CN104670482B - 蜗轮蜗杆式飞机电刹车系统及工作方法 - Google Patents
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Abstract
一种蜗轮蜗杆式飞机电刹车系统及工作方法，涉及刹车系统及工作方法领域。它主要包括机电作动机构，轮轴，支撑盖，压力传感器，刹车盘，机轮和转速传感器的整套全电刹车系统；其中机电作动机构包括由作动器外壳，电机，联轴器，相互啮合传动的蜗杆与蜗轮，滚珠丝杠，滚珠螺母，外筒；转速传感器通过转速传感器安装轴与机轮轴相连接。本发明采用了全电作动及蜗轮蜗杆传动方式，降低了机构复杂度，减轻机构重量，并为双余度设计思路提供了可能性，且考虑了压力传感器和转速传感器的安装问题，实现压力转速闭环双反馈控制系统，提高刹车系统的效率与可靠性。
Description
技术领域
本发明涉及刹车系统及工作方法领域，具体是一种蜗轮蜗杆式飞机电刹车系统及工作方法。
技术背景
随着电传操纵系统的持续发展与电子驱动装置的技术进步，“多电或全电”的设计思路被逐渐运用到飞机设计中。传统飞机普遍采用液压刹车机构，而全电刹车机构的优点是更加安全，不会发生由于液压油泄漏而引起的火灾，对环境的污染减小，节约能源，发热小、部件磨损小，可靠性增加，重量减小。
国外对于电刹车的研究与应用起步比国内早，虽然技术成熟，但在极少数可查到的关于全电刹车系统的公开专利与文献中，为了得到大传动比，刹车电作动机构使用的都是多级齿轮传动机构，作动机构中齿轮数量多而结构复杂。本发明采用传动比较大而结构简单的蜗轮蜗杆式电作动机构，使装置重量减小，结构复杂度降低。
国内对于电刹车的研究起步较晚，近几年逐渐发展起来。公开号为CN103711819A的《一种含信号调理模块的电刹车作动器》涉及的是一种带双联齿轮传动的电作动机构。该传动机构中通过双联齿轮与大圆柱齿轮啮合传递电机输出转矩，然而这种方式作动机构占用空间较大，本发明采用联轴器将电机轴与蜗杆轴相连，解决了传统设计中电机轴与滚珠丝杠同向的空间占用问题，改变了电机的位置布置，节约了安装空间。
由于飞机着陆时的刹车制动是整个飞行过程中至关重要的一个环节，其关系到飞机是否能够安全高效地刹停，所以考虑余度设计以确保刹车机构工作时的可靠性十分关键。公开号为CN102700542A的《一种飞机双余度电刹车装置和控制方法》中提出了一种飞机双余度电刹车控制方法。但未给出实际刹车装置的布局，实际设计中由于空间不足，可能会出现作动机构布置干涉问题。专利号为CN203698261U的《一种无人机用电刹车装置》中给出了一种电刹车装置的设计方案，其中仅包含2个机电作动器。而本发明采用蜗轮蜗杆式传动，使得该电刹车机构可以容纳4个机电作动器，实现双余度设计。
近十年，国内对于飞机全电刹车系统的理论研究及数值仿真逐步发展，已经达到比较高的水平。然而实际刹车机构的设计和刹车地面试验与理论研究和计算机仿真水准相差甚远。以往的全电刹车机构设计中，仅提到了压力传感器的安装与含有压力值反馈的刹车闭环控制系统，本发明中同时涉及了全电刹车机构中压力传感器和转速传感器的安装，可实现压力和转速双闭环反馈刹车控制系统。
发明内容
本发明的目的：本发明采用全电作动方式，提高了系统的安全性，降低了齿轮传动的机构复杂度，提供了一种减少了空间占用率、减轻机构重量、可实现双余度设计及转速闭环双反馈的蜗轮蜗杆式飞机电刹车系统及工作方法。
