具有简易姿控功能的机电伺服系统及飞行器的制造方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及飞行器领域，具体而言，涉及一种具有简易姿控功能的机电伺服系统及飞行器。
【背景技术】
[0002]对运载火箭及其有效载荷飞行器等的飞行控制执行闭环系统一般统称为机电伺服系统，机电伺服系统的典型应用之一就是摇摆液体发动机或固体发动机喷管实现推力矢量控制，完成对运载火箭姿态的控制。固体火箭发动机以固体可燃烧药柱为燃料，具备存储时间长，维护性好，使用准备时间短，使用灵活等优点，是目前世界上主流的火箭发展方向之一。相应的，摇摆固体火箭发动机喷管的闭环控制机电伺服系统也是必备的控制系统设备。
[0003]近年来，随着机电伺服技术的飞速发展，越来越多的固体运载火箭使用机电伺服系统完成推力矢量控制。机电伺服系统为达到推力矢量控制的目的，机电伺服系统中必须包含一套动力执行机构，用于输出伸缩动作，起到摇摆发动机喷管的作用；必须包含一套控制驱动设备，用于执行闭环控制算法，驱动执行机构输出功率；必须包含一套运载火箭上使用的能源，为整个机电伺服系统提供初级能源。
[0004]通常，机电伺服系统由以下几个部分组成:机电作动器(含伺服电机与传动机构)、伺服控制器、伺服驱动器、伺服动力电源以及相应电缆网。其中伺服动力电源为整个系统提供初级直流电能；伺服控制器用来接收控制指令信号，接收系统反馈状态信息，运行闭环控制算法，生成功率驱动指令。伺服驱动器通过功率逆变电路，将伺服动力电源提供的直流电能逆变为三相交流电能，提供给伺服电机；而伺服电机作为整个系统的动力执行元件，输出转矩、转速机械功率，带动机电传动机构做功，实现推力矢量控制。而电缆网负责将相关部分连接起来。
[0005]国外此类典型的机电伺服系统方案主要有:欧洲新一代织女Vega固体运载火箭，整个运载火箭均使用机电伺服技术完成推力矢量控制。日本H-2A/B火箭使用两种固体助推器SSB和SRB-A，使用机电伺服系统技术完成推力矢量控制。
[0006]以上组成是机电伺服系统用于推力矢量控制的基本组成部分，随着固体运载火箭使用对各种性能要求的不断提升以及根据飞行使用提出了各种特殊要求，对机电伺服系统提出了更多更高的全新要求。比如固体运载火箭在某种状态下分离时，为避免其残余推力产生的速度追击上面级的火箭，需要分离后的机电伺服系统继续工作。而当前运载火箭机电伺服系统的控制用电都是由中央控制系统的电池供电，分离后控制用电会被切断，导致无法工作。因此，若要求在分离后机电伺服系统能够继续工作，必须重新设计机电伺服系统。
【发明内容】
[0007]本发明旨在提供一种在与飞行器中央控制系统分离后能够继续工作的具有简易姿控功能的机电伺服系统。
[0008]本发明提供了一种具有简易姿控功能的机电伺服系统，包括机电作动器、伺服控制驱动器和伺服动力电源，其中，伺服控制驱动器用于接收飞行器中央控制系统发送的控制指令并驱动机电作动器，伺服动力电源为整个机电伺服系统提供电能，机电伺服系统还包括电源转换器，电源转换器用于在伺服控制驱动器与飞行器中央控制系统分离后将伺服动力电源的高压直流电转换得到控制伺服控制驱动器的转换控制电。
[0009]进一步地，伺服控制驱动器包括伺服控制器和伺服驱动器，其中，伺服控制器用于接收飞行器中央控制系统发送的控制指令并生成功率驱动指令，伺服驱动器用于接收伺服控制器生成的功率驱动指令并将伺服动力电源的高压直流电转换逆变为三相交流电能以驱动机电作动器。
[0010]进一步地，机电作动器为两台，伺服控制驱动器包括一台伺服控制器和两台伺服驱动器，两台伺服驱动器一一对应驱动两台机电作动器，伺服控制器与两台伺服驱动器分别通过双冗余CAN总线连接。
[0011]进一步地，电源转换器包括与飞行器中央控制系统连接并接收控制指令和总线控制电的总线接口，与伺服动力电源连接的电源输入接口，以及与伺服控制器连接以将总线控制电和转换控制电二者之一和控制指令输出的输出接口。
[0012]进一步地，电源转换器包括DC-DC电源转换模块和常闭式继电器，常闭式继电器在伺服控制驱动器与飞行器中央控制系统分离后使伺服动力电源与DC-DC电源转换模块导通，DC-DC电源转换模块输出转换控制电。
[0013]本发明还提供了一种飞行器，包括发动机喷管，飞行器还包括前述的具有简易姿控功能的机电伺服系统，机电伺服系统的机电作动器驱动发动机喷管摆动。
[0014]进一步地，每台机电作动器包括伺服电机、与伺服电机配合的传动机构、与伺服电机定子固定连接的上支耳，以及与传动机构输出轴连接的下支耳；发动机喷管摆动地设置在喷管固定架上，机电作动器的上支耳与喷管固定架铰接，下支耳与发动机喷管铰接。
[0015]进一步地，机电作动器为两台，两台机电作动器沿圆周方向相差90°布置。
