一种航空大功率复合无刷起动发电系统及其控制方法
阅读说明：本技术 一种航空大功率复合无刷起动发电系统及其控制方法 (Aviation high-power composite brushless starting power generation system and control method thereof ) 是由 赵雅周 袁静兰 冷博阳 李洋 王华超 于 2020-11-13 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种航空大功率复合无刷起动发电系统及其控制方法,属于航空起动和供电系统技术领域,包括起动发电机、发电控制器、复用起动控制器、AC/DC整流器、AC/AC变换器、电流检测单元、第一转换接触器、第二转换接触器、直流接触器、交流接触器、起动接触器、第一复用接触器以及第二复用接触器,本发明还公开了上述起动发电系统的控制方法,提出了多绕组、交直流双输出和复用控制系统构型,降低了系统重量,解决了起动和发电对部件的冲击,提高了系统效率、可靠性和安全性。(The invention discloses an aviation high-power composite brushless starting power generation system and a control method thereof, belonging to the technical field of aviation starting and power supply systems.)
技术领域
本发明公开了一种航空大功率复合无刷起动发电系统及其控制方法，属于航空起动和供电系统技术领域。
背景技术
航空起动发电技术是利用电机的可逆原理，实现电能转化为机械能和机械能转化为电能的一体化设计。在飞机起动时，电能转化为机械能是将供电电源通过功率变换驱动电机工作在电动状态，带动发动机旋转达到转速要求，发动机点火工作。发动机完成起动过程后，由发动机驱动电机，系统将机械能转变为飞机要求的电能，向飞机的用电设备供电。一台电机两种用途，减少了机载设备体积和重量，有效地提高了整个电气系统的可靠性。实现起动/发电双功能是先进飞机电气系统的一个重要发展方向。
随着多电/全电飞机技术的发展，电源系统要求电机起动和发电功率大幅增加，系统供电体制由单一直流或交流向交直流复合体制方向发展。传统有刷直流航空起动发电系统无法适应高空长航时工作的要求并严重制约了飞机的可靠性、维修性。在飞机无刷直流起动发电机系统中，开关磁阻起动发电机系统得到成功应用，例如美国专利US005489810A公开了一种开关磁阻起动发电机方案，然而开关磁阻电机发电模式需要位置传感器以及功率变换器，降低了系统可靠性，增加了系统长期工作时的复杂度。
双凸极起动发电机是在开关磁阻电机的基础上发展起来的一种新型电机，该电机结构简单，可靠性高，成本低，适用于高速长航时运行。作为电动机运行时具有调速性能好，易实现四象限运行。在作为发电机运行时，无需可控功率变换器和转子位置传感器，励磁电流可通过外部控制双向调节输出电压，这就使得电机在发电方面较开关磁阻电机更有优势。专利CN103684127B公开了一种复合式无刷直流起动发电机系统及控制方法，永磁电机与电励磁双凸极电机同轴运行，起动阶段用永磁电机电动运行，发电阶段，永磁电机作为励磁机，为电励磁双凸极电机励磁绕组提供励磁源，通过调节励磁电流，电励磁双凸极电机为直流负载供电。此方案中，为满足起动转矩要求，需要永磁电机的功率较大，而系统长期工作为发电状态，系统效率偏低。专利CN106357164A公开了一种双凸极高压直流起动发电系统及控制方法，两段式电励磁双凸极电机电枢绕组分别与桥式不控整流电路连接后并联，作为起动发电系统的发电输出端，其中第一电励磁双凸极电机三相电枢绕组分别与三相全桥逆变器、推挽正激变换器顺次连接，推挽正激变换器输入端作为起动发电系统的起动，解决了起动电源电压与发电输出电压之间不平衡，以及高速起动发电系统起动运行高频斩波导致系统可靠性降低的问题。但单套绕组起动制约了起动带载能力，同时无法满足交直流用电的需求。
