空天飛行器的舵伺服系統設計

冉令峰,何衛國

(中國空空導彈研究院，河南 洛陽 471009)

0 引言

空天飛行器是指采用空天發動機、可水平起降，并自由穿梭于大氣、臨近空間和近地軌道的可重復使用天地往返飛行器[1-2]。

隨著隱身超音速無人機、空天飛機及空天飛行器等新戰略武器的涌現，對其相應的舵伺服系統也提出了更高的要求。早期的液壓舵伺服系統缺點顯著，結構復雜、加工精度高、成本高、質量大[3]。隨著航天航空技術的進步，促使液壓舵伺服系統逐步向電動舵[4]伺服系統轉變，電動舵伺服系統以其工藝性好、維護方便、承載能力強、質量小等特性，在航天航空及軍事領域得到了廣泛地應用。

隨著系統可靠性的要求越來越高，多數空天飛行器對舵伺服系統要求采用雙余度或多余度技術，通訊方式多要求采用1553B總線。

1553B總線的中文全稱為“飛機內部時分制指令/響應式多路傳輸數據總線”，它是一種串行多路數據總線標準[5]。拓撲結構是雙余度[6]，可以進行雙向傳輸。其特性滿足舵伺服系統通訊方式雙余度的要求。

根據使用范圍的不同，雙余度又分為電氣雙余度[7]和機械雙余度。電氣雙余度包括控制、驅動及電機雙余度[8-9]，機械雙余度主要指傳動部分雙余度[10]。

本文設計的舵伺服系統是空天飛行器在大氣內飛行時的重要執行機構，接收飛控指令，驅動舵面旋轉，從而改變飛行器所受的氣動力矩，實現空天飛行器的姿態和軌跡控制。

1 系統總體方案

舵伺服系統由驅動控制器、作動器和控制軟件組成，采用1553B總線與飛控進行信息交換，CAN總線進行系統內部通訊，同時通過RS-422接口實現與測試設備的信號交換。

鑒于空天飛行器對系統要求的功率較大，因此伺服電機選擇雙繞組永磁同步電機。采用雙余度齒輪副+滾珠絲杠副直推式傳動機構，通過磁電編碼器實現位置反饋與速度控制，并通過鎖定電機軸的方式來實現舵面的鎖定功能，提高了系統的可靠性。

系統組成示意圖如圖1所示。

圖1 系統組成示意圖

2 系統工作原理

舵伺服系統工作原理是通過1553B總線進行通訊，通過數字信號處理器綜合控制指令和舵面位置反饋、速度反饋、電流反饋信號，經控制算法運算后輸出控制信號，并進行功率放大，驅動雙繞組永磁同步電機轉動，經減速后輸出系統所需的轉動力矩，克服舵面上負載，帶動舵面轉動到指令規定的位置。工作原理如圖2所示。

圖2 系統工作原理圖

3 系統硬件設計

3.1 驅動控制器設計

3.1.1 功能

1)通過1553B總線接收飛控發出的舵面角度和速度數據指令，進行轉角和轉速控制；

2)實現舵面鎖定和解鎖控制；

3)接收外部提供一次電源母線作為產品供電輸入，具備自主監測二次電源等健康狀態的能力，并將信息通過1553B總線送出；

4)通過1553B總線反饋系統狀態，包括伺服系統的工作狀態、舵面位移、轉速、自檢結果、電機電流、溫度；

5)綜合功率電流、位置、轉速等信息，實現雙余度驅動器熱切換功能。

3.1.2 組成

驅動控制器主要包括二次電源電路、信號處理電路、1553B接口電路、CAN總線收發電路、422總線收發電路、編碼器信號調理電路、解鎖控制電路、驅動器功率供電切換電路、功率驅動電路和功率電源處理電路10個部分。組成及工作原理如圖3所示。

