一种用于飞机前轮电动转弯机构的控制电路及控制方法与流程

本发明属于飞机前轮控制技术领域，尤其涉及一种用于飞机前轮电动转弯机构的控制电路及控制方法。

背景技术：

前轮转弯和减摆作为飞机的重要功能，一般通过转弯机构（例如转弯作动器）来实现飞机前起落架的转弯减摆功能。利用液压作动的转弯机构中的液压油腔起到使起落架的转弯减摆的作用，但是这种方法存在液压油泄漏、重量较大等缺点。随着小型飞机全电化发展趋势，飞机前轮转弯和减摆功能需要逐渐过渡到使用全电动机构来实现。目前电动转弯机构已经在多个场合使用，其实现方式多采用电机和减速器的组合，通过电动执行机构实现前轮转弯，但前轮的减摆功能依然采用液压减摆器来实现，这就需要增加额外的液压装置或者额外的重量。同时，随着飞机对起落架重量方面的要求越要越高，需要起落架系统在实现功能的同时进一步减少重量。因此，如何能够提供一种兼具转弯和减摆功能，同时又满足安全性和重量指标的电动控制机构成为亟待解决的技术问题。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种用于飞机前轮电动转弯机构的控制电路及控制方法，在实现转弯和减摆功能的电动控制的同时减轻起落架重量，提高安全可靠性。

本发明独立权利要求的技术方案解决了上述发明目的中的一个或多个。

本发明是通过如下的技术方案来解决上述技术问题的：一种用于飞机前轮电动转弯机构的控制电路，包括综合控制单元、电源模块、驱动模块、前轮电机、用于采集前轮电机转速的转速检测模块以及设于前轮的角位置传感器，所述综合控制单元分别与驱动模块、转速检测模块以及角位置传感器连接，所述驱动模块与前轮电机连接；其特征是，还包括耗能模块和开关切换模块；所述耗能模块通过开关切换模块与驱动模块连接，所述耗能模块并联于电源模块两端；所述开关切换模块由综合控制单元控制；

处于转弯控制模式时，控制开关切换模块动作，使电源模块通过驱动模块为前轮电机提供能量，综合控制单元根据转弯角度目标值、前轮角位置实时值以及前轮电机转速实时值控制前轮电机运行，实现转弯功能；

处于减摆控制模式时，控制开关切换模块动作，使电源模块与驱动模块断开，前轮摆动带动前轮电机旋转，前轮电机通过驱动模块和耗能模块产生阻尼力矩，消耗前轮的摆振能量，实现减摆功能。

本发明所述控制电路，通过综合控制单元输出的控制信号来控制开关切换模块切换，当处于转弯控制模式时，开关切换模块使电源模块与驱动模块接通，通过驱动模块为前轮电机提供能量，转速检测模块反馈前轮电机转速实时值，角位置传感器反馈前轮角位置实时值，综合控制单元根据转弯角度目标值、前轮角位置实时值以及前轮电机转速实时值控制前轮电机运行，实现转弯功能；当处于减摆控制模式时，开关切换模块使电源模块与驱动模块断开，并封锁综合控制单元的pwm信号输出，前轮摆动带动前轮电机旋转，前轮电机此时处于发电机工作状态，前轮电机通过驱动模块和耗能模块产生阻尼力矩，消耗前轮的摆振能量，实现减摆功能；该控制电路在原有电路的基础上，仅增加开关切换模块和耗能模块，就能够实现转弯的电动控制和减摆的电动控制，无需额外增加液压装置，大大地简化了系统结构，降低了起落架的重量，提高了安全可靠性。

进一步地，所述开关切换模块为双触点继电器。

进一步地，所述耗能模块包括第一mos管、第一二极管、第一电阻和第二电阻；所述第一mos管的栅极与综合控制单元连接，漏极与第一二极管的负极连接，源极与第一电阻的第二端、第二电阻的第一端连接；所述第一二极管的正极与电源模块的正极、双触点继电器的常开触点连接；所述第一电阻的第一端与双触点继电器的常闭触点连接，双触点继电器的公共触点与驱动模块连接；所述第二电阻的第二端与电源模块的负极连接；所述双触点继电器的线圈由综合控制单元控制。

在转弯控制模式时，常开触点闭合，电源模块与驱动模块连接，实现转弯控制；在减摆控制模式时，常闭触点闭合，电源模块与驱动模块断开，通过驱动模块和第一电阻、第二电阻产生阻尼力矩，实现减摆控制。相对于庞杂的液压装置，耗能模块和开关切换模块结构简单，大大降低了起落架的重量和占用空间，同时提高了产品的可靠性。

