机载一体化电动作动器.docx
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机载一体化电动作动器
机载一体化电动作动器的新发展及其关键技术
付永领李军罗昀徐步力
（北京航空航天大学自动化科学与电气工程学院机械电子工程系北京100083）
摘要本文首先分析了飞机液压作动系统的缺点，归纳了采用一体化电动作动器的优点．论述了发展功率电传作动器的必要性．接着概述了近来国内外机载一体化电动作动器的发展状况，最后指出了发展机载一体化电动作动器的关键技术和需要解决的问题．
关键词机载作动系统功率电传电动静液作动器机电作动器电力作动系统
1为何要发展功率电传作动器
1.1传统机载液压作动系统的缺点
现代飞机上的作动系统有四种，即液压、电力、气压和机械作动系统。
目前，机载液压作动系统应用最广，尤其是在飞行控制领域，几乎完全采用液压作为动力，并由飞控系统计算机进行电传综合控制，以操纵飞机的控制舵面，如升降舵、方向舵、襟副翼和平尾等，实现飞行姿态和轨迹的控制，机载作动系统的性能优劣直接影响到飞机的整体性能，如机动性、安全可靠性及战伤生存率等。
为了满足未来飞机向高机动性、超高速及大功率方向发展，飞机液压系统正朝着高压化、大功率、变压力、智能化、集成化、多余度方向发展。
但是，采用液压作动系统，由于飞机全身布满液压管路，增加了飞控系统的总重量，使飞机的受攻击面积增大，导致飞机战伤生存率不高；其次高压化和大功率则使传统飞机液压系统的效率问题日益突出，进而引发了诸如散热、使飞机燃油总效率降低等问题。
目前，机载液压作动系统已成为飞控系统的薄弱环节：
1）机载液压作动系统的重量比明显偏大，在电传操纵飞控系统中
占60％；
2）在费用比上明显过大，机载液压作动系统的费用在电传操纵飞控系统中占42％；
3）机载液压作动系统的可靠性已成为飞控系统中的薄弱环节，致使不得不采用多余度作动系统，但是这又带来了重量、体积增加等新的问题。
1．2功率电传作动器的优点随着新材料、电机技术、控制学和先进制造技术等的发展，未来飞机上将可能完全取消液压作动系统，而新型的功率电传作动器，如电动静液作动器（EHA，Electro-HydrostaticActuator）和机电作动器
（EMA，Electro-MechanicalActuator）等，将成为飞控系统的新型舵
面执行机构。
采用功率电传（PBW，PowerByWire）作动器的电力作动系统，由飞机第二能源系统至作动系统各执行机构之间的功率传输，通过电导线以电能量传输的方式完成的，而现行机载液压作动系统则通过遍布机身的液压管路里的油液来传递功率。
如图1为飞控系统的两种形式，其中图1a为集中供油液压作动系统，图lb为功率电传飞控系统，该系统取消了遍布机身的液压管路．
20世纪60年代末和70年代初，美国空军的飞机发生了几起事故，从而揭开了电力作动系统的研究序幕．美空军提出了电动作动验证计划（EPAD，ElectricallyPoweredActuationDesignValidationProgram），并
已完成EHAEMA在F/A-18SRA飞机上的飞行试验，并取得了成功.
