楊 斌，閆麗媛，楊 磊，鄭再平，黃玉平

(北京精密機電控制設(shè)備研究所·北京·100076)

0 引 言

隨著電機、功率器件、數(shù)字控制等技術(shù)的大力發(fā)展，以電機為能量轉(zhuǎn)換及控制裝置的機電伺服系統(tǒng)，以更好的整體效率、高可靠性、易維護性及較低成本的特點取得了顯著發(fā)展，已成為運載火箭、導彈及飛機姿控系統(tǒng)的全新執(zhí)行方式，推動著各領(lǐng)域技術(shù)向多電化方向發(fā)展，在提升了智能化水平的同時實現(xiàn)了運載火箭、導彈及飛機的輕量化，隨之也推動了伺服動力電源技術(shù)的多樣性發(fā)展。一次電池技術(shù)、二次電池技術(shù)、發(fā)電技術(shù)等均實現(xiàn)了工程應(yīng)用，為不同類型的機電伺服系統(tǒng)提供了適合的初級能源。本文梳理了伺服動力電源的發(fā)展情況，詳細介紹了國外運載火箭、導彈及飛機領(lǐng)域中典型的伺服動力電源的應(yīng)用特點及技術(shù)發(fā)展方向，并就電源系統(tǒng)長時能量密度、短時功率密度、高可靠性及智能化等技術(shù)需求對未來伺服動力電源發(fā)展趨勢的影響進行了分析及展望。

1 箭上伺服動力電源技術(shù)

在運載火箭上，伺服機構(gòu)與火箭發(fā)動機噴管共同構(gòu)成了推力矢量控制系統(tǒng)。目前，主流伺服機構(gòu)主要為大功率閥控電液伺服機構(gòu)。隨著商業(yè)運載火箭對可靠性及成本要求的提升，機電伺服系統(tǒng)推力矢量控制系統(tǒng)得到了較為廣泛的應(yīng)用。

日本H-2A火箭由H-2衍生而來，其重大改進之一就包括了引入機電作動器，其基本型的固體助推、一級、二級及增強型的液體助推均使用了機電作動器來實現(xiàn)推力矢量控制。其中，在機電作動器動力電源方面采用了熱電池作為初級能源，固體助推SRB-A采用了270V的熱電池，單個作動器的電流不超過105A；主發(fā)動機和液體助推器LE-7A發(fā)動機姿控系統(tǒng)的電源設(shè)備由與SRB-A相同的熱電池提供。同時，考慮到作動器的電壓過高，且無法對熱電池進行充電，當電機扭矩和轉(zhuǎn)速方向相反時，產(chǎn)生的再生電能將通過消耗電阻進行耗散；二級LE-5B機電作動器的供電電壓為28V，電流不大于25A，電能來自于LE-5B發(fā)動機控制系統(tǒng)[1]。

織女星(VEGA)火箭四級發(fā)動機采用機電作動器實現(xiàn)推力矢量控制，并采用鋰離子電池作為伺服動力電源。火箭前三子級發(fā)動機(P80、Z23、Z9)的推力矢量控制要求電源具備短時大功率，因此其選用了SAFT公司的VL8P圓柱形鋰離子電池。該電池單體2秒脈沖比功率可達20(kW/kg)，由15節(jié)單體組成一個模組。一子級伺服動力電源由6個模組構(gòu)成，二子級伺服動力電源由3個模組構(gòu)成，三子級伺服動力電源由1個模組構(gòu)成?；鸺淖蛹?AVUM)發(fā)動機(RD-869)的飛行時間更長，對比能量要求更高，伺服動力電源選用了SAFT公司的MPS176065電池[2]。電池單體容量為5.8Ah，能量密度為120(Wh/kg)，該電源采用15節(jié)串聯(lián)、3節(jié)并聯(lián)的方式形成電池組[3]，織女星各級發(fā)動機所使用的伺服動力電源如圖1所示。同時，基于織女星的飛行經(jīng)驗及教訓，開展了對織女星-C(VEGA-C)火箭的研制，其近地軌道的負載能力較織女星增加了700kg。對于推力矢量控制系統(tǒng)而言，其主要變化點在于一子級發(fā)動機P120和二子級發(fā)動機Z40，而三子級和四子級推力矢量控制系統(tǒng)與織女星保持一致，前兩級伺服動力電源采用了ASB公司的熱電池模塊。其中，一子級發(fā)動機P120采用雙模塊組成熱電池組，二子級發(fā)動機Z40采用單模塊組成熱電池組。更換熱電池需主要考慮熱電池的惰性特點，在存儲及運輸期間需要免維護。熱電池模塊的激活裝置配備了兩個點火頭，可確保激活成功[4]?？椗呛涂椗?C的推力矢量控制系統(tǒng)如圖2、圖3所示。表1為典型箭用機電伺服產(chǎn)品伺服動力電源的參數(shù)。

