即使速度减小产生更低的EMF，然而，因为电机30变成故障的减小的阻抗源，所以故障电流仍相同。由此，故障电流与电机速度无关，直至速度接近零。在不采取任意措施的情况下，数千安培可能对故障进行馈电若干秒，从而产生意料不到的高电流。
短路电流Isc的幅值取决于电机设计。例如，可以设计其中短路电流与标称操作电流相同的电机。然而，如此设计的电机应具有更大的电感L以及定子与转子之间的更大气隙，以减少电机扭矩常数Kt。更大的气隙产生更多的磁通量泄漏，并且因此实现相同的标称功率，电机30将在绕组中具有更多的磁体和更多的匝数。这导致电机设计更重、更大以及更不优化。
因此，对于更优化和更大功率密集的航空航天电机，本公开提出了具有更小气隙、更大电机扭矩常数Kt以及更小电感L的设计，以实现相同的标称功率。然而，该电机设计的短路电流将更高。如果电机30在全扭矩与最大速度时的标称操作电流是每单位1.0(p.u.)，则能够选择功率密度的最优电机设计，以使得电机30的短路电流在1.2至1.5p.u.的范围内(在每单位符号中，将物理量表示为基本值的分数，该基本值是幅值的参考值。)
为了减少电机再生电流在螺旋桨顺桨过程中对故障进行馈电的量，此处提出的创新型技术通过使电机控制器50中的电源开关短路而从故障转移电流。图8中示出了电机控制器50的一个这样的有源短路(ASC)，其中，电机控制器50中的每个逆变器的下一排三个电源开关15b闭合，而上一排三个电源开关15a保持断开。还可以使每个逆变器的上一排三个电源开关15a闭合，而下一排电源开关15b保持断开。因为电池18(图6中所示)仍能够连接至电机控制器50，所以不可能使任意逆变器中的全部六个电源开关闭合，因为在这种情况下，能够通过电机控制器50使电池电源发生短路，从而通过未被设计成耐受该高电流的电源开关发送数千安培。
根据用于保护电机控制器50的方法的所提出的一个实现方式，通过使每个逆变器中的上一排或下一排电源开关闭合可以调用有源短路。图9A是示出当响应HVDC总线故障3的检测而变回至操作的安全模式时已闭合的逆变器14中的一排三个逆变器电源开关15的示图。在该故障状况下，当电机30发生短路时，最优功率密度设计的电机短路电流Isc是1.2至1.5p.u.。例如，电机短路电流Isc是电机30的最大标称操作电流Inom(1.0p.u.)的1.2至1.5倍。当通过该组三个电源开关15引导该电流时，短路电流Isc在最大标称操作电流的√2x1.2至√2x1.5的范围内。每个开关中所耗散的功率Pdis与电流的平方成比例(Pdis＝RonIsc 2，其中，Ron是开关的接通电路)，即，从(√2x1.2)2＝2.9至(√2x1.5)2＝4.5。因此，在通过电机控制器50的三个电源开关15的ASC过程中，通过每个开关的功率耗散增加约3至5倍。因为开关结点温度Tj与所耗散的功率成比例，所以电源开关15的结点温度开始上升。当温度超过开关额定值时(通常为175℃)，开关可能被损坏。因此，如果ACS状况持续太久(几秒)，已闭合的电源开关15可能被损坏。在等待完成螺旋桨顺桨时(10秒)，不可能保持处于这种状况。另一方案是使电源开关的尺寸过大而承受较大的短路电流。然而，这将导致电机控制器50的重量和尺寸明显增加，这是航空航天电力推进应用所不能接受的。
图9B是示出流经一个逆变器中的下开关S1及其互补的上开关S2中的一个开关的相应电流的电流与时间的曲线图。在曲线图上，在由箭头指示的时间的时刻，在上开关(包括开关S2)中发起有源短路(ASC)。由虚线波形指示通过开关S1的电流；由实线波形指示通过开关S2的电流。在正常操作过程中(在ASC之前)，开关S1和S2仅在正弦周期的相应半个周期内导通。在ASC之后，下开关S1断开并且不再导通。然而，上开关S2发生短路并且现在全周期、而非半各周期内导通。进一步地，峰值电流Ip由于由电机30再生的短路电流而更高(1.2p.u.)。
如之前提及的，对于最大的结点温度，大部分电源开关的额定值是175℃。因此，逆变器设计的一个约束条件在于短路过程中的结点温度不能超过175℃。类似的设计约束条件适用于电机。电机30的铜绕组中的功率耗散与电机中的短路电流Isc的平方成比例，其是短路过程中的标称操作电流的1.2倍。由此，电机30中的铜绕组的温度不能超过230℃。
图9C是示出当电源模块连接至散热器时的热阻的堆叠的树形图。由圈起的箭头指示电源设备(或电源开关)的结点处的热源76。电源设备的结点位于电源模块内。模块Rth_Mod内存在热阻Rth_Mod。电源模块通过热界面材料(TIM)(诸如热油脂)连接至散热器。Rth_TIM表示热界面材料的热阻并且Rth_Heatsink表示散热器的热阻。为了确保电源设备的结点温度不超过其额定的最大可允许结点温度(通常为175℃)，考虑全部热阻是重要的。
