用于控制飞行器空气舵负载摆角的空气动力控制伺服系统技术方案

本发明专利技术属于一种伺服系统，具体公开一种用于控制飞行器空气舵负载摆角的空气动力控制伺服系统，该系统包括与控制系统输出端连接的主伺服控制驱动器、与主伺服控制驱动器连接的从伺服控制驱动器，主伺服控制驱动器的输出端连通两台主机电作动器，每个主机电作动器的输出端各自连接一个主驱动负载；从伺服控制驱动器的输出端连接两台从机电作动器，每个从机电作动器的输出端各自连接一个从驱动负载。本发明专利技术的系统能够实现飞行器负载的高动态、高工况要求，且体积小、重量轻、集成度高，满足飞行器负载安装空间狭小的特点。

【技术实现步骤摘要】
用于控制飞行器空气舵负载摆角的空气动力控制伺服系统
本专利技术属于一种伺服系统，具体涉及一种用于控制飞行器空气舵负载摆角的空气动力控制伺服系统。
技术介绍
与一般地面使用的军、民用伺服系统相比，航天伺服系统对体积、重量、可靠性等有较高要求，总结来说主要具有高比功率、高可靠性、强环境适应性、高集成化、短时间工作的特点。自20世纪50年代以来，液压伺服系统以其具有的驱动能力大、动态响应快、比功率高等特点占据了航天伺服系统的主要阵地，大量航天型号的伺服系统均适用液压伺服系统。但液压伺服系统的缺陷也很明显：组成复杂、工艺要求高、能源效率低、使用维护不便。随着20世纪70年代以来微电子技术、稀土永磁材料技术的快速发展，以及电动机、驱动控制理论的不断提高，机电伺服系统在比功率、可靠性、集成化等方面逐步提高，并且机电伺服系统本身具有使用维护方面、能源效率高等优点，使其在航天系统中得到应用，并取得良好效果。目前成功应用的航天机电伺服系统已经达到5kW级别，采用一台驱动器控制一路机电作动器动作的工作方式，工作时间也只有几十秒左右。对于飞行器空气舵负载空气动力控制要求，伺服系统必须具有“高功率质量比、快响应速度、高动态特性”等技术需求，加之需要进行空气动力控制的飞行器空气舵负载的伺服舱空间布局和质量限制，如果直接采用“一驱一”方案，将需要配套4台伺服驱动器分别控制驱动4台机电作动器，系统质量和空间布局都无法满足技术要求。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种用于控制飞行器空气舵负载摆角的空气动力控制伺服系统，该系统能够实现飞行器空气舵负载的高动态、高工况要求，且体积小、重量轻、集成度高，满足飞行器安装空间狭小的特点。实现本专利技术目的的技术方案：一种用于控制飞行器空气舵负载摆角的空气动力控制伺服系统，该系统包括与控制系统输出端连接的主伺服控制驱动器，主伺服控制驱动器的输出端连通一个从伺服控制驱动器和两个主机电作动器，每个主机电作动器的输出端各自连接一个主驱动负载；从伺服控制驱动器的输出端连接两个从机电作动器，每个从机电作动器的输出端各自连接一个从驱动负载；主伺服控制驱动器接收控制系统发出的四路负载摆角位置指令信号，将第三负载和第四负载摆角位置指令信号传输给从伺服控制驱动器；同时，主伺服控制驱动器采集第一主机电作动器的电机旋变信号，转换为电机转子角度信号用于空间矢量控制算法；主伺服控制驱动器实时采集第一负载的位移反馈信号，并将位移反馈信号与控制系统第一负载摆角位置指令信号进行比较，计算位置指令信号与反馈位移信号之间的偏差，对偏差进行PID(比例、积分、微分)运算后，运用基于磁场定向的空间矢量控制算法生成第一驱动SVPWM信号；同理主伺服控制驱动器实时采集第二机电作动器的电机旋变信号和第二负载的位移反馈信号，通过PID算法和空间矢量控制算法计算第二驱动SVPWM信号。主伺服控制驱动器将两路SVPWM信号进行放大、隔离、功率驱动后，分别驱动第一机电作动器的电机旋转带动第一负载摆动，和驱动第二机电作动器的电机旋转带动第二负载摆动。