进一步地，所述转速检测模块选用电机霍尔传感器。

进一步地，所述驱动模块为三相全桥模块，所述三相全桥模块包括三条桥臂，每条桥臂均包括串联的两个功率器件、以及并联于每个功率器件两端的二极管。

进一步地，所述控制电路还包括电压检测传感器和电流检测传感器；所述电压检测传感器用于检测电源模块输出端的电压，所述电流检测传感器用于检测驱动模块的反馈电流；

所述电压检测传感器、电流检测传感器分别与所述综合控制单元连接。

综合控制单元根据电压信号、反馈电流信号以及电机转速信号进行故障检测，当检测到故障时，将故障信号反馈给飞控机，综合控制单元通过控制开关切换模块使电源模块与驱动模块断开，实现减摆功能，保证了安全性，只有在无故障时才允许实现转弯控制，提高了安全可靠性；同时，综合控制单元与耗能模块第一mos管的栅极连接，在转弯控制模式时当电源模块输出端电压超过设定值时，第一mos管导通，多余电压通过第一二极管和第二电阻消耗，避免了过压导致电源模块损坏。

进一步地，所述控制电路还包括与所述综合控制单元连接的使能开关。

使能开关闭合时，综合控制单元上电，综合控制单元才能发出控制信号使开关切换模块的常开触点闭合，才能进行转弯控制；使能开关断开时，综合控制单元断电，综合控制单元不能发出控制信号，开关切换模块的常闭触点保持闭合，只能进行减摆控制，进一步提高了转弯和减摆控制的安全性和可靠性。该控制电路在断电、故障情况下仅能够进行减摆控制，提高了安全可靠性。

本发明还提供一种利用如上所述控制电路进行转弯和减摆控制的方法，包括：

接收转弯或减摆控制指令，根据所述控制指令确定对应的控制模式以及控制目标值；

在转弯控制模式下，控制开关切换模块动作，使电源模块通过驱动模块为前轮电机提供能量，综合控制单元根据转弯角度目标值、前轮角位置实时值以及前轮电机转速实时值控制前轮电机运行，实现转弯功能；

在减摆控制模式下，控制开关切换模块动作，使电源模块与驱动模块断开，前轮摆动带动前轮电机旋转，前轮电机通过驱动模块和耗能模块产生阻尼力矩，消耗前轮的摆振能量，实现减摆功能。

进一步地，所述方法还包括获取电源模块的输出电压信号以及驱动模块的反馈电流信号；

根据所述输出电压信号、反馈电流信号以及前轮电机转速实时值分别判断电源模块、驱动模块以及前轮电机是否存在故障；

如果存在故障，则控制开关切换模块动作，使电源模块与驱动模块断开，前轮摆动带动前轮电机旋转，前轮电机通过驱动模块和耗能模块产生阻尼力矩，消耗前轮的摆振能量，实现减摆功能。

有益效果

与现有技术相比，本发明所提供的一种用于飞机前轮电动转弯机构的控制电路及控制方法，在原有电路的基础上，仅增加开关切换模块和耗能模块，在减摆控制模式下，前轮电机通过驱动模块和耗能模块产生阻尼力矩，消耗前轮的摆振能量，实现电动减摆，无需额外增加液压装置，大大地简化了系统结构，降低了起落架的重量，提高了安全可靠性；该控制电路及控制方法将故障信号反馈给飞控机，在存在故障时自动切换到减摆控制模式，只有在无故障时才允许实现转弯控制，进一步提高了安全可靠性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一个实施例，对于本领域普通技术人员来说，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明实施例中一种用于飞机前轮电动转弯机构的控制电路的结构框图；

其中，1-耗能模块，2-三相全桥模块。

具体实施方式

下面结合本发明实施例中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如图1所示，本发明所提供的一种用于飞机前轮电动转弯机构的控制电路，包括综合控制单元、电源模块、驱动模块、前轮电机、用于采集前轮电机转速的转速检测模块、设于前轮的角位置传感器、耗能模块1以及开关切换模块；综合控制单元与飞控机通信连接，接收飞控机下发的控制指令，例如转弯控制指令或减摆控制指令；综合控制单元还分别与驱动模块、开关切换模块、转速检测模块、角位置传感器以及耗能模块1连接，耗能模块1并联于电源模块的输出端，且耗能模块1还通过开关切换模块与驱动模块连接，驱动模块与前轮电机连接。

如图1所示，开关切换模块为双触点继电器k，耗能模块1包括第一mos管mos1、第一二极管d1、第一电阻r1和第二电阻r2；第一mos管mos1的栅极与综合控制单元连接，漏极与第一二极管d1的负极连接，源极与第一电阻r1的第二端、第二电阻r2的第一端连接；第一二极管d1的正极与电源模块的正极、双触点继电器k的常开触点连接；第一电阻r1的第一端与双触点继电器k的常闭触点连接，双触点继电器k的公共触点与驱动模块连接；第二电阻r2的第二端与电源模块的负极连接；双触点继电器k的线圈由综合控制单元控制。

