劉曉超，焦宗夏，尚耀星，張昊，王曦宇，李定波

1.北京航空航天大學(xué) 前沿科學(xué)技術(shù)創(chuàng)新研究院，北京 100083

2.北京航空航天大學(xué) 自動化科學(xué)與電氣工程學(xué)院，北京 100083

3.北京航空航天大學(xué) 寧波創(chuàng)新研究院，寧波 315800

4.飛行器控制一體化國防科技重點(diǎn)實驗室，北京 100083

飛機(jī)剎車系統(tǒng)是現(xiàn)代飛機(jī)的一個重要組成部分，主要用于耗散飛機(jī)在地面滑跑時的動能，保證飛機(jī)在安全長度的跑道內(nèi)制動停止，是保障飛機(jī)“安全起降”的關(guān)鍵[1-2]。飛機(jī)著陸速度快、慣量大，單個機(jī)輪所承受的動能載荷是普通汽車的數(shù)百倍，剎車盤溫度瞬間可達(dá)1 000 ℃以上，同時面臨濕滑冰雪跑道、強(qiáng)沖擊、大側(cè)風(fēng)等復(fù)雜環(huán)境影響，對剎車的安全性和剎車效率提出嚴(yán)峻挑戰(zhàn)。據(jù)美國波音公司統(tǒng)計，飛機(jī)起降僅占飛行總時間的6%，但地面運(yùn)動中的災(zāi)難性事故卻占到40%以上，其中大部分與剎車系統(tǒng)有關(guān)[3-4]。

目前在國際上，傳統(tǒng)飛機(jī)剎車系統(tǒng)仍然普遍采用發(fā)動機(jī)驅(qū)動泵的機(jī)載集中式液壓源作為動力，經(jīng)過長管路傳輸?shù)揭簤簞x車作動器，完成剎車功能。優(yōu)點(diǎn)是：液壓作動器功率密度高、成熟度高，能夠自潤滑運(yùn)行，而且經(jīng)過多年的應(yīng)用發(fā)展，液壓剎車系統(tǒng)在控制技術(shù)和性能上也達(dá)到了較高的水平[5-6]。

但是，傳統(tǒng)液壓剎車系統(tǒng)零部件數(shù)目眾多，管路遍布機(jī)身，國內(nèi)運(yùn)輸機(jī)剎車系統(tǒng)采用3余度備份，成品模塊大約110個，剎車管路超過300根，零件總數(shù)超過3 000個，最長單根剎車管路長達(dá)12米，由此產(chǎn)生的管路振動破裂、液壓油泄漏等問題制約了飛機(jī)整體可靠性和可維護(hù)性的提升。同時，龐大液壓管路系統(tǒng)的重量難以減輕也限制了對飛機(jī)經(jīng)濟(jì)性的更高要求。因此，傳統(tǒng)飛機(jī)液壓剎車的替代方案成為了研究熱點(diǎn)。

“電剎車”的概念正是在這種形勢下被提出的一種解決方案，電剎車是一種以機(jī)電作動器作為剎車執(zhí)行機(jī)構(gòu)的系統(tǒng)，由電機(jī)、齒輪減速器和滾珠絲杠等機(jī)械裝置組成，如圖1所示。電剎車系統(tǒng)不需要液壓源，直接使用電能，徹底去除了液壓部件，解決了應(yīng)用液壓部件所帶來的泄漏、管路振動等問題，使得剎車系統(tǒng)得到大大簡化，系統(tǒng)可靠性和可維護(hù)性得到提高[7]。

圖1 電剎車系統(tǒng)原理圖

早在1998年，美國研制了F15E戰(zhàn)斗機(jī)的電剎車系統(tǒng)，并成功通過了實驗室測試，此后又成功試飛了第一架裝有電剎車的F16C戰(zhàn)斗機(jī)。到了2007年，法國Messier Bugatti公司開始在商用飛機(jī)領(lǐng)域中推出電剎車系統(tǒng)，并成功用于波音B787客機(jī)。在國內(nèi)，西北工業(yè)大學(xué)、中南大學(xué)、中航工業(yè)集團(tuán)514廠等單位也都開展了電剎車系統(tǒng)研究，但是大多停留在仿真研究和樣機(jī)試制階段，與國外先進(jìn)水平尚有差距[8-10]。