所述的从伺服控制驱动器接收主伺服控制驱动器发出的第三、第四负载摆角位置指令信号；同时，从伺服控制驱动器采集第三机电作动器、第四机电作动器的电机旋变信号和第三负载、第四负载的位移反馈信号，通过PID算法和空间矢量控制算法分别计算第三、第四驱动SVPWM信号。从伺服控制驱动器将两路SVPWM信号进行放大、隔离、功率驱动后，分别驱动第三机电作动器的电机旋转带动第三负载摆动，和驱动第四机电作动器的电机旋转带动第四负载摆动。所述的主伺服控制驱动器包括第一主控芯片、1553B总线接口电路、第一CAN总线接口电路、第一信号变换及处理电路、第二电流传感器、第一电流传感器、第二放大电路、第二隔离电路、第二功率驱动电路、第一功率驱动电路、第一隔离电路、第一放大电路、第一R/D变换电路、第二R/D变换电路；1553B总线接口电路的一端与控制系统的信号输出端连通，1553B总线接口电路的另一端与第一主控芯片的控制信号输入端连通，第一主控芯片的SVPWM信号输出端分别与第一放大电路、第二放大电路的信号输入端连通，第一主控芯片的信号输出端与第一CAN总线接口电路的信号输入端连通；第一放大电路的信号输入端与第一隔离电路的信号输入端连通，第一隔离电路的信号输出端与第一功率驱动电路的信号输入端连通；第二放大电路的信号输出端与第二隔离电路的信号输入端连通，第二隔离电路的信号输入端与第二功率驱动电路的信号输入端连通；第一主控芯片的反馈端分别与第一R/D变换电路、第二R/D变换电路、第一信号变换及处理电路的信号输出端连通，第一信号变换及处理电路的信号输入端分别与第二电流传感器、第一电流传感器和第二电位计、第一电位计的信号输出端连通；第一电流传感器的信号输入端与第一功率驱动电路的电流信号采集端连通，第二电流传感器的信号输入端与第二功率驱动电路的电流信号采集端连通。所述的主机电作动器包括第一机电作动器、第二机电作动器，主驱动负载包括第一负载、第二负载，主伺服控制驱动器的信号输出端分别与第一机电作动器、第二机电作动器的信号输入端连通，第一机电作动器的信号输出端与第一负载的输入端连通；第二机电作动器的信号输出端与第二负载的输入端连通；第一机电作动器的信号采集端与第一负载的信号采集端连通，第二机电作动器的信号采集端与第二负载的信号采集端连通；第一机电作动器、第二机电作动器的信号反馈端均与主伺服控制驱动器的信号反馈端连通。所述的第一机电作动器包括第一旋转变压器、第一电机、第一传动机构、第一电位计；第一电机的驱动信号输入端与第一功率驱动电路的驱动信号输出端连通，第一电机的转子位置输出端与第一旋转变压器的信号输入端连通，第一旋转变压器的信号输出端与主伺服控制驱动器的第一R/D变换电路的信号输入端连通；第一电机的旋转信号输出端与第一传动机构的信号输入端连通，第一传动机构的输出端与第一负载的输入端连通，第一负载的位移信号反馈端与第一电位计的信号采集端连通；第一电位计的信号输出端与主伺服控制驱动器的第一信号变换及处理电路的信号输入端连通；第二机电作动器包括第二旋转变压器、第二电机、第二传动机构、第二电位计，第二电机的驱动信号输入端与第二功率驱动电路的信号输出端连通，第二电机的转子位置输出端与第二旋转变压器的信号输入端连通，第二旋转变压器的信号输出端与主伺服控制驱动器的第二R/D变换电路的信号输入端连通；第二电机的旋转信号输出端与第二传动机构的信号输入端连通，第二传动机构的输出端与第二负载的输入端连通，第二负载的位移信号反馈端与第二电位计的信号采集端连通，第二电位计的信号输出端与主伺服控制驱动器的第一信号变换及处理电路的信号输入端连通。