根据用于保护电机控制器50的方法的所提出的另一实现方式，通过使逆变器14的全部六个电源开关闭合可以调用有源短路。图10A是示出逆变器14中的上一排三个电源开关15a和下一排三个电源安开关15b的示图。在响应HVDC总线故障3的检测而变换至操作的六个开关闭合(SSC)模式时，使全部六个开关闭合。在该故障状况下，当电机30发生短路时，最优功率密度设计的电机短路电流Isc再次为1.2至1.5p.u.。例如，电机短路电流Isc是电机30的最大标称操作电流Inom(1.0p.u.)的1.2至1.5倍。然而，当通过全部六个开关分配该电流时，通过每个开关的电流减少2，即，通过每个开关的短路电流Isc将在最大标称操作电流的√2×0.6至√2×0.75的范围内。每个开关中所耗散的功率Pdis与电流的平方成比例，即，从(√2x0.6)2＝0.72至(√2x0.75)2＝1.1，这低于或非常接近通过开关的标称操作电流。在这种状况下，电源开关15a和15b能够无限期地操作。
图10B是示出流经逆变器(其中，全部六个开关已经闭合)的下开关S1及其互补的上开关S2中的一个开关的相应电流的电流与时间的曲线图。在曲线图上，在由箭头指示的时间的时刻，在上开关(包括开关S2)中发起有源短路(ASC)。由虚线波形指示通过开关S1的电流；由实线波形指示通过开关S2的电流。在正常操作过程中(在ASC之前)，开关S1和S2仅在正弦周期的相应半个周期内导通。在ASC之后，下开关S1与上开关S2发生短路并且现在再全周期、而非半个周期内导通。进一步地，峰值电流Ip由于由电机30再生的短路电流而更低(0.6p.u.)。因此，因为系统被设计成处理正常操作过程中的全部损耗量，所以开关的节点温度将不超过最大可允许的节点温度。
如图11中所描绘的，根据一个实施方式，电力推进控制器12被配置为响应HVDC总线故障3的检测而执行保护功能。通过该保护功能执行的方法100包括图12中所示的操作序列。当检测到HVDC总线4上的故障时，由电力推进控制器12控制电机控制器50中的三个(上或下)电源开关的ASC(即，闭合)(步骤102)。同时或几乎同时，电力推进控制器12命令电池接触器48断开并且DC链路电容器40放电(步骤104)。当确认总线接触器48断开时(通常，小于50msec)，电力推进控制器12命令电机控制器50从三个开关闭合变为六个开关闭合(步骤108)。换言之，保持断开的全部电源开关现在闭合。然而，如果电池18仍连接至电机控制器50，则不可以使全部六个开关短路。在HVDC总线故障状况下，存在从电池18流入的较大电流。因此，在激活SSC模式之前，电池18必须断开。
在总线接触器断开期间，还可以将三个开关闭合状况从下电源开关15b周期地改变至上电源开关15a(并且反之亦然)，以减少开关上的热应力。例如，如果总线接触器断开时间是50msec，则可以使电机控制器50的上三个开关15a保持闭合10msec，然后，使上开关断开10msec并且使下开关闭合10msec等，直至确认总线接触器处于断开状况。一旦确认总线接触器48断开，则命令电机控制器50进入SSC模式。
此外，响应HVDC总线故障3的检测，电力推进控制器12命令调节器42(见图6)开始使螺旋桨32顺桨。电力推进控制器12还监测螺旋桨速度w。当螺旋桨32被完全顺桨时，电机的速度下降接近零并且无来自电机30的再生能量。保持电机控制器50处于SSC模式还对电机30施加制动扭矩，这也有助于保持电机和螺旋桨旋转速度为零。因此，电机30与逆变器14处于安全操作模式。
对于具有双电机驱动的螺旋桨(发动机)的飞机，使故障推进通道的螺旋桨32顺桨至关重要。飞机仍能够利用一个发动机飞行。然而，如果故障推进通道的螺旋桨32未被顺桨，则该状况产生较大的不对称推力，从而可能使得飞机在一定时间之后不受控。
发生高电流/高能状况的其他可能故障如下：电源开关故障短路、电机控制器50与电机30之间的馈电器中的相间或三相短路、以及绕组中的电机匝间短路。
图13是示出其中电机控制器50具有四个通道46a-46d的电力推进单元的一些部件的示图。每个通道包括一逆变器。在图13中，仅通道46a和46b中的相应逆变器14a和14b是可见的。在图13所描绘的情景中，逆变器14a在上一排电源开关15a中具有短路电源开关(最左侧)。
