一种空载被动式自适应起落架的着舰控制系统和控制方法

技术领域

本发明涉及但不限于直升机起落架结构技术领域，具体涉及一种空载被动式自适应起落架的着舰控制系统和控制方法。

背景技术

直升机在海上环境起降时与陆地环境不同，其难点在于直升机需要在舰面摇晃过程中短暂的静息期(即舰面与海平面夹角处在一定角度)内快速降落保证机身平稳性。以专利“舰载直升机自适应起落架着舰模拟系统”(专利号：CN109094817B)为例说明，该专利的方案采用激光雷达、惯性元件、六维力传感器、激光测距传感器等多种元器件对舰面摇摆状态进行测量，根据姿态位置、受力大小等多项测量结果确定起落架姿态锁定的时机，之后的着舰吸能过程与传统起落架一致。

通过多传感器测量的主动式调姿进行自适应着舰的弊端在于舰面摇晃频率高、静息期短暂，由数据测量、分析处理到发送起落架位姿指令、机构执行完毕的过程存在系统延迟，极易错过静息期。另外，海上环境气候恶劣，所需传感器的种类越多，硬件可靠性要求难度越大。

发明内容

本发明的目的：为了解决上述问题，本发明实施例提供一种空载被动式自适应起落架的着舰控制系统和控制方法，以解决直升机着舰的现有控制方式，由于采用主动式调姿方式、且由于舰面摇晃频率高、静息期短暂，从而导致响应不及时，极易错过静息期，以及需要的传感器种类多，硬件可靠性要求难度较大，着舰安全性较差等问题。

本发明的技术方案：

本发明实施例提供一种空载被动式自适应起落架的着舰控制系统，包括：控制器1和液压源10，以及分别配置于每个起落架上的1套自适应控制机构；

每套所述自适应控制机构包括：电磁阀2、换向阀3、伺服阀4、液压锁5、解锁机构6、收放作动器9和传感器；

其中，所述控制器1通过分别与电磁阀2和伺服阀4电连接，液压源10、电磁阀2和换向阀3依次连通，形成控制油路；换向阀3与伺服阀4之间通过高压油路连通，伺服阀4与液压锁5之间通过伺服油路连通；液压源10分别连接到电磁阀2、换向阀3、伺服阀4；所述收放作动器9的腔体内安装解锁机构6；

每套所述自适应控制机构，用于根据控制器1的指令控制，打开本自适应控制机构中的控制油路，并接通伺服油路，使得解锁机构6在液压源10压力作用下打开，使得收放作动器9的活塞杆可自由拉伸或者压缩，从而使起落架系统进入自适应状态。

可选地，如上所述的空载被动式自适应起落架的着舰控制系统中，每个所述自适应控制机构，还包括：滑块锁11和弹簧12；

收放作动器9主体结构外部设置有伸出管嘴和缩回管嘴，伸出管嘴与液压锁5的进油管路连接，缩回管嘴与液压锁5的回油管路连接；

收放作动器9主体结构及活塞杆之间设置有滑块锁11，收放作动器9的活塞杆位于无杆腔的一端内部设置有解锁机构6，且解锁机构与活塞杆之间设置有弹簧12；解锁机构6与活塞杆安装腔之间设置有卡槽，用于与滑块锁11配合锁定。