所述的从伺服控制驱动器包括第二主控芯片、第二CAN总线接口电路、第二信号变换及处理电路、第四电流传感器、第三电流传感器、第四放大电路、第四隔离电路、第四功率驱动电路、第三功率驱动电路、第三隔离电路、第三放大电路、第三R/D变换电路、第四R/D变换电路；第二CAN总线接口电路的输入端与第一CAN总线接口电路的输出端连通，第二CAN总线接口电路的输出端与第二主控芯片的控制信号输入端连通；第二主控芯片的SVPWM信号输出端分别与第三放大本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于控制飞行器负载摆角的空气动力控制伺服系统，其特征在于：该系统包括与控制系统(8)输出端连接的主伺服控制驱动器(1)，主伺服控制驱动器(1)的输出端连通一个从伺服控制驱动器(4)和两个主机电作动器，每个主机电作动器的输出端各自连接一个主驱动负载；从伺服控制驱动器(4)的输出端连接两个从机电作动器，每个从机电作动器的输出端各自连接一个从驱动负载；主伺服控制驱动器(1)接收控制系统(8)发出的四路负载摆角位置指令信号，将第三负载和第四负载摆角位置指令信号传输给从伺服控制驱动器(4)；同时，主伺服控制驱动器(1)采集第一主机电作动器的电机旋变信号，转换为电机转子角度信号用于空间矢量控制算法；主伺服控制驱动器实时采集第一负载的位移反馈信号，并将位移反馈信号与控制系统第一负载摆角位置指令信号进行比较，计算位置指令信号与反馈位移信号之间的偏差，对偏差进行PID(比例、积分、微分)运算后，运用基于磁场定向的空间矢量控制算法生成第一驱动SVPWM信号；同理主伺服控制驱动器实时采集第二机电作动器的电机旋变信号和第二负载的位移反馈信号，通过PID算法和空间矢量控制算法计算第二驱动SVPWM信号。主伺服控制驱动器将两路SVPWM信号进行放大、隔离、功率驱动后，分别驱动第一机电作动器的电机旋转带动第一负载摆动，和驱动第二机电作动器的电机旋转带动第二负载摆动。...

【技术特征摘要】
1.一种用于控制飞行器负载摆角的空气动力控制伺服系统，该系统包括与控制系统(8)输出端连接的主伺服控制驱动器(1)，其特征在于：主伺服控制驱动器(1)的输出端连通一个从伺服控制驱动器(4)和两个主机电作动器，每个主机电作动器的输出端各自连接一个主驱动负载；从伺服控制驱动器(4)的输出端连接两个从机电作动器，每个从机电作动器的输出端各自连接一个从驱动负载；主伺服控制驱动器(1)接收控制系统(8)发出的四路负载摆角位置指令信号，将第三负载和第四负载摆角位置指令信号传输给从伺服控制驱动器(4)；同时，主伺服控制驱动器(1)采集第一主机电作动器的电机旋变信号，转换为电机转子角度信号用于空间矢量控制算法；主伺服控制驱动器实时采集第一负载的位移反馈信号，并将位移反馈信号与控制系统第一负载摆角位置指令信号进行比较，计算位置指令信号与反馈位移信号之间的偏差，对偏差进行PID(比例、积分、微分)运算后，运用基于磁场定向的空间矢量控制算法生成第一驱动SVPWM信号；同理主伺服控制驱动器实时采集第二机电作动器的电机旋变信号和第二负载的位移反馈信号，通过PID算法和空间矢量控制算法计算第二驱动SVPWM信号；主伺服控制驱动器将两路SVPWM信号进行放大、隔离、功率驱动后，分别驱动第一机电作动器的电机旋转带动第一负载摆动，和驱动第二机电作动器的电机旋转带动第二负载摆动。2.根据权利要求1所述的一种用于控制飞行器负载摆角的空气动力控制伺服系统，其特征在于：所述的从伺服控制驱动器(4)接收主伺服控制驱动器(1)发出的第三、第四负载摆角位置指令信号和第三负载、第四负载的位移反馈信号，通过PID算法和空间矢量控制算法分别计算第三、第四驱动SVPWM信号；从伺服控制驱动器将两路SVPWM信号进行放大、隔离、功率驱动后，分别驱动第三机电作动器的电机旋转带动第三负载摆动，和驱动第四机电作动器的电机旋转带动第四负载摆动。3.