(a)P80、Z23、Z9使用的電池模組

圖2 織女星P80推力矢量控制系統(tǒng)Fig.2 Vega P80 thrust vector control system

圖3 織女星-C P120推力矢量控制系統(tǒng)Fig.3 Vega-C P120 thrust vector control system

表1 典型箭用機電伺服產(chǎn)品伺服動力電源參數(shù)Tab.1 Typical parameters of electromechanical servo products for rockets

基于以上應(yīng)用情況可知，在箭用伺服動力電源方面，化學電池是其最重要的選擇，且由熱電池、鋰離子電池并存的情況向熱電池傾斜，這其中的主要考慮因素依舊是熱電池的高可靠性、短時高功率密度特性以及長期免維護性，以進一步簡化維護流程、提升有效載荷的重量，以更好地適應(yīng)商業(yè)化應(yīng)用。隨著大功率機電伺服系統(tǒng)在箭上的應(yīng)用及火箭的多電化發(fā)展，單一貯備化學電池比能量較低的劣勢將進一步顯現(xiàn)，發(fā)展箭上化學燃料能源發(fā)電技術(shù)是箭上伺服動力電源的重要發(fā)展方向。

2 彈上伺服動力電源技術(shù)

2.1 彈上電池技術(shù)

彈上伺服動力電源的應(yīng)用主要集中于機電伺服系統(tǒng)。伺服電動機誕生后，機電伺服系統(tǒng)即被廣泛應(yīng)用于蘇聯(lián)R-77蝰蛇(Adeer)中距空空導彈、美國AIM120中距空空導彈、美國戰(zhàn)斧(Tomahawk)巡航導彈、美國響尾蛇(Sidewinder)AIM-9X近距空空導彈、法國魔術(shù)(Magic)R550空空導彈、美國毒刺(Stinger)FIM-92A近程防空導彈、以色列蝰蛇(Viper)反坦克導彈、南非短刀(Kukri)空空導彈、法國飛魚(Exocet)反艦導彈、瑞典RBS-70便攜式近程防空導彈等[5]。

俄羅斯R-77空空導彈采用4片矩形格柵式尾翼舵面，舵機艙位于導彈尾部，機電伺服系統(tǒng)由熱電池進行供電[6]；美國AIM120中距空空導彈的結(jié)構(gòu)如圖4所示。姿控系統(tǒng)由四個獨立的置于尾部的機電伺服系統(tǒng)組成，機電伺服系統(tǒng)主要由無刷直流伺服電機和以滾珠絲杠為主要部件的傳動裝置兩部分組成，由三個鋰-鋁熱電池組供電[7]；法國魔術(shù)R550空空導彈采用了三個機電伺服系統(tǒng)，分別控制偏航、俯仰和翻滾，電源為SOGEA提供的自激活鋅銀電池；美國近距空空導彈響尾蛇AIM-9X采用了機電伺服系統(tǒng)，動力電源為自動激活鋅-銀電池，其激活時間短，可在1s內(nèi)輸出額定電流和電壓。美國毒刺FIM-92A采用機電伺服系統(tǒng)控制彈體偏轉(zhuǎn)，電源采用了Ca/CaCrO4體系熱電池，比能量為12Wh/kg，是上世紀70年代最好的熱電池；法國飛魚導彈MM40采用機電作動器控制彈上的渦噴發(fā)動機。MM-40 Block1和Block2導彈采用了兩個ASB公司提供的熱電池，一個熱電池為輔助設(shè)備和機電作動器供電，另一個為導引頭供電[8]。瑞典的RBS-70采用四個機電伺服系統(tǒng)驅(qū)動舵面，以控制導彈的俯仰和偏航，伺服動力電源為鎳-鎘電池。該電池的容量為1.8Ah，電壓為12V。

