張新華

(北京自動化控制設(shè)備研究所，北京 100074)

?

無人機機載作動系統(tǒng)技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

張新華

(北京自動化控制設(shè)備研究所，北京 100074)

首先介紹了高性能無人機機載作動系統(tǒng)組成，國內(nèi)外應(yīng)用現(xiàn)狀和技術(shù)發(fā)展趨勢，在此基礎(chǔ)上分析了多余度電傳飛行和作動系統(tǒng)所涉及的關(guān)鍵技術(shù)，最后給出研發(fā)該類系統(tǒng)的初步思路。

無人機；多余度作動系統(tǒng)控制單元；作動系統(tǒng)

0 引言

高性能無人飛行器是針對高空長航時大中型無人飛機而言，以高空無人偵察機和無人作戰(zhàn)飛機為主，可用于偵察監(jiān)視、通信中繼、戰(zhàn)區(qū)預(yù)警、電子對抗、區(qū)域?qū)Ш?、空中打擊等方面，?yīng)用前景十分廣闊，它的發(fā)展和應(yīng)用將進一步促進空天一體化技術(shù)的快速發(fā)展。國外具有代表性的高空長航時無人機有全球鷹、捕食者、X-45、X-47等，這些無人機的研究和應(yīng)用不僅大大牽引了航空領(lǐng)域作動技術(shù)的快速發(fā)展，同時也為國內(nèi)相關(guān)技術(shù)的研究發(fā)展提供了很好的借鑒，本文主要針對國外高性能無人機中的作動技術(shù)現(xiàn)狀進行分析，尋找差距，確定后續(xù)研究重點和需要解決的一些關(guān)鍵技術(shù)。

1 無人機機載作動系統(tǒng)范圍及功能

高性能無人機作動系統(tǒng)可以分為：主作動系統(tǒng)，主要用于控制和驅(qū)動飛行器的方向舵、升降舵及副翼；輔助作動系統(tǒng)，主要用于驅(qū)動和控制飛行器增升裝置中的襟翼、縫翼，以及水平安定面的配平操縱、擾流板等；起降裝置作動系統(tǒng)，主要用于起落架收放、轉(zhuǎn)向、鎖定和相應(yīng)的艙門開啟等；發(fā)動機控制裝置，主要用于發(fā)動機燃油控制、節(jié)流控制、推力矢量控制等；載荷控制裝置，主要用于載荷艙體口蓋以及釋放裝置開啟等。表1給出了三類典型飛行器作動系統(tǒng)布局和使用情況。

表1 各類飛行器對操縱及作動系統(tǒng)的需求[1]Tab.1 Demand of manipulation and actuation system of various types of aircraft

2 無人機機載作動系統(tǒng)應(yīng)用現(xiàn)狀

2.1 RQ-4全球鷹無人機的作動系統(tǒng)[2]

RQ-4全球鷹無人機由諾·格公司于1994年10月開始總體集成研制，1998年2月首飛。該無人機可在18000～19000m高度，以0.64馬赫巡航飛行，續(xù)航時間超過32h。 如圖1所示，全球鷹采用“V”型50°上反角尾翼和大展弦比下單翼布局，每片尾翼上各有兩片組合的內(nèi)外方向升降舵面，每個機翼有內(nèi)側(cè)和外側(cè)外鉸接式的擾流板，最外側(cè)有兩片鉸接的混合副翼。這些操控面的操控裝置采用通用電氣航空機械系統(tǒng)公司研發(fā)的飛行控制作動系統(tǒng)。同時采用霍尼韋爾公司的BG1232雙余度綜合飛控系統(tǒng)，即：內(nèi)外側(cè)操縱面作動系統(tǒng)控制單元，余度設(shè)計采用不分主次的熱備份方式。該系統(tǒng)具有耦合鏈接和冗余管理功能，可為系統(tǒng)提供兩套功能相同的單元。

圖1 全球鷹操控面布局Fig.1 Control surface layout of the Global Hawk

由于副翼、方向舵、升降舵和擾流板從結(jié)構(gòu)上都被分為兩個相同的獨立部分，每個部分都被雙余度綜合作動系統(tǒng)控制單元中的一個單元控制，當(dāng)一個單元發(fā)生故障時，相應(yīng)的作動系統(tǒng)和操縱面會鎖定在某個位置，這時作動系統(tǒng)控制單元利用控制冗余，自主調(diào)節(jié)，保持對飛機的正常控制，使其繼續(xù)穩(wěn)定飛行。耦合鏈接的飛行控制、雙余度控制以及操控面和伺服系統(tǒng)的雙余度設(shè)計為全球鷹提供了高可靠性。

