CN105691601A - 基于液压马达的飞行器推动装置和推动控制系统 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种基于液压马达的飞行器推动装置和推动控制系统。其中，基于液压马达的飞行器推动装置包括：换向阀，包括控制端、第一进油口、第二进油口、第一出油口和第二出油口，其中，所述控制端用于基于第一控制指令控制所述第一进油口、第二进油口、第一出油口和第二出油口的连通关系；液压马达，用于基于所述第一出油口和所述第二出油口的液压差输出第一转动信号；以及离合器，用于基于第二控制指令和所述第一转动信号控制飞行器机轮的转动。本申请的方案，反应快、灵敏度高、寿命长，不受电机功率与体积限制，无笨重的散热装置与散热管路，有效地提高了飞行器的安全性。

Description

基于液压马达的飞行器推动装置和推动控制系统

技术领域

本申请涉及飞机地面拖动系统领域，特别是一种基于液压马达的飞行器推动装置和推动控制系统。

背景技术

目前，大部分飞机机轮是没有动力的，飞机降落后在机场地面行驶时，靠飞机发动机作用，推动飞机前进运动驶向停机坪。而飞机在地面的后退运动比较复杂，主要方式有以下两种：

其一，许多喷射飞机靠将引擎向后喷射的气流反向折射(ReverseThrust)来实现在地面上的倒退。但由于气流反向折射不能将气流完全折射向前，在使用该方式来实现倒退时，必须大功率输出，噪音高、消耗大、效率低。此外，排出的废气从发动机进气口吸入，容易导致发动机损坏，产生的巨大热流对地面人员和设备也会造成威胁。

其二，飞机在地面的滑行运动可由飞机牵引车辅助实现。飞机牵引车作为机场重要的地面保障车辆，能够节省飞机燃料，减少噪声跟排气污染，降低飞机发动机的损耗。但是目前该方式也存在一些缺点，比如不同的飞机吨位不同，所以机场需要不同种类的牵引车，导致机场车辆秩序混乱，也浪费能源；此外飞机牵引车价格昂贵，维护管理复杂繁琐。

鉴于现有以上的拖动方式存在较多问题，很多研究机构设法给飞机机轮提供动力，实现飞机在地面上的自主行进。此前，国外某公司将电机安装在起落架小车上，带动飞机机轮运动。虽然利用电机驱动完成了该目的，但是由于电机自身的缺点，导致整套系统可靠性稳定性存在一定缺陷。因为电机工作在功率大、功率密度惊人的环境下，电机的负担很重，体积、散热与可靠性问题特别棘手，往往还需要将电机的散热装置返回放置在起落架舱内，这样不仅对起落架整体结构空间提出了难题，也极大增加了起落架小车的重量。

发明内容

在下文中给出关于本申请的简要概述，以便提供关于本申请的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本申请的穷举性概述。它并不是意图确定本申请的关键或重要部分，也不是意图限定本申请的范围。其目的仅仅是以简化的形式给出某些概念，以此作为稍后论述的更详细描述的前序。

本申请的一个主要目的在于提供一种基于液压马达的飞行器推动装置和推动控制系统，旨在解决如上的技术问题。

第一方面，本申请提供了一种基于液压马达的飞行器推动装置，包括：换向阀，包括控制端、第一进油口、第二进油口、第一出油口和第二出油口，其中，控制端用于基于第一控制指令控制第一进油口、第二进油口、第一出油口和第二出油口的连通关系；液压马达，用于基于第一出油口和第二出油口的液压差输出第一转动信号；以及离合器，用于基于第二控制指令和第一转动信号控制飞行器机轮的转动。

在一些实施例中，换向阀的第一进油口连接至机载高压油源，换向阀的第二进油口连接至油箱；液压马达包括第三进油口和第三出油口，第三进油口与第一出油口连接，第三出油口与第二出油口连接。

在一些实施例中，连通关系包括以下任意一项：第一进油口与第一出油口连通，且第二进油口与第二出油口连通；第一进油口与第二出油口连通，且第二进油口与第一出油口连通；以及第一进油口、第二进油口、第一出油口和第二出油口均不连通。

