张新华,黄 建,张兆凯,段小帅,王京伟

(北京自动化控制设备研究所,北京 100074)

大功率高性能航天伺服系统发展综述

张新华,黄 建,张兆凯,段小帅,王京伟

(北京自动化控制设备研究所,北京 100074)

回顾了电动、电静液伺服系统国内外发展历程与研究现状,针对未来航天飞行器对伺服系统在结构强度、空间体积、环境适应性、性能指标等方面提出的新要求,在综合评价电动、电静液伺服系统性能的基础上,指出了机载功率电传一体化电作动系统关键技术与设计难点,并提出相应的解决思路,对未来一体化电作动系统发展进行了展望。

高性能;伺服系统;电动作动器;电静液作动器

0 引言

高性能伺服系统广泛应用于军事工业领域,按能源类型伺服系统可分为电动伺服系统、液压伺服系统和气动伺服系统。电动伺服系统可分为直接控制和间接控制两种方式,液压伺服系统可分为分布式和自主式,气动伺服系统可分为冷气式和燃气式。伺服系统执行机构作为制导控制系统的重要组成部分,根据制导控制系统指令操纵翼、舵面偏转或摆动喷管偏转,实现导弹姿态稳定和控制。未来航天飞行器飞行跨空域大、速域宽、动态高、非线性强、结构紧凑,因而对其执行机构有突出小型化、轻质化、快响应的需求。伺服系统技术涉及机械、自动控制、电气、电子、流体、材料等多个学科,主要研究内容包括减速器、机构优化设计、电机、信息(位置、电路、速度)测量、功率器件、流体控制、伺服回路设计与控制等[1-5]。

在各类武器装备中,伺服系统技术是机载、弹载及陆用等装备自动控制系统中的重要组成部分和关键技术,是实现武器系统位置、速度、力矩等参数控制的执行机构,其性能和控制精度直接影响全系统的控制品质,是现代精确打击武器的重要控制执行部件。

本文回顾了电动、电静液伺服系统国内外发展趋势及研究现状,针对未来航天飞行器提出的新要求,在综合评价电动、电静液伺服性能的基础上,详细阐述了其各自设计难点及关键技术。

1 电动伺服技术

1.1 国外研究现状

电动伺服系统按照电机、减速器、离合器的不同组合形式可分为两大类:直接控制伺服系统和间接控制伺服系统。电机可分为有刷电机和无刷电机,无刷电机又分为方波控制和正弦波控制两类。国外技术自20世纪60至70年代开始在航空功率电传需求牵引下快速发展。 国外电动伺服技术成熟度已非常高,以其制造成本相对低廉、维护成本低、可靠性高等优势成为未来军用伺服控制领域的重要发展方向,X-51、43等高超声速验证飞行器巡航级执行机构普遍采用了小型轻质快响应电动执行设备[6-7]。

在大功率快速响应电动伺服系统方面，最有代表性的成功应用是在1993至1998年期间,由美国空军、海军资助NASA Dryden飞行研究中心EPDA项目组进行的“F/A-18B战机电传技术”课题的研究,这一课题重点研究用电动伺服系统替代原有的液压伺服系统,该系统采用270V直流为三相无刷电机进行供电,舵机最大力矩达到58.7kN(13200lb),峰值功率达到3.73kW(5HP),最大工作电流为30A,单只舵机重量为11.8kg(26lb),功率质量比达到316W/kg。1995年NASA的约翰逊空间研究中心(JSC)开始研制新型载人往返飞行器X-38。为提高系统工作寿命和可靠性,选用了大功率电动伺服系统作为操纵面的执行机构,该系统采用120V直流电为电机供电,最大功率达到了12kW,最大推力为58.7kN,调节时间小于90ms。电机使用稀土永磁高导磁材料钕铁硼合金,并分别于1998年、2000年、2002年通过了飞行实验的考核和验证,单套舵机累计最长工作时间达到了232min。通过在X-38上的成功应用,进一步验证了电动伺服系统相比分布式液压系统具有操作简单、可靠性高等明显优势。X-51、X-43等高超声速验证飞行器巡航级执行机构也普遍采用了小型轻质快响应电动伺服系统[6-7]。目前,国外电动伺服系统功率已达40kW以上,执行机构最大力矩达到200kN以上。国外较早开展伺服系统研制的主要单位有MOOG、SMITH、GOODRITCH、Easton、Parker、LUCAS、TR Textron、Rosne、GE、EATON等,已经研制并形成系列化的产品。