[0016]根据本发明的具有简易姿控功能的机电伺服系统，通过设置电源转换器，在与飞行器中央控制系统分离后，电源转换器将伺服动力电源的高压直流电转换得到控制伺服控制驱动器的转换控制电，从而使得机电伺服系统继续工作，进而可以利用继续工作的机电伺服系统使分离后的发动机偏离一定的角度，防止残余推力导致分离后的发动机追击上面级的飞行器。
【附图说明】
[0017]构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中:
[0018]图1是固体运载火箭示意图；
[0019]图2是根据本发明的具有简易姿控功能的机电伺服系统的连接关系示意图；
[0020]图3是根据本发明的伺服控制器、伺服驱动器的连接关系示意图；
[0021]图4是根据本发明的电源转换器的原理示意图；
[0022]图5是根据固体运载火箭发动机喷管附近具有简易姿控功能的机电伺服系统布局图；
[0023]图6根据本发明的机电作动器原理图；
[0024]图7是根据本发明的机电作动器实现推力矢量控制原理图。
【具体实施方式】
[0025]下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
[0026]如图1所示，以一个典型的两级发动机的固体运载火箭为例说明本发明的具有简易姿控功能的机电伺服系统及飞行器，图中整个固体运载火箭由一级发动机101、级间段102、二级发动机103和有效载荷104串联组成。火箭发射时，首先一级发动机101工作，工作结束后，火箭一级发动机101与火箭二级发动机103通过级间段102分离，而后二级发动机103工作，二级发动机103工作结束后与有效载荷104分离，然后有效载荷104执行飞行任务。
[0027]在实际的发射过程中，在一级发动机101、二级发动机103刚刚分离时，由于一级发动机101存在残余推力，在飞行过程中可能会追击二级发动机103。同样，二级发动机103与有效载荷104分离后仍可能追击有效载荷104。因此，可以采取的一种方式使分离后的一级发动机101和二级发动机103的机电伺服系统仍然工作，利用推力矢量控制将分离后的一级发动机101和二级发动机103摆动一个角度，使分离后火箭发动机的飞行方向与上面级的飞行方向不同，即可以避免对上面级的追击。
[0028]结合图2和图3来说明本发明的具有简易姿控功能的机电伺服系统，本发明的具有简易姿控功能的机电伺服系统包括机电作动器10、伺服控制驱动器20和伺服动力电源30，其中，伺服控制驱动器20用于接收飞行器中央控制系统发送的控制指令并驱动机电作动器10，伺服动力电源30为整个机电伺服系统提供电能，机电伺服系统还包括电源转换器40，电源转换器40用于在伺服控制驱动器20与飞行器中央控制系统分离后将伺服动力电源30的高压直流电转换得到控制伺服控制驱动器20的转换控制电。即本发明通过设置电源转换器40，在一、二级发动机、或者二级发动机与有效载荷分离后，即分离后的发动机的机电伺服系统与飞行器中央控制系统分离后，电源转换器40将伺服动力电源30的高压直流电转换得到控制伺服控制驱动器20的转换控制电，从而使得机电伺服系统继续工作，进而可以利用继续工作的机电伺服系统使分离后的发动机偏离一定的角度，防止残余推力导致分离后的发动机追击上面级的飞行器。
[0029]伺服控制驱动器20可以通过相关的软硬件设计集成为一体结构，也可以采用如图3所示的结构。如图3所示，本发明的伺服控制驱动器20使用一台伺服控制器21同时拖动两台伺服驱动器22，也即本发明的具有简易姿控功能的机电伺服系统包含两台机电作动器10 (第一机电作动器和第二机电作动器)、一台伺服控制器21、两台伺服驱动器22 (第一伺服驱动器和第二伺服驱动器)、一台伺服动力电源30、一台电源转换器40和相应的电缆网。
[0030]如图3所示，伺服控制器21与两台伺服驱动器22通过双冗余CAN总线完成数字通信，CAN总线A与CAN总线B相互独立，实现物理双冗余设计。两台伺服驱动器22软、硬件设计上完全一致。采用这一设计方式，可以实现两台伺服驱动器22的硬件电路板设计完全一致，产品的设计一致性好、工艺控制好、可替换性好、成本控制好。同时可扩展性好，只需要修改软件协议，即可实现一台伺服控制器21带动多台伺服驱动器22，可以应用于其他需要更多伺服驱动器22和机电作动器10的场合。
[0031 ] 如图4所示的电源转换器40的工作原理图，电源转换器40包括转接器由DC-DC电源转换模块，常闭式继电器42和二极管等外围电路组成。二极管电路用于防止电能反灌，继电器用于控制伺服动力电源30高压直流电的输入，DC-DC电源转换模块用于实现将伺服动力电源30的高压直流电变换为控制用的低压直流电。