据EPAD工程师估计，当飞机的所有飞行控制舵面均采用一体化
电动作动器后，对于客机，将使飞机燃油节省5〜9%,同时减少30〜50%的地面设备：
对于战斗机，起飞重量可减少600〜1000磅，并使易受轻武器攻击的机身面积减少14%。
a）集中供油液压作动系统b）功率电传飞控系统
图1飞控系统的两种形式
研究表明,飞行控制舵面均采用一体化电动作动器后,由于没有了遍布机身的液压管路,加上一体化作动器易形成容错能力,使飞机具有一系列优点:
1）更好的可靠性、2）更高的生存力、3）维修性更好、
4）效率更高、5）飞机性能提高,同时由于燃油减少且飞机出勤率大为提高,可大量节省费用。
正是这些优点,发展功率电传作动器就成了必然。
2国内外机载一体化电动作动器研制情况
2．1国外研究状况”“
二十世纪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）公司又发展成了一种集成驱动组件。
1988年12月Bendix公司展出了F/A-18灵巧式副翼舵机原型（如
图2所示）,并在NASA德莱顿基地进行了地面飞行模拟实验，这种舵
机的电子装置作为舵机的组成部分，与机械、液压部件组成一个装置，故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ParkerBerta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（如图3）进行飞行试验。
卢卡斯开始研制作为备份系统与传统的液压系统结合成双余度的EBHA（ElectricalBack-upHydrostaticActuator），
并成功完成了50小时的飞行试验。
1994年，F/A—18副翼上分别进行电动静液作动器和机电作动器的飞行试验。
德莱顿正开发一种防卡死复合作动器（JRCA，JamResbtantCompositeActuator），用于取代F-18副翼上传统的作动系统。
其研究的意义在于提高了战后的生存力，减轻了作动系统的重量，同时由于采用与F一18副翼标准作动器一致的接口，使这种改进更加容易实施。
该作动器已于1995年首飞，并累积无故障飞行了25小时。
图2F/A-18灵巧式副翼舵机图3IRAcal飞行模拟器上安装的EBHA
1996年，Moog公司开始为电力作动控制系统
（ElectricActuationandControlSystem,EACS计划研制电动静液作动器，其制造的EHA已经完成F/A-18SRA飞机上的飞行试验。
图
4所示为在F/A-18SRA飞机上完成飞行试验的EMAEHA乍动器。
图4用于F/A-18SRA飞机上飞行试验的EMAEHA乍动器
1998年,C-141副翼上电动静液作动器完成近1000h的飞行试验。
洛克希德．马丁公司改装了一架F-16战斗机，把主飞行控制系统原有的液压作动器拆除，换上5个电动静液作动器，改装后的F-16飞机在1998年8月进行4个月的地面试验，在1999年进行了6个月60次飞行验证试验。
英国航空部也对F-15平尾上的两个电动静液作动器进行了试飞试验。
同时，无线通信技术也即将应用到这一领域，如NASA正在开发
一种应用无线技术的无线飞行控制系统，飞控计算机和被控舵面间射频无线传输实现高容错性和可靠性。
如图5所示，该系统取消了线路、接头和管路，减轻了作动系统的重量，可大大降低维修费用。
估计，该系统现在已经完成在铁鸟实验样机FY97的地面实验。
图5无线飞控系统
2．2国外已取得的成果
功率电传作动器在国外正处于飞行试验、验证阶段，已取得成功的电力作动器主要有两种形式，即电动静液作动器（EHA）和机电作动器（EMA）。
EHA作动系统包括飞控计算机、接线盒、飞机400Hz电源（逆变器）、功率监控电路及EHA作动器本体，如图6a所示，而EHA乍动器本体由电动机、液压泵、液压油箱、检测阀、油滤、释放阀、管道和液压作动器组成。
EMA乍动系统通常包括飞控计算机、接线盒、飞机400Hz电源、功率控制监控电路及EMA乍动器本体，如图6b所示。
EMA作动器本体则由直流无刷电动机、滚珠丝杠和微处理控制器以及位置、速度、电压和电流监控装置等组成。
a）EHA作动系统b）EMA作动系统
图6EHA作动系统和EMA乍动系统
国外首先发展的是EHA其技术风险小、维修性好、战斗受损后的生存力强、不需要液压管道，且重量有所降低。
