CN106741861B - 一种双极直接驱动阀作动器电流保护策略 - Google Patents

一种双极直接驱动阀作动器电流保护策略 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种双极直接驱动阀作动器电流保护策略，用于控制飞行控制***中伺服舵机的力马达状态，包括第一：信号获取、第二：信号处理和表决、第三：电流保护启动的条件判定以及第四：电流保护的条件判定。本发明的双极直接驱动阀作动器电流保护策略使得飞机在地面维护时，可以自动完成伺服舵机的电流保护启动，避免了由于人为误操作或遗忘可能导致的伺服电流保护不启动，造成伺服舵机的力马达失效，保证伺服舵机电流保护的安全性，提升维护效率，满足飞机飞行控制***内场、外场维护的需求。

Description

一种双极直接驱动阀作动器电流保护策略
技术领域
本发明属于飞机控制技术领域，尤其涉及一种双极直接驱动阀作动器电流保护策略。
背景技术
飞控***从控制增稳，发展到电传(FBW)飞行控制***，并向着这光传(FBL)飞控***的方向发展；作动器也相应从液压余度作动器，发展到电传组合式伺服作动器，并向着信号光传功率电传(PBW)作动器方向发展。在电传组合式作动器向功率电传作动器发展的过程中，出现了直接驱动阀(DDV)式作动器，主要解决组合式电传伺服作动器结构复杂、成本高、可靠性及维修性差的问题。随着数字技术的飞速发展，***设计与调试灵活性的迫切要求，现代先进控制理论实践应用的需要，以及高可靠性数字传输的需求；要求作动器的伺服***由传统的模拟伺服***向余度数字式伺服***发展。
目前，国内外飞机普遍采用伺服阀(EHV)式电液组合伺服作动器。在此类组合伺服作动器中，电液伺服阀是一个主要的故障源。如果采用力或力矩马达直接驱动方式代替伺服阀的液压放大级，将大大简化组合伺服作动器结构，可使可靠性明显提高。因此，为了解决EHV式组合伺服作动器结构复杂、成本高、可靠性及维修性差的问题，出现了直接驱动阀(DDV)式作动器，并在各种先进飞机中广泛采用。
发明内容
本发明的目的是提供一种双极直接驱动阀作动器电流保护策略，是为了避免双极直接驱动阀作动器在地面维护时发生舵机力马达因高温导致密封胶圈和线圈电气绝缘性失效，使得飞行控制***设计有“力马达电流保护功能”。
为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种双极直接驱动阀作动器电流保护策略，用于控制余度飞行控制***中伺服舵机的力马达状态，其特征在于，包括
第1步：信号获取
1.1)首先，每个余度飞行控制计算机的采集与其连接的动压信号、机轮承载信号、液压良好信号和力马达电流信号；
其中，所述动压信号分为动压大于动压阀值状态和动压小于或等于动压阈值状态，所述机轮承载信号分为机轮承载状态和不承载状态，所述液压良好信号分为液压良好状态和不良好状态，所述力马达电流信号分为力马达电流大于电流阈值状态和力马达电流小于或等于电流阈值状态；
1.2)余度飞行控制计算机进行信号交叉传输；经过余度飞行控制计算机的交叉传输后，使每个余度飞行控制计算机的余度都得到包括动压信号、机轮承载信号、液压良好信号和力马达电流信号；
第2步：信号表决和处理
2.1)每个余度飞行控制计算机对动压信号和机轮承载信号进行表决，表决后生成电流保护启动条件各组状态值；
2.2)对表决后的动压信号进行状态处理；
第3步：电流保护启动的条件判定
余度飞行控制***的每个余度飞行控制计算机当电流保护启动条件状态值状态：动压信号状态为动压小于或等于动压阈值状态且机轮承载信号为机轮承载状态同时满足时，判定电流保护启动条件满足，进入第4步；否则，判定电流保护启动条件不满足；
第4步：电流保护的条件判定
4.1)当余度飞行控制***的任一余度飞行控制计算机满足电流保护启动条件，该余度飞行控制***进入电流保护程序；如果机轮承载信号为机轮承载状态、动压信号状态为动压小于或等于动压阈值状态，以及力马达电流信号为力马达电流大于电流阈值状态、液压良好信号为液压不良好状态四个条件同时满足，并且该状态持续第一预定时间T1，则切除该余度飞行控制***的伺服舵机的力马达供电；
4.2)当某余度飞行控制***进入电流保护程序后，出现以下任意一个条件满足；机轮承载信号为机轮不承载状态、动压信号状态为动压大于动压阈值状态、液压良好信号为液压良好状态，或者力马达电流信号连续第二预定时间T2均为力马达电流小于或等于电流阈值状态时，则该余度飞行控制***退出电流保护，伺服舵机进入正常控制状态。
