郭洪根，王指國(guó)

(中國(guó)航天科工集團(tuán)伺服技術(shù)研究所，南京 210006)

中大功率航天電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)發(fā)展綜述

郭洪根，王指國(guó)

(中國(guó)航天科工集團(tuán)伺服技術(shù)研究所，南京 210006)

隨著新材料、新技術(shù)的發(fā)展，電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)在電傳飛機(jī)、先進(jìn)飛行器、推力矢量控制中得到成功的應(yīng)用。對(duì)中大功率航天電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)在國(guó)內(nèi)外的研究及應(yīng)用情況進(jìn)行了介紹。通過分析，在國(guó)外電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)的運(yùn)用已經(jīng)相當(dāng)成熟,在國(guó)內(nèi)中大功率電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)在航天應(yīng)用中已初具規(guī)模，出現(xiàn)逐步取代液壓伺服機(jī)構(gòu)的趨勢(shì)。

姿態(tài)控制；電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)；航天；應(yīng)用現(xiàn)狀

0 引言

伺服機(jī)構(gòu)是導(dǎo)彈和火箭制導(dǎo)與控制系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，通過帶動(dòng)噴管或舵面擺動(dòng)實(shí)現(xiàn)彈體的姿態(tài)控制(用于舵面控制的伺服機(jī)構(gòu)常稱為 “舵機(jī)”)。伺服機(jī)構(gòu)按照所使用的能源分類, 可分為氣動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)、液壓伺服機(jī)構(gòu)和電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)三大類。電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)通過電機(jī)直接將電能轉(zhuǎn)化為電機(jī)轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)形式的機(jī)械能，并通過傳動(dòng)裝置帶動(dòng)被控對(duì)象運(yùn)動(dòng)。電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)以簡(jiǎn)單可靠、工藝性好、使用維護(hù)方便、能源單一、成本低廉、易于控制等特性引起了人們的廣泛關(guān)注和深入研究, 在導(dǎo)彈上得到了廣泛的應(yīng)用。早期，電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)主要運(yùn)用在輸出力矩小、功率等級(jí)低的小型導(dǎo)彈舵的控制中。例如：美國(guó)的標(biāo)準(zhǔn)RIM66 /67中遠(yuǎn)程艦空導(dǎo)彈、毒刺FIM-92A肩射式近程防空導(dǎo)彈、復(fù)仇者近程低空防空導(dǎo)彈、AIM-120空空導(dǎo)彈、戰(zhàn)斧巡航導(dǎo)彈，法國(guó)的R530中距空空導(dǎo)彈、響尾蛇地空導(dǎo)彈、魔術(shù)R550空空導(dǎo)彈、海響尾蛇TSE5500近程艦對(duì)空導(dǎo)彈、超530F中程空空導(dǎo)彈、飛魚MM38岸對(duì)艦導(dǎo)彈、飛魚AM39空對(duì)艦導(dǎo)彈和霍特反坦克導(dǎo)彈，以色列的VIPER反坦克/反直升機(jī)導(dǎo)彈，瑞典的RBS70便攜式近程防空導(dǎo)彈，南非的短刀空空導(dǎo)彈等。隨著新材料、新技術(shù)以及大功率器件的發(fā)展，電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)的功率等級(jí)逐步提升，其動(dòng)、靜態(tài)等綜合性能得到極大的提高。在電動(dòng)伺服技術(shù)不斷深入研究的基礎(chǔ)上，歐美等航空大國(guó)的中大功率電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)已在先進(jìn)飛行器和推力矢量控制中得到了廣泛的應(yīng)用，并且取得成功。國(guó)內(nèi)宇航用中大功率電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)的研制相對(duì)發(fā)展較晚，經(jīng)過相關(guān)研制單位的不懈努力，目前中大功率電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)在航天型號(hào)中的應(yīng)用已初具雛形。