可选地，如上所述的空载被动式自适应起落架的着舰控制系统中，所述收放作动器9中活塞杆在伸出过程中的锁定方式为：

当液压油通过液压锁5油路进入伸出管嘴后，克服弹簧12弹力推动解锁机构6运动，直到滑块锁11嵌入进入解锁机构6的卡槽中，通过滑块锁11的限制使得活塞杆不能再伸长。

可选地，如上所述的空载被动式自适应起落架的着舰控制系统中，所述收放作动器9中活塞杆在收缩过程中的锁定方式为：

在活塞杆收缩过程中，液压油通过液压锁5油路进入缩回管嘴后，推动滑块锁11及活塞杆一起向无杆腔一侧运动，滑块锁11在弹簧12弹力作用下回到原位上锁。

可选地，如上所述的空载被动式自适应起落架的着舰控制系统中，所述传感器包括：位移传感器7和力传感器8中的至少一个；

其中，位移传感器7安装在收放作动器9的活塞杆上，力传感器8安装在起落架的触地端。

可选地，如上所述的空载被动式自适应起落架的着舰控制系统中，

待着舰的直升机设置有多个起落架，每个起落架配置一套自适应控制机构，所有自适应控制机构共用控制器1和液压源10。

本发明实施例还提供一种空载被动式自适应起落架的着舰控制系统的控制方法，采用如上述任一项所述的空载被动式自适应起落架的着舰控制系统执行对起落架机构的被动式自适应着舰控制方法，所述被动式自适应着舰控制方法包括：

步骤1，在机体着舰下降过程中，开启各起落架上自适应控制机构，使得收放作动器9的活塞杆自由拉伸，起落架进入自适应状态；

步骤2，已触舰的起落架仍随机体下降进行被动调姿，并通过控制器1控制收放作动器9的伸长量；

步骤3，当舰面摇晃，使得已触舰的起落架脱离触舰状态时，控制器1接通伺服阀4切换油路，收放作动器9进入收缩状态，使得起落架位姿下降，从而实现舰面摇晃跟随能力；

步骤4，当最后一个起落架触地后，控制器1基于对所有收放作动器9伸出行程和触舰载荷的判断，控制器1立即切断电磁阀2和伺服阀4输出，液压锁5中流量锁定使得起落架进入锁定状态，姿态不再发生变化。

可选地，如上所述的空载被动式自适应起落架的着舰控制系统的控制方法中，所述步骤1中开启自适应控制机构的方式为：

S11，控制器1接收着舰指令后接通电磁阀2和伺服阀4，使得液压源10经电磁阀2到换向阀3的控制油路导通；

S12，换向阀3接通，使得换向阀3经伺服阀4到液压锁5的油路接通；

S13，液压锁5打开，解锁机构6在液压源10压力作用下打开，使得收放作动器9的活塞杆自由拉伸或者压缩，起落架进入自适应状态。

可选地，如上所述的空载被动式自适应起落架的着舰控制系统的控制方法中，所述步骤4中，基于对所有收放作动器9伸出行程和触舰载荷的判断，控制器1立即切断电磁阀2和伺服阀4输出的方式为：

控制器1通过位移传感器7获得所有起落架收放作动器9的伸出量；当收放作动器9的伸出行程均超过阈值1、并且作动器伸出行程之差的最大值小于阈值2，则认定所有起落架姿态一致；

控制器1获取所有起落架上力传感器8反馈的载荷，所有力传感器8的载荷之差的最大值小于阈值3，则控制器1切断电磁阀2和伺服阀4的输出。

本发明的有益效果：

本发明实施例提供一种空载被动式自适应起落架的着舰控制系统和控制方法，通过各起落架配置的自适应控制机构中控制线路、控制油路、伺服油路的设计，使得自适应起落架具备着舰平衡控制功能和任意位置姿态锁定能力，能够在一定范围内摇晃的舰面平台上保持机体姿态平稳，从而实现直升机在不稳定摇晃平台上的降落，着舰前无需对起落架姿态预调节，着舰过程更加直接、快捷。本发明实施例提供的技术方案，具有以下关键技术点：

1)本发明提出一种空载被动式自适应起落架着舰控制方法，其关键点在于通过液压控制与传感测量结合，起落架姿态上升过程通过舰面接触推动实现且不承受载荷，起落架姿态下降过程利用力传感器判断触舰状态并辅助液压助力，使得起落架具备不稳定摇晃平台随动能力。

2)起落架姿态调整为被动式，无需额外测量设备对舰面晃动频率进行测量分析后计算起落架位姿，控制系统由以往测量传感主动控制优化为收放作动器的被动控制，减少姿态调整延迟，提高姿态调节的准确性。

3)通过控制液压回路中各种液压元件(电磁阀、伺服阀、液压锁、解锁机构)的工作状态，对起落架作动筒的液压流向和流量进行控制，实现起落架姿态的快速锁定。

4)自适应起落架着舰控制方法具备摇晃舰面静息期自动捕捉功能，当所有起落架完成触舰后，根据所有起落架收放作动器的行程的最大差值判断各个起落架姿态是否一致，在满足设定阈值后自动发送锁定指令给控制器完成姿态锁定。

