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(北京自動化控制設備研究所,北京 100074)

大功率高性能多余度宇航電傳伺服技術發(fā)展綜述

張新華,黃建

(北京自動化控制設備研究所,北京100074)

高性能電傳伺服系統(tǒng)廣泛應用于航空航天工業(yè)領域, 其性能的改善可以提高設備的生產能力和產品質量?；仡櫫硕嘤喽人欧到y(tǒng)國內外發(fā)展歷程與研究現(xiàn)狀,針對未來航空航天飛行器對伺服系統(tǒng)在容錯性、安全性、可靠性、空間體積、環(huán)境適應性、性能指標等方面提出的新要求,在分析傳統(tǒng)多余度伺服技術的優(yōu)缺點的基礎上,重點闡述了新一代電冗余容錯余度伺服技術的研究現(xiàn)狀及關鍵技術,最后對宇航功率電傳伺服共性關鍵技術進行了總結。

高性能;伺服技術;宇航;作動器

0 引言

高性能伺服系統(tǒng)廣泛應用于軍事工業(yè)領域, 它是機載、彈載及陸用等裝備自動控制系統(tǒng)中的重要組成部分,是實現(xiàn)武器系統(tǒng)位置、速度、力矩等參數控制的執(zhí)行機構,其性能和控制精度直接影響全系統(tǒng)的控制品質,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)技術涉及機械、自動控制、電氣、電子、流體、材料等多個學科,主要研究內容包括減速器、機構優(yōu)化設計、電機、信息(位置、電路、速度)測量、功率器件、伺服閥、流體控制、伺服回路設計與控制等。

未來高性能飛行器對伺服系統(tǒng)提出了高容錯性、高安全可靠性、高動態(tài)響應、高功重比、高剛度、高承載、耐高溫及長時間連續(xù)工作等嚴格要求,而傳統(tǒng)的液壓和電傳伺服系統(tǒng)在容錯性、安全可靠性、動態(tài)響應以及故障自診斷等方面已經不能適應發(fā)展需求[1-3]。針對飛行器伺服系統(tǒng)的高容錯性和高安全可靠性等設計要求,國內外主要從余度設計、容錯設計兩方面進行研究。

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,但存在能量利用效率低、液壓管路多、體積大、系統(tǒng)維護性差、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器(EHA)伺服系統(tǒng)和機電作動器(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,但由于仍采用液壓作為傳動環(huán)節(jié),因此多余度EHA伺服系統(tǒng)在功重比、頻響、操作維護性等方面仍存在不足,許多關鍵技術急需突破[6]。通過機械合成方法實現(xiàn)力矩輸出的多余度EMA伺服系統(tǒng),具有結構相對簡單、操作性和維護性好等優(yōu)點,但存在功重比不高、利用率低、體積大、力紛爭控制、電磁耦合性強等問題[7]。第三代主要以新一代的多相容錯電傳伺服系統(tǒng)為代表,該系統(tǒng)只有一套電樞繞組和伺服控制器,但具備強容錯能力,而且能夠同時滿足高安全可靠性、高功重比和高性能輸出等要求[8-9]。目前,多相容錯伺服系統(tǒng)在理論和工程上均有報道,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,在高性能多相容錯電機設計、伺服系統(tǒng)集成、系統(tǒng)故障診斷、容錯控制及綜合性能提升等方面仍需要進一步的研究[8]。

