CN101224791A - 小型飞机起落架电动收放装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种适宜于小型飞机起落架的电动收放装置，它主要是电路控制部分和机械传动执行部分组成。所述电路控制部分主要由主控机模块和电机驱动控制模块组成；机械传动执行部分主要由活塞筒、电机、与电机输出轴连接的减速装置、安装在活塞筒内并与减速装置输出端连接的线位移输出装置和线位移到位锁定装置以及与线位移输出装置连接的活塞组件组成。本发明由于采用了机电一体化，整个装置结构简单、紧凑、合理，并减少了小型飞机动力源种类，同时也减轻了飞机的重量，这种装置可与飞机主控系统较好的实现数字对接并容易受到飞机主控系统的程序控制。
Description
技术领域
本发明涉及一种飞机起落架，特别是一种小型飞机起落架的收放装置。
背景技术
传统的小型飞机起落架收放装置一般为受飞机液压系统控制的液压作动筒，其结构主要由活塞筒、活塞、活塞杆等组件组成。液压收放作动筒通过油嘴接头与飞机上的液压系统连接，当需要实现起落架收放时，飞机主控系统向液压控制系统发出收起或放下起落架的信号，飞机液压控制系统收到相应信号后启动相应液压控制元件，受控液压油路中的液压油进入液压作动筒的动作腔，依靠液压推动活塞移动以实现活塞杆的伸出或缩回，即实现飞机起落架的收上或放下。并且一般小型飞机起落架液压收放作动筒内置有机械-液压式锁定机构，当液压收放作动筒活塞杆的伸出和缩回到达目标位置时触动机械-液压式锁定机构，从而实现起落架在收上或放下位置的锁定。
上述液压系统不仅包括了动力液压元件，还包括相应的液压控制元件、液压执行元件和复杂的液压管路，这一庞杂而且重量也很大的机构应用在小型飞机上可以说是不相适宜的。然而到目前为止，尽管小型飞机的多个系统均已实现了全电控制和驱动，可是它的起落架收放系统还是没有太大的变化，仍旧使用的是上述液压驱动系统。
发明内容
本发明的目的在于提供一种适宜于小型飞机的起落架电动收放装置。
实现上述目的的技术方案是：一种小型飞机起落架电动收放装置，它是由电路控制部分和机械传动执行部分组成。所述电路控制部分主要由主控机模块和电机驱动控制模块组成；所述机械传动执行部分主要由活塞筒、电机、与电机输出轴连接的减速装置、安装在活塞筒内并与减速装置输出端连接的线位移输出装置和线位移到位锁定装置以及与线位移输出装置连接的活塞组件组成。所述主控机模块安装在有机上电源和信号接口的控制盒中，所述电机驱动模块内置在所述电机中；所述减速装置和活塞筒分别固定在同一连接板上，处于上下相对的位置。
本发明的工作原理是：主控机模块内置了控制电机转向、速度和起落架收上及放下到位反馈信息的控制程序，当主控机模块接收到飞机主控系统发送的起落架收上或放下指令后，它将按照既定的程序通过相应的通路发出相应的指令给电机驱动模块，电机驱动模块驱动电机运转，电机转动并通过既定减速比的减速装置驱动线性输出装置运动，线性输出装置推动到位锁定装置开锁并继续带动活塞组件运动，当活塞组件的活塞杆运动直至另一端极限位置时，到位锁定装置动作，即刻实施锁定。与此同时，安装在活塞筒端盖或连接板上的到位行程开关受到活塞组件或连接螺母的触动，并将到位信号传递到主机控制模块，主控机模块向电机发出停止指令，并同时将到位信号反馈至飞机控制系统。从而实现了起落架的收或放以及收上、放下的到位锁定。
本发明小型飞机起落架电动收放装置由于采用了机电一体化，使得起落架收放装置结构简单、紧凑、合理，并减少了小型飞机动力源种类，同时也减轻了飞机的重量。这种构造的装置能够充分满足小型飞机包括全电飞机起落架收放的需要，完全可以取代传统的较为庞杂的液压收放系统及其液压收放作动筒。另外，这种装置可与飞机主控系统较好的实现数字对接并容易受到飞机主控系统的程序控制。
附图说明
图1是本发明小型飞机起落架电动收放装置总体系统框图。
图2是本发明控制电路部分的电路框图。