電剎車系統(tǒng)也存在自身特有的問題，主要是電機(jī)需要實時提供峰值剎車功率，堵轉(zhuǎn)發(fā)熱大，滾珠絲杠容易機(jī)械卡死，存在抱死爆胎風(fēng)險，這些問題至今都沒有得到很好的解決。液壓剎車和電剎車在性能、功率重量比、維護(hù)性、可靠性等關(guān)鍵問題上各有優(yōu)劣，在很長一段時間內(nèi)液壓剎車和電剎車將并行發(fā)展[11]。

國際上，關(guān)于對新原理剎車系統(tǒng)的研究從未間斷，加拿大維多利亞大學(xué)的Stoikov等利用磁流變液原理開發(fā)了一套剎車作動器，并對其進(jìn)行了大量仿真和試驗[7]。同時，電靜液、電流變液等新原理的剎車作動器也得到了多國研究人員的關(guān)注。雖然這些剎車系統(tǒng)都具有研究潛力，但是到目前為止，它們都存在剎車力矩小、結(jié)構(gòu)復(fù)雜、剎車性能差、存在多余剎車力矩等問題，尚停留在實驗室驗證階段[12-13]。

開展新型剎車系統(tǒng)研究將有重要意義，事實上，由于剎車系統(tǒng)的特殊性，機(jī)輪著陸之后的快速旋轉(zhuǎn)，復(fù)含著巨大的可利用能量，如果能利用剎車系統(tǒng)的特殊性，回收小部分本應(yīng)該被耗散掉的飛機(jī)動能，將回收的動能用于剎車裝置本身，研發(fā)不依賴機(jī)載能源的“自饋能”剎車系統(tǒng)，將開辟一種剎車系統(tǒng)改進(jìn)的新途徑。

1 自饋能系統(tǒng)原理

2011年，焦宗夏等提出了一種飛機(jī)新原理電液自饋能剎車系統(tǒng)(Integrated Self-powered Brake System，ISBS)，具體的工作原理可由圖2描述：將液壓泵通過傳動裝置連接到機(jī)輪的轉(zhuǎn)動部分，當(dāng)飛機(jī)在地面滑跑時，機(jī)輪的轉(zhuǎn)動通過傳動機(jī)構(gòu)帶動泵旋轉(zhuǎn)，形成具有一定壓力和流量的液壓源，然后通過剎車閥調(diào)節(jié)到適當(dāng)?shù)膲毫?，供給剎車作動器，實現(xiàn)飛機(jī)剎車功能[14]。

圖2 自饋能剎車系統(tǒng)液壓原理圖

匹配設(shè)計的蓄能器能存儲一定量的壓力油液，在機(jī)輪轉(zhuǎn)速過低時用于補(bǔ)充剎車系統(tǒng)的流量需求。小功率輔助電機(jī)不同于電剎車的峰值功率電機(jī)，不需要按照飛機(jī)最大剎車功率需求選取，而是作為自饋能系統(tǒng)的補(bǔ)充，使其能更好地完成停機(jī)剎車、起飛線剎車等工況下的液壓系統(tǒng)保壓功能。同時，自饋能剎車系統(tǒng)本身具有非相似余度備份，具有較高的安全性和可靠性。

對于帶有余度的自饋能式電液剎車系統(tǒng)，液壓泵存在兩個能量輸入來源，一個是機(jī)輪，另一個是輔助電機(jī)，所以需要一個雙輸入單輸出的傳動機(jī)構(gòu)來保證兩者在使用的過程中不相互影響。傳動機(jī)構(gòu)如圖3所示，在機(jī)輪輸入與輔助電機(jī)輸入之間，使用了兩個單向離合(單方向傳遞扭矩，反方向工作時，內(nèi)外環(huán)脫開)。實現(xiàn)的功能是：如果來自機(jī)輪的輸入軸的轉(zhuǎn)速比輔助電機(jī)通過減速器之后的輸出轉(zhuǎn)速快，則機(jī)輪輸入軸傳遞扭矩；反之，電機(jī)輸入軸傳遞扭矩。

