用于飞行器的电磁分布式直驱装置的制作方法

光学或电气互连的电磁分布式直驱装置(也称为emd³)为传统安装在常规旋翼或固定翼飞行器中的传统机械传动系统提供了一种替代方案。

背景技术：

常规的旋翼飞行器使用一组复杂的机械齿轮箱，该组机械齿轮箱将燃气涡轮机的高旋转速度转换成驱动转子所需的低速/高转矩。与动力装置不同，机械齿轮箱不能重复冗余，因此这仍然是一直影响直升机的可靠性和安全性的一个已知单点故障(spof)。飞行中的灾难性齿轮故障通常导致齿轮箱堵塞和之后的不幸事故，而润滑损失可能引发飞机上的火灾。由负责民用和军用航空的政府机构(例如easa、basi和ntsb)发布的坠毁报告充分证明了这一事实。此外，众所周知的机械齿轮箱的操作弱点是它们由于材料和结构疲劳极限而引起的固有瞬态功率限制。齿轮是最容易疲劳的。诸如吊索负载、长线和直升机集材(logging)的高空作业操作具有由疲劳引起的传动装置故障所导致的最高坠毁和死亡率。

机械齿轮箱的另一个限制是它们的固定减速比，从而当直升机的主旋翼速度由于空气动力损耗而可能稍微降低时，则妨碍在巡航期间节约燃料。

近来，电力传动系统已经以小型动力装置的形式集成到轻型娱乐用飞机中。然而，通常围绕标准的现成部件来开发这些推进系统。常见的分离配置包括由一个或多个单独的控制器供电的一个或多个电动机，单独的控制器由外部控制单元一起管理。这种架构散布着单点故障(spof)，导致根据商业航空标准(1.10-4至1.10-5故障/小时，目标优于1.10-7)而不可接受的故障率，除了这一事实，主要的问题在于与周围环境的电磁兼容性较差(一般达不到mil-std-461/462和emp标准)。快速开关功率电路(例如igbt和/或mosfets)是电磁兼容性问题的原因之一，电机控制器通常使用快速开关功率电路而使功率损耗最小化。这种电路产生高次谐波，因此对周围的航空电子设备和机载电子系统造成显着干扰。控制器单元以如下两种形式产生干扰：辐射发射(re)和/或传导发射(ce)；前者是指电磁无线电波的自由空间传播，而后者是指沿着电力线和数据电缆传播的电磁信号，潜在地干扰飞行器系统的操作。抑制辐射发射通常需要在控制器单元周围安装重金属屏蔽，而传导辐射则通过使用插入到控制器的直流(dc)功率端口中的本身较重的内嵌(inline)滤波器并结合屏蔽电缆来减轻。另外，在运行在电力动力装置附近的每个航空电子系统的输入/输出端口(电源和数据线)上需要安装大量的内嵌滤波器。即使这些稍重的安装可以减轻传导发射的有害作用，它们也会对系统的重量有非常不利的影响。

除了产生干扰之外，这种架构容易受到机载和/或外部电磁干扰的影响。机载干扰由航空电子系统产生，诸如雷达应答器、dme、无线电测高仪、气象雷达、hf/vhf/uhf收发器、ecm/eccm(电子反制和电子反反制)，而外部干扰可以来自于各种各样的来源，诸如emp武器、高空核爆炸、ecm攻击、来自地面雷达的强rf信号、电磁波束武器或其它来源。已经报道有由于机载航空电子设备干扰或在无线电传输塔附近飞行而导致飞机停机的案件。

上述问题对于电力推进技术在飞行器中的操作使用存在主要限制。从军事角度看，目前的电力推进系统的易损性是难以接受的，不能部署在现代战场上。

最后，现今绝大多数的电力驱动装置不满足抵抗雷击和静电放电(esd)的强化要求。在现有的形式中，电力驱动装置本身是脆弱的，并且不能够幸免于这种事件，而以ifr(仪表飞行规则)条件运行的飞机必须经受直接雷击和强esd放电。

在任何航空电子系统中，数据线最容易受到外部rf干扰和esd放电的影响，因为它们传送小信号并且连接至最敏感和最脆弱的部件。本发明公开了一种容错直驱系统，其本质上比机械齿轮箱更可靠，提供了更好的机械抗疲劳性，而且在对抗电磁干扰、emp和esd攻击方面具有良好的稳健性。

现有技术

us2009/0140095a1(jayantsirhoi等人；提交日期：2007年11月30日；公开日期：2009年6月4日)公开了一种概念性电动旋翼飞行器，其中主旋翼和尾旋翼直接由电动机驱动。该系统包括：电动机，其转子与直升机的主旋翼同轴；电池组，其能够通过外部控制器自己供应电动机；以及电力尾旋翼，其包括驱动该尾旋翼的电机及其相关联的控制器。在其中一个电动机发生故障的情况下，将不再充分地确保飞行器的安全性。电机和控制器在物理上是分开的，而通过电力电缆互连，导致容易受到emp、emi、esd的攻击并且增加了系统重量。这种布局以系统级提出，并且没有公开任何容错拓扑或解决emp、emi、esd强化的任何形式的解决方案；也就是说，在强电磁脉冲、无线电干扰、雷击或强esd放电的情况下，控制器的完整性可能被损害，并且将危及飞行器的安全性。

以下专利/申请以系统级公开了一种用于替代常规机械齿轮箱的电磁分布式直驱装置：fr2957207(a1)(pascalchretien等人；提交日期：2010年3月5日；公开日期：2011年9月9日；多应用的通用直驱装置(genericdirectdrive；multi-applications))，fr2979614(b1)(pascalchretien等人；提交日期：2011年9月4日；公开时间：2013年3月8日；专用于直升机的直驱装置(directdrivespecifictohelicopter))，fr2979615(b1)(pascalchretien等人；提交日期：2010年9月4日；公开日期：2013年3月8日；专用于直升机的具有内部续流系统的直驱装置(directdrivespecifictohelicopter,withinternalfreewheelingsystem))。与常规的机械齿轮箱相比，除了疲劳恢复性的改进之外，还概述了由上述系统带来的固有性能和安全性的改进；对串联混合式架构的集成进行了详细说明；描述了控制整个传动装置的不同电机元件上的功率分布的规律，以获得优化的重量预算；由此将分布式驱动装置的组合重量预算与较重的冗余系统进行比较。这些公开内容没有教导这种驱动装置下至部件级的内部架构，也没有公开改进对emp、emi、esd攻击的恢复性的可能解决方案。

de102010021024a1(jeanbotti等人；提交日期：2010年5月19日；公开日期：2011年11月24日)，该申请公开了一种直驱电机，其与飞行控制系统组合使用并且集成到串联混合式拓扑中([0055]、[0057])：驱动主旋翼的电动机以使推力矢量倾斜的方式万向连接，以便实现姿态(俯仰)控制。这种万向连接组件还可以用于主动振动阻尼([0043]、[0054])。该专利还详细描述了一种翼尖喷气电涵道风扇(edf)，其适用于偏航控制的尾旋翼。在它的原理中，所公开的edf与由美国宇航局格伦研究中心(nasaglennresearchcenter)的geraldv.brown博士在2004年5月发布的报告中提出的系统相同。驱动主旋翼的电机被描述为“高度冗余系统”([0014])，其中一些电力电子部件被集成到驱动装置本身([0014]、[0042])并由外部单元控制。当前要求保护的本发明与de102010021024a1的公开内容之间的明确区别是，de102010021024a1描述了一种冗余电机系统，而本发明为分布式电动机单元。从英语百科全书中知道：“在工程中，冗余是系统的关键部件或功能的重复，其目的是提高系统的可靠性，通常是在备份或故障安全的情况下(inengineering,redundancyistheduplicationofcriticalcomponentsorfunctionsofasystemwiththeintentionofincreasingreliabilityofthesystem,usuallyinthecaseofabackuporfail-safe)”。在许多安全关键系统中，诸如飞行器的线控飞行系统(fly-by-wire)和液压系统，控制系统的一些零件可被三重化，这在形式上被称为三模冗余(tmr)。一个部件的错误则不会影响另外两个部件。在三重冗余系统中，系统具有三个子部件，其中这三个子部件必须全部在系统发生故障之前失效。由于每一个都很少失效并且预期子部件的失效是独立性的，因此三个部件全部失效的概率被计算为极小，通常不及其它风险因素(例如人为失误)。冗余也可以知晓为术语“多数表决系统”或“表决逻辑”。在冗余系统中，存在特定电机元件的重复，以便用无故障元件代替故障元件。这意味着冗余电机系统可以保持发挥功能，即使只有一个有效元件。也就是说，每个电机元件能够单独地产生总的所需功率。因此，应当理解，冗余系统涉及系统的关键元件的重复，其目的是增加系统的可靠性而使其故障安全。这涉及在电机单元内复制或三重化某些零件，使得许多子部件在整个系统发生故障之前肯定失效。相反，在本发明的分布式电机单元中，由每个离散电机元件提供的各个功率的总和等于总的所需功率。也就是说，由于飞行器推进中的关键考虑因素尺寸和重量的原因，架构被分布成多个离散的电机元件。为了提供如引用的现有技术所提供的冗余，本发明的电机将需要比其大得多和重得多。因此，术语“分布式(distributed)”和“冗余(redundant)”实际上是相互排斥的。在冗余系统中，一个电机单元足以满足飞行器的总功率要求，而在本发明中，电动机单元(包括分布式电动机单元)的数量必须多于两个。

de102010021024a1详细描述了系统级的架构，而没有公开电机系统的至部件级的内部设计，也没有提供解决对emp、emi、esd攻击(外部控制单元和电机系统之间的电缆布线和连接存在固有的易损性)的恢复性问题。电机系统中没有嵌入式的驻存智能，并且不能自主地管理多个故障，这导致电机系统完全依赖于遥控单元来正常运行。此外，在集成到电机中的各个功率电子部件之间不存在横向通信，还需要由遥控单元在外部执行所有决策过程。在控制单元发生故障或通信丢失的情况下，飞行器的安全性将受到损害。

de102010021025a1(jeanbotti等人；提交日期：2010年5月19日；公开日期：2011年11月24日)，该申请详细描述了一种电驱动系统，该电驱动系统适用于直升机并且集成到串联混合式拓扑中。该系统使用de102010021024a1中所提出的直驱电机([0027])，并且公开了优选地基于横向磁通电机技术([0060])的“多重冗余”([0058])拓扑。这种推进系统类似于de102010021024a1，它没有详细描述下至部件级的驱动装置，也没有解决emp、emi、esd恢复性或任何处理功率的集成。此外，外部控制单元和电机系统之间的连接存在明显的易损性。如果外部控制单元和电机之间的连接失效，飞行器的安全性将受到损害。

us20130026304a1(jameswang；提交日期：2012年7月27日；公开日期：2013年1月31日)，该申请公开了电推进垂直升降飞机的特征，包括机舱倾斜机构和替代常规旋转斜盘的新型桨距致动器组件。段落[160]、[161]和[0245]教导推进系统基于直驱装置并且采用由外部控制器[0183]驱动的双堆栈(two-stack)冗余电机组件[0246]。由于电机组件尺寸对于所设想的冗余过大，因此这种推进系统需要相对大的物理尺寸。除了冗余电机系统外，没有特定的设计来解决emp、emi、esd恢复性或容错架构的问题。电动机是“非智能(dumb)”电机：电机控制器和管理单元是物理上不同的系统，经由多个电力电缆和信号电缆互连，从而引入对于电磁和静电攻击以及任何连接丢失而言固有的易损性。