1.2 国内发展趋势

国内执行机构技术较国外有较大差距,在航空航天领域应用的电动伺服系统产品普遍输出功率低、结构紧凑性差、功重比较低、动态性能较差,难以满足未来武器装备发展需求。电动伺服系统功率在12kW左右,最大推力为20kN,功率密度达0.43kW/kg,而大功率伺服系统领域仍由电液伺服系统占据主导地位,其多用于战略导弹、火箭的助推级推力矢量控制、机载作动系统等。近些年来,在新任务发展需求牵引下,国内电动伺服系统技术发展十分迅猛,向着小型轻质化、高压大功率驱动、快速响应、长时间工作、适应恶劣环境、高可靠性等方向发展,高校和科研院所均投入了大量的人力物力开展研究工作,有望在近三年内突破30kW,推力200kN的电动伺服系统。

2 电动伺服关键技术

为满足未来飞行器发展需求,对于航天大功率电动伺服系统,需要重点突破一系列关键技术,主要包括长航时耐高温高动态电传伺服系统技术、一体化高刚度伺服机构技术、高功率密度快响应伺服电机及能源管理一体化技术、高压大功率电力驱动技术、大惯量大负载扰动与高精度动态跟踪控制技术、多余度健康诊断型大功率电传伺服系统技术、系统集成与构型技术等,突破以上关键技术才能真正形成高性能的电动伺服产品。

2.1 长航时耐高温高动态电传伺服系统技术

未来飞行器工作时间可能长达1h以上,在高马赫工况下,由气动产生的热非常大,执行机构高温环境温度为150℃,局部高温达到300℃以上,尤其是飞行器末段俯冲阶段,具备动态高、扰动大的特性。大功率电传伺服系统长时间工作热积累温升大,舵面气动热传导引起执行机构轴端盖温度升高,在热、力、振动、湿等综合环境下,增加执行机构的磨损,影响执行结构可靠性,如何在大负载高温情况下实现高动态响应电传控制是一项最关键的技术。文献[8]分析了航天轴承在较高温度下的摩擦力矩特性,探讨了轴向载荷、温度和保持架类型对轴承摩擦力矩特性的影响。文献[9]研究了高温条件下,两种基于破坏时间的承载能力试验方法,提高高温承载能力,降低结构防热质量。目前,大部分学者主要从隔热材料、轴承、润滑等方面进行分析。

2.2 一体化轻质化高刚度伺服机构技术

对高速飞行器舵机需面临的负载大、环境温度高、动态响应快等要求,执行机构需要承载额定输出扭矩力矩3000N·m以上,输出弯矩超过15000N·m,转速超过200(°)/s,系统频宽达20Hz以上。因此,急需开展高效率高刚度机械传动技术、大弯矩舵轴支承结构技术、执行机构小型化轻质化等研究,常规的滚珠丝杠已经不能满足力矩和承载要求。鉴于行星滚柱丝杠具备承载力大的特性,因此,也急需开展行星滚柱丝杠设计技术、轴承短时过载技术等相关技术的研究工作,最终形成一体化机电作动伺服机构。为实现执行机构的轻质化设计,应该充分分析各部件所承受的力矩特性及所处的环境特性,充分利用AMEsine、Adams、Matlab作全面的系统分析,促进了机电部件综合优化设计能力的提升。执行机构可以选择镁合金、钛合金、钢结构等相互组合,在满足性能的情况下,减少系统重量,提高功重比。国内哈工大、北航、华科、西北机械厂等单位都在从事相关课题的研究工作。文献[10-11]对高速滚动轴承-转子系统设计、动力学展开分析;文献[12]建立联合载荷作用下精确的滚珠丝杠副刚度数学模型,并分析滚珠丝杠副刚度影响因素及规律。

在满足传统结构布局所需的机械特性和控制性能外,为进一步提高系统的集成度和功重比,一些学者针对一体化机电作动机构(Integrated Electromechanical Actuator,IEMA)设计的关键技术展开研究[13],这种充分利用其结构特点进行电机转子和丝杆一体化设计,减小体积以提高空间利用率,提高整体功率/重量比。IEMA采用滚柱丝杠为机械传动链、无刷直流电机为驱动件、检测元件为旋转变压器的设计结构,重点以小型化和轻质化为设计着眼点,相比普通结构,一体化设计的IEMA具有结构紧凑、重量轻的突出优势,其结构如图1所示。目前,国内北航、哈工大等高校在开展研究工作,已研制功率等级在10kW、直线推力可达20kN的电动伺服产品。