圖3 傳遞機(jī)構(gòu)

自饋能系統(tǒng)采用模塊化結(jié)構(gòu)設(shè)計，安裝在機(jī)輪附近，具有3大優(yōu)勢：(1) 不依賴主機(jī)能源，飛機(jī)在正常狀態(tài)或者無動力應(yīng)急狀態(tài)下均能完成剎車功能；(2) 取消了長供油管路，采用高度集成一體化設(shè)計，液壓管路所帶來的泄漏、振動等現(xiàn)象不復(fù)存在，減輕了系統(tǒng)重量，具有更高的可靠性和可維護(hù)性。(3) 保留了成熟的液壓剎車作動裝置，無需大功率電機(jī)，技術(shù)成熟度高，可實現(xiàn)性、性能優(yōu)于電剎車。

2 自饋能系統(tǒng)設(shè)計

2.1 參數(shù)設(shè)計

飛機(jī)自饋能剎車系統(tǒng)的設(shè)計目標(biāo)是對飛機(jī)剎車系統(tǒng)進(jìn)行改進(jìn)優(yōu)化，使剎車系統(tǒng)模塊化、并提高系統(tǒng)經(jīng)濟(jì)性和可靠性，由于機(jī)載產(chǎn)品對系統(tǒng)重量的嚴(yán)格要求，設(shè)計過程需要遵循以下原則：

1) 僅回收滿足剎車系統(tǒng)需求的能量。飛機(jī)制動時耗散的動能遠(yuǎn)大于飛機(jī)剎車系統(tǒng)所需的能量，在飛機(jī)制動過程中自饋能系統(tǒng)具有充足的能量源，但是回收和存儲的能量越多，所需的能量轉(zhuǎn)換和儲存轉(zhuǎn)置的體積和重量就越大，自饋能系統(tǒng)并不追求高能量回收率，而是在回收滿足剎車系統(tǒng)需求能量的前提下，使能量回收裝置的體積和重量盡可能小。

2) 工作中以能量轉(zhuǎn)換為主，能量儲存作為功能上的輔助。在自饋能系統(tǒng)中能量轉(zhuǎn)換裝置是必須的，而能量存儲裝置則主要由機(jī)輪轉(zhuǎn)速低于一定值以后剎車系統(tǒng)的工況和泄漏決定。因此，盡可能的使能量轉(zhuǎn)換輸出的瞬時功率滿足剎車需求，有利于自饋能系統(tǒng)重量的減小。

3) 盡量減小系統(tǒng)泄漏有助于減小自饋能系統(tǒng)的體積和質(zhì)量。事實上，系統(tǒng)泄漏帶來了不可忽略的能量損失，是阻礙自饋能電液剎車系統(tǒng)小型化的最大障礙。

綜上所述，自饋能電液一體化剎車樣機(jī)設(shè)計屬于系統(tǒng)集成范疇，其設(shè)計最基本的原則是就地取能，以最小的系統(tǒng)體積和質(zhì)量，實現(xiàn)飛機(jī)防滑剎車功能。

假定飛機(jī)著陸過程剎車中是勻減速剎停，如圖4所示，由此帶動液壓泵旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的流量是Qs，假定飛機(jī)剎車過程按照最大平均剎車流量需求作為設(shè)計輸入，剎車需求流量是Qf。

圖4 剎車過程流量

從數(shù)學(xué)上描述，自饋能需要滿足的條件為

(1)

(2)

式中：T為飛機(jī)剎車過程的所需時間；ta為在低速取能不足時蓄能器開始工作的時間；Va為蓄能器的有效容積。式(1)代表整個剎車過程中獲取的能量要大于剎車所需要的能量，式(2)代表在低速取能不足時蓄能器所需要的有效容積，也就是陰影區(qū)域C的面積。

2.2 原理樣機(jī)設(shè)計

2013年，黃澄根據(jù)自饋能設(shè)計原則[15]，針對大型飛機(jī)剎車系統(tǒng)參數(shù)設(shè)計了自饋能系統(tǒng)地面原理樣機(jī)，如圖5所示，自饋能樣機(jī)一體化集成設(shè)計在機(jī)輪附近，安裝在起落架支柱上，液壓泵利用齒輪傳動機(jī)構(gòu)獲取機(jī)輪的旋轉(zhuǎn)動能，轉(zhuǎn)換成液壓能，供給剎車作動器，完成剎車功能。

