溫度變化下無源剎車系統壓力失效故障分析

史金輝，何 泳，任 杰，王 山，張曉娟

(成都飛機工業(集團)有限責任公司，四川 成都 610092)

引言

近年來，隨著無人機設計技術的進步，國內外掀起了研制無人機的高潮，其應用領域不斷擴大，無論是在軍事領域還是在民用領域，都有無可替代的作用。無人機相對于有人機具有巨大優勢：無人駕駛，零傷亡，低成本，滯空時間長，可執行高危任務，適應性強。

絕大多數中小型無人機配裝的發動機無附件機匣，不能驅動液壓泵。機上液壓系統泵源配置電動泵，提取的功率有限；或機上無液壓系統，不能提供液壓功能，為適應中小型無人機需求，出現了無源剎車系統[1]。無源剎車系統基于電靜液作動原理，與機上液壓系統完全獨立，采用功率電傳技術，具有自主防滑能力，自帶油源，成附件少，重量輕，抗污染能力強，集成度高，解決了無液壓源或液壓源能力不足的飛機剎車系統設計問題，在中小型無人機上應用廣泛。

本研究針對某型機在試飛過程中無源剎車系統出現停機剎車掉壓的故障現象進行研究，對無源剎車原理進行介紹，對故障機理進行分析[2-12]，通過故障復現驗證了故障原因，并提出了合理有效的解決措施。

1 故障現象

某型無人機剎車系統為無源剎車系統，在執行高速滑行試驗后，機務人員將飛機牽引至停機坪進行再次出動準備，剎車系統執行停機剎車即最大剎車壓力6 MPa，保持20 min后突然失效，剎車壓力出現波動下降。觀察一會后，壓力下降至4.8 MPa，執行松剎車和50%剎車，剎車壓力響應正常；再次松剎車后和停機剎車，剎車壓力異常，壓力上升至4.8 MPa便開始波動下降，無法達到6 MPa；后解除剎車，再次停機剎車，壓力響應正常升至6 MPa，壓力曲線變化情況見圖1。此后保持停機剎車壓力觀察60 min，未再出現波動下降現象。

圖1 剎車壓力曲線

2 系統原理

2.1 無源剎車系統原理

無源剎車系統由左、右電控剎車閥和管路以及左右機輪組成，左、右管路完全獨立，電控剎車閥與飛控計算機、配電裝置通過電纜連接，與機輪剎車裝置通過管路連接。飛控計算機輸出PWM信號給電控剎車閥，配電裝置給電控剎車閥供28 V DC電壓，電控剎車閥輸入液壓壓力通過管路至機輪剎車裝置。為提高剎車系統響應，電控剎車閥需安裝在主起落架附近以減少管路長度，且軟管長度需盡量短。

在起飛前和著陸前，無源剎車系統自動進行自檢，無源剎車系統自檢功能需由飛控計算機發送指令完成。若起飛前自檢故障，則中止任務；若著陸前自檢故障，著陸后飛控自主啟用應急剎車，飛行員亦可人工決策是否啟用應急剎車。無源剎車系統中電控剎車閥接收飛控計算機指令，起飛線發動機開車前，飛控計算機輸出100%占空比的PWM信號給電控剎車閥，電控剎車閥輸出最大剎車壓力至機輪剎車裝置，實現靜剎車。在飛機起飛滑跑和著陸滑行初始時刻，將剎車系統預置剎車壓力，在此壓力下，機輪的剎車力矩大于并接近0。設置預置剎車壓力，消除了機輪剎車裝置的間隙，使系統的響應得到快速提高。需剎車系統參與地面滑行方向控制時，飛控計算機發送左、右不同的剎車壓力，實現差動剎車對飛機進行糾偏。起落架收上機輪剎車時，飛控計算機發送一定占空比的PWM信號給電控剎車閥，實現收上剎車。中止滑行或著陸滑行時，飛控計算機根據防滑控制律輸出相應占空比至電控剎車閥，對主機輪進行剎車制動。解除剎車時，飛控計算機輸出0%占空比指令，電控剎車閥輸出零壓力，主機輪剎車裝置壓力為0，剎車系統卸壓。

無源剎車系統具有防滑功能、自檢功能、差動糾偏功能、停機剎車功能、起落架收上機輪剎車功能、動剎車功能。

圖2 無源剎車系統原理圖

2.2 電控剎車閥原理

無源剎車系統關鍵部件是電控剎車閥。電控剎車閥采用集成一體化設計，集成了電機、減速器、控制器、剎車閥、儲油杯、壓力傳感器、位置傳感器等，電控剎車閥結構簡圖如圖3所示。