图3是本发明电机驱动模块一个实施例的电路示意图。
图4是本发明处于全收缩并锁定状态的整体构造示意图。
图5是本发明处于全伸展并锁定状态的整体构造示意图。
图6是图4或图5中线性传动部分的放大示意图。
图7是到位锁定装置示意图。
图8是图4中活塞筒的轴线剖视图。
图9是图4中连接板示意图。
图10是图4中连接端盖示意图。
图11图4中活塞的轴向剖面示意图。
图12是图11轴向投影图。
图13是活塞的轴侧图。
图14是图4中弹簧挡片示意图。
图15图4中连接片示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步说明：
本发明是一种机电一体化的小型飞机起落架电动收放装置。
电路控制部分主要由主控机模块和电机驱动控制模块组成，主控机模块主要包括单片机、DC/DC模块、隔离放大器、去抖芯片、电压调整和保护模块、到位行程开关，如图1和图2所示。到位行程开关安装在活塞筒的端盖上或连接板上，如图4所示。电机驱动模块主要包括伺服放大器控制单元，如图3所示。
整个主控机模块集中在一个面积很小的印刷电路板上，电机驱动模块直接内置在电机中。电机驱动模块是直流电机与其前级伺服放大器之间的联系模块，主控机模块控制伺服放大器的输出电压，从而实现对电机的控制。首先飞机输入27V±2V、20A的电源，电源分成两路，其中一路直接给伺服放大器母线供电，并通向电机；另一路通过一个电压转换模块，产生±12V直流电压，再由此通过两个电压转换芯片分别得到+5V和-5V电压，+5V电压供给单片机系统，-5V电压通向运算放大器。飞机控制系统信号直接输入单片机，单片机输出DACO和DAC1两路信号，分别通过一个运算放大器和隔离放大器传给伺服放大器，伺服放大器将信号传至电机驱动模块驱动电机转动，在线性输出装置触动到位锁定装置后触动的到位开关将到位信号传至单片机，单片机再将到位信号反馈至飞机控制系统。
其中电机驱动模块就是对其伺服放大器的控制，即伺服放大器输出电压的大小和极性决定电机的转速和方向。伺服放大器采用直流无刷电机的前级伺服放大器，分为Pin Connector A，B，C三个接线端口，含有霍尔传感器。可接受11V-70V直流电压，10A稳定输出电流，峰值电流20A。在输入电压一定的情况下，若采用外部电位器调节，可通过改变引脚17(Set Value)的电压值来改变引脚1，2，3(Motor A，B，C)的输出电压，即改变提供给电机的电压，这样便达到了对电机转速的控制。其中，Set Value的电压调节范围为±10V，引脚5Power GND、15 GND signal内部短接。在伺服放大器欠压、过压、过热和过流等异常情况下，内部电路的晶体管道通，输出电压为零。由于此放大器本身已具有对隔离保护，外接电路并不能对它产生干扰，故不必再外加保护措施。但因Motor A，B，C输出电流较大，可能会对主控机控制板产生干扰，因此对这三根导线进行屏蔽。
电压转换模块为电源DC/DC模块，直流18-36V输入，可输出电压±12V，最大输出电流0.5A。绝缘电阻≥200MΩ。输入输出全隔离。
单片机为8051内核单片机，片内有62K程序FLASH，4K数据FLASH，2304B的片内RAM，足够编程使用，无需RAM的扩展，简化了硬件电路。此外，芯片还集成了8通道的模数转换，12位的数模转换，使用方便。
电压转换芯片之一为：+5V电压基准，最大输出电流3A。52K内部晶振，有过热保护和过流保护。
电压转换芯片之二为：输入电压范围-1.2V——37V，输出电压通过外部电阻可调。由此芯片可得-5V电压基准，最大输出电流1.5A，有过热保护和短路过流保护。
运算放大器，-5-+5V电压转变为-10V-+10V电压。
隔离放大器，可完全隔离两套电压系统。输出电压范围是-10V-+10V。对Vs1，静态电流为±5.5mA；对Vs2，静态电流为±5.5mA.