全球鷹采用了可收放前三點式起落架。前起落架由赫羅克斯公司(Heroux Devtek)在F-5飛機起落架方案基礎(chǔ)上改進而成，剎車采用古德里奇公司的電動剎車系統(tǒng)，該電動剎車系統(tǒng)也被應(yīng)用到夢幻787客機等飛行器中；全球鷹Block 20的主起落架采用了F-16的起落架方案和部件，收放仍采用液壓作動方式。

2.2 MQ-9捕食者無人機的作動系統(tǒng)[3]

MQ-9捕食者B(又稱收割者)型無人機由美國通用原子航空公司在MQ-1基礎(chǔ)上改進設(shè)計而來，最大飛行高度15.8km，滯空時間可達到36 h。捕食者B同樣為下單翼飛行器，機身細長，采用大展弦比機翼和“V+I”形尾翼(見圖2)。采用與“全球鷹”類似的冗余操控面布局，“V” 形翼中的每片尾翼上各有兩片組合的內(nèi)外方向升降舵面，“I” 形尾翼上有一個方向舵；每個機翼有內(nèi)外兩個鉸接的擾流板，最外側(cè)有兩片副翼。由于早期的MQ-1全球鷹沒有采用余度設(shè)計，因此，在多次參戰(zhàn)過程中損失了10多架，改進后的MQ-9捕食者B采用了三余度綜合作動系統(tǒng)控制單元，以及雙余度伺服系統(tǒng)和雙余度發(fā)動機控制系統(tǒng)。

圖2 捕食者無人機操控面布局及起落架裝置Fig.2 Control surface layout and landing gear of Predator UAV

捕食者系列無人飛機的起落架系統(tǒng)也采用前三點式布局。長柔性主起落架主要由單向玻璃纖維樹脂構(gòu)成，無減震器，其著陸過程中通過復(fù)合材料的彈性變形和輪胎摩擦耗散能量，前起落架采用了油氣緩沖裝置。

圖3 X-45A無人機操控面布局Fig.3 Control surface layout of X-45A UAV

2.3 X-45A無人機的作動系統(tǒng)[4]

X-45A無人戰(zhàn)斗機是聯(lián)合無人空中作戰(zhàn)系統(tǒng)的一部分，1997年開始由波音公司集成研制，該系列無人機主要有X-45A、X-45B、X-45C。X-45A采用后掠翼隱身無尾翼結(jié)構(gòu)布局設(shè)計，翼展10.4m，機長8.1m，滿載總質(zhì)量6804kg左右。最大飛行高度可達26km，巡航速度0.8馬赫，于2002年進行首飛試驗。該無人機采用六個尾部邊條升降翼和一個航向推力矢量發(fā)動機進行飛行控制，每個機翼安定面后面分別布置內(nèi)側(cè)、中部和外側(cè)操控翼面，外側(cè)和中部操控面位于一個可以拆卸的翼面上(見圖3)。在起飛、巡航和著陸過程中，通過對這些操縱面進行對稱、差動及組合控制，實現(xiàn)飛行姿態(tài)的調(diào)整。整個無人機采用了18個電動執(zhí)行機構(gòu)，分別用于操控面、起落架轉(zhuǎn)向及收放，所有電動執(zhí)行機構(gòu)由HR Textron公司研制。彈藥艙門由穆格公司研制的一個旋轉(zhuǎn)式電動執(zhí)行機構(gòu)進行控制。X-45A無人機也采用了雙余度作動系統(tǒng)控制單元(VMS)，VMS包括了柯林斯公司研制的一個GEM III GPS裝置、霍尼韋爾公司研制的一個HG-1700AG27慣性導(dǎo)航裝置、一個HG7805AA03 雷達天線以及2個603E型PowerPC處理板。

2.4 X-47無人機的作動系統(tǒng)[5]

圖4 X-47A無人機多余度飛控與作動系統(tǒng)Fig.4 Redundancy fly and actuation systems of X-47A UAV