通常，随着近年来在电力电子工业中的发展，当存在击穿时，启动电力设备级的去饱和保护。当检测正轨与负轨之间由于流经上电力设备与下电力设备的较大短路电流而发生短路时，可能发生击穿。在正常操作中，同一相脚的上开关与下开关从未同时接通。上开关与下开关始终异相操作，即，当上开关闭合时，下开关断开，并且反之亦然。在击穿状况期间，上电源开关与下电源开关由于任何异常的原因而闭合。击穿状况的可能原因可能是命令两者开关进入接通位置的软件错误、处理器锁存、对栅极驱动器创建故障导通命令的电磁干扰等。因为击穿是意料不到的状况，所以必须非常快速地检测并且清除，使用去饱和保护能够实现此操作。
去饱和保护是连续检测跨电力设备的电压以及设备命令状态的模拟电路。当电力设备处于接通状态时，跨设备的电压可能较低；当电力设备处于断开状态时，跨设备的电压可能较高。因为相脚中的一个电力设备(上或下)必须断开，所以当跨两个电力设备的电压在同一时间(同时)较低时，检测击穿状况。在这种情况下，在几秒内快速地命令两个电源开关进入断开状态并且还命令六开关逆变器14中的全部其他开关进入断开状态。当命令进入断开状态，因为电源开关不能断开，所以当电机控制器中的一个电源开关发生故障短路时，将触发去饱和保护。去饱和保护将使得逆变器14中的全部六个电源开关断开。
通过计算机模拟上述保护程序。当模拟故障时，产生较大的电磁扭矩纹波。在去饱和保护首先命令电机控制器50的第一逆变器中并且然后其他逆变器(图13所描绘的实施例中的第二至第四逆变器)中的六个开关断开(SSO)之后，此时，全部电源开关15a和15b断开并且电机30降速(spin down)。然而，电机降速需要若干秒，在此时间段期间，电机30再生能量，其通过故障电源开关与导电续流二极管58而循环。模拟指示该状况产生非常高频率的扭矩纹波(幅值为加/减1000Nm)。电机30与螺旋桨轴34的全部机械接口中存在该高频扭矩纹波。如果该纹波持续若干秒，则纹波可能对电机30和螺旋桨轴34的结构完整性产生不利影响。为了使该意料不到的状况的持续时间最小化，本公开提出了创新型的保护逻辑。
图14是示出根据一个实施方式的保护子系统的部件的示图，该子系统包括被配置为采取保护措施来改善电机控制器50的任意一个逆变器中的短路电源开关的后果的控制器。更具体地，图14示出了电机控制器50的一个通道46b中的最左侧电源开关发生电源开关短路故障7的情景。电机控制器50包括多个逆变器(图14示出了两个逆变器14a和14b)，每个逆变器由从被配置为执行矢量控制功能的发动机控制单元10接收表示参考正交和直流电流的信号的相应逆变器控制器控制。矢量控制(也被称为场向控制)是变频驱动控制方法，其中，将三相AC电动机的定子电流(正交电流Iq与直流电流Id)识别为能够利用矢量而被可视化的两个正交相量分量。一个分量定义电机的磁通量，另一个定义扭矩。
Id/Iq控制器17(发动机控制单元10的部分)从由电力推进控制器12给出的通量和扭矩参考中计算对应的电流分量参考Iq和Id。图14中的Id和Iq箭头表示，通过改变Id和Iq值，一些具体的电机和电机控制器特征改变。Id和Iq值影响控制特征并且因此影响变化过程中的硬件响应。更具体地，然后，逆变器控制器(图14中未示出)基于正交和直流电流误差信号计算正交和直流电压。场向控制是以高准确性和带宽控制3相AC电机的扭矩的强大控制策略。在硬件或软件中能够实现此策略。该电机控制功能需要关于转子位置的信息。通过使用位置传感器(例如，类似解析器)能够获得该信息。然而，还能够采用无传感器电机控制作为变体。无传感器控制指代替依赖于传感器对转子位置进行感测，使用位于电机控制器内的数学模型或“观测器”从电机电流和电压中推导转子位置。
图14中所描绘的Id/Iq控制器17在下列两种模式下操作：标称(图14中的“Nom”)模式和紧急(图14中的“Emer”)模式。标称模式期间的控制器操作不在本公开的范围内。在紧急模式下，Id/Iq控制器17生成所计算的参考电流Iq和Id，以使DC链路电容器40放电。具体地，Id/Iq控制器17命令较大的直流电流Id。这将不在电机30中产生扭矩，但是，将使DC链路电容器40快速地放电，以使得其安全进入SSC模式(六个开关闭合)。
