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(北京自動(dòng)化控制設(shè)備研究所,北京 100074)

大功率高性能多余度宇航電傳伺服技術(shù)發(fā)展綜述

張新華,黃建

(北京自動(dòng)化控制設(shè)備研究所,北京100074)

高性能電傳伺服系統(tǒng)廣泛應(yīng)用于航空航天工業(yè)領(lǐng)域, 其性能的改善可以提高設(shè)備的生產(chǎn)能力和產(chǎn)品質(zhì)量。回顧了多余度伺服系統(tǒng)國(guó)內(nèi)外發(fā)展歷程與研究現(xiàn)狀,針對(duì)未來航空航天飛行器對(duì)伺服系統(tǒng)在容錯(cuò)性、安全性、可靠性、空間體積、環(huán)境適應(yīng)性、性能指標(biāo)等方面提出的新要求,在分析傳統(tǒng)多余度伺服技術(shù)的優(yōu)缺點(diǎn)的基礎(chǔ)上,重點(diǎn)闡述了新一代電冗余容錯(cuò)余度伺服技術(shù)的研究現(xiàn)狀及關(guān)鍵技術(shù),最后對(duì)宇航功率電傳伺服共性關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了總結(jié)。

高性能;伺服技術(shù);宇航;作動(dòng)器

0 引言

高性能伺服系統(tǒng)廣泛應(yīng)用于軍事工業(yè)領(lǐng)域, 它是機(jī)載、彈載及陸用等裝備自動(dòng)控制系統(tǒng)中的重要組成部分,是實(shí)現(xiàn)武器系統(tǒng)位置、速度、力矩等參數(shù)控制的執(zhí)行機(jī)構(gòu),其性能和控制精度直接影響全系統(tǒng)的控制品質(zhì),是現(xiàn)代精確打擊武器的重要控制執(zhí)行部件[1-2]。伺服系統(tǒng)技術(shù)涉及機(jī)械、自動(dòng)控制、電氣、電子、流體、材料等多個(gè)學(xué)科,主要研究?jī)?nèi)容包括減速器、機(jī)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)、電機(jī)、信息(位置、電路、速度)測(cè)量、功率器件、伺服閥、流體控制、伺服回路設(shè)計(jì)與控制等。

未來高性能飛行器對(duì)伺服系統(tǒng)提出了高容錯(cuò)性、高安全可靠性、高動(dòng)態(tài)響應(yīng)、高功重比、高剛度、高承載、耐高溫及長(zhǎng)時(shí)間連續(xù)工作等嚴(yán)格要求,而傳統(tǒng)的液壓和電傳伺服系統(tǒng)在容錯(cuò)性、安全可靠性、動(dòng)態(tài)響應(yīng)以及故障自診斷等方面已經(jīng)不能適應(yīng)發(fā)展需求[1-3]。針對(duì)飛行器伺服系統(tǒng)的高容錯(cuò)性和高安全可靠性等設(shè)計(jì)要求,國(guó)內(nèi)外主要從余度設(shè)計(jì)、容錯(cuò)設(shè)計(jì)兩方面進(jìn)行研究。

第一代主要以多余度液壓伺服系統(tǒng)為代表。液壓伺服系統(tǒng)具有頻響高、功率大等優(yōu)點(diǎn),但存在能量利用效率低、液壓管路多、體積大、系統(tǒng)維護(hù)性差、抗污染能力差及易漏油等問題[4-5]。第二代主要以多余度電傳伺服系統(tǒng)為代表,主要包含電靜液作動(dòng)器(EHA)伺服系統(tǒng)和機(jī)電作動(dòng)器(EMA)伺服系統(tǒng)兩大類。EHA取消了集中供油分布式液壓管路,在空間體積方面有較大的改進(jìn),但由于仍采用液壓作為傳動(dòng)環(huán)節(jié),因此多余度EHA伺服系統(tǒng)在功重比、頻響、操作維護(hù)性等方面仍存在不足,許多關(guān)鍵技術(shù)急需突破[6]。通過機(jī)械合成方法實(shí)現(xiàn)力矩輸出的多余度EMA伺服系統(tǒng),具有結(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單、操作性和維護(hù)性好等優(yōu)點(diǎn),但存在功重比不高、利用率低、體積大、力紛爭(zhēng)控制、電磁耦合性強(qiáng)等問題[7]。第三代主要以新一代的多相容錯(cuò)電傳伺服系統(tǒng)為代表,該系統(tǒng)只有一套電樞繞組和伺服控制器,但具備強(qiáng)容錯(cuò)能力,而且能夠同時(shí)滿足高安全可靠性、高功重比和高性能輸出等要求[8-9]。目前,多相容錯(cuò)伺服系統(tǒng)在理論和工程上均有報(bào)道,但是與傳統(tǒng)的液壓和電傳伺服系統(tǒng)相比,該新型系統(tǒng)的理論體系仍然不夠完善,在高性能多相容錯(cuò)電機(jī)設(shè)計(jì)、伺服系統(tǒng)集成、系統(tǒng)故障診斷、容錯(cuò)控制及綜合性能提升等方面仍需要進(jìn)一步的研究[8]。

