CN102135049A

CN102135049A - 涡轮供能的机电致动系统

Info

Publication number: CN102135049A
Application number: CN2011100240923A
Authority: CN
Inventors: D·G·希尔
Original assignee: Hamilton Sundstrand Corp
Current assignee: Hamilton Sundstrand Corp
Priority date: 2010-01-22
Filing date: 2011-01-21
Publication date: 2011-07-27
Also published as: JP2011148489A; US8727284B2; US20130292519A1; EP2354008A1

Abstract

本发明涉及涡轮供能的机电致动系统。具体地，一种用于航天器的机电致动系统（10）包括推进剂源（18）以及操作连接到推进剂源并可被来自它的推进剂（16）的流旋转的至少一个涡轮（14）。至少一个发电机（20）操作连接到至少一个涡轮，并构造成将涡轮的旋转转换成电能。至少一个机电致动器（12）操作连接到至少一个发电机，使得来自至少一个发电机的电能驱动至少一个机电致动器的操作。一种操作航天器的涡轮供能的机电致动器（12）的方法包括经由从其通过的推进剂（16）的流旋转至少一个涡轮（14）。在操作连接到至少一个涡轮的至少一个发电机（20）内产生电能，并用在其内产生的电能操作机电致动器。

Description

涡轮供能的机电致动系统

技术领域

本文公开的主题总体上涉及机电致动器。更具体地，本主题公开涉及机电致动器的动力和控制系统。

背景技术

机电致动器用于多种应用和环境中。例如，航天器在发射和/或操纵期间经常采用主发动机的推力矢量控制，这需要移动主发动机喷口的装置。从前，液压致动系统用于这种应用，但这种系统复杂且沉重，液压流体造成火灾和环境灾害，并且发射之前还需要维护和热调节。近来，机电致动器在推力矢量控制系统中已开始取代液压致动器。机电致动器的使用通过取消液压流体系统而减少复杂性，但需要增加电池或利用航天器机载电力系统为机电致动器供能。在航天器上，物理空间和航天器重量是奇缺稀罕的，因此不希望增加大而重的电池。另外，航天器机载电力系统的尺寸不是设置成提供给机电致动器动力，因此必须被显著加大以适应机电致动器。

本领域会非常欢迎用于对推力矢量控制及其它应用的机电致动器提供动力的替代系统。

发明内容

根据本发明的一个方面，用于航天器的机电致动系统包括推进剂源以及至少一个涡轮，所述至少一个涡轮操作连接到所述推进剂源并可被来自所述推进剂源的推进剂流旋转。至少一个发电机操作连接到所述至少一个涡轮，并构造成将所述涡轮的旋转转换成电能。至少一个机电致动器操作连接到所述至少一个发电机，使得来自所述至少一个发电机的电能驱动所述至少一个机电致动器的操作。

根据本发明的另一方面，一种操作用于航天器的机电致动器的方法包括将推进剂的流从推进剂源输送到至少一个涡轮，并经由通过所述至少一个涡轮的推进剂的流使所述至少一个涡轮旋转。经由所述至少一个涡轮的旋转在操作连接到所述至少一个涡轮的至少一个发电机内产生电能。用在所述至少一个发电机内产生的电能操作所述机电致动器。

根据本发明的另一方面，一种用于航天器主发动机的推力矢量控制系统包括操作连接到所述主发动机的至少两个机电致动器，所述至少两个机电致动器中的至少一个构造成使所述主发动机沿第一方向关节运动（articulate），所述至少两个机电致动器中的至少一个构造成使所述主发动机沿第二方向关节运动。所述系统还包括推进剂源以及操作连接到所述推进剂源并可被来自所述推进剂源的推进剂的流旋转的至少一个涡轮。至少一个发电机操作连接到所述至少一个涡轮和所述至少两个机电致动器，并构造成将涡轮的旋转转换成驱动所述至少两个机电致动器操作的电能。

这些和其它优点和特征将从以下联系附图的说明中变得更加明显。

附图说明

被视为本发明的主题在本说明书所附的权利要求中具体指出并清楚地要求保护。本发明的前述和其它特征以及优点从以下联系附图的详细说明中变得明显，附图中：

图1是涡轮供能（或供给动力）的机电致动系统的一个实施例的示意图；

图2是涡轮供能的机电致动系统的另一实施例的示意图；

图3是涡轮供能的机电致动系统的又一实施例的示意图；

具体实施方式通过参照附图以示例的方式解释本发明的实施例及优点和特征。

具体实施方式

在图1中示出涡轮供能的机电致动（EMA）系统10的一个实施例的示意图。这种系统可用于致动航天器的主发动机用于推力矢量控制和/或致动其它部件。该系统包括连接到待致动部件（未示出）的机电致动器（EMA）12，该待致动部件可为航天器发动机或其它部件。这种EMA 12可为线性的或旋转的。为向EMA 12提供电力，提供涡轮14。涡轮14由推进剂16的流旋转。在一些实施例中，推进剂16是从机载液体推进剂贮箱18再加压系统排出的氢气，用于为主发动机供给动力的液体推进剂。在其它实施例中，推进剂16可为压缩氦气或其它气体，固体推进剂气体发生器或例如肼的液体推进剂。