代替响应电源开关短路故障7而调用电机控制器50的全部逆变器的SSO模式，本公开提出了进入安全模式的分级控制关断。图15是示出根据一个实施方式的电力推进单元的分级控制关断的方法100a的保护逻辑顺序的流程图。首先，保护逻辑被配置为响应电源开关短路故障7的检测而判断短路电源开关是否是上一排电源开关15a或下一排电源开关15b的一部分。然后，针对同一排中的其他两个电源开关而控制ASC(步骤102a)。另一方面，如果上一排电源开关15a中的电源开关发生故障短路，则命令上一排中的其他两个电源开关15a从断开状态变换至闭合状态。另一方面，如果下一排电源开关15b中的电源开关发生故障短路，则命令下一排中的其他两个电源开关15b从断开状态变换至闭合状态。结果在于保护功能使电机30发生短路并且使电机30开始制动。其次，命令电池接触器48断开(步骤104)。当确认电池接触器48处于断开状态时，通过命令大的直流电流Id而使电机控制器50的全部健康通道中的DC链路电容器40放电(步骤106)，从而将大的直流电流Id发送至电机30。不同于在电机30中产生扭矩的正交电流Iq，直流电流Id并不产生扭矩，而是生成用于削减转子28中的永磁体的磁场的能量。这允许DC链路电容器40在几秒内快速地放电。存在用于使图19和图21中详述的DC链路电容器放电的可替代方式(下面一些细节中讨论的)。最后，当无故障逆变器的前方的DC链路电容器40放电时，命令保持断开的电机控制器50的每个逆变器中的全部开关闭合(步骤108)。这允许电机30快速地制动，从而使得具有大扭矩和电流纹波的不安全状况的持续时间最小化。DC链路电热器40的放电对于人员在地面上的后续维护操作中对故障装备进行安全处理的必要的。
重要的是区分检测到什么类型的故障以及位置在哪儿。因为每个故障具有其自身的特征，所以可以实现此操作。电机控制器50能够监测全部必要的信号(输入与输出DC和AC电压与电流、电机速度、转子位置、计算电机扭矩等)并且区分检测什么类型的故障。根据该判断，选择“安全状态模式”为故障电机控制器通道中的电源开关的短路或断开。
AC电机的定子绕组中可能发生的一个共同故障是匝间故障。当同一定子绕组(线圈)中的两匝之间的绝缘损坏并且产生短路时，可能发生这种情况。定子绕组可能发生的另一故障是相间故障。这起因于两个独立的相之间的绝缘损坏，通常在同一时隙中邻近于彼此。三相故障指其中三个星形连接的定子绕组发生短路的状况。
图16是示出根据第一实施方式的保护系统的部件的示图，其被配置为采取保护措施来改善3相AC电机30的定子绕组中的匝间故障9的后果。图16中所示的保护系统与图14中所描绘的保护系统的不同仅在于，代替仅无故障逆变器中的DC链路电容器40放电，通过命令大的直流电流Id使全部逆变器中的DC链路电容器40放电。当发生电机相间故障或电机三相故障时，也调用相同地响应。
图17是示出由图16中所描绘的保护系统使用的用于响应定子绕组中的匝间故障9而分级控制关闭电力推进单元的方法100b的保护逻辑顺序的流程图。首先，保护逻辑被配置为判断电机30中是否发生匝间故障9。然后，控制每个逆变器的同一排(上排或下排)中的三个电源开关的ASC(步骤102)。结果是保护功能使电机30发生短路并且使电机30开始制动。其次，命令电池接触器48断开(步骤104)。当确认电池接触器48处于断开状态时，通过命令大的直流电流Id需求使电机控制器50的全部通道中的DC链路电容器40放电(步骤106)。最后，当全部通道中的DC链路电容器40放电时，命令保持断开的电机控制器50的每个逆变器14中的全部开关闭合(步骤108)。当存在SSC状况时，电机与电机控制器处于安全操作模式44。这允许电机30快速地制动，以使得具有大扭矩和电流纹波的不安全状况的持续时间最小化。DC链路电容器40的放电对于人员在地面上的后续维护操作中对故障装备进行安全处理同样是必要的。
图18是根据第二实施方式的示出保护系统的部件的示图，其被配置为采取保护措施来改善3相AC电机30的定子绕组中的匝间故障9的后果。图18中所示的保护系统与图16中所描绘的保护系统的不同仅在于，代替通过命令大的直流电流Id使DC链路电容器40放电，保护系统被配置为通过将三个电源开关放置在线性模式的另一排电源开关中(未发生短路)而使DC链路电容器40放电。由箭头19指示从电力推进控制器12至发动机控制单元(图18中未示出)并且然后从发动机控制单元至逆变器控制器(图18中未示出)的控制信号链。(箭头19并不表示从电力推进控制器12被直接发送至逆变器的信号；并不发生这种直接通信。)当发生电机相间故障或电机三相故障时，也调用相同的响应。