在一些实施例中，基于液压马达的飞行器推动装置还包括减速器；减速器连接在液压马达和离合器之间，用于基于第一转动信号生成第二转动信号；其中，第一转动信号具有第一转速R1和第一扭矩T1，第二转动信号具有第二转速R2和第二扭矩T2，机械传动效率η且满足：R1×T1×η＝R2×T2。

第二方面，本申请还提供了一种基于液压马达的飞行器推动控制系统，包括如上的基于液压马达的飞行器推动装置，还包括：控制器，用于根据飞行器的飞行状态和飞行器机轮的转速生成第一控制指令和第二控制指令；其中，飞行状态包括以下任意一项：起飞滑行状态、降落滑行状态、后退滑行状态、飞行状态以及停机状态。

在一些实施例中，液压马达还包括斜盘；控制器还用于向液压马达的斜盘输出转速控制信号以通过控制斜盘的倾斜角来控制液压马达输出的第一转动信号的第一转速。

在一些实施例中，液压马达和离合器设置于飞行器的起落架小车上；换向阀和控制器设置于飞行器的机身内。

本申请的基于液压马达的飞行器推动装置和推动控制系统，具有以下的优点：

1)通过将飞行器推动装置中的一部分集成于起落架小车上，利用飞行器自身比较完备的液压系统,通过液压马达以较高效率驱动机轮，同时又没有过多增加起落架机械结构和重量。

2)可靠性较高，维修方便。本申请基于液压马达的飞行器推动装置和推动控制系统管路和零件数量较少，元件的余度配置易于设计，提高了可靠性和生存率，同时高度集成的模块化特点还大大改善了维修性。

3)可以减少飞行器牵引车高昂的采购以及维修费用，同时也节约能源减少排放。

4)与飞机电机拖动系统相比，由于本申请的基于液压马达的飞行器推动装置和推动控制系统采用液压驱动方式，反应快、灵敏度高、寿命长，不受电机功率与体积限制，无笨重的散热装置与散热管路，有效地提高了飞行器的安全性。

附图说明

参照下面结合附图对本申请实施例的说明，会更加容易地理解本申请的以上和其它目的、特点和优点。附图中的部件只是为了示出本申请的原理。在附图中，相同的或类似的技术特征或部件将采用相同或类似的附图标记来表示。

图1为本申请的基于液压马达的飞行器推动装置的一个实施例的示意性结构图；

图2为本申请的基于液压马达的飞行器推动控制系统的一个实施例的示意性结构图。

具体实施方式

下面参照附图来说明本申请的实施例。在本申请的一个附图或一种实施方式中描述的元素和特征可以与一个或更多个其它附图或实施方式中示出的元素和特征相结合。应当注意，为了清楚的目的，附图和说明中省略了与本申请无关的、本领域普通技术人员已知的部件和处理的表示和描述。

参见图1所述，为本申请的基于液压马达的飞行器推动装置的一个实施例的示意性结构图。

具体而言，本实施例的基于液压马达的飞行器推动装置包括换向阀110、液压马达120以及离合器130。

其中，换向阀110包括控制端M、第一进油口A、第二进油口B、第一出油口C和第二出油口D。其中，控制端M用于基于第一控制指令控制第一进油口A、第二进油口B、第一出油口C和第二出油口D的连通关系。

液压马达120用于基于第一出油口C和第二出油口D的液压差输出第一转动信号。例如，当第一出油口C的液压大于第二出油口D的液压时液压马达120的转动方向与第一出油口C的液压小于第二出油口D的液压时液压马达120的转动方向相反。

离合器130用于基于第二控制指令和第一转动信号控制飞行器机轮50的转动。

在一些可选的实现方式中，离合器130可以包括输入轴，与输入轴连接的输入齿轮，输出轴，和与输出轴连接的输出齿轮。第二控制指令可用于控制输入齿轮和输出齿轮的啮合或分离。

在这些可选的实现方式的一些应用场景中，当第二控制指令控制输入齿轮和输出齿轮啮合时，离合器130可基于液压马达120输出的第一转动信号来驱动飞行器机轮50的旋转。

在这些可选的实现方式的另一些应用场景中，当第二控制指令控制输入齿轮和输出齿轮分离时，离合器130不对飞行器机轮50输出扭矩。

在一些可选的实现方式中，换向阀110的第一进油口A连接至机载高压油源，换向阀110的第二进油口B连接至油箱。这样一来，换向阀110的第一进油口A的液压大于换向阀第二进油口B的液压。

