本公开属于刹车控制技术领域，具体涉及一种基于伺服液压传动的无人机刹车控制系统。
背景技术：
与小型无人机不同，大中型无人机因载荷量大，航时长，航程远等优势日受青睐，能满足物流运输、抢险救灾、侦查测绘、森林防火、农林喷洒等多方面任务需求，在军民领域发挥着重要作用。
目前大中型无人机一般采用传统滑跑起降方式，其刹车系统作为重要子系统控制着飞机滑跑过程中减速、地面差动纠偏以及不工作时的制动停止。随着无人机技术发展，在全电刹车等新技术应用的冲击下，液压刹车系统依然具有响应速度快、负载刚度大、制动效率高等优点，因此仍广泛应用于大中型无人机的设计与改装。
技术实现要素：
(一)要解决的技术问题
本公开提供了一种基于伺服液压传动的无人机刹车控制系统，以至少部分解决以上所提出的技术问题。
(二)技术方案
根据本公开的一个方面，一种基于伺服液压传动的无人机刹车控制系统，包括：电传伺服系统100，包括：旋转摇臂伺服舵机110，固定于飞机主承力结构上，通过输出摇臂120与液压作动筒210连接，其接收飞行控制计算机的输出信号，驱动液压作动筒210的活塞杆压缩产生压力；刹车液压管路系统200，包括液压作动筒210，其通过内部的刹车液压油将液压作动筒210的压力传递到外接的刹车制动系统组件上，实现刹车功能；以及传感器系统300，其一端连接到刹车液压管路系统200，另一端接入飞行控制计算机，采集刹车液压管路系统200内的压力，并将压力信号转化为电信号反馈给飞行控制计算机。
在本公开的一些实施例中，电传伺服系统100包括：两个旋转摇臂伺服舵机110，其通过四角的耳片固定在舵机安装板140上，舵机安装板140固定在安装导轨150上，安装导轨150通过导轨加强筋和支撑折弯板160固定在飞机主承力结构上。
在本公开的一些实施例中，旋转摇臂伺服舵机110为输出扭矩的电动双余度旋转摇臂伺服舵机。
在本公开的一些实施例中，旋转摇臂伺服舵机110有一个输出轴，两个旋转摇臂伺服舵机110以输出轴同轴的形式对称安装，分别控制左右刹车；旋转摇臂伺服舵机110的输出轴表面有方形键槽，用于连接输出摇臂120；旋转摇臂伺服舵机110上设置有电气接口，其通过航空插头连接至舵控器，接收飞行控制计算机的输出信号。
在本公开的一些实施例中，输出摇臂120包括：安装底座，其中间开有圆孔，圆孔内开有方形键槽，用于连接到旋转摇臂伺服舵机110的输出轴上；以及耳片，其通过螺栓与作动筒角叉连接件130连接。
在本公开的一些实施例中，作动筒角叉连接件130的一端有双耳片，一端带内螺纹，其中，有双耳片的一端靠螺栓与输出摇臂120连接，带内螺纹的一端与液压作动筒210的活塞杆通过螺纹连接。
在本公开的一些实施例中，刹车液压管路系统200包括：飞机上原有液压管路系统，包括：液压作动筒210，其一侧开有端口；以及新增的液压管路系统组件，包括液压油管230；金属三通260，其两端连接从飞机内部延伸到外部的原机液压油管和刹车制动系统组件外接的原机液压油管；以及金属管接头220，用于液压油管230、液压作动筒210及金属三通260之间的连接。
在本公开的一些实施例中，液压作动筒210为圆柱筒状体，内部包括活塞、复位弹簧、密封圈、卡环、垫圈及压盖；液压作动筒210的一端活塞杆与作动筒角叉连接件130通过螺纹连接，输出摇臂120带动液压作动筒210的活塞杆压缩活塞传递刹车压力，压力卸载时则由液压作动筒210内的复位弹簧复位；
液压作动筒210的另一端通过螺栓与液压作动筒支架240的顶部耳片连接，液压作动筒支架240的前脚固定在飞机隔框上表面平台，后脚固定在支架底板250上，支架底板250的左右边缘通过螺栓固定在飞机隔框的主承力结构上。
在本公开的一些实施例中，传感器系统300包括：压力传感器310，其内置传感元件；压力传感器310的一端为压力接口，另一端为电气接口；压力接口通过外表面的螺纹与金属三通260中间端连接；电气接口通过液压传感器匹配插头320连接到飞行控制计算机。