技术实现要素：

所公开的本发明改善了现有技术中固有的问题，并且概括了包含内部网状光通信网络或电气通信网络的容错分布式直驱传动系统的下至部件级的内部架构，从而实现改进的可靠性、分布式处理、早期故障警告，以及电磁恢复性。

所提出的电磁分布式直驱装置由以圆柱形式布置的多个堆栈电机元件组成；每个电机元件直接连接至共同的同轴旋转轴，并且包括至少一个固定定子，所述至少一个固定定子驱动能够连接至旋转轴的至少一个移动转子，以便传输所需的机械功率而产生升力或推力。

构成电磁分布式直驱装置的多个电机元件上的功率分布是垂直和径向的；即，在每个电机元件内沿着纵向轴线并周向有效地使转矩波动达到平均，以便以低振动水平驱动直升机的主旋翼。

每个电机元件具有多个多功能功率模块，多个多功能功率模块优选地通过光网状网络或可选地通过多个电连接互连，从而形成由嵌入到每个功率模块中的程序和算法分布产生的容错自愈系统。

每个功率模块构成一个网络元件并且包括能够进行信息处理和决策的一个或多个可编程集成电路(诸如微控制器或现场可编程门阵列)，以及使定子的绕组通电所需的功率晶体管电路。

电磁分布式直驱装置与飞行器飞行控制系统之间的外部连接优选地通过冗余的自由空间光链路来实现，该光链路消除了连接器和电缆。

在另一个实施例中，电磁分布式直驱装置与飞行器飞行控制系统之间的外部连接可以经由诸如屏蔽电缆的电连接来实现。

通过利用由能够单独地进行信息处理和路由的多个功率模块的集成产生的分布式处理功率，电磁分布式直驱装置可以自主地执行决策，包括：内部功率分布/功率分布、故障管理、自愈操作、机械和电气健康监测，以及机械和电气故障预测。

内部处理功率降低了对与外围系统通信的依赖性，以维持电磁分布式直驱装置的功能。

因此，即使在与飞行器的主飞行控制系统的机载通信降低的情况下，电磁分布式直驱装置仍然能够运行。相比传统的机械齿轮箱以及现今电力推进中所使用的常规电力拓扑，所得到的基于网络的“智能”电磁动力系统提供了显着的安全性能改进。

根据本发明的一个方面，提供了一种电磁分布式直驱单元，其配置成使一个或多个螺旋桨通过至少一个轴旋转来提供飞行器的升力、推进力和/或姿态控制；所述电磁分布式直驱单元直接连接至所述至少一个轴并且包括多个同轴安装的电机元件，每个电机元件直接连接至所述至少一个轴并配置成产生提供飞行器的升力、推进力和/或姿态控制所需的总机械功率的一部分，并且包括至少一个固定定子和至少一个旋转转子，其中：(a)每个电机元件包括围绕固定定子径向设置的多个功率模块；并且(b)每个功率模块包括：与相关电路接合的能够进行信息处理和决策的一个或多个可编程集成电路(诸如微控制器或现场可编程门阵列)，使至少一个定子的绕组通电的功率晶体管开关电路，以及可包括瞬态抑制器的专用dc滤波电路；其中功率模块被单独编程和配置成作为附属于网络的互联网络元件来操作，以实现容错分布式处理。

电磁分布式直驱装置与飞行器飞行控制系统之间的外部连接可以通过光链路来提供。光链路可以是冗余的自由空间光链路。

根据一个实施例，内部网络元件通过光网络互连。内部网络元件可以是功率模块的形式。

在可替换实施例中，功率模块形式的内部网络元件通过电网络互连。

电磁分布式直驱装置和飞行器飞行控制系统之间的外部连接也可以通过电连接来提供。

内部和外部数据通信可以通过多路径网状光网络来实现。在本发明的特定形式中，多路径网状光网络包括光馈件，该光馈件包括至少一个光波导和多个相关联的分光器。多路径网状光网络可以包括光馈件，该光馈件包括至少一个光波导，光馈件的第一端指向远程电光接口，使得能够经由自由空间光链路与飞行器飞行控制系统进行数据通信；光馈件的第二端与光学驱动桨距致动器接合，从而控制构成螺旋桨的多个桨叶的入射角。

多路径网状光网络还可以包括：

(a)至少一个光耦合器，其能够将光信号分配到多个功率模块；和

(b)集成在转子内的多个透镜、光纤组件或反射镜组件。

在一个实施例中，在激光二极管或led的阵列与连接至冗余多通道电光接口的一个或多个光感测装置之间，经由至少一个光馈件建立光链路。

根据一个实施例，功率模块和/或外部系统之间的数据通信可以基于传输控制协议/因特网协议，并且采用以下数据接入方案中的一个或多个：

(a)时分多址；

(b)码分多址；

(c)正交频分多路复用；和/或

(d)多个副载波的频率和/或相移键控。

在本发明的一些形式中，创建子网络以在功率模块之间或诸如飞行器飞行控制系统的外部系统之间提供数据通信，其中子网络的创建通过波分多路复用来实现。

功率晶体管电路可以集成到每个功率模块中用于驱动并与定子的绕组相关联，功率晶体管电路的开关序列包括以下中的一个或多个：

(a)对每个转子逐个进行角度感测；

(b)为每个功率模块配备包括发射器/接收器组件的至少一个光分解器单元，并且将一个或多个光束发送至安装到转子上的光编码器，以通过反射信号推导出转子的角度位置；

(c)为每个功率模块配备一个或多个磁分解器，用于检测由安装到每个转子上的磁体组件产生的磁场变化；和/或

(d)使用无传感器功能，其中使用定子绕组中的电流和/或电压变化来推导出转子的角度位置。

根据一个实施例，每个功率模块向驱动相同转子的多个功率模块播送其自身的角度定位信息，使得能够识别受到故障角分解器影响的一个或多个功率模块。

dc功率通过容错多路径能量分布网络而馈送到电机元件。

在一些实施例中，保护电路被集成到至少一个功率模块中并插入到dc线路中，每个保护电路包括：多极滤波器形式的滤波电路；提供电磁脉冲保护的瞬态保护；以及静电放电保护系统。

每个电机元件可以具有金属壳体，用作对无线电波的磁性和电气部件的屏蔽。

在一些实施例中，每个功率模块受射频屏蔽保护，该射频屏蔽以轻质金属和/或导电聚合物或耗散聚合物的形式保护每个功率模块。

在攻击性飞行或特技飞行期间，通过将由螺旋桨产生的能量转换成馈入电池组、和/或超级电容器组、和/或电阻负载的电流来实现再生制动，以防止螺旋桨超速。

根据一些实施例，每个转子经由机械或电磁续流单元将机械功率传递至轴。

电磁分布式直驱装置可以包括以恒定速度或可变速度旋转的多个电机元件，其中每个电机元件的配置基于以下拓扑中的一个或多个：轴向磁通，径向磁通，平行路径电机技术，或横向磁通。

电磁分布式直驱装置可被集成到串联混合式拓扑或全电式拓扑中，其中功率模块及其功率开关电路用作逆变器，以对推进电池组进行再充电。

由每个功率模块中的一个或多个微控制器和/或现场可编程门阵列提供的分布式处理可以实现以下中的一个或多个：

(a)自主自愈能力，其包括与飞行控制系统的通信降级或丢失的情况下对剩余可行功率模块的故障检测和重新配置；

(b)通过检测主轴上的转矩并触发对应于预定义飞行模式的一系列功率设定来解译飞行员输入；

(c)对集成到每个功率模块中的功率开关电路的早期故障警告；和/或

(d)通过实时分析由轴承组件产生的振动频谱而对机械故障进行早期警告。

可以通过监测功率晶体管故障的前兆来提供功率开关电路的早期故障警告，包括静态和动态参数的实时测量，并将其与健康设备中测量的基线参数进行比较，其中所测量参数和基线参数之间的预定义散度大小和/或散度率触发早期故障警告。