根据权利要求2所述的一种用于控制飞行器负载摆角的空气动力控制伺服系统，其特征在于：所述的主伺服控制驱动器(1)包括第一主控芯片(101)、1553B总线接口电路(102)、第一CAN总线接口电路(103)、第一信号变换及处理电路(104)、第二电流传感器(105)、第一电流传感器(106)、第二放大电路(107)、第二隔离电路(108)、第二功率驱动电路(109)、第一功率驱动电路(110)、第一隔离电路(111)、第一放大电路(112)、第一R/D变换电路(113)、第二R/D变换电路(114)；1553B总线接口电路(102)的一端与控制系统(8)的信号输出端连通，1553B总线接口电路(102)的另一端与第一主控芯片(101)的控制信号输入端连通，第一主控芯片(101)的SVPWM信号输出端分别与第一放大电路(112)、第二放大电路(107)的信号输入端连通，第一主控芯片(101)的信号输出端与第一CAN总线接口电路(103)的信号输入端连通；第一放大电路(112)的信号输入端与第一隔离电路(111)的信号输入端连通，第一隔离电路(111)的信号输出端与第一功率驱动电路(110)的信号输入端连通；第二放大电路(107)的信号输出端与第二隔离电路(108)的信号输入端连通，第二隔离电路(108)的信号输入端与第二功率驱动电路(109)的信号输入端连通；第一主控芯片(101)的反馈端分别与第一R/D变换电路(113)、第二R/D变换电路(114)、第一信号变换及处理电路(104)的信号输出端连通，第一信号变换及处理电路(104)的信号输入端分别与第二电流传感器(105)、第一电流传感器(106)和第二电位计、第一电位计的信号输出端连通；第一电流传感器(106)的信号输入端与第一功率驱动电路(110)的电流信号采集端连通，第二电流传感器(105)的信号输入端与第二功率驱动电路(109)的电流信号采集端连通。4.根据权利要求3所述的一种用于控制飞行器负载摆角的空气动力控制伺服系统，其特征在于：所述的主机电作动器包括第一机电作动器(2)、第二机电作动器(3)，主驱动负载包括第一负载(F1)、第二负载(F2)，主伺服控制驱动器(1)的信号输出端分别与第一机电作动器(2)、第二机电作动器(3)的信号输入端连通，第一机电作动器(2)的信号输出端与第一负载(F1)的输入端连通；第二机电作动器(3)的信号输出端与第二负载(F2)的输入端连通；第一机电作动器(2)的信号采集端与第一负载(F1)的信号采集端连通，第二机电作动器(3)的信号采集端与第二负载(F2)的信号采集端连通；第一机电作动器(2)、第二机电作动器(3)的信号反馈端均与主伺服控制驱动器(1)的信号反馈端连通。5.根据权利要求4所述的一种用于控制飞行器负载摆角的空气动力控制伺服系统，其特征在于：所述的第一机电作动器(2)包括第一旋转变压器(201)、第一电机(202)、第一传动机构(203)、第一电位计(204)；第一电机(202)的驱动信号输入端与第一功率驱动电路(110)的驱动信号输出端连通，第一电机(202)的转子位置输出端与第一旋转变压器(201)的信号输入端连通，第一旋转变压器(201)的信号输出端与主伺服控制驱动器(1)的第一R/D变换电路(113)的旋转信号输入端连通；第一电机(202)的驱动信号输出端与第一传动机构(203)的信号输入端连通，第一传动机构(203)的输出端与第一负载(F1)的输入端连通，第一负载(F1)的位移信号反馈端与第一电位计(204)的信号采集端连通；第一电位计(204)的信号输出端与...

【专利技术属性】
技术研发人员：张中哲，李雪，刘春庆，曹英健，
申请(专利权)人：北京精密机电控制设备研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京;11