本文回顧了多余度伺服系統(tǒng)國(guó)內(nèi)外發(fā)展趨勢(shì)及研究現(xiàn)狀,針對(duì)未來航天飛行器提出的新要求,詳細(xì)闡述了多相容錯(cuò)伺服技術(shù)的應(yīng)用及關(guān)鍵技術(shù)。

1 第一代多余度液壓伺服系統(tǒng)

液壓系統(tǒng)具有功率大、慣性小、穩(wěn)態(tài)性好、動(dòng)態(tài)響應(yīng)快、運(yùn)動(dòng)平穩(wěn)等優(yōu)點(diǎn),使其在運(yùn)載火箭、坦克、飛機(jī)等軍事領(lǐng)域中得到了廣泛應(yīng)用[4-5]。為提高武器裝備的可靠性,一般將其設(shè)計(jì)成多余度液壓伺服系統(tǒng),系統(tǒng)采用集中供油多通道液壓管傳方式實(shí)現(xiàn)力矩輸出,但這種液壓伺服系統(tǒng)存在需求空間大、質(zhì)量大、液壓管路多、抗污染能力差、維護(hù)性差及漏油等問題。國(guó)外波音、空客、洛克希德·馬丁等公司生產(chǎn)的老一代的客機(jī)和戰(zhàn)斗機(jī)均采用這種方式,該技術(shù)比較成熟。國(guó)內(nèi)以北京航空航天大學(xué)、浙江大學(xué)、中航工業(yè)618研究所、航天科技18研究所、航天科工215研究所等為代表的高校和航空航天研究院所也在開展液壓伺服系統(tǒng)的設(shè)計(jì)研究,取得了較多的成果,并將其應(yīng)用到飛機(jī)、運(yùn)載火箭、部分彈道導(dǎo)彈等武器裝備領(lǐng)域。文獻(xiàn)[4]針對(duì)液壓伺服控制系統(tǒng)效率較低的缺點(diǎn),提出了新型的復(fù)合電液伺服控制應(yīng)用體系,在確保液壓伺服控制系統(tǒng)快速響應(yīng)的基礎(chǔ)上,力求實(shí)現(xiàn)最大程度的節(jié)能,使得液壓控制系統(tǒng)更為高效節(jié)能。文獻(xiàn)[5]為了提高電液變轉(zhuǎn)速系統(tǒng)的響應(yīng)速度,采用在傳統(tǒng)電液變轉(zhuǎn)速控制系統(tǒng)中加入能量調(diào)節(jié)裝置的方法,提出基于能量調(diào)節(jié)的電液變轉(zhuǎn)速液壓缸位置控制系統(tǒng),達(dá)到比較好的節(jié)能效果。隨著電傳伺服系統(tǒng)朝著高性能的方向發(fā)展,由電傳伺服系統(tǒng)所取代部分或全部液壓、氣壓傳動(dòng)機(jī)構(gòu),提高了飛行的可靠性、可維護(hù)性及地面保障能力等[3]。以飛機(jī)為例,據(jù)估計(jì),采用電傳伺服系統(tǒng)后,大大節(jié)約了飛機(jī)的運(yùn)行成本,可使一般客機(jī)的燃油消耗節(jié)省5%～9%,地面設(shè)備減少50%,可使軍用飛機(jī)的起飛總質(zhì)量減少272～454kg,飛機(jī)受輕武器攻擊的受損面積減少14%。

2 第二代多余度電傳伺服技術(shù)

2.1 多余度EHA伺服技術(shù)