由图18中的箭头19表示的控制信号序列(包括开关状态命令)将上一排电源开关15a置于线性模式(这假设下一排电源开关已经发生短路)。通常，电源电子开关在闭合或断开模式下操作。在线性模式中，电源开关既不闭合也不断开，而是处于中间状态。当电源开关断开时，其电阻非常大并且不存在流经开关的电流。当电源开关闭合时，其电阻非常小并且存在流经开关的大电流。在线性模式中，开关的电阻具有非常大电阻与非常小电阻的值之间的值，而电源开关处于半闭合或半断开位置。通过对开关的栅极应用指定的电压信号能够实现开关的这种状况。使用线性模式对DC链路电容器40进行放电的优点在于，能够通过线性模式控制开关电阻而控制电容器放电电流。当电容器放电时，如果命令电源开关变换至(全)闭合状态，则将产生使电容器过热并且损坏电容器的非常大的放电电流。通过使用DC链路电容器40的受控电流放电，限制了放电电流并且还限制了电容器加热并且使电容器延长一定的时间。
图19是示出由图18中所描绘的保护系统使用的用于响应定子绕组中的匝间故障9而分级控制关断电力推进单元的方法100c的保护逻辑顺序的流程图。首先，保护逻辑被配置为判断电机30中是否发生匝间故障9。然后，控制每个逆变器的同一排(上或下)中的三个电源开关的ASC(步骤102)。其次，命令电池接触器48断开(步骤104)。当确认电池接触器48处于断开状态、但具有最大可允许值以下的电压时，通过将三个电源开关置于线性模式的上一排或下一排中而使电机控制器50的全部通道中的DC链路电容器40放电(步骤110)。由此，通过将一排中的三个开关置于线性模式而使DC链路电容器40放电，而使用另一排中的三个开关使电机30发生短路。最后，当全部逆变器中的DC链路电容器40放电时，命令保持断开的每个逆变器14中的全部开关闭合(步骤108)。
图20是示出根据第三实施方式的保护系统的部件的示图，其被配置为采取保护措施来改善3相AC电机30的定子绕组中的匝间故障9的后果。电机控制器50的每个通道包括与固态开关78串联连接的放电电阻器79，其串联连接的元件与DC链路电容器40并联连接。在该实施例中，使DC链路电容器40放电，从而命令固态开关78闭合。由箭头13指示从电力推进控制器12至发动机控制单元(图18中未示出)并且然后从发动机控制单元至固态开关78的驱动电路(图18中未示出)的控制信号链。(箭头13并不表示从电力推进控制器12被直接发送至前端电路的信号。)当发生电机相间故障或电机三相故障时，也调用相同的响应。
图21是示出由图20中所描绘的保护系统使用的用于响应定子绕组中的匝间故障9而分级控制关闭电力推进单元的方法100d的保护逻辑顺序的流程图。首先，保护逻辑被配置为判断电机30中是否发生匝间故障9。然后，控制每个逆变器的同一排(上或下)中的三个电源开关的ASC(步骤102)。其次，命令电池接触器48断开(步骤104)。当确认电池接触器48处于断开状态时，由放电电阻器79响应固态开关79的闭合而使电机控制器50的每个通道中的DC链路电容器40放电(步骤112)。在DC链路电容器40放电之后，命令保持断开的每个逆变器14中的全部开关闭合(步骤108)。
电机控制器50中的另一种可能的异常状况是电源开关断开故障。计算机模拟的结果表明电源开关断开故障导致电机电流中产生大量的DC含量(正常为AC)，从而使得大的电机电流不平衡或大的DC链路电流纹波上升。因此，可以基于这些特征的存在或这些特征的组合对电源开关断开故障进行检测(感测)。计算机模拟表明，在电源开关断开故障状况期间，对电机速度和扭矩无明显的影响。
如果发生电源开关断开故障，则不能控制开关从断开状态变换至闭合状态并且始终保持处于断开状态。该故障的效果是双重的。首先，电机相电流Ia、Ib、以及Ic将具有较高的DC含量。正常情况下，电机电流接近正弦AC电流，但是，如果一个开关保持断开，则这些AC电流将上下移位并且将具有DC分量。此外，在DC输入处，因为存在多个逆变器和多个DC链路电容器，所以在电机控制器的输入处的DC链路电容器之间存在循环电流。
图22是示出根据一个实施方式的被配置为采取保护措施来改善电机控制器50的逆变器14中的电源开关断开故障11的后果的保护系统的部件的示图。系统配置有保护逻辑。在所提出的一个实现方式中，保护逻辑为代码形式，处理器执行代码，以执行保护控制算法。如上所述，通过电机电流中存在大的DC含量、电机相电流中存在大的不平衡、大的DC电力纹波、或这些状况的组合能够检测电源开关断开故障11。当发生故障时，则根据电力推进系统的操作条件而调用保护清除逻辑。更具体地，如果在磁场削弱操作过程中发生故障，即，当将大量的Id电流注入到电机30中时，保护序列中的最后步骤则是逆变器中的全部开关的ASC。如果在无削弱磁场的情况下发生故障，当不注入Id电流时，保护序列中的最后步骤则是电机控制器50中的SSO(六个开关断开)。
