一種新型電靜液作動(dòng)飛機(jī)剎車系統(tǒng)

1、收稿日期:20110608基金項(xiàng)目:博士學(xué)科點(diǎn)專項(xiàng)科研基金資助項(xiàng)目(20106102110032作者簡介:張謙(1968,男,陜西韓城人,博士研究生,主要研究方向?yàn)轱w機(jī)剎車技術(shù)、液壓伺服技術(shù)等;李兵強(qiáng)(1982,男,河北石家莊人,博士后,主要研究方向?yàn)橹悄茏詣?dòng)化裝置、交流電機(jī)調(diào)速等。一種新型電靜液作動(dòng)飛機(jī)剎車系統(tǒng)張謙,李兵強(qiáng)(西北工業(yè)大學(xué)自動(dòng)化學(xué)院,陜西西安710129摘要:多電飛機(jī)已成為現(xiàn)代飛機(jī)的發(fā)展趨勢,其剎車系統(tǒng)不再采用傳統(tǒng)的液壓剎車。提出一種用于多電飛機(jī)剎車系統(tǒng)的泵控和閥控相結(jié)合的電靜液剎車系統(tǒng)。首先分析了電靜液作動(dòng)器的工作原理和數(shù)學(xué)模型,對電靜液機(jī)構(gòu)進(jìn)行了單獨(dú)的控制仿真;接著對飛機(jī)剎

2、車系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)學(xué)建模,并將這種電靜液作動(dòng)飛機(jī)剎車系統(tǒng)進(jìn)行控制仿真。仿真結(jié)果表明,基于電靜液作動(dòng)器的剎車系統(tǒng)具有良好的剎車性能,適用于多電飛機(jī)剎車系統(tǒng)。關(guān)鍵詞:電靜液作動(dòng)器;飛機(jī)剎車系統(tǒng);多電飛機(jī)中圖分類號:TH137文獻(xiàn)標(biāo)識碼:A 文章編號:10008829(201107007904A Novel Electro-Hydrostatic Actuator for Aircraft Braking SystemZHANG Qian，LI Bing-qiang(School of Automation，Northwestern Polytechnical University，Xi an 71012

3、9，ChinaAbstract:More-electric aircraft is a new technical trend for modern aircraft，which does not need hydraulic braking system as traditionalA novel electro-hydrostatic actuator(EHAbased on pump and valve cooperatingcontrolled for aircraft braking system is proposedThe principles and mathematic mo

4、del are describedThe sim-ulation results for EHA and aircraft braking system show that the EHA and braking system have higher dynam-ic performance and it can meet the requirements of the more-electric aircraft braking systemKey words:electro-hydrostatic actuator;aircraft braking system;more-electric

5、 aircraft 多電飛機(jī)技術(shù)已成為現(xiàn)代飛機(jī)的一個(gè)新興發(fā)展方向。剎車系統(tǒng)是飛機(jī)的一個(gè)重要子系統(tǒng),也是多電飛機(jī)技術(shù)應(yīng)用的典型子系統(tǒng)。多電飛機(jī)剎車系統(tǒng)可以由兩種技術(shù)途徑實(shí)現(xiàn):一種是采用機(jī)電作動(dòng)技術(shù),它沒有任何液壓部件,通常稱為全電剎車(EMA ,electro-me-chanical actuator ;另一種是采用電靜液作動(dòng)技術(shù)(EHA ,electro-hydrostatic actuator 作為剎車的動(dòng)力源,它沒有外部液壓源,而是自帶電機(jī)和油泵及液壓部件,所有的液壓裝置被集成封裝在一體。它克服了傳統(tǒng)的飛機(jī)剎車系統(tǒng)油源管路長、對飛機(jī)結(jié)構(gòu)約束較大、體積重量大、燃油總效率低下等缺點(diǎn)。電靜液作動(dòng)

6、器具有較好的靈活性和適應(yīng)能力,可提高飛機(jī)剎車系統(tǒng)的性能,尤其是可充分發(fā)揮電子與液壓兩方面的優(yōu)點(diǎn),既能產(chǎn)生較大的制動(dòng)力矩,又具有高精度和快速響應(yīng)能力,所以特別適用于大型飛機(jī)的剎車系統(tǒng),目前國外已成功將電靜液剎車技術(shù)應(yīng)用于A380飛機(jī)。雖然國內(nèi)外對電靜液作動(dòng)技術(shù)已經(jīng)有了較多的研究13,但所報(bào)道的文獻(xiàn)基本都局限在飛行控制的舵面操縱機(jī)構(gòu),對于飛機(jī)剎車系統(tǒng)的文獻(xiàn)極少。本文中針對飛機(jī)剎車系統(tǒng)防滑控制過程中快速性的要求,提出了一種適用于飛機(jī)剎車的電靜液作動(dòng)器結(jié)構(gòu)。為了驗(yàn)證其在剎車系統(tǒng)中的有效性,將電靜液作動(dòng)器簡化為線性模型,在此基礎(chǔ)上結(jié)合飛機(jī)、起落架、跑道和防滑控制律,對電靜液飛機(jī)剎車系統(tǒng)進(jìn)行仿真驗(yàn)證。仿真

