（电力电子与电力传动专业论文）飞机全电刹车系统控制律的研究(1).pdf

西北工业大学颂上学位论文a b s t r a c t a b s t r a c t a i r c r a f te l e c t r i cb r a k i n gs y s t e mi saf i r e - n e wf i e l d1 nc h i n a ，w h i c hr e f e r e n c ed a t a i sf e wan e we l e c t r i cb r a k i n gs y s t e mo ft h ep l a n ei sd i s c u s s e da n dt h es i m u l a t i o n r e s e a r c hi sp r o c e s s i n gi nt h e t h e s i s ，b a s e do n t h ed e m i l e di n v e s t i g a t i o n t h es t r u c t u r ea n df o r mo fa i r c r a f te l e c t r i c b r a k i n gs y s t e mi sp r e s e n t e d ：t h e p i s t o na n dv a l v ea c t u a t e dh o u s i n gf o rh y d r a u l i cb r a k i n gs y s t e mi s r e p l a c e db y e l e c t r i c m e c h a n i c a la c t u a t e dh o u s i n g i tc o n s i s t so ff o u r m o t o r sa n df o u rb a l l s c r e w s t h eb a l l s c r e w , d r i v e nb yt h em o t o rt h r o u g hg e a r i n g ，p u t sp r e s s u r et o b r a k i n g c a r b o ns t a c k t h ed i f f e r e n c e b e t w e e ne l e c t r i c b r a k i n g a n d h y d r a u l i c b r a k i n gi sc o m p a r e d ，a n dt h ep a r a m e t e r so ft h eb a l ls c r e wa n dt h em o t o ra r e c o m p u t e df i r s t l y t h ec o n t r o ll a wo fe l e c t r i cb r a k i n gs y s t e mi sr e s e a r c h e da f t e rt h e m a t h e m a t i c a lm o d e l so ft h ed i f f e r e n tp a r t sa n dt h ew h o l ea r eb u i l tc o r r e c t l y t h e c o n t r o lb o xm u s ti n c l u d et h r e ec o n t r o l l e r s ，t h ew h e e ls p e e da d j u s t o r , t h eb r a k i n g t o r q u ea a j u s t o ra n dt h em o t o rr o t a t i n gs p e e da d j u s t o r , w h i c hi sd e c i d e db yt h e c h a r a c t e r i s t i co f e l e c t r i cb r a k i n gw i t ht h ef e e d b a c k o f b r a k i n gt o r q u e p b mc o n t r o l ， p i dc o n t r o la n dr o t a t es p e e d a d j u s t o rw i t ht w oc l o s e dl o o pa r ea d o p t e d r e s p e c t i v e l ) r t h er e s u l to f s i m u l a t i n gi n d i c a t e st h a tt h ee l e c t r i cb r a k i n gs y s t e mi sm o r ee x c e l l e n t t h a n ( o re q u a lt o ) h y d r a u l i cs y s t e mo na c t u a t e dr e s p o n s ef r e q u e n c