本文回顧了多余度伺服系統(tǒng)國內外發(fā)展趨勢及研究現(xiàn)狀,針對未來航天飛行器提出的新要求,詳細闡述了多相容錯伺服技術的應用及關鍵技術。

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、動態(tài)響應快、運動平穩(wěn)等優(yōu)點,使其在運載火箭、坦克、飛機等軍事領域中得到了廣泛應用[4-5]。為提高武器裝備的可靠性,一般將其設計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現(xiàn)力矩輸出,但這種液壓伺服系統(tǒng)存在需求空間大、質量大、液壓管路多、抗污染能力差、維護性差及漏油等問題。國外波音、空客、洛克希德·馬丁等公司生產的老一代的客機和戰(zhàn)斗機均采用這種方式,該技術比較成熟。國內以北京航空航天大學、浙江大學、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)的設計研究,取得了較多的成果,并將其應用到飛機、運載火箭、部分彈道導彈等武器裝備領域。文獻[4]針對液壓伺服控制系統(tǒng)效率較低的缺點,提出了新型的復合電液伺服控制應用體系,在確保液壓伺服控制系統(tǒng)快速響應的基礎上,力求實現(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[5]為了提高電液變轉速系統(tǒng)的響應速度,采用在傳統(tǒng)電液變轉速控制系統(tǒng)中加入能量調節(jié)裝置的方法,提出基于能量調節(jié)的電液變轉速液壓缸位置控制系統(tǒng),達到比較好的節(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、氣壓傳動機構,提高了飛行的可靠性、可維護性及地面保障能力等[3]。以飛機為例,據估計,采用電傳伺服系統(tǒng)后,大大節(jié)約了飛機的運行成本,可使一般客機的燃油消耗節(jié)省5%～9%,地面設備減少50%,可使軍用飛機的起飛總質量減少272～454kg,飛機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

2.1 多余度EHA伺服技術

20世紀90年代初,美國國防部提出了電力作動器設計計劃(EPAD),該計劃由美國空軍研究實驗室、美國海軍空中作戰(zhàn)中心和NASA的德萊頓飛行研究中心聯(lián)合推進,該計劃中在F-18 SRA上進行雙余度EHA作動器測試。如圖1所示,該作動器由Moog公司研制,輸出功率29kW,最大輸出推力136kN,頻響5Hz。基于EPAD項目取得的成果,為競標美軍聯(lián)合戰(zhàn)斗攻擊機(JSF)項目,美國洛克希德·馬丁公司提出了一個全電戰(zhàn)斗機方案,即使用功率電傳的EHA完全取代傳統(tǒng)的功率管傳作動系統(tǒng)。為了證明該方案的可行性,洛克希德·馬丁公司實施了J/IST項目,即以F16為載機進行功率電傳飛控系統(tǒng)的測試。Parker公司為該項目提供了試驗所需的所有EHA作動器,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作動器如圖2所示,該作動器輸出功率11kW,頻響3.8Hz。此外,F35戰(zhàn)斗機的平尾也采用了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上測試的EHA作動器Fig.1 EHA actuator tested on F-18 SRA

圖2 F16上測試的一體化EHA作動器Fig.2 Integrated EHA actuator tested on F16

目前,國內北京航空航天大學、浙江大學、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,并逐步進行多余度EHA設計,研制了工程樣機,在作動器設計和伺服控制算法方面取得了一定的成果[4-6]。相對于液壓伺服系統(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,而且與電動伺服系統(tǒng)相比,在功重比、空間體積、動態(tài)響應、操作性、維護性等方面還存在不足。

2.2 多余度EMA伺服技術

國內外在電機的余度控制系統(tǒng)中一般采用雙余度的熱備份控制方式。在雙余度電機驅動系統(tǒng)中,主要有下面兩種結構:串聯(lián)式結構和并聯(lián)式結構,如圖3所示。

(a)串聯(lián)式雙余度結構(a)Series double redundant structure

(b)并聯(lián)式雙余度結構(b)Parallel double redundant structure圖3 雙余度電機結構Fig.3 The structure of double redundant motor