当需要保持电机30的标称操作速度时，当DC链路电压相对较低时，则使用磁场削弱。电机速度与由电机控制器50提供的电压成比例。电机速度越高，由电机30生成的反电动势(EMF)则越高。对于能够以指定的速度驱动电机30的电机控制器50，电机控制器50应向电机30提供大于由电机反EMF生成的电压的电压。然而，当DC链路电压较低时，电机控制器50不能克服由电机反EMF生成的电压。在这种情况下，电机30的速度下降，除非采用磁场削弱电机控制技术。在电机磁场定向控制中，Iq电机电流分量生成扭矩，而Id分量生成电机电压，有效地减少了磁场并且因此降低由旋转电机生成的反EMF。因此，正常情况下，当DC链路电压足够高时，更为有效的是将电机控制器50中的Id电流的参考点设置为零、并且使用全部可用的电机控制器电流作为Iq分量而从电机30中提取最大可用扭矩。然而，当DC链路电压较低并且需要保持电机速度时，可以注入Id电流来降低电机反EMF，以允许在较低的DC电压状况下进行操作。在这种状况下，也注入Iq电流，但是，因为使用全部可用电流的部分能够使得电机30保持其速度并且不再生成扭矩，所以通常为降低电平的电流。还可以扩展电机控制器电流能力，以在削弱磁场操作过程中传递全部的扭矩。
当在磁场削弱区域中驱动电机30时，即，当DC链路电压低时，注入Id电流，以减少并且保持电机反EMF处于低电平，并且如果电机控制器50此时突然停止操作并且采用SSO条件，则不再将Id电流注入到电机30中。在这种状况下，因为电机30继续以相同的速度旋转并且在该点处不能克服所生成的电机反EMF(Id电流是零)，所以电机反EMF突然增加。然后，通过电机控制器50的续流二极管58对再生电压进行整流并且产生的电压明显高于由电池18提供的DC链路电压。当发生这种情况时，电机30不可控地再生返回至电池18的电力。因为电池18是低阻抗源并且再生电力显著，所以结果是大电流流回至电池18。该电流可能比电池标称充电电流大许多。这种意料不到的状况可能导致电池过充电以及随后的过热和热失控。由此，在磁场削弱操作过程中，不能使用电机控制器50的SSO策略。替代地，应使用ASC，以使得电机30发生短路并且仅再生电流在电机30和电机控制器50中循环。然而，当电机30不处于磁场削弱操作模式时，采用SSO策略更佳，对电池18的危害较低。此外，如同采用ASC的情况，SSO策略不对电力推进系统产生额外的制动阻力。
图23是示出根据一个实施方式的用于改善图22中所描绘的电源开关断开故障11的后果的保护逻辑的示图。如果再生电流Iregen大于极限电流，则调用安全模式44。如果不在磁场削弱操作区域中，则命令电机控制器50变换至SSO模式，并且电力推进系统能够继续已退化的电力推进电机操作、而非命令完成系统关断。如果在磁场削弱模式下操作电机30，则命令电机控制器50处于ASC模式，即，当一排三个开关具有电源开关断开故障时，使逆变器中的另一排三个开关闭合。然后，使用上面讨论以及图16至图21中所示的一种技术命令电池接触器48断开并且DC链路电容器40放电。在最后步骤中，处于ASC模式的电机控制器50命令逆变器的全部健康(未发生断开故障)开关闭合。
尽管已经参考各个实施方式对用于保护飞机电力推进电机驱动系统的系统和方法进行了描述，然而，本领域技术人员应当理解的是，在不偏离此处的教导的范围内，可以做出各种改变并且等同物可以替代其元件。此外，在不偏离其范围的情况下，可以做出多种改造而使此处的教导适应于具体的情形。因此，其并不旨在使权利要求局限于此处所公开的具体实施方式。
可以使用硬件或结合软件的硬件实现此处所公开的电力推进控制器及发动机控制单元(亦称发动机控制器)。例如，可以使用可配置的硬件、可编程设备、或两者实现控制器。可配置的硬件可以包括被配置为执行控制器的一种或多种功能的硬件。可编程设备可以包括编程为实现控制器的一种或多种功能的任意设备。例如但不限于，可编程设备可以包括中央处理单元、微处理器、或数字信号处理器。可编程设备可以被配置为运行程序指令形式的软件或固件，以实现控制器的一种或多种功能。可以将程序指令存储在任意适当的非易失性的有形计算机可读存储介质中，以供可编程设备运行或转移至可编程设备。
如权利要求中使用的，术语“控制系统”包括一个或多个控制器。例如，控制系统可以包括电力推进控制器、发动机控制单元、以及多个逆变器控制器。
此处所描述的方法可以包括被编码成涵盖在非易失性的有形计算机可读存储介质中的可执行指令的步骤，包括但不限于，存储设备和/或记忆设备。当由处理或计算系统执行时，该指令致使系统设备执行此处所述的方法的至少一部分。