20世紀(jì)90年代初,美國(guó)國(guó)防部提出了電力作動(dòng)器設(shè)計(jì)計(jì)劃(EPAD),該計(jì)劃由美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室、美國(guó)海軍空中作戰(zhàn)中心和NASA的德萊頓飛行研究中心聯(lián)合推進(jìn),該計(jì)劃中在F-18 SRA上進(jìn)行雙余度EHA作動(dòng)器測(cè)試。如圖1所示,該作動(dòng)器由Moog公司研制,輸出功率29kW,最大輸出推力136kN,頻響5Hz?；贓PAD項(xiàng)目取得的成果,為競(jìng)標(biāo)美軍聯(lián)合戰(zhàn)斗攻擊機(jī)(JSF)項(xiàng)目,美國(guó)洛克希德·馬丁公司提出了一個(gè)全電戰(zhàn)斗機(jī)方案,即使用功率電傳的EHA完全取代傳統(tǒng)的功率管傳作動(dòng)系統(tǒng)。為了證明該方案的可行性,洛克希德·馬丁公司實(shí)施了J/IST項(xiàng)目,即以F16為載機(jī)進(jìn)行功率電傳飛控系統(tǒng)的測(cè)試。Parker公司為該項(xiàng)目提供了試驗(yàn)所需的所有EHA作動(dòng)器,包括襟副翼、水平尾舵和方向舵。F16上使用的串聯(lián)雙余度一體化EHA作動(dòng)器如圖2所示,該作動(dòng)器輸出功率11kW,頻響3.8Hz。此外,F35戰(zhàn)斗機(jī)的平尾也采用了Parker公司研制的雙通道EHA,襟副翼采用了Moog公司研制的雙通道EHA。

圖1 F-18 SRA上測(cè)試的EHA作動(dòng)器Fig.1 EHA actuator tested on F-18 SRA

圖2 F16上測(cè)試的一體化EHA作動(dòng)器Fig.2 Integrated EHA actuator tested on F16

目前,國(guó)內(nèi)北京航空航天大學(xué)、浙江大學(xué)、中航工業(yè)618研究所、航天科技18研究所、航天科工215研究所等單位均在開展EHA研制工作,并逐步進(jìn)行多余度EHA設(shè)計(jì),研制了工程樣機(jī),在作動(dòng)器設(shè)計(jì)和伺服控制算法方面取得了一定的成果[4-6]。相對(duì)于液壓伺服系統(tǒng),EHA取消集中供油的方式,降低了空間體積需求,但仍存在漏油、頻響低等問題,而且與電動(dòng)伺服系統(tǒng)相比,在功重比、空間體積、動(dòng)態(tài)響應(yīng)、操作性、維護(hù)性等方面還存在不足。

2.2 多余度EMA伺服技術(shù)

國(guó)內(nèi)外在電機(jī)的余度控制系統(tǒng)中一般采用雙余度的熱備份控制方式。在雙余度電機(jī)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)中,主要有下面兩種結(jié)構(gòu):串聯(lián)式結(jié)構(gòu)和并聯(lián)式結(jié)構(gòu),如圖3所示。

(a)串聯(lián)式雙余度結(jié)構(gòu)(a)Series double redundant structure

(b)并聯(lián)式雙余度結(jié)構(gòu)(b)Parallel double redundant structure圖3 雙余度電機(jī)結(jié)構(gòu)Fig.3 The structure of double redundant motor