在串聯(lián)式雙余度結構中,2個獨立的永磁電機同軸同殼安裝,如圖3(a)所示,它有2套獨立的繞組,2個分開的轉子及2套位置傳感器,但具有共同的電機軸。在該結構中,幾乎不存在2套繞組間的磁耦合現(xiàn)象,控制簡單;但其實際上是由2臺電機串聯(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%,同時一臺電機發(fā)生故障時,該電機即成為另一臺電機的負載,從而使得電機的機電時間常數變大,動態(tài)性能降低,加劇故障率。并且由于2臺電機是共軸結構,會造成力矩扭轉現(xiàn)象,使得軸承的壽命減短,因此,一般不采用串聯(lián)式的雙余度結構;并聯(lián)式雙冗余結構如圖3(b)所示,它由2套相差30°電角度的獨立繞組,2套位置傳感器和1個共用轉子組成。與串聯(lián)式雙余度結構相比,并聯(lián)式結構減小了系統(tǒng)的體積,但電機繞組嵌放困難,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、力紛爭控制、故障下降額使用等問題,這種結構從本質上沒有實現(xiàn)電/磁/熱/物理隔離。D.Howe等學者設計了多繞組永磁無刷余度電機系統(tǒng),并對運行特性、損耗、余度系統(tǒng)故障展開分析,取得了一定的成果。N.Bianchi 等學者對一種多機共軸的永磁無刷余度電機系統(tǒng)進行了深入的理論研究[10],對該余度構成方式下系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)特性進行了分析,并對余度電機本體的設計進行了改進,但多為仿真研究,實驗研究較少。N.Ertugrul 等學者對多機共軸余度傳動系統(tǒng)進行了研究[11],分析了余度系統(tǒng)的運行特性,包括運行時的損耗分析和系統(tǒng)的效率計算公式,但沒有實現(xiàn)工程化的應用。

另外,一些國內外高校和科研院所也嘗試采用雙電機并行工作,通過速度合成或者力合成機構輸出力矩,這種構型缺點與串聯(lián)式的雙余度結構類型相同,存在功重比低、力紛爭控制等問題。圖4所示為美國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伺服系統(tǒng)Fig.4 The high power thrust vector dual redundancy electric servo system

雙余度電動伺服系統(tǒng)系統(tǒng)均需要2套獨立的驅動系統(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)的結構形式,均存在力紛爭控制、功重比低、電/磁/熱/物理隔離難等問題。國內南京航空航天大學、北京航空航天大學、哈爾濱工業(yè)大學、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,但是并沒有投入實際工程應用。

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

3 新一代多相容錯伺服技術

3.1 多相永磁容錯電機技術

容錯電機的概念最早出現(xiàn)在航空航天領域,1993 年,E.Craig、B.C.Mecrow對獨立相H橋逆變器故障的診斷方法進行了研究,從而為永磁容錯電機方案的研究奠定了基礎[14]。1996年,B.C.Mecrow、A.G.Jack對永磁電機和開關磁阻電機的容錯能力進行了比較,研究表明永磁電機經過特殊設計可以在故障狀態(tài)下運行,即便出于容錯考慮進行了折中設計,永磁電機仍然比開關磁阻電機具有更高的轉矩密度,分析了永磁電機可能發(fā)生的故障類型,并提出了容錯電機的基本設計思想[15]。1998年,B.C.Mecrow 等設計完成了1臺16kW,轉速為13000 r/min的六相八極永磁容錯電機[16],其應用于航空燃油泵中；后來又研究了功率16kW,轉速為15000 r/min四相六極永磁容錯電機,其定子結構如圖5所示。

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

2002年,J.D.Ede等學者提出了模塊化永磁無刷電機的極槽配合分析方法,此后,D.Ishak對全齒繞線和隔齒繞線的永磁無刷電機的電磁性能做了比較,研究表明隔齒繞線的永磁無刷電機具有顯著的性能優(yōu)勢。2005年,D.Ishak等對槽極數相近且具有不等寬齒的永磁無刷電機進行了研究[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等對分數槽集中繞組永磁容錯電機進行了研究,設計了2臺分別采用單層和雙層繞組的20槽18極五相電機[18],如圖7所示。通過采用分數槽集中繞組方案,使得電機的自感很大,互感幾乎為零,從而把短路電流限制在一個可接受的范圍之內。2009年,N.Bianchi采用解析方法研究了頻率、諧波次數、材料的磁導率和電導率以及氣隙長度等不同參數對轉子損耗密度的影響,得出了轉子損耗和電機極槽配合之間的相互影響規(guī)律。G.J.Atkinson等針對采用四相六極隔離繞組的航空燃料泵電機,提出了通過調節(jié)齒距以及改變氣隙長度來降低定轉子損耗的方法[19]。