图1 一体化IEMA结构图Fig.1 The integration IEMA chart

2.3 高功率密度快响应伺服电机及能源管理一体化技术

伺服电机是电动伺服系统的关键核心部件,高功率密度伺服电机中电磁、温度、应力之间的相互影响、相互制约,电机的设计及分析。伺服系统一体化小型化就应该首先减小电机体积重量,掌握伺服电机各种损耗计算分析方法,掌握高温环境条件下高过载大功率无刷伺服电机的温升计算方法及温度场分布规律,掌握随温度升高永磁体失磁、电阻值、材料受热膨胀等对电机性能的影响规律,并最终实现电机外壳与执行机构一体化设计,提高功重比。目前,航天科技18所、航天科工33所、航天林泉电机厂、哈工大、西工大、南航均在开展高功率密度伺服电机的研制工作[14],电机功率密度达1.6kW/kg。为满足未来飞行器发展需求,需突破10～30kW大功率高功率密度无刷电机技术。

未来飞行器执行机构伺服系统动力供电电压为270V,需要伺服电机峰值功率达到30kW以上,大功率伺服电机及其能源系统涉及电磁场、应力场、流体场和温度场多个物理场,随着电机的高速化和大功率化,内部各物理场间耦合关系更为复杂,如何在多制约因素下实现极限功率输出、高效低损耗、高过载是关键技术攻关的重点。为实现伺服系统效率的最优化,应充分掌握执行机构工况运行特性,实现伺服系统能量一体化管理,提高能量资源的利用率。

2.4 抗负载扰动与高精度动态跟踪控制技术

为保证在大负载惯量舵面或大惯量摆动喷管负载条件下,执行机构控制器在大动压强扰动状态下飞行控制性能具有抗扰性强与跟踪精度高的能力。如果系统控制算法不佳,会引起系统出现抖动现象,造成系统不稳定,带来严重的后果。如何保证系统稳定的基础上,提高系统的稳态精度和动态性能是一项关键的技术。如今大型的飞行器舵面惯量达5kg·m2,而对于大功率大惯量摆动喷管推力矢量控制系统,喷管负载惯量达40kg·m2到60kg·m2,且系统额定推力达40000N以上,控制精度高,对系统的动态品质和频带都要求高,常规的PID控制算法已经不能满足需求,自适应控制、滑模变结构控制、鲁棒控制等现代控制理论算法尝试解决这类问题。国内一些学者已经在大惯量下大负载扰动与高精度动态跟踪精度控制技术、执行机构伺服控制系统建模等方面作了一些研究工作[15-19]。

文献[15]针对大惯量随动系统控制制动时间长、动态性能差的问题,提出了运用双Kalman滤波对控制量进行预测,实现大惯量随动系统的预测制动控制。文献[16]针对大惯量伺服系统提出基于功率及转矩约束的速度规划,提出一种基于三角函数的全程柔性加减速算法,解决约束条件下响应速度慢和定位精度差的问题。文献[17]针对电动伺服机构存在的由参数摄动和建模误差引起的不确定性问题,应用μ综合理论研究一类用于驱动大惯量、低刚度负载的飞行器电动伺服机构的鲁棒控制技术。文献[18]针对参数变化、负载扰动带来的永磁同步电机速度控制问题,提出基于投影算法的永磁同步电机模型自适应补偿速度控制。 文献[19]为解决传统滑模变结构控制的永磁同步电机位置伺服系统中速度不控或控制律设计复杂的问题,提出一种简化的位置、速度控制器一体化设计方法,取得比较满意的效果。