圖5 自饋能剎車系統(tǒng)虛擬樣機(jī)

從外部特性看，自饋能系統(tǒng)僅需要給電機(jī)提供電源動力和給控制閥提供弱電信號，保持了電剎車特性，取消了龐大復(fù)雜的液壓管路，同時保留了成熟的液壓作動器，具有液壓剎車和電剎車的雙重優(yōu)勢，成熟性和可維護(hù)性得到提升。

隨后，黃澄完成了自饋能系統(tǒng)地面原理樣機(jī)的加工和試驗測試[15]，如圖6所示，試驗過程中利用外部電機(jī)模擬機(jī)輪減速轉(zhuǎn)動過程帶動液壓泵旋轉(zhuǎn)，在計算機(jī)內(nèi)建立飛機(jī)模型、剎車摩擦模型等數(shù)字模型，完成整個剎車過程的大閉環(huán)試驗測試。試驗結(jié)果表明：自饋能系統(tǒng)不需要外部能源即可完成剎車功能，完全實現(xiàn)了自供能。

圖6 自饋能剎車系統(tǒng)實物樣機(jī)

3 自饋能系統(tǒng)優(yōu)化

3.1 單開關(guān)閥樣機(jī)設(shè)計優(yōu)化

由于現(xiàn)有的飛機(jī)液壓剎車系統(tǒng)通常采用傳統(tǒng)的噴嘴擋板壓力伺服閥作為壓力控制元件，靈敏度高，快速性好，可以有效提高剎車系統(tǒng)性能。但是，噴嘴擋板閥屬于高精密產(chǎn)品，噴嘴與擋板的間隙、閥芯與閥套的間隙都非常小，屬于微米級別的間隙，對液壓油液的污染情況非常敏感，抗油液污染能力很差，很容易發(fā)生噴嘴擋板間隙堵塞、閥芯卡滯等現(xiàn)象，從而導(dǎo)致剎車系統(tǒng)故障頻發(fā)，影響飛機(jī)的安全使用。

另外，因為噴嘴擋板閥的固有原理和結(jié)構(gòu)，始終存在先導(dǎo)級和閥芯的油液泄漏，這些泄漏在傳統(tǒng)的飛機(jī)剎車系統(tǒng)中可以忽略不計，但是對于自饋能剎車系統(tǒng)的體積和質(zhì)量有著很大的影響，是阻礙小型化的最大障礙，需要盡量避免。

2015年，劉曉超等提出了利用一個兩位三通電磁開關(guān)閥作為剎車控制閥，代替?zhèn)鹘y(tǒng)的噴嘴擋板壓力伺服閥，如圖7所示。開關(guān)閥沒有先導(dǎo)級結(jié)構(gòu)，并且閥芯是錐閥或者球閥結(jié)構(gòu)，非滑閥結(jié)構(gòu)，沒有微小間隙，所以泄漏量能做到接近于零，同時具有抗污染能力強(qiáng)的特點(diǎn)[16]。

圖7 單開關(guān)閥自饋能剎車系統(tǒng)原理

但是，開關(guān)閥只有完全開啟和完全關(guān)閉兩個狀態(tài)，控制狀態(tài)的不連續(xù)性給剎車壓力的精確控制帶來了很大挑戰(zhàn)。為了克服上述挑戰(zhàn)，劉曉超等設(shè)計了一種基于切換的控制算法，并通過反演設(shè)計的方法得到一個合適的切換面來決定開關(guān)閥的狀態(tài)，從而實現(xiàn)剎車壓力的精確控制[16]。