在本公开的一些实施例中，飞行控制计算机通过舵控器给旋转摇臂舵机110发出指令信号，旋转摇臂舵机110输出轴带动输出摇臂120转动相应角度，驱动作动筒角叉连接件130压缩活塞杆，活塞杆通过活塞压缩液压作动筒210内的刹车液压油，刹车液压油通过液压油管230传递刹车压力到刹车制动组件上进行刹车，同时，压力传感器310将刹车压力信号转换为电压信号实时反馈给飞控计算机，飞控计算机根据飞机地面速度输出新的刹车量信号给舵控器，控制旋转摇臂伺服舵机110驱动输出摇臂120执行新的刹车命令，如此反复直到飞机停止，旋转摇臂伺服舵机110最后执行松刹车指令。
(三)有益效果
从上述技术方案可以看出，本公开的一种基于伺服液压传动的无人机刹车控制系统至少具有以下有益效果其中之一：
(1)本公开的无人机刹车控制系统中，电传伺服系统通过液压作动筒与刹车液压管路系统连接，传感器系统通过金属三通与刹车液压管路系统连接，结构简单，控制方便，重量较轻；
(2)本公开的无人机刹车控制系统管路内充满刹车液压油，将作动筒压力传递到外接的刹车制动系统组件上，完成刹车，响应速度快，负载刚度大，制动效率高；
(3)本公开的无人机刹车控制系统中，旋转摇臂伺服舵机共两个，两个电气接口分别连接舵控器，两个旋转摇臂伺服舵机分别独立控制左右刹车，互不影响，完全满足无人机着陆滑跑减速、制动停车功能和实现辅助纠偏的差动刹车功能，适用于采用传统液压刹车的大中型无人机，以及现有有人机刹车系统的无人化改装。
附图说明
图1为本公开实施例中无人机刹车控制系统总成示意图。
图2a为本公开实施例中无人机刹车控制系统中电传伺服系统的整体结构等轴测视图。
图2b为本公开实施例中无人机刹车控制系统中电传伺服系统的整体结构正视图。
图2c为本公开实施例中无人机刹车控制系统中电传伺服系统的右刹车整体结构侧视图。
图3为本公开实施例中无人机刹车控制系统中旋转摇臂伺服舵机正视图。
图4为本公开实施例中无人机刹车控制系统中舵机安装板正视图。
图5为本公开实施例中无人机刹车控制系统中输出摇臂正视图。
图6为本公开实施例中无人机刹车控制系统中作动筒角叉连接件正视图。
图7a为本公开实施例中无人机刹车控制系统中安装导轨和加强筋正视图。
图7b为本公开实施例中无人机刹车控制系统中安装导轨和加强筋侧视图。
图8a为本公开实施例中无人机刹车控制系统中支撑折弯板正视图。
图8b为本公开实施例中无人机刹车控制系统中支撑折弯板侧视图。
图9为本公开实施例中无人机刹车控制系统中液压作动筒正视图。
图10为本公开实施例中无人机刹车控制系统中金属管接头侧视图。
图11为本公开实施例中无人机刹车控制系统中液压油管侧视图。
图12a为本公开实施例中无人机刹车控制系统中液压作动筒支架正视图。
图12b为本公开实施例中无人机刹车控制系统中液压作动筒支架侧视图。
图13为本公开实施例中无人机刹车控制系统中液压作动筒支架底板正视图。
图14为本公开实施例中无人机刹车控制系统中金属三通侧视图。
图15为本公开实施例中无人机刹车控制系统中传感器系统示意图。
图16为本公开实施例中无人机刹车控制系统中液压传感器电气接口匹配插头侧视图。
图17为本公开实施例中无人机刹车控制系统中液压传感器侧视图。
【附图中本公开实施例主要元件符号说明】
100-电传伺服系统；
110-旋转摇臂伺服舵机； 120-输出摇臂；
130-作动筒角叉连接件； 140-舵机安装板；
150-安装导轨； 160-支撑折弯板；
200-刹车液压管路系统；
210-液压作动筒； 220-金属管接头；
230-液压油管； 240-液压作动筒支架；
250-支架底板； 260-金属三通；
300-传感器系统；
310-液压传感器； 320-液压传感器匹配插头。