附图说明

附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。

图1为本发明的空载被动式自适应起落架的着舰控制系统的系统架构示意图；

图2所示，为本发明实施例提供的空载被动式自适应起落架的着舰控制系统应用在直升机上的示意图；

图3所示，为本发明实施例中滑块锁、解锁机构和收放作动器的结构关系示意图；

图4所示，为本发明实施例提供的空载被动式自适应起落架的着舰控制系统的控制方法的实施过程的流程图。

具体实施方式

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做出创造性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。

上述背景技术中已经说明，直升机着舰的现有控制方式，通过多传感器测量的主动式调姿进行自适应着舰的弊端在于舰面摇晃频率高、静息期短暂，由数据测量、分析处理到发送起落架位姿指令、机构执行完毕的过程存在系统延迟，极易错过静息期。另外，海上环境气候恶劣，所需传感器的种类越多，硬件可靠性要求难度越大。

针对上述问题，本发明实施例提供一种空载被动式自适应起落架的着舰控制系统和控制方法。

本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。

图1为本发明实施例提供的空载被动式自适应起落架的着舰控制系统的系统架构示意图。本发明实施例提供的空载被动式自适应起落架的着舰控制系统，其系统组成部件包括：控制器1和液压源10，以及分别配置于每个起落架上的1套自适应控制机构。

如图1所示，本发明实施中的每套自适应控制机构包括：电磁阀2、换向阀3、伺服阀4、液压锁5、解锁机构6、收放作动器9和传感器。如图1中仅示意出1套自适应控制机构。

如图1所示，本发明实施例中的控制器1通过分别与电磁阀2和伺服阀4电连接，液压源10、电磁阀2和换向阀3依次连通，形成控制油路；换向阀3与伺服阀4之间通过高压油路连通，伺服阀4与液压锁5之间通过伺服油路连通；液压源10分别连接到电磁阀2、换向阀3、伺服阀4；所述收放作动器9的腔体内安装解锁机构6。

每套自适应控制机构，可以根据控制器1的指令控制，打开本自适应控制机构中的控制油路，并接通伺服油路，使得解锁机构6在液压源10压力作用下打开，使得收放作动器9的活塞杆可自由拉伸或者压缩，从而使起落架系统进入自适应状态。

需要说明的是，待着舰的直升机设置有多个起落架，每个起落架配置一套自适应控制机构，如图2所示，为本发明实施例提供的空载被动式自适应起落架的着舰控制系统应用在直升机上的示意图。所有自适应控制机构可以共用控制器1和液压源10。

在本发明实施例的一种实现方式中，每个自适应控制机构中还包括：滑块锁11和弹簧12；与解锁机构6共同形成对收放作动器9的锁定和解锁。如图3所示，为本发明实施例中滑块锁、解锁机构和收放作动器的结构关系示意图。

该实现方式中，收放作动器9主体结构外部设置有伸出管嘴和缩回管嘴，伸出管嘴与液压锁5的进油管路连接，缩回管嘴与液压锁5的回油管路连接。

收放作动器9主体结构及活塞杆之间设置有滑块锁11，收放作动器9的活塞杆位于无杆腔的一端内部设置有解锁机构6，且解锁机构与活塞杆之间设置有弹簧12；解锁机构6与活塞杆安装腔之间设置有卡槽，用于与滑块锁11配合锁定。