隨后，劉曉超等完成了自饋能剎車系統(tǒng)單開關(guān)閥樣機(jī)的加工，并且在小型無人機(jī)的剎車慣性臺上完成了試驗測試[16]，如圖8所示。試驗結(jié)果表明：單開關(guān)閥樣機(jī)解決了傳統(tǒng)壓力伺服閥帶來的堵塞、卡滯等問題，剎車壓力實現(xiàn)了高精度跟蹤控制，剎車過程平穩(wěn)，并且因為開關(guān)閥的零泄漏特性，減小了自饋能系統(tǒng)的體積和質(zhì)量。

圖8 單開關(guān)閥自饋能剎車系統(tǒng)實物樣機(jī)

3.2 雙開關(guān)閥樣機(jī)設(shè)計優(yōu)化

使用單個兩位三通電磁開關(guān)閥進(jìn)行剎車壓力控制，一定程度上避免了自饋能系統(tǒng)的泄漏損失，減小了自饋能系統(tǒng)的體積和重量，但是只能實現(xiàn)離散的充壓或泄壓狀態(tài)，輸入控制信號和輸出壓力不具有線性的輸入輸出關(guān)系，開關(guān)閥始終頻繁作動，始終存在剎車壓力的動態(tài)調(diào)節(jié)過程，不具備保壓能力，不可避免的會需求較大的剎車流量。

2019年，尚耀星等提出利用兩個兩位兩通開關(guān)閥作為剎車壓力控制閥，代替兩位三通電磁開關(guān)閥，如圖9所示。雙開關(guān)閥的自饋能系統(tǒng)具有充壓、泄壓和保壓三個狀態(tài)，當(dāng)剎車壓力的跟蹤誤差在允許范圍之內(nèi)時，可以維持兩個開關(guān)閥同時處于關(guān)閉狀態(tài)，從而實現(xiàn)自饋能系統(tǒng)保壓狀態(tài)，不需要開關(guān)閥進(jìn)行頻繁調(diào)節(jié)，從而避免了較大的剎車流量需求[17]。

圖9 雙開關(guān)閥自饋能剎車系統(tǒng)原理

隨后，尚耀星等研制了雙開關(guān)閥的自饋能系統(tǒng)樣機(jī)[17]，如圖10所示，并且在大型飛機(jī)慣性臺上完成了試驗測試。試驗結(jié)果表明：自饋能系統(tǒng)剎車壓力伺服跟蹤精度比單閥構(gòu)型更高，同時降低了開關(guān)閥的作動頻率，減少了剎車系統(tǒng)流量需求，有效減小了自饋能剎車系統(tǒng)的體積和質(zhì)量。

圖10 雙開關(guān)閥自饋能剎車系統(tǒng)樣機(jī)

4 專用取能機(jī)構(gòu)樣機(jī)設(shè)計

從傳統(tǒng)的剎車壓力伺服閥到一個兩位三通電磁開關(guān)閥，再到兩個兩位兩通開關(guān)閥，這是剎車壓力控制閥的逐步優(yōu)化過程，對于提高自饋能系統(tǒng)的抗污染能力具有重要意義，同時可以優(yōu)化自饋能系統(tǒng)的參數(shù)匹配設(shè)計過程，減小自饋能系統(tǒng)元件的重量和體積。

另外一個重要的研究工作就是自饋能系統(tǒng)的取能機(jī)構(gòu)設(shè)計，傳統(tǒng)的取能機(jī)構(gòu)采用齒輪傳動。齒輪傳動方式結(jié)構(gòu)簡單、使用可靠、成熟度高，對于機(jī)輪內(nèi)部空間充足的大型飛機(jī)來講，是最合適的選擇。但是對于小型飛機(jī)來講，由于機(jī)輪內(nèi)部空間極其緊張，傳統(tǒng)的齒輪傳動很難有布局設(shè)計空間，需要設(shè)計專用的取能機(jī)構(gòu)。

提出一種利用波浪曲面取能的自饋能系統(tǒng)專用取能機(jī)構(gòu)，如圖11所示，將帶有波浪曲面的裝置安裝在機(jī)輪的轉(zhuǎn)動部分，當(dāng)機(jī)輪轉(zhuǎn)動時，波浪曲面隨之旋轉(zhuǎn)，當(dāng)波浪曲面向高峰旋轉(zhuǎn)時，推動直線柱塞向右進(jìn)程運(yùn)動，當(dāng)波浪曲面向低峰旋轉(zhuǎn)時，彈簧的彈力推動直線柱塞向左回程運(yùn)動，然后利用兩個單向閥的配流作用，實現(xiàn)機(jī)械能到液壓能的轉(zhuǎn)換。直線柱塞的左端帶有滾輪，用來減小摩擦力。