液压马达120包括第三进油口E和第三出油口F，第三进油口E与第一出油口C连接，第三出油口F与第二出油口D连接。

在一些实施例中，第一进油口A、第二进油口B、第一出油口C和第二出油口D的连通关系可包括以下任意一项：

第一连通状态：第一进油口A与第一出油口C连通，且第二进油口B与第二出油口D连通。此时，由于液压马达120的第三进油口E与第一出油口C连通，而第一出油口C与第一进油口A连通，且第一进油口A连接至机载高压油源，此外，液压马达120的第三出油口F与第二出油口D连通，而第二出油口D与第二进油口B连通，且第二进油口B连接至油箱，因此，此时，液压马达120的第三进油口E的液压大于第三出油口F的液压，此时，液压马达120例如可以顺时针旋转。

第二连通状态：第一进油口A与第二出油口D连通，且第二进油口B与第一出油口C连通。此时，由于液压马达120的第三进油口E与第一出油口C连通，而第一出油口C与第二进油口B连通，且第二进油口B连接至油箱，此外，液压马达120的第三出油口F与第一出油口C连通，而第二出油口D与第一进油口A连通，且第一进油口A连接至机载高压油源，因此，此时，液压马达120的第三进油口E的液压小于第三出油口F的液压，此时，液压马达120的旋转方向与第一连接状态时相反，例如可以逆时针旋转。

第三连通状态：第一进油口A、第二进油口B、第一出油口C和第二出油口D均不连通。此时，液压马达120的第三进油口E和第三出油口F均无油液输入，因此，在第三连通状态下，液压马达120不旋转。

本实施例的基于液压马达的飞行器推动装置，可以通过第一控制指令来切换换向阀110的连通状态，以改变液压马达120的旋转方向，从而控制飞行器机轮50的旋转方向。

在一些可选的实现方式中，本实施例的基于液压马达的飞行器推动装置还可以包括减速器140。减速器140连接在液压马达120和离合器130之间，用于基于第一转动信号生成第二转动信号。其中，第一转动信号具有第一转速R1和第一扭矩T1，第二转动信号具有第二转速R2和第二扭矩T2，机械传动效率η且满足：

R1×T1×η＝R2×T2(1)

在一些可选的实现方式中，R1＞R2，基于如上的公式(1)可知，此时，T2＞T1，因此，第二转动信号可以具有较大的扭矩以驱动飞行器的机轮。

如图2所示，本申请还提供了一种基于液压马达的飞行器推动控制系统，包括如上的基于液压马达的飞行器推动装置10，以及控制器20。

其中，控制器20用于根据飞行器的飞行状态和飞行器机轮50的转速生成第一控制指令和第二控制指令。在这里，飞行状态例如可以包括以下任意一项：起飞滑行状态、降落滑行状态、后退滑行状态、飞行状态以及停机状态。

在一些可选的实现方式中，液压马达120还包括斜盘。控制器20还可用于向液压马达120的斜盘输出转速控制信号以通过控制斜盘的倾斜角来控制液压马达输出的第一转动信号的第一转速。

在一些可选的实现方式中，液压马达120和离合器130设置于飞行器的起落架小车上；换向阀110和控制器20可以设置于飞行器的机身内。

下面，将结合具体的飞行状态来描述本申请的基于液压马达的飞行器推动控制系统如何对飞行器的机轮进行推动。

后退滑行状态：

当飞行器准备从停机坪退出驶向跑道时，本申请的基于液压马达的飞行器推动控制系统控制换向阀切换，机载液压系统(包括机载高压油源和油箱)与换向阀110的第一进油口A和第二进油口连通，液压马达120启动，离合器130闭合，驱动机轮后退运动，飞行器缓慢加速直到以一定速度后退滑行。

起飞滑行状态：

当飞行器后退至指定地点后，需要改变至起飞滑行状态。此时，飞行器先缓慢减速直至机轮速度为零时，再使液压马达120输出反向转速，以免液压马达与机轮转速方向不一致导致损坏机构。具体而言，飞行器通过刹车停止后退，控制器20控制离合器130脱开，换向阀110切换以改变液压马达120的转速方向，接着，控制器20控制离合器130闭合，液压马达120驱动机轮前进运动。