1 國(guó)外中大功率航天電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)的發(fā)展

從20世紀(jì)70年代中期開始，美國(guó)空軍、海軍以及宇航局對(duì)電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)取代戰(zhàn)略導(dǎo)彈和航天飛機(jī)上液壓伺服機(jī)構(gòu)進(jìn)行了一系列可行性研究，到1985年設(shè)計(jì)出了取代原液壓伺服機(jī)構(gòu)的電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)，得出“電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)的性能與相應(yīng)的液壓伺服機(jī)構(gòu)相當(dāng)或更好”的結(jié)論。其中最具代表性的成功應(yīng)用是從1993～1998年由美國(guó)空軍、海軍資助 NASA Dryden 研究中心進(jìn)行的“F/A-18B戰(zhàn)機(jī)電動(dòng)作動(dòng)系統(tǒng)技術(shù)”課題的研究，這一課題重點(diǎn)研究“電動(dòng)舵系統(tǒng)替代原有的液壓舵系統(tǒng)”[1-2]，F(xiàn)/A-18B試驗(yàn)用電動(dòng)伺服系統(tǒng)如圖1所示。試驗(yàn)結(jié)果表明，該電動(dòng)伺服系統(tǒng)的跟隨性能優(yōu)于原電液伺服系統(tǒng)，同時(shí)飛機(jī)在低速或高速連續(xù)翻滾時(shí)，機(jī)電作動(dòng)器的頻域響應(yīng)特性比液壓作動(dòng)器的性能要好。

圖1 F/A-18B飛機(jī)上試驗(yàn)用電動(dòng)伺服系統(tǒng)Fig.1 The EMA applied on the F/A-18B plane

GOODRICH公司伺服機(jī)構(gòu)研發(fā)部門為某型號(hào)導(dǎo)彈噴管推力矢量控制研發(fā)的一體化驅(qū)動(dòng)電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)，該電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)采用伺服電機(jī)、行星滾柱絲杠、LVDT位置傳感器同軸一體化結(jié)構(gòu)布局，結(jié)構(gòu)示意圖和產(chǎn)品如圖2所示，主要性能指標(biāo)見表1。其結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)簡(jiǎn)潔緊湊，緊固件少，集成度高。絲杠采用中空設(shè)計(jì)，電位器內(nèi)置，為結(jié)構(gòu)布局帶來了便利。

圖2 GOODRICH公司的機(jī)電作動(dòng)器Fig.2 The EMA designed by GOODRICH

參數(shù)指標(biāo)質(zhì)量/kg24工作行程/mm±65最大行程/mm±90最大負(fù)載/kN33最大速度/(mm/s)350零位長(zhǎng)度/mm540最大直徑/mm135

美國(guó)AMETEK公司研究的機(jī)電作動(dòng)器結(jié)構(gòu)如圖3所示。其采用電機(jī)、螺母、電位器同軸一體化結(jié)構(gòu)，功率等級(jí)為5kW級(jí)，主要參數(shù)見表2。

圖3 AMETEK公司研制的機(jī)電作動(dòng)器Fig.3 The EMA designed by AMETEK

參數(shù)指標(biāo)電壓等級(jí)/VDC270總行程/mm100最大速度/(mm/s)133負(fù)載力/kN40質(zhì)量/kg6.4

漢勝公司設(shè)計(jì)生產(chǎn)的余度機(jī)電作動(dòng)器產(chǎn)品如圖4所示。產(chǎn)品電能到機(jī)械能的轉(zhuǎn)化效率大于81%[4]。

圖4 漢勝公司研制的產(chǎn)品Fig.4 The EMA designed by Hamilton Sundstrand

歐空局的“織女星”運(yùn)載火箭(Vettore Europeo Generazione Avanzata，VEGA)四級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)均采用電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)[5]。四級(jí)電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)的主要性能參數(shù)見表3。其中一級(jí)機(jī)電作動(dòng)器產(chǎn)品如圖5所示，二級(jí)機(jī)電作動(dòng)器產(chǎn)品如圖6所示。

表3 織女星火箭四級(jí)伺服機(jī)構(gòu)主要指標(biāo)

圖5 織女星火箭一級(jí)機(jī)電作動(dòng)器Fig.5 EMA of the first Stage Servo Mechanism of the VEGA

圖6 織女星火箭二級(jí)機(jī)電作動(dòng)器Fig.6 The second stage EMA of the VEGA

Moog公司為X-43A的機(jī)翼配套研制的機(jī)電作動(dòng)器產(chǎn)品如圖7所示[7]，產(chǎn)品主要參數(shù)見表4。

圖7 X-43A機(jī)翼用機(jī)電作動(dòng)器產(chǎn)品Fig.7 The EMA applied on the X-43A plane

參數(shù)指標(biāo)電壓等級(jí)/VDC110～155總行程/mm>66最大空載速度/[(°)/s]115.8最大負(fù)載/kN11帶寬/Hz7.5質(zhì)量/kg3.9

Moog公司設(shè)計(jì)生產(chǎn)的余度機(jī)電作動(dòng)器產(chǎn)品及工作原理圖如圖8所示[9]。

圖8 Moog公司設(shè)計(jì)的余度產(chǎn)品及原理圖Fig.8 The photo and structure of the EMA by Moog

