一種新型電靜液作動飛機剎車系統(tǒng)

1、收稿日期:20110608基金項目:博士學科點專項科研基金資助項目(20106102110032作者簡介:張謙(1968,男,陜西韓城人,博士研究生,主要研究方向為飛機剎車技術、液壓伺服技術等;李兵強(1982,男,河北石家莊人,博士后,主要研究方向為智能自動化裝置、交流電機調速等。一種新型電靜液作動飛機剎車系統(tǒng)張謙,李兵強(西北工業(yè)大學自動化學院,陜西西安710129摘要:多電飛機已成為現(xiàn)代飛機的發(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剎車系統(tǒng)的泵控和閥控相結合的電靜液剎車系統(tǒng)。首先分析了電靜液作動器的工作原理和數(shù)學模型,對電靜液機構進行了單獨的控制仿真;接著對飛機剎

2、車系統(tǒng)進行數(shù)學建模,并將這種電靜液作動飛機剎車系統(tǒng)進行控制仿真。仿真結果表明,基于電靜液作動器的剎車系統(tǒng)具有良好的剎車性能,適用于多電飛機剎車系統(tǒng)。關鍵詞:電靜液作動器;飛機剎車系統(tǒng);多電飛機中圖分類號:TH137文獻標識碼: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 多電飛機技術已成為現(xiàn)代飛機的一個新興發(fā)展方向。剎車系統(tǒng)是飛機的一個重要子系統(tǒng),也是多電飛機技術應用的典型子系統(tǒng)。多電飛機剎車系統(tǒng)可以由兩種技術途徑實現(xiàn):一種是采用機電作動技術,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技術(EHA ,electro-hydrostatic actuator 作為剎車的動力源,它沒有外部液壓源,而是自帶電機和油泵及液壓部件,所有的液壓裝置被集成封裝在一體。它克服了傳統(tǒng)的飛機剎車系統(tǒng)油源管路長、對飛機結構約束較大、體積重量大、燃油總效率低下等缺點。電靜液作動

6、器具有較好的靈活性和適應能力,可提高飛機剎車系統(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,既能產(chǎn)生較大的制動力矩,又具有高精度和快速響應能力,所以特別適用于大型飛機的剎車系統(tǒng),目前國外已成功將電靜液剎車技術應用于A380飛機。雖然國內外對電靜液作動技術已經(jīng)有了較多的研究13,但所報道的文獻基本都局限在飛行控制的舵面操縱機構,對于飛機剎車系統(tǒng)的文獻極少。本文中針對飛機剎車系統(tǒng)防滑控制過程中快速性的要求,提出了一種適用于飛機剎車的電靜液作動器結構。為了驗證其在剎車系統(tǒng)中的有效性,將電靜液作動器簡化為線性模型,在此基礎上結合飛機、起落架、跑道和防滑控制律,對電靜液飛機剎車系統(tǒng)進行仿真驗證。仿真

7、實驗結果表明,該電靜液作動器可有效應用于飛機剎車系統(tǒng),實現(xiàn)優(yōu)良的剎車性能。1EHA 結構與數(shù)學模型11EHA 結構及工作原理根據(jù)飛機剎車過程的頻率響應要求,尤其是在剎車過程機輪抱死時需要快速退出抱死進入防滑狀態(tài)。為此,提出一種用于飛機剎車系統(tǒng)的電靜液作動器,如圖1所示,它由無刷直流電機、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驅動控制器等組成。其運行方式采用泵控和閥控相結合的方式。根據(jù)飛機剎車壓力的指令要求,電機驅動控制器調節(jié)無刷直流電機驅動的單向定量泵轉速,由液壓壓力傳感器構成閉環(huán)控制,達到剎車壓力調節(jié)的目的。由于在防滑剎車過程中液