具体实施方式
本公开提供了一种基于伺服液压传动的无人机刹车控制系统，包括电传伺服系统、刹车液压管路系统及传感器系统。本公开的基于伺服液压传动的无人机刹车控制系统结构简单，控制方便，重量较轻，其系统响应速度快，能够快速高效地实现无人机着陆滑跑减速、制动停车和辅助纠偏的差动刹车功能，适用于采用传统液压刹车的大中型无人机以及有人机刹车系统的无人化改装。
为使本公开的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图，对本公开进一步详细说明。
本公开某些实施例于后方将参照所附附图做更全面性地描述，其中一些但并非全部的实施例将被示出。实际上，本公开的各种实施例可以许多不同形式实现，而不应被解释为限于此数所阐述的实施例；相对地，提供这些实施例使得本公开满足适用的法律要求。
在本公开的一个示例性实施例中，提供了一种基于伺服液压传动的无人机刹车控制系统。
图1为本公开实施例中无人机刹车控制系统总成示意图。如图1所示，本公开的基于伺服液压传动的无人机刹车控制系统包括：
电传伺服系统100，包括：
旋转摇臂伺服舵机110，固定于飞机主承力结构上，通过输出摇臂120与液压作动筒210连接，其接收飞行控制计算机的输出信号，驱动液压作动筒210的活塞杆压缩产生压力；
刹车液压管路系统200，与液压作动筒210连接，其通过内部的刹车液压油将液压作动筒210的压力传递到外接的刹车制动系统组件上，实现刹车功能，响应速度快，负载刚度大，制动效率高；以及
传感器系统300，其一端连接到刹车液压管路系统200，另一端接入飞行控制计算机，采集刹车液压管路系统200内的压力，并将压力信号转化为电信号反馈给飞行控制计算机。
以下分别对本实施例基于伺服液压传动的无人机刹车控制系统的各个组成部分进行详细描述。
图2a、图2b为本公开实施例中无人机刹车控制系统中电传伺服系统的整体结构等轴测视图和正视图。图2c为本公开实施例中无人机刹车控制系统中电传伺服系统的右刹车整体结构侧视图。如图2a、2b、2c所示，电传伺服系统100包括：两个旋转摇臂伺服舵机110、两个输出摇臂120、两个作动筒角叉连接件130、一块舵机安装板140、两个安装导轨150以及四块支撑折弯板160。
图3为本公开实施例中无人机刹车控制系统中旋转摇臂伺服舵机的正视图，如图3所示，旋转摇臂伺服舵机110有一个输出轴，两个旋转摇臂伺服舵机110以输出轴同轴的形式对称安装，其通过四角的耳片固定在舵机安装板140上，舵机安装板140固定在安装导轨150上，安装导轨150通过导轨加强筋和支撑折弯板160固定在飞机主承力结构上。舵机安装板140的结构图如图4所示。
旋转摇臂伺服舵机110为输出扭矩的电动双余度旋转摇臂伺服舵机。旋转摇臂伺服舵机110的输出轴表面有方形键槽，用于连接输出摇臂120。旋转摇臂伺服舵机110上设置有电气接口，其通过航空插头连接至舵控器，用于接收飞行控制计算机的输出信号。两个旋转摇臂伺服舵机110可分别控制左右刹车，相互独立互不影响，完全满足无人机着陆滑跑减速和制动停车功能以及实现辅助纠偏的差动刹车功能。
图5为本公开实施例中无人机刹车控制系统中输出摇臂的正视图，如图5所示，输出摇臂120采用合金钢材料，由安装底座和耳片组成，安装底座开有圆孔，圆孔内开有方形键槽，连接到旋转摇臂伺服舵机110的输出轴上且通过轴端的锁紧螺母锁紧，耳片通过螺栓与作动筒角叉连接件130连接，输出摇臂120的耳片孔、角叉连接件连接孔与螺栓间隙配合保证相对运动。
图6为本公开实施例中无人机刹车控制系统中作动筒角叉连接件正视图。如图6所示，作动筒角叉连接件130采用合金钢材料，其一端有双耳片一端带内螺纹，双耳片靠螺栓与输出摇臂120连接，带内螺纹的一端与液压作动筒210的活塞杆通过螺纹连接并用锁紧螺母锁紧。
