飞行器电动舵机规范

飞行器电动舵机规范篇一：通用飞机电动舵机的设计通用飞机电动舵机的设计 摘要:飞机舵机作为自动飞行控制系统的执行机构,其性能直接影响自动飞行控制系统的性能。本文介绍了一种用于通用飞机自动飞行控制系统的电动舵机的设计,从通用飞机电动舵机的功能、性能、总体组成、工作方式、部件的选择和机械结构的设计几个方面进行了描述和介绍。最后对设计完成的电动舵机进行了功能和性能测试,并给出了舵机的测试结果和结论。 关键词:电动舵机 通用飞机 控制器 直流电机 舵机作为自动飞行控制系统中的关键部件之一,其性能也直接影响到整个自动飞行控制系统中的工作。随着自动飞行控制系统的发展,舵机性能的提高成为进一步改进飞行控制系统性能的重要环节。目前一般飞机飞行 1000 h 才允许出一次故障,所以对舵机的安全性和可靠性也提出了很高的要求1。 1 舵机功能描述 本舵机适用于通用飞机,按照中华人民共和国通用航空飞行管制条例中的规定,通用航空,是指除军事、警务、海关缉私飞行和公共航空运输飞行以外的航空活动,包括从事工业、农业、林业、渔业、矿业、建筑业的作业飞行和医疗卫生、抢险救灾、气象探测、海洋监测、科学实验、遥感测绘、教育训练、文化体育、旅游观光等方面的飞行活动。用于这些活动的飞机称为通用飞机。2 篇二：小舵机用直流电动设计要求直流电动机设计要求 共 7 页 小电动舵机用直流电动机设计要求 1 概述 直流电动机安装在小电动舵机（以下简称小舵机）上，作为小舵机动力源，在额定工作电压下为小舵机提供额定转速和额定力矩。 2 引用标准和文件 GJB2821-1997 直流伺服电动机械通用规范 GJB 361A-1997 控制电机通用规范舵系统研制技术要求 3 主要技术指标及要求 外观要求 所有零部件应无锈蚀、毛刺、裂纹、碰伤等。允许有由于装调而造成的局部痕迹和轻度磨损。 重量 直流电机重量120g（暂定） 。 外形与接口 电气接口 直流电机电气接口见表 1。 表 1 电气接口功能 外形与机械接口直流电机外形尺寸及机械接口如图 1 所示（暂定，其实最好电机输出轴直径为 5mm，直径为 25 到 30mm，长度可再短一些，电机本体最大为 4） 。图 1 直流电机外形尺寸及机械接口 额定电压：28V； 空载转速：8710rpm； 空载电流：25mA； 额定转速：6732 rpm； 额定转矩：35mNm； 额定电流：； 堵转转矩：265 mNm； 堵转电流： A； 功率：20W； 速度常数：311 rpm/V； 速度/转矩常数： rpm/ mNm； 环境温度范围：-45+120； 最大径向载荷（离法兰 5mm 处）：35N； 最大允许转速：14000 rpm； 最大效率：88%。 绝缘电阻 正常大气条件下，接线柱与壳体之间的绝缘电阻不小于 20M；在温度为 1535，相对湿度不大于 80%的情况下，绝缘电阻不小于 2M。 电磁兼容性要求（随系统进行）电磁兼容性要求按 GJB 151A-1997 和 GB/T17626-XX执行，具体项目要求如下： 1) CE102 电源线传导发射； 2) CS101 电源线传感敏感度； 3) CS106 电源线尖峰信号传导敏感度； 4) CS114 电缆束注入传导敏感度； 5) CS115 电缆束注入脉冲激励传导敏感度； 6) CS116 电场辐射发射； 7) RE102 电缆和电源线阻尼正弦瞬变传导敏感度； 8) RS103 电场辐射敏感度； 9) 静电放电抗扰度。 寿命 贮存期：15 年； 允许挂飞次数：30 次； 使用寿命：不小于 2105 次。 环境适应性要求 贮存温度： -5560； 使用温度：-45125； 相对湿度: 达 96。 高温试验a) 试验目的 高温贮存试验是用来考查贮存期间高温对产品的安全性、完整性和性 能的影响。 高温工作试验是用来考察产品工作时高温对其性能的影响。 b) 试验条件 高温贮存试验温度：+60； 试验时间：48h； 高温工作试验温度：+60； 试验时间：产品在非工作状态达到温度稳定，然后产品通电工作直到 再次达到温度稳定并进行性能测试； c) 试验方法 按 GJB 规定的方法，进行高温储存和高温工作试验。 d) 合格判据 高温贮存试验，在试验结束后，试品恢复到常温条件下进行性能测试， 应满足相关技术要求。 高温工作试验：在试品达到温度稳定后，启动工作，直至试品达到温度稳定，并进行性能测试，应满足相关技术要求。 低温试验 a) 试验目的 低温贮存试验是用来检查低温对产品在存期间和贮存后的安全性，以 及贮存后对产品性能的影响。 篇三：电动舵机的建模与控制研究摘要 舵机在导弹中的作用为驱动舵面偏转以控制导弹的飞行姿态和航迹。随着导弹性能要求的不断提高，对舵机系统的要求也越来越高，包括对舵机体积、重量、承载能力，以及对控制性能的要求。基于无刷直流电机（BLDCM）的导弹舵机系统具有体积小、重量轻、输出力矩大、易维护等优点，逐步成为电动舵机发展的主要方向。 论文分析了电动舵机的系统结构和工作原理，并对系统各组成部分分别进行了数学建模，建立了完整的舵机系统数学模型，利用 MATLAB 进行了动态仿真，通过分析系统的静态误差，调节时间，超调量等性能指标来分析系统的动态性能。 论文的主要工作体现在以下几个方面： 了解舵机的工作原理和国内外研究现状，并对电动舵机的系统组成和工作原理进行了研究。 深入了解电动舵机各部分的结构与工作原理，掌握其建立数学模型的方法并构造传递函数仿真模型。 由于摩擦等非线性环节的存在严重影响舵机的控制性能，论文中考虑了非线性因素的影响，在模型中加入了非线性环节，并对摩擦非线性采用 stribeck 模型进行了重点分析。 舵机回路控制性能的好坏直接影响导弹的飞行动态品质。舵机控制律的实现主要分为模拟和数字控制两种方法，随着微处理器技术的飞速发展，数字化已成为伺服系统的一个方向。本文中对舵机的控制律设计采用经典的 PID 控制和滞后超前控制两种控制方法并获得其控制律参数。分析了舵机系统在两种控制律下的动态性能。最后对两种控制律进行了分析比较。 