X-47無人機由諾·格公司研制，主要型號有X-47A 和X-47B。X-47A 是小尺寸驗證機，X-47B 則是世界上第一種陸基和航空母艦都能使用的無人偵察攻擊機，是X-47A 無人機的發(fā)展型。X-47系列無人機同樣采用后掠翼隱身無尾翼結(jié)構(gòu)布局設(shè)計，采用4個尾部的邊條升降操控面進行飛行控制，每個機翼安定面后面分別布置內(nèi)側(cè)、外側(cè)操控翼面，左右機翼中上部位還分別布置了兩片擾流板。為增加X-47A無人機可靠性，同樣采用了余度技術(shù)(見圖4)，X-47A無人機也采用了雙余度作動系統(tǒng)控制單元，包括了BAE系統(tǒng)控制公司的2套綜合飛控系統(tǒng)，該系統(tǒng)使用了Power PC 750處理器，具有1553B總線, RS-232以及RS-433等I/O接口，操作系統(tǒng)選用了CsLEOS系統(tǒng)以及BAE 系統(tǒng)公司開發(fā)的ARINC-653嵌入式系統(tǒng)。在該環(huán)境下諾·格公司自己開發(fā)了余度管理、任務(wù)管理、導(dǎo)航規(guī)律、發(fā)動機控制以及液壓、電動及剎車作動裝置的控制等算法和軟件。導(dǎo)航裝置采用了一個SRGPS 和2套霍尼韋爾公司的H-764 GPS/INS單元。受限于開發(fā)計劃和重點驗證項目，最初雖考慮了電動作動系統(tǒng)，但基于電能轉(zhuǎn)換、工作范圍、功率以及響應(yīng)等限制，仍采用了傳統(tǒng)的液壓作動系統(tǒng)。液壓作動系統(tǒng)包括一個與發(fā)動機連接的液壓泵和一個以電驅(qū)動液壓泵備份系統(tǒng)，采用MIL-H-83282液壓油，系統(tǒng)壓力可達到3000 psi，液壓作動器是在快鷹(Hawker)水平尾翼作動器基礎(chǔ)上進行改進的，液壓作動器的動作依靠雙余度電液伺服閥進行控制(EHSV)。

X-47的起落架是在A-6E和F/A-18C 基礎(chǔ)上改進而來的，X-47B 還借鑒了F-14 飛機的著艦捕獲鉤方案進行改進設(shè)計。

2.5 無人機機載作動系統(tǒng)技術(shù)發(fā)展趨勢

以上無人機代表著國外最新的研究和應(yīng)用成果，體現(xiàn)在機載作動系統(tǒng)技術(shù)的發(fā)展趨勢向著高可靠多余度、智能化、直接力控制、全電傳化等方向發(fā)展，具體體現(xiàn)在：

1)高可靠的多余度技術(shù)。為保證無人機飛行的可靠性和安全性，大量借鑒了客機及軍機相關(guān)技術(shù)，作動系統(tǒng)的控制單元均采用多余度，余度配置大都采用雙余度或三余度容錯飛行控制計算機。

2)帶有智能的多功能綜合信息管理。高可靠的多余度控制單元具有任務(wù)管理、余度管理、故障診斷及隔離、自主導(dǎo)航等多種功能。

3)多操控面組合控制和直接力控制。非翼身融合的全球鷹和捕食者無人機的“V”形操控面控制，與正常布局的導(dǎo)彈主要區(qū)別是，每個方向和升降舵是組合控制，即：每片操控面既起到升降還起到方向控制作用。為增加可靠性，還采用了多個冗余操控面。對于翼身融合的無人飛行器(X-45、X-47)，一方面通過機翼后緣的多個內(nèi)外邊條操控面進行升降和方向控制，為增加飛行器在低空低速下等條件下的機動性和操控性，同時還采用了發(fā)動機尾噴管推力矢量控制技術(shù)。

4)全電傳化技術(shù)。以電傳為主的電動和電靜液作動技術(shù)將取代發(fā)動機帶動液壓泵單元的液壓作動技術(shù)?？梢钥闯觯簾o人機起降裝置、操控面作動系統(tǒng)，采用電動作動技術(shù)是可行的。

3 無人飛行器作動系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)