在串聯(lián)式雙余度結(jié)構(gòu)中,2個(gè)獨(dú)立的永磁電機(jī)同軸同殼安裝,如圖3(a)所示,它有2套獨(dú)立的繞組,2個(gè)分開的轉(zhuǎn)子及2套位置傳感器,但具有共同的電機(jī)軸。在該結(jié)構(gòu)中,幾乎不存在2套繞組間的磁耦合現(xiàn)象,控制簡(jiǎn)單;但其實(shí)際上是由2臺(tái)電機(jī)串聯(lián)組成的,因此體積較大,功重比較低,系統(tǒng)熱備份工作狀態(tài)下利用率只有50%,同時(shí)一臺(tái)電機(jī)發(fā)生故障時(shí),該電機(jī)即成為另一臺(tái)電機(jī)的負(fù)載,從而使得電機(jī)的機(jī)電時(shí)間常數(shù)變大,動(dòng)態(tài)性能降低,加劇故障率。并且由于2臺(tái)電機(jī)是共軸結(jié)構(gòu),會(huì)造成力矩扭轉(zhuǎn)現(xiàn)象,使得軸承的壽命減短,因此,一般不采用串聯(lián)式的雙余度結(jié)構(gòu);并聯(lián)式雙冗余結(jié)構(gòu)如圖3(b)所示,它由2套相差30°電角度的獨(dú)立繞組,2套位置傳感器和1個(gè)共用轉(zhuǎn)子組成。與串聯(lián)式雙余度結(jié)構(gòu)相比,并聯(lián)式結(jié)構(gòu)減小了系統(tǒng)的體積,但電機(jī)繞組嵌放困難,2套繞組間存在磁耦合,不具備故障隔離的能力,且同樣存在利用率不高、力紛爭(zhēng)控制、故障下降額使用等問題,這種結(jié)構(gòu)從本質(zhì)上沒有實(shí)現(xiàn)電/磁/熱/物理隔離。D.Howe等學(xué)者設(shè)計(jì)了多繞組永磁無刷余度電機(jī)系統(tǒng),并對(duì)運(yùn)行特性、損耗、余度系統(tǒng)故障展開分析,取得了一定的成果。N.Bianchi 等學(xué)者對(duì)一種多機(jī)共軸的永磁無刷余度電機(jī)系統(tǒng)進(jìn)行了深入的理論研究[10],對(duì)該余度構(gòu)成方式下系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)特性進(jìn)行了分析,并對(duì)余度電機(jī)本體的設(shè)計(jì)進(jìn)行了改進(jìn),但多為仿真研究,實(shí)驗(yàn)研究較少。N.Ertugrul 等學(xué)者對(duì)多機(jī)共軸余度傳動(dòng)系統(tǒng)進(jìn)行了研究[11],分析了余度系統(tǒng)的運(yùn)行特性,包括運(yùn)行時(shí)的損耗分析和系統(tǒng)的效率計(jì)算公式,但沒有實(shí)現(xiàn)工程化的應(yīng)用。

另外,一些國(guó)內(nèi)外高校和科研院所也嘗試采用雙電機(jī)并行工作,通過速度合成或者力合成機(jī)構(gòu)輸出力矩,這種構(gòu)型缺點(diǎn)與串聯(lián)式的雙余度結(jié)構(gòu)類型相同,存在功重比低、力紛爭(zhēng)控制等問題。圖4所示為美國(guó)Moog公司研制的大功率推力矢量控制雙余度伺服系統(tǒng),輸出功率為28kW,最大直線推力為218kN。

圖4 大功率推力矢量雙余度電動(dòng)伺服系統(tǒng)Fig.4 The high power thrust vector dual redundancy electric servo system

雙余度電動(dòng)伺服系統(tǒng)系統(tǒng)均需要2套獨(dú)立的驅(qū)動(dòng)系統(tǒng),伺服控制器可以采用1套或2套冗余控制,由于雙余度系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)形式,均存在力紛爭(zhēng)控制、功重比低、電/磁/熱/物理隔離難等問題。國(guó)內(nèi)南京航空航天大學(xué)、北京航空航天大學(xué)、哈爾濱工業(yè)大學(xué)、中航工業(yè)618研究所、航天三院33研究所等單位也開展了類似的研究工作,取得較多的研究成果[12-13],研制了工程樣機(jī),但是并沒有投入實(shí)際工程應(yīng)用。

為解決雙余度電機(jī)控制系統(tǒng)的難題,國(guó)外提出容錯(cuò)電機(jī)及控制技術(shù),該系統(tǒng)只有1套電樞繞組和伺服控制器,但具備強(qiáng)容錯(cuò)能力,而且能夠同時(shí)滿足高安全可靠性、高功重比和高性能輸出等要求。

3 新一代多相容錯(cuò)伺服技術(shù)

3.1 多相永磁容錯(cuò)電機(jī)技術(shù)

容錯(cuò)電機(jī)的概念最早出現(xiàn)在航空航天領(lǐng)域,1993 年,E.Craig、B.C.Mecrow對(duì)獨(dú)立相H橋逆變器故障的診斷方法進(jìn)行了研究,從而為永磁容錯(cuò)電機(jī)方案的研究奠定了基礎(chǔ)[14]。1996年,B.C.Mecrow、A.G.Jack對(duì)永磁電機(jī)和開關(guān)磁阻電機(jī)的容錯(cuò)能力進(jìn)行了比較,研究表明永磁電機(jī)經(jīng)過特殊設(shè)計(jì)可以在故障狀態(tài)下運(yùn)行,即便出于容錯(cuò)考慮進(jìn)行了折中設(shè)計(jì),永磁電機(jī)仍然比開關(guān)磁阻電機(jī)具有更高的轉(zhuǎn)矩密度,分析了永磁電機(jī)可能發(fā)生的故障類型,并提出了容錯(cuò)電機(jī)的基本設(shè)計(jì)思想[15]。1998年,B.C.Mecrow 等設(shè)計(jì)完成了1臺(tái)16kW,轉(zhuǎn)速為13000 r/min的六相八極永磁容錯(cuò)電機(jī)[16],其應(yīng)用于航空燃油泵中；后來又研究了功率16kW,轉(zhuǎn)速為15000 r/min四相六極永磁容錯(cuò)電機(jī),其定子結(jié)構(gòu)如圖5所示。