进一步地，第二步中，表决是对多个信号或状态进行运算并按一定规律输出结果做出决定的过程，对于一般离散量，采用多数表决有效的监控表决算法，四余度信号情况，监控表决算法如下：信号表决算法为：
1)若其和为“4”，则全部四余度信号有效，表决值为“1”，无故障信号；
2)若其和为“3”，表决值为“1”，“0”值信号为故障信号；
3)若其和为“1”，表决值为“0”，“0”值信号为故障信号；
4))若其和为“0”，则全部四余度信号有效，表决值为“0”，无故障信号。
进一步地，所述第一预定时间T1为不少于10分钟。
进一步地，所述第二预定时间T2为不少于100毫秒。
本发明的双极直接驱动阀作动器电流保护策略使得飞机在地面维护时，可以自动完成伺服舵机的电流保护启动，避免了由于人为误操作或遗忘可能导致的伺服电流保护不启动，造成伺服舵机的力马达失效，保证伺服舵机电流保护的安全性，提升维护效率，满足飞机飞行控制***内场、外场维护的需求。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。
图1为本发明的双极直接驱动阀作动器电流保护策略流程图。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例型的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。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型劳动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。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
本发明的双极直接驱动阀作动器电流保护策略的工作原理是：采用自动的电流保护启动方法，使得飞机在地面维护时防止可能发生的力马达过热现象，提高伺服舵机电流保护的安全性，满足飞机飞行控制***内场、外场维护的需求。当飞机处于地面维护时，飞行控制计算机根据动压信号状态、机轮承载信号，进行电流保护启动的条件判断，通过获取伺服电流保护的各条件状态值，判断是否切除本余度飞行控制***的伺服舵机的力马达供电。
如图1所示为本发明的双极直接驱动阀作动器电流保护策略流程图，图中菱形判断步骤中的“&&”为逻辑运算“与”、“||”为逻辑运算“或”。
本发明的双极直接驱动阀作动器电流保护策略包括
第一步：信号获取
a、首先四余度飞行控制计算机的每个余度采集与其连接的动压信号、机轮承载信号、液压良好信号和力马达电流信号；
机轮承载信号分为机轮承载状态和机轮不承载状态——用于表征地面状态，液压良好信号分为液压良好状态和液压不良好状态——用于表征伺服作动筒液压能源状态，力马达电流信号分为力马达电流大于电流阈值状态和力马达电流小于或等于电流阈值状态，动压信号状态分为动压大于一定动压阈值状态和动压小于或等于动压阈值状态——用于表征飞机速度；
b、四余度飞行控制计算机进行信号交叉传输；经过四余度飞行控制计算机的交叉传输后，使四余度飞行控制计算机的每个余度都得到4余度的动压信号和机轮承载信号等；
第二步：信号表决和处理
表决是对多个信号(或状态)进行运算并按一定规律输出结果(做出决定)的过程。对于一般离散量，采用多数表决有效的监控表决算法。
四余度信号情况，监控表决算法如下：
1)若其和为“4”，则全部四余度信号有效，表决值为“1”，无故障信号；
2)若其和为“3”，则三余度信号有效，表决值为“1”，“0”值信号为故障信号；
3)若其和为“1”，则一余度信号有效，表决值为“0”，“1”值信号为故障信号；
4)若其和为“0”，则无余度信号有效，则全部四余度信号有效，表决值为“0”，无故障信号；
需要注意的是，当其和为“2”时，即表明两余度信号有效，无法进行判断，即不进行表决。
注：“和”的含义就是，当某个信号有效时记为数字1，多个信号有效时会有多个数字1，将多个数字1作和即为本发明中的“和”。
c、每个余度飞行控制计算机对4余度的动压信号和机轮承载信号进行表决，表决后生成电流保护启动条件各组状态值；
d、对表决后的动压信号进行状态处理，动压信号状态分为动压大于动压阈值状态和动压小于或等于动压阈值状态；
第三步：电流保护启动的条件判定
四余度飞行控制***的每个余度飞行控制计算机当电流保护启动条件状态值同时满足：动压信号状态为动压小于或等于动压阈值状态、机轮承载信号为机轮承载状态时，判定电流保护启动条件满足，则进入第四步；否则，判定电流保护启动条件不满足；
第四步：电流保护的条件判定