y , b r a k i n gt i m e ， b r a k i n gd i s t a n c ea n db r a k i n ge f f i c i e n c y t h es y s t e ms i m u l a t i o ns o f t w a r ep a c k a g e ，w h i c hc a nb eu s e dt o s i m u l a t et h e w h o l e s y s t e ma f t e rp i c k i n gu pt h ep a r a m e t e r so ft h ea c t u a t o ra n dc o n t r o lb o x p e r f e c t l y , i sd e v e l o p e db yd i n to ft h em a t l a b sg u if u n c t i o n t h ea d v i c ea n d p r o s p e c ti sp u t f o r w a r df o rt h ed e s i g no f t h ee l e c t r i cb r a k i n g p r o t o t y p e s k e y w o r d s ： e l e c t r i cb r a k i n gs y s t e m a n t i s k i d i l e l e c t r i c m e c h a n i c a la c t u a t o r c o n t r o l l a w 西北丁业大学硕i ：学位论文 第一章绪论 第一章绪论 1 1 课题研究的背景 随着科学技术日新月异的发展，飞机机载机电系统的发展也越来越快。电 传刹车和电子控制已经在某些飞机的飞行控制、发动机等其它系统方面占据了 统治地位。全电飞机概念的提出，即用电传感器代替飞机上的所有液压装置， 会产生许多优点：系统重量减轻，易于维修，效率提高，可靠性高等。当然， 全电飞机的发展离不开其子系统的发展，只有所有子系统合理电气化，整个系 统的发展才有可能实现。全电刹车系统就是其中一个至关重要的子系统。 过去，液压装置的使用，包括液压刹车装置，一直被人们广泛接受，应用 于飞机的各个方面。集中式液压系统一直是最有效的方法，其优点很多，如结 构简单、可有效分散功率等，但是其泄漏、出现死区等缺陷也不容忽视。1 9 7 0 1 9 7 5 年间，美国空军每年要拿出$ 2 0 ，0 0 0 ，0 0 0 ，作为飞机液压燃料的消耗，而 这些燃料损耗中相当大的一部分来源于热刹车区的液体燃料的泄漏 4 1 0 因此， 在飞机刹车系统中，取消使用液体燃料将会极大的加强整个系统燃料使用的安 全性，全电刹车系统应运而生。 更小巧有效的电机的出现，使全电刹车系统的发展越来越成为可能。它可 满足苛刻的设计要求，并消除液压作动刹车存在的某些问题。全电刹车系统的 优点很多，取消使用刹车液体燃料，取消液压阀门装置，可避免液体泄漏，减 少对环境的污染，此外，还可提高防滑效率，提高系统的故障诊断能力，获得 一致的刹车响应，提高战斗生存能力，大大减轻飞机重量等等。而且，由于系 统的模块化和实时检测功能，飞机更易于维修。 在此领域，美国一直处于领先地位，到9 0 年代初已在研制第三代全电刹 车系统“”“”“”，法国其次。我国在飞机全电刹车系统的研究上起步较 晚，发展比较缓慢，与国外同类行业相比，尤其是美国，处于相对落后的地位。 西北t 业大学硕卜学位论文 第一章绪论 目前，我国己将全电刹车系统的研究丌发工作列为我国多电飞机计划的一个主 要部分。 1 2 飞机全电刹车系统的发展及现状 与传统液压刹车系统相比，全电刹车系统在安全、性能、保障性、维修性、 重量和费用方面都占优势，因而研制全电刹车系统使之取代现有的液压刹车系 统是一种历史必然。 1 2 1 美国 美国一直在进行全电刹车系统的研究与试验。 1 9 8 2 年，美国l o r a la i r c r a f tb r a k i n gs y s t e m s ( 前g o o d y e a ra e r o s p a c e ) 在一架a l o 攻击机上成功地完成了全电刹车系统( e l e c t r i cb r a k es y s t e m ， e b s ) 的实验室测试，翻开了全电刹车系统研制的第一页“1 。1 9 8 4 年，美国空 军( u s a f ) 为了取消使用刹车液体燃料，降低维修费用，与l o r a la i r c r a f t b r a k i n gs y s t e m s 签署了一项合同，在空军金发少年a 一1 0 攻击机上测试全电 刹车技术“1 ，但是在机载测试时出现了强烈的起落架走步现象。虽然这个问题 随之在实验室解决，但是后来a 一1 0 机型不再使用，此项目研究也就失去了意 义和财力支持。a 一1 0 攻击机作动器使用九个直流电机驱动一个滚珠丝杆，速 度反而比液压刹车更慢些。 