振动频谱可以由安装在每个轴承组件附近的多个传感器测量，其中偏离健康设备中所测量的基线参数的散度率和/或散度大小触发机械故障报警。

附图说明

通过以下对所公开的非限制性实施例的详细描述，本发明的各种特征和优点对于本领域技术人员将变得显而易见。结合详细描述的附图可以简要描述如下：

图1a是具有光传输单元的示例性四堆栈轴向磁通电磁分布式直驱装置的剖面图。根据应用和系统，也可能是其它的配置，范围从两个堆栈至八个或更多。

图1b是交替的四堆栈轴向磁通电磁分布式直驱装置的剖面图，其中机械功率经由续流单元传递到轴。

图2a是根据图1a所示实施例的电磁分布式直驱装置在转子平面上的剖面俯视图。

图2b是根据图1b所示实施例的电磁分布式直驱装置在转子平面上的剖面俯视图。

图3a是根据图1a和2a所示实施例的轴向磁通电磁分布式直驱装置的一个电机元件的详细侧视图。

图3b是根据图1b和2b所示实施例的轴向磁通电磁分布式直驱装置的一个电机元件的详细侧视图。

图3c是使用无纤维组件的图3b的电机元件的详细侧视图。

图3d是使用无纤维组件的图3a的电机元件的详细侧视图。

图4a是转子平面上的剖面俯视图，示出了根据图1a和2a所示实施例的轴向磁通电磁分布式直驱装置的光学布局。

图4b是轴向磁通电磁分布式直驱装置的光学布局的俯视图，其中机械功率通过根据图1b和2b所示实施例的续流单元传递到轴。

图5示出了根据本发明的一个元件的光路。

图6a示出了根据图3d所示实施例的无纤维电机元件中的光路。

图6b示出了根据图3c所示实施例的无纤维电机元件中的光路。

图7是示出使用续流单元情况下主轴的孔与透镜组件的角度对准的详细视图。

图8是示出透过外环型固定光耦合器及其反射器组件的光路的剖面图。

图9是示出集成到四堆栈电磁分布式直驱装置中的功率模块的网络拓扑和数据连接的示意图。

图10示出了透镜组件和反射镜之间的通过分光器的光路。

图11是示出不同处理器和外围部件的功率模块框图。

图12是电光收发器接口框图。

图13示出了晶体管电路和绕组布线，提供了左边所示的独立绕组和右边所示的独立多相绕组。

图14a是具有光传输单元的径向磁通电磁分布式直驱装置的剖面图。

图14b是径向磁通电磁分布式直驱装置的剖面图，其中机械功率通过续流单元传递到轴。

图15a是图14a的径向磁通电磁分布式直驱装置在转子平面上的剖面俯视图。

图15b是具有续流单元的图14b的径向磁通电磁分布式直驱装置在转子平面上的剖面俯视图。

图16a是转子平面上的剖面俯视图，示出了图14a和15a的径向磁通电磁分布式直驱装置的光学布置。

图16b是转子平面上的剖面俯视图，示出了具有图14b和15b的续流单元的径向磁通电磁分布式直驱装置的光学布置。

图17a是具有光通信装置的图14a、15a和16a的径向磁通电磁分布式直驱装置的详细侧视图。

图17b是径向磁通电磁分布式直驱装置的详细侧视图，其中机械功率经由图14b、15b和16b的续流单元传递到轴。

图18a是图14a、15a、16a和17a的径向磁通电磁分布式直驱装置的光传输系统的侧视图。

图18b是径向磁通电磁分布式直驱装置的光传输系统的侧视图，其中机械功率经由图14b、15b、16b和17b的续流单元传递到轴。

图19示出了对光馈件提供弹道和机械保护的圆柱形屏蔽及其相关联的橡胶套。

图20示出了延伸到直升机(或螺旋桨)旋翼头的用于飞行控制和推力控制的光馈件的延伸部分。

图21示出了双堆栈电磁分布式直驱装置的示例性电源架构。

图22是示出使用码分多址模式(在图11中也被示出为“发送/接收前端”，包括光滤波器、激光二极管和光电二极管+存取电路)的功率模块的光接口的框图。

图23是示出由焦点悬架及其相关联的保持构件和弹性体止动件保持的传动装置的示意图。

具体实施方式

本文使用的术语“飞行器”旨在包括各种飞行器，包括固定翼飞行器、旋转翼飞行器(包括单个和多个转子)、扑翼飞行器，以及各种规模的其它空中交通工具。

本文使用的术语“螺旋桨”旨在包括各种类型的转子和推进器，其将来自电机的旋转运动转换以提供推进力。

参考图1a和1b，轴向磁通电磁分布式直驱装置[32]由一堆电机元件[35]组成。图14a和14b逆向地示出电磁分布式直驱装置[32]由一堆电机元件[35]组成。每个电机元件[35]连接至轴[1]，使得一个或多个螺旋桨[29]旋转(参见图20)。

现参照图2a和2b，分别示出了图1a和1b的轴向磁通电磁分布式直驱装置的剖面俯视图。图15a和15b逆向地分别示出了图14a和14b的径向磁通电磁分布式直驱装置的剖面俯视图。每个功率模块[13]驱动多个定子绕组[14]，并且还安装有诸如[12]、[12a]的角分解器组件，使得定子的绕组[14]能够正确定序。

现参照图3a和3b，示出了轴向磁通电机元件[35]的放大图。图17a和17b逆向地示出了径向磁通电机元件[35]的放大图。每个电机元件具有至少一个固定定子组件[14]、[15]，该固定定子组件驱动装配有磁体组件[18]或[19]的至少一个移动转子[22]和[23]。每个电机元件壳体组件[20]和[21]可以安装有内置冷却管(根据需要)。固定定子包括多个绕组[14]，绕组[14]受配备有用于冷却绕组组件所需(根据需要)的循环管的专用框架[15]约束。在本发明的另一个实施例中，可以使用强制空气冷却，例如在低至中等功率的电磁分布式直驱装置(诸如直升机所使用的尾旋翼驱动装置)的情况下。与电机元件[35]相关联的定子组件[14]、[15]由多个径向设置的rf屏蔽功率模块[13]馈电。每个功率模块[13]驱动多个定子绕组[14]，并且位于绕组组件的下面或附近而无需母线，从而消除传导和辐射电磁发射，并且消除传导和辐射敏感性。通过消除铜电缆可以显着减轻重量。

每个转子组件[22]和[23]保持多个永磁体[18]或[19]。主轴[1]与多个转子组件[22]和[23]同轴。在图3a和17a所示的实施例中，每个转子组件[22]和[23]直接连接至驱动中的主轴[1]。在图3b和17b所示的实施例中，每个转子组件[22]和[23]驱动连接至主轴[1]的专用续流单元[2a]。续流单元[2a]可以是机械式或电磁式续流单元。

通过多个堆栈电机元件[35]实现了垂直功率分布，而通过由每个电机元件[35]提供的多个功率模块[13]实现了径向功率分布。

每个功率模块[13]具有驱动多个相关联的绕组[14]所需的功率晶体管电路，以及模数转换器、光通信接口[11]和一个或多个处理器(优选地采用微控制器和/或现场可编程门阵列(fpga)的形式)。除了管理功率晶体管电路的开关序列，微控制器还能够进行信号处理(诸如快速傅立叶变换)、系统管理、电气和机械故障预测、与飞行器飞行计算机的外部通信，以及内部通信。功率模块之间的互连以实现分布式处理和自我修复能力的方式来组织。

此外，每个功率模块[13]自身配备有安装了瞬态抑制器的内置dc线路滤波单元，并且经由一组绝缘母线[16]单独供应直流功率。功率模块还安装有角分解器组件，诸如[12]、[12a]，使得定子绕组[14]能够正确定序。

现参照图1a、1b、14a、14b、2a、2b、15a、15b、3a、3b、17a、17b、3b、3c、3d、4a、4b、16a、16b，在一个实施例中，多个功率模块通过容错网状光通信系统互连，该网状光通信系统包括光馈件[3]，分光器[4]，光纤[5]或内棱镜反射器[12c]，透镜组件[6]、[7]，内环型光耦合器[8a]，以及外固定环型光耦合器[8]，它们共同实现级间和模块间的数据传输，以及通过外部多通道电光收发器单元[9]与飞行器飞行控制计算机的外部通信。

假定由轴向磁通电机产生的转矩与其直径的立方成比例，如图1a、1b、2a、2b、3a、3b、3c、3d、4a、4b、6a和6b所示的轴向磁通拓扑，由于它们能够在低速下产生高转矩，因此优选地使用它们来驱动直升机的主旋翼以及开式转子。开式转子是大直径的多桨叶螺旋桨，用于一些大型固定翼飞行器。

假定由径向磁通电机产生的转矩与其直径的平方乘以其长度成比例，如图14a、14b、15a、15b、16a、16b、17a、17b、18a、18b所示的径向磁通拓扑，由于它们在以约2500rpm的速度驱动常规推进器时具有适当的形状因数和重量，因此优选地使用它们来推进固定翼飞行器。在本发明的特定实施例中，也可以使用诸如ppmt(平行路径电机技术)的其它电磁拓扑。

可以使用其它电磁拓扑，诸如横向磁通(尽管横向磁通系统在旋转速度增加时经受显著损失，并且仅适用于以低速运行的直升机驱动装置)。

与利用晶粒取向铁叠片或软磁复合材料(smc)构成定子磁路的普通电机不同，所公开的本发明可以优选地在一些应用(诸如直升机驱动装置)中使用无铁架构，以便消除铁损耗和齿槽转矩。齿槽转矩是当移动的磁体经过铁磁芯材时，克服转子的永磁体和定子的铁极之间的磁引力作用所需的交变转矩。由于铁磁材料中的铁损耗，该阻力转矩的平均值不会等于零。产生的制动转矩可以在自转过程中减慢直升机的主旋翼，从而可能导致失去控制。

对于本领域技术人员显而易见的是，无铁芯拓扑可以显着减轻结构重量，特别是应用在轴向磁通拓扑中的情况下。由定子的铁芯和转子的永磁体之间的磁引力产生的静态机械力在转子的结构内产生明显的弯矩。其结果是，通常需要刚性和重的结构，以便在磁体和定子之间保持恒定的气隙。通过从定子的绕组中移除铁芯，可以获得明显更轻的转子和定子结构，这种架构类型理想地适用于驱动直升机的主旋翼所使用的大直径轴向磁通电机。

铁叠片或smc在2.5特斯拉左右变得饱和。考虑到当今最好的稀土磁体能够产生1.5特斯拉的磁场，这个数字在目前是可以接受的。然而，实验室目前正在开发高达4特斯拉的实验磁体，一旦工业化，这些高性能磁体与普通铁芯材料将是不兼容的。相比之下，优选的无铁芯拓扑确保朝向高级磁体无缝迁移，而不需要完全重新设计电机的架构。

继续参照图3a、3b、17a和17b，在每个转子[22]、[23]上周向安装磁体的hallbach阵列[18]或其它类型的磁体组件[19]。永磁体优选地以hallbach阵列[18]来组织，其在每个阵列的一侧呈现出集中磁通量的特殊性特征，因此实现更好的转矩性能。在图1a、1b、2a、2b、3a、3b、3c、3d、4a和4b所示的轴向磁通拓扑中，转子组件[22]、[23]可以每转子承载两个背对背式hallbach阵列以便增加转矩密度。图1a、1b、2a、2b、14a、14b、15a和15b详细描述了基于永磁体(pm)的电机元件。为了实现最佳的功率重量比，电磁分布式直驱装置优选地使用高性能永磁体，诸如稀土ndfeb。开关磁阻系统目前太重，不能用于飞行器环境。

尽管为便于说明，图1a、1b、2a、2b给出的示例示出了48极的配置，但是集成到电磁分布式直驱装置(应用于直升机驱动装置)中的电机元件需要大量的极数(100或更多)，以便平稳操作和产生高转矩。