发明内容
本发明的目的是：
本发明提供一种航空大功率复合无刷起动发电系统及其控制方法，能够提供一种基于余度、多绕组、交直流双输出、起动控制复用的双凸极无刷电机航空起动发电系统，特别是功率12kW以上的航空起动发电系统。
本发明的技术方案是：
一方面，本发明提供一种航空大功率复合无刷起动发电系统，该系统包括：起动发电机、发电控制器、复用起动控制器、AC/DC整流器、AC/AC变换器、电流检测单元、第一转换接触器、第二转换接触器、直流接触器、交流接触器、起动接触器、第一复用接触器以及第二复用接触器；
所述的起动发电机为电励磁双凸极型磁阻电机，电机同轴向上有两个主电机定子、两段主转子、一套励磁机以及一套霍尔位置传感器；
所述AC/DC整流器包括：第一桥式不控整流电路、第二桥式不控整流电路、第一电容、第二电容；
所述AC/AC变换器包括：第三桥式不控整流电路、第四桥式不控整流电路、第三电容、第四电容以及DC/AC变换单元；
所述发电控制器包括：发电控制单元、励磁接触器、第五桥式不控整流电路、励磁斩波电路、二极管，所述励磁接触器由发电控制单元控制；
所述复用起动控制器包括：起动控制单元、第一全桥逆变电路、第二全桥逆变电路；
所述电流检测单元包括：第一电流互感器、第二电流互感器、第三电流互感器、第四电流互感器、第五电流互感器、第六电流互感器；
所述第一转换接触器、第二转换接触器、第一复用接触器以及第二复用接触器由复用起动控制器控制；
所述直流接触器、起动接触器由发电控制器控制；
所述交流接触器由AC/AC变换器控制；
所述发电控制器、所述复用起动控制器、所述AC/AC变换器相互之间以及与飞机管理系统均可通过数据总线进行信息传递；
具体的，所述第一个主电机定子上安装有第一电枢绕组、第三电枢绕组以及部分励磁绕组；
所述第二个主电机定子上安装有第二电枢绕组、第四电枢绕组以及部分励磁绕组；
所述第一个主电机定子部分励磁绕组和第二个主电机定子部分励磁绕组串联连接为所述一套励磁绕组，第一电枢绕组、第二电枢绕组、第三电枢绕组和第四电枢绕组共用该一套励磁绕组；
所述励磁机包括永磁磁钢和励磁机绕组；
所述霍尔位置传感器包括感应磁环和霍尔传感器；
具体的，所述第一电枢绕组的输出端、所述第二电枢绕组的输出端分别与所述电流检测单元的输入端连接，所述电流检测单元的输出端分别与所述第一转换接触器的第一触点、所述第二转换接触器的第一触点连接，所述第一转换接触器的第二触点与所述第一桥式不控整流电路的输入端连接，所述第二转换接触器的第二触点与所述第二桥式不控整流电路的输入端连接；
所述第一桥式不控整流电路的输出正端和所述第二桥式不控整流电路的输出正端、所述第一电容的正端、所述第二电容的正端、所述直流接触器的第一触点连接；
所述直流接触器的第二触点作为所述起动发电系统直流电压输出端的正端；
所述第一桥式不控整流电路的输出负端和所述第二桥式不控整流电路的输出负端、所述第一电容的负端、所述第二电容的负端连接，作为所述起动发电系统直流电压输出端的负端；
所述第一转换接触器的第三触点分别与所述第一全桥逆变电路的输出端、所述第一复用接触器的第一触点连接，所述第一复用接触器的第二触点与外部第一无刷电动机输入端连接，作为所述起动发电系统复用控制输出端之一；