8、壓活塞需要頻繁進退,以達到加壓剎車和防滑松剎的目的,如果用泵控方法,即通過改變電機的旋轉方向使得液壓活塞進和退,由于電機和液壓泵轉動慣量較大,無法滿足快速正反轉,實現(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速保持壓力,控制電磁閥換向實現(xiàn)剎車和松剎車轉換的控制方式,通過換向使剎車裝置液壓活塞腔與油箱接通,在剎車裝置的結構剛度和活塞中復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。電機驅動控制器接收剎車壓力給定指令,通過液壓壓力外環(huán)、轉速內環(huán)的控制結構,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)飛機機輪的轉速信號和壓力反饋信號作為防滑剎車控制的依據(jù)。 圖1EHA 剎車作動機構原理圖12EHA 的線性模型為簡化分析,模型的各個部分盡量考慮采用簡化的線性化模型。無刷電機電壓電流方程為 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 為電機感應電勢,它與電機轉速有關E a =K (2式中,K 為感應電動勢系數(shù);為電機角速度。無刷直流電動機和液壓泵直接相連,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 為電機的轉矩系數(shù);J m 為電機轉動慣量;J p 為泵轉動慣量;k p 和k f 分別為電機和泵的粘性阻尼系數(shù);T f 為摩擦轉矩損失;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載力矩;為電機轉速。根據(jù)電靜液作動器與負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 為剎車盤和剎車機構的剛度系數(shù)。考慮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 分別為定量泵的內部、外部泄漏系數(shù)。忽略管道內的壓力損失、沿程阻力損失和局部阻力損失,則液壓缸的進油腔流量方程為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、無刷直流電機額定電壓為DC 270V ,額定轉速為8000r /mim ;單作用液壓缸活塞面積為000125m 3,活塞行程為0005m 。轉速環(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,EHA 剎車壓力的響應如圖2所示。由仿真試驗結果看出,該EHA 機構具有快速的剎車壓力跟隨能力。圖2力伺服階躍響應曲線2飛機剎車系統(tǒng)模型飛機剎車系統(tǒng)的構成如圖3所示。機輪轉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

13、驅動控制器的給定信號,同時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飛機剎車模型結構飛機剎車系統(tǒng)的模型包含比較多的內容,主要有飛機受力模型、 機輪模型、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,忽略了起落架的動態(tài)過程。飛機的受力模型如圖4所示。 圖4飛機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 為飛機質量;g 為重力加速度,取981m /s 2;v x為飛機縱向速度;T 0為發(fā)動機對機體的推力,T 0=T 0_ini +k t v x ,T 0_ini 為飛機發(fā)動機的剩余推力,k t 為發(fā)動機的推力系數(shù);F x 為飛機氣動阻力,F x =C x S x v 2x /2,為當?shù)貦C場空氣密度,C x 為飛機著陸或滑跑時的阻力系數(shù),S x 為機翼面積;F s 為阻力傘氣動阻力,F s =C sx S sx v 2x/2,C sx 為阻力傘阻力系數(shù),S sx 為阻力傘迎風面積;n 為受剎機輪個數(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為單個主輪停機載荷;gd 為滾動摩擦系數(shù),一般取005;F y 為飛機升力,F y =C y S x v 2x /2,C y 為飛機著陸或滑跑時的升力系數(shù);N 2為前輪停機載荷,a 為飛機重心垂線距主輪接地點水平距離,b 為飛機重心垂線距前輪接地點水平距離;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為飛機重心距地面的高度,h s 為阻力傘阻力作用線與飛機重心水平線間距離,h t 為發(fā)動機推力線與飛機重心水平線間距離。如圖5所示,剎車機輪的轉動速度j 由飛機跑道和輪胎的摩擦產(chǎn)生的結合力矩M j 與

16、剎車力矩M s 共同作用在飛機機輪上的結果。其中結合力矩為M j =j N 1R g(8受剎機輪運動方程為·j =M j M s I =j N 1R g M sI(9式中,j 為輪胎與地面的結合系數(shù);R g 為輪胎滾動半徑;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 為單個受剎機輪的轉動慣量;F 1為飛機對機輪的載荷。圖5剎車機輪模型剎車力矩可由下式計算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 為動盤內半徑。剎車摩擦系數(shù)s

17、 對于飛機剎車過程起著主要作用,大量的文獻研究表明5,它可以用一個函數(shù)表示s =D sin (C arcth (B (11式中,D 、C 、B 受機輪滾動速度、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 為機輪在跑道上滾轉的線速度,v j =j R g ;v x 如飛機受力模型,為飛機縱向速度。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 。實際上就是控制EHA 剎車機構作用在剎車液壓活塞上的力

18、。而剎車控制器的設計是必須滿足在飛機駕駛員給定的最大剎車力信號下,保證機輪不能抱死情況下使得飛機最快剎停。3EHA 剎車仿真驗證以某型飛機為例,將傳統(tǒng)的液壓剎車作動機構改為EHA 剎車作動機構,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,所構成的基于電靜液作動器飛機剎車系統(tǒng)在Matlab 2009a 環(huán)境下完成了電剎車系統(tǒng)的仿真驗證。圖6為干跑道情況下的剎車系統(tǒng)仿真結果,可見該系統(tǒng)具有良好的剎車性能。 圖6EHA 剎車系統(tǒng)仿真結果4結束語以上提出的電靜液剎車作動機構用于飛機機輪防滑剎車系統(tǒng)可得到良好的剎車效果,它符合目前多電飛機技術的發(fā)展趨勢,可大大改善由

19、于飛機集中液壓源帶來的液壓管路笨重,管路結構限制飛機氣動布局的問題,同時具有重量輕,可靠性高的優(yōu)點,是一種很有發(fā)展前景的航空機輪剎車技術。參考文獻: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-