在本发明的优选实施例中，定子的绕组[14]使用绞合线束，以减少铜线中的涡流损耗。

定子绕组可以包括热保护装置(例如热熔丝)，以防止在功率模块电路[13]或绕组组件[14]中意外发生完全短路的情况下发生火灾。常用于驱动定子绕组的功率晶体管(诸如igbt或mosfet)通常在完全短路时失效。绕组也可能发生短路故障(绕组绝缘故障)。在没有热保护的情况下，如果在飞行(转子转动)过程中发生故障并很可能在故障单元中触发电火灾，而且引起剧烈的感应制动转矩，上述两种故障模式都可以引起极高的感应电流，从而可能减慢直升机的主旋翼。假定不可以切断由永磁体组件产生的磁通量，续流单元和热保护装置有利于将有故障的功率模块和/或定子分离并机械地隔离。

在图1b、14b、2b、15b、3b、17b、3c、4b和16b所示的实施例中，在正常运行期间，电磁或机械续流单元[2a]将由转子组件[22]和[23]产生的转矩连续地传递到主轴[1]，同时确保在几个功率模块电路[13]或几个绕组组件[14]内意外发生多重短路的情况下将损坏的电机元件机械分离。另外，每个功率模块和绕组可以包括单独的热保护装置(例如热熔丝)，从而确保仅仅一个故障功率模块不会使整个电机元件失效。

相比于冗余系统，两个实施例中公开的分布式驱动装置使用了更多数量的电机元件，显着减少了公共轴[1]上的转矩波动，从而降低旋翼桨叶或推进器[29]的旋翼头[28]和桨根的疲劳程度。

每个电机元件容纳多个rf屏蔽的功率模块[13]。图1a、1b、2a、2b、3a、b、3c、3d、4b、4a、14a、14b、15a、15b、16a、16b、17a和17b示出，功率模块[13]径向地安装在每个电机元件内部并安装在每个转子组件[22]、[23]的两侧。

驱动几个绕组[14]所需的功率开关电路包括功率晶体管阵列，诸如h桥型。功率晶体管优选地是igbt或mosfets类型。绕组[14]可以以常规方式(即3或6相，y形或三角形配置)连接，然而，在图13所示的本发明的优选容错实施例中，每个定子绕组(图中13l)或定子绕组组件(图中13r)由与其自身的控制电路相关联的专用h桥阵列单独馈电。h桥阵列能够进行离散定时调整，具有使转矩波动、振动和机械疲劳最小化的优点；此外，独立的定时能够在降级模式(即当一个或几个绕组不工作时(例如，在由弹道冲击引起损坏的情况下))期间保持安全运行。由于构成每个电机元件的极数多，因此需要多个功率模块[13]。

功率模块[13]与正在驱动的定子绕组[14]紧紧相邻，由此消除母线和产生的电磁辐射/电磁敏感性问题。在图1a、2a、1b、2b所示的四堆栈轴向磁通示例中，每个电机元件[35]的12个功率模块[13](转子每侧有6个功率模块)用于驱动总共48个绕组。

功率开关电路及其相关联的控制电路可以以实现再生制动的方式来配置，以便提供主动的旋转速度控制，从而防止直升机的主旋翼或者固定翼飞行器的推进器在攻击性飞行(高负荷因素飞行)期间超速。制动操作期间产生的电功率可以转储到串联混合式系统的电池组中，或者超级电容器组中，或者虚拟负载中。在电磁分布式直驱装置使用续流单元的实施例中，没有出现这种功能。

另外，功率开关电路及其相关联的控制器可以配置成电池充电器和/或ac加热单元，以在电磁分布式直驱装置被集成到串联混合式或全电式拓扑中的情况下控制电池温度。在该配置中，功率模块配备有能够连接至外部电源(外部接地充电器或辅助功率单元)的附加端口，以便在飞行器停放时对电池组进行充电。当在零下条件下运行时，功率开关电路还可以用来产生ac电流并且使该ac电流在电池组中循环，由此使电池变热。

一个或多个角度位置分解器可以设置有相关联的电路。该子系统的目的是提供每个转子的精确实时角度位置感测，使得能够对驱动每个定子的绕组的功率开关电路进行适当定序。在本发明的优选实施例中，使用了光分解器组件[12和12a](如图1a、1b、2a、2b、3a、3b、3c、3d、4a、4b、6a、5、14a、14b、15a、15b、16a、16b、17a和17b所示)。在每个聚焦透镜[12a]后面安装了一个或几个发光二极管(led)和一个或几个光电二极管。光电二极管能够接收由led发射并由远距离目标反射的光信号[12]。每个透镜组件[12a]瞄准安装在每个转子组件[22]和[23]两侧的边缘形状码反射靶[12]，以便为其中一部分的功率模块[13]提供转子组件[22]和[23]的精确角度定位。

由光编码器[12a]生成的角度定位信息还用于详细说明电磁分布式直驱装置起动相位期间的不同电机元件之间的功率定序，以防止级间的定时冲突。

在图1b、14b、2b、15b、3b、17b、3c、4b和16b、18b所示的实施例中，续流单元[2a]解除了不同的转子组件[22]、[23]之间的相对角度位置相关性。不同的转子组件之间的这种角度同步的丢失需要对每个转子进行专用位置感测，即连接至驱动给定转子组件[22]、[23]的定子绕组的每组功率模块必须单独配备有其自己的分解器组件。

每个功率模块可以使用几个光分解器单元用于冗余。图2a、15a、2b、15b、4a、16a、4b和16b示出了三重冗余传感器配置，其中三个led/光电二极管/透镜[12a]组件被集成到每个功率模块[13]中，但也可能是具有不同数量的位置传感器的其它配置。实际转子位置(由集成到每个功率模块中的微控制器单元所计算的)通过多个位置传感器生成的信号推导出。通过将每个传感器的角度位置偏移考虑在内来计算绝对转子位置。

图1a、1b、2a、2b、3a、3b、3c、3d、4a、4b、5、6a、6b以及图14a、14b、15a、15b、16a、16b、17a、17b中所示的电磁分布式直驱装置使用光编码器来分辨转子的角度位置。然而，在本发明的另一个实施例中，可以使用其它角度感测装置，诸如能够精确地检测磁体组件[18]或[19]的位置的霍尔效应磁性传感器。但是，位置感测的另一种装置是基于“无传感器”技术，其中转子的角度位置通过定子绕组[14]中的电流和电压变化的测量推导出。

角度测量的这些不同装置可以独立使用，或相互组合使用。

除了所公开的感测特征之外，完整性监测系统能够维持受定位传感器故障影响的一个或多个功率模块[13]的功能。由附属于给定电机元件[35]的每个功率模块[13]收集的角度定位信息被播送到由该电机元件容纳的所有功率模块。通过封装到由网状光学数据传输网络输送的主数据聚合流中的专用数据信道或者功率模块之间的电连接来实现该功能。相对应地，附属于给定电机元件[35]的任何功率模块[13]从由该电机元件容纳的所有其它功率模块接收与从动转子组件[22]、[23]有关的相关角定位信息。传入给定功率模块的每个定位数据通过其所来源的功率模块的径向位置固有的角度偏移来校正。一旦校正，这些定位数据便被集成到每个功率模块[13]内的处理器单元所覆盖并匹配。驻存在每个功率模块中的完整性监测算法使得能够决出(outvoting)指向故障分解器单元的任何角度误差。通过由外围功率模块所收集的定位信息重新生成适当的开关序列，该功能使得受多个传感器故障影响的功率模块的功率开关电路仍然可以工作。不论使用什么角度感测技术，都应用了该功能。当多个分解器发生故障时，该技术的优点变得明显，其中仅仅一个有效功率模块能够使驱动给定转子组件的所有功率模块的开关电路同步。如图1a、1b、2a、2b、14a、14b、15a和15b所示，功率模块可以均匀地分布在电机元件中和转子组件[22]、[23]的每一侧；位于转子组件一侧的功率模块可以向安装在转子另一侧的多个功率模块提供开关定序。当位于转子一侧的所有传感器由于异物进入、弹道冲击或火灾而损坏时，该特征尤其有效。

在一些实施例中，每个功率模块[13]经由其内置的光收发器接口[11]与周围的功率模块以及飞行器的计算机系统通信，该光收发器接口[11]包括：激光(或led)二极管和光电二极管组件、光滤波器和前端电路(放大器、混频器、换向器件和接入模式管理，如图11和22所示)。每个光收发器接口[11]可以包括冗余的激光(或led)二极管和光电二极管阵列组，其中为可靠性起见，有源部件被复制或者重复三次。

图9示出了产生的网络拓扑，其中每个功率模块(或网络元件)优选地作为三端口网络元件来操作：每个功率模块的集成冗余光接口[11]连接至网状光网络的三个不同方向：外部环形网络[8]上的两个连接以及到星形网络的中心轮辐(centralspokes)[5]的一个连接(其自身通过分光器[4]连接至光馈件[3])，两种网络作为位于转子组件[22]、[23]平面上的内部光耦合器来操作。

图9示出了概念性四堆栈电磁分布式直驱装置，其示出四个电机元件[35]，每个电机元件在转子[22]、[23]的每一侧包括多个功率模块组件。图1b、14b、2b、15b、3b、17b、3c、4b、16b、6b示出了在使用续流系统[2a]的情况下所安装的附加内环型光耦合器[8a]。如图7所示，通过旋翼毂组件中所加工的与主轴[1]中的孔对齐的一些孔，该内环型光耦合器[8a]使来自分光器[4]的光信号平行。光信号沿两个不同的方向通过环[8a]传播，并在每个拾取点处产生相同的信号电平。因此，每个功率模块[13]通过以下几个物理上不同的光学路由与所有的周围网络元件和飞行器系统互连：光馈件[3]、外部和内部(根据需要)环[8]和[8a]，以及一个星形网络(包含光纤组件[5])。这三个连接实现了横向通信(附属于同一电机元件的功率模块之间的通信)以及纵向通信。纵向通信(不同的电机元件之间的通信)由光馈件[3]及其相关联的分光器[4]执行。同样，光馈件[3]和分光器[4]使得同一电机元件的上功率模块和下功率模块之间能够通信。图6a和6b示出了不同的实施例，其中安装在转子组件[22]和[23]中的光纤[5]被自由空间光链路和多个棱镜[12c]所代替。

图11示出了两个cpu的示例，其中cpu1(com管理)管理数据传输和路由、成帧、比特插入、前向纠错(fec)、联网、完整性监测、功率分布，以及与飞行器的主计算机的通信。