圖5 四相六極永磁容錯(cuò)電機(jī)的定子Fig.5 The stator of four phase six pole permanent magnet fault tolerant motor

2002年,J.D.Ede等學(xué)者提出了模塊化永磁無刷電機(jī)的極槽配合分析方法,此后,D.Ishak對(duì)全齒繞線和隔齒繞線的永磁無刷電機(jī)的電磁性能做了比較,研究表明隔齒繞線的永磁無刷電機(jī)具有顯著的性能優(yōu)勢(shì)。2005年,D.Ishak等對(duì)槽極數(shù)相近且具有不等寬齒的永磁無刷電機(jī)進(jìn)行了研究[17],三種定子繞線形式如圖6所示。

(a)全齒繞線 (b) 隔齒繞線 (c)不等寬齒(a)all tooth winding (b)tooth winding (c)unequal width teeth圖6 三種定子繞線形式Fig.6 The three types of stator winding

(a)雙層繞組 (b)單層繞組(a)double layer winding (b)single layer winding圖7 單層繞組與雙層繞組形式Fig.7 The form of single layer and double layer winding

N.Bianchi等對(duì)分?jǐn)?shù)槽集中繞組永磁容錯(cuò)電機(jī)進(jìn)行了研究,設(shè)計(jì)了2臺(tái)分別采用單層和雙層繞組的20槽18極五相電機(jī)[18],如圖7所示。通過采用分?jǐn)?shù)槽集中繞組方案,使得電機(jī)的自感很大,互感幾乎為零,從而把短路電流限制在一個(gè)可接受的范圍之內(nèi)。2009年,N.Bianchi采用解析方法研究了頻率、諧波次數(shù)、材料的磁導(dǎo)率和電導(dǎo)率以及氣隙長(zhǎng)度等不同參數(shù)對(duì)轉(zhuǎn)子損耗密度的影響,得出了轉(zhuǎn)子損耗和電機(jī)極槽配合之間的相互影響規(guī)律。G.J.Atkinson等針對(duì)采用四相六極隔離繞組的航空燃料泵電機(jī),提出了通過調(diào)節(jié)齒距以及改變氣隙長(zhǎng)度來降低定轉(zhuǎn)子損耗的方法[19]。

近年來,國(guó)內(nèi)的一些高校和科研院所,包括南京航空航天大學(xué)、華中科技大學(xué)、浙江大學(xué)、哈爾濱工業(yè)大學(xué)、中國(guó)科學(xué)院電工研究所、湖南大學(xué)、國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)、北京理工大學(xué)、西北工業(yè)大學(xué)、江蘇大學(xué)和沈陽工業(yè)大學(xué)等也開展了多相容錯(cuò)永磁電機(jī)的研究工作[20-21]。

3.2 故障診斷與容錯(cuò)控制技術(shù)

在容錯(cuò)電機(jī)的故障診斷和容錯(cuò)控制方面,由于永磁容錯(cuò)電機(jī)的一大方向是多相化,因此對(duì)多相的永磁容錯(cuò)電機(jī)的故障分析和容錯(cuò)控制的研究需建立在多相電機(jī)的數(shù)學(xué)模型上。多相電機(jī)建模方法很多,典型的如D.C.White 提出的瞬時(shí)對(duì)稱分量法,該方法指出定子電壓、電流中的正序分量和負(fù)序分量與電機(jī)機(jī)電能量轉(zhuǎn)換相關(guān),而零序分量不產(chǎn)生轉(zhuǎn)矩只產(chǎn)生損耗。瞬時(shí)對(duì)稱分量法在電機(jī)諧波分析以及電機(jī)不對(duì)稱運(yùn)行的研究中應(yīng)用較多。