基于上述滑块锁、解锁机构和收放作动器的结构和装配关系，本发明实施例中，收放作动器9中活塞杆在伸出过程中的锁定方式为：

当液压油通过液压锁5油路进入伸出管嘴后，克服弹簧12弹力推动解锁机构6运动，直到滑块锁11嵌入进入解锁机构6的卡槽中，通过滑块锁11的限制使得活塞杆不能再伸长。

收放作动器9中活塞杆在收缩过程中的锁定方式为：

在活塞杆收缩过程中，液压油通过液压锁5油路进入缩回管嘴后，推动滑块锁11及活塞杆一起向无杆腔一侧运动，滑块锁11在弹簧12弹力作用下回到原位上锁。

本发明实施例在具体实现中，传感器包括：位移传感器7和力传感器8中的至少一个；

其中，位移传感器7安装在收放作动器9的活塞杆上，力传感器8安装在起落架的触地端。

基于本发明上述实施例提供的空载被动式自适应起落架的着舰控制系统，本发明实施例还提供一种空载被动式自适应起落架的着舰控制系统的控制方法，采用上述任一实施例提供的空载被动式自适应起落架的着舰控制系统执行对起落架机构的被动式自适应着舰控制方法，如图4所示，为本发明实施例提供的空载被动式自适应起落架的着舰控制系统的控制方法的实施过程的流程图。该被动式自适应着舰控制方法包括：

步骤1，在机体着舰下降过程中，开启各起落架上自适应控制机构，使得收放作动器9的活塞杆自由拉伸，起落架进入自适应状态；

步骤2，已触舰的起落架仍随机体下降进行被动调姿，并通过控制器1控制收放作动器9的伸长量；

步骤3，当舰面摇晃，使得已触舰的起落架脱离触舰状态时，控制器1接通伺服阀4切换油路，收放作动器9进入收缩状态，使得起落架位姿下降，从而实现舰面摇晃跟随能力；

步骤4，当最后一个起落架触地后，控制器1基于对所有收放作动器9伸出行程和触舰载荷的判断，控制器1立即切断电磁阀2和伺服阀4输出，液压锁5中流量锁定使得起落架进入锁定状态，姿态不再发生变化。

在本发明实施例的一种实现方式中，上述步骤1中开启自适应控制机构的方式为：

S11，控制器1接收着舰指令后接通电磁阀2和伺服阀4，使得液压源10经电磁阀2到换向阀3的控制油路导通；

S12，换向阀3接通，使得换向阀3经伺服阀4到液压锁5的油路接通；

S13，液压锁5打开，解锁机构6在液压源10压力作用下打开，使得收放作动器9的活塞杆自由拉伸或者压缩，起落架进入自适应状态。

在本发明实施例的一种实现方式中，上述步骤4中，基于对所有收放作动器9伸出行程和触舰载荷的判断，控制器1立即切断电磁阀2和伺服阀4输出的方式为：

控制器1通过位移传感器7获得所有起落架收放作动器9的伸出量；当收放作动器9的伸出行程均超过阈值1、并且作动器伸出行程之差的最大值小于阈值2，则认定所有起落架姿态一致；

控制器1获取所有起落架上力传感器8反馈的载荷，所有力传感器8的载荷之差的最大值小于阈值3，则控制器1切断电磁阀2和伺服阀4的输出。

本发明实施例提供的空载被动式自适应起落架的着舰控制系统和控制方法，通过各起落架配置的自适应控制机构中控制线路、控制油路、伺服油路的设计，使得自适应起落架具备着舰平衡控制功能和任意位置姿态锁定能力，能够在一定范围内摇晃的舰面平台上保持机体姿态平稳，从而实现直升机在不稳定摇晃平台上的降落，着舰前无需对起落架姿态预调节，着舰过程更加直接、快捷。本发明实施例提供的技术方案，具有以下关键技术点：

1)本发明提出一种空载被动式自适应起落架着舰控制方法，其关键点在于通过液压控制与传感测量结合，起落架姿态上升过程通过舰面接触推动实现且不承受载荷，起落架姿态下降过程利用力传感器判断触舰状态并辅助液压助力，使得起落架具备不稳定摇晃平台随动能力。

2)起落架姿态调整为被动式，无需额外测量设备对舰面晃动频率进行测量分析后计算起落架位姿，控制系统由以往测量传感主动控制优化为收放作动器的被动控制，减少姿态调整延迟，提高姿态调节的准确性。