1 9 9 2 年，m o d o n n e l la i r c r a f t 开始电力作动刹车技术( e l e c t r i c a l a c t u a t e db r a k et e c h n o l o g y ，e t a b r a t ) 的研究，并和美国空军研究实验室 ( a f r l ) 签署价值$ 2 ，0 0 0 ，0 0 0 的合同，实施全电刹车技术的实验室验证。 b fg o o d r i c ha e r o s p a c e 也把全电刹车研究作为其研究项目的一部分，1 9 9 5 年成功完成了动态功率仪测试项目后，从1 9 9 6 年起，b fg o o d r i c h 在飞机刹 车研究上一直处于领先地位，其目的在于提供完整可靠的刹车系统，而不仅仅 是一个刹车装置。1 9 9 7 年中旬，b fg o o d r i c h 与a f r l 签署合同，在一架f - 1 6 c 西北工业大学硕士学位论文 第一章绪论 l ：进行试飞测试，此架f 一1 6 c 隶属于c a l i f o r n i ae d w a r d s 空军基地的f 1 6 组合测试军队。b fg o o d r i c h 提供刹车装置，并付给美国空军$ 4 ，0 0 0 ，0 0 0 ，作 为这次试飞测试的经费，而a f r l 则为b fg o o d r i c h 创造一个可使其动态功率 测试仪安装在f 1 6 主传动装置上进行测试的机会，价值约$ 2 0 0 ，0 0 0 ，l o c k h e e d m a r t i nt a c t i c a la i r c r a f ts y s t e m s 则负责刹车装置的安装。此次试验1 9 9 8 年1 1 月1 8 日开始，1 2 月9 日结束，期间进行了1 5 2 0 次减速刹停测试，2 次试飞“”，是全电刹车系统研究的一次成功试验。 h o n e y w e l1a i r c r a f tl a n d i n gs y s t e m s 也 一直在研制开发全电刹车系统，以机电作动器 代替了活塞轴承集合，其目的在于发展和验证 e m a ( e l e c t r o m e c h a n i c a la c t u a t i o n ) 和p c e ( p o w e r c o n t r o le l e c t r o n i c s ) 技术，并将其 安装在d h r p a b o e i n gx - 4 5 无人驾驶战斗机 ( u c a v ，u n m a n n e dc o m b a ta i rv e h i c l e ) 上。 机电作动控制器( e m a c s ) 接收飞机管理系统通 图1 - 1a l s 电刹车装置 过m i l s t d 一1 5 5 3 b 总线的刹车指令，并按指令规定控制机电作动器工作，完成 系统刹车功能。机电作动控制器( e m a c s ) 同时监控刹车系统运行情况，提供 故障监测和自检测( b i t ) 。1 9 9 8 年，e m a 硬件与f - 1 5 e 碳碳刹车结合，己成 功通过了实验室硬件和动态测试仪测试，刹车装置见图卜1 。2 0 0 0 年公布e m a 应用于军用飞机，目前正实施商用飞机应用计划。 目前美国空军正在执行多电飞机计划，这必然促进全电刹车系统的发展。 12 2 法国 法国梅西埃比加蒂( m e s s i e rb u g a t t i ) 公司现在正在为干线飞机研制 简式全电刹车系统，这也是该公司推出的一种低费用的下一代刹车系统。该公 司为a 3 1 9 a 3 2 0 a 3 2 1 干线飞机研制的这种新型刹车系统已在1 9 9 6 年底得到空 中客车工业公司的批准，目前又被a 3 4 0 5 0 0 6 0 0 干线飞机所选用。其中，2 0 0 0 西北工业大学硕士学位论文 第一章绪论 年已首次测试了空中客车a 3 2 0 单走廊家庭式- 4 8 机轮，2 0 0 1 年4 月首次测 试了a 3 4 0 5 0 0 6 0 0 宽机身一1 2 机轮。在美国公司研制的全电刹车系统中采用 的是机电作动器，而在法国公司研制的系统中采用的是电动静液作动器。该作 动器由电动机、液压泵、液压马达等部件组成。显然，在该系统中仍需个分 布式的小型电动和电控液压系统。 1 2 3 英国 英国在9 0 年代末开始发展全电刹车系统，该系统采用机电作动器，研究 工作是在英国贸易和工业部支持下通过多电飞机课题实施的，同时也是民用飞 机研究和验证计划中已确定的6 个项目之一。 1 3 课题研究的关键技术及难点 由于飞机全电刹车系统目前在国内是一个全新的领域，可参考借鉴资料很 少。整个系统是一个典型的非线性系统，其中存在许多非线性、不确定因素， 如跑道表面结合系数的变化、飞机速度和滑移律对结合系数的影响、刹车压力 与刹车力矩之间的三线滞环特性、不能直接量测的强干扰、驱动电机的特性等， 因此课题研究有一定的难度，其中涉及的关键技术和难点主要有以下几方面： 1 系统的物理结构和工作原理： 2 系统模型的建立； 3 系统防滑控制律的研究； 4 作动机构及其控制器的研究； 5 系统仿真软件包的设计。 