7、實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明,該電靜液作動(dòng)器可有效應(yīng)用于飛機(jī)剎車系統(tǒng),實(shí)現(xiàn)優(yōu)良的剎車性能。1EHA 結(jié)構(gòu)與數(shù)學(xué)模型11EHA 結(jié)構(gòu)及工作原理根據(jù)飛機(jī)剎車過程的頻率響應(yīng)要求,尤其是在剎車過程機(jī)輪抱死時(shí)需要快速退出抱死進(jìn)入防滑狀態(tài)。為此,提出一種用于飛機(jī)剎車系統(tǒng)的電靜液作動(dòng)器,如圖1所示,它由無刷直流電機(jī)、單向定量泵、蓄能器、單向閥、溢流閥、小油箱、電磁換向閥、彈簧回程單作用液壓活塞、剎車壓力傳感器和電機(jī)驅(qū)動(dòng)控制器等組成。其運(yùn)行方式采用泵控和閥控相結(jié)合的方式。根據(jù)飛機(jī)剎車壓力的指令要求,電機(jī)驅(qū)動(dòng)控制器調(diào)節(jié)無刷直流電機(jī)驅(qū)動(dòng)的單向定量泵轉(zhuǎn)速,由液壓壓力傳感器構(gòu)成閉環(huán)控制,達(dá)到剎車壓力調(diào)節(jié)的目的。由于在防滑剎車過程中液

8、壓活塞需要頻繁進(jìn)退,以達(dá)到加壓剎車和防滑松剎的目的,如果用泵控方法,即通過改變電機(jī)的旋轉(zhuǎn)方向使得液壓活塞進(jìn)和退,由于電機(jī)和液壓泵轉(zhuǎn)動(dòng)慣量較大,無法滿足快速正反轉(zhuǎn),實(shí)現(xiàn)防滑剎車快速性的要求。因此這里采用了由控制液壓泵轉(zhuǎn)速保持壓力,控制電磁閥換向?qū)崿F(xiàn)剎車和松剎車轉(zhuǎn)換的控制方式,通過換向使剎車裝置液壓活塞腔與油箱接通,在剎車裝置的結(jié)構(gòu)剛度和活塞中復(fù)位彈簧的作用下完成快速松剎過程。蓄能器在這里起到了壓力保持和油泵脈動(dòng)能量的吸收,使得剎車壓力更加平穩(wěn),溢流閥起到了最高壓力限制的作用。電機(jī)驅(qū)動(dòng)控制器接收剎車壓力給定指令,通過液壓壓力外環(huán)、轉(zhuǎn)速內(nèi)環(huán)的控制結(jié)構(gòu),采用常規(guī)PID 控制律,保證剎車壓力的正確值。而

9、安裝在液壓活塞上的剎車壓力傳感器的信號送到防滑剎車控制器,防滑控制器根據(jù)飛機(jī)機(jī)輪的轉(zhuǎn)速信號和壓力反饋信號作為防滑剎車控制的依據(jù)。 圖1EHA 剎車作動(dòng)機(jī)構(gòu)原理圖12EHA 的線性模型為簡化分析,模型的各個(gè)部分盡量考慮采用簡化的線性化模型。無刷電機(jī)電壓電流方程為 U =R a I a +Ld I ad t+E a (1式中,U 為電樞電壓;R a 為電樞繞組電阻;I a 為電流;L 為電樞繞組電感;E a 為電機(jī)感應(yīng)電勢,它與電機(jī)轉(zhuǎn)速有關(guān)E a =K (2式中,K 為感應(yīng)電動(dòng)勢系數(shù);為電機(jī)角速度。無刷直流電動(dòng)機(jī)和液壓泵直接相連,則施加在液壓泵上的力矩T 為T =k T I a=(J m +J p

10、 ·+(k p +k f +D p (p a p b +T f(3式中,k T 為電機(jī)的轉(zhuǎn)矩系數(shù);J m 為電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量;J p 為泵轉(zhuǎn)動(dòng)慣量;k p 和k f 分別為電機(jī)和泵的粘性阻尼系數(shù);T f 為摩擦轉(zhuǎn)矩?fù)p失;D p 為泵的排量;p a 、p b 分別為泵的出口和入口壓力;D p (p a p b 為泵受到的有效功率負(fù)載力矩;為電機(jī)轉(zhuǎn)速。根據(jù)電靜液作動(dòng)器與負(fù)載之間的力平衡方程,可得剎車壓力F ,F =Ap A =MS +BS ·+(K a +K bS (4式中,A 為液壓缸活塞面積;p A 為剎車液壓壓力;M 為液壓活塞質(zhì)量;S 為剎車活塞行程;B 為活塞的粘性阻尼系