J.A.Haylock 等針對(duì)繞組匝間短路的故障,提出將電機(jī)端部短路來降低匝間短路的方法[22],此種方法的前提是電機(jī)被設(shè)計(jì)成具有足夠大的自感,從而能夠抑制繞組短路電流和匝間短路電流小于額定電流。但是這種單純將繞組端部短路的方法在具體應(yīng)用中的效果并不十分理想。J.Wang提出了以最小轉(zhuǎn)矩波動(dòng)為目標(biāo)的優(yōu)化轉(zhuǎn)矩控制[23],假設(shè)每一相繞組都滿足電磁和物理隔離,并且由獨(dú)立的H橋供電,容錯(cuò)電機(jī)被設(shè)計(jì)成具有較大的電感系數(shù),使得繞組發(fā)生端部短路時(shí)短路電流在額定值以下,同時(shí)也增強(qiáng)了電機(jī)的弱磁工作能力。由瞬時(shí)功率平衡原理,建立電磁轉(zhuǎn)矩與各相電流之間的關(guān)系,通過保持給定轉(zhuǎn)矩與電磁轉(zhuǎn)矩誤差為零,求解各相電流實(shí)際值,該技術(shù)僅對(duì)單相故障類型進(jìn)行容錯(cuò)控制。M.Ali等對(duì)多相永磁電機(jī)的驅(qū)動(dòng)技術(shù)進(jìn)行了研究,從電機(jī)結(jié)構(gòu)對(duì)稱的角度推導(dǎo)了五相永磁同步電機(jī)缺相運(yùn)行情況下的數(shù)學(xué)模型,提出了多相電機(jī)能夠容錯(cuò)運(yùn)行的條件以及定子繞組電流的優(yōu)化方法,并對(duì)電機(jī)缺相故障下的容錯(cuò)控制策略進(jìn)行了研究[24]。此外,L.Parsa同時(shí)提出了一種磁動(dòng)勢(shì)補(bǔ)償?shù)臏h(huán)電流控制策略,使得當(dāng)電機(jī)發(fā)生繞組開路故障時(shí),通過采取新的電流策略使電機(jī)氣隙的繞組磁動(dòng)勢(shì)波形保持不變,從而達(dá)到容錯(cuò)運(yùn)行。江蘇大學(xué)的孫玉坤教授和吉敬華對(duì)模塊化永磁電機(jī)的設(shè)計(jì)進(jìn)行了研究[25],制造了一臺(tái)四相6極8槽的永磁同步電機(jī),為了得到正弦度較高的反電動(dòng)勢(shì)波形,同時(shí)降低轉(zhuǎn)子鐵耗,對(duì)電機(jī)轉(zhuǎn)子進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。針對(duì)永磁容錯(cuò)電機(jī)的特殊性,胡育文等對(duì)永磁容錯(cuò)電機(jī)的電感進(jìn)行了分析[26],提出了新的磁路模型,得出了具有高精度的非線性繞組自感的解析表達(dá)式。同時(shí),對(duì)采用離心式轉(zhuǎn)子磁鋼的六相十極永磁容錯(cuò)電機(jī)及控制策略進(jìn)行了研究,取得一定成果。Z.Sun等在最小轉(zhuǎn)矩波動(dòng)控制的基礎(chǔ)上，又提出了在弱磁條件下根據(jù)轉(zhuǎn)矩誤差動(dòng)態(tài)調(diào)節(jié)參數(shù)的最優(yōu)轉(zhuǎn)矩控制,改進(jìn)后的方法在電機(jī)動(dòng)態(tài)性能上得到了提升。

傳統(tǒng)的高性能電機(jī)控制策略,如矢量控制、直接轉(zhuǎn)矩控制,都是建立在三相或多相電機(jī)為對(duì)稱系統(tǒng)的前提條件下,而永磁容錯(cuò)電機(jī)發(fā)生故障后,整個(gè)電機(jī)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)從對(duì)稱系統(tǒng)變成缺相不對(duì)稱系統(tǒng),使得傳統(tǒng)的高性能控制方式已不再適用。在一些高可靠性要求的多相電機(jī)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)中,除了單相故障外還要考慮多相故障情況,使得多相故障態(tài)的電機(jī)容錯(cuò)控制更是舉步維艱。目前國(guó)內(nèi)外學(xué)者僅對(duì)永磁容錯(cuò)電機(jī)控制系統(tǒng)的單相故障提出了相應(yīng)的容錯(cuò)控制方案,存在一定的弊端,且在實(shí)時(shí)性故障診斷和容錯(cuò)控制方面研究較少,因此研究新穎的高實(shí)時(shí)性具備單相和多相故障容錯(cuò)能力的強(qiáng)容錯(cuò)控制策略至關(guān)重要。

4 電傳伺服共性關(guān)鍵技術(shù)