性 1 4 课题研究的目的及意义 全电刹车系统与传统液压刹车系统相比，有许多液压刹车无法比拟的优越 两北工业大学硕士学位论文 第一章绪论 1 取消了液压管路等一些液压设备，重量上大大减轻“1 。以美国1 9 9 8 年 试飞成功的f 1 6 为例，虽然其机电作动器的重量比液压作动器重1 0 磅左右， 但由于取消了液压管路和设备，就整个系统而言，总体重量反而减轻。对采用 两个主起落架的战斗机来讲可减轻5 0 1 0 0 磅，对带有8 个主机轮的运输机来 讲，初步估计可减轻3 0 0 磅之多。 2 全电刹车装置代替液压装置，可减少潜在的燃烧危险，不存在液体泄 漏问题，无污染，排除液体流速和与之相关的燃料环境等因素对刹车性能的 影响“1 ：同时，整个系统的液体燃料使用量减少，可大大降低费用。 3 全电刹车装置可提供元器件级故障诊断，具有内置测试和故障隔离功 能，易于故障识别和隔离；飞机更易于维修，降低了整个系统的维修成本，减 少了维护费用。 4 采用全电刹车装置，系统的冗余度增大，可靠性高于液压刹车。以f 一1 6 试飞为例，四个作动器仅用其中的两个工作，仍可保证高性能刹车功能，系统 冗余度较高“1 。 5 全电刹车使用转矩反馈控制“1 ，刹车的控制力增加，获得的刹车转矩 恒定，动态性能更好；防滑刹车验证，刹车效率提高。 6 全电刹车装置结构简单，可增加轮胎和刹车闸的使用寿命，提高飞机 的战斗生存能力。 由以上分析知，全电刹车系统的许多优点都是传统液压刹车所不具备的。 因此在我国发展研制全电刹车系统，可为我国新型军用飞机、全电控制歼击机 和舰载机的发展提供技术支撑，使我国机轮刹车系统的发展上个台阶，实现 新的历史飞跃；对提高飞机机动性及作战能力将会产生巨大的影响；对促进我 国多电飞机计划的发展，具有深远的现实意义和重大的历史意义。目前，我国 已开始着手全电刹车系统的研究开发工作，预计十五、十一五期间，将研制出 适合我国机型的全电刹车系统，促进我国国防事业的发展。 西北工业人学硕士学位论文 第一章绪论 1 5 论文的主要内容 第一章简单总结了课题的研究背景、发展现状、涉及的关键技术和难点、 及研究的目的和意义。 第二章将全电刹车与传统液压刹车系统相比较，分别给出了不同的系统结 构及原理图，指出全电刹车与液压刹车的主要不同之处在于机电作动刹车机架 代替原来的液压活塞刹车机架，液压部分完全以导线代替：工作原理采用四电 机四滚珠丝杆布局，电机通过齿轮系驱动滚珠丝杆，丝杠旋转运动变螺母轴向 直线运动，松刹刹车碳盘，刹停飞机：并针对全电刹车系统的关键部件机 电作动机架，对其中电机和滚珠丝杆的参数做了初选。 第三章进行系统各部件及整体模型的建立，包括飞机、机轮、起落架、轮 胎跑道、刹车装置、机电作动机构、结合系数和滑移律的关系等，其中前五项 与液压刹车系统基本相同，机电作动机构模型自行设计；结合系数作为防滑控 制的一个重要参数，在本章做了重点研究，仿真时用一表达式来描述其与滑移 律的关系： = ds i n ( c a r c t g ( 口盯) ) 针对不同的跑道，d 、c 、b 采用不同的参数，并提出了一种跑道自动识别系统 的思想。 第四章设计了系统的控制律。由于全电刹车系统采用机电作动，其反馈控 制信号除了机轮速度外，还增加了刹车力矩，因此控制律的研究主要包括三部 分：机轮速度调节器、刹车力矩调节器和电机调速系统，它们分别采用带压力 偏调的p i d 控制、p i d 控制和电流转速双闭环调速系统。 第五章进行系统的仿真和分析。利用m a t l a b 的g u i 功能，设计了带图形 界面的系统仿真软件包。利用此仿真软件，可以优选机电作动机构的参数，可 以针对不同跑道修改控制盒参数进行仿真；给出了一些参数诸如：飞机速度和 机轮速度、结合系数、径向载荷、刹车力矩和结合力矩、滚珠丝杆螺母轴向位 移、滚珠丝杆驱动力矩、滚珠丝杆稳定安全系数、滚珠丝杆正传动效率、电机 西北工业人学硕士学位论文 第一章绪论 转速、电机功率、电机负载转矩等的结果曲线；并根据预定性能指标的要求， 对仿真结果做了分析，明确指出全电刹车在刹停时间、刹停距离、防滑失效速 度、响应频率等方面的优越性。 第六章对论文做了总结，并展望了整个全电刹车系统的发展。 西北工业火学硕士学位论文 第二章系统的结构及工作原理 第二章系统的结构及工作原理 2 1 液压刹车系统的结构和工作原理 首先对液压刹车系统作简单回顾。液压刹车系统具有结构简单、可有效分 散功率等优点，但其缺点也不可忽视。据统计，液压刹车系统燃料耗费占整个 飞机所需液压燃料的4 5 ，而且易泄漏，使飞行安全性相对降低，因此全电 刹车代替液压刹车是一种必然。 图2 - i 是标准液压刹车结构图。它是多碳盘刹车装置，包括一个机架、多 个动盘和静盘、压紧盘、转矩管、背部板、液压活塞、自调返回弹簧和泄放器 阀门等。所有这些结构用螺栓固定在一起，压紧盘、动盘和静盘在机架和背部 板之间浮动。动盘外侧固定在狭槽中，与机轮啮合，并随机轮一起旋转；而静 盘内侧固定在狭槽中，与转矩管啮合，保持静止状态。机架把多个液压活塞机 泄放阀 图2 1 活毒 赣 自调返回弹簧 标准液压刹车结构图 构组合起来，使通向刹 车内置端口的液体流 动通道与两个泄放器 阀门连接在一起。