e、当四余度飞行控制***的某个余度飞行控制计算机满足电流保护启动条件，该余度飞行控制***进入电流保护程序；如果机轮承载信号为机轮承载状态，动压信号状态为动压小于或等于动压阈值状态、力马达电流信号为力马达电流大于电流阈值状态，液压良好信号为液压不良好状态四个条件同时满足，并且该状态持续10分钟(第一预定时间)，切除本余度飞行控制***的平尾伺服舵机的力马达供电；
f、当某余度飞行控制***进入电流保护程序后，出现以下任意一个条件满足；机轮承载信号为机轮不承载状态、动压信号状态为动压大于动压阈值状态、液压良好信号为液压良好状态，力马达电流信号连续100毫秒(第二预定时间)为力马达电流小于或等于电流阈值状态时，该余度飞行控制***退出电流保护。
本发明的双极直接驱动阀作动器电流保护策略使得飞机在地面维护时，可以自动完成伺服舵机的电流保护启动，避免了由于人为误操作或遗忘可能导致的伺服电流保护不启动，造成伺服舵机的力马达失效，保证伺服舵机电流保护的安全性，提升维护效率，满足飞机飞行控制***内场、外场维护的需求。
以上所述，仅为本发明的最优具体实施方式，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，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (5)

1.一种双极直接驱动阀作动器电流保护策略，用于控制余度飞行控制***中伺服舵机的力马达状态，其特征在于，包括
第1步：信号获取
1.1)首先，每个余度飞行控制计算机的采集与其连接的动压信号、机轮承载信号、液压良好信号和力马达电流信号；
其中，所述动压信号分为动压大于动压阈值状态和动压小于或等于动压阈值状态，所述机轮承载信号分为机轮承载状态和不承载状态，所述液压良好信号分为液压良好状态和不良好状态，所述力马达电流信号分为力马达电流大于电流阈值状态和力马达电流小于或等于电流阈值状态；
1.2)余度飞行控制计算机进行信号交叉传输；经过余度飞行控制计算机的交叉传输后，使每个余度飞行控制计算机的余度都得到包括动压信号、机轮承载信号、液压良好信号和力马达电流信号；
第2步：信号表决和处理
2.1)每个余度飞行控制计算机对动压信号和机轮承载信号进行表决，表决后生成电流保护启动条件各组状态值；
2.2)对表决后的动压信号进行状态处理；
第3步：电流保护启动的条件判定
余度飞行控制***的每个余度飞行控制计算机当电流保护启动条件状态值状态：动压信号状态为动压小于或等于动压阈值状态且机轮承载信号为机轮承载状态同时满足时，判定电流保护启动条件满足，进入第4步；否则，判定电流保护启动条件不满足；
第4步：电流保护的条件判定
4.1)当余度飞行控制***的任一余度飞行控制计算机满足电流保护启动条件，该余度飞行控制***进入电流保护程序；如果机轮承载信号为机轮承载状态、动压信号状态为动压小于或等于动压阈值状态，以及力马达电流信号为力马达电流大于电流阈值状态、液压良好信号为液压不良好状态四个条件同时满足，并且该状态持续第一预定时间T1，则切除该余度飞行控制***的伺服舵机的力马达供电；
4.2)当某余度飞行控制***进入电流保护程序后，出现以下任意一个条件满足： 机轮承载信号为机轮不承载状态、动压信号状态为动压大于动压阈值状态、液压良好信号为液压良好状态，或者力马达电流信号连续第二预定时间T2均为力马达电流小于或等于电流阈值状态时，则该余度飞行控制***退出电流保护，伺服舵机进入正常控制状态。
2.根据权利要求1所述的双极直接驱动阀作动器电流保护策略，其特征在于，第2 步中，表决是对多个信号或状态进行运算并按一定规律输出结果做出决定的过程，对于一般离散量，采用多数表决有效的监控表决算法，四余度信号情况，监控表决算法如下
信号表决算法为：
1)若其和为“4”，则全部四余度信号有效，表决值为“1”，无故障信号；
2)若其和为“3”，表决值为“1”，“0”值信号为故障信号；
3)若其和为“1”，表决值为“0”，“0”值信号为故障信号；
4))若其和为“0”，则全部四余度信号有效，表决值为“0”，无故障信号。
3.根据权利要求2所述的双极直接驱动阀作动器电流保护策略，其特征在于，若其和为“2”，不进行表决。
4.根据权利要求1所述的双极直接驱动阀作动器电流保护策略，其特征在于，所述第一预定时间T1为不少于10分钟。
5.根据权利要求1所述的双极直接驱动阀作动器电流保护策略，其特征在于，所述第二预定时间T2为不少于100毫秒。
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