去抖芯片有效去除外界抖动，内部有±15KV的ESD保护。
到位开关采用霍尔传感器。在距离终点3mm处给出一电压信号。
如图4-15所示，本发明小型飞机起落架电动收放装置的机械传动部分主要由铰接接头1、锁紧螺母2、到位行程开关3、活塞筒端盖4、活塞筒5、活塞杆6、滚珠丝杆7、电机8、卡箍9、控制盒10、减速器11、同步轮12、防尘盖13、同步带14、连接端盖15、螺母16、万向接头17、螺栓18、挡紧螺母19、同步轮20、轴承挡板21、单列向心滚珠轴承22、连接板23、丝杠螺母24、连接螺帽25、锁定钢球26、弹簧27、连接销28、连接挡片29、弹簧挡片30、活塞31、防扭键32等构件组成。
如图4-5所示，整个电动收放装置结构外形同液压作动筒外形相似。控制盒10包含了主控机模块的印刷电路板，其上配置有机上电源和信号接口，根据需要它可单独置于机械传动部分之外。直流电机8、减速器11及同步轮12由卡箍9和连接板23固定在活塞筒5的外部，直流电机8与减速器11通过轴向接口联接，减速器11的输出轴穿过连接板23上的孔与同步轮12联接。同步轮12通过同步带14与另一个同步轮20联接。活塞筒5和连接端盖15通过连接板23用螺栓固定连接，连接板23与活塞筒5和连接端盖15之间有圆柱形安装配合面。活塞筒5的一端与连接板23连接，另一端与端盖4螺纹连接。
连接端盖15和防尘盖13包容了同步轮12、同步带14、同步轮20及其挡紧螺母19、轴承挡板21、轴承22，其一端与连接板23通过螺栓联接在一起，另一端与万向接头17通过螺栓18和螺母16联接在一起。
单列向心滚珠轴承22安装在连接板23上并用轴承挡板21固定。
滚珠丝杠副的丝杆7通过安装在连接板23上的单列向心滚珠轴承22与同步轮20键联接并由挡紧螺母19锁紧，连接螺帽25与丝杠螺母24、连接挡片29沿轴向螺纹联接。
活塞组件的活塞杆6的末端通过安装在端盖4上的铜衬套与滚轮接头1联接并用锁紧螺母2锁紧，接头1上内置关节轴承。
活塞组件的活塞与活塞筒内壁间隙配合。活塞筒内壁上开有一个轴向通槽34，在接近两端的内壁上还各开有一个圆周凹槽33(如图4和图8所示)；活塞组件的活塞外壁上开有一个键槽35，在活塞靠近两端的圆周上各均匀分布有九个通孔36，在两端通孔之间的内壁上均匀分布有两排、每一排有三个凸起的连接耳片37(如图4、图11、图12和图13所示)。防扭键嵌在活塞键槽中并安装在活塞筒内壁的孔通槽中，使活塞在活塞筒中只能沿轴向通槽移动，而不发生偏转(如图4和图5所示)。
线位移输出装置是一个滚珠丝杠副，滚珠丝杆的一端穿过连接板下方的通孔，通过同步带与减速装置输出端连接(如图4和图5所示)。
线位移到位锁定装置位于活塞的内壁和滚珠丝杆之间，是由位于活塞内壁上凸起的连接耳片37上的锁启件和活塞上九个通孔36中的钢球26组成。锁启件是由一个连接挡片29、两个弹簧挡片30和六个连接销28及套在连接销上的弹簧27组成，连接挡片29的一端与滚珠丝杠副的螺母24连接，六个连接销各自穿过活塞内壁连接耳片上的轴向孔，其一端分别固定在连接挡片上，另一端由两个弹簧挡片固定，相邻的连接销方向相反。在到位锁定状态下锁定钢球被压到活塞筒的凹槽33内，在开锁时锁定钢球与活塞筒内表面滚动接触(如图6、图7、图14和图15所示)。