参照图11，一个或多个微控制器和/或现场可编程门阵列执行以下任务：

●功率晶体管的开关序列：一个或多个微控制器编程有：根据功率需求和每个转子组件[22]、[23]的角度位置(由内置光分解器[12]/[12a]或磁性分解器组件测量)来管理驱动定子绕组的功率晶体管阵列的开关序列所需的指令。

●分解器管理：角分解器单元的控制，以及执行包括分解器完整性监测和决出功能在内的信号处理。

●模块间光通信：内置多端口光接口的管理[11]：冗余接口的控制，包括完整性监测和故障管理(有效激光(或led)二极管和光电二极管的选择)。

●数据管理和协议：控制数据流聚合、数据成帧、比特插入、fec(前向纠错)，以及接入协议。

●数据路由和路径分集管理。当发现一个或多个模块(网络元件)不能使用时，执行数据路由。

●与飞行器的飞行计算机系统的通信，由自由空间光链路执行，该自由空间光链路建立在光馈件[3]的一端与连接至电光收发器接口[9]的冗余激光(或led)二极管/光电二极管[10]的外部阵列之间。驻存在每个功率模块中的处理功率使得单个功率模块能够独自维持与外部电光收发器接口[9]的通信。驱动选择哪个功率模块负责外部通信的判定标准基于功率模块的健康状态(soh)。

●电磁分布式直驱装置内的系统级电气和环境完整性监测(eeim)：检测子系统级超出范围的温度值、环境故障(冷却损耗)、dc连接损耗、电气损坏(高压母线上的电流泄漏、电气绝缘故障)，以及功率分布故障。

●部件级(每个功率模块内)故障检测：检测故障硬件(例如瞬态抑制器)和异常响应，检测通信和网络故障。

●电力电子故障的早期警告：功率晶体管的动态参数(诸如阈值电压、开关时间和跨导)是适合连续监测的潜在故障前兆。这三个参数可以指示与降级增加相关的变化。例如，在igbt器件的情况下，参数演变的趋势有助于识别操作中的失效机理，如通过阈值电压(栅氧化层中的陷阱电荷)和集电极-发射极接通电压(降级的芯片连接)所观察到的。直接受栅氧化层损伤影响的开关参数(诸如导通延迟时间和关断下降时间)也是igbt故障的潜在前兆。跨导、开关时间和阈值电压这三个参数可以被连续监测，存储到时间标记的循环数据库，并且与健康设备的基线进行比较。参数偏差将触发阻止晶体管故障的早期警报。所公开的该集成预警系统的功能和优点对于本领域技术人员将变得显而易见，因为相对于常规传动装置带来明显的安全性改进，以及实现“接通条件下”运行的预防性维护的有效手段，使得在大修前使用更长的时间，从而降低运行成本。

●机械完整性监测(mim)：定位在每个轴承组件[2]上的振动传感器可以对每个轴承的振动和噪声形态进行连续频谱监测，以便检测与健康设备基线的任何偏差，由此指出即将发生的轴承故障。振动传感器优选地是(但不限于)压电传感器的形式。傅里叶变换技术用于信号处理。通过连接至模数转换器的内置处理器中的一个来计算傅里叶包络(时域信号的傅立叶变换的频域包络)(图11)。

●功率模块决出：在整个电磁分布式直驱装置中，每个功率模块的健康状况和电气参数在封装在主聚合体(aggregate)中的专用数据通道上连续播送。故障功率模块由剩余的有效功率模块自动检测、决出和取消选择。决策过程在内部由驻存在每个功率模块中的多个完整性监测算法执行，而共同形成自修复系统，其中数据业务以这种方式自主地重新路由以避开故障单元。与发生任何故障时需要紧急着陆的常规齿轮箱不同，所公开的本发明能够以稍微降低的功率设定(取决于有故障的功率模块的数量)维持飞行，而不需要任何即时的紧急操作步骤，也不是危及生命的情形。

●自主功率分布：每个功率模块产生总功率的一部分，所述功率由电磁分布式直驱装置传递。考虑到均匀分配总功率，每个功率模块可以单独地进行自动实时功率调整。通过模块间的通信，可以实现持续的负载分担能力。当发现一个或多个功率模块有故障并且由此被取消选择时，该功能尤其有用：在系统的热极限内，由剩余的有效功率模块传递的功率增加，以便满足功率需求。作为驻存在电磁分布式直驱装置中的分布式处理的结果，所有的决策都在内部自主地执行，而不需要外部子系统的任何辅助。

●飞行员输入解译模式：在以下事件(单独发生或彼此随机组合)的情况下，使得能够维持电磁分布式直驱装置运行：

i.飞行器的主飞行控制单元和电磁分布式直驱装置之间的外部通信丢失；和/或

ii.电机元件之间的通信降级(例如在弹道冲击的情况下)；和/或

iii.飞机的主飞行控制单元降级。

功率模块编程有这样的指令，即该指令使得它们能够自主调整其功率设定，以便在涉及i、ii、iii所列出事件(或事件的随机组合)的紧急情况下维持预设的重要参数，诸如主转子旋转速度。另外，多个功率模块编程有这样的指令，即该指令使得它们能够解译由主螺旋桨轴[1]传输的转矩模式并且通过触发功率设定和飞行模式的预定义序列来作出反应。例如，配备有电磁分布式直驱装置的直升机的飞行员可以使用集体输入来控制机载传动装置完全丧失的情况下的电磁分布式直驱装置的行为：飞行员可以快速升起集合操纵杆并立即降下，由此在主轴[1]上产生转矩脉冲。该转矩脉冲(通过定子的绕组测量)可以由电机元件[35]解译为在给定时间内维持给定功率设定的命令。通过借助使用集体输入所施加的转矩脉冲的预定义模式，即使在完全失去内部通信的严重损坏的飞机的情况下，飞行员也能够控制功率设定并且开始爬升或朝着着陆点下降。

虽然每个功率模块一个微控制器可能足以执行任务，但是每个功率模块可以优选地包括被组织用于冗余和任务共享的几个微控制器。在图11所示的实施例中，例如，使用了两个微控制器：一个cpu(中央处理单元)专用于功率晶体管阵列的控制以及与功率控制相关的所有任务，而第二个cpu被分配给信号采集(模数转换器)、信号处理(振动频谱的傅里叶分析)、数据通信、数据路由以及联网功能。使用不同数量的微控制器或现场可编程门阵列的其它架构也可以使用。

dc电力线滤波器，启用两个主要功能：

i.防止由功率开关电路产生的传导rf谐波传播回到dc线路上并影响周围的子系统(诸如航空电子设备)。

ii.通过插入到dc输入并能够满足emi/emc标准的多极滤波器的集成(诸如mil-std-461/462)来提供emp、rfi和esd强化；此外，滤波器可以与解决esd和emp强化的接地瞬态抑制器并联。瞬态抑制器电路可以包括多个组合器件(诸如齐纳二极管)以及气体放电管。

在每个功率模块内分布dc滤波器意味着每个dc滤波器仅输送整个电磁分布式直驱装置所需的总电流的一部分，因此可以在构成滤波器的电感器的制造中使用高介电常数的铁磁材料。

围绕高介电常数铁磁材料旋转的滤波器足够小而能够集成到功率模块中，从而得到紧凑和轻量化的组件。相比之下，设计用于输送单个常规电机控制器所需的总功率的大电流dc滤波器必须解决在生产电感器中使用的铁磁材料的磁饱和问题，这导致相当大的部件重量。

每个功率模块可以由接地轻质金属壳体屏蔽，诸如金属化的阻燃复合材料。这种轻质rf屏蔽用作法拉第罩；它主要是在表层穿透深度低的频谱(20mhz及以上)的较高频率范围内有效。除了这种轻质屏蔽，结构金属壳体组件[20]和[21]也提供了特别有效的附加屏蔽，以阻挡低频rf信号。

与常规的分离系统相比，其中外部控制器的壳体的物理尺寸必须满足emp标准所要求的磁电屏蔽保护水平，通过组合两级电磁屏蔽，所公开的解决方案在屏蔽有效性以及重量节省方面有着显著的改进，但不用于结构目的。

现参照图23，大多数直升机传动装置[27]通过所谓的焦点悬架被机械地固定至机身[31]。通过多个(例如4个)元件或保持管[25]从顶部约束传动装置，每个保持管通过杆端轴承(球形轴承)[30]而在两个末端上终止，从而允许传动装置的壳体围绕顶部焦点轻微振荡，以便滤除由主旋翼产生的振动(传动装置的底端通常由多个层压的弹性体止动件[26]沿着偏航轴线固定，所述弹性体止动件承受由转矩产生的力并且提供振动阻尼)。这种架构很有效地滤除振动，是在大多数现代直升机上实施的常见解决方案。然而，连接至传动装置壳体的电连接器和电缆可能遭受由连续低频振荡引起的过早老化。本发明公开了解决dc供应和数据通信的解决方案。

当使用焦点悬架时，常规的双线dc电力电缆不是供应电磁分布式直驱装置的适当方式，因为：

-大规格电缆不够灵活，并会有疲劳诱发的开裂，这种开裂由于其自身的惯性和可能的机械共振而加剧。

-两根电缆不提供路径分集，并存在明显的单点故障(spof)，从而导致较差的弹道冲击弹性。

-大规格布线需要较大的弯曲半径，因此需要更多的材料，从而导致更重的系统重量。

现参照图21，示出了应用于两堆栈电磁分布式直驱装置的冗余dc供电的示例，但是相同的布局也可以应用于多堆栈电磁分布式直驱装置。受限于机身的多个绝缘固定缆带对(ribbonspairs)[34]将dc电流输送至小规格电缆[33]，小规格电缆[33]连接至功率模块。图21示出了使用4个缆带对的冗余系统。每个缆带对[34]包括由电介质隔开的两个缆带(正和负)；每个缆带连接至主电源总线的端子。得到的对称线路改进了辐射发射和辐射敏感性特性。在不同的位置由飞行器的高压dc总线对缆带[34]馈电，用于进一步的机械去耦和路径分集。可以随着电磁分布式直驱装置的尺寸和功率的增加而增加缆带对的数量[34]。可以使用薄且宽的铝带，使得能够实现小的弯曲半径，从而减轻重量。

●优化缆带的纵横比(宽度/厚度)以使辐射和对流冷却最大化。

●连接至缆带的多个小规格电缆将dc电流馈送至电机元件的输入[16]。

●每条电缆只输送总电流的一部分：小规格电缆更加耐受振动，并且由于出色的抗疲劳性，合适的弯曲半径将提供长的使用寿命。在本发明的优选实施例中，形成dc电缆的每个束包括大量细股线，以便承受大量的屈曲周期。