本发明的技术方案：一种蜗轮蜗杆式飞机电刹车系统包括支撑盖和机轮轴，支撑盖右侧中心位置固定有扭力管，所述机轮轴穿过扭力管和支撑盖的左右两端并与扭力管相对固定。该系统还包括位于支撑盖左侧的机电作动器组；位于支撑盖右侧从左向右依次安装于机轮轴上的热库组件、机轮、转速测量组件。机电作动器组由若干个沿机轮轴周向均布的机电作动器组成；每一机电作动器均包括固定于支撑盖左侧的作动器外壳，安装于作动器外壳之中由作动器外壳固定的电机，通过联轴器与电机相连接的蜗杆，与蜗杆相啮合的蜗轮，通过键与蜗轮固定的滚珠丝杠，套在滚珠丝杠上与滚珠丝杠配合的滚珠螺母，与滚珠螺母固定连接的外筒，安装于外筒端头的压力传感器，上述滚珠丝杠平行于所述机轮轴；上述支撑盖具有与所述外筒对应的限制槽；所述外筒穿过该限制槽，使得外筒沿轴线的转动自由度被限制在限制槽中，使得滚珠螺母带动外筒只能沿滚珠丝杠轴向平动，从而控制滚珠螺母带动外筒的前进后退。热库组件包括左侧开口的刹车盘外壳，扭力管通过该开口伸入到刹车盘外壳中；该热库组件还包括从左向右依次安装于扭力管上的第一静盘、动/静盘组，其中第一静盘、动/静盘组中的全部静盘均与扭力管采用轴向键槽方式配合且与刹车盘外壳内侧不接触，使得第一静盘、动/静盘组中的静盘不能相对扭力管转动；刹车盘外壳向内侧面还具有开槽，动/静盘组中的动盘具有与该开槽配合的外缘凸起的键，动/静盘组中的动盘与扭力管不接触，使得动盘能与刹车盘外壳一起转动；该热库组件还包括固定在扭力管的右侧端部的承压盘。机轮通过轴承安装在机轮轴上，上述热库组件的刹车盘外壳右侧与机轮左侧相固定。
上述蜗轮蜗杆式飞机电刹车系统的工作方法，其特征在于包括以下过程：飞机着陆滑跑时，机轮带动刹车盘外壳与刹车动盘绕机轮轴旋转，需要刹车时刹车控制器给驱动器信号，驱动器控制电机工作，电机带动蜗杆旋转，蜗杆带动蜗轮旋转，同时起到减速的作用，蜗轮带动滚珠丝杠旋转，滚珠丝杠上的滚珠螺母与外筒在支撑盖的限制槽内直线运动，通过压力传感器将第一静盘与动/静盘组轴向压紧，压力传感器将刹车压力实时反馈给刹车控制器，将测得的实际压力值与控制系统实时计算的所需刹车压力值进行比较，经过一套控制律进行调节，使得实际刹车力矩接近期望刹车力矩，实现防滑刹车的功能；第一静盘与动/静盘组接触摩擦，将飞行器前进的动能以热能的形式耗散掉，从而使机轮减速，刹车控制器检测转速测量组件中的转速传感器的实际速度后，通过计算得到实际刹车控制系统滑移率，将其与期望的最佳滑移率值相比较，经过恰当的刹车控制律的调节，从而改变电机的输出转速，对刹车力进行调节。
本发明的有益效果：
1、采用电力驱动作动方式代替液压源驱动，提高刹车系统的环保性，可靠性，经济性；
2、采用蜗轮蜗杆电作动机构，减少机构部件数量，降低机构复杂度，简化全电刹车系统，减轻刹车系统重量，节省空间占用率；
3、电刹车作动器外壳的设计保证了电作动机构工作的稳定性与清洁性，可延长电作动机构的使用寿命；
4、适用于小型无人机以及对重量和空间要求较高的轻型飞机，提高飞机地面机动能力；
5、可实现压力和转速双闭环反馈刹车控制系统，使得整个系统响应速度更快，防滑刹车效率更高。
上述蜗轮蜗杆式飞机电刹车系统，其特征在于上述转速测量组件结构如下：包括转速传感器，转速传感器的空心轴部分通过转速传感器安装轴与所述机轮相固定。
上述蜗轮蜗杆式飞机电刹车系统，其特征在于：上述机电作动器组由4个沿机轮轴周向均布的机电作动器组成，其中沿机轮轴对称的2个机电作动器称为1组，共分为2组机电作动器，每组机电作动器由1套驱动器控制。
上述机电作动器共有2组。空间结构的合理设计，完成4个完全相同的机电作动器的布置，4个机电作动器采用2套独立的电机驱动器，每套驱动器控制对称的2个机电作动器，正常情况下双通道同时工作，若工作中1个机电作动器或1套驱动器遇到故障，则使用余下的1套驱动器带动对称的2个机电作动器工作。为实现双余度设计提供可能性，提高刹车系统的安全性与可靠性。
附图说明
附图1是全电刹车系统总体示意图；
附图2是全电刹车系统剖面图；
附图3是带蜗轮蜗杆式内部结构的机电作动机构示意图；
附图4是带蜗轮蜗杆式机电作动机构主视图；
附图5是刹车静盘安装示意图；
附图6是刹车盘外壳示意图。