液体 流动时，给液压活塞施 加压力，轮流迫使压紧 盘夹紧动静盘堆，从而 挤压背部板。通过观察 刹车板压力的变化情 况，计算出高压液体流 的供应需求，进而控制挤压力的大小，图2 2 为液压刹车系统原理结构图。防 滑措施则由安装在刹车装置上端的传统的飞机防滑阀提供。 西北工业大学硕士学位论文 第二章系统的结构投工作原理 誊堇 苦高 如曼 坩叫 刹停 图2 - 2 液压刹车系统原理结构图 2 2 全电刹车系统的结构和工作原理 本节以a - 1 0 和f 一1 6 机型为例，分别介绍全电刹车系统的结构和工作原理。 全电刹车系统保留液压刹车系统中的一些硬件刹车设备如碳盘、转矩管、 机轮等，主要不同之处就是机电作动( e m a ，e l e c t r i c m e c h a n i c a la c u t a t e d ) 刹车机架代替了原来的液压活塞刹车机架，液压部分完全以导线代替。这两种 机型刹车系统工作的主要不同之处在于其机电作动机构的不同：a l o 采用九 个直流电机驱动一大直径滚珠丝杆作动，f _ 1 6 则采用四电机四滚珠丝杆布局。 2 2 1 基于a - 1 0 的全电刹车系统 a - 1 0 电刹车与标准液压刹车结构基本相同，见图2 - 3 。作动器由九个直 流电机轮流驱动冲压管，作用类似于液压刹车装置中的活塞。从钐钴电机旋转 运动到冲压管轴向压力运动的变换由大直径的滚珠丝杆装置完成，控制滚珠丝 杆以不同方向转动，可取代液压刹车自调返回弹簧的作用。 操作命令由中央控制器发送给电机，如图2 4 。中央控制器需三个输入信 号：刹车板信号、防滑信号、刹车转矩反馈信号。控制器检测转矩反馈信号， 控制刹车板信号和防滑信号，使二者达到平衡。 9 暑呻撼如甚 一 -一_il 西北工业大学颂士学位论文第二章系统的结构及工作原理 膨戮 匪 撇溯，i 拶 敲貉： 妒 n ! ；筵卜。瞄 图2 - 3a - 1 0 电刹车结构图 刮迪群坠* 荒a ! ：! | | ； 222 基于f - 1 6 的全电刹车系统 f ；- 1 6 全电刹车系统主要由五部分组成，见图2 - 5 ： e m a 刹车机架、转矩 传感器及其托架、机轮速度传感器、e m a 控制器和b s 控制器，此外还有电源 及备用电池、起落架开关和防滑控制开关、起落架触地开关等。转矩传感器及 其托架和机轮速度传感器安装在受刹机轮上。详细结构原理见图2 - 6 。b s 控 1 0 嚣呼撼姐窿 一 _i 两北丁业人学顺i 学位论文 第二章系统的结构驶 二作原理 制器的输入信号有踏板信号、起落架触地开关、反馈的机轮速度和刹车力矩信 号等，同时使用r s 4 2 2 串行数据线，传输命令给e m a 控制器。e m a 控制器在b 届 控制器命令的作用下，控制电机旋转，进而控制滚珠丝杆，完成系统刹车功能。 为了提高系统的冗余度，b s 控制器和e m a 控制器均可考虑设置两个通道，每 个通道分别控制四套机电作动机构，左右受刹机轮上各两套。 图2 - 5 全电刹车系统原理图 由以上分板知，全电刹车系统与液压刹车系统相比，主要不同之处在于： 1 、液压作动器完全由机电作动器取代。2 、除机轮速度反馈外，还增加了刹车 力矩反馈“1 。因此，防滑控制盒不但要有机轮速度反馈信号，还要有刹车力矩 反馈信号输入，另外，还要增加机电作动控制器以驱动机电作动器。这些改进 对整个刹车系统性能的提高是显著的。由于采用高性能的无刷直流电机作动及 其它低惯性部件，作动的频率响应可以达到2 0 3 0 赫兹，比液压刹车系统提 高了2 3 倍：力矩反馈控制系统显著改善了刹车力矩控制和防滑性能，缩短 了刹停距离，提高了轮胎和刹车装置的使用寿命。 本课题以f 1 6 全电刹车系统的结构和工作原理为雏形，在此基础上做进 一步的研究。 一f i叭 匠一 西北工业人学倾卜学位论文第二二章系统的结构及工作原理 图2 - 6 卜1 6 详细结构原理图 西北1 。业人学坝0 学位论文 第二章系统的结构及工作原理 2 3 机电作动机构的设计 231 刹车机架介绍 e m a 刹车机架是全电刹车区别于液压刹车的关键部件，图2 7 为m e s s i e f b u g a t t l 公司的全电刹车系统工作原理图。e m a 刹车机架的结构如图2 8 所示， 由于每套电机滚珠丝杆作动器的结构完全一样，所以只针对其中一套画了剖视 图。从图中可以看出，e 姒刹车机架是四电机圆滚珠丝杆作动器布局，电机选 用稀土永磁无刷直流电机( 由于其重量轻、体积小的特点) ，每个电机通过两 级齿轮传动装置，独立控制一个滚珠丝杆作动器。其中第一级齿轮传动为直角 减速齿轮，第二级为圆柱减速齿轮，齿轮系的传动比由电机功率、滚珠丝杆参 数及刹车性能要求共同决定。齿轮旋转运动到压紧盘轴向压力运动的变换由四 个滚珠丝杆作动器完成齿轮转动带动丝杠旋转，从而带动螺母的轴向直线 运动，给压紧盘施力，电机反转时，螺母回退，由此松刹碳盘，刹停飞机。 图2 7m e s s i e rb u g a t t i 公司的电刹车系统 西北工业大学硕士学位论文第二章系统的结构及工作原理 v 刹车机架 _ r 什什 渗j _ z 卜。