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

3.2 故障診斷與容錯控制技術

在容錯電機的故障診斷和容錯控制方面,由于永磁容錯電機的一大方向是多相化,因此對多相的永磁容錯電機的故障分析和容錯控制的研究需建立在多相電機的數學模型上。多相電機建模方法很多,典型的如D.C.White 提出的瞬時對稱分量法,該方法指出定子電壓、電流中的正序分量和負序分量與電機機電能量轉換相關,而零序分量不產生轉矩只產生損耗。瞬時對稱分量法在電機諧波分析以及電機不對稱運行的研究中應用較多。

J.A.Haylock 等針對繞組匝間短路的故障,提出將電機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被設計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用中的效果并不十分理想。J.Wang提出了以最小轉矩波動為目標的優(yōu)化轉矩控制[23],假設每一相繞組都滿足電磁和物理隔離,并且由獨立的H橋供電,容錯電機被設計成具有較大的電感系數,使得繞組發(fā)生端部短路時短路電流在額定值以下,同時也增強了電機的弱磁工作能力。由瞬時功率平衡原理,建立電磁轉矩與各相電流之間的關系,通過保持給定轉矩與電磁轉矩誤差為零,求解各相電流實際值,該技術僅對單相故障類型進行容錯控制。M.Ali等對多相永磁電機的驅動技術進行了研究,從電機結構對稱的角度推導了五相永磁同步電機缺相運行情況下的數學模型,提出了多相電機能夠容錯運行的條件以及定子繞組電流的優(yōu)化方法,并對電機缺相故障下的容錯控制策略進行了研究[24]。此外,L.Parsa同時提出了一種磁動勢補償的滯環(huán)電流控制策略,使得當電機發(fā)生繞組開路故障時,通過采取新的電流策略使電機氣隙的繞組磁動勢波形保持不變,從而達到容錯運行。江蘇大學的孫玉坤教授和吉敬華對模塊化永磁電機的設計進行了研究[25],制造了一臺四相6極8槽的永磁同步電機,為了得到正弦度較高的反電動勢波形,同時降低轉子鐵耗,對電機轉子進行優(yōu)化設計。針對永磁容錯電機的特殊性,胡育文等對永磁容錯電機的電感進行了分析[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式。同時,對采用離心式轉子磁鋼的六相十極永磁容錯電機及控制策略進行了研究,取得一定成果。Z.Sun等在最小轉矩波動控制的基礎上，又提出了在弱磁條件下根據轉矩誤差動態(tài)調節(jié)參數的最優(yōu)轉矩控制,改進后的方法在電機動態(tài)性能上得到了提升。

傳統(tǒng)的高性能電機控制策略,如矢量控制、直接轉矩控制,都是建立在三相或多相電機為對稱系統(tǒng)的前提條件下,而永磁容錯電機發(fā)生故障后,整個電機驅動系統(tǒng)從對稱系統(tǒng)變成缺相不對稱系統(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驅動系統(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)的電機容錯控制更是舉步維艱。目前國內外學者僅對永磁容錯電機控制系統(tǒng)的單相故障提出了相應的容錯控制方案,存在一定的弊端,且在實時性故障診斷和容錯控制方面研究較少,因此研究新穎的高實時性具備單相和多相故障容錯能力的強容錯控制策略至關重要。

4 電傳伺服共性關鍵技術

為滿足未來飛行器發(fā)展需求,對于航天大功率電動伺服系統(tǒng),需要重點突破一系列關鍵技術,主要包括長航時耐高溫高動態(tài)電傳伺服系統(tǒng)技術、一體化高剛度伺服機構技術、高功率密度快響應伺服電機技術、高壓大功率電力驅動技術、大慣量大負載擾動與高精度動態(tài)跟蹤控制技術、系統(tǒng)集成與構型技術等關鍵技術,突破以上關鍵技術才能真正形成高性能的電動伺服產品。

4.1 長航時耐高溫高動態(tài)電傳伺服系統(tǒng)技術

未來飛行器工作時間可能長達1h以上,在高馬赫工況下,由氣動產生的熱非常大,執(zhí)行機構高溫環(huán)境溫度150℃,局部高溫達到300℃以上,尤其是飛行器末段俯沖階段,具備動態(tài)高、擾動大的特性。大功率電傳伺服系統(tǒng)長時間工作熱積累溫升大,長時間工作舵面氣動熱傳導引起執(zhí)行機構軸端蓋溫度升高,在熱、力、振動、濕等綜合環(huán)境下,增加執(zhí)行機構的磨損,影響執(zhí)行結構可靠性,如何在大負載高溫情況下實現(xiàn)高動態(tài)響應電傳控制是一項最關鍵的技術。目前,大部分學者主要從隔熱材料、軸承、潤滑等方面進行分析。

