一种分布式模块化双余度集成电液伺服驱动系统及方法与流程

本发明属于无人机、天地往返运输系统等起降和飞行操纵技术领域，涉及一种电液伺服驱动系统及方法，具体涉及一种分布式模块化双余度集成电液伺服驱动系统及方法。

背景技术：

随着空天技术的深度融合，作为未来空间技术的至高点，可重复使用天地往返运载器、高空高速无人机等相关技术领域成为近年来研究热点，国内外多家研究机构和高等院校都在竞相开展相关研究和试验，同时也极大地促进了相关技术的创新发展。

我国在有人驾驶飞机方面技术相对成熟，高端无人机以此为基础近年来发展迅猛，但“多电”飞机和功率电传技术与国外有较大差距，应用比较滞后。有人驾驶飞机通常采用发动机联动液压泵的技术体系，实现飞机舵面操纵和起落架的收放和伺服控制。这种技术体制，能源使用效率低、重量大、战场存活率低，也影响飞机作战能力；而高端无人机通常采用电能源体制，可重复使用天地往返运载器则采用组合动力形式，难以采用液压操纵技术体制，反而对“多电”功率电传技术提出了迫切的应用要求。“多电”传动技术主要分为两类，一类是机电传动技术，传动响应快、精度高、效率高，但只能用于小功率传动，适用于轻小型消费级无人机；另一类是集成电液伺服传动技术，同样具有响应速度快、精度高和高效率特点，尤其高功率传动优势更加明显，适用于大型高端无人机、天地往返运载器等高功率伺服操纵传动。

针对高端无人机、天地往返运载器等大型飞行器的无机载液压源问题，本发明提出了分布式模块化集成电液伺服控制驱动系统，采用活塞式蓄能器、隔离式自增压油箱、管路阀块等多种具体设计方法实现了产品设计，采用双余度系统设计提高可靠性，能够实现在舱内就近安装，解决了2吨以上高端无人机、飞机、天地往返运载器的起降系统、飞行操纵系统的大功率电传技术问题，用于战斗机可大幅提高战场存活率。

技术实现要素：

本发明提出了一种分布式集成电液伺服驱动系统及方法，采用微型活塞式蓄能器、隔离式自增压油箱、管路阀块、模块化等设计，便于集成化安装连接，采用双余度系统设计提高可靠性，支持主备回路切换功能和健康监测，解决了2吨以上高端无人机、飞机、天地往返运载器的起降着陆系统、飞行操纵系统的大功率电传技术问题，具有能源利用率高、重量轻、体积小、安装简单紧凑、可靠性高等优点，从而完成本发明。

本发明提供了以下技术方案：

第一方面，一种分布式模块化双余度集成电液伺服驱动系统，该驱动系统包括主份回路和备份回路，每个回路均包括增压油箱、液压泵、直流电机、第一单向阀、高压过滤器、蓄能器、安全阀、第二单向阀、溢流阀、低压过滤器、以及温度计；

外部电源驱动直流电机转动，带动液压泵工作，液压泵从增压油箱的低压腔中吸入液压油并排出高压液压油，高压液压油先经过第一单向阀，避免液压油回流并保护液压泵和直流电机，液压油通过第一单向阀后，经过高压过滤器的过滤后，分流，大部分用于带动负载，超压时通过安全阀回流到增压油箱的低压腔，极小部分直通增压油箱的增压腔，为增压油箱的低压部分提供一定压力，避免液压泵吸空而发生故障；通过安全阀和负载的高压液压油流经第二单向阀以及溢流阀进入低压区，再经低压过滤器后进入增压油箱的低压腔，第二单向阀用于对回流液压油的稳定，隔离负载对回路的影响。

优选地，高压区管路部分还安装有蓄能器，用于接收经过高压过滤器的高压液压油，当高压区管路亏压时，向油路补充液压油，对高压液压油起到稳定压力作用。

第二方面，提供了一种分布式模块化双余度集成电液伺服驱动方法，该方法包括将第一方面所述的驱动系统应用于高端无人机、飞机、天地往返运载器，且起降着陆系统、飞行操纵系统各自配备且就近安装独立的驱动系统。