1 0 ” j 一_ l l j f l 7 7 9 ： 一l ，：掣r 、机 0 i _ _ 2 3 2 刹车机架参数选用 a - a 图2 - 8 全电刹车系统结构图 滚珠丝杆 由于全电刹车机架不同于液压刹车的关键点是由电机驱动滚珠丝杆装置 代替原来的液压活塞系统，因此本部分主要针对刹车机架的滚珠丝杆和电机， 讨论其参数的选择。针对国产某机型，基本参数选用为： 最大刹车压力 7 1 2 1 k g 刹车响应频率2 0 3 0 h z 2 3 2 1 滚珠丝杆参数的选择 滚珠丝杆是在丝杠和螺母之间放入适量滚珠，使丝杠与螺母之间由滑动摩 擦变为滚动摩擦的丝杠传动。它具有可逆性、传动效率高、精度高、同步性能 好、使用寿命长的特点1 1 5 1 1 1 6 1 。滚珠丝杆的传动分为两种：正传动回转运 动变直线运动，逆传动直线运动变回转运动。刹车过程中，电机通过直角 堕苎三些查兰堡：! ：兰垡堕；! ! ! ； 苎三里墨笙竺堑塑丝三堡壁 齿轮和减速齿轮驱动丝杠转动，进而带动螺母轴向运动，对刹车盘加压，因而 为滚珠丝杼的正传动作用。 滚珠丝杆的选用原则是按照其静载荷e 。( 其转速”1 0 r m i n ) 和额定动 载荷巴( 其转速 l o r m i n ) 及传动速比的要求，来确定所需要的滚珠丝杆 的公称直径墙和基本导程厶“”“0 由上可知，全电刹车的响应频率能达到 2 0 3 0 h z ，即每分钟可刹车1 2 0 0 1 8 0 0 次。 计算动载荷c 。= k f m 。，其中k = k k f k h q 。 乜一寿命系数心= ( 等) ；= ( 等) ；，其中n 取1 2 0 为工作寿命， 取1 0 0 0 h ，得k = 1 9 3 ； k 。载荷系数，取1 2 ； k 。硬度系数，取1 0 ； q 一工作行程系数，取1 0 。 y m 。为最大刹车压力，由全电刹车原理知，两台电机驱动两根滚珠丝杆装 置，完全可以刹死飞机。因此，这里= 7 1 咣= 3 5 6 0 5 堙 因此得计算动载荷c 。= 8 0 8 1 2 n 。 由c 。c o 。，选c o 。= 8 2 4 2 2 n ，得滚珠丝杆的主要尺寸为：公称直径 d 。= 4 0 m m ，基本导程三= 6 0 r a m ，螺旋升角五= 2 。4 4 ，滚珠直径 d 。= 3 9 6 9 m m ，内循环( 3 ，5 圈1 列) 1 1 5 1 。 取当量摩擦系数= 0 0 0 5 ，则p = a r c t g l t = 1 7 1 1 “，所以正传动效率为： h ： 型 ：8 5 5 。 嘻( 九+ p ) 西北工业火学硕士学位论文 第二章系统的结构及丁作原理 若丝杠是无预紧的，且忽略轴承的摩摞力矩，则觅服最大轴i 司j 一作载何 f 所需的驱动力矩为r ：! 兰：3 8 9 9 0 8 n r a m = 3 9 m 。 由公式e ：m 型生害芷，其中m 为支撑系数，三。为丝杠支撑点间距，计 算得临界载荷为f ：2 0 。1 0 a 。堡生掣：1 1 3 9 4 0 5 6 ，则稳定安全系数 1 7 2 0 2 为：r y ：菩：黑：3 2 7 m 】，：2 5 4 ，故稳定性足够，所选滚珠3 5 6 058 。 9 一。 丝杆参数合适，其中【n l 为许用稳定安全系数。 23 2 2 电机参数选择 假设齿轮系的传动效率为9 0 ，传动比为7 5 ：1 ，则 折算到电机轴上其负载转矩r t 生：5 8 朋： f 0 9 7 5 电机负载功率为只= 熹95 5 0 = 罴95 5 等0 _ o 4 9 加，折算至! j 电机轴上电 l o 1 o 、 。 一 机的功率为p = i = o 5 4 k w 。 叩。 另外，考虑到机轮中安放作动器的空间要尽可能小，电机尺寸不易过大， 可考虑在电机中装入谐波减速装置，通过一定的减速比减小电机的转速，在电 机功率一定的情况下，可得到较大的转矩。 由上面计算可知负载转矩为5 8 n m ，可在电机中安装减速比为1 0 的谐 波减速装置，将电机的转速减小1 0 倍，而将转矩增大1 0 倍，这样，要得到 58 n m 的转矩只需要输出转矩为0 5 8 n m 的电机，大大减小了电机的尺寸。 又螺母的转速为1 2 0r m i n ，传动比为7 5 ，则带有谐波减速的电机输出转速 为9 0 0r m i n ，电机的实际输出转速约为9 0 0 0r m i n 。 6 西北工业大学坝卜学位论文 第三章系统模型建 3 1 1 建模假设 第三章系统模型建立 3 1 飞机动力模型 分析飞机动力模型前，先作如下假设“”“1 ： l ，将飞机视为理想刚体，不考虑弹性变形： 2 由于飞机在地面着陆过程中，发动机呈慢车推力状态，所以不考虑 发动机转子产生的陀螺力矩，且认为发动机的慢车推力与飞机速度 成线性关系： 3 飞机沿地面滑跑有6 个方向的运动，假设飞机着陆滑跑时无侧风或 侧风很小，飞机两边跑道状态完全对称，飞机可简化为三自由度的 运动体，即纵向、垂直方向和俯仰运动； 4 假设飞机接地滑跑时机轮不离开地面，忽略飞机起落架在竖直方向 上的运动，认为飞机和起落架是刚性整体； 5 ，假定所有受刹机轮的刹车机构性能一致，且同步控制，则所有机轮 的刹车控制就简化为单轮单通道机轮的控制。 