2.5 多余度健康诊断型大功率电传伺服系统技术

未来飞行器等对伺服系统的任务可靠性要求越来越高,飞行器长任务时间、可重复使用等需求对伺服系统提出了余度设计、健康诊断等要求。随着飞行器规模增大以及气动布局的复杂化,对操纵力矩需求增大,大面积复杂外形结构的襟、副翼等操纵面开始应用,国外空天飞行器如X-38、X-33的舵面、襟翼等伺服系统均采用了多余度设计或复合作动技术。目前国内大功率电传伺服系统的多余度健康诊断等技术尚不成熟,需要进行关键技术攻关。基于人工智能、专家系统等的智能故障诊断理论的深入研究和基于现代检测技术、虚拟仪器技术、嵌入式微处理器技术等的新型故障诊断系统的研制都使智能故障诊断领域发生了新的变化,一些学者也在航空航天系统伺服机构作了一些深入研究并应用到工程中。文献[20]针对某高炮随动系统,研制了故障诊断装置,建立故障诊断系统,取得了比较满意的效果。文献[21]展开多余度电动伺服设计方法研究,在航空机载执行机构上取得比较满意的效果,代表性性的产品是波音公司。在航天武器装备领域,在满足小型化的基础之上,如何开展多余度健康诊断型大功率电传伺服系统是一项重要的课题。

3 电静液伺服技术

19世纪,液压技术开始走向工业应用阶段,20世纪初控制理论及其应用的飞速发展,为电液伺服控制技术的出现与发展提供了理论基础。为了满足未来飞行器向高机动性、超高速及大功率方向发展, 飞行器液压系统也正朝着高压化、大功率、变压力、智能化、集成化、多余度方向发展。然而,采用液压作动系统, 由于飞行器全身布满液压管路,增加了飞控系统的总质量,使飞行器的受攻击面积增大;其次高压化和大功率则使传统飞行器液压系统的效率问题日益突出,进而引发了诸如散热、燃油总效率降低等问题[21-22]。

3.1 国外研究现状

20世纪70 年代国外已研制出作为应急舵机用的功率电传舵机—电液静压作动器,80 年代开始英国卢卡斯(Lucas)公司又将其发展成了一种集成驱动组件。1988年Bendix公司展出了F/A-18 灵巧式副翼舵机原型,这种装置又称机电液一体化舵机。90年代,美国的功率电传舵机已接近实际应用水平,1991年12月Parker Berta公司研制的电动液压作动器在C-130飞机上完成了空中试飞。1991年,NASA 在Racal飞行模拟器上对直升飞机上的电动静液作动器(EHA)进行飞行试验。Lucas研制了作为备份系统与传统的液压系统结合成的双余度电作动器。1994年开始,美国在F/A-18副翼上分别进行EHA和机电作动器的飞行试验。1996年, Moog公司开始为电力作动控制系统计划研制EHA,其制造的EHA已经完成F/A18 SRA飞机上的飞行试验。同时,EHA在飞行器助推级摆动喷管推力矢量伺服机构领域得到广泛应用,输出功率达40kW,直线推力达200kN以上。典型的EHA结构原理图如图2所示。

图2 典型EHA结构图Fig.2 The typical schematic structure of EHA

国外提供系列化的产品比较多,美国空军研究所( USAF)、GE、MooG、Boeing、MTS、TEAM公司,德国的IST、Hanchen、英国的Lucas Aerospace和日本的鹭工、三菱等都在进行EHA作动器的研究开发[23]。

3.2 国内研究现状

国内的研究相对滞后,北航、哈工大等单位都在开展相关的研究项目,并取得了一定的研究成果。功率等级主要在10kW、直线推力10kN、系统频带8Hz以上。

对于EHA 伺服系统,同样关注其产品的小型化、轻质化、高刚度、高动态响应等性能,相比电动伺服系统EMA,它增加了油泵,工艺标准要求更高。

葛洪元在讲话中指出，胡耀邦同志把自己的一生献给了党和人民，特别是他“心在人民、利归天下”的为民情怀和公道正派、廉洁自律的崇高风范，一直是全党和全国各族人民宝贵的精神财富。我们走进耀邦故里，近距离感受胡耀邦同志光明磊落、不谋私利的人格，和他一直恪守的“屋矮能容月，楼高不染尘”的清廉家风，是对胡耀邦同志最好的缅怀和纪念。我们学习胡耀邦同志的廉政思想，就是要学习他光明磊落、不谋私利的高尚人格，认真总结、传承和发扬湖湘优秀家文化，使之成为湖南好传统、湖湘好故事的精神内核。

EHA伺服系统的研究主要包含两个重要方面: 1)液压缸研究；2)电静液伺服控制技术。

3.3 液压缸研究

液压缸的研究主要针对液压缸低摩擦力、抗测向力、高频振动适应能力、无泄漏和高寿命等几个方面。其主要体现在高速高效双向液压泵、液压缸集成设计制造技术、液压缸的密封形式和密封材料等。目前,国内液压缸油压主要在21MPa和28MPa比较成熟,35MPa压力还在研制阶段,还没有投入到实际的工程应用。