所述第二转换接触器的第三触点分别与所述第二全桥逆变电路的输出端、所述第二复用接触器的第一触点连接，所述第二复用接触器的第二触点与外部第二无刷电动机输入端连接，作为所述起动发电系统复用控制输出端之二；
具体的，所述第三电枢绕组的三相输出端、所述第四电枢绕组的三相输出端分别分别与所述第三桥式不控整流电路的输入端、所述第四桥式不控整流电路的输入端连接，所述第三桥式不控整流电路的输出正端与所述第三电容的正端、所述第四电容的正端、所述DC/AC变换单元的正输入端连接，所述第三桥式不控整流电路的输出负端与所述第四桥式不控整流电路的正端连接，所述第四桥式不控整流电路的负端与所述第三电容的负端、所述第四电容的负端、所述DC/AC变换单元的负输入端连接，所述DC/AC变换单元的交流输出端与所述交流接触器第一触点连接，所述交流接触器第二触点作为所述起动发电系统交流电压输出端；
具体的，所述励磁机绕组的输出端与所述励磁接触器第一触点连接，所述励磁接触器第二触点与所述第五桥式不控整流电路的输入端连接，所述第五桥式不控整流电路的输出正端分别与所述励磁斩波电路直流正输入端、所述二极管阴极连接，所述第五桥式不控整流电路的输出负端与所述励磁斩波电路直流负输入端连接；所述励磁绕组的输出端与所述励磁斩波电路输出端连接；
具体的，所述起动接触器第二触点与所述二极管的阳极连接，所述起动接触器第一触点、所述第一全桥逆变电路的母线输入端、所述第二全桥逆变电路的母线输入端均与外部直流电源连接，作为所述起动发电系统输入端之一；
所述第一电流互感器、所述第二电流互感器、所述第三电流互感器、所述第四电流互感器、所述第五电流互感器、所述第六电流互感器输出端与所述发电控制单元输入端、所述起动控制单元输入端连接，实现所述第一电枢绕组和第二电枢绕组的相电流的检测；
所述第一桥式不控整流电路的输入端、所述第二桥式不控整流电路的输入端与所述发电控制单元输入端连接，实现所述第一桥式不控整流电路的输入端、第二桥式不控整流电路的输入端线电压的检测；
所述霍尔传感器输出端与所述起动控制单元输入端连接，实现所述起动发电机的转子位置检测；
所述直流接触器的第一触点与所述发电控制单元输入端连接，实现所述起动发电系统直流电压的检测；
所述发电控制单元输出端与所述励磁斩波电路控制输入端连接，实现所述起动发电系统直流输出电压的调节；
具体的，所述起动控制单元输出端与所述第一全桥逆变电路、所述第二全桥逆变电路的控制输入端连接，实现所述第一全桥逆变电路、所述第二全桥逆变电路的逆变控制；
所述第一电枢绕组和第二电枢绕组匝数、长度相同；
所述第三电枢绕组和第四电枢绕组匝数、长度相同；
所述第一段主转子与所述第二段主转子的长度相同，转子齿相错开7.5°机械角度；
所述第一电容、所述第三电容为电解电容；所述第二电容、所述第四电容为高频瓷介电容；
所述第一电流互感器、所述第二电流互感器、所述第三电流互感器、所述第四电流互感器、所述第五电流互感器、所述第六电流互感器为磁场平衡式电流互感器；
优选的，所述霍尔传感器为锁定型霍尔传感器，或者使用旋转变压器检测转子位置的方法，或者使用无位置反馈的控制方法；
优选的，所述第一桥式不控整流电路、所述第二桥式不控整流电路、所述第三桥式不控整流电路、所述第四桥式不控整流电路、所述第四桥式不控整流电路为肖特基二极管并联组成的三相全桥整流电路；
优选的，所述第一全桥逆变电路、所述第二全桥逆变电路为多MOS管并联组成的三相全桥逆变电路。
另一方面，本发明提供提供一种航空大功率复合无刷起动发电系统的控制策略，该策略包括起动模式控制程序、发电模式控制程序；