●多个电缆提供了路径分集并且消除了单点故障。此外，小规格电缆可以成对安装，以改善路径分集和容错性。

●基于melson和both关系的热分析显示，相比单个大规格电缆，平行操作的几个较小的绝缘电缆提供更好的冷却能力。

●dc电缆和缆带对不需要特定的rf屏蔽，这是因为每个功率模块中内置的滤波单元消除了传导发射和敏感性。

●所公开的解决方案的总重量比常规的双线拓扑更轻。

如上所述，电磁分布式直驱装置可以使用内部网状光通信系统，该网状光通信系统用于在容错网络配置中纵向且横向地互连所有的功率模块。每个功率模块都是网络元件，优选地经由基于ip的光网络与周围的网络元件互连。

电磁分布式直驱器内的内部光网络围绕以下两个成员组织：

i.带有分光器[4]的光馈件[3]。

ii.光环型耦合器组件[8]和[8a](如适用)。

直升机的主旋翼轴[1](或飞机的螺旋桨轴[1])通常由无缝管制成，例如高张力4130铬钼钢或锻造5级钛。这种轴的内部部分是整个传动装置(如果不是整个飞行器)机械保护最好的区域，并且容纳光馈件[3]和相关联的分光器[4]。

光馈件[3]是厚壁透明管，其中光信号主要通过透明材料传播。这种优选的中心式拓扑消除了易损坏的外部光纤束或通常需要用来互连电机元件和功率模块的多个级间连接；它为光通信组件提供固有的机械保护，并且显著地使所包含的部件的数量最小化并且移除所有的连接器接口。当延伸到旋翼头[28]或推进器(如图20所示)的毂时，光馈件可以向控制连接至该毂的多个桨叶[29]的周期桨距和/或总桨距的电子设备提供数据通信。因此，光馈件可以同时输送与电磁分布式直驱管理相关的数据业务以及与飞行控制相关的业务。

由给定电机元件[35]容纳的功率模块[13]通过几个等开口环型光耦合器[8]和[8a](如适用)径向互连。通过集成在转子框架组件[22]、[23]内的多个光纤[5]，或经由多个自由空间链路和棱镜反射器[12c]，这两个环型光耦合器交叉连接。

所得到的基于星形、马刺状和环形拓扑的多路径网状网络通过几个不同的光学路由来实现功率模块之间的容错通信。

工业上对emp恢复性的通常解决办法是使用多个光纤代替常规的铜缆来输送数据通信。然而，光纤及其相关联的连接器传统上相当脆弱，需要大的弯曲半径，并且在被机械加强时可能变重。考虑到电磁分布式直驱装置运行的高振动环境，通过常规光纤将许多功率模块连接至飞行器的飞行计算机不是推荐的选择：安装在电磁分布式直驱装置中的大量功率模块将需要大量的连接器接口，导致重量增加，产生高生产成本，并且可靠性在统计上降低。

在一些实施例中，所公开的本发明采用自由空间光链路，该自由空间光链路提供飞行器飞行计算机与电磁分布式直驱装置之间的数据通信。在电磁分布式直驱装置和安装到机身上并连接至电光收发器接口[9]的远程冗余激光(或led)二极管和光电二极管[10]阵列之间建立自由空间链路。因此，消除了所有信令和数据线。图1a、1b、2a、2b、3a、3b、3c、3d、4a、4b、15a、15b、16a、16b、14a、14b、15a、15b、16a、16b、17a、17b、18a、18b、19和20示出了光通信系统，图5、6a、6b、7、8、9、10示出了光路。

电光收发器接口[9]是一种多通道容错子系统，能够在机载飞行计算机单元和电磁分布式直驱装置之间建立双向数据通信。如适用，它还可以提供机载飞行计算机单元和直升机的旋翼头[28]之间的通信(如图20所示)，或提供与安装在恒速推进器的毂中的桨距控制单元的通信。

电光收发器接口[9]连接至飞行计算机单元的电端口(使用公共总线协议，诸如：但不限于，arinc429,629或can)，格式化数据流，并且驱动指向光馈件[3]光接口的激光(或led)二极管和光电二极管的阵列，以便与电磁分布式直驱装置建立自由空间光学链路。激光二极管(或led)和光电二极管[10]阵列经由一个或多个布线路径连接至电光收发器接口[9]。图12中详细描述的电光收发器接口框图示出了包括并行操作的多个冗余收发器模块的多通道系统，冗余收发器模块的输入连接至由完整性监测电路控制的前端开关多路复用器单元(smu)。

完整性监测系统检测任何偏离的收发器模块的响应，并向smu发送信号，以便断开故障收发器模块的输入并关闭其电源。smu可以用作安全装置，以便断开故障收发器单元在完全短路失效时的输入。在本发明的不同实施例中，可以采用使用高阻抗输入端口的收发器模块：由此移除smu，使收发器模块的所有输入并行并连接至主输入/输出端口。在该配置中，通过关闭其电源来取消选择任何故障收发器模块。

这种多冗余系统确保容错性并将系统故障率维持在与飞行器级别要求兼容的水平。每个收发器模块包括以下电路：

i.与飞行器控制系统的输入/输出接口。保护电路和滤波(解决emi/emc和emp恢复性)。

ii.数据管理电路、数据缓冲、错误检测以及前向纠错。

iii.激光(或led)驱动器和故障检测电路。

iv.连接至光电二极管的模拟放大器、比较器和驱动器。

v.管理收发器单元的主要功能的微控制器和/或fpga。

每个收发器模块的输出连接至其自身的相关联冗余激光二极管(或led)和光电二极管[10]的阵列，它们配备有专用光滤波器(根据需要)。调谐为不同波长(颜色)的光滤波器可以用于创建独立子网络，以便将分配给飞行器的不同主要功能的数据业务(诸如飞行控制)与电磁分布式直驱装置隔离。该系统优选地由不间断冗余功率(urps)单元供电，urps包括内置可充电能量存储系统(ress)的备份。

电光收发器接口[9]驱动多个冗余激光(或led)二极管和光电二极管[10]的阵列，它们配备有与其相关联的光滤波器(根据需要)。指向光馈件[3]的末端(光接口)的阵列建立了与电磁分布式直驱装置的双向自由空间数据链路。大多数光信号以与多模光纤相同的方式通过构成光馈件[3]的透明材料传播。光馈件[3]的末端(如图18a和18b所示，面向激光二极管(或led)/光电二极管[10]的阵列的表面)可以是外扩形的，并且涂覆有抗反射处理，以便优化光透射。

图18a和18b都示出了在电磁分布式直驱装置和主飞行计算机之间提供自由空间数据传输的容错电光收发器接口[9]。图18b示出了机械功率经由续流单元传递到轴的变化。

当机载飞行计算机单元配备有内置冗余光接口时，可以消除电光收发器接口[9]和二极管阵列[10]并用光纤束代替。光纤束的一端连接至机载飞行计算机单元的光端口，而另一端可配备有以面对光馈件[3]末端的方式安装的压接透镜接口，(透镜接口直接安装在光馈件[3]的下面，而代替冗余激光(或led)二极管[10]的阵列)。

电光收发器接口[9]和相关联的冗余二极管/光电二极管[10]的阵列优选地安装到机身[31]上，而电磁分布式直驱装置可以通过焦点悬架来约束，并且因此自由振荡而提供振动阻尼。光二极管[10]阵列和光馈件[3]之间的自由空间光数据链路容许由电磁分布式直驱装置振荡引起的微小角度偏差。因此，电磁分布式直驱装置不需要任何物理数据连接(与电磁分布式直驱装置的唯一连接是多个小规格dc电力电缆[33])。图19示出了保护光阵列[10]和光馈件[3]之间的间隙的圆柱形屏蔽[24]，以防止外来材料进入以及弹道冲击。另外，柔性橡胶套[24a]将保护屏蔽[24]的顶部与电磁分布式直驱装置的主体之间的小间隙密封，以防止灰尘和污染物进入。二极管阵列[10]的小物理尺寸以及将它们与光馈件[3]隔开的短距离使得简单使用小尺寸屏蔽(诸如芳族聚酰胺/陶瓷加强物)则可有效地保护该区域。

现参照图5，光馈件[3]装配有多个分光器[4]。每个分光器[4]位于每个转子组件[22]/[23]的中间平面上，以便朝向转子组件(通过在轴[1]中加工的小孔，光信号的一部分传播通过光馈件[3])重新定向。

现参照图20，当用在旋翼飞行器上时，光馈件[3]可以延伸到主旋翼头[28]，以将数据传输到电子和机电致动器系统，从而控制转子桨叶的桨距角[29]]。相反，当用在固定翼飞行器上时，光馈件[3]可以延伸到推进器毂[28]，以将数据传输到电子和机电致动器系统，从而控制推进器桨叶的桨距角[29]。

由每个分光器[4]采样的信号由多个透镜[6]接收。多个透镜[6]连接至光纤对[5]，光纤对[5]将光信号向外分布到安装在转子组件[22]/[23]两侧的外侧透镜[7](参考图17a、17b、3a和3b)。

仅需要两根功能纤维(给定转子组件[22]/[23]每侧一个)就将光信号传送到外部透镜组[7]；然而图2a、15a示出了一种概念性布置，为了冗余、路径分集以及减少传输损失而安装了六对光纤，但是可以使用数量更多或更少的光纤。光纤受顶部和底部转子组件[22]和[23]的机械保护，并由间隔器(未示出)约束。光纤[5]可以被压接至透镜组件[6]和[7]，而移除光连接器。外侧透镜[7]瞄准光环型耦合器组件[8]，光环型耦合器组件[8]插入到加工在功率模块中的圆形槽口中。图3a和3b、17a、17b示出了这种配置的机械布置，而图5示出了贯穿整个电磁分布式直驱装置的光路。

图6a和6b示出了本发明的另一个实施例中的光路，其中光纤组件[5]组由在分光器[4]和转子透镜[7]之间建立的自由空间链路代替。该系统包括背对背式安装的两组毂透镜组件[6]。透镜组件[6]的一端收集由分光器[4]辐射的光信号，而[6]的相对端将光信号传输到位于转子组件的外侧部分内的多个径向安装的三角棱柱镜[12c]。三角棱镜将光信号反射到位于转子两侧并指向环型光耦合器[8]的外转子透镜[7]。位于毂中的每个透镜组件[6]可以包括背对背式安装的多个透镜，或可替换地，在其每侧包括具有适当焦距的一个特定透镜。图3c和3d示出了这种配置的机械布置。这种紧凑的布置最适于小型电磁分布式直驱装置。