3.1 多余度配置及其控制與管理技術(shù) 應(yīng)用余度技術(shù)一方面可以使系統(tǒng)達到很高的可靠性，但也會增加飛行系統(tǒng)的復(fù)雜性、質(zhì)量、體積、成本及研制周期，因此，在余度設(shè)計時要綜合考慮這些因素，在滿足要求的條件下，系統(tǒng)的余度結(jié)構(gòu)應(yīng)盡量簡單。從成熟應(yīng)用的無人機余度配置可以看出，一般采用雙余度和三余度作動系統(tǒng)控制單元。因此，無人機余度配置主要側(cè)重研究采用雙余度技術(shù)還是三余度技術(shù)，同時研究與之對應(yīng)的操控面余度布局方式以及作動系統(tǒng)余度技術(shù)，然后依據(jù)冷熱余度工作方式，解決控制過程中的力紛爭問題，以及控制系統(tǒng)中數(shù)據(jù)和信號傳遞的方式。此外，進行余度配置時還需要考慮采用非相似余度配置技術(shù)還是相似余度配置技術(shù)。上述全球鷹、捕食者B、X-45、X-47基本都采用了相似余度配置。

多余度飛行控制重點研究多余度計算機的工作方式、計算機與外部接口間的通訊、自檢測系統(tǒng)、作動系統(tǒng)控制和驅(qū)動裝置、控制結(jié)構(gòu)與控制律設(shè)計等內(nèi)容。多余度飛行控制技術(shù)直接影響系統(tǒng)的可靠性和飛行品質(zhì)，需要借鑒國內(nèi)外先進的方案，提高多余度飛行控制技術(shù)水平。余度管理的目的是最大程度地提高系統(tǒng)的可靠性，使系統(tǒng)在正常工作時高效率地運行，發(fā)生故障后，系統(tǒng)性能降低最小，并對故障瞬態(tài)提供保護。

余度管理主要是信號的選擇和故障監(jiān)控與隔離，在無人機作動系統(tǒng)控制單元中對于信號的選擇可以是中值選擇和平均值選擇。在設(shè)計故障監(jiān)控方法時，主要選擇比較監(jiān)控和自監(jiān)控兩種方式。在進行故障隔離與切換時，一般需要研究余度邏輯設(shè)計，并采用軟件隔離和硬件切換。

3.2 多操控面組合控制和直接力控制技術(shù)

由于高性能無人機飛行操控方式比較復(fù)雜，升降和方向控制一般采用控制面的操縱面組合控制，或者是多操縱面與直接力組合的方式。直接力控制技術(shù)是對常規(guī)飛行器控制技術(shù)的發(fā)展，它可以直接產(chǎn)生不改變姿態(tài)而改變期望航跡的氣動力。這種控制方式通過多個操縱面組合，或多操縱面與發(fā)動機推力矢量組合控制實現(xiàn)，直接產(chǎn)生升力和側(cè)向力。這些直接力可分為直接升力、直接側(cè)向力及推力控制，如圖5所示。在X-45無人機偏航控制過程中，采用了發(fā)動機的推力矢量控制及單側(cè)機翼上，不同后緣襟翼的組合控制方式，不僅可以有效減小襟翼的偏轉(zhuǎn)角，還能夠迅速提高機動能力。因此，在研發(fā)翼身融合高性能無人機的同時，需要重點解決多個輔助操縱面和推力矢量組合控制的直接力控制技術(shù)[6]。

圖5 X-45A無人機的操控面與推力矢量控制方式Fig.5 Control surface layout and thrust vector control method of X-45A UAV

3.3 多余度電動作動器技術(shù)

余度技術(shù)的另一項核心是要重點研究作動器的余度技術(shù)。國內(nèi)外作動器研制經(jīng)驗表明：改進作動器各組成單元結(jié)構(gòu)和制造工藝，提高可靠性可挖掘的潛力有限，無法滿足載人航天以及飛機大幅增長的可靠性指標(biāo)要求。受空間布局和傳統(tǒng)戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈慣性思維的影響，目前國內(nèi)戰(zhàn)術(shù)級飛行器很少采用該技術(shù)。隨著高性能無人機等項目的展開，需要開展多余度作動技術(shù)的研究，多余度電動作動器將會成為研究重點。主要研究同類及不同種類執(zhí)行機構(gòu)余度配置技術(shù)、力綜合技術(shù)、帶有容錯功能的自身故障診斷與隔離技術(shù)、多余度執(zhí)行機構(gòu)傳動技術(shù)等內(nèi)容。

3.4 推力矢量機構(gòu)技術(shù)