具体的，所述起动模式控制程序，接收到起动指令，所述发电控制器闭合起动接触器，外部直流电源接入第一全桥逆变电路和第二全桥逆变电路母线输入端、励磁斩波电路直流输入端；所述励磁斩波电路调节励磁电流为恒定值；所述复用起动控制器闭合第一转换接触器、第二转换接触器，通过第一全桥逆变电路和第二全桥逆变电路将直流电源逆变为三相交流电，接入起动发电机的第一电枢绕组、第二电枢绕组，从而控制起动发电机处于电动状态，完成飞机发动机的起动；当转速达到上限要求时或起动指令撤销，所述发电控制器断开起动接触器，关断励磁斩波电路输出的励磁电流，所述复用起动控制器关断第一全桥逆变电路和第二全桥逆变电路，断开第一转换接触器、第二转换接触器；
飞机发动机完成起动后，系统进入发电模式，所述起动发电机由飞机发动机拖动旋转，所述发电模式控制程序，接收到发电指令，所述发电控制器闭合励磁接触器，所述永磁机绕组输出的三相交流电经过励磁接触器、第五桥式不控整流电路整流为直流电，接入励磁斩波电路，励磁斩波电路输出励磁电流；所述第一电枢绕组、第二电枢绕组、第三电枢绕组和第四电枢绕组分别输出三相交流电，第一电枢绕组和第二电枢绕组分别经过第一桥式不控整流电路、第二桥式不控整流电路进行整流变换，并联后再经第一电容和第二电容进行滤波，所述发电控制单元检测该电压值，调节励磁斩波电路输出的励磁电流，保持该电压为要求值，闭合直流接触器，从而为飞机上直流汇流条供电。所述第三电枢绕组和第四电枢绕组分别经过第三桥式不控整流电路、第四桥式不控整流电路进行整流变换，串联后再经第三电容和第四电容进行滤波，经过DC/AC变换单元，输出要求的三相交流电，DC/AC变换单元闭合交流接触器，从而为飞机上交流汇流条供电；所述复用起动控制器闭合第一复用接触器、第二复用接触器，分别驱动机上无刷电动机工作；
具体的，还包括，所述起动发电系统在所述起动控制程序的执行过程中，通过所述第一电流互感器、所述第二电流互感器、所述第三电流互感器、所述第四电流互感器、所述第五电流互感器、所述第六电流互感器和所述霍尔传感器对所述第一电枢绕组、所述第二电枢绕组的六相相电流和所述起动发电机的转子位置进行检测，并将检测到的六相相电流信号和转子位置信号输入所述起动控制单元，所述起动控制单元实现第一全桥逆变电路和第二全桥逆变电路换相和电流控制；
所述起动发电系统在所述发电控制程序的执行过程中，通过所述第一电流互感器、所述第二电流互感器、所述第三电流互感器、所述第四电流互感器、所述第五电流互感器、所述第六电流互感器对所述第一电枢绕组、所述第二电枢绕组的六相相电流进行检测，并将检测到的六相相电流信号输入所述发电控制单元；所述发电控制单元依据采集的六相相电流信号，作用一是计算系统输出直流电流，判断直流电流是否过流；作用二是计算各相之间的不平衡度，判断所述第一桥式不控整流电路、所述第二桥式不控整流电路二极管是否出现开路或短路故障；
所述起动发电系统在所述发电控制程序的执行过程中，所述第一桥式不控整流电路、所述第二桥式不控整流电路输入端线电压和输出端电压反馈至所述发电控制单元，所述发电控制单元采集线电压和直流电压，作用一是根据反馈的输出端电压调节励磁电流，实现系统直流输出电压保持稳定；作用二判别系统直流输出电压是否出现过压或欠压；
所述发电控制单元采集到线电压作为直流输出电压欠压的辅助条件，当直流输出电压在正常范围内时，发电控制单元不对线电压进行判断；当直流输出电压电压低于直流欠压门限时，发电控制单元延时确认后进行欠压保护；当直流输出电压低于正常调节值但高于直流欠压门限时，发电控制单元增加判断六路线电压平均值是否低于交流电压欠压门限，若低于交流电压欠压门限，延时确认后进行欠压保护；交流电压欠压门限为直流欠压门限的0.74倍。
本发明的有益效果是：
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
1、本发明的无刷起动发电系统一台电机同时输出直流和交流两种体制电源，减少了发动机附件机匣、散热、安装等机载部件数量，降低了飞机整体系重量。