圖3 驅動控制器組成及工作原理圖

3.1.2.1 二次電源電路設計

二次電源電路對+27 V控制電源進行二次變換，其中變換的5 V作為數字信號處理器電路1553B接口電路、422總線收發電路進行供電。原理圖如圖4所示。

圖4 二次電源電路原理圖

3.1.2.2 信號處理電路設計

信號處理電路主要以TI公司的數字信號處理器TMS320F28335為核心，外圍電路由時鐘電路、JTAG電路和復位電路等組成。原理圖如圖5所示。

圖5 信號處理電路原理圖

3.1.2.3 1553B接口電路設計

1553B接口電路實現將舵伺服系統接入導航與控制網絡的功能。包括接口協議電路、變壓器接口電路和解碼電路。

1)接口協議電路用于實現1553B總線通信協議；

2)變壓器接口電路用于實現總線接口電平轉換、阻抗匹配；

3)解碼電路用于實現接口協議電路的片選、模式選擇、讀寫操作等。

本文中的1553B接口符合GJB289A-97要求的帶變壓器耦合的總線接口，采用雙絞屏蔽線作為傳輸介質。接口協議電路選用深圳國微的SM61580芯片，設置為RT模式，采用16位緩沖模式，RT地址為11；電平轉換電路選用深圳國微的16位總線收發器SM164245芯片。

接口原理圖如圖6所示，電平轉換原理圖如圖7所示。

圖6 1553B接口電路原理圖

圖7 1553B電平轉換電路原理圖

3.1.2.4 CAN總線電路設計

數字信號處理器與兩個功率驅動電路之間采用CAN總線進行通訊。采用信號處理器片內CAN總線控制器，結合CAN總線收發器進行數據通訊，選用深圳國微的SM1050芯片。原理圖如圖8所示。

圖8 CAN總線電路原理圖

3.1.2.5 422總線收發電路設計

系統與測試設備之間采用422接口通訊，通過422接口接收來自于測試設備的控制指令，并向測試設備反饋系統的工作狀態。

422總線收發電路選用MAXIM公司的MAX3490EESA芯片，數據傳輸速率可達到10 Mbps，抗靜電能力達到8 000 V。原理圖如圖9所示。

圖9 422總線收發電路原理圖

3.1.2.6 編碼器信號調理電路設計

通過絕對式磁電編碼器實現舵面角位移的測量，選用J15EHAS-01型編碼器。

J15EHAS-01型編碼器采用SSI通信接口DA+、DA-、CLK+、CLK-低壓差分信號傳遞。絕對位置在控制器發出的時鐘脈沖的控制下，從高有效位(MSB)開始同步傳輸；當沒有數據傳輸時，時鐘和數據線均為高電平。在時鐘信號的第一個上升沿，編碼器的當前位置被送出。時序圖如圖10所示。

圖10 編碼器讀出時序圖

編碼器信號調理電路選用驅動器FX26LS31和接收器FX26LS32實現電平轉換。

FX26LS31接收來自于數字信號處理器的DSP1_CLK信號，將其轉換低壓差分輸出信號CH1_CLK_P和CH1_CLK_N差分對、并輸出到磁電編碼器中；FX26LS32接收來自于編碼器的輸出數據CH1_DATA_P和CH1_DATA_N差分對，并將之轉化為單端輸出DSP1_DATA，并輸入到數字信號處理器進行數據接收。原理圖如圖11所示。

圖11 編碼器信號調理電路原理圖

3.1.2.7 解鎖控制電路設計

解鎖控制電路在收到解鎖指令后，將數字信號處理器的I/O管腳作為控制端，當解鎖信號為高電平時，繼電器導通，控制電磁鎖制器解鎖。原理圖如圖12所示。

圖12 解鎖控制電路原理圖

3.1.2.8 驅動器功率供電切換電路設計

驅動器功率供電切換電路采用2個固態繼電器進行1、2通道功率供電的切換控制。

當檢測到兩路驅動電路供電電流均正常時，兩路繼電器均閉合，1、2路驅動器同時工作，兩通道輸出力矩各提供50%。當檢測到某一路電流異常時，將該通道繼電器斷開，驅動器功率電源被切斷。同時將該通道驅動器控制信號設置為無效狀態，另一路驅動器將單獨工作。原理圖如圖13所示。

