中山黄圃云梯车租赁,   如何研究与实现一种基于模型的高响应液压翼尖制动装置??     中山黄圃云梯车出租,  中山云梯车租赁       现代大型飞机的机翼构型通常按巡航条件设计，由于飞机的巡航速度与起飞着陆阶段最小速度的比值相差较大(约为5∶1)，巡航翼型不能同时满足高速巡航和低速起飞着陆需求的矛盾变得非常突出。而高升力系统可以解决上述矛盾，高升力系统是大型民用飞机的关键系统，由前缘翼面、后缘翼面及其驱动装置组成。高升力系统主要是通过缝翼向下前伸和襟翼后退偏转改变机翼弯度和面积，以增加飞机起飞时的升力和着陆时的升力及阻力，从而缩短飞机起飞和滑跑距离。如果没有高升力系统，飞机需要更快的速度才可以起飞，需要更长的跑道才能使飞机达到起飞速度，经济性较差。在高升力传输系统上应用故障保护装置的目的是当高升力系统出现故障时，利用故障保护装置把持飞机传输线系，保障飞行安全。高升力系统在发生以下故障时，FSECU向翼尖制动装置发送信号，翼尖制动装置制动:(1)不对称(单扭力杆断裂);(2)驱动系统不受控制/非指令;(3)驱动系统的动力损失。由于高升力系统的故障模式中，不对称故障对高响应的要求最高，故本研究仅对不对称故障的高响应进行详细介绍。

    1该液压翼尖制动装置安装于高升力系统襟缝翼的传输线系上，每个飞机有4个独立的翼尖制动装置，每个翼尖制动装置分别位于襟缝翼左右机翼的最外侧2个旋转作动器之间的传输线系上。典型高升力系统布局。典型高升力系统布局翼尖制动装置是液压和电操纵的掉电制动装置。当襟缝翼电子控制单元(FSECU)检测到高升力系统故障后向翼尖制动装置的电磁阀发送掉电信号，电磁阀断电后将切断产品内部的供油压力，此时翼尖制动装置的制动系统产生制动力矩，把持传输轴。翼尖制动装置主要由系统I进油(21MPa)、系统I回油(1MPa)、系统I电磁阀(二位三通)、系统II进油(21MPa)、系统II回油(1MPa)、系统II电磁阀(二位三通)、制动系统和传输轴等主要部件组成。

     产品需求非对称故障是由于传输线系的某个位置断开，导致两侧机翼上的1个或多个翼面的位置与机翼上其他翼面的位置不一致。当高升力系统襟翼或缝翼传输线系出现非对称故障，即单扭力杆断裂故障时，断裂位置外侧的翼面处于自由状态，在气动载荷的作用下，断裂位置外侧的翼面产生回吹，此时左右翼面会产生不对称故障。高升力系统通过不对称位置监测装置(APPU)监测左右翼面的不对称度。当左右翼面的不对称度超出正常范围时，不对称位置监测装置发送故障信号给高升力计算机。根据对高升力系统故障安全性的分析，要求翼尖制动装置从电磁阀掉电到传输轴完全停下来的时间T不能大于67ms。T0:不对称位置监测装置监测到故障信号到翼尖制动装置接受到动作信号所需的时间(通常是高升力系统控制计算机的延迟时间);T:翼尖制动装置响应时间T=T1+T2+T3(不包括T0);T1:电磁阀(SOV)掉电响应时间;T2:消除摩擦片间隙的时间(在碟簧力的作用下);T3:传动轴制动时间(在制动扭矩的作用下)。

      2．2模型建立,  翼尖制动装置模型主要由系统I和系统II的活塞模型、流量模型、摩擦制动模型和碟簧模型组成。翼尖制动装置响应时间仿真模型主要分以下3大模块:电磁阀延时模块、消除间隙时间模块和传输轴制动时间模块。翼尖制动装置Simulink仿真模型。1)活塞运动模型当翼尖制动装置需要紧急制动时，系统I和系统II的电磁阀掉电，系统I控制腔P1H和系统II控制腔P2H中的油压从进油压力21MPa切换到回油压力1MPa，此时碟簧产生的力Fd克服阻力Ff，推动活塞向左运动消除摩擦副间隙，使摩擦副产生制动力矩将传输轴制动。3)摩擦制动模型当摩擦副间隙消除后，摩擦副产生制动力矩，通过理论分析发现产品在发生不对称故障时，翼面在气动载荷作用下，驱动传输轴的转速可达到2000r/min，故产品从高转速直至停止的过程是动态过程，此时需要考虑传输线系的转动惯量和扭转刚度.   