本发明提供的一种分布式模块化双余度集成电液伺服驱动系统及方法，带来了以下有益技术效果：

(1)本发明提出的一种基于电能源的模块化双余度集成电液伺服驱动系统，可舱内就近装载设备，避免复杂管路连接、调试和维护，适用于高端无人机、天地往返运载器的着陆系统、飞行操纵系统的大功率电传应用；

(2)本发明中驱动系统采用隔离式自增压油箱、微型活塞式蓄能器、直通式过滤器-阀组件、管路阀块、集成框架等，实现了驱动系统的集成化设计，其可作为独立单机生产、研发，利于实现产品系列化和产业化。

(3)本发明给出了一种隔离式双腔收放作动筒，该收放作动筒与本发明中驱动系统配合，能够隔离任意驱动回路故障，而在另一回路驱动条件下实现起降系统放下动作，大幅提高起降系统的放下可靠性，从而保证成功着陆。

附图说明

图1示出本发明一种优选实施方式中驱动系统装置框架图，其中a图为主份回路框架图，b图为备份回路框架图；

图2示出本发明一种优选实施方式中集成化驱动系统三维布局图；其中a图为主视图，b图为左视图；

图3示出本发明一种优选实施方式中增压油箱结构示意图；其中a图为主视图，b图为左视图；

图4示出本发明一种优选实施方式中直通式高压过滤器-阀组件结构示意图；

图5示出本发明一种优选实施方式中直通式低压过滤器-阀组件结构示意图；

图6示出本发明一种优选实施方式中蓄能器结构示意图；

图7示出本发明一种优选实施方式中集成框架结构示意图；

图8示出本发明一种优选实施方式中隔离式双腔收放作动筒结构示意图。

附图标号说明：

1-增压油箱、110-低压腔、120-中空活塞、130-高压油接管、140-注油阀、150-低压油回流口、160-液压油通孔、2-液压泵、210-液压泵壳体、3-直流电机、4-第一单向阀、41-中空转接头i、5-高压过滤器、61-第一压力传感器、62-第二压力传感器、7-蓄能器、71-中空壳体、72-中空活塞、73-端盖、74-充气阀、8-安全阀、9-第二单向阀、91-中空转接头ii、92-转接套管、10-溢流阀、11-低压过滤器、12-电磁阀a、13-电磁阀b、14-温度计。

具体实施方式

下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。

根据本发明的第一方面，提供了一种分布式模块化双余度集成电液伺服驱动系统，如图1所示，该驱动系统包括主份回路和备份回路，每个回路均包括增压油箱1、液压泵2、直流电机3、第一单向阀4、高压过滤器5、蓄能器7、安全阀8、第二单向阀9、溢流阀10、低压过滤器11、以及温度计14；其中，外部电源驱动直流电机3转动，带动液压泵2工作，液压泵2从增压油箱1的低压腔中吸入液压油并排出高压液压油，高压液压油先经过第一单向阀4，避免液压油回流并保护液压泵2和直流电机3，液压油通过第一单向阀4后，经过高压过滤器5的高精度过滤后，分流，大部分用于带动负载，超压时通过安全阀8回流到增压油箱1的低压腔，极小部分直通增压油箱1的增压腔，为增压油箱1的低压部分提供一定压力，避免液压泵2吸空而发生故障。高压区管路部分还可以设有蓄能器7，接收经过高压过滤器5的高压液压油，当高压区管路亏压时(高压液油进入负载时会产生管路亏压)，向油路补充液压油，对高压液压油起到稳定压力作用。通过安全阀8和负载的高压液压油流经第二单向阀9以及溢流阀10进入低压区(溢流阀10至增压油箱1的管路部分为低压区管路，其余为高压区管路)，再经低压过滤器11后进入增压油箱1的低压腔，第二单向阀9用于对回流液压油的稳定，隔离负载对回路的影响。