关键词：电动舵机，无刷直流电机，PID 控制，超前滞后控制，动态仿真 I ABSTRACTThe function of actuator is to drive the rudder to control the missile attitude. With the upgrade of the missiles performances, integral demand of the actuator system is becoming higher and higher. These demands include volume and weight of the actuator, carrying capability and controlling performance. Based on the brushless DC motor (BLDCM) missile actuator system has the advantages of small volume, light weight, large output torque, easy maintenance and gradually become the main development direction. The electric power steering system structure and the principle of work are analyzed, each part of the system are modeled respectively to establish a complete mathematical model of the system, the system is studied through the analysis of the static error, adjust time, maximum overshoot and other performance indicators by means of MATLAB simulation. The paper mainly reflected in the following aspects: Understanding the principle of the steering, research status at home and abroad, and the composition of the electric power steering system and principle of work. A thorough understanding of electric actuator in various parts of the structure and the principle of work, to grasp its the method to establish the mathematical model and simulation structure transfer function simulation model. Because nonlinear factor, such as friction, has a severe impact on the servo control performance, the friction nonlinear Stribeck model is joined in the model to analyze the nonlinear factor influences. The performance of the Servo loop control directly influences the missile flight dynamic quality. Steering gear control law realization is mainly divided into analog and digital methods, Along with the rapid development of microprocessor technology, digital technology has become a servo system with a direction. In this thesis, the servo control law is designed using classical PID control method .the lead and lag two control algorithms and control parameter are discussed. At the end the two control laws are compared and analyzed. Keywords: electric actuator, brushless DC motor, PID control, lead-lag control, dynamic simulation II 目录 第一章 绪论 1 研究背景.1 电动舵机舵机的国内外研究现状.3 控制算法设计.5 论文主要工作.7 第二章 无刷直流电动舵机的系统结构与建模 . 8 引言.8 电动舵机系统结构组成与原理.9 电动舵机的系统组成 . 9 电动舵机的原理.9 直流无刷电机及其模型.10 无刷直流电机本体结构. 10 功率驱动电路. 11 无刷直流电机工作原理. 12 无刷直流电机数学模型. 13 无刷直流电机传递函数模型. 16 非线性环节.18 摩擦非线性及 Stribeck 摩擦模型.18 间隙非线性. 20 饱和限幅非线性. 20 PWM 驱动器 .20 减速器.23 反馈电位器.24 舵机系统模型.25 第三章 控制器的设计与仿真 . 27 控制系统分析.27 PID 控制器设计 . 31 PID 控制器介绍 31 PID 控制器参数整定方法 . 33 PID 控制系统仿真与结果分析 . 35 III 滞后超前控制器设计.40串联滞后超前校正器介绍. 40 超前滞后校正器设计方法. 43 第四章 全文总结 48 参考文献 .49 致谢 .50 毕业设计小结 . 51 附录 .52 IV 第一章 绪论 研究背景 随着新一代飞行器的研制以及各种特殊飞行器如空天飞行器，高超音速飞行器的发展，其飞行控制系统要求具有更高的控制精细度1以及可靠性。作为飞控系统的执行部件舵机，其动态性能、稳态性能直接影响飞控系统的动态品质和控制精度。因此高动态下的高性能控制就成为舵机控制的新要求。 根据能源的不同，舵机可分为三种类型2：气动舵机（包括冷气舵机、燃气舵机） 、液压舵机和电动舵机。相比较而言，目前在大型飞行器中，多采用大功率和快速性的液压舵机。但液压舵机结构加工、安装调试难度大，油路泄漏多，储存期短，制造维护成本高，发展具有较大的局限性，气动舵机则结构相对简单，制造容易但是损耗