如图4，活塞杆伸出过程：电机通过减速器11和同步带14驱动滚珠丝杠副绕轴承22转动，丝杠螺母24带动连接挡片29前进，连接挡片29拉动弹簧挡片30，压缩弹簧27后钢球26在活塞筒5的凹槽33内处于自由状态，到位锁定装置解锁，而另一侧钢球处于受压状态，丝杠螺母继续前进顶住活塞31并将解锁一侧的钢球26拉出凹槽并带动相连的活塞组件一起运动。至另一极限位置，另一侧处于受压状态的钢球运动至活塞筒5凹槽处自然滚入凹槽，弹簧挡片30在弹簧27的压迫下将钢球26顶在凹槽内，整个运动机构锁定。此时活塞组件触发到位行程开关3并将到位信号发回至控制盒10，主控机模块向电机发出停止指令，并同时将到位信号反馈至飞机控制系统。
如图5，活塞杆缩回过程与活塞杆伸出过程同理。
Claims (5)
1.一种小型飞机起落架电动收放装置，它是由电路控制部分、机械传动执行部分组成，其特征在于：所述电路控制部分主要由主控机模块和电机驱动控制模块组成；所述机械传动执行部分主要由活塞筒、电机、与电机输出轴连接的减速装置、安装在活塞筒内并与减速装置输出端连接的线位移输出装置和线位移到位锁定装置以及与线位移输出装置连接的活塞组件组成；所述主控机模块安装在有机上电源和信号接口的控制盒中，所述电机驱动模块内置在所述电机中；所述减速装置和活塞筒分别固定在同一连接板上，处于上下相对的位置。
2.按照权利要求1所述的小型飞机起落架电动收放装置，其特征在于：所述主控机模块主要包括单片机、DC/DC模块、隔离放大器、去抖芯片、电压调整和保护模块、到位行程开关，所述到位行程开关安装在活塞筒的端盖上；电机驱动模块主要包括伺服放大器控制单元。
3.按照权利要求1所述的小型飞机起落架电动收放装置，其特征在于：所述活塞组件的活塞与活塞筒内壁间隙配合，活塞筒内壁上开有一个轴向通槽，在接近两端的内壁上还各开有一个圆周凹槽；活塞组件的活塞外壁上开有一个键槽，在活塞靠近两端的圆周上各均匀分布有九个通孔，在两端通孔之间的内壁上均匀分布有两排、每一排有三个凸起的连接耳片，防扭键嵌在活塞键槽中并安装在活塞筒内壁的孔通槽中。
4.按照权利要求1所述的小型飞机起落架电动收放装置，其特征在于：所述线位移输出装置是一个滚珠丝杠副，滚珠丝杆的一端穿过连接板下方的通孔，通过同步带与减速装置输出端连接。
5.按照权利要求1所述的小型飞机起落架电动收放装置，其特征在于：所述线位移到位锁定装置位于活塞的内壁和滚珠丝杆之间，是由位于活塞内壁上凸起的连接耳片上的锁启件和活塞上九个通孔中的钢球组成，所述锁启件是由一个连接挡片、两个弹簧挡片和六个连接销及套在连接销上的压缩弹簧组成，连接挡片的一端与滚珠丝杠副的螺母连接，六个连接销各自穿过活塞内壁连接耳片上的轴向孔，其一端分别固定在连接挡片上，另一端由两个弹簧挡片固定，相邻的连接销方向相反。
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