2、本发明的无刷起动发电系统通过设置转换接触器，使起动和发电功率回路分开，在起动和发电电压幅值不平衡情况下，均不会引起对不工作功率电路的电压冲击，提高了系统可靠性。
3、本发明的无刷起动发电系统起动控制器和具有复用功能，在完成发动机起动后，复用起动控制器可切换至控制两台机上无刷电动机工作，提高了系统工作效率。
4、本发明的无刷起动发电系统电流互感器具有复用功能，减少了互感器数量。起动时为起动控制单元提供相电流，实现电流控制；发电时为发电控制单元提供相电流，实现电机过流、整流电路功率管开路、短路的保护。
5、本发明的无刷起动发电系统发电控制单元同时采集整流电路前后的交流和直流电压，可准确判定系统直流输出过压、欠压故障。解决了以往无刷直流发电系统因桥式不控整流电路二极管存在反向隔离特性和直流汇流条并联蓄电池的因素，在发电机无输出时，系统采集到的直流反馈电压为蓄电池电压，仍高于欠压门限，导致无法精确判定发电机自身输出的欠压故障，本发明控制方法中增加了对线电压的判定，可提高系统可靠性和安全性。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施的技术方案，下面将对本发明的实例中需要使用的附图作简单的解释。显而易见，下面所描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域的技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明的航空大功率复合无刷起动发电系统框图；
图2为本发明中起动发电机主定子和主转子结构截面图；
图3为本发明中系统起动控制策略流程图；
图4为本发明中系统发电控制策略流程图；
图5为本发明中系统复用起动控制器复用控制策略流程图；
图6为本发明中第一桥式不控整流电路和第二桥式不控整流电路二极管故障判定流程图；
图7为本发明中系统直流输出电压欠压故障判定流程图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域的普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下，所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
下面将详细描述本发明实施例的各个方面的特征。在下面的详细描述中，提出了许多具体的细节，以便对本发明的全面理解。但是，对于本领域的普通技术人员来说，很明显的是，本发明也可以在不需要这些具体细节的情况下就可以实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本发明的示例对本发明更好的理解。本发明不限于下面所提供的任何具体设置和方法，而是覆盖了不脱离本发明精神的前提下所覆盖的所有的产品结构、方法的任何改进、替换等。
在各个附图和下面的描述中，没有示出公知的结构和技术，以避免对本发明造成不必要的模糊。下面结合图说明本发明的具体实施例，提供了一种航空大功率复合无刷起动发电系统，该系统包括：起动发电机、发电控制器、复用起动控制器、AC/DC整流器、AC/AC变换器、电流检测单元、第一转换接触器、第二转换接触器、直流接触器、交流接触器、起动接触器、第一复用接触器以及第二复用接触器。