这种作动器已完成在C-141、C-130军用运输机的飞行试验，并于1997年开始在F/A-18SRA飞机上完成了23.5小时的飞行试验。
用于替代F/A-18SRA左副翼液压作动筒的EHA主要性能指标如表1。
表1EHA的主翼技术指标
参数项目
参数指标
作动筒伸出力
S9.122KN
・活塞杆行程
±57*15mm
负载
28.134KN
负载速度
152.40mm/sec
空载速度
195.58mm/sec
动态刚度
49353KN/mm
响应频率
7Hz（±5%负载）
应该指出，EMA乍动器最近也在大力发展之中.并取得了可喜的成果。
但是，到目前为止的研究结论是：
功率在3KW以上时，EMA乍动器的性能不如EHA乍动器。
未来飞机使用EHA还是EMA一般认为将与飞机的总体设计及其
要求密切相关，未来飞机的功能系统设计将与飞机的总体设计同步进行，这样就可以充分发挥EHAEMA各自的优势；另外，一些新型作动原理，如该目前多数采用作动筒的直线驱动方式，将来可采用电机
或液压马达旋转驱动，这样可减少系统重量并提高效率。
到目前为止，已进行的飞行试验都取得了成果，已达到或者将达到如下目的：
1）已证实功率电传作动器可以作为操纵战斗机关键飞行舵面的主要作动手段，并为多电飞机规划一个根本的电力作动计划；
2）验证了功率电传作动器在高性能的多电飞机上操纵舵面的有效性，确保机电作动器和电动静液作动器不会成为限制多电飞机发展
的因素；
3）通过1000h的飞行试验证实.功率电传作动器比目前装机使用的液压作动器可靠性高、维修性更好、更易于保障和寿命周期费用低：
4）将证实功率电传作动器可用于正在研制的联合攻击战斗机（JSF）。
2．3国内研究状况
20世纪80年代以来，北京航空航天大学先后进行了EHA原理样机和用于EMA乍动器高效电机的研究研制，取得了一些成果，其中机载功率电传EHA原理样机被证实是一种有效、可行的技术：
10KW高效无刷直流电动机也完成了样机的试制工作，为EMA乍动器的发展奠定了基础.南京航空航天大学进行了EMA乍动器的研究应用，已开发了小型EMA它机作动器，并应用于直升机旋翼操纵，该系统采用滚珠螺旋副和基于智能功率电路的PWM伺服放大器，具有较好的精度、频宽、线性度、效率和线位移输出。
西北工业大学也正在大力发展稀土永磁直流无刷电动机。
航天一院已经开发出用于火箭发动机喷管控制的一体化液压作动器，但由于其内部采用了伺服阀，其原理和结构并不能完全适合航空应用。
此外，北京理工大学、609所、618所等也在开展这方面的研究工作，但基本都处于原理论证阶段。
总之，国外新型机载一体化作动器方面目前处于研制试飞阶段，国内的研究尚处于起步阶段，国内急需跟踪国外该领域的发展并致力于其关键技术的研究和突破。
3一体化电动作动器的关键技术与需要研究的问题
机载一体化电动作动器的关键技术，包括功率电传作动器以及组成电动作动系统所必须突破的一系列核心技术，主要可概括为高性能永磁材料、高效无刷直流电机及驱动技术，飞控系统相关的余度控制、监控技术、差动和同步控制技术，电机泵及液压缸集成设计制造技术等，另外电机与液压泵的复合调节控制还涉及到稳定性的理论证明。
首先明确一下研究目标：
对飞行控制舵面，每个作动器的最大功率为35〜50KV，民用飞机舵面的典型功率为3KW为减小体积和重量，电机转速应高达10000rpm以上，其输出力矩应满足1000rpm时为50Nm若采用EHA液压泵的转速应达到lOOOOrpm,其排量为I〜10ml/r:
电源为270VDC400Hz。
就动态指标而言，一体化作动器应满足负载为5%〜0.5%时，响应频率为5Hz〜30Hz,另外空载速度、负载速度等指标必须满足当前液压系统作动筒能达到的指标。
对于尺寸和重量，1985年美国爱理德•西格诺公司为飞行控制系统研制的外场可更换的电动静液作动器可供参考，其输出力为42KN,体积为
245.8cm3，重量为17.2kg。
3．1材料元件与设计制造技术
要发展大功率、高集成、安全可靠的一体化电动作动器,需要研究和解决高性能永磁材料、大功率半导体器件、微处理器、无刷直流电动机设计制造技术,以及高速高效双向液压泵、液压缸集成设计制造技术。
1）高性能廉价永磁材料。
几十年来,电力作动系统一直没有成为飞控系统舵面的主要执行机构,其主要的原因之一就是缺乏高性能的
永磁材料。
新型永磁材料能进一步减轻作动器的重量、提高性能，还能改善由于闪电、电磁脉冲等强磁场引起的失磁作用。