為滿足未來飛行器發(fā)展需求,對(duì)于航天大功率電動(dòng)伺服系統(tǒng),需要重點(diǎn)突破一系列關(guān)鍵技術(shù),主要包括長(zhǎng)航時(shí)耐高溫高動(dòng)態(tài)電傳伺服系統(tǒng)技術(shù)、一體化高剛度伺服機(jī)構(gòu)技術(shù)、高功率密度快響應(yīng)伺服電機(jī)技術(shù)、高壓大功率電力驅(qū)動(dòng)技術(shù)、大慣量大負(fù)載擾動(dòng)與高精度動(dòng)態(tài)跟蹤控制技術(shù)、系統(tǒng)集成與構(gòu)型技術(shù)等關(guān)鍵技術(shù),突破以上關(guān)鍵技術(shù)才能真正形成高性能的電動(dòng)伺服產(chǎn)品。

4.1 長(zhǎng)航時(shí)耐高溫高動(dòng)態(tài)電傳伺服系統(tǒng)技術(shù)

未來飛行器工作時(shí)間可能長(zhǎng)達(dá)1h以上,在高馬赫工況下,由氣動(dòng)產(chǎn)生的熱非常大,執(zhí)行機(jī)構(gòu)高溫環(huán)境溫度150℃,局部高溫達(dá)到300℃以上,尤其是飛行器末段俯沖階段,具備動(dòng)態(tài)高、擾動(dòng)大的特性。大功率電傳伺服系統(tǒng)長(zhǎng)時(shí)間工作熱積累溫升大,長(zhǎng)時(shí)間工作舵面氣動(dòng)熱傳導(dǎo)引起執(zhí)行機(jī)構(gòu)軸端蓋溫度升高,在熱、力、振動(dòng)、濕等綜合環(huán)境下,增加執(zhí)行機(jī)構(gòu)的磨損,影響執(zhí)行結(jié)構(gòu)可靠性,如何在大負(fù)載高溫情況下實(shí)現(xiàn)高動(dòng)態(tài)響應(yīng)電傳控制是一項(xiàng)最關(guān)鍵的技術(shù)。目前,大部分學(xué)者主要從隔熱材料、軸承、潤(rùn)滑等方面進(jìn)行分析。

4.2 一體化輕質(zhì)化高剛度伺服機(jī)構(gòu)技術(shù)

對(duì)高速飛行器舵機(jī)需面臨的負(fù)載大、環(huán)境溫度高、動(dòng)態(tài)響應(yīng)快等要求,執(zhí)行機(jī)構(gòu)需要承載額定輸出扭矩力矩3000N·m以上,輸出彎矩承載超過15000N·m,轉(zhuǎn)速超過200(°)/s,系統(tǒng)頻寬達(dá)20Hz以上。因此,急需開展高效率高剛度機(jī)械傳動(dòng)技術(shù)、大彎矩舵軸支承結(jié)構(gòu)技術(shù)、執(zhí)行機(jī)構(gòu)小型化輕質(zhì)化等研究,常規(guī)的滾珠絲杠已經(jīng)不能滿足力矩和承載要求。鑒于行星滾柱絲杠具備承載力大的特性,因此,也急需開展行星滾柱絲杠設(shè)計(jì)技術(shù)研究、軸承短時(shí)過載技術(shù)研究等相關(guān)技術(shù)研究工作,最終形成一體化機(jī)電作動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)。為實(shí)現(xiàn)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的輕質(zhì)化設(shè)計(jì),應(yīng)該充分分析各部件所承受的力矩特性及所處的環(huán)境特性,充分利用AMEsine、Adams、Matlab作全面的系統(tǒng)分析,促進(jìn)機(jī)電部件綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)能力的提升。執(zhí)行機(jī)構(gòu)可以選擇鎂合金、鈦合金、鋼結(jié)構(gòu)等相互組合,在滿足性能的情況下,減少系統(tǒng)質(zhì)量,提高功重比。國(guó)內(nèi)哈工大、北航、華科、西北機(jī)械廠等單位都在從事相關(guān)課題的研究工作。

4.3 高功率密度快響應(yīng)伺服電機(jī)技術(shù)