图中标号名称：1、作动器外壳，2、电机，3、蜗轮，4、联轴器，5、蜗杆，6、滚珠螺母，7、滚珠丝杠，8、外筒，9、机轮轴，10、支撑盖，11、压力传感器，12、刹车静盘，13、刹车动盘，14、刹车盘外壳，15、机轮，16、转速传感器，17、扭力管，18、承压盘，19、转速传感器安装轴。
具体实施方式
带蜗轮蜗杆作动式全电刹车系统如附图1、2、3、4、5、6所示。这里将说明该带蜗轮蜗杆作动式全电刹车系统的工作原理。
带蜗轮蜗杆作动式全电刹车系统的工作原理是：
（a）、当飞机机轮收到刹车命令时，电机2启动，转子旋转，通过联轴器4带动蜗杆5旋转，蜗杆5转动带动蜗轮3转动，蜗轮3带动与之相连的滚珠丝杠7一同旋转，滚珠丝杠上的螺母6与丝杠螺母外筒8固接，由于外筒8受到电作动器支撑盖10上开的方形槽的限制，外筒8没有绕滚珠丝杠轴线的转动自由度，所以滚珠螺母6与外筒8只能沿滚珠丝杠7的轴线方向前进或后退，起到施加或减小刹车力的作用。外筒8与压力传感器11固接，压力传感器11将刹车作用力实时反馈给刹车控制器。将丝杠螺母外筒8的压紧力转换成刹车力的装置即为刹车盘，包括刹车静盘12和刹车动盘13，3片静盘与2片动盘共产生4个摩擦面，从而可增大刹车力矩为单个摩擦面的4倍。承压盘18承受机电作动机构经过刹车盘12和13的刹车压力，防止刹车盘有因受力产生的轴向运动。
（b）、图3和图4是本发明的一种全电驱动蜗轮蜗杆作动机构示意图，图中包含电作动机构的内部结构以及被截去部分结构的电刹车作动器外壳1和丝杠螺母外筒8。部分电刹车作动器外壳1根据作动器结构设计，与电作动器支撑盖10通过8个螺钉固定，起到保护与安装固定机电作动器的作用。电机2和蜗杆5与联轴器4各通过6个螺钉连接，蜗杆5与蜗轮3传动，可得到较大的传动比，并将电机转子转速减速到刹车需要的滚珠丝杠7的转动速度。滚珠螺母6与外筒8通过6个螺钉固接，系统所需的刹车压力增加时，螺母6与外筒8沿滚珠丝杠6的轴线方向向刹车盘压紧，反之系统所需的刹车压力减小时，螺母6与外筒8沿滚珠丝杠6的轴线向离开刹车盘的方向运动。
（c）、由于蜗轮蜗杆电作动机构对于空间占用率较小，机构设计中布置了4个机电作动机构，使得双余度全电刹车的设计思想得以实现。如图3所示的机电作动器一共4个，分别采用两套独立的电机驱动器，每套驱动器控制对称的2个电机2，正常情况下双通道同时工作，若工作中1个机电作动器或1套驱动器遇到故障，则使用余下的1套驱动器带动对称的2个机电作动器工作。
（d）、图5和图6表现了刹车静盘12和刹车动盘13的安装方式。扭力管17固定在飞机刹车机轮轴9上，支撑盖10与扭力管17通过4个螺钉固接，静盘12中间开槽形状如图5所示，则静盘12与扭力管17可固定，当机轮转动时，机轮轴9、扭力管17和刹车静盘12均固定不动，而刹车动盘13通过外缘凸出的形状设计与刹车盘外壳14连接，刹车盘外壳14与机轮15通过4个螺钉连接，机轮转动时，刹车动盘13与刹车盘外壳14随着机轮15一起转动，从而使得刹车静盘12与刹车动盘13之间产生相对运动，继而产生摩擦力和刹车力矩。
（e）、转速传感器16通过转速传感器安装轴19固定在机轮轴9上。整个全电刹车机构的反馈与调节工作依赖于压力传感器11和转速传感器16，刹车控制模块检测到转速传感器16的反馈信号后，通过计算得到实际刹车系统的滑移率，并将其与期望的最佳滑移率数值相比较，经过一套刹车控制律（例如传统PID控制，模糊控制或PID与智能控制相结合等）的调节，从而改变电机的输出转速，对刹车压紧力进行调节，同时压力传感器11将测得的实际压力值与控制系统实时计算的所需刹车压力值进行比较，经过另一套控制律（例如传统PID控制，智能控制等）进行调节，滚珠螺母6与外筒8沿滚珠丝杠7的轴线方向向刹车盘压紧，则刹车压力增大，反之刹车压力减小，使得实际刹车力矩接近期望刹车力矩，实现防滑刹车的功能。
Claims (4)
1.一种蜗轮蜗杆式飞机电刹车系统，其特征在于：