推进剂16使涡轮14旋转，涡轮14进而使连接到涡轮14的发电机20旋转。发电机20的旋转速度由例如布置在涡轮14与发电机20之间的齿轮箱22控制。类似地，在一些实施例中，涡轮14的旋转速度由速度控制设备24（例如调节器24或其它设备）控制，所述速度控制设备24连接到涡轮14并与推进剂控制阀26联系以控制推进剂16的流速。发电机20的旋转产生输送到系统控制器28的电力。

系统控制器28可执行几种功能，包括在输送到EMA 12之前进行动力调节以及与航天器飞行计算机30联系。另外，系统控制器28与布置在EMA 12处的多个EMA传感器32联系。所采用的EMA传感器32的数量取决于系统的马达类型和位置反馈需求。EMA传感器可用于马达整流、位置反馈、健康监测和其它用途。多个EMA传感器32监测EMA 12的位置并将EMA 12的健康监测提供到航天器飞行计算机30。当被航天器飞行计算机30命令时，系统控制器28向连接到EMA 12的一个或多个马达40提供动力以致动EMA 12并改变所附接部件的位置。

现参照图2，示出采用两个EMA 12控制航天器的主发动机34的推力定向的示意图。第一EMA 12a用于控制主发动机34沿第一轴线36的运动，第二EMA 12b用于控制主发动机34沿第二轴线38的运动。如图3所示，在一些实施例中，EMA 12a和EMA 12b由连接到分离的涡轮14的独立系统控制器28控制。但在其它实施例中，EMA 12a和12b可由单一的、共用的涡轮14通过单一的系统控制器28供给动力。另外，在需要冗余部件的其它实施例中，多于一个，例如两个EMA 12a和两个EMA 12b连接到主发动机34以在一个或多个EMA 12失效的情况下维持EMA系统10的可操作性。另外，具有多于一个马达40和多个负载路径的EMA 12可用于提供EMA 12冗余性。为进一步满足具体系统的冗余性需要，系统控制器28和涡轮14的组合可被互联以形成EMA系统10。

本文所述EMA系统10通过采用一个或多个涡轮14对多个EMA 12中的一个提供电力。由来自例如机载推进剂贮箱18再加压系统的推进剂16供能的一个或多个涡轮14的使用提供了轻重量的解决方案以取代用电池对EMA 12供能。另外，这种系统消除了提供液压流体以对致动器供能的需要，从而消除环境灾害和火灾，并进一步消除液压流体的发射前热调节的需要并减少相关的液压流体系统维护需求。

尽管已联系仅仅有限数量的实施例详细说明了本发明，但应易于理解本发明不局限于这些已公开实施例。相反，可修改本发明以结合此前没有说明但与本发明精神和范围相称的任意数量的变型、替代方案、替换或等同配置。另外，尽管已说明了本发明的各种实施例，应理解本发明的方面可包括所述实施例的仅仅一部分。因此，本发明不应被看作受到前述说明的限制，而是仅受所附权利要求的范围的限制。

Claims

1.一种用于航天器的机电致动系统（10），包括：

推进剂源（18）；

至少一个涡轮（14），其与所述推进剂源（18）流体连通并能够被来自所述推进剂源（18）的推进剂（16）的流旋转；

至少一个发电机（20），其操作连接到所述至少一个涡轮（14），构造成将所述至少一个涡轮（14）的旋转转换成电能；以及

至少一个机电致动器（12），其操作连接到所述至少一个发电机（20），使得来自所述至少一个发电机（20）的电能驱动所述至少一个机电致动器（12）的操作。

2.如权利要求1所述的机电致动系统（10），其中，所述至少一个机电致动器（12）是至少两个机电致动器（12）。

3.如权利要求1所述的机电致动系统（10），其中，所述至少一个发电机（20）的分立的发电机（20）操作连接到所述至少一个机电致动器（12）的每个机电致动器（12）。

