Design and control of fault-tolerant permanent magnet drives

Permanent magnet drives are more and more widely used in high performance actuation systems due to their high efficiency associated to the control possibilities nowadays given by digital and power electronics. However, in aerospace applications, their spread is limited by some risks of failure. The first part of the thesis validates the fact that, with a proper choice of the motor technology and power electronics architecture, the main risk of failure is the loss of feeding of one phase of the motor. Hence the reliability can be substantially improved by making the drive able to palliate such a fault. A thorough analysis of the selected motor architecture (i.e. the segment motor with tooth-coil technology) is also performed. The second part investigates the motor torque control. A general method, based on a Lagrangian formulation, is introduced for determining the optimal currents allowing generating the needed torque, both in normal operation mode and after the loss of one phase. Then, two new controller architectures for controlling the motor currents in the rotor frame are developed, aiming for a minimal reconfiguration when moving into fault-tolerant operation mode. The third part deals with the optimal design of the motor for a given application: the thrust vector control of a launcher. For this application, the motor has to be designed according to a mission profile and the space environment. For that purpose, an optimization program based on a genetic algorithm is interfaced with an analytical model, coupling magnetic and thermal aspects. This analytical model has been validated by FEM analysis and tests on a prototype designed for that purpose.Les actionneurs électriques à aimants permanents sont de plus en plus utilisés dans les systèmes d’actionnement à hautes performances, grâce à leur grande efficacité et aux possibilités de contrôle qu’offrent à l’heure actuelle l’électronique digitale et l’électronique de puissance. Cependant, pour les applications aérospatiales, leur propagation est limitée par certains risques de panne. La première partie de la thèse valide le fait que, par un choix judicieux du type de moteur et de l’électronique de puissance, le risque principal de défaillance est la perte d’alimentation d’une phase du moteur. La fiabilité peut dès lors être améliorée en rendant l’actionneur capable de pallier une telle faute. Une étude approfondie du type de moteur sélectionné (le moteur à phases segmentées) est aussi réalisée. La seconde partie aborde le contrôle en couple du moteur. Une méthode générale basée sur une formulation Lagrangienne, est introduite afin de déterminer les courants optimaux permettant de développer le couple désiré, aussi bien en marche normale qu’après la perte d’une phase. Ensuite, deux nouvelles architectures de contrôle sont présentées, avec l’optique de minimiser la reconfiguration lors du passage en marche dégradée après perte d’une phase. La troisième partie traite du dimensionnement optimal du moteur, pour une application donnée : le contrôle du vecteur de poussée d’un lanceur spatial. Pour cette application, le moteur a été conçu en tenant compte du profil de mission et de l’environnement spatial. Pour cela, un programme d’optimisation basé sur un algorithme génétique est interfacé avec un modèle analytique couplant aspects thermique et magnétique. Ce modèle analytique a été validé par une analyse éléments finis, ainsi que par des tests sur un prototype conçu dans ce but.(FSA 3) -- UCL, 201