圖13 驅動器功率供電切換電路原理圖

3.1.2.9 功率驅動電路設計

功率驅動電路選用2個Elmo的BMEAG型永磁同步功率驅動器，其主要參數指標如下：

1)控制供電：18～30 V；

2)功率供電：≥300 V；

3)連續集電極電流：150 A(殼溫60 ℃)；

4)峰值集電極電流：300 A；

5)穩態功率輸出：10 kW；

6)具備欠壓、過流自動關斷功能；

7)2個6通道PWM模塊，16通道12 bits ADC，4通道計時器；

8)具備CAN、SCI、SPI接口。

3.1.2.10 功率電源處理電路設計

功率電源處理電路包括電源濾波電路、瞬態抑制電路、反電動勢泄放電路。

1)電源濾波電路包含大容量儲能鉭電容，用于保證母線電壓相對穩定，選用全鉭電容器CAK39H-L4-150V/220uF-K；

2)瞬態抑制電路用于吸收母線上的瞬態高壓浪涌，選用1 500 W瞬態抑制二極管SY5665A；

3)反向電動勢泄放電路實現電機中電樞線圈電流進行快速泄放，選用整流二極管(G)6A4。

3.1.3 模型圖

驅動控制器的模型圖如圖14所示。

圖14 控制驅動器模型圖

3.2 作動器設計

3.2.1 功能

1)克服負載力矩及摩擦力矩在一定角速度和角加速度條件下驅動舵面偏轉；

2)實現舵偏角位置測量及反饋功能；

3)采用電磁鎖制方式實現舵面鎖定。

3.2.2 工作原理

作動器是將雙繞組永磁同步電機的旋轉運動轉換為直線運動的機械裝置。由電機驅動固聯于電機輸出軸上的齒輪轉動，電機齒輪驅動過渡齒輪及固連于絲杠螺母上的末級齒輪轉動，滾珠螺母隨末級齒輪一起做定軸轉動，滾珠螺母驅動絲杠做沿絲杠軸線的平動，最終轉換成舵面偏轉。

3.2.3 組成

作動器由雙繞組永磁同步電機(含電磁鎖制器)、齒輪減速機構和推缸分部件組成，如圖15所示。

推缸分部件是作動器的主體部分，由滾珠絲杠副和推缸本體組成。作動器搖臂支耳與推缸分部件中滾珠絲杠副的絲杠集成為一體，支座支耳與推缸本體集成為一體，采用一體化設計。

圖15 作動器模型圖

3.2.3.1 雙繞組永磁同步電機設計

根據舵伺服系統的性能指標，設計出系統最低機械特性，如圖16所示。

圖16 舵伺服系統最低機械特性圖

結合雙繞組永磁同步電機長工時發熱影響和減少轉動慣量對系統動特性的因素，綜合設計作動器減速比為400，性能指標如下：

1)工作電壓：160 V；

2)額定負載力矩：2.5 N·m；

3)額定電流：≤12 A；

4)過載力矩：13.85 N·m；

5)過載轉速：≥5 000 rpm；

6)過載電流：≤60 A；

7)機電時間常數：≤8 ms；

8)鎖制器力矩：≥2 N·m；

9)鎖定角度范圍：±60°；

10)鎖制器工作電壓：28 V；

11)鎖制器工作電流：≤1 A；

12)外形尺寸：≤Φ106×180 mm；

13)重量：≤5.7 kg。

作動器自鎖功能是通過采用了與電機一體化設計的鎖銷式電磁鎖制器，通過鎖定電機軸的方式來實現對舵軸的間接鎖定。

工作原理：斷電時利用銜鐵上的鎖銷限制電機軸轉動的方式來實現鎖定功能，通過加電產生電磁力將銜鐵吸合解除電機軸的旋轉限制，從而實現舵面解鎖功能。解鎖和鎖制示意圖如圖17所示。