3)通过控制液压回路中各种液压元件(电磁阀、伺服阀、液压锁、解锁机构)的工作状态，对起落架作动筒的液压流向和流量进行控制，实现起落架姿态的快速锁定。

4)自适应起落架着舰控制方法具备摇晃舰面静息期自动捕捉功能，当所有起落架完成触舰后，根据所有起落架收放作动器的行程的最大差值判断各个起落架姿态是否一致，在满足设定阈值后自动发送锁定指令给控制器完成姿态锁定。

以下通过一个具体实施例对本发明提供的空载被动式自适应起落架的着舰控制系统和控制方法的实施方式进行示意性说明。

实施例

该实施例提供的空载被动式自适应起落架的着舰控制系统，对一个起落架进行控制的着舰控制系统的组成结构包括：控制器1、电磁阀2、换向阀3、伺服阀4、液压锁5、解锁机构6、位移传感器7、力传感器8、收放作动器9以及液压源10；其中，位移传感器7安装在收放作动器9的活塞杆上，力传感器8安装在起落架的触地端。

如图1所示空载被动式自适应起落架的着舰控制系统的油路，其控制原理为：

直升机处于悬停位置后，控制器1接收着舰指令后接通电磁阀2和伺服阀4，此时控制油路打开，使得液压源10经电磁阀2到换向阀3的控制油路导通，换向阀3接通，使得换向阀3经伺服阀4到液压锁5的油路接通，液压锁5打开，解锁机构6在液压源10压力作用下打开，使得收放作动器9的活塞杆可自由拉伸或者压缩，使起落架系统进入自适应状态，如图3所示的自适应状态的姿态。

需要说明的是，该实施例中收放作动器9的活塞杆在极限压缩位置和极限伸出位置也不会锁定。

如图3所示，收放作动器9主体结构外部设置有伸出管嘴和缩回管嘴，伸出管嘴和缩回管嘴分别与液压锁5的进油管路和回油管路连接。收放作动器9主体结构及活塞杆之间设置有滑块锁11，解锁机构6处于无杆腔内，安装在活塞杆位于无杆腔的一端内部，且解锁机构与活塞杆之间设置有弹簧12。

当液压油通过液压锁5油路进入伸出管嘴后，克服弹簧12弹力推动解锁机构6运动，当解锁机构6端面与无杆腔端面接触时，解锁机构6与活塞杆被油液压力一起推动，向有杆腔一侧运动，直到滑块锁11嵌入进入解锁机构6卡槽中，通过滑块锁11的限制使得活塞杆不能再伸长。在活塞杆收缩过程中，液压油通过液压锁5油路进入缩回管嘴后，推动滑块锁11及活塞杆一起向无杆腔一侧运动，滑块锁11在弹簧12弹力作用下回到原位上锁。

如图4所示空载被动式自适应起落架的着舰实施流程。

机体着舰下降过程中，当一个起落架率先触舰后，该起落架仍随机体下降进行被动调姿；需要说明的是，触舰前已收到着陆指令，自适应控制机构开始工作，触地后，位移传感器7和力传感器8向控制器1反馈信号。

基于起落架自身结构，该起落架被动调姿过程中起落架不承受载荷，调姿过程由起落架的自适应结构实现，并由控制器1控制收放作动器9的伸长量，控制器1实时采集位移传感器7数据获得收放作动器9的伸长量，力传感器8获得起落架触舰载荷。

当舰面摇晃到另一侧时，该起落架脱离触舰状态，力传感器8无载荷测量值；此时，控制器1接通伺服阀4切换油路，收放作动器9进入收缩状态，起落架位姿下降，从而实现舰面摇晃跟随能力。

当最后一个起落架触地后，控制器1通过位移传感器7获得所有起落架收放作动器9的伸出量。所有收放作动器9的行程均超过阈值1(例如10mm)并且作动器行程之差的最大值小于阈值2(5mm)，则认定所有起落架姿态较为一致；控制器1获取所有起落架上力传感器8反馈的载荷，所有力传感器8的载荷之差的最大值小于阈值3(例如，几百牛，300N)，控制器1立即切断电磁阀2和伺服阀4的输出，液压锁5中流量锁定使得起落架进入锁定状态，姿态不再发生变化，后续着陆过程与传统起落架一致。

虽然本发明所揭露的实施方式如上，但内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。