趙興平，常 凱，李 欣，蘇 靜

(航空工業(yè)第一飛機設計研究院，陜西 西安 710089)

1 引 言

剎車系統(tǒng)是飛機起飛和著陸過程中制動的關鍵系統(tǒng)，是影響飛機安全的重要系統(tǒng)之一。為保證飛機剎車系統(tǒng)的安全性和任務的可靠性，現(xiàn)代飛機剎車系統(tǒng)除了包括正常和備用剎車系統(tǒng)外，基本都配置了獨立的應急剎車系統(tǒng)[1]。隨著正常、備用和應急三級剎車系統(tǒng)在飛機上的普及，剎車系統(tǒng)的安全性大幅提升。應急剎車系統(tǒng)在正常、備用剎車系統(tǒng)失效后啟用，其存在對保障飛機的安全意義十分重大。

目前，飛機應急剎車系統(tǒng)典型的控制方式是機械操縱式和電控式。國外民用飛機中的波音737系列飛機和中國商用飛機公司的ARJ21飛機，其應急剎車系統(tǒng)采用的是機械操縱式；空客公司的A320、A340、A380等系列飛機和中國商飛的C919、CR929等飛機采用的是電控式應急剎車系統(tǒng)。兩者的主要區(qū)別是控制方式不同。典型的機械應急剎車由駕駛員通過操縱手柄手拉應急剎車鋼索控制機械式應急剎車閥實施應急剎車，應急剎車系統(tǒng)一般由備份液壓能源供壓；典型的電控應急剎車由操縱手柄發(fā)出電信號的控制指令，控制電控式應急剎車閥輸出應急剎車壓力實施剎車，也由備份液壓能源供壓。

國內(nèi)現(xiàn)役軍用飛機應急剎車絕大部分均采用機械操縱式，需通過操縱手柄拉動機械鋼索實施應急剎車。這種方式在體量較大的飛機應用時，需布置很長的機械鋼索，帶來了重量大、安裝維護不便等劣勢。本文對電控式應急剎車進行了研究，基于AMESim建立電控應急剎車模型，對系統(tǒng)功能和關鍵部件性能進行仿真，搭建試驗平臺驗證了電控應急剎車功能，為新型飛機應用電控應急剎車技術提供參考[2]。

2 系統(tǒng)工作原理

電控式應急剎車系統(tǒng)主要由應急剎車控制手柄、電控應急剎車閥和局部能源組件等組成。飛機啟動應急剎車前，首先開啟局部能源組件為系統(tǒng)供壓。當飛行員通過應急剎車手柄輸入應急剎車指令信號時，應急剎車閥根據(jù)指令信號輸出相對應的壓力和流量，在規(guī)定的時間內(nèi)使剎車裝置建立與控制信號成比例的油液壓力，使機輪減速實現(xiàn)飛機剎車功能。

當剎車壓力需要降低時，應急剎車閥根據(jù)指令信號減小輸出壓力以降低剎車裝置的油液壓力，同時工作腔油液回流至局部能源組件，達到降壓的目的。

3 應急剎車系統(tǒng)建模

應急剎車系統(tǒng)建模仿真采用LMS Imagine.Lab AMESim環(huán)境。AMESim是西門子公司的一款優(yōu)秀的圖形化仿真軟件，為流體及氣動、機械、控制、電磁等工程提供較為完善的綜合仿真及靈活的解決方案，具有豐富的元件模型庫，能夠根據(jù)用戶所構建模型的數(shù)學特性自動選擇最佳算法，具有穩(wěn)態(tài)計算、動態(tài)計算、批處理仿真、間斷連續(xù)仿真等多種仿真運行方式[3]。在AMESim環(huán)境中建立電控應急剎車系統(tǒng)及主要部件的仿真模型，然后將建立起的部件模型設置合理的參數(shù)并通過接口連接，對應急剎車系統(tǒng)運行過程進行仿真分析。