圖4 AIM-120導彈的結(jié)構(gòu)示意圖Fig.4 Schematic diagram of the AIM-120 missile structure

X-33、X-37、X-38、X-43、X-45、X-51A等高超聲速飛行器的執(zhí)行機構(gòu)普遍采用了小型、輕質(zhì)、響應(yīng)速度快的機電伺服系統(tǒng)[9]。其中，X-51A使用鋰離子電池作為彈上電源，分別為航電設(shè)備、飛行測試儀、尾翼控制裝置及燃料泵提供28V、150V及270V的直流電源。該動力型離子電池由Quallion公司提供，電池單體容量為3.3Ah，開路電壓為3.7V，大電流放電能力強，在超過10C的放電倍率下可運行50個循環(huán)，并能保持較高的安全性，質(zhì)量比能量為120Wh/kg，體積比能量為252Wh/L[10]。X-51A所應(yīng)用的電源除動力型鋰離子電池外，還包括了一塊用于飛行終止系統(tǒng)[11]的熱電池。其彈上結(jié)構(gòu)布局如圖5所示，電池組位于彈體的前部。

圖5 X-51A彈上結(jié)構(gòu)布局Fig.5 X-51A structure layout

2.2 彈上發(fā)電技術(shù)

當以電池作為絕大部分彈上電源時，在某些導彈產(chǎn)品上還形成了以發(fā)電機作為能量轉(zhuǎn)換裝置的電源系統(tǒng)，為彈上電氣負載進行供電。在飛魚(Exocet)MM40 Block 3中，選用TRI40渦噴發(fā)動機作為主發(fā)動機，其結(jié)構(gòu)如圖6所示。渦噴發(fā)動機內(nèi)置的發(fā)電機可同時為燃油噴射系統(tǒng)、伺服機構(gòu)、輔助設(shè)備和導引頭提供電力，發(fā)電機的電壓等級為270V，發(fā)電功率為4kW[12]。阿斯派德(Aspide)導彈配備了電氣與液壓能源組合，該能源組合由意大利微技術(shù)公司設(shè)計。該能源系統(tǒng)由燃氣發(fā)生器帶動渦輪，以8r/min的轉(zhuǎn)速旋轉(zhuǎn)，渦輪的輸出軸由減速齒輪箱帶動交流發(fā)電機和滑動活塞泵，比功率為1kW/kg，電機功率約為5kW，舵機為液壓形式，電源為彈上電氣負載供電；鯊蛇(Snake)的導彈電源是由主發(fā)動機帶動的60kW的三相交流發(fā)電機，其輸出電壓為115±1.7V和200±3V，頻率為400Hz。其在經(jīng)整流器處理后，變?yōu)?0V/200A直流電，供電氣負載使用[13]。

圖6 TRI40發(fā)動機內(nèi)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.6 Schematic diagram of the internal structure of the TRI40 engine

通過以上分析可知，彈用伺服動力電源以化學電池為主，化學電池的體系多樣。發(fā)電方案則依托于發(fā)動機類別，并形成了較大容量的電源以實現(xiàn)向全彈供電，機電伺服系統(tǒng)僅是其主要電能用戶之一。基于各類導彈的貯存需求，其伺服動力電源均需具備優(yōu)良的貯存特性，而由貯備特性帶來的突出問題是彈上伺服動力電源的不可檢不可測，這對發(fā)射的可靠性將產(chǎn)生影響。采用可檢、可測的二次電池則存在著電池自放電問題，必須對電池進行定時維護以確保電池電量在許用范圍之內(nèi)。因此，兼顧二者要求而形成的新型伺服動力電源是未來的重要發(fā)展方向。

3 飛機伺服動力電源技術(shù)