11、數(shù);K a 為彈簧的彈性系數(shù);K b 為剎車盤和剎車機(jī)構(gòu)的剛度系數(shù)?？紤]到油液的容積變化和泄漏,單向定量泵的流量方程為4Q a =D p ip (p a p b ep p a (5式中,ip 、ep 分別為定量泵的內(nèi)部、外部泄漏系數(shù)。忽略管道內(nèi)的壓力損失、沿程阻力損失和局部阻力損失,則液壓缸的進(jìn)油腔流量方程為Q a =AS ·+(V 0+AS p ·a(6式中,V 0為液壓管路和液壓活塞的平均容積;為液壓油等效彈性模數(shù)。13EHA 控制仿真電靜液剎車中各部件的主要參數(shù)為:單向定量泵排量為0139106m 3/rad ,額定壓力為8MPa ,額定角速度為838rad /s ;

12、無刷直流電機(jī)額定電壓為DC 270V ,額定轉(zhuǎn)速為8000r /mim ;單作用液壓缸活塞面積為000125m 3,活塞行程為0005m 。轉(zhuǎn)速環(huán)采用PI 控制器,控制參數(shù)為K P =2,K I =200;壓力環(huán)采用PID 控制器,控制參數(shù)為K P =15,K I =50,K D =1。在給定由4000 10000kgf 剎車壓力階躍信號時(shí),EHA 剎車壓力的響應(yīng)如圖2所示。由仿真試驗(yàn)結(jié)果看出,該EHA 機(jī)構(gòu)具有快速的剎車壓力跟隨能力。圖2力伺服階躍響應(yīng)曲線2飛機(jī)剎車系統(tǒng)模型飛機(jī)剎車系統(tǒng)的構(gòu)成如圖3所示。機(jī)輪轉(zhuǎn)速信號和剎車力信號送給防滑剎車控制器,防滑剎車控制器輸出剎車電壓信號作為無刷直流電機(jī)

13、驅(qū)動(dòng)控制器的給定信號,同時(shí)防滑剎車控制器還控制電磁換向閥,以此來控制液壓活塞是處于剎車狀態(tài)還是處于松剎狀態(tài)。 圖3飛機(jī)剎車模型結(jié)構(gòu)飛機(jī)剎車系統(tǒng)的模型包含比較多的內(nèi)容,主要有飛機(jī)受力模型、 機(jī)輪模型、跑道與輪胎的摩擦力模型、起落架模型和防滑控制器模型。為了突出EHA 的剎車原理,忽略了起落架的動(dòng)態(tài)過程。飛機(jī)的受力模型如圖4所示。 圖4飛機(jī)剎車過程受力模型建立縱向、垂直方向力及合成力矩的力學(xué)方程mv ·x =T 0F x F s nF f gd (mg F yF y +N 1+N 2mg =0N 2b (F x 2+nF x 1h c nN 1a +F s h s T 0h t =(7式

14、中,m 為飛機(jī)質(zhì)量;g 為重力加速度,取981m /s 2;v x為飛機(jī)縱向速度;T 0為發(fā)動(dòng)機(jī)對機(jī)體的推力,T 0=T 0_ini +k t v x ,T 0_ini 為飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的剩余推力,k t 為發(fā)動(dòng)機(jī)的推力系數(shù);F x 為飛機(jī)氣動(dòng)阻力,F x =C x S x v 2x /2,為當(dāng)?shù)貦C(jī)場空氣密度,C x 為飛機(jī)著陸或滑跑時(shí)的阻力系數(shù),S x 為機(jī)翼面積;F s 為阻力傘氣動(dòng)阻力,F s =C sx S sx v 2x/2,C sx 為阻力傘阻力系數(shù),S sx 為阻力傘迎風(fēng)面積;n 為受剎機(jī)輪個(gè)數(shù);F f 為剎車產(chǎn)生的輪胎與地面間的剎車摩擦力,F f =s N 1,s 為剎車摩擦系數(shù),