3.1 電控應急剎車閥模型

電控應急剎車閥是系統(tǒng)最關鍵的部件，其在飛機應急剎車過程中需輸出隨剎車指令可變的壓力。輸出壓力達到目標值時就處于平衡狀態(tài)，不受供回油壓力波動的影響，以保證剎車過程的平穩(wěn)。

電控應急剎車閥主要由RDDV旋轉直驅閥組件和控制器組成，如圖1所示。該閥通過壓力反饋模塊采集應急剎車過程中閥體工作腔的壓力信號，作為閉環(huán)控制的反饋信號完成系統(tǒng)閉環(huán)控制，最終輸出指令驅動閥芯運動，實現(xiàn)對應剎車壓力的輸出[4]。

圖1 電控應急剎車閥組成圖

控制器采用傳統(tǒng)的PWM電流閉環(huán)控制技術，將接收到的電流指令和采集到的實時電流進行對比，用閉環(huán)控制的方式實時調(diào)整PWM波的占空比大小，從而實現(xiàn)閥電流的控制?？刂破髟砣鐖D2所示。

圖2 PWM電流閉環(huán)控制原理

RDDV旋轉直驅閥組件采用旋轉力矩電機直接驅動閥芯工作，旋轉力矩的定子為N組環(huán)形導磁體，其上均勻繞有對稱繞組，轉子為帶軸的磁鋼，磁鋼可制成整體式或以瓦片形嵌于導磁轉子中?？刂评@組中有電流時產(chǎn)生的磁通與磁鋼所產(chǎn)生的磁通相互作用，從而產(chǎn)生轉矩，驅動轉子轉動，通過轉子端頭的偏心軸驅動閥芯移動。電控應急剎車閥AMESim模型如圖3所示。

圖3 電控應急剎車閥AMESim模型

工作過程中，當控制電流為0時，閥芯處于中位，輸出壓力為0。當某個指令信號輸入至控制器時，會產(chǎn)生一個脈沖(PWM)信號，驅動旋轉力矩電機產(chǎn)生對應轉矩，使得偏心軸旋轉一定角度，驅動閥芯產(chǎn)生位移，從而RDDV閥體供油腔與工作腔接通，輸出壓力P1，經(jīng)反饋計算后將電流反饋信號給控制器，與電流指令信號比較生成比較信號再傳給電機，控制閥芯運動至指定位置，這樣閥芯位置與指令信號成比例，即可得到與指令信號成比例的應急剎車壓力。

3.2 局部能源組件模型

局部能源組件是在應急剎車系統(tǒng)工作時用以系統(tǒng)提供能源的部件，與飛機其他系統(tǒng)相對獨立。局部能源組件集成了油箱、電動泵組件、壓力傳感器、液壓油濾、單向閥和控制器等大量的液壓附件，集成示意圖如圖4所示[5]。

圖4 局部能源組件示意圖

局部能源組件工作時，控制器給電動泵組件啟動信號。電動泵啟動后，增壓油箱的油液通過吸油管路進入電動泵，電動泵出口輸出高壓油液供于電控應急剎車閥，驅動剎車作動器進行應急剎車。剎車動作完成后，系統(tǒng)回油流回油箱。電動泵出口設置壓力傳感器以監(jiān)控壓力油路壓力，泵出口高壓管路設有高壓油濾用以充分過濾油液中的雜質。局部能源組件AMESim模型如圖5所示。

圖5 局部能源組件AMESim模型

3.3 電控應急剎車系統(tǒng)模型

設定該應急剎車系統(tǒng)中含6個50mL的機輪剎車容腔，結合電控應急剎車閥和局部能源組件兩個關鍵部件的AMESim模型建立系統(tǒng)模型。由于參與應急剎車控制的液壓系統(tǒng)中油液流動為非恒定流，建模時需考慮管路直徑。由于系統(tǒng)的升降壓時間有嚴格的要求，因此管徑選取時采用極限流速法原則[6]。