劉易斯研究中心多年來進(jìn)行以電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)代替液壓伺服機(jī)構(gòu)用于推力矢量控制的研究，并成功地為阿特拉斯運(yùn)載火箭研制了功率等級(jí)分別為52.2kW、29.6kW和18.6kW的一、二、三級(jí)推力矢量電動(dòng)伺服系統(tǒng)。

通過上述敘述可知，在國(guó)外中大功率電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)已發(fā)展了很長(zhǎng)的時(shí)間，技術(shù)成熟，產(chǎn)品已向系列化方向發(fā)展。

2 國(guó)內(nèi)中大功率航天電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)的研發(fā)情況

在國(guó)內(nèi)，小功率電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)已廣泛應(yīng)用于各類導(dǎo)彈、無人機(jī)和直升機(jī)等型號(hào)中。研制單位有專業(yè)研究所和高校。

隨著需求牽引，原來從事中大功率液壓伺服機(jī)構(gòu)研制的專業(yè)研究所轉(zhuǎn)向研發(fā)中大功率電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)。經(jīng)過多年努力，中大功率電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)已經(jīng)獲得工程應(yīng)用并成為標(biāo)配產(chǎn)品，逐步取代傳統(tǒng)液壓伺服機(jī)構(gòu)。小功率電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)研制單位也逐步進(jìn)入中大功率電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)市場(chǎng)。

作者所在單位研制的某型舵面控制用旋轉(zhuǎn)輸出式電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)，采用輸出軸直接與舵軸相連結(jié)構(gòu)，通過控制機(jī)電作動(dòng)器的轉(zhuǎn)角實(shí)現(xiàn)直接控制舵偏角。產(chǎn)品功率4kW，帶寬大于15Hz。同時(shí)，也研制了直線輸出方式的機(jī)電作動(dòng)器，通過搖臂與舵面的舵軸相連，產(chǎn)品帶寬大于20Hz。面向發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量控制需求研制的電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)，20kW級(jí)產(chǎn)品已應(yīng)用于實(shí)際工程，更大功率產(chǎn)品正在研發(fā)。

目前，國(guó)內(nèi)高可靠性、高安全性多余度電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)已進(jìn)入工程研制階段。多余度電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)的研制為電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)進(jìn)入運(yùn)載火箭、先進(jìn)飛行器等高可靠性產(chǎn)品的應(yīng)用提供了技術(shù)基礎(chǔ)。

當(dāng)前，在功率等級(jí)、功率質(zhì)量比和集成一體化設(shè)計(jì)方面，國(guó)內(nèi)與國(guó)外產(chǎn)品還存在較大的差距；在電磁兼容性方面，國(guó)內(nèi)單位還需開展較多研究工作，特別是隨著功率等級(jí)的提高，此問題將會(huì)影響到系統(tǒng)的可靠工作；在永磁同步電機(jī)及旋轉(zhuǎn)變壓器等基礎(chǔ)類機(jī)電產(chǎn)品上，國(guó)內(nèi)外產(chǎn)品的相對(duì)差距不大。隨著國(guó)內(nèi)行業(yè)需求的牽引以及國(guó)家的大力推廣，國(guó)內(nèi)外產(chǎn)品的差距正在逐步縮小。

3 結(jié)論

本文對(duì)中大功率航天電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)的研制和應(yīng)用情況進(jìn)行了介紹和分析，中大功率電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)在國(guó)外的運(yùn)用已經(jīng)成熟。隨著國(guó)內(nèi)研制單位的大力推進(jìn)以及用戶使用需求的強(qiáng)烈牽引，中大功率電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)在航天上的應(yīng)用已初具規(guī)模。在后續(xù)新型號(hào)產(chǎn)品研制中，中大功率電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)已出現(xiàn)全面取代電液伺服機(jī)構(gòu)的趨勢(shì)。隨著余度電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)的研制，在未來幾年，高可靠性多余度電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)將逐步運(yùn)用到運(yùn)載火箭以及其他具有高安全性要求的先進(jìn)飛行器中。

在輕質(zhì)小型化、網(wǎng)絡(luò)化、智能化等終極目標(biāo)的需求牽引下，隨著新材料、新技術(shù)的發(fā)展，電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)在高度集成一體化、智能化、高可靠性等方面還有極大的發(fā)展空間。

[1] Jensen S C, Jenney G D, Dawson D. Flight test experience with an electromechanical actuator on the F-18 Systems Research Aircraft[C]// Digital Avionics Systems Conference, 2000. Proceedings. DASC.the 19thVolume:1.

[2] Navarro R. Performance of an Electro-Hydrostatic actuator on the F-18 systems research aircraft[R]. NASN TM-97-206224, October 1997.