圖17 解鎖和鎖制示意圖

根據鎖定要求自鎖力不小于3 800 N，可以計算得出電機鎖制力矩約為1 N·m，電磁鎖制器性能參數為：

1)解鎖電壓：≤24 V；

2)工作電流：≤1 A；

3)鎖制力矩：≥2 N·m；

4)連續工作時間：≥2 h。

3.2.3.2 齒輪減速機構設計

齒輪減速機構包括電機齒輪、末級齒輪、過渡齒輪以及電機支板、齒輪箱體及一對深溝球軸承，如圖18所示。

1)電機通過4個M8螺釘固定在電機支板上，電機齒輪通過圓柱銷與電機軸固連；

2)末級齒輪固連在滾珠絲杠副的滾珠螺母上；

3)過渡齒輪分別與電機齒輪和末級齒輪嚙合，實現電機旋轉的減速和力矩傳遞；

4)過渡齒輪兩端通過深溝球軸承實現支撐作用，一對深溝球軸承分別安裝在電機支板和齒輪箱體內。

圖18 齒輪減速機構示意圖

電機齒輪、過渡齒輪、末級齒輪主要設計參數如表1所示。

表1 齒輪參數表

3.2.3.3 推缸分部件設計

推缸分部件是作動器的主體部分，由滾珠絲杠副和推缸本體組成。示意圖如圖19所示。

圖19 推缸分部件示意圖

3.2.3.3.1 滾珠絲杠副設計

滾珠絲杠副是作動器中重要的傳動部件，主要由滾珠絲杠、滾珠螺母、返向器和鋼球組成，具有傳動效率高、輸出力矩大等特點。

工作原理：絲杠轉動時，在絲杠與螺母間布置的鋼球依次沿螺紋滾道滾動，同時鋼球促使螺母作直線運動。為防止鋼球沿螺紋滾道滾出，在螺母上設有滾珠循環返回裝置(返向器)，構成一個鋼球循環通道。借助這個返回裝置，可以使鋼球沿滾道面運動后，經通道自動地返回到其工作的入口處，從而使鋼球能在螺紋滾道上連續不斷地參與工作。尺寸圖如圖20所示。

圖20 滾珠絲杠副尺寸圖

經核算滾珠絲杠副修正的軸向額定動載荷為44.137 kN。

3.2.3.3.2 推缸本體設計

推缸本體是作動器的主要支撐和承力部件，采用鈦合金材料。示意圖如圖21所示。

圖21 推缸本體示意圖

4 系統軟件設計

4.1 功能

系統軟件是空天飛行器的舵伺服系統重要組成部分，結合硬件部分完成系統的指令接收、跟隨指令、狀態檢測及異常處理等功能。

系統軟件為嵌入式軟件，采用ANSI/ISO標準C語言和匯編語言設計，經編譯后下載至TMS320F28335中運行。在主循環中完成狀態的監控，采用定時中斷的方式完成系統閉環控制，采用外部中斷的方式完成與飛控部分通訊。定時中斷周期設定為0.5 ms，且配置定時中斷優先級高于外部中斷優先級。

4.2 工作原理

初始化配置完畢后，進入主循環，在主循環中完成系統狀態監控以及422總線通訊，并等待中斷發生。當定時中斷觸發時，調用舵機控制算法，計算出電機速度指令，并通過CAN總線送給功率驅動器。當外部中斷觸發時，調用1553B總線通訊模塊，讀取并解析舵控指令，同時封裝并發送舵機相關狀態。

系統軟件流程圖如圖22所示。

圖22 系統軟件流程圖

4.3 組成

采用模塊化設計，將相對獨立功能的集成為獨立的模塊，根據系統工作時序等條件進行合理調用。主要包括初始化模塊、實時監控模塊、通訊模塊、外部中斷模塊、定時中斷模塊和控制算法模塊等6個模塊組成。

4.3.1 初始化模塊設計

軟件運行后，首先調用初始化模塊，主要完成以下功能：

1)配置TMS320F28335時鐘；

2)配置TMS320F28335中斷向量，中斷優先級；

3)配置看門狗復位時間；

4)配置I/O口模式，配置作為普通I/O口的方向，配置普通輸出口的初始電平；

5)配置SPI、SCI、CAN、XINTF、EPWM等外設；

6)配置1553B專用芯片BU61580，將BU61580芯片配置為RT模式，開啟增強模式，并設定好堆棧指針、中斷屏蔽寄存器、子地址、子地址控制字等狀態。

4.3.2 實時監控模塊設計

軟件初始化運行完畢后進入主循環。在主循環中主要調用實時監控模塊，以監控系統實時狀態，并進行故障處理。通過定時中斷的主循環計時器，保證實時監控模塊的調用周期恒定。主要完成以下功能：