进一步地，高压区和低压区均设有压力传感器，如高压区的第一压力传感器61和低压区的第二压力传感器62，配合低压区温度计，利于对驱动系统的健康监测。

驱动系统的主份回路可以通过电磁阀a12连接负载，如收放作动筒(用于前后起落架的收放)、舱门机构作动筒等，也可以通过伺服阀连接舵面作动筒、前轮转向作动筒、刹车负载(后轮)。

驱动系统的备份回路可以通过电磁阀b13连接负载，如收放作动筒、舱门机构作动筒等，也可以通过伺服阀连接舵面作动筒、前轮转向作动筒、刹车负载(后轮)。

然而，备份回路与主份回路在功能上存在不同，备份回路不能实现收放作动筒的收上功能，该设计主要是考虑作动筒的冗余动力和故障隔离功能的协调，实际上收上动作一般也是在起飞前检查的，如果主份出现故障，应予以维修，而无需机构上的冗余。

本发明中驱动系统应用于高端无人机、飞机、天地往返运载器，其中的起降着陆系统、飞行操纵系统均可配备独立的驱动系统，这样一个驱动系统的损失，不会造成整机动力的消失，可大幅提高战斗机的战场存活率以及天地往返运载器的操纵性能。然而，高端无人机、飞机、天地往返运载器对机身重量和载荷要求高，且无较多大的空余区域，因而对该驱动系统提出了轻量化和集成化的要求。

本发明中，该驱动系统中各组件高度集成化，即意味着组件之间连接紧密，且集成化也利于实现轻量化，为此，本发明人对各部件进行了特定设计。集成化后的驱动系统如图2所示。

对于增压油箱，如图3所示，该增压油箱1为带有中空活塞结构的筒体，包括圆筒状低压腔110、中空活塞120以及高压油接管130；其中，

低压腔末端接有注油阀140和低压油回流口150，分别用于补充液压油和低压液压油回流；低压腔110的腔体壁面开设液压油通孔160，通过该液压油通孔160，与液压泵2连通；

中空活塞120包括中空管段和插入低压腔110且与低压腔110密封连接的圆盘段，其中中空管段一端在圆盘段中封闭，另一端开口朝向高压油接管130；

高压油接管130套设在中空活塞120的中空管段外，高压油接管130一端与低压腔110固定连接，另一端开口接入回流的高压液压油，高压液压油由高压油接管130进入中空活塞120的中空管段，推动圆盘段在低压腔110中移动，集中低压腔110中的液压油，避免液压泵2工作时产生吸空现象而损坏液压泵2。中空活塞120以及高压油接管130内部连通构成增压油箱1的增压腔。

中空活塞120的中空管段与高压油接管130在靠近低压腔段，两者管壁之间密封，避免进入高压油接管130的液压油在该端溢出增压油箱1。

进一步地，如图3所示，本发明中液压泵2固定在液压泵壳体210中，该液压泵壳体210与增压油箱1的低压腔110一体成型，液压泵2通过液压油通孔160从增压油箱1的低压腔110中吸入液压油并排出高压液压油。

进一步地，温度计14为温度传感器，其安装在增压油箱1的低压腔110上，直接测定低压腔110中液压油的温度。

在本发明中，如图4所示，第一单向阀4和高压过滤器5构成紧密连接的直通式高压过滤器-阀组件。第一单向阀4固定于中空转接头i41内部，中空转接头i41一端收缩用于接收由液压泵2输出的高压液压油，另一端开设外螺纹，与高压过滤器5的一端通过螺纹配合连接；

高压过滤器5内放置滤芯，其另一端直接连接或者通过管路连接管路阀块，将高压液压油分配至负载、安全阀8、增压油箱1的增压腔、以及蓄能器7。

在本发明中，如图2所示，在本发明中，主份回路和备份回路均设有管路阀块，其作为安装接口(或流通枢纽)将安全阀8、蓄能器7、电磁阀或伺服阀、压力传感器直接或通过管路连通。