目前．国外一般采用第三代稀土永磁材料制造电力作动系统中的电动机，国内也在大力发展采用钕铁硼永磁材料的电动机，其中西北有色金属研究院研究成功的MQ钕铁硼稀土永磁材料，剩磁达到0.75T,矫顽力达到
1050kA/m最大磁能积达到90KJ/m6的先进水平。
2）高温、高效、集成的大功率半导体器件。
国外大功率的金属氧
化物半导体控制的可控硅（MCT）的电流密度可达600A/cm2,大功率绝缘栅双极晶体管IGBT也正积极地得到发展，其发展的方向是损耗更低，开关速度更快、电压更高，容量更大（3.3KV、1200A）。
目前，第四代IGBT也已问世，其特点是开关器件发热减少；高载波控制，使输出电流波形有明显改善；开关频率提高,使之超过人耳的感受范围,即实现了电机运行的静音化；驱动功率减少,体积趋于更小。
采用这些新型大功率器件后,能更可靠、更有效地实现功率变换和精确控制、满足外场可更换的要求并显著地改善维修性,同时使电动机的功率变换器重量显著减轻。
3）微处理器与电力作动器驱动、监控．采用电动机和功率电力电子器件后,作动系统将更为依赖微处理器,以实现复杂的伺服控制、转矩控制、故障监控、余度管理等。
目前,多数电力作动器采用的微处理器都是国家仪器公司（TI）的DSP控制器，一般为16位的微处理器。
国外已经发展了32位微处理器,并正在开发64位微处理器。
4）体积小、重量轻、高效率电机的设计制造技术。
电动作动器设计的优点之一是按需供电，同时采用控制节能措施，使作动器具有高效率；高效率的效果之一就是使电机正常工作时无须强制冷却；同时该电机应由绕组提供电余度。
5）对于EHA而言，需要解决集成电机泵技术，即采用电机、液压泵一体化结构设计；油缸以及传感器、油箱、检测阀、油滤、释放阀等的集成设计制造。
图7所示为一种双电机泵的EHA乍动器虚拟原型。
3.2冗余控制与系统监控
对于电力作动系统，通常需要通过形成余度以满足系统可靠性指标。
如图8所示，F/A-18SRA试飞的EACS平尾EHA系统有三个主要部件：
三重控制器、双重电源平台和二通道作动器。
三重冗余控制器和作动器被集成在一起，然而双重余度的电源是两个独立的组件。
系统的出力机构是二通道的作动器。
图8F/A-18SRA试飞的EACS平尾EHA系统结构w
系统的神经中枢是三重冗余控制器。
此外，EACS系统采用了复
杂的余度管理（RM,RedundancyManagement技术，包括硬件和软件
的余度管理，其中要重点解决的问题是：
操作模式、系统再入与复位、故障识别和重新配置、故障记录．
3．3需进一步研究的问题
发展我国的电力作动系统，除了必须解决前面提到的关键技术
外，还必须解决EHAEMA作动器本身的一些理论问题，譬如：
EMA闭环的快速响应控制问题；EHA电机泵集成设计、系统仿真和闭环快速响应的控制问题；电机、液压泵复合调节的稳定性证明以及快速调节方法也亟待解决；另外，对于一体化作动器的动态性能指标也要足够重视。
目前，国外试飞的EACS只考虑了具有一个EHA的冗余控制和系统监控。
如果飞机的所有控制舵面均采用电动作动器，其冗余控制和系统监控的任务将更为复杂，不仅需要进一步研究机载设备公共管理系统，更需要进一步研究机电综合管理、飞控综合以及与航电系统综合的体系结构、可靠性以及综合调度管理算法。
为满足飞机操纵性能，应将EMAEHA作动器作为飞控舵面的执行机构，研究其同步、差动以及协调控制等算法，采用一体化作动器后，要实现这些功能，可能比当前采用集中供油液压作动系统的算法要复杂和困难得多，这是因为每一个电力作动器都是具有余度的独立系统。
4总结
总之，机载一体化电动作动器近年来在国外获得了快速的发展，EHAEMAEACS已经在多个飞行验证计划中得到成功试验，目前电力作动系统已经在无人机上得到应用。
国内也正开始相关原理和技术的研究，但是要发展这项技术成果，必须尽快研制采用稀土永磁材料的高效无刷直流电机、高效功率器件，研制采用微处理器的电机控制驱动技术，研究飞控作动系统相关的冗余控制、系统监控、差动和同步控制技术，突破EHAEMA系统的理论问题，设计制造高性能双向液压泵及、液压缸及电机一体化产品，以尽早开发出我国的电力作动系统，为未来的多电或全电飞机作准备。
目前，我们正在进行EHA式飞样机的研制，所做工作包括高效无刷直流电机及其驱动控制、集成电机泵及液压缸的一体化集成、虚拟样机仿真以及铁鸟试验等。
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