飞行状态：

当飞行器到达起飞指定位置，控制器20控制离合器130与机轮脱开，机轮恢复无动力状态，之后飞行器发动机发动，进入起飞状态。

降落滑行状态：

飞行器降落到地面后一段时间内，由于机轮转速过快，为避免对基于液压马达的飞行器推动控制系统内部齿轮等结构造成冲击损耗，此时控制器20控制离合器130与机轮脱开，机轮处于无动力状态。直到滑行速度下降到额定速度时，飞行器发动机停止工作，控制器20控制换向阀110切换，以使换向阀110与机载液压系统接通，120液压马达启动，控制器20控制离合器130闭合，驱动飞行器两边主轮前进运动。

停机状态：

飞行器进入停机坪指定位置时，本申请的基于液压马达的飞行器推动控制系统的控制器20控制换向阀110切换到中位(即换向阀的第三连通状态)，使得液压马达120停止工作，离合器脱开，机轮恢复无动力状态。

以上描述仅为本申请的较佳实施例以及对所运用技术原理的说明。本领域技术人员应当理解，本申请中所涉及的发明范围，并不限于上述技术特征的特定组合而成的技术方案，同时也应涵盖在不脱离所述发明构思的情况下，由上述技术特征或其等同特征进行任意组合而形成的其它技术方案。例如上述特征与本申请中公开的(但不限于)具有类似功能的技术特征进行互相替换而形成的技术方案。

Claims (7)

1.一种基于液压马达的飞行器推动装置，其特征在于，包括：

换向阀，包括控制端、第一进油口、第二进油口、第一出油口和第二出油口，其中，所述控制端用于基于第一控制指令控制所述第一进油口、第二进油口、第一出油口和第二出油口的连通关系；

液压马达，用于基于所述第一出油口和所述第二出油口的液压差输出第一转动信号；以及离合器，用于基于第二控制指令和所述第一转动信号控制飞行器机轮的转动。

2.根据权利要求1所述的基于液压马达的飞行器推动装置，其特征在于：

所述换向阀的第一进油口连接至机载高压油源，所述换向阀的第二进油口连接至油箱；

所述液压马达包括第三进油口和第三出油口，所述第三进油口与所述第一出油口连接，所述第三出油口与所述第二出油口连接。

3.根据权利要求1或2所述的基于液压马达的飞行器推动装置，其特征在于，所述连通关系包括以下任意一项：

所述第一进油口与所述第一出油口连通，且所述第二进油口与所述第二出油口连通；

所述第一进油口与所述第二出油口连通，且所述第二进油口与所述第一出油口连通；以及

所述第一进油口、所述第二进油口、所述第一出油口和所述第二出油口均不连通。

4.根据权利要求3所述的基于液压马达的飞行器推动装置，其特征在于，还包括减速器；

所述减速器连接在所述液压马达和所述离合器之间，用于基于所述第一转动信号生成第二转动信号；

其中，所述第一转动信号具有第一转速R1和第一扭矩T1，所述第二转动信号具有第二转速R2和第二扭矩T2，中间机械效率为η且满足：

R1×T1×η＝R2×T2。

5.一种基于液压马达的飞行器推动控制系统，包括如权利要求1-4任意一项所述的基于液压马达的飞行器推动装置，其特征在于，还包括：

控制器，用于根据飞行器的飞行状态和所述飞行器机轮的转速生成所述第一控制指令和所述第二控制指令；

其中，所述飞行状态包括以下任意一项：

起飞滑行状态、降落滑行状态、后退滑行状态、飞行状态以及停机状态。

6.根据权利要求5所述的基于液压马达的飞行器推动控制系统；

所述控制器还用于向所述液压马达的斜盘输出转速控制信号以通过控制所述马达内部斜盘的倾斜角来控制所述液压马达输出的第一转动信号的第一转速。

7.根据权利要求5或6所述的基于液压马达的飞行器推动控制系统，其特征在于：

所述液压马达、所述减速器和所述离合器设置于所述飞行器的起落架小车上；

所述换向阀和所述控制器设置于所述飞行器的机身内。