在21世紀，三種飛機的相繼投入使用引起了業(yè)界的廣泛關(guān)注。這三種飛機分別為空客公司的大型客機A380、波音公司的客機B787，以及由美國洛克希德·馬丁公司研制的第四代戰(zhàn)斗機F-35。這三種飛機均被稱為多電飛機。其先進的電源系統(tǒng)配合多種類、多余度的伺服機構(gòu)，大幅提升了飛機的可靠性和智能化水平，并有效降低了伺服機構(gòu)的重量。

A380為四發(fā)動機飛機，裝配了4臺羅羅公司的Trent900渦輪風扇發(fā)動機或發(fā)動機聯(lián)盟公司的GP7200發(fā)動機。A380飛機的每臺發(fā)動機裝配了1臺寬頻交流發(fā)電機，發(fā)電機的額定容量為150kW，頻率為360～800Hz，電壓為115/200V，同時配備了2臺額定容量為120kW、電壓為115/200V、頻率為400Hz的輔助動力裝置發(fā)電機，一臺額定容量為70kW、電壓為115/200V、頻率為400Hz的沖壓空氣渦輪發(fā)電機，以及4臺電壓為24V、電流為50Ah的蓄電池[14]。A380飛機的作動系統(tǒng)除傳統(tǒng)的液壓作動器外，還包括了8臺機電靜壓作動器(Electro Hydrostatic Actuator，EHA)、8臺電備份液壓作動器(Electro Backup Hydrostatic Actuator，EBHA)，以及3臺機電作動器(Electro Mechanical Actuator，EMA)[15]，從而可通過電能供應(yīng)實現(xiàn)舵面作動，而這是多電飛機的顯著特征。機電靜壓作動器、電備份液壓作動器以及機電作動器的電源均由4臺發(fā)動機上的附件機匣的變頻交流發(fā)電機供電。交流電先經(jīng)自耦式變壓整流器整流為270V直流電，再向EHA、EBHA及EMA的交流伺服電動機供電。機電伺服系統(tǒng)的電源系統(tǒng)包含兩條電能路徑[16]。B787與A380的供電系統(tǒng)類似，由多臺發(fā)電機組成飛機電源系統(tǒng)，飛控作動系統(tǒng)在部分舵面上采用了機電作動器(EMA)，采用一套獨立的電源系統(tǒng)為其供電[17]。

F-35為單發(fā)動機飛機，發(fā)動機為惠普公司的JFS119-611加力渦扇發(fā)動機。飛機的主電源為高轉(zhuǎn)速的內(nèi)置式12/8開關(guān)磁阻起動/發(fā)電機。發(fā)電機的額定功率為250kW，發(fā)電電壓為270V，轉(zhuǎn)速范圍為13465-22224r/min，電機本體重為46.6kg。電機內(nèi)有兩套獨立的三相繞組，其分別與兩個三相功率變換器、兩臺輸出濾波器和兩臺控制器相連，這構(gòu)成了結(jié)構(gòu)如圖7所示的雙通道高可靠主電源。兩個發(fā)電通道相互獨立，負載可大可小，甚至可實現(xiàn)一個通道空載、另一個通道過載[18]。F-35的主飛控舵面控制全部采用機電靜壓作動器[19]。其中，方向舵和副翼為單一配置，水平尾翼和襟副翼為雙串聯(lián)形式。

圖7 250kW開關(guān)磁阻起動/發(fā)電系統(tǒng)電氣框圖Fig.7 Electrical block diagram of 250kW switched reluctance starting/generation system

多電飛機具備容錯電力系統(tǒng)，電能來源包括主電源、輔助電源、應(yīng)急電源、電池等，并形成了多個供電體系，且飛機的電網(wǎng)容量遠大于機電伺服系統(tǒng)的用電容量。機電伺服系統(tǒng)對飛機電源的外部特性影響較小，但采用多發(fā)電機并網(wǎng)供電的能源產(chǎn)生方式及采用制動能量反饋電網(wǎng)的能源利用方式而形成可靠性高、智能化的飛機電源，為彈、箭伺服動力電源的發(fā)展提供了新的思路。