3.4 电静液伺服控制技术

电静液系统集成技术是多项技术的融合,将电液伺服系统与测量传感技术、机构分析技术、现代控制理论、多目标优化等理论与技术结合起来,为电静液伺服系统的应用研究开辟道路。

由于电静液系统具有很强的非线性,模型具有较大的不确定性,同时死区、饱和以及摩擦都会对其性能产生一定影响,因此,在电静液的控制性能调节和鲁棒性方面还有大量课题有待进一步研究。电静液伺服系统是典型的非线性时变系统,如何应用现代控制方法提高系统的适应性和鲁棒性也一直是电静液伺服研究的热点[24-26]。

3.5 电静液伺服系统挑战

电静液伺服系统面临的最大挑战就是电动伺服系统,随着新的导电材料和导磁材料的研究,电驱动系数的比力系数越来越大。目前,在小功率系统,电液体系统已经被电动所取代；但在大功率范围内,电液仍旧占绝对优势。另外,随着科技快速的发展,也对电液伺服系统的功率和出力范围提出了更高的要求。

电液伺服系统的研究和发展主要体现在如下三个方面:

1)驱动形式

由于电液伺服系统的效率低、抗污染能力差、相对于电动系统频率低等缺点,研究者提出无阀系统。该系统采用一次元件直接控制元件,省去了伺服阀,因此系统的效率可达80%以上,基于此技术的EHA得到广泛的应用。这类系统的特性取决于液压泵的特性,高速和高容积效率的液压泵的研究是关键技术,由于受到伺服电机比力系数的限制,该技术在小功率中有好的应用前景。

2)复杂系统设计和系统集成技术

正如前面所叙,电静液伺服系统相比电动伺服系统而言,增加了油路系统,系统复杂,在满足性能指标的情况下,综合运用计算机仿真Amesim、CAD、Virtulab等软件,并结合实际工程应用,最优化系统的布局,做到结构、功率、性能相匹配,实现最优化集成设计,不仅可以减少系统的体积、质量,而且可进一步减少系统的惯量,提高系统的响应速度。

3)效率分析和热控制技术

EHA的效率比传统的采用恒定压力的液压伺服作动系统要高得多,但是由于EHA系统取消了管路,破坏了原来采用的液压系统循环冷却方式,如果不对系统进行效率、发热分析和温度控制,这种作动器就不可能长期正常使用。EHA中电机的温度控制可以采用自然冷却和液压油循环冷却。从设计之初就对系统的效率和热控制进行统一的考虑,如采用散热片、加大通风措施等,但是这又可能导致系统的尺寸、质量加大,因此,应做好系统布局。

4 结束语

伺服系统技术涉及机械、自动控制、电气、电子、流体、材料等多个学科,主要研究内容包括减速器、机构优化设计、电机、信息(位置、电路、速度)测量、功率器件、流体控制、伺服回路设计与控制等。未来航天飞行器跨空域大、速域宽、动态响应高、非线性强、结构紧凑,因而对其执行机构也提出小型化、轻质化、快响应、耐高温、高可靠等需求。目前,国内在一定程度上取得比较好的成果,但是在部分关键部件和系统集成设计上仍需要做大量的研究工作。

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Review on the Development of High-Power High-Performance Aerospace Servo System

ZHANG Xin-hua, HUANG Jian, ZHANG Zhao-kai,DUAN Xiao-shuai,WANG Jing-wei

(Beijing Institute of Automatic Control Equipment, Beijing 100074, China)

This paper reviews the development history and current status of electric and electro-hydrostatic servo system at home and abroad, and proposes new requirements to the servo system in terms of structural strength, space volume, environmental adaptability and performance index for future spacecraft. On the basis of comprehensive evaluation of electric and electro-hydrostatic servo system performance, the key technologies and design difficulties of the integrated electrical actuation system are pointed out, and the corresponding solution is put forward. This paper also prospects the future integrated electrical actuation systems of the onboard power-by-wire.

High performance;Servo systems;Electro-mechanical actuator;Electro-hydrostatic actuator

10.19306/j.cnki.2095-8110.2017.01.003

2016-08-15；

2016-10-21。

国家自然科学青年基金(61603051)

张新华(1972-),男,博士,研究员,主要从事高动态电动伺服系统研究。

TM351

A

2095-8110(2017)01-0014-06