图1b、图14b、图2b、图15b、图3b、图17b、图3c、图4b、图16b示出了使用续流单元[2a]的实施例，其中由每个分光器[4]采样的信号由一组透镜[6]接收，该组透镜[6]连接至安装在转子组件[22]、[23]内的内环型光耦合器[8a]的内表面。内环型耦合器[8a]用作等分耦合器，使得能够使来自分光器[4]的光信号平行通过在轴[1]中加工的一些小孔，并由透镜组件[6]收集。图7显示，以这样的方式选择在主轴[1]中所加工的孔的数量(及其角间距)和透镜的数量[6](及其角间距)，使得光信号传输总是可行的，不论转子组件[22]、[23]与主轴[1]的相对角度位置如何。图2b、15b、4b、16b和7示出了沿孔的平面截取的剖面图，示出了轴中的两个孔如何总是与至少两个透镜对准。

基于毂的环型光耦合器[8a]的外表面连接至多个光纤对[5]，这些光纤对将光信号向外分布到安装在转子组件[22]、[23]两侧的外侧透镜[7]组(参考图2b、3b、4b、15b、16b和17b)。

仅需要两根功能纤维[7](给定转子组件[22]/[23]每侧一个)就将光信号从内环型耦合器[8a]输送到外透镜[7]。然而，图2b、15b示出了一种概念性布置，为了冗余、路径分集以及减少传输损失而安装了六对光纤，但是可以使用不同数量的光纤。光纤受顶部和底部转子组件[22]和[23]的机械保护，并由间隔器(图中未示出)约束。光纤[5]可以被压接至透镜组件[6]和[7]，而移除光连接器。外侧透镜[7]瞄准固定光环型耦合器组件[8]，光环型耦合器组件[8]插入到加工在功率模块中的圆形槽口中。图3b和17b示出了这种配置的机械布置，而图5示出了贯穿整个电磁分布式直驱装置的光路。

在本发明的另一个实施例中，光纤组件[5]由在毂和外转子透镜[7]之间建立的多个自由空间链路代替。在基于毂的环型光耦合器[8a]的外表面上安装有多个外透镜组件[6]，多个外透镜组件[6]耦合到自由空间，一些光信号在光纤环内循环。外透镜瞄准三角棱镜[12c]的顶点，三角棱镜[12c]将光信号反射到安装在每个转子组件两侧的转子透镜[7]。三角棱柱反射器径向安装在转子组件[22]、[23]的外侧部分内，其顶点指向毂(因此指向连接至内环型光耦合器[8a]的外透镜组件[6])。图3c示出了这种配置的物理布置，而图6b示出了光路。这种紧凑的布置最适于小型电磁分布式直驱装置。

虽然为便于理解，光毂组件描述为包括三个单独的部件(两组透镜组件[6]和环型光耦合器[8a])，但是实际的毂组件可以仅由一个部分构成：单片环型光耦合器，透镜组在内表面和外表面上加工(并且抛光)到该环型光耦合器上。

安装在转子框架组件[22]和[23]的顶部和底部上的多个外侧透镜[7]所辐射的光信号由外固定环型光耦合器[8]接收：

-使来自所有旋转光透镜组件[7]的信号平行。

-将光信号传送到功率模块的光收发器接口[11](光电二极管/激光二极管)。

-实现功率模块之间的横向通信。

现参照图9，示出了所得到的网络拓扑，即包括以下的双向网状光网络：光馈件[3]及其分光器[4]，内环型光耦合器[8a](根据需要)，多个光纤[5]，以及外环型光耦合器[8]，共同提供横向和纵向通信。

来自光纤组件[5]的光信号通过图5所示的内环型耦合器[8a]循环，并且通过透镜组件[6]和分光器[4]传播到光馈件[3]。

此外，这些光信号由分光器[4]分离，并纵向传播到光馈件[3]。安装在光馈件[3]的顶部上的反射镜[12b]反射复合到分光器[4]中的光信号，从而提高光端口之间的耦合系数(较低的传输损耗)。图10示出了光路和光复合过程。

现参照图20，光馈件[3]可以延伸到旋翼飞行器[28]的旋翼头，以保持与桨距控制系统的通信。所得到的双向网状光网络提供横向和纵向通信，该双向网状光网络包括光馈件[3]及其分光器[4]，两个环型光耦合器[8]、[8a]，以及多个光纤。主轴[1]镶有光馈件[3](图4b和5)及其相关联的分光器[4]。

在本发明的一个实施例中，光馈件[3]包括由诸如(但不限于)聚碳酸酯的材料制成的几段厚壁透明管。这些透明管段纵向堆叠，并通过分光器[4]彼此分离。每个分光器[4]紧固地插入到两段透明管之间，并且位于面向轴[1]中的孔和透镜组件[6]的转子组件[22]、[23]的中间平面上。每个分光器[4]的常规设计之处在于包括(与光馈件的纵向轴线)成+/-45度角度的一个或多个透明材料层，而表现出与光馈件[3]所使用的材料不同的折射率。鉴于优化透射系数，光馈件和分光器之间的配合表面使用抗反射光学处理(例如涂层)进行阻抗匹配。

在本发明的另一个实施例中，每个分光器[4]可以使用光学黏合剂粘合，或者焊接到构成光馈件[3]的管，而不是被压入光馈件[3]的两个部分之间。45度分光器在每个转子组件[22]、[23]的平面上耦合一些光。当涉及少量的电机元件时，该解决方案具有的优点是端到端传输损耗(即，给定功率模块的光接口[11]与另一个功率模块的光接口或冗余激光(或led)二极管和光电二极管和光滤波器的阵列[10]之间的传输损耗)低。

在本发明的又一个实施例中，分光器[4]通过在无缝光馈件[3]的外表面上蚀刻粗糙的圆柱形条带来实现；圆柱形区域位于每个转子组件的中间平面上。其结果是，通过条纹的粒状蚀刻，通过光馈件[3]传播的光的一部分被散射，并由毂透镜组件[6]接收。菲涅耳透镜也可以蚀刻到光馈件[3]中，以便在透镜组件的方向上聚集更多的光，由此降低传输损耗。使用无缝蚀刻的光馈件[3]表现出的优点是，在每个电机元件处提供几乎相同水平的耦合。此外，无缝光馈件[3]是单片式的，并且表现出优异的机械阻力。当考虑到大量的电机元件时，这种解决方案可能是优选的。

安装在转子组件内的光纤[5]一端插入到透镜组件[6]中，另一端可以压接到透镜接口[7](不使用连接器)。这种高度冗余的布局确保一个或多个光纤的故障对系统的操作没有影响。

环型光耦合器[8]插入到加工在每个功率模块中的月牙形槽口中(图2a、2b、4a、4b、15a、15b、16a、16b)，并且压靠在每个功率模块光学前端的光滤波器和激光二极管/光电二极管组件[11]上(图3a、3b、17a和17b)。槽口优选地位于功率模块的“冷(cold)”侧(功率晶体管的相对侧)。考虑到在每个光学端口处实现均匀的耦合系数，光环型耦合器[8]可以由大分子和/或掺杂聚合物制成，以增强材料内的光漫射。经济高效的技术采用快速原型制造，其中由激光束聚合的透明液体树脂产生具有优异的漫射特性的透明件。可以通过使用能够在环内散射光的粗粒45度角反射器来增强光漫射。图8示出了该环的总体布局，用箭头表示进出方向，但是系统本质上是双向的。

在面向外侧透镜组件[7]的区域中，可以在环型光耦合器[8]中加工圆形透镜，以便使[7]和[8]之间的传输损耗最小化。图8示出了该圆形透镜，以及压靠在光学接口[11]上的区域(功率模块[13]的一部分)的放大剖面图。

在适用于续流系统的另一个实施例中，旋转环型光耦合器[8a]可以由透明材料制成，该透明材料涂覆在端口接口处，涂覆有抗反射层(即朝向内透镜并朝向外光纤或外透镜)。通过使用大分子和/或掺杂聚合物材料与由粗粒顶部和底部反射器产生的光散射相结合，可以在环[8a]内通过光漫射实现每个端口界面处的相同耦合系数。

给定功率模块的激光二极管阵列[10]和光学接口[11]之间的端到端传输损耗可以是相对高的，这是因为光信号通过不同的介质传播，从自由空间(空气)到光纤再通过光学滤波器交替地变化。然而，本领域技术人员清楚的是，当前可用的激光二极管通常能够产生50至100mw(即17至20dbm)量级的功率。这种功率电平有效地补偿了所累积的路径损耗，由此实现足够的路径功率预算，从而确保无缺陷的数据传输。

现参照图5，示出了经由电光收发器接口[9]将功率模块、电机元件和外部系统(诸如飞行器的飞行计算机)互连的光路。所公开的双向网状网络能够在所有功率模块之间建立数据通信，而不论其在电磁分布式直驱装置内的物理位置如何。此外，每个功率模块能够进行分组管理、联网和通信协议管理。

在本发明的一个优选实施例中，用于互连不同网络元件(功率模块)的通信协议是基于以太网/tcp/ip套件(传输控制协议/因特网协议)。还可以使用更特定的协议，诸如can或arinc664。

可以有利地使用不同的数据接入方案来适应不同的电磁分布式直驱拓扑。在时分多址(tdma)模式中，由每个网络元件产生的数据流在时域中被多路复用：每个功率模块(网络元件)分配有唯一的时隙，在时隙中允许功率模块传输数据。每个功率模块仅在其分配的时隙中传输，并在剩余的时间内接收。当涉及很少的功率模块(网络元件)时，例如在尾旋翼驱动的情况下，这种简单的接入模式是优选的解决方案。功率模块之间经由网状网络的相互同步确保在相邻时隙之间没有定时重叠。

在码分多址(cdma)模式中，需要通过光网络传输的有效载荷(有用信息)用唯一的prn码(伪随机噪声是与满足一个或多个标准统计随机性试验的噪声类似的信号)来倍增。使有效载荷与高码片速率prn码相乘引起频谱扩展，其中所得到的频谱可以是信息频谱的10倍(或更多)宽。所得到的数据流用于调制激光二极管(或led)。图22示出了使用cdma接入的两个功率模块的光学前端的框图。