4 伺服動力電源比較

基于以上分析，機電伺服系統(tǒng)的常用電源包括熱電池、鋅銀電池、鋰離子電池以及渦輪發(fā)電機。熱電池具有比功率高、大電流放電能力強、電壓建立時間短、適應(yīng)環(huán)境能力強、貯存期間免維護等優(yōu)點，已成為了武器裝備的首選電源。但是，其比能量相對較低。另外，由于激活后其電解質(zhì)工作于高溫熔融狀態(tài)，因此工作時間相對較短。鋅銀電池的質(zhì)量比能量和體積比能量相對較高、荷電保持能力強、安全性好，但其比功率較低，價格較為昂貴。鋰離子電池具有比功率高、比容量高、無記憶效應(yīng)等優(yōu)異的綜合特征，被稱為第三代航天電池，其在衛(wèi)星方面已得到了廣泛應(yīng)用。但是，鋰離子電池屬于二次電池，一般需要在三個月至半年內(nèi)維護一次。其高倍率放電的安全性問題還沒有得到徹底解決，而目前這些技術(shù)問題仍是限制動力型鋰離子電池在導彈武器系統(tǒng)中獲得應(yīng)用的主要因素。渦輪發(fā)電系統(tǒng)根據(jù)工質(zhì)不同，包括了燃氣渦輪、氫氣渦輪等，并可配置為具備起動功能的起動發(fā)電一體化電源系統(tǒng)。該發(fā)電系統(tǒng)具有較高的比能量和比功率，工作時間長，可拓展功率大。其在形成高速發(fā)電系統(tǒng)后，比能量可獲得大幅提升，能夠為后續(xù)的大功率EMA、EHA、電動泵等電力負載在各類航天器上的廣泛應(yīng)用提供大容量的電能供應(yīng)。文獻提出，結(jié)合氫氣渦輪發(fā)電的機電靜壓伺服機構(gòu)與國內(nèi)外現(xiàn)有技術(shù)相比，是較大的創(chuàng)新。我國已掌握了20kW級的氫氣渦輪技術(shù)，具備開展超高速渦輪發(fā)電技術(shù)研究的能力[20]。幾種常見的伺服動力電源性能如表2所示。

表2 幾種常見的伺服動力電源性能Tab.2 Performance comparison of several common servo power supplies

5 伺服動力電源的發(fā)展趨勢

機電伺服系統(tǒng)的功率級別大、對可靠性的要求高、用電特性復雜，對伺服動力電源提出了高可靠、輕質(zhì)化、智能管理等全新要求。本文基于國內(nèi)外伺服動力電源的應(yīng)用現(xiàn)狀及技術(shù)發(fā)展方向，提出了伺服動力電源的主要發(fā)展趨勢。

(1)高壓電源技術(shù)

為適應(yīng)機電伺服系統(tǒng)功率等級的大幅提升，普遍采用提高供電電壓等級的方法，以減小電機、功率器件及供電線纜的質(zhì)量，提升單位面積線纜的供電功率、減少歐姆耗散，進而形成了以270VDC為主的高壓直流供電體系，并將其運用在飛機、火箭的伺服動力電源上，其功率可達幾十至上百千瓦。但在低氣壓條件下，空氣的介電常數(shù)顯著下降，電暈的起始電壓和擊穿電壓降低，從而使電暈放電或電弧表面放電的危險性增加。一旦形成放電通路，將使電源系統(tǒng)發(fā)生嚴重故障或失效，因此需突破低氣壓環(huán)境下的高壓電力傳輸、變換、管理等技術(shù)，以實現(xiàn)高壓供電條件下的絕緣安全。

(2)高比功率電源技術(shù)

機電伺服系統(tǒng)具備高動態(tài)、快響應(yīng)的工作特點，同時其對質(zhì)量和體積參數(shù)極為敏感，進而要求伺服動力電源具備高比功率和高比能量特性。馬歇爾飛行中心曾開展了化學電池與電容的并聯(lián)試驗，在270VDC伺服動力電源中，通過將鋅銀電池與由100個4.7F、2.3V的電容器單體串聯(lián)而成的電容器組并聯(lián)，使峰值負載條件下的電源負載調(diào)整率由37%下降到了9%[21]。國內(nèi)也開展了對類似超級電容器、電容炭摻混等技術(shù)的研究。在后續(xù)伺服動力電源的研發(fā)過程中，應(yīng)充分結(jié)合電池的高比能量和電容的高比功率特性，形成“雙高”伺服動力電源。