15、N 1為單個(gè)主輪停機(jī)載荷;gd 為滾動(dòng)摩擦系數(shù),一般取005;F y 為飛機(jī)升力,F y =C y S x v 2x /2,C y 為飛機(jī)著陸或滑跑時(shí)的升力系數(shù);N 2為前輪停機(jī)載荷,a 為飛機(jī)重心垂線距主輪接地點(diǎn)水平距離,b 為飛機(jī)重心垂線距前輪接地點(diǎn)水平距離;F x 2為前輪與地面間的摩擦力,F x 2=gd N 2;F x 1為后輪與地面間的摩擦力,F x 1=F f +gd N 1;h c為飛機(jī)重心距地面的高度,h s 為阻力傘阻力作用線與飛機(jī)重心水平線間距離,h t 為發(fā)動(dòng)機(jī)推力線與飛機(jī)重心水平線間距離。如圖5所示,剎車機(jī)輪的轉(zhuǎn)動(dòng)速度j 由飛機(jī)跑道和輪胎的摩擦產(chǎn)生的結(jié)合力矩M j 與

16、剎車力矩M s 共同作用在飛機(jī)機(jī)輪上的結(jié)果。其中結(jié)合力矩為M j =j N 1R g(8受剎機(jī)輪運(yùn)動(dòng)方程為·j =M j M s I =j N 1R g M sI(9式中,j 為輪胎與地面的結(jié)合系數(shù);R g 為輪胎滾動(dòng)半徑;R g =R l ;R l 為輪胎自由半徑;為輪胎在徑向載荷作用下的壓縮量;I 為單個(gè)受剎機(jī)輪的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量;F 1為飛機(jī)對機(jī)輪的載荷。圖5剎車機(jī)輪模型剎車力矩可由下式計(jì)算M S =mc N mc S t (R +r /2(10式中,mc 為剎車盤摩擦偶的摩擦系數(shù);N mc 為摩擦面數(shù)目;S t 為剎車盤的軸向壓緊力;R 為靜盤外半徑;r 為動(dòng)盤內(nèi)半徑。剎車摩擦系數(shù)s

17、 對于飛機(jī)剎車過程起著主要作用,大量的文獻(xiàn)研究表明5,它可以用一個(gè)函數(shù)表示s =D sin (C arcth (B (11式中,D 、C 、B 受機(jī)輪滾動(dòng)速度、輪胎充氣壓力、輪胎型別、胎面狀態(tài)及跑道表面狀況等諸多因素的影響,通常由試驗(yàn)確定。而其中影響最大的是滑移率,它定義為=v x v jv x(12式中,v j 為機(jī)輪在跑道上滾轉(zhuǎn)的線速度,v j =j R g ;v x 如飛機(jī)受力模型,為飛機(jī)縱向速度。由以上分析可以看出,在剎車過程中起決定作用的是剎車控制器如何正確控制式(10中剎車盤的軸向壓緊力S t ,使得產(chǎn)生足夠的剎車力矩M s 。實(shí)際上就是控制EHA 剎車機(jī)構(gòu)作用在剎車液壓活塞上的力

18、。而剎車控制器的設(shè)計(jì)是必須滿足在飛機(jī)駕駛員給定的最大剎車力信號下,保證機(jī)輪不能抱死情況下使得飛機(jī)最快剎停。3EHA 剎車仿真驗(yàn)證以某型飛機(jī)為例,將傳統(tǒng)的液壓剎車作動(dòng)機(jī)構(gòu)改為EHA 剎車作動(dòng)機(jī)構(gòu),EHA 的主要參數(shù)如前所述。防滑剎車控制器仍然采用給定減速率加PBM 控制方式5,所構(gòu)成的基于電靜液作動(dòng)器飛機(jī)剎車系統(tǒng)在Matlab 2009a 環(huán)境下完成了電剎車系統(tǒng)的仿真驗(yàn)證。圖6為干跑道情況下的剎車系統(tǒng)仿真結(jié)果,可見該系統(tǒng)具有良好的剎車性能。 圖6EHA 剎車系統(tǒng)仿真結(jié)果4結(jié)束語以上提出的電靜液剎車作動(dòng)機(jī)構(gòu)用于飛機(jī)機(jī)輪防滑剎車系統(tǒng)可得到良好的剎車效果,它符合目前多電飛機(jī)技術(shù)的發(fā)展趨勢,可大大改善由

19、于飛機(jī)集中液壓源帶來的液壓管路笨重,管路結(jié)構(gòu)限制飛機(jī)氣動(dòng)布局的問題,同時(shí)具有重量輕,可靠性高的優(yōu)點(diǎn),是一種很有發(fā)展前景的航空機(jī)輪剎車技術(shù)。參考文獻(xiàn):1Charrier J J ,Kulshreshtha AElectric actuation for flight engine control system :evolution ,current trends future challenges A 45th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit C Reno ,Nevada ,20072Habibi S ,Goldenberg ADesign of a new high-performanceelectro-hydraulic actuator J IEEE /ASME Transactions on Mechatronics ,2000,5(2:1581643Bauer C ,Lagadec K ,et alFlight control system architectureoptimization for fly-