     2．3研发试验1)油液低温流量变化试验通过理论分析，低温条件下比常温条件下的响应时间长，这主要是因为在低温条件下液压油(防火磷酸酯航空液压油)黏度增加，在压力不变的条件下，黏度的增加会降低油液通过产品油路的流量Q，从而影响响应时间。通过油液在不同温度条件下的流量试验，得出油液黏度与温度关系。低温流量试验是利用油压推动加压缸组件中的活塞运动，活塞杆的运动速度由测速板读取，而油液的流量可以通过读取的活塞杆运动速度和活塞面积计算。

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     利用Simulink软件对翼尖制动装置的响应时间进行仿真分析，从仿真结果可以看出，翼尖制动装置在－55℃时响应时间为113．6ms，不满足设计要求，翼尖制动装置响应时间仿真结果。通过理论分析，低温条件下的响应时间比常温条件下长的原因主要是由于环境温度为－55℃时油液黏度过大，导致在供油压力和油路管径一定的条件下油液流量降低。为了缩短产品的响应时间，优化方案在液压系统I和液压系统II的内部各增加1个节流阀，并利用节流阀的增温原理来提高产品内部油液的温度，从而达到缩短产品响应时间的目的。节流阀的增温原理是利用油液通过节流阀的小孔时摩擦生热为产品内部提供增温所需的热量，利用ANSYS软件对翼尖制动装置进行热分析。通过分析，增加节流阀后的结构其产品内部的温度可达到－41℃。利用Simulink软件对翼尖制动装置的响应时间进行仿真分析，从仿真结果可以看出，翼尖制动装置在－55℃时响应时间为64．2ms，满足设计要求。

   试验验证:  1)试验台翼尖制动装置试验台主要由驱动电机、驱动线系、速度传感器、扭矩传感器和负载电机组成。由于受空间的限制，试验台不能按照飞机高升力系统传输线系1∶1尺寸设计，尤其是传输线系长度，因此许多指标都需要试验台通过等效的方法来满足高升力系统的要求，例如传输线系的转动惯量和刚度等。   2)试验结果液压翼尖制动装置的响应时间由四通道示波器读取，在试验中利用示波器同时监测电磁阀的电压信号和驱动线系的速度信号，产品的响应时间是从电磁阀电压下降到驱动线系速度为0之间的时间，示波器读取的翼尖制动装置响应时间试验数据。增加节流阀的翼尖制动装置通过黏贴到产品表面的2个热电偶(图19中的热电偶1和热电偶2)分别监测液压系统I和液压系统II表面的温度。在试验过程中，当环境温度稳定到－55℃时，每隔5min记录一次环境温度、热电偶1和热电偶2的温度，共记录2h。环境温度、热电偶1的温度和热电偶2的温度变化曲线。试验结果显示，在环境温度稳定到－55℃期间，热电偶1和热电偶2监测的液压系统I和液压系统II表面温度都不低于－40℃。通过对试验结果与动态仿真结果的分析，翼尖制动装置响应时间的仿真分析数据与试验数据基本一致，其增温效果对比。

      3结论,  当大型客机高升力系统出现不对称等故障时需要液压翼尖制动装置快速响应来保障飞行安全。本研究针对高升力系统对液压翼尖液压制动装置高响应的需求提出了一种基于模型的研究与实现方法。首先，通过建立Simulink响应时间仿真模型，结合研发试验得出了影响响应时间的关键因素为产品内部油液流量，而当油液压力和油路孔径一定的条件下，影响流量的因素主要是油液温度;其次，提出了给产品内部增加节流阀的解决方案，利用油液流过节流阀时摩擦生热原理来提高产品内部的油液温;最后，搭建了相应的试验台对优化方案进行试验验证。试验结果表明，在环境温度为－55℃时，优化后的产品表面温度不低于－40℃，且响应时间达到了高升力系统对产品的高响应需求。该基于模型的研究方法实现了缩短产品响应时间的目的，为后期类似产品的研发提供参考。

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