31 2 飞机动力学分析 飞机着陆滑跑过程中的受力分析如图3 - 1 所示。从图中可以看出，飞机水 平方向上受力主要有：发动机剩余推力瓦、空气阻力e 、阻力伞拉力只、主 轮摩擦力只和前轮摩擦力t ：垂直方向上受力主要有：重力g 、升力e 、 主轮反作用力和前轮反作用力：，且有只。= 麒、c ：= ：，其中、 胁分别为主轮和前轮的结合系数。 西北工业大学硕十学位论文第= 章系统模型建立 图3 - 1 b 机着陆滑跑时的受力分析 由牛顿定理，得飞机着陆滑跑时的运动方程如下： r 瓦一瓦一b 一以一一巴：= m v( 3 1 ) g 一一n l n 2 = 0( 3 2 ) i 2 上l + f s ( ，+ h r ) 一( ，i l + ，1 2 ) 厅。一瓦矗r = n l ( 三一l 1 )( 3 3 ) l 由( 3 2 ) 、( 3 3 ) 求解得： 主轮载荷n ：蜓二墨! ! 墨! 二丝生! 墨丝生! 二墨坠 三+ ( l 一2 ) k 前轮载荷n ：= ( g - f r ) ( l - l , + l t , h 。) - f s ( h ，+ h r ) + t o h r 上+ ( l 一2 ) 吃 代入( 3 1 ) 式得飞机加速度方程为 ：鱼：垒：生：生! ：生2 m 兀+ 七， m 丝! 墅：丝。兰i ! ： 2 m2 m ( l i - j 2 2 h 。) ( g 一半) m l + ( ， 瞩地她) 华 i 河广 竺! 二! 坐竺工j c r s v 2 ：二：竺! ：竺! 工j c s i v 21 m l + ( l 一2 2 ) h c 】 西北工业人学硕士学位论文第三章系统模型建立 式中 v 一飞机的纵向速度 瓦一发动机的剩余推力 t 一发动机的推力速度系数 m 一飞机质量 j 一空气密度 t 一飞机滑跑时的阻力系数 巳一阻力伞阻力系数 s 一机翼面积 s ，一阻力伞计算面积 。一受刹机轮与跑道之间的结合系数 厶一飞机重心与前轮中心之间的距离 一飞机重心与后轮中心之间的距离 ：一前轮与跑道之间的结合系数 c ，一飞机滑跑时的井力系数 ，一发动机推力线距飞机水平轴下移距离 ，一阻力伞悬挂点距飞机水平轴上移距离 。一飞机重心距地面的高度 3 1 3 飞机动力模型图 在m a t l a b 6 1 中使用s i m u l i n k ，建立飞机的动力模型如图3 - 2 所示 西北工业大学硕士学位论文 第三章系统模型建立 芏轮戴葡 图3 - 2e 机动力模型 由图可见，前轮和主轮的摩擦力、飞机的迎风阻力和阻力伞的拉力构成了 制动飞机前向运动的总制动力。空气动力计算模块是根据飞机速度求出升力、 迎风阻力、发动机的剩余推力和阻力伞的拉力，载荷计算模块主要是要求出飞 机在三个自由度内运动情况下作用在机轮上的径向载荷。 3 2 1 起落架模型 3 2 起落架各组件建模 3 2 1 1 起落架垂直方向受力 假设飞机接地滑跑时机轮不离开地面，这要求起落架能吸收接地撞击动 能，吸收动能通常由起落架缓冲支柱和支柱弹性完成，这样起落架在垂直方向 的运动可简化成弹簧一阻尼运动。 飞机重量分配于起落架上的载荷分为两种：一种是按尺寸比例分配的静载 荷；另一种是由飞机俯仰运动引起的垂直位移所造成的动载荷。 ( 主起支柱受力) = ( 飞机重量) ( 飞机升力) + ( 主起支柱阻尼力) + ( 主起支柱弹力) 2 0 两北丁业大学硕士学位论文 第三章系统模型建 ( 前起支柱受力) = ( 飞机重量) 一( 飞机升力) + ( 前起支柱阻尼力) + ( 前起支柱弹力) 。 3 2 1 2 起落架水平运动动力学 因为起落架和飞机非刚性连接，在刹车力作用下产生水平位移和角位移， 假设支柱为悬臂梁，则角位移很小，可以不计。又假设支柱和机轮质量集中于 机轮处，则支柱水平运动可看作质量一弹簧一阻尼器系统。 由牛顿第二定理，起落架水平运动方程为： ( 支柱水平运动质量) ( 支柱水平运动加速度) = ( 主轮刹车力) 一( 支 柱水平阻尼力) 一( 支柱水平运动弹力) 由此求出支柱水平运动加速度，经积分运算可分别得出支柱水平运动速度 和位移。 本课题中，用二阶方程简化了起落架模型，仅为体现起落架“走步”现象。 1 了- _ f = j ( s ) m s j rc s + k 其中x ( s ) 为起落架的水平位移，为水平摩擦力。对x ( s ) 进行一阶微分， 即为起落架的水平速度，将其叠加到机轮速度v 。上。若对v 。无较大影响，即 可认为无起落架“走步”现象发生。 3 2 2 机轮动力模型 机轮的转动是由刹车力矩和结合力矩来共同控制的，若忽略一些次要的因 素，则可以只考虑机轮转动部分的惯量，由刹车力矩和结合力矩之差来控制机 轮速度。 从分析可知，结合力矩是由机轮的滚动半径、径向载荷和结合系数共同决 定的，而刹车力矩是由e m a 控制器中来自滚珠丝杆的刹车推力和刹车装置的摩 擦特性共同决定的，因此，在此之前必须先建立飞机的动力模型和电机滚珠 丝杆作动机构的模型。