如图1所示的，为本实施例一种可能实现方案中的航空大功率复合无刷起动发电系统及控制策略框图，包括：起动发电机、发电控制器、复用起动控制器、DC/AC变换单元、AC/AC变换器、电流检测单元、第一转换接触器K1、第二转换接触器K2、直流接触器K3、交流接触器K4、起动接触器K5、第一复用接触器K6、第二复用接触器K7。起动发电机为电励磁双凸极型磁阻电机，总功率18kW，第一个主定子上包括第一电枢绕组W1和第三电枢绕组W3，第一个主定子上包括第二电枢绕组W2和第四电枢绕组W4，励磁绕组Wf沿轴向串联在两个主定子上，励磁机绕组WPMG和霍尔传感器安装在定子端部。AC/DC整流器包括第一桥式不控整流电路、第二桥式不控整流电路、第一电容、第二电容。AC/AC变换器包括第三桥式不控整流电路、第四桥式不控整流电路、第三电容、第四电容以及DC/AC变换单元。发电控制器包括发电控制单元、励磁接触器K8、第五桥式不控整流电路、励磁斩波电路、二极管D1。复用起动控制器包括起动控制单元、第一全桥逆变电路、第二全桥逆变电路。电流检测单元包括第一电流互感器T1、第二电流互感器T2、第三电流互感器T3、第四电流互感器T4、第五电流互感器T5、第六电流互感器T6。
第一电枢绕组W1、第二电枢绕组W2分别经过电流检测单元内部六路电流互感器后与第一转换接触器K1和第二转换接触器K2的第一触点连接，第一转换接触器K1和第二转换接触器K2的第二触点分别与AC/DC整流器内部第一桥式不控整流电路、第二桥式不控整流电路的输入端连接，第一桥式不控整流电路、第二桥式不控整流电路的输出端并联，并经过第一电容C1、第二电容C2进行滤波，AC/DC整流器的输出正端DC+与直流接触器K3的第一触点连接，直流接触器K3的第二触点作为系统直流电压输出端的正端；AC/DC整流器的输出负端DC-与地连接作为系统直流电压输出端的负端。
第一转换接触器K1和第二转换接触器K2的第三触点分别复用起动控制器的输出端、第一复用接触器K6的第一触点、第二复用接触器K7的第一触点连接。
第三电枢绕组W3、第四电枢绕组W4分别与与AC/AC变换器内部第三桥式不控整流电路、第四桥式不控整流电路的输入端连接，第三桥式不控整流电路、第四桥式不控整流电路的输出端串联，并经过第三电容C3、第四电容C4进行滤波后与DC/AC变换单元输入端连接，AC/AC变换器的输出端A、B、C、N与交流流接触器K3的第一触点和地连接，交流流接触器K3的第二触点作为系统交流电压输出端。
励磁机绕组WPMG与发电控制器内部励磁接触器K8的第一触点连接，第二触点与第五桥式不控整流电路连接，第五桥式不控整流电路输出正端与二极管D1阴极并联后，作为励磁斩波电路的输入励磁电源正；第五桥式不控整流电路输出负端作为励磁斩波电路的输入励磁电源负。励磁斩波电路的输出端与励磁绕组Wf连接。
霍尔传感器采集起动发电机转子位置θ，输入至复用起动控制器内部起动控制单元。
电流检测单元内部的电流互感器T1、T2、T3、T4、T5、T6输出六相相电流检测信号ia1、ib1、ic1、ia2、ib2、ic2分别输入至复用起动控制器内部起动控制单元和发电控制器内部发电控制单元。
AC/DC整流器的输入端线电压Ua1b1、Ub1c1、Uc1a1、Ua2b2、Ub2c2、Uc2a2和输出端电压DC+分别输入至发电控制器内部发电控制单元。
外部直流电源分别连接复用起动控制器电源输入端和起动接触器K5第一触点，起动接触器K5第二触点二极管D1与第五桥式不控整流电路输出正端并联。
复用起动控制器内部起动控制单元输出第一全桥逆变电路驱动信号PWM11-16、第二全桥逆变电路驱动信号PWM21-26、第一转换接触器K1、第二转换接触器K2、第一复用接触器K6、第二复用接触器K7控制信号。发电控制器内部发电控制单元输出励磁斩波电路驱动信号PWMD、励磁接触器K8、直流接触器K3、起动接触器K5控制信号。AC/AC变换器输出交流接触器K4控制信号。发电控制器、复用起动控制器、AC/AC变换器相互之间以及与飞机管理系统均通过数据总线进行信息传递。