该控制电路的具体工作过程为：综合控制单元接收飞控机的控制指令，综合控制单元根据控制指令确定转弯控制模式还是减摆控制模式。如果是转弯控制模式，双触点继电器k的常开触点闭合，使电源模块通过驱动模块为前轮电机提供能量，综合控制单元根据控制指令的转弯角度目标值、角位置传感器反馈的前轮角位置实时值以及转速检测模块反馈的前轮电机转速实时值通过位置和转速闭环pid控制调节pwm信号，驱动模块根据pwm信号控制前轮电机四象限运行，实现转弯功能。如果是减摆控制模式，双触点继电器k的常闭触点闭合，使电源模块与驱动模块断开，并封锁综合控制单元的pwm信号输出，前轮摆动带动前轮电机旋转，前轮电机处于发电机状态，前轮电机通过驱动模块和耗能模块1（通过d2~d7、r1和r2）产生阻尼力矩，消耗前轮的摆振能量，实现减摆功能。

本实施例中，前轮电机采用永磁无刷直流电机，工作方式为三相六状态、120度导通。电机本体通过减速器和飞机前轮机构相连。转速检测模块选用电机霍尔传感器，由霍尔传感器来检测旋转磁场的变化，从而计算出转子速度。

驱动模块采用三相全桥模块2，三相全桥模块2包括三条桥臂，每条桥臂均包括串联的两个功率器件、以及并联于每个功率器件两端的二极管。耗能模块1中，r1和r2的阻值与阻尼系数成反比，阻值越大，阻尼系数越小，阻值越小，阻尼系数越大，r1和r2的阻值由阻尼系数的最大值和最小值确定。

如图1所示，该控制电路还包括电压检测传感器和电流检测传感器；电压检测传感器用于检测电源模块输出端的电压，电流检测传感器用于检测三相全桥模块2的反馈电流；电压检测传感器、电流检测传感器分别与综合控制单元连接。

综合控制单元根据电压信号、反馈电流信号以及电机转速信号进行故障检测，当检测到故障时，将故障信号反馈给飞控机，综合控制单元通过控制开关切换模块使电源模块与三相全桥模块2断开，实现减摆功能，保证了安全性，只有在无故障时才允许实现转弯控制，提高了安全可靠性。当转弯控制模式时，由于前轮电机制动引起过压，综合控制单元驱动mos1导通，通过第一二极管d1和电阻r2消耗多余能量，避免了过压反馈至电源模块，使电源模块损坏。

该控制电路还包括与综合控制单元连接的使能开关。使能开关闭合时，综合控制单元上电，综合控制单元才能发出控制信号使开关切换模块的常开触点闭合，才能进行转弯控制；使能开关断开时，综合控制单元断电，综合控制单元不能发出控制信号，开关切换模块的常闭触点保持闭合，只能进行减摆控制，进一步提高了转弯和减摆控制的安全性和可靠性。因此，该控制电路在断电、故障情况下仅能够进行减摆控制，提高了安全可靠性。

本发明还提供一种利用如上所述控制电路进行转弯和减摆控制的方法，包括：

1、接收转弯或减摆控制指令，根据所述控制指令确定对应的控制模式以及控制目标值。

综合控制单元接收飞控机发送的控制指令，根据控制指令确定是转弯控制模式还是减摆控制模式，并根据控制指令还能获取转弯角度目标值等。

2、在转弯控制模式下，综合控制单元控制双触点继电器k的常开触点闭合，使电源模块通过三相全桥模块2为前轮电机提供能量，综合控制单元根据转弯角度目标值、前轮角位置实时值以及前轮电机转速实时值控制前轮电机运行，实现转弯功能；

在减摆控制模式下，综合控制单元控制双触点继电器k的常闭触点闭合，使电源模块与驱动模块断开，前轮摆动带动前轮电机旋转，前轮电机通过三相全桥模块2和耗能模块1产生阻尼力矩，消耗前轮的摆振能量，实现减摆功能。

该方法还包括获取电源模块的直流电压信号以及三相全桥模块2的反馈电流信号；

根据输出电压信号、反馈电流信号以及前轮电机转速实时值分别判断电源模块、三相全桥模块2以及前轮电机是否存在故障；

如果存在故障，则综合控制单元通过控制双触点继电器k的常闭触点闭合，使电源模块与驱动模块断开，前轮摆动带动前轮电机旋转，前轮电机通过三相全桥模块2和耗能模块1产生阻尼力矩，消耗前轮的摆振能量，实现减摆功能。

以上所揭露的仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或变型，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

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