4.2 一體化輕質化高剛度伺服機構技術

對高速飛行器舵機需面臨的負載大、環(huán)境溫度高、動態(tài)響應快等要求,執(zhí)行機構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,轉速超過200(°)/s,系統(tǒng)頻寬達20Hz以上。因此,急需開展高效率高剛度機械傳動技術、大彎矩舵軸支承結構技術、執(zhí)行機構小型化輕質化等研究,常規(guī)的滾珠絲杠已經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計技術研究、軸承短時過載技術研究等相關技術研究工作,最終形成一體化機電作動伺服機構。為實現(xiàn)執(zhí)行機構的輕質化設計,應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,促進機電部件綜合優(yōu)化設計能力的提升。執(zhí)行機構可以選擇鎂合金、鈦合金、鋼結構等相互組合,在滿足性能的情況下,減少系統(tǒng)質量,提高功重比。國內哈工大、北航、華科、西北機械廠等單位都在從事相關課題的研究工作。

4.3 高功率密度快響應伺服電機技術

伺服電機是電動伺服系統(tǒng)的關鍵核心部件,高功率密度伺服電機中電磁、溫度、應力之間的相互影響、相互制約,電機的設計及分析。伺服系統(tǒng)一體化小型化就應該首先減小電機體積質量,掌握伺服電機各種損耗計算分析方法,掌握高溫環(huán)境條件下高過載大功率無刷伺服電機的溫升計算方法及溫度場分布規(guī)律,掌握隨溫度升高永磁體失磁、電阻值、材料受熱膨脹等對電機性能的影響規(guī)律,并最終實現(xiàn)電機外殼與執(zhí)行機構的一體化設計,提高功重比。目前,航天科技18所、航天科工33所、航天林泉電機廠、哈工大、西工大、南航均在開展高功率密度伺服電機的研制工作。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設計技術。

4.4 抗負載擾動與高精度動態(tài)跟蹤控制技術

為保證在大負載慣量舵面或大慣量擺動噴管負載條件下,執(zhí)行機構控制器在大動壓強擾動狀態(tài)下飛行控制性能具有抗擾性強與跟蹤精度高的能力。如果系統(tǒng)控制算法不佳,會引起系統(tǒng)出現(xiàn)抖動現(xiàn)象,造成系統(tǒng)不穩(wěn)定,帶來嚴重的后果。如何保證系統(tǒng)穩(wěn)定的基礎上,提高系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)精度和動態(tài)性能是一項關鍵的技術。如今大型的飛行器舵面慣量達5kg·m2,而對于大功率大慣量擺動噴管推力矢量控制系統(tǒng),噴管負載慣量達40～60kg·m2,且系統(tǒng)額定推力達10000N·m以上,控制精度高,對系統(tǒng)的動態(tài)品質要求高。常規(guī)的PID控制算法已經不能滿足需求,自適應控制、滑模變結構控制、魯棒控制等現(xiàn)代控制理論算法已用于解決這類問題,國內一些學者已經在大慣量下大負載擾動與高精度動態(tài)跟蹤精度控制技術、執(zhí)行機構伺服控制系統(tǒng)建模等方面作了一些研究工作。

5 結束語

伺服系統(tǒng)技術涉及機械、自動控制、電氣、電子、流體、材料等多個學科,未來航空航天飛行器跨空域大、速域寬、動態(tài)響應高、非線性強、結構緊湊,因而對其電傳伺服技術提出小型化、輕質化、快響應、耐高溫、高可靠、多余度等嚴格要求。目前,國內外研究院所及高校等積極開展關鍵技術攻關工作,在一定程度上取得了比較好的成果,但是在部分關鍵部件和系統(tǒng)集成設計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

：國家自然科學青年基金(61603051)

：張新華(1972-)，男，河北廊坊，研究員，工學博士，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