该系统包括支撑盖（10）和机轮轴（9），支撑盖（10）右侧中心位置固定有扭力管（17），所述机轮轴（9）穿过扭力管（17）和支撑盖（10）的左右两端并与扭力管（17）相对固定；
该系统还包括位于支撑盖（10）左侧的机电作动器组；位于支撑盖（10）右侧从左向右依次安装于机轮轴（9）上的热库组件、机轮（15）、转速测量组件；
上述机电作动器组由若干个沿机轮轴（9）周向均布的机电作动器组成；每一机电作动器均包括固定于支撑盖（10）左侧的作动器外壳（1），安装于作动器外壳（1）之中由作动器外壳（1）固定的电机（2），通过联轴器（4）与电机（2）相连接的蜗杆（5），与蜗杆（5）相啮合的蜗轮（3），通过键与蜗轮（3）固定的滚珠丝杠（7），套在滚珠丝杠（7）上与滚珠丝杠（7）配合的滚珠螺母（6），与滚珠螺母（6）固定连接的外筒（8），安装于外筒（8）端头的压力传感器（11），上述滚珠丝杠（7）平行于所述机轮轴（9）；上述支撑盖（10）具有与所述外筒（8）对应的限制槽；所述外筒（8）穿过该限制槽，使得外筒（8）沿轴线的转动自由度被限制在限制槽中，使得滚珠螺母（6）带动外筒（8）只能沿滚珠丝杠（7）轴向平动，从而控制滚珠螺母带动外筒的前进后退；
上述热库组件包括左侧开口的刹车盘外壳（14），上述扭力管（17）通过该开口伸入到刹车盘外壳（14）中；该热库组件还包括从左向右依次安装于扭力管（17）上的第一静盘（12）、动/静盘组，其中第一静盘（12）、动/静盘组中的全部静盘均与扭力管（17）采用轴向键槽方式配合且与刹车盘外壳（14）内侧不接触，使得第一静盘（12）、动/静盘组中的静盘不能相对扭力管（17）转动；刹车盘外壳（14）周向内侧面还具有开槽，动/静盘组中的动盘具有与该开槽配合的外缘凸起的键，动/静盘组中的动盘（13）与扭力管（17）不接触，使得动盘（13）能与刹车盘外壳（14）一起转动；该热库组件还包括固定在扭力管（17）的右侧端部的承压盘（18）；
上述机轮（15）通过轴承安装在机轮轴（9）上，上述热库组件的刹车盘外壳（14）右侧与机轮（15）左侧相固定。
2.根据权利要求1所述的蜗轮蜗杆式飞机电刹车系统，其特征在于上述转速测量组件结构如下：包括转速传感器（16），转速传感器（16）的空心轴部分通过转速传感器安装轴（19）与所述机轮（15）相固定。
3.根据权利要求1所述的蜗轮蜗杆式飞机电刹车系统，其特征在于：上述机电作动器组由4个沿机轮轴（9）周向均布的机电作动器组成，其中沿机轮轴（9）对称的2个机电作动器称为1组，共分为2组机电作动器，每组机电作动器由1套驱动器控制。
4.根据权利要求1所述的蜗轮蜗杆式飞机电刹车系统的工作方法，其特征在于包括以下过程：飞机着陆滑跑时，机轮（15）带动刹车盘外壳（14）与刹车动盘（13）绕机轮轴（9）旋转，需要刹车时刹车控制器给驱动器信号，驱动器控制电机（2）工作，电机（2）带动蜗杆（5）旋转，蜗杆（5）带动蜗轮（3）旋转，同时起到减速的作用，蜗轮（3）带动滚珠丝杠（7）旋转，滚珠丝杠（7）上的滚珠螺母（6）与外筒（8）在支撑盖（10）的限制槽内直线运动，通过压力传感器（11）将第一静盘（12）与动/静盘组轴向压紧，压力传感器（11）将刹车压力实时反馈给刹车控制器，将测得的实际压力值与控制系统实时计算的所需刹车压力值进行比较，经过一套控制律进行调节，使得实际刹车力矩接近期望刹车力矩，实现防滑刹车的功能；第一静盘（12）与动/静盘组接触摩擦，将飞行器前进的动能以热能的形式耗散掉，从而使机轮（15）减速，刹车控制器检测转速测量组件中的转速传感器（16）的实际速度后，通过计算得到实际刹车控制系统滑移率，将其与期望的最佳滑移率值相比较，经过恰当的刹车控制律的调节，从而改变电机（2）的输出转速，对刹车力进行调节。
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