伺服電機(jī)是電動(dòng)伺服系統(tǒng)的關(guān)鍵核心部件,高功率密度伺服電機(jī)中電磁、溫度、應(yīng)力之間的相互影響、相互制約,電機(jī)的設(shè)計(jì)及分析。伺服系統(tǒng)一體化小型化就應(yīng)該首先減小電機(jī)體積質(zhì)量,掌握伺服電機(jī)各種損耗計(jì)算分析方法,掌握高溫環(huán)境條件下高過載大功率無刷伺服電機(jī)的溫升計(jì)算方法及溫度場(chǎng)分布規(guī)律,掌握隨溫度升高永磁體失磁、電阻值、材料受熱膨脹等對(duì)電機(jī)性能的影響規(guī)律,并最終實(shí)現(xiàn)電機(jī)外殼與執(zhí)行機(jī)構(gòu)的一體化設(shè)計(jì),提高功重比。目前,航天科技18所、航天科工33所、航天林泉電機(jī)廠、哈工大、西工大、南航均在開展高功率密度伺服電機(jī)的研制工作。為滿足未來飛行器發(fā)展需求,需突破10～30kW大功率高功率密度電機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)。

4.4 抗負(fù)載擾動(dòng)與高精度動(dòng)態(tài)跟蹤控制技術(shù)

為保證在大負(fù)載慣量舵面或大慣量擺動(dòng)噴管負(fù)載條件下,執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制器在大動(dòng)壓強(qiáng)擾動(dòng)狀態(tài)下飛行控制性能具有抗擾性強(qiáng)與跟蹤精度高的能力。如果系統(tǒng)控制算法不佳,會(huì)引起系統(tǒng)出現(xiàn)抖動(dòng)現(xiàn)象,造成系統(tǒng)不穩(wěn)定,帶來嚴(yán)重的后果。如何保證系統(tǒng)穩(wěn)定的基礎(chǔ)上,提高系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)精度和動(dòng)態(tài)性能是一項(xiàng)關(guān)鍵的技術(shù)。如今大型的飛行器舵面慣量達(dá)5kg·m2,而對(duì)于大功率大慣量擺動(dòng)噴管推力矢量控制系統(tǒng),噴管負(fù)載慣量達(dá)40～60kg·m2,且系統(tǒng)額定推力達(dá)10000N·m以上,控制精度高,對(duì)系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)品質(zhì)要求高。常規(guī)的PID控制算法已經(jīng)不能滿足需求,自適應(yīng)控制、滑模變結(jié)構(gòu)控制、魯棒控制等現(xiàn)代控制理論算法已用于解決這類問題,國(guó)內(nèi)一些學(xué)者已經(jīng)在大慣量下大負(fù)載擾動(dòng)與高精度動(dòng)態(tài)跟蹤精度控制技術(shù)、執(zhí)行機(jī)構(gòu)伺服控制系統(tǒng)建模等方面作了一些研究工作。

5 結(jié)束語

伺服系統(tǒng)技術(shù)涉及機(jī)械、自動(dòng)控制、電氣、電子、流體、材料等多個(gè)學(xué)科,未來航空航天飛行器跨空域大、速域?qū)?、?dòng)態(tài)響應(yīng)高、非線性強(qiáng)、結(jié)構(gòu)緊湊,因而對(duì)其電傳伺服技術(shù)提出小型化、輕質(zhì)化、快響應(yīng)、耐高溫、高可靠、多余度等嚴(yán)格要求。目前,國(guó)內(nèi)外研究院所及高校等積極開展關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)工作,在一定程度上取得了比較好的成果,但是在部分關(guān)鍵部件和系統(tǒng)集成設(shè)計(jì)上仍需要做大量的研究工作。

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ReviewontheDevelopmentofHighPowerandHigh-performanceRedundantAerospaceElectricServoSystem

ZHANGXin-hua,HUANGJian

(BeijingInstituteofAutomaticControlEquipment,Beijing100074,China)

High-performance mechanical servo system is widely used in aerospace industry, and the improvement of the performance can improve its production capacity and quality of the equipment.This paper reviews the development history and current status of redundant servo system at home and abroad, and the new requirements for the servo system in the future spacecraft in terms of fault tolerance, safety, reliability, space volume, environment adaptability and performance index, are put forward.Based on the analysis of the advantages and disadvantages of the traditional redundancy servo technology, the research status and key technologies of the new generation redundant fault-tolerant servo technology are discussed.At last, the common key technologies of aerospace electric servo system are summarized.

High performance; Servo systems; Aerospace; Actuator

10.19306/j.cnki.2095-8110.2017.05.001

2017-06-15；

：2017-08-01

：國(guó)家自然科學(xué)青年基金(61603051)

：張新華(1972-)，男，河北廊坊，研究員，工學(xué)博士，主要從事伺服系統(tǒng)方面的研究工作。

U666.12

：A

：2095-8110(2017)05-0001-07