4.1 取能機(jī)構(gòu)設(shè)計

專用取能機(jī)構(gòu)的設(shè)計是為了應(yīng)對小型飛機(jī)機(jī)輪內(nèi)部極其緊張的空間，作用是實現(xiàn)機(jī)械能到液壓能的轉(zhuǎn)換。直線柱塞的進(jìn)程依靠波浪曲面的推力，不可避免直線柱塞會對機(jī)輪的旋轉(zhuǎn)過程產(chǎn)生阻力，從而可能會影響到機(jī)輪的正常工作，需要對波浪曲面和直線柱塞進(jìn)行匹配設(shè)計校核。另外，直線柱塞的回程依靠彈簧的彈力，如果彈力過大，會增加柱塞的受力負(fù)擔(dān)，如果彈力過小，在機(jī)輪快速轉(zhuǎn)動的工況下，會導(dǎo)致柱塞向左回程的運(yùn)動行程不完整，如圖12中所示的從A點(diǎn)到B點(diǎn)的跳躍，從而導(dǎo)致能量轉(zhuǎn)換效率降低，甚至發(fā)生滾子和波浪曲面的撞擊損壞現(xiàn)象。

回程彈簧的剛度設(shè)計非常重要，需要從受力和運(yùn)動學(xué)兩個角度進(jìn)行設(shè)計校核，設(shè)滾輪的滾動軌跡曲線為

g(x)=Acos(x/r)

(3)

式中：A表示曲面正弦曲線的幅值；x表示取能機(jī)構(gòu)和曲面接觸點(diǎn)的圓周方向位移；r是接觸點(diǎn)相對機(jī)輪旋轉(zhuǎn)軸的滾動半徑。

圖13為取能機(jī)構(gòu)的受力和速度分解，F(xiàn)a為取能機(jī)構(gòu)受到曲面?zhèn)鬟f來的支持力的軸向分力；Fc為側(cè)向分力；F為總合力；va為取能機(jī)構(gòu)的軸向速度；vc為側(cè)向速度；vg為總速度；α為取能機(jī)構(gòu)軸向與法向的夾角。則取能機(jī)構(gòu)滿足：

圖13 取能機(jī)構(gòu)的受力和速度分解

(4)

同時，取能機(jī)構(gòu)的動力學(xué)方程為

(5)

式中：y為取能機(jī)構(gòu)的縱向位移時間函數(shù)；m為運(yùn)動部分質(zhì)量；c為阻尼系數(shù)；k為回程彈簧彈性系數(shù)；Fp為取能機(jī)構(gòu)末端受到的油液壓力。取能機(jī)構(gòu)正弦運(yùn)動軌跡中點(diǎn)為零位，實際彈簧零位為曲面凹點(diǎn)，故將此彈性力折算到彈簧預(yù)緊力Fk中，F(xiàn)f為密封圈的摩擦力。

使取能機(jī)構(gòu)貼合在曲面上持續(xù)工作的必要條件是Fa≥0，以此來確定取能機(jī)構(gòu)的參數(shù)。

將飛機(jī)參數(shù)和剎車系統(tǒng)參數(shù)設(shè)計約束代入式(5)計算，可以得到取能機(jī)構(gòu)的軸向支持力和側(cè)向力，同時得到取能機(jī)構(gòu)對飛機(jī)機(jī)輪的附加剎車力矩，也就是阻力矩，如圖14所示。

圖14 取能機(jī)構(gòu)的受力和附加剎車力矩曲線

綜上可知，取能機(jī)構(gòu)的支持力滿足Fa≥0的條件，取能機(jī)構(gòu)可以保持在曲面上持續(xù)運(yùn)行，不會引起不必要的振動，取能機(jī)構(gòu)給飛機(jī)機(jī)輪帶來的附加剎車力矩峰值在1.5 N·m左右，遠(yuǎn)小于額定剎車力矩，不會構(gòu)成對正常剎車功能的干擾。根據(jù)以上參數(shù)設(shè)計過程，得到自饋能專用取能機(jī)構(gòu)的參數(shù)，如表1所示。