由飞机的动力模型可以求得机轮的滚动半径、径向载荷 西北t 业大学硕士学位论文 第三章系统模型建矗 和飞机速度，由飞机速度和机轮速度可以求得滑移率，再由滑移率推出结合系 数，进而最终确定结合力矩；而从电机，滚珠丝杆作动机构的模型可以求出电 机的转速，通过齿轮系减速后，丝杠获得一旋转速度，根据滚珠丝杆的参数， 求出螺母的轴向位移，由此轴向位移求出螺母挤压刹车盘的力，即刹车推力， 再由刹车推力求出刹车力矩。 3 2 2 1 机轮动力方程及模型 当刹车力矩小于结合力矩时，机轮加速，但最大不会超过自由滚动时的机 轮速度；当刹车力矩大于结合力矩时，机轮减速，但最小不会低于零，也就是 说，机轮是不会反向转动的。在机轮的数学模型的建立中，我们必须加上这些 约束条件，否则在有些情况下可能会出现与实际情况不相符合的仿真结果。 仅考虑机轮转动惯量，由刹车力矩和结合力矩之差控制机轮速度时，建立 的数学模型如下： = 华 燮刍二坐二兰型坐兰竺! n x l + ( l 一2 ) 。】 其中：v 。一受刹机轮的角速度 ，一单个受刹机轮的转动惯量 n 受刹机轮的数目 ，一受刹机轮的垂直载荷 女。一发动机的推力速度系数 m 。一刹车力矩 在m a t l a b 里建立的机轮动力模型框图如图3 3 所示 m b ， 两北1 业人学颅卜学位论文第三章系统模型建奇 图3 - 3 机轮动力模型 3 2 2 2 机轮简化模型 实际上，在整个系统模型里，刹车力矩的大小可在e m a 控制器里通过机电 作动机构求出，结合力矩在轮胎和跑道模型里求出，求得二者之差，这时，机 轮动力模型可直接简化为图3 - 4 ： i 烹芹野啄 卧刮h 删“一m 明7 量到烈一 图3 - 4 简化的机轮动力模型 在模型末尾，我们加入了一饱和环节，对机轮速度大小进行限制，使其最小不 低于0 ，最大不超过自由滚动时的机轮速度。 3 2 3 轮胎和跑道模型 323 1 轮胎触地区域模型 轮胎触地区域部分的纵向弹性系数公式为 k x = a - d 哆+ 4 p r 、- 师 西北：t 业入学坝卜学位论文第二帝系统模型建一 式中，口为结构参数，不同型号的轮胎对应的值不同，d 为轮胎处于自由状态 时的外径，p 为轮胎额定充气压力，民为轮胎仅受垂直载荷的轮胎压缩量，p 为轮胎对应压缩量为占时的内压。 轮胎触地区域宽度的估算公式： = i 7 扫w _ 2 5 ( ) 4 “5 ( ) 6 式中：b 为触地区域宽度，w 为轮胎处于自由状态时的最大宽度。 轮胎的纵向刚度 c x ：k 。生 盯 式中：，。为轮胎触地区域中弹性区的长度，盯为纵向滑移率。 3 2 3 2 轮胎滚动半径和结合力矩 刹车时，轮胎的滚动半径为 耻肛害+ 乏 式中：r 为轮胎外缘的自由半径，j 为轮胎压缩量，f 为轮胎瞬时阻力或水 平方向的作用力。实际建模时，为了简化，求滚动半径时采用下面公式： r = r k j n 式中： k 。为轮胎压缩系数( m k g ) ，n 为受刹机轮的垂直载荷( k g ) 。 结合力矩的值为 m m = n r 、 n 式中m 。，为结合力矩，月为受刹机轮的数月。 求解结合力矩建立的模型如下图3 - 5 所示： 两北t 业大学硕士学位论文 第三章系统模型建赢 窘 c d _ l 结合系数 滚动半径7 可 1 个主机轮载葡k g 口 3 2 4 刹车装置模型 图3 - 5 求解结合力矩模型 刹车装置位于机轮轮毂腔内，飞机着陆时其动盘由轮毂带动随机轮一起转 动，而静盘通过转矩管与轮轴相连，不随机轮转动，多片动盘和静盘相互交错 装配以增大摩擦面，当刹车推力由滚珠丝杆送至压紧盘时，由压紧盘将力均匀 地作用到动静盘上，使动静盘相互挤压，由于动静盘之间存在相对运动，因此 可产生很大的摩擦力矩，也即刹车力矩，动静盘问的动能转换成热量释放出来， 使机轮制动。由此可知，刹车装置的主要作用是把作动机构传输过来的刹车推 力转换成刹车力矩。 刹车推力作用于压紧盘，产生的刹车压力为p ： p = s ， m 4 ) 其中：s 一来自滚珠丝杆的刹车推力 a 一每套滚珠丝杆与压紧盘的接触面积 m 一工作的滚珠丝杆个数 因为实际工作中四个作动器仅用其中的两个即可工作，所以在此m = 2 。 3 2 4 1 三线滞环模型 刹车装置的工作过程中，刹车力矩额定变化是非常复杂的，会受到多种因 素的影响而产生很大的变化，这些变化主要是由于摩擦材料的摩擦特性所引起 2 5 两北t 业人学硕士学位论文 第三章系统模型建立 的。比如存在动摩擦和静摩擦系数的转换问题，对于同样的刹车压力，当动盘 和静盘之间不存在相对运动时，刹车装置产生的刹车力矩是有很大区别的，而 此区别对于不同的摩擦材料又表现出完全不同的特性。碳材料的静摩擦系数小 于动摩擦系数，且密度低，质量小，热库容量较大，因而它是一种相当优秀的 刹车盘材料，目前相当一部分国外飞机的刹车盘上都用的是碳碳复合材料。 建模中，由于各种因素对摩擦材料特性的影响过于复杂，所以没有考虑到 模型中去，仅就刹车压力和刹车力矩的关系建立了三线滞环模型，如下图3 6 所示： 图3 - 6 三线滞环模型 在此调用了m 文件函数f = b r a k e f u n (