在接收器侧，通过在接收的扩展信号的移位寄存器中用与发射器侧所使用的相同prn码进行同步倍增，而重新生成有用信息(图22)。通过向每个功率模块的发射器分配唯一的prn码，可以在相同的介质上同时进行传输而不会相互干扰。然而，通过将接收信号乘以分配给需要接收的模块的prn码，给定功率模块的接收器能够在任何时间对由任何其它功率模块的数据流进行解扰。通过执行prn码的循环，任何给定的功率模块都能够循序地提取由功率模块以及连接至网状网络的电光接口传输的数据流。

直接序列信号扩展的另一个优点是固有的处理增益(与prn码片速率除以有效载荷的数据速率成比例)。该处理增益有利地补偿了在网状网络中发生的传输损耗，并且对于大型电磁分布式直驱装置特别有效。当涉及大量的功率模块和电机元件时，cdma是优选的接入解决方案。

ofdm接入模式采用多载波调制，特别是正交频分多路复用(ofdm)。如同cdma，该接入模式对于相互干扰具有很好的稳健性，也是在涉及大量功率模块的情况下的解决方案。

在本发明的不同实施例中，也可以使用分配给每个网络元件(功率模块)的多个子载波的频移键控(fsk)。

相同的光馈件[3]可以同时传送与功率模块管理以及飞行控制(旋翼头或推进器毂[28])相关的数据通信。当电磁分布式直驱装置驱动装配有光学控制旋翼头(光学控制的叶片桨距致动器)的直升机的主旋翼时，可以采用这种布局(如图20所示)。

可能需要信息分离以防止重要功能之间的意外干扰(或交叉耦合)，例如，防止有故障的不受控网络元件(例如功率模块)干扰共享同一传输介质的另一网络元件(例如转子桨叶[29]的桨距控制)。tdma接入特别容易受到定时干扰和时隙重叠的影响，而cdma和ofm对于码干扰有很好的弹性。

在本发明的一个实施例中，通过向飞机的每个重要功能分配其专用子网络来创建子网络，例如一个子网络可以专用于飞行控制，而另一个子网络专用于功率模块和电磁分布式直驱控制。子网络之间的业务隔离通过不同的手段来实现，诸如(但不限于)：

●为每个子网络分配唯一的接入模式(例如，一个子网络使用tdma接入，而另一个子网络使用cdma或ofdm接入)。

●在子网络之间分配正交编码(例如，通过在使用cdma接入的两个子网络之间使用prn码)。

●当使用ofdm接入和/或fsk时，向子载波分配显著不同的频率。

在本发明的又一个实施例中，通过使用波分复用(wdm)来实现优异的子网络分离，其中为每个子网络分配一个专用波长(颜色)。wdm需要为附属于给定网络的每个网络元件(例如功率模块)的光学接口配备光学带通滤波器，光学带通滤波器设定为分配给所述子网络的波长。安装到光电二极管和激光(或led)二极管上的光滤波器拒绝其它子网络所用的不需要的波长。图22所示的框图示出了安装在功率模块的光学前端上的光滤波器。同样地，由多通道电光收发器接口[9]驱动的冗余激光二极管(或led)和光电二极管[10]的阵列也配备有调谐为相关波长的多个光滤波器。例如，与飞行控制相关的二极管/光电二极管阵列将配备有调谐为一个波长的专用滤波器，而专用于控制电磁分布式直驱装置的二极管/光电二极管阵列将配备有调谐为不同波长的滤波器。

每个电机元件集成在其自己的专用壳体[20]、[21]中，这有助于整个组件的结构刚度，并且防止火焰蔓延或由弹道撞击造成的损坏。每个电机元件的壳体还能实现适当的emi/emc/emp屏蔽。

每个转子组件可以两个半部[22]和[23](两个反向的“草帽(chinesehats)”)形成，优选地由金属基复合材料(mmc)和/或碳纳米管(cnt)制成，而确保轻质的重量以及良好的耐热性和耐火性。

在顶部壳体[20]和底部壳体[21]以及定子的框架[15]中可以加工有冷却导管(管道)，以排出功率模块和绕组产生的热量。液体冷却对于中至高功率系统是优选的选择，但是也可以在一些低功率应用(例如，对于每个电机元件高达40kw的尾旋翼驱动装置或无人机的应用)中进行强制空气冷却。

多个滚珠轴承[2]使主转子轴[1]与电磁分布式直驱装置的中心线保持同轴对准，使得续流单元能够正常运行。

该轴承组件可以输送推进器或转子的推力，但是在优选的布置中，可以由一个或多个外部轴承输送推进器/转子推力。内部轴承组件[2]安装有压电振动传感器，该压电振动传感器能够进行机械健康监测并且连接到每个电机元件的多个功率模块。

相比于现有技术中应用于飞行器的传动系统，电磁分布式直驱单元具有以下优点：

●对于emp、emi和esd攻击具有恢复性；

●抗弹道冲击和火灾损害的能力增强；

●可伸缩系统：适用于旋翼飞行器的主旋翼和尾旋翼驱动装置以及固定翼飞行器，范围从几千瓦至几百千瓦。

●自含式系统：开关功率电路以经物理隔离、rf屏蔽的功率模块形式集成在构成电磁分布式直驱装置的多个电机元件内；

●内部网状光网络实现多个功率模块之间的容错数据互连，由此解决了影响常规分离驱动装置的电磁干扰和电磁兼容性(emi/emc)缺陷。通过使用子网络功能，该网状网络能够同时传输传入外部飞行控制装置的数据，并且用来代替常规的菊花链光纤，从而改进机械阻力(是高振动环境下所需要的)，以及增强对弹道冲击的恢复性，并显著减轻重量；

●容错电光接口，经由冗余光收发器接口符合公共总线和协议(例如arinc429或629)；

●冗余光收发器接口和电磁分布式直驱装置之间的自由空间数据传输链路，不再需要通常将电磁分布式直驱装置与飞行器控制系统互连的光纤、连接器和数据线。该特征解决了在高振动环境下运行时连接器老化所固有的常见可靠性问题；

●通过嵌入在每个功率模块中的微控制器执行基于网络的内部分布式处理，即使在与外部控制系统完全断开通信的情况下也能够进行自主决策；

●在与飞机控制系统的通信降级或多重内部故障(例如在火灾或弹道冲击之后)的情况下进行预编程操作；

●根据各种电机元件和功率模块的健康状态(soh)进行电气和环境完整性监测(eeim)和实时功率分布；

●通过对功率晶体管的动态特性进行连续监测和数据记录预警即将发生的半导体故障；

●机械完整性监测(mim)，通过使用频谱偏差算法连续地分析每个机械部件单独产生的振动频谱，为即将发生的轴承/续流故障提供预警；

●高瞬态功率能力：由电磁分布式直驱装置产生的瞬态功率主要受定子绕组和晶体管电路中的热限制约束；在不影响电磁分布式直驱装置的使用寿命的情况下，大量的循环是可行的(相比之下，由于影响齿轮组件和其它运动部件的不可逆金属疲劳，常规的机械齿轮箱的使用寿命减少)。在旋翼应用的情况下，直接的益处在于在负荷下更好的主旋翼速度调节，从而使高空作业操作更安全且更有效；

●高负荷系数飞行期间的主转子速度调节使得配备有电磁分布式直驱装置的直升机比常规驱动式机器具有机动优势；

●转矩波动低，由电磁分布式直驱装置中的垂直和径向功率分布引起，而导致低的振动水平；

●使用寿命长：电磁分布式直驱装置的大修间隔时间(tbo)通常在20000小时的范围内，而常规机械齿轮箱的平均大修间隔时间为4000小时；

●显著降低生产和运行成本(不再需要复杂的润滑和冷却系统；此外，电机的内部尺寸公差不如齿轮那么严格，由此降低生产成本)。该系统基于可以低成本批量生产的相同功率模块；以及

●由于分布式架构和高度集成且紧凑的设计(控制器和电机之间没有电缆)，冗余电力传动系统的重量更轻。

尽管已经结合有限个实施例描述了本发明，但是本领域技术人员将会理解，根据前述描述的许多替代方案、修改和变型也是可能的。因此，本发明旨在涵盖所有这样的替代方案、修改和变型，这些同样也可以落入所公开的本发明的精神和范围之内。

本申请可以用作一个或多个未来申请的依据或者作为它们的优先权，并且任何这样的未来申请的权利要求都可以涉及本申请中所描述的任何一个特征或特征组合。任何这样的未来申请都可以包括所附权利要求中的一个或多个，所附权利要求以示例的方式给出，并且相对于任何未来申请中可以要求保护的内容而言是非限制性的。

零件清单

1主轴(旋翼飞行器的转子轴或固定翼飞行器的推进器轴)

2轴承，带有相关联的振动传感器装置

2a续流单元

3光馈件

4分光器

5光纤，保持在顶部和底部转子组件之间

6毂透镜组件

7外转子透镜

8外环型光耦合器，插入到功率模块组件中，压靠在内部冗余光接口上

8a内环型光耦合器(用于毂)

9容错电光收发器接口，在电磁分布式直驱装置和主飞行计算机之间提供自由空间数据传输

10冗余激光(或led)二极管和光电二极管的阵列和光滤波器。

11功率模块的光接口：冗余激光(或led)二极管和光电二极管阵列和光滤波器。

12光分解器(编码的反射目标)

12a光分解器(led和光电二极管及相关联透镜)

12b反射镜

12c内棱镜反射器

13功率模块(功率开关电路、光通信接口、分解器系统和处理器)

14定子绕组

15绕组框架，带有冷却回路(如果需要)

16直流输入

17绝缘件

18hallbach磁体组件

19磁体组件(不同于hallbach拓扑)

20顶部壳体，带有内置冷却回路

21底部壳体，带有内置冷却回路

22转子框架顶部组件

23转子框架底部组件

24圆柱形屏蔽，用于保护光馈件

24a橡胶套

25保留管

26弹性体止动件

27主转子齿轮箱

28转子头，或推进器毂

29转子桨叶，或推进器桨叶

30杆端轴承

31机身

32电磁分布式直驱装置

33电缆

34双平缆带，带有中心绝缘

35电机元件

专业词汇表

arinc航空无线电公司

can控制器局域网(can总线)

cdma码分多址

cpu中央处理单元

cnt碳纳米管

dc直流电

dme测距设备

ecm电子反制

eccm电子反反制

edf电涵道风扇

eeim电气与环境完整性监测

emd³电磁分布式直驱装置

emi/emc电磁干扰/电磁兼容性

emp电磁脉冲

esd静电放电

fec前向纠错

fpga现场可编程门阵列

hf高频(3-30mhz)

igbt绝缘栅双极晶体管

ip互联网协议

laser辐射发射受激光发射

led发光二极管

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