圖3 電控剎車閥結構簡圖

控制器接收飛控計算機輸出的剎車壓力指令，指令為PWM信號，100%占空比即最大剎車壓力，0%占空比即零剎車壓力?？刂破鞑杉⑻幚韷毫鞲衅鞯姆答佇盘枺鶕邮罩噶詈头答佇盘?，經內部控制律解算，輸出電機控制信號調節電機速度和正反轉。電機正轉，給剎車閥提供操縱力，剎車閥輸出壓力增大；電機反轉，給剎車閥施加的操縱力減小，輸出壓力減小?？刂破鲗⑤敵鰤毫Πl送給飛控計算機，實現剎車壓力的實時監控。位置傳感器用于檢測電機前進和后退行程的終點位置，保護電機不至產生過載損壞。儲油杯用于給系統補油。電控剎車閥對油液不敏感，抗污染能力達11級。

3 問題定位

針對以下幾個可能造成該故障現象的主要因素進行了排查。

3.1 機上控制系統故障

飛控計算機發出剎車壓力信號(占空比)輸出至電控剎車閥，電控剎車閥將輸入的PWM控制信號進行線性地轉換后輸出對應的液壓剎車壓力。

回放查看飛控計算機信號和配電功率裝置供電均正常，可以排除該因素。

3.2 電控剎車閥控制系統故障

電控剎車閥接收控制信號后，微處理器將輸入的信號轉換成直流電動機的驅動電壓，控制電機正轉反轉推動活塞產生相應的剎車壓力。

壓力波動期間，電控剎車閥能正常執行松剎車與50%剎車指令，而執行剎車清零后停機剎車壓力也響應正常，且后續壓力保持正常，可以排除電控剎車閥控制系統故障。

3.3 無源剎車系統外漏

停機剎車時，電控剎車閥將工作油液封閉并建立壓力。當后端封閉腔力的工作油液外漏時，體積縮小，剎車壓力會下降，盡管電控剎車閥微處理器會進行閉環控制讓電機繼續向前運動進行壓力補償，但電機有最大行程保護，當無法進行壓力補償時，就會出現壓力下降。

在剎車壓力波動下降時，檢查了機上無源剎車系統的各個部件連接處及部件作動處，同時檢查了剎車裝置活塞與缸體，均未發現液壓油外漏痕跡，可以排除該因素。

3.4 電控剎車閥內漏

由圖3可知，由密封皮碗封閉泄壓孔并隔離工作油液和儲油杯，工作油液才能在密封皮碗和活塞壓縮作用下產生壓力。如果密封皮碗破損或異物卡滯，將無法封閉工作油液，工作油液會內漏到儲油杯，當超出電機最大壓力補償行程時，剎車壓力將無法保持，出現下降。

將電控剎車閥分解檢查，未發現密封皮碗破損，也未發現異物卡滯等異常，可以排除該因素。

3.5 高溫影響工作油液

完成高速滑行任務后機輪剎車裝置會急劇升溫，無源剎車系統工作油液也會變為高溫，停機剎車時，電控剎車閥將高溫油液封閉并建立壓力。停機剎車一定時間后，油液溫度降低，體積會縮小，當超出電機最大壓力補償行程時，會造成剎車壓力下降。

停機剎車壓力波動下降現象出現在壓力保持20 min后，此時檢查發現主機輪剎車裝置及其連接軟管溫度都很高，而其他各處溫度未發現異常。且當剎車裝置溫度恢復常溫，此后保持停機剎車壓力觀察60 min，也未再出現壓力波動下降現象?？梢哉J定高溫是引起滑行后停機剎車壓力波動下降的主要因素。

4 機理分析

從無源剎車系統原理可以看出，電控剎車閥輸出的工作油液體積V0與建立剎車壓力所需的工作油液體積V1之間的對應關系影響無源剎車系統的剎車壓力。

本研究詳細計算分析工作油液體積對剎車壓力的影響，以及油液溫度對工作油液體積和剎車壓力的影響。

4.1 電控剎車閥輸出工作油液體積

電控剎車閥集成了霍爾傳感器，用于在產品進行壓力輸出時對滾珠螺母初始位置和最大行程進行控制，以保證直流電機不至于產生過載損壞，因此電機最大行程時電控剎車閥輸出工作油液體積最大。

最大輸出工作油液體積：

式中，V0—— 電控剎車閥建壓后最大排油量，mL

d1—— 電控剎車閥活塞直徑，mm

x1—— 電控剎車閥活塞最大移動行程，mm

4.2 建立剎車壓力所需工作油液體積

1)剎車盤間隙

機輪剎車裝置剎車盤之間有間隙，需要工作油液填充活塞腔推動壓緊盤運動與動盤貼合，消除剎車間隙，剎車裝置活塞腔運動容積增大。

消除剎車盤間隙所需工作油液體積：

式中，ΔV1—— 消除機輪剎車裝置剎車間隙容積，mL

2)剎車裝置變形

機輪剎車裝置受壓變形，剎車裝置活塞腔運動容積增大。

消除剎車裝置變形所需工作油液體積：

式中，ΔV2—— 消除機輪剎車裝置變形間隙容積，mL

3)軟管膨脹

軟管充壓膨脹，軟管容積增大，根據GJB 2837—1997《聚四氟乙烯軟管組件規范》高壓軟管容積膨脹的最大值α=0.026 mL/cm。高壓軟管最大工作壓力為21.0 MPa，而電控剎車閥的輸出壓力為6.0 MPa。所需工作油液體積：