表1 取能機(jī)構(gòu)設(shè)計參數(shù)

同時，針對帶有專用取能機(jī)構(gòu)的自饋能剎車系統(tǒng)進(jìn)行了仿真，得到了專用取能機(jī)構(gòu)從機(jī)械能到液壓能的轉(zhuǎn)換過程，如圖15所示，在不同飛機(jī)速度下充滿蓄能器所需要的時間不同，隨著速度的增大，蓄能器充壓時間變短。

圖15 專用取能機(jī)構(gòu)仿真曲線

4.2 數(shù)學(xué)模型

為了進(jìn)行飛機(jī)自饋能剎車系統(tǒng)的仿真驗證及半實物試驗驗證，還需要建立飛機(jī)地面滑跑動力學(xué)模型，主要包括機(jī)體地面運(yùn)動方程和機(jī)輪受力運(yùn)動方程。建模過程中假設(shè)機(jī)體為剛性質(zhì)量，機(jī)輪起落架軸線垂直于地面并且通過機(jī)體質(zhì)心，并將飛機(jī)簡化為單主機(jī)輪、單起落架和相應(yīng)質(zhì)量的機(jī)體模型，如圖16所示[17-19]。

圖16 飛機(jī)地面滑跑簡化模型

根據(jù)牛頓定律可以得到飛機(jī)動力學(xué)和機(jī)輪動力學(xué)的簡化模型為

(6)

式中：v為飛機(jī)的縱向速度；ω為機(jī)輪的轉(zhuǎn)動速度；Ff為輪胎和地面之間的摩擦力；M為飛機(jī)等效質(zhì)量；J為機(jī)輪轉(zhuǎn)動慣量；Re為機(jī)輪滾動半徑；Tb為剎車力矩；Tp為自饋能系統(tǒng)對機(jī)輪的阻力矩；Fd為氣動阻力；Mr為機(jī)輪的滾動阻力矩。

其中，氣動阻力Fd和機(jī)輪的滾動阻力矩Mr可以被描述為

Fd=Cdv2

(7)

Mr=(f0+f1v2.5)Re

(8)

式中：Cd為氣動阻力系數(shù)；f0和f1為曲線擬合系數(shù)。

輪胎和地面之間的摩擦力則采用魔術(shù)公式模型：

Ff=Dsin〈Carctan{Bsr-

E[Bsr-arctan(Bsr)]}〉

(9)

式中：B、C、D和E為曲線擬合系數(shù)，分別定義為剛度因子、曲線形狀因子、峰值因子和曲率因子，它們與輪胎特性、地面特性以及法向支撐力相關(guān)[20-21]。sr為滑移率，表達(dá)式為

(10)

定義機(jī)輪與地面的結(jié)合系數(shù)為

(11)

式中：Fv為機(jī)輪法向支持力，表達(dá)式為

(12)

式中：FL為氣動升力；Cy是升力系數(shù)；S為機(jī)翼面積；ρa(bǔ)為空氣密度。

剎車力矩Tb的表達(dá)式為

Tb=fcRbPbAb

(13)

式中：fc為摩擦系數(shù)；Rb為等效半徑；Ab為活塞面積；Pb為剎車壓力。

4.3 樣機(jī)設(shè)計

隨后，完成了專用取能機(jī)構(gòu)的樣機(jī)設(shè)計，在小型飛機(jī)的自饋能樣機(jī)上進(jìn)行了集成，并且完成了試驗臺搭建，如圖17所示，波浪曲面裝置安裝在機(jī)輪的轉(zhuǎn)動部分，取能機(jī)構(gòu)安裝在機(jī)輪的非轉(zhuǎn)動部分，波浪曲面可以推動取能機(jī)構(gòu)工作，實現(xiàn)機(jī)械能到液壓能的轉(zhuǎn)換，最后在小型飛機(jī)的地面剎車慣性臺上完成了試驗驗證。

圖17 專用取能機(jī)構(gòu)