[3] Gerada C, Bradley K J.Integrated PM machine design for an aircraft EMA[J]. IEEE Transactions on Industrial Electronics, 2008, 55(9):3300-3303.

[4] Torabzadeh-Tari M. Analysis ofelectro-mechanical actuator systems in more electric aircraft applications[J]. School of Electrical Engineering, 2005.

[5] Vanthuyne T. An electrical thrust vector control system for the Vega launcher[C]//Proceedings of 13thEuropean Space Mechanisms and Tribology Symposium-ESMATS 2009, Vienna Austria 23-25 September 2009.

[6] Dée G, Vanthuyne T, Alexandre P. An electrical thrust vector control system with dynamic force feedback[C]//International Conference on Recent Advances in Aerospace Actuation Systems and Components,June 13-15 2007, Toulouse, France.

[7] Lin Y, Baumann E, Bose D M, et al. Tests and techniques for characterizing and modeling X-43A electromechanical actuators[J]. 2008.

[8] Bates L B, Young D T. Developmentaltesting of electric thrust vector control systems for manned launch vehicle applications[J]. Proceedings of 41stAerospace Mechanisms Symposium ,Jet Propulsion Laboratory, May 16-18, 2012.

[9] Derrien J C, Sécurité S D. ElectroMechanical Actuator (EMA) advanced technologies for flight controls[C]//28thInternational congress of the aeronautical sciences. 2012.

[10] Garrison M, Davis M, Steffan S. Human-Rated Upper Stage Thrust Vector Control System Architecture Selection.43rdAIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit 8-11 July 2007, Cincinnauti, OH.

[11] 曾廣商，趙守軍，張曉莎. 我國(guó)載人運(yùn)載火箭伺服機(jī)構(gòu)技術(shù)發(fā)展分析[J]. 載人航天，2013,19(4):3-10.

[12] 郭宏，刑偉.機(jī)電作動(dòng)系統(tǒng)發(fā)展[J].航空學(xué)報(bào)，2007,28(3):620-627.

[13] 任曉軍，唐苗，張新華，謝勁松.新型一體化直接驅(qū)動(dòng)電動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀[J].戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈控制技術(shù)，2010，27(2)：31-39.

[14] 沙南生，李軍.功率電傳機(jī)載一體化電作動(dòng)系統(tǒng)的研究[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2004,30(9)：909-912.

[15] 汪軍林，解付強(qiáng)，劉玉潔.導(dǎo)彈電動(dòng)舵機(jī)的研究現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢(shì)[J].飛航導(dǎo)彈，2008(3)：42-46.

[16] Bahm C, Baumann E, Martin J, et al. The X-43A Hyper-X Mach 7 flight 2 guidance, navigation, and control overview and flight test results[J]. AIAA paper, 2005-3275.

[17] Lin Y, Baumann E, Bose D M, et al. Tests and techniques for characterizing and modeling X-43A electromechanical actuators[J]. NASA/TM 2008-214637.

[18] Glaessgen E H, Dawicke D S, Johnston W M, et al. X-43Arudder spindle fatigue life estimate and testing[J]. NASA/TM 2005-213525.

[19] Todeschi M. Airbus-EMAs for flight actuation systems-perspectives[C]//International conference on recent advances in aerospace actuation systems and components. 2010:1-8.

[20] The X-38 V-201 flap actuator mechanism[C]// Proceedings of the 37thAerospace Mechanisms Symposium. Johnson Space Center, May 19-21,2004.

[21] Schinstock D E, Scott D A. Controller design for EMA in TVC incorporating force feedback, NASA[R]. MSFC Technical Report, University of Alabam, Mechanical Engineering Department, 1998.

A Review of the Current Development of High-Power Aerospace EMA

GUO Hong-gen，WANG Zhi-guo

(Servo technology institute of China Aerospace science & Industry Corp，Nanjing 210006，China)

With the rapid development of the new material and technology, the Electromechanical Actuator(EMA) has been successfully applied in the design of fly-by-wire aircraft, advanced space vehicle and thrust vector control systems.This paper introduces researches and applications of the High-power EMA in the world.According to the study, the EMA technology has been applied widely in foreign countries, and began to contribute to thrust vector control of Aerospace in China.We can predict that the EMA will take the place of Hydraulic Servo Mechanism in the future.

Attitude control;Electric servo mechanism;Aerospace;The condition of the application

10.19306/j.cnki.2095-8110.2016.03.001

2016-02-15；

2016-04-02。

郭洪根(1970-)，男，研究員，主要從事伺服機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)的研究工作。

TM32

A

2095-8110(2016)03-0001-05