式中, ΔV3—— 軟管充壓膨脹容積增大值，mL

α—— 低壓軟管容積膨脹比例，mL/cm

L2—— 軟管長度，mm

4)工作油液壓縮

工作油液受壓壓縮，油液體積減小按照《飛機設計手冊》中壓縮系數取7.4×10-10Pa-1。所需工作油液體積：

ΔV4=βΔpV=0.244 mL

式中，ΔV4—— 工作油液受壓壓縮體積減小值，mL

Δp—— 工作油液壓力變化量，MPa

5)建立剎車壓力所需工作油液體積

ΔV=ΔV1+ΔV2+ΔV3+ΔV4=3.396 mL

4.3 建立剎車壓力后剩余可輸出工作油液體積

電控剎車閥正常建立剎車壓力完成時，電機未走到行程終點，根據上述計算可知剩余可輸出工作油液體積：

ΔV0=V0-ΔV=0.902 mL

4.4 高溫對工作油液體積變化影響

1)油液密度與溫度對應關系

根據《飛機設計手冊》第12冊12號航空液壓油主要性能，溫度20 ℃時密度為844.1 kg/m3。體積膨脹系數和液壓油密度見表1。

表1 工作油液密度與溫度關系

2)工作油液體積變化與溫度對應關系

當飛機滑行完成后，無源剎車系統僅主起機輪處的剎車裝置及其連接軟管溫度很高，其他各處的溫度并沒有很大變化，因此對剎車裝置及下端軟管內工作油液從滑行后高溫下降至常溫20 ℃時的體積變化量進行計算，見表2。

表2 工作油液體積變化與溫度關系

4.5 工作油液體積變化與剩余可輸出油液體積

工作油液體積隨溫度變化量與電控剎車閥剩余可輸出油液體積對比情況見圖4，當飛機剎停后無源剎車系統進行停機剎車時工作油液溫度若超過80 ℃，工作油液體積隨著溫度下降而縮小的體積大于電控剎車閥剩余可輸出油液體積，將會出現掉壓故障。

圖4 溫度變化對工作油液體積變化影響

5 故障復現

為驗證故障原因定位的準確性，進行了無源剎車系統慣性臺試驗。按機上系統狀態(包括電控剎車閥、液壓導管、軟管、主機輪)開展試驗，進行大動能(模擬高速滑行工況)剎車試驗，試驗結束后不進行吹風冷卻，直接停機剎車并保持，剎車壓力隨時間變化曲線見圖5。

圖5 試驗臺剎車壓力變化

由圖5可知，大動能剎車后停機剎車，壓力保持600 s后開始波動下降，下降趨勢與機上故障現象相同。試驗對機上故障進行了完全復現，大動能剎車后，機輪溫度較高，隨著時間增長，自然散熱下，溫度逐漸降低，油液收縮，壓力下降。

6 解決措施

停機剎車壓力波動下降的原因是溫度下降時工作油液體積收縮，而電控剎車閥輸出油液體積有限，當工作油液體積變化量超出電控剎車閥的最大輸出油液體積，會出現壓力波動下降。為了保證系統壓力正常，只需保證溫度下降時工作油液收縮體積小于電控剎車閥輸出工作油液。

6.1 滑行后剎車系統降溫處理

高速滑行結束后，為避免溫度影響導致無法建壓，在每次滑行結束后，對機輪進行吹風冷卻，待溫度降低至80 ℃以下，再進行停機剎車操作。再次出動前，檢查機輪溫度，確保溫度低于80 ℃。

該措施經機上驗證，高速滑行后對剎車裝置進行強制風冷，停機剎車壓力能夠正常保壓，措施有效。

6.2 增大電控剎車閥油液體積

將電控剎車閥進行改進設計，增加最大輸出工作油液體積，保證電控剎車閥輸出油液體積大于溫度下降時工作油液收縮體積。

該措施經過試驗臺對比驗證，電控剎車閥最大輸出油液體積可增大至5.2 mL，停機剎車完成后剩余可輸出體積為1.804 mL，最大可以滿足工作油液溫度從135 ℃下降至20 ℃時的油液體積收縮變化需求。

7 結論

本研究對中小型無源剎車系統停機剎車壓力無法保持的故障進行了詳細分析。從系統工作原理著手，對故障原因進行了深入剖析，通過詳細計算進行初步驗證，最后通過慣性臺試驗進行了故障原因驗證。并提出了解決措施，并經機上驗證，措施合理有效。