应注意：下列段落描述了本公开的进一步方面：
A1.一种用于响应电源开关断开故障而保护电力推进系统的方法，方法包括：
(a)检测电机控制器的逆变器的一排中的电源开关断开故障；
(b)判断在磁场削弱操作过程中是否发生电源开关断开故障；并且
(c)根据在步骤(b)中做出的判断采取保护措施。
A2.根据段落A1所述的方法，其中，步骤(c)包括：如果在磁场削弱操作过程中未发生电源开关断开故障，则使逆变器中的其他电源开关断开。
A3.根据段落A1所述的方法，其中，如果在磁场削弱操作过程中发生电源开关断开故障，步骤(c)则包括：
使逆变器的另一排中的电源开关闭合；
断开电池接触器，以使电池与电机控制器断开；
使逆变器中的DC链路电容器放电；并且
在DC链路电容器放电之后，使一排中的全部健康的电源开关闭合。
A4.根据段落A3所述的方法，其中，步骤(a)包括：检测电机电流中的大DC含量、电机相电流中的大不平衡、大的DC电流纹波、或这些条件的组合。
A5.一种电力推进单元，包括：
电池；
DC总线，连接至电池以从电池接收DC电力；
电机控制器，连接至DC总线以从DC总线接收DC电力；
AC电机，连接至电机控制器以从电机控制器接收AC电力；
螺旋桨，机械地耦接至AC电机；以及
控制系统，被配置为执行操作，包括：
(a)检测电机控制器的逆变器的一排中的电源开关断开故障；
(b)判断在磁场削弱操作过程中是否发生电源开关断开故障；并且
(c)根据在步骤(b)中做出的判断采取保护措施。

Claims (15)

1.一种用于响应故障的发生而保护电力推进系统的方法，所述方法包括：
激活电机控制器中的逆变器的电源开关发生短路，以对由电机再生的电流进行重新导向，所述电机电耦接至所述电机控制器并且机械地耦接至螺旋桨；并且
在所述电机再生电流的同时，使所述螺旋桨顺桨。
2.根据权利要求1所述的方法，进一步包括：断开电池接触器，以使电池与所述电机控制器断开。
3.根据权利要求2所述的方法，其中，所述故障一个逆变器中的一排电源开关中的一个电源开关发生短路，所述方法进一步包括：使所述电机控制器的另一逆变器中的DC链路电容器放电。
4.根据权利要求3所述的方法，其中，激活电源开关发生短路包括：
在断开所述电池接触器之前，使包括发生短路的一个电源开关的所述一排电源开关中的其他电源开关闭合；并且
在所述DC链路电容器放电之后，使所述电机控制器中的全部断开的电源开关闭合。
5.根据权利要求3所述的方法，其中，所述故障是所述电机的定子发生短路，所述方法进一步包括：使所述电机控制器的全部逆变器中的DC链路电容器放电。
6.根据权利要求5所述的方法，其中，激活电源开关发生短路包括：
在所述电池接触器断开之前，使每个逆变器中的一排电源开关中的电源开关闭合；并且
在所述DC链路电容器放电之后，使所述电机控制器中的全部断开的电源开关闭合。
7.根据权利要求3所述的方法，其中，所述故障是DC总线故障，并且激活电源开关发生短路包括：
在所述电池接触器断开之前，使每个逆变器中的一排电源开关中的电源开关闭合；并且
在所述DC链路电容器放电之后，使所述电机控制器中的全部断开的电源开关闭合。
8.一种电力推进单元，包括：
电池；
DC总线，连接至所述电池以从所述电池接收DC电力；
电机控制器，连接至所述DC总线以从所述DC总线接收DC电力，所述电机控制器包括多个逆变器；
AC电机，连接至所述电机控制器以从所述电机控制器接收AC电力；
螺旋桨，机械地耦接至所述AC电机，所述螺旋桨包括具有可调整螺距的螺旋桨叶片；
调节器，被配置为调整所述螺旋桨叶片在顺桨操作过程中的所述螺距；以及
控制系统，被配置为执行操作，包括：
激活所述电机控制器中的所述逆变器的电源开关发生短路，以对由所述AC电机再生的电流进行重新导向；并且
激活所述调节器，以在所述电机再生电流的同时，使所述螺旋桨顺桨。
9.根据权利要求8所述的电力推进单元，其中，所述控制系统被进一步配置为激活断开电池接触器，以使所述电池与所述电机控制器断开。
10.根据权利要求9所述的电力推进单元，其中，所述控制系统被进一步配置为激活所述电机控制器的逆变器中的DC链路电容器放电。
11.根据权利要求10所述的电力推进单元，其中，激活电源开关发生电路包括：
在所述电池接触器断开之前，使每个逆变器中的一排电源开关中的电源开关闭合；并且
在所述DC链路电容器放电之后，使所述电机控制器中的全部断开的电源开关闭合。
12.一种用于包括多个逆变器的电机控制器的分级控制关断的方法，所述方法包括：