建立電控應急剎車系統(tǒng)模型(如圖6所示)后，利用AMESim中的Submodel Mode模塊為模型中全部元件進行數(shù)學模型關聯(lián)并分別設置系統(tǒng)及各部件參數(shù)。關鍵參數(shù)設置如表1所示。

圖6 電控應急剎車系統(tǒng)模型

表1 系統(tǒng)模型參數(shù)

3.4 仿真結果

3.4.1 剎車壓力上升時間

設置電控應急剎車閥輸入指令為0到20mA階躍上升電流指令信號，得到剎車壓力-時間曲線(如圖7所示)。剎車壓力上升并穩(wěn)定到15MPa的時間約0.15s。

圖7 剎車壓力上升時間仿真結果

3.4.2 剎車壓力下降時間

設置電控應急剎車閥輸入指令為20mA到0的階躍下降電流指令信號，得到剎車壓力-時間曲線(如圖8所示)。剎車壓力由15MPa下降到0.8MPa的時間約0.025s。

圖8 剎車壓力下降時間仿真結果

3.4.3 線性度

設置電控應急剎車閥輸入指令為0.01Hz、0～20mA正弦電流信號，得到剎車壓力與電流指令曲線(如圖9所示)。根據(jù)仿真結果可知，剎車壓力跟隨指令電流變化的線性度較好，閥死區(qū)電流為5.4mA，最大剎車壓力約為15.1MPa。經(jīng)測算，得到電控應急剎車閥線性度為1%。

圖9 應急剎車壓力線性度仿真結果

3.4.4 泄漏量

設置電控應急剎車閥輸入指令為0.01Hz、0～20mA正弦電流信號，得到流量-電流指令曲線(如圖10所示)，最大泄漏量為0.004L/min。

圖10 應急剎車閥泄漏量仿真結果

4 試驗驗證

根據(jù)電控應急剎車系統(tǒng)模型搭建實物試驗平臺，進行電控應急剎車系統(tǒng)試驗，得到如圖11所示的剎車壓力-時間曲線。由試驗曲線測得剎車壓力上升時間、下降時間并計算出電控應急剎車閥線性度，在系統(tǒng)穩(wěn)定工作時測得系統(tǒng)泄漏量，綜合可得系統(tǒng)試驗結果，如表2所示。

圖11 電控應急剎車系統(tǒng)試驗結果

表2 電控應急剎車系統(tǒng)試驗結果

根據(jù)電控式應急剎車系統(tǒng)仿真和試驗結果，剎車壓力上升、下降時間均滿足不大于1s的要求，電控應急剎車閥線性度和泄漏量也均滿足技術指標要求。研究發(fā)現(xiàn)，電控應急剎車閥仿真和試驗的壓力-時間曲線在建壓初期均存在壓力振蕩現(xiàn)象，這是由于閥芯建壓初期壓力連續(xù)調(diào)節(jié)至穩(wěn)定壓力時導致的。在系統(tǒng)設計中，應充分考慮這些系統(tǒng)本身物理特性的瞬態(tài)影響。

試驗對電控應急剎車系統(tǒng)功能及關鍵部件性能進行了驗證，試驗結果與模型仿真結果基本相符，試驗結果可指導電控應急剎車閥的性能指標優(yōu)化。

5 結 論

本文通過建立基于AMESim的電控應急剎車系統(tǒng)模型，對系統(tǒng)功能和部件性能進行了仿真和試驗研究，結果表明：

(1)局部能源組件和電控式應急剎車閥等關鍵部件技術指標設計合理，電控式應急剎車系統(tǒng)能夠實現(xiàn)預期的飛機應急剎車功能。

(2)電控應急剎車閥在建壓初期存在壓力振蕩現(xiàn)象，在設計中應充分考慮系統(tǒng)物理特性的瞬態(tài)影響。

(3)仿真結果與試驗結果較為接近，通過仿真和試驗識別出了電控式應急剎車系統(tǒng)研制的重要環(huán)節(jié)，對于指導新型飛機電控式應急剎車系統(tǒng)設計優(yōu)化奠定了基礎。