(3)長貯免激活化學電池技術(shù)

激活式貯備電池具有優(yōu)良的貯存特性，但其存在著激活前電池電壓的不可檢測問題。該問題對發(fā)射可靠性存在一定的不利影響，因此有必要推進對如長貯型非激活鋰氟化碳等體系電池的研究。該類型化學電池的濕擱置周期可達五年及以上，年自放電率不足1%[22]。利用激活式貯備電池的高比能量特性，并結(jié)合具備峰值補償、制動能量吸收、過壓泄放、智能管理等功能的電源管理器，能夠在滿足長時小功率、瞬時高功率、制動負功率[23]的伺服用電特性的基礎(chǔ)上，進一步減小電池的質(zhì)量，并提升導彈的智能化水平，實現(xiàn)電源狀態(tài)的實時檢測，有效提升發(fā)射可靠性，降低故障率。因此，長貯型非激活化學電池是未來伺服動力電源發(fā)展的重要方向之一。

(4)發(fā)電技術(shù)

大功率EMA、EHA的應(yīng)用以及長航時飛行需求的提出，對伺服動力電源的比能量提出了更高要求。傳統(tǒng)化學電池的供電能量來源于正負極材料間的氧化還原反應(yīng)所放出的化學能。受電池體系及電池本體正負極材料質(zhì)量的限制，傳統(tǒng)化學電池的比能量一般不高于300Wh/kg[24]，而功率型電池的比能量參數(shù)還可進一步降低。為適應(yīng)對長航時、大功率伺服動力電源的需求，可將渦輪與電機組成的發(fā)電系統(tǒng)作為伺服動力電源。發(fā)電系統(tǒng)可將飛行器燃料的化學能向電能轉(zhuǎn)化，由于伺服系統(tǒng)的需求功率相比發(fā)動機的需求功率存在巨大的體量差異，發(fā)動機系統(tǒng)對汲取能量不敏感，電源比能量水平較高，但其系統(tǒng)結(jié)構(gòu)相對于電池更為復雜，比較適合長時、大功率的電源系統(tǒng)。隨著高速渦輪、高速電機、可控整流技術(shù)的日趨成熟，高速渦輪發(fā)電、起動發(fā)電一體電源系統(tǒng)將成為伺服動力電源的一種新的實現(xiàn)方式。

(5)一體化/智能化/高可靠電源技術(shù)

航空、航天領(lǐng)域?qū)煽啃缘囊髽O為苛刻。機電伺服系統(tǒng)作為姿態(tài)控制的核心裝置，其能源可靠性基本要在0.9995以上。隨著彈、箭、飛機的電氣化、智能化發(fā)展，電能用戶的種類和數(shù)量逐步增多，如電子設(shè)備、機電伺服系統(tǒng)、火工品、電動閥、電動泵等。用電設(shè)備的電壓等級、功率等級、工作時間等均存在較大差異，需單獨配置供電電源。一體化電源以大容量電池或發(fā)電系統(tǒng)提供彈、箭所需的全部電能，不再對每個負載單獨配置電池，而通過高壓配電或無線傳能方式進行供電，利用電源變換裝置完成電能的二次分配，可優(yōu)化飛行器的供配電體系，為不同電能用戶提供電能供應(yīng)，并在此基礎(chǔ)上實現(xiàn)故障檢測、隔離、系統(tǒng)重構(gòu)及余度管理等功能，在提升電源可靠性的同時，可降低電源系統(tǒng)的重量。

6 結(jié) 論

本文通過對運載火箭、導彈及飛機伺服動力電源的應(yīng)用分析，明確了在高可靠、輕質(zhì)化、低成本需求下，大功率機電伺服系統(tǒng)的廣泛應(yīng)用將會推動伺服動力電源向高壓、高比功率、高比能量、智能化方向發(fā)展。通過對伺服動力電源的需求特性進行分析，以及對各類伺服動力電源的技術(shù)特點進行比對，提出了高壓、高比功率、高比能量的新型電池及發(fā)電技術(shù)，進而明確了一體化/智能化/高可靠的伺服動力電源將成為未來先進伺服動力電源乃至整個彈、箭電源系統(tǒng)的重要發(fā)展方向。