(a)使所述电机控制器的每个逆变器中的一排电源开关中的电源开关闭合；
(b)断开电池接触器，以使电池与所述电机控制器断开；
(c)使所述电机控制器的每个逆变器中的DC链路电容器放电；并且
(d)在所述DC链路电容器放电之后，使所述电机控制器中的全部断开的电源开关闭合。
13.根据权利要求12所述的方法，其中，步骤(c)包括：命令大直流电流Id。
14.根据权利要求12所述的方法，其中，步骤(c)包括：将电源开关以线性模式放置在所述逆变器的另一排电源开关中。
15.根据权利要求12所述的方法，其中，步骤(c)包括：使串联连接至放电电阻器的固态开关闭合，所述放电电阻器与所述DC链路电容器并联连接。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116340851A (zh) * 2023-05-30 2023-06-27 西安高商智能科技有限责任公司 一种推进电机的生产质量检测系统

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102018114782A1 (de) * 2018-06-20 2019-12-24 Schaeffler Technologies AG & Co. KG Antriebseinheit und Antriebsanordnung
US20230309277A1 (en) * 2022-03-25 2023-09-28 Toyota Motor Engineering & Manufacturing North America, Inc. Hybrid cooling systems for electric machines
US11634232B1 (en) * 2022-04-30 2023-04-25 Beta Air, Llc Hybrid propulsion systems for an electric aircraft
US11639230B1 (en) * 2022-04-30 2023-05-02 Beta Air, Llc System for an integral hybrid electric aircraft
WO2024077213A1 (en) * 2022-10-06 2024-04-11 Archer Aviation, Inc. Inverter circuits and electrical propulsion systems for evtol aircraft

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6421681B2 (ja) * 2015-04-07 2018-11-14 株式会社デンソー 電動発電機装置
WO2018175349A1 (en) * 2017-03-19 2018-09-27 Zunum Aero, Inc. Hybrid-electric aircraft, and methods, apparatus and systems for facilitating same
US11370554B2 (en) * 2018-11-08 2022-06-28 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Hybrid propulsion systems
US11408357B2 (en) * 2018-11-23 2022-08-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Engine and propeller control system
US11128251B1 (en) * 2020-04-29 2021-09-21 The Boeing Company Fault-tolerant power system architecture for aircraft electric propulsion

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116340851A (zh) * 2023-05-30 2023-06-27 西安高商智能科技有限责任公司 一种推进电机的生产质量检测系统

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