發(fā)展高性能無人機將提出自主起降、機動飛行等多種需求，常規(guī)氣動布局操控面控制效率低，一般很難滿足這些要求，需研制新型推力矢量執(zhí)行機構(gòu)。采用擺動、二元可調(diào)噴管或軸對稱推力矢量技術(shù)，推力損失小，非常適合高空、長時間、遠距離飛行的高性能無人飛機自主起降及機動等要求。國內(nèi)外在中大型導(dǎo)彈與火箭、各種航空飛行器上已經(jīng)大范圍使用擺動噴管及二元可調(diào)節(jié)噴管技術(shù)，在X-45無人機中也采用了二元可調(diào)噴管技術(shù)。根據(jù)未來高性能無人飛行器的需求，需要并行發(fā)展二元以及空間軸對稱推力矢量機構(gòu)和控制技術(shù)。主要研究推力矢量機構(gòu)構(gòu)型、動密封與熱防護技術(shù)、載荷分配及機構(gòu)動力學(xué)、推力矢量作動系統(tǒng)等方面。

3.5 高可靠起降裝置技術(shù)

起落架是高性能無人機起飛著陸的主要裝置，無人機在起飛滑跑、著陸接地和地面運動時起落架應(yīng)能承受并減輕機體受載。起落架還應(yīng)使無人機在地面運動時具有良好的操縱性和穩(wěn)定性。為了減少無人機飛行時的阻力，還應(yīng)保證其收放的靈活性與可靠性。由此可見起落架是工作性能和可靠性直接影響整機的安全。高性能無人機的起落架也不單純是一個結(jié)構(gòu)，而是一種相當(dāng)復(fù)雜的機械系統(tǒng)，需要重點研究緩沖、收放機構(gòu)構(gòu)型、剎車、電氣系統(tǒng)、作動系統(tǒng)等。

4 結(jié)論及發(fā)展思路

作動系統(tǒng)技術(shù)是發(fā)展高性能無人機重點解決的關(guān)鍵技術(shù)之一，開發(fā)這類作動系統(tǒng)需要及時、長期、系統(tǒng)地開展國外相關(guān)技術(shù)情報查詢、整理和分析工作，在對國內(nèi)外高性能無人機機載作動系統(tǒng)研究和應(yīng)用分析的基礎(chǔ)上提出一些初步發(fā)展思路：

1)盡快完成無人機機載多余度電傳作動系統(tǒng)專業(yè)技術(shù)的體系研究梳理出該類機載多余度電傳作動系統(tǒng)技術(shù)體系。

2)隨著高性能無人飛行器、臨近空間飛行器等高價值裝備的研究逐漸深入，單一形式的作動系統(tǒng)不再能滿足系統(tǒng)性能及可靠性要求，應(yīng)該緊密結(jié)合這些項目需求開展多余度作動系統(tǒng)技術(shù)研究工作。

3)多軸操控的推力矢量機構(gòu)及其控制技術(shù)，相比傳統(tǒng)的擾流片和燃氣舵推力矢量技術(shù)，作為一種很好的直接力控制方式，具有多軸操控的二元推力矢量和空間軸對稱矢量控制系統(tǒng)，效率更高，操控品質(zhì)更好，應(yīng)加快相關(guān)技術(shù)的發(fā)展研究。

[1] Aerospace Actuation 2008, Counterpoint Market Intelligence Limited[R].2009.

[2] 美國高空長航時無人機——RQ-4“全球鷹”[M].北京：航空工業(yè)出版社，2011,11.

[3] A NASA UAS SupportingLong Duration Earth Science Missions[R].NASA/TM-2007-214614.

[4] Kevin A Wise. X-45 Program Overview and Flight Test Status[C]//.AIAA 2003-6645.

[5] X-47A PEGASUS FLIGHT AND MISSION SYSTEMS DESIGN AND TEST[C]//.AIAA 2003-6628.

[6] Phu Nguyen,Stanley Mak. Simulation of Landing Events for an Unconventional UAV Landing Gear System Using Transient Dynamics Approach[C]//.AIAA 2006-1762.

Technology Development Status of UAV Actuation System

ZHANG Xin-hua

(Beijing Institute of Automatic Control Equipment,Beijing 100074, China)

This article introduces component, application status at home and abroad and development trend of technology of actuation system of high-performance UAV, and analyses key technology of redundancy fly and actuation system, and givens the preliminary idea of the system.

UAV; Control unit of redundancy actuation system; Actuation system

2015 - 03 - 12；

2015 - 04 - 02。

張新華(1972 - )，男，博士，研究員，主要從事伺服控制方面的研究。

TP273

A

2095-8110(2015)03-0055-06