首先，試驗得到了取能機(jī)構(gòu)的能量轉(zhuǎn)換過程曲線，如圖18所示，不同飛機(jī)速度下的蓄能器的充壓時間不同，飛機(jī)速度越快，充壓時間越短，并且試驗曲線跟仿真曲線具有非常高的重復(fù)度和相似度，數(shù)據(jù)表明由凸輪柱塞系統(tǒng)組成的取能機(jī)構(gòu)以及由單向閥對組成的配流機(jī)構(gòu)較好地完成了取能、配流、泵油的功能，具有較高的效率，同時也證明了波浪曲面取能裝置的參數(shù)匹配設(shè)計的準(zhǔn)確性。

圖18 專用取能機(jī)構(gòu)壓力曲線

其次，試驗得到了自饋能系統(tǒng)的剎車特性曲線，如圖19所示，包括飛機(jī)和機(jī)輪速度、剎車力矩、滑移率、載荷壓下力、開關(guān)閥指令等曲線。結(jié)果顯示，帶有專用取能裝置的自饋能剎車系統(tǒng)可以提供足夠的液壓能源，剎車過程平穩(wěn)。

圖19(a)中的曲線代表的是飛機(jī)速度和機(jī)輪速度，可以看到機(jī)輪速度和飛機(jī)速度從一個很高的速度慢慢剎車到飛機(jī)停止，同時機(jī)輪速度和飛機(jī)速度始終維持一個差值，這個差值就是機(jī)輪的滑移程度，也叫滑移率，用圖19(b)中曲線表達(dá)。圖19(c)是載荷下壓力曲線，模擬剎車過程中飛機(jī)機(jī)輪受到的載荷，穩(wěn)定維持在1 kN左右。圖19(d)是剎車力矩曲線，通過剎車作動器擠壓剎車盤產(chǎn)生的剎車力矩，可以看到剎車力矩最高可以達(dá)到200 N·m。圖19(e)和圖19(f)是充壓開關(guān)閥和泄壓開關(guān)閥的指令，兩者基本呈現(xiàn)互補(bǔ)狀態(tài)，不會同時產(chǎn)生作動，同時具有保壓功能。

圖19 自饋能剎車系統(tǒng)試驗結(jié)果

與傳統(tǒng)的PBM剎車控制律比較，本系統(tǒng)采用的控制律有效地將機(jī)輪的滑移率控制在一個穩(wěn)定的區(qū)間，防止機(jī)輪出現(xiàn)頻繁打滑，提高了飛機(jī)剎車效率的同時，延長了機(jī)輪等部件的壽命，并將大幅縮短飛機(jī)的剎車距離。

表2列出了本文提出的新原理飛機(jī)電液自饋能剎車系統(tǒng)與傳統(tǒng)液壓剎車系統(tǒng)的對比情況，由于本系統(tǒng)不依賴機(jī)載集中液壓源，獨(dú)立從機(jī)輪取能，以開關(guān)閥替代了伺服閥，在機(jī)載液壓源失效時可以正常完成剎車功能。提出的系統(tǒng)在自驅(qū)性(自饋能完成剎車功能)、抗污染性、可靠性等方面均優(yōu)于傳統(tǒng)集中泵源的伺服閥剎車系統(tǒng)，具有優(yōu)良的特性。

表2 新原理剎車系統(tǒng)與傳統(tǒng)系統(tǒng)對比

5 結(jié) 論

提出了一種利用波浪曲面進(jìn)行取能的專用取能機(jī)構(gòu)，用于回收機(jī)輪著陸時的旋轉(zhuǎn)動能，并將其轉(zhuǎn)換成液壓能，用于剎車作動。突破了自饋能系統(tǒng)專用取能機(jī)構(gòu)設(shè)計，研制了高可靠、低能耗、抗污染的自饋能剎車系統(tǒng)原理樣機(jī)，完全實現(xiàn)了飛機(jī)剎車系統(tǒng)自饋能，即使飛機(jī)失去全部動力也能有效剎車，使抗污染等級從NAS6級提升到NAS10級，可靠性和可維護(hù)性優(yōu)于傳統(tǒng)液壓剎車。