本发明中，如图5所示，第二单向阀9、溢流阀10、低压过滤器11构成紧密连接的直通式低压过滤器-阀组件，低压过滤器11内放置滤芯，其一端(低压端)收缩用于输送低压液压油至增压油箱1的低压腔110，其另一端(高压端)加工内螺纹；

溢流阀10为现有产品，其两端加工有外螺纹，与低压过滤器11直接或者通过连接件实施螺纹连接；

第二单向阀9固定于中空转接头ii91内部，中空转接头ii91一端收缩用于接收由负载和安全阀8回流的高压液压油，另一端加工外螺纹，通过加工有内螺纹的转接套管92将其与溢流阀10连接，高压液压油经过溢流阀10后进入低压过滤器11，过滤后回流至增压油箱1的低压腔。

在本发明中，如图6所示，该蓄能器7为微型活塞式蓄能器，包括中空壳体71、中空活塞72、和端盖73；中空壳体71一端收缩将部分经过高压过滤器5的高压液压油引入中空壳体的内腔中；其另一端开口，通过端盖73密封；

中空活塞72为u形腔，其位于中空壳体71内且与中空壳体71形成往复式动密封，u形腔的开口朝向端盖73；

端盖73上安装充气阀74，用于向蓄能器7内充入高压气体，在高压气体和引入的高压液压油的作用下，中空活塞72在中空壳体71内移动，与端盖73构成空间可变的腔体。

本发明中，如图7所示，该驱动系统还设有集成框架，该集成框架包括底部支撑架和支撑架上的接口，支撑架和接口与驱动系统中其他元件的外部结构相配合，通过接口将其他元件固定在支撑架上。

优选地，该集成框架为一体加工而成；集成化结构的作用是把各部分液压元件连接成一体，形成一套完整的机电设备。通过集成化设计，将整个系统作为单机设备开发，机械接口简单，且具有轻质量和高刚度特性。

由图2采用集成框架将其他元件连接后的结构示意图可知，该驱动系统高度集成，单个体积小，这意味着其可作为独立单机，能够利用零散的安装空间，不像集中液压源需要占用较大的整块空间，在战斗机等飞行器中具有较大的应用潜力，驱动系统就近执行机构终端安装，各驱动系统间相对独立，可靠性高，适用于战场环境或任务执行。

在本发明中，如图8所示，还提供了一种与驱动系统匹配的隔离式双腔收放作动筒，其两端分别连接机体和起落架，圆筒状壳体上开设a、b、c三个油口，a、c油口连接主份回路的电磁阀a12，b油口连接备份回路的电磁阀b13；

壳体内放置第一内活塞杆和第二内活塞杆，两内活塞杆尾端与圆筒状壳体形成往复式动密封，杆身相较于尾端径向收缩，与壳体之间形成空腔；第一内活塞杆的尾部加工凹槽，第二内活塞杆的首部插入凹槽中实现两者的连接；

a油口对应于第一内活塞杆前端、b油口对应于第二内活塞杆首端、c油口对应于第二内活塞杆尾端；液压油对两内活塞杆有推动作用，a口进入液压油使得作动筒的长度变短(将第一内活塞杆推入壳体内)，b口和c口的任意路液压油进入作动筒均可使其长度变长(分别推动第一内活塞杆和第二内活塞杆伸出壳体)，由于b口和c口相互隔离，从而在任意一个回路出现泄露等故障情况下，仍能实现作动筒伸长，实现活动部件的既定功能(将起落架放下)，可靠性高。收放作动筒的长短变化实现活动部件的运动，如起落架的放下或收上。

根据本发明的第二方面，提供了一种分布式模块化双余度集成电液伺服驱动方法，该方法包括将第一方面所述的驱动系统应用于高端无人机、飞机、天地往返运载器，且起降着陆系统、飞行操纵系统各自配备且就近安装独立的驱动系统。

以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。