4.如权利要求1所述的机电致动系统（10），其中，所述推进剂（6）的流包括从液氢推进剂贮箱（18）再加压系统排出的氢气、压缩氦气或其它气体、固体推进剂气体发生器、或液体推进剂之一。

5.如权利要求1所述的机电致动系统（10），还包括至少一个系统控制器（28），所述至少一个系统控制器（28）操作连接到所述至少一个发电机（20）并且构造成控制至所述至少一个机电致动器（12）的电能的流。

6.如权利要求5所述的机电致动系统（10），其中，所述至少一个系统控制器（28）操作连接到航天器飞行计算机（30）。

7.如权利要求1所述的机电致动系统（10），还包括至少一个调节器（24），所述至少一个调节器（24）操作连接到所述至少一个涡轮（14）以控制其旋转。

8.如权利要求7所述的机电致动系统（10），还包括推进剂控制阀（26），所述推进剂控制阀（26）操作连接到所述至少一个调节器（24）以控制推进剂（16）的流进入所述至少一个涡轮（14）内的流速。

9.一种操作用于航天器的涡轮供能的机电致动器（12）的方法，包括：

将推进剂（16）的流从推进剂源（18）输送到至少一个涡轮（14）；

经由通过所述至少一个涡轮（14）的所述推进剂（16）的流使所述至少一个涡轮（14）旋转；

经由所述至少一个涡轮（14）的旋转在操作连接到所述至少一个涡轮（14）的至少一个发电机（20）内产生电能；以及

用在所述至少一个发电机（20）内产生的电能操作所述机电致动器（12）。

10.如权利要求9所述的方法，还包括经由操作连接到所述至少一个发电机（20）的至少一个系统控制器（28）控制至所述至少一个机电致动器（12）的电能的流。

11.如权利要求10所述的方法，还包括经由所述至少一个系统控制器（28）从航天器飞行计算机（30）接收命令以引导所述电能的流。

12.如权利要求9所述的方法，还包括经由操作连接到所述至少一个涡轮（14）的至少一个速度控制设备（24）控制所述至少一个涡轮（14）的旋转。

13.如权利要求12所述的方法，还包括经由操作连接到所述至少一个速度控制设备（24）的推进剂控制阀（26）控制所述推进剂（16）的流进入所述至少一个涡轮（14）的流速。

14.一种用于航天器主发动机（34）的推力矢量控制系统，包括：

操作连接到所述主发动机（34）的至少两个机电致动器（12），所述至少两个机电致动器（12）中的一个或多个机电致动器（12）构造成使所述主发动机（34）沿第一方向（36）关节运动，所述至少两个机电致动器（12）中的一个或多个机电致动器（12）构造成使所述主发动机（34）沿第二方向（38）关节运动；

推进剂源（18）；

至少一个涡轮（14），所述至少一个涡轮（14）操作连接到所述推进剂源（18）并能够被来自所述推进剂源（18）的推进剂（16）的流旋转；以及

至少一个发电机（20），所述至少一个发电机（20）操作连接到所述至少一个涡轮（14）和所述至少两个机电致动器（12），所述至少一个发电机（20）构造成将所述涡轮（14）的旋转转换成驱动所述至少两个机电致动器（12）的操作的电能。

15.如权利要求14所述的推力矢量控制系统，其中，所述至少一个涡轮（14）是至少两个涡轮（14）。

16.如权利要求15所述的推力矢量控制系统，其中，所述至少一个发电机（20）是至少两个发电机（20），所述至少两个发电机（20）的每个发电机（20）操作连接到所述至少两个涡轮（14）的一个或多个涡轮（14）并操作连接到所述至少两个机电致动器（12）的一个或多个机电致动器（12）。

17.如权利要求14所述的推力矢量控制系统，其中，所述推进剂（16）的流包括从液氢推进剂贮箱（18）再加压系统排出的氢气、压缩氦气或其它气体、固体推进剂气体发生器、或液体推进剂之一。

18.如权利要求14所述的推力矢量控制系统，还包括至少一个系统控制器（28），所述至少一个系统控制器（28）操作连接到所述至少一个发电机（20），构造成控制至所述至少两个机电致动器（12）的电能的流。

19.如权利要求14所述的推力矢量控制系统，还包括至少一个速度控制设备（24），所述至少一个速度控制设备（24）操作连接到所述至少一个涡轮（14）以控制其旋转。

20.如权利要求19所述的推力矢量控制系统，还包括推进剂控制阀（26），所述推进剂控制阀（26）操作连接到所述至少一个速度控制设备（24）以控制所述推进剂（16）的流进入所述至少一个涡轮（14）内的流速。