1)判斷主循環計時器是否滿足計時條件，若滿足調用實時監控模塊，否則仍空閑等待；

2)完成系統狀態的采集，包括電壓及電流、驅動器狀態、工作溫度等；

3)判斷系統各狀態是否正常；

4)完成異常狀態的處理，根據故障實際情況決策系統應繼續運行還是停機或復位；

5)如果某個通道功率驅動器或繞組故障，通過I/O口及時關閉該通道對應的繼電器；

6)發生故障時將相應的故障標識置位，以供422總線及1553B總線通訊模塊使用。

4.3.3 通訊模塊設計

4.3.3.1 422總線通訊模塊

RS422總線通訊模塊在主循環中調用，負責舵機與測試設備之間的通訊。采用查詢的方式完成通訊，主要完成以下功能：

1)當查詢到SCI的接收緩存器中有數據時進行讀取；

2)對讀取的數據進行校驗，校驗錯誤則丟棄當前數據；

3)校驗正確時，解析數據，從中得到舵控指令；

4)將系統狀態相關數據進行封裝，封裝后送往SCI的發送緩存器，通過422總線電路送給測試設備。

4.3.3.2 CAN總線通訊模塊

CAN總線通訊模塊負責舵機與功率驅動器之間的通訊，由定時中斷模塊調用，主要完成以下功能：

1)將電機速度指令送給功率驅動器；

2)讀取功率驅動器的相關信息，如電機電流、位置、速度等。

4.3.3.3 1553B總線通訊模塊

1553B總線通訊模塊由外部中斷模塊調用，負責舵機與飛控之間的通訊，主要完成以下功能：

1)從BU61580的子地址11011b讀取舵控指令，并進行解析；

2)將需要反饋的信息進行封裝，送往BU61580的子地址。

4.3.4 外部中斷模塊設計

外部中斷的觸發源為BU61580的接收中斷，BU61580接收到飛控發送的指令后，如果終端地址匹配，則產生外部中斷。主要完成以下功能：

1)調用1553B總線通訊模塊，完成1553B總線通訊工作；

2)通訊完成后清除中斷標識退出外部中斷。

4.3.5 定時中斷模塊設計

當定時中斷事件觸發時，執行定時中斷模塊，主要完成以下功能：

1)完成舵偏角位置的檢測，進行系數轉換，使其與指令歸一；

2)調用控制算法模塊，計算電機速度指令；

3)調用CAN總線通訊模塊；

4)清除中斷標識，退出定時中斷。

4.3.6 控制算法模塊設計

控制算法模塊是系統閉環控制的核心，主要完成以下功能：

1)根據舵控指令及舵偏角反饋信息，計算系統的位置誤差；

2)將位置誤差送入數字PID控制器中進行調節，得到電機速度指令；

3)對電機速度指令進行限幅。

5 系統聯合仿真與結果分析

根據驅動控制器、作動器及控制軟件的設計方案，以Simplorer多學科聯合仿真平臺為主,搭建系統仿真模型，如圖23所示。

系統仿真模型模型主要輸入條件如下：

1)控制系統包括電流環、速度環、位置環，三環均采用PID控制算法；

2)功率電壓160 V,電機控制采用空間矢量控制算法，控制周期為0.5 ms，SVPWM周期為166 Hz；

3)電機2對極，相電阻為0.11 Ω，力矩常數為0.26 N·m/A；

4)扭轉間隙為6′；

5)電機端的轉動慣量為7.2×10-4kg·m2。

圖23 系統仿真模型圖

5.1 舵偏角與角速度仿真

加載剛度為120(N·m/°)，當系統輸入為幅值25°的方波信號，舵偏角的仿真結果如圖24所示，角速度仿真結果如圖25所示。

圖24 舵偏角仿真結果

圖25 角速度仿真結果

經過計算，最大工作舵偏角為25°，舵面角速度為53.2 °/s，分別滿足系統指標[-25°,+25°]和50 °/s的要求。

5.2 線性度差與不對稱度仿真

系統從-25°運動到+25°響應仿真結果如圖26所示。

圖26 線性度差與不對稱度仿真結果

經過計算，線性度偏差為0.2%，不對稱度為0.4%，滿足系統指標[-5%,+5%]的要求。

5.3 動態特性仿真

5.3.1 5°階躍輸入

加載剛度為120(N·m/°)，當系統輸入為幅值5°的階躍信號，仿真結果如圖27所示。

經過計算，系統超調為0，過渡時間約為72 ms，滿足系統指標小于等于10%和120 ms的要求。

5.3.2 10°階躍輸入

當系統輸入10°階躍信號，仿真結果如圖28所示。

經過計算，系統超調為0，過渡時間約為193 ms，滿足系統指標小于等于10%和240 ms的要求。

5.3.3 頻率特性仿真結果

舵面在0°時，疊加正弦信號進行測試，測試信號的幅度為1°時，仿真結果如圖29所示。

圖27 5°階躍輸入的條件的仿真結果

圖28 10°階躍輸入的條件的仿真結果

圖29 頻率特性仿真結果

經過計算，在±10°、±20°情況下的頻率特性與在0°的頻率特性基本一致，滿足系統指標要求。

6 結束語

本文以電氣雙余度控制和雙繞組永磁同步電機為關鍵技術，設計的舵伺服系統具有承載能力強、質量小、可靠性高等特點，滿足了空天飛行器的要求。舵伺服系統已交付航天總體單位，整機使用無問題，有廣泛的應用前景。