图2为本发明起动发电机主定子和转子结构截面图，其中主定子1和主定子2均为凸极结构，定子各齿均布，在定子1上有三套绕组，分别是第一电枢绕组3、第三电枢绕组5、励磁绕组7，在定子2上有三套绕组，分别是第二电枢绕组4、第四电枢绕组6、励磁绕组7。励磁绕组为定子1、2公用，设置5在4个基槽内，励磁绕组内侧的三个齿上依次套有各电枢绕组A、B和C三相，第一电枢绕组3、第二电枢绕组5靠近定子齿部。其中主转子8和主转子9均为凸极结构，转子各齿均布，两转子相对应的转子齿相错开7.5°机械角(相当于60°电角度)。
图3为本发明中系统起动控制策略流程图，接收到起动指令，闭合起动接触器K5，调节PWMD，励磁斩波电路保持励磁电流为恒定值；闭合第一转换接触器K1、第二转换接触器K2，根据霍尔传感器输出的电机转子位置θ和相电流检测信号ia1、ib1、ic1、ia2、ib2、ic，PWM11-16和PWM21-26驱动第一全桥逆变电路和第二全桥逆变电路将直流电源逆变为三相交流电，输入至起动发电机的第一电枢绕组、第二电枢绕组，从而控制起动发电机处于电动状态，完成飞机发动机的起动；当转速达到上限时或起动指令撤销，关闭PWMD、PWM11-16和PWM21-26，断开起动接触器K5、第一转换接触器K1、第二转换接触器K2。
图4为本发明中系统发电控制策略流程图，飞机发动机完成起动后，起动发电机由飞机发动机拖动旋转，系统进入发电模式，发电控制单元接收到发电指令，闭合励磁接触器K8，检测直流输出电压值DC+，调节PWMD占空比控制励磁斩波电路输出的励磁电流，保持电压DC+为要求值，闭合直流接触器K3，从而为飞机上直流汇流条供电。同时DC/AC变换单元，输出要求的三相交流电，闭合交流接触器K4，从而为飞机上交流汇流条供电。
图5为本发明中系统复用起动控制器复用控制策略流程图，完成起动后，复用起动控制器接收到控制无刷电动机指令后，闭合第一复用接触器K6、第二复用接触器K7，分别驱动外部两个无刷电动机工作。
图6为本发明中第一桥式不控整流电路和第二桥式不控整流电路整流二极管故障判定流程图，在发电状态下，发电控制单元检测的相电流检测信号ia1、ib1、ic1、ia2、ib2、ic2，分别计算ia1、ib1、ic1之间的最大差值、ia2、ib2、ic2之间的最大差值，若差值超过不平衡门限，并经过延时确认，判定对应桥式不控整流电路开路故障；并计算该桥式不控整流电路对应三相电流的平均值与另一桥式不控整流电路三相电流平均值的差值，若超过短路门限，并经过延时确认，则判定该桥式不控整流电路短路故障，否则仍判定为开路故障。
图7为本发明中系统直流输出电压欠压故障判定流程图，在发电状态下，发电控制单元检测线电压Ua1b1、Ub1c1、Uc1a1、Ua2b2、Ub2c2、Uc2a2和输出端电压DC+，若DC+满足正常的调压范围，认为系统输出正常；若DC+低于直流欠压保护门限UrefDC，并经过延时确认，判定系统直流输出电压欠压故障；若DC+低于正常调压范围，但高于直流欠压保护门限，增加判断线电压Ua1b1、Ub1c1、Uc1a1、Ua2b2、Ub2c2、Uc2a2的平均值是否低于UrefAC，若低于门限并经过延时确认，判定系统直流输出电压欠压故障，其中UrefAC＝UrefDC/1.35。
本方明技术已应用功率为18kW的无刷直流起动发电系统，并装配于多型无人机。
最后应该说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可以轻易想到各种等效的修改或者替换，这些修改或者替换都应该涵盖在本发明的保护范围之内。
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