图7a、7b为本公开实施例中无人机刹车控制系统中安装导轨和加强筋的正视图、侧视图。如图7a、7b所示，安装导轨150采用7系铝合金，为前段上下表面光滑、后段下表面带凹槽的长直导轨。加强筋铆接于安装导轨150前段，安装导轨150后段用螺栓固定在飞机主承力结构上。
图8a、8b为本公开实施例中无人机刹车控制系统中支撑折弯板正视图、侧视图。如图8a、8b所示，支撑折弯板160为“L”形方板，两块支撑折弯板160长边分别贴合加强筋两侧靠螺栓连接固定，短边则通过螺栓固定在飞机主承力结构框上。导轨加强筋为上部翻边的多边形铝合金板。
刹车液压管路系统200，一部分为飞机上原有液压管路系统，包括液压作动筒210和原有液压管路，另一部分为新增的液压管路系统组件，包括金属管接头220、液压油管230、液压作动筒支架240、支架底板250及金属三通260。
液压油管230和金属管接头220将电传伺服系统100、刹车液压管路系统200及传感器系统300连成完整的无人机刹车控制系统，结构简单，控制方便，重量较轻。
其中，液压作动筒210的顶部通过螺栓与液压作动筒支架240的顶部耳片连接，液压作动筒支架240的前脚固定在飞机隔框上表面平台，后脚固定在支架底板250上，支架底板250左右边缘通过螺栓固定在飞机隔框的主承力结构上。
图9为所述无人机刹车控制系统中液压作动筒正视图。如图9所示，液压作动筒210为圆柱筒状体，其内部还包括活塞、复位弹簧、密封圈、卡环、垫圈、压盖。液压作动筒210的一侧开有输入输出端口，与金属管接头220通过螺纹连接，自此将液压作动筒210接入刹车液压油管系统200中。液压作动筒210一端通过螺栓与液压作动筒支架240连接，液压作动筒210能够绕螺栓旋转。液压作动筒210的另一端活塞杆与作动筒角叉连接件130通过螺纹连接，输出摇臂120带动液压作动筒210的活塞杆压缩活塞传递刹车压力，压力卸载时则由液压作动筒210内的复位弹簧复位。
金属管接头220的结构如图10所示，其用于液压油管230、液压作动筒210及金属三通260之间的连接。
图11为本公开实施例中无人机刹车控制系统中液压油管侧视图。如图11所示，液压油管230主要为聚四氯乙烯软管，管头的一端带内螺纹的金属喇叭口通过带外螺纹的金属管接头220与液压管路系统200其他部件连接。
需要注意的是，对于不同飞机结构的刹车液压管路系统，可以通过增加软管和金属管接头进行无限延长。
液压作动筒支架240采用7系铝合金，前后脚分别通过螺栓固定在飞机隔框与支架底板250上，支架底板250固定在飞机主承力结构上。液压作动筒支架240的结构如图12a、12b所示。
支架底板250采用合金钢材料，其底面在应力集中部位采用了三条加强筋的设计，通过螺栓固定在飞机的主承力结构上。整个设计将活塞杆压缩作动筒力的反作用力通过所述支架和安装板传递给飞机主承力结构，保证作动筒工作可靠，零件不会发生明显变形。支架底板250的结构如图13所示。
图14为本公开实施例中无人机刹车控制系统中金属三通侧视图。如图14所示，金属三通260采用经过表面处理的7系铝合金材料，其中间端连接液压传感器310，将刹车液压管路系统200与传感器系统300连接起来，其余两端连接从飞机内部延伸到外部的液压油管和刹车制动系统组件外接的液压油管，其连接方式为螺纹连接。
图15为本公开实施例中无人机刹车控制系统中传感器系统示意图。如图15所示，传感器系统300包括压力传感器310和液压传感器匹配插头320。液压传感器匹配插头320的侧视图如图16所示。
图17为本公开实施例中无人机刹车控制系统中传感器示意图。如图17所示，压力传感器310内置传感元件，其一端为压力接口一端为电气接口，压力接口外表面的螺纹与金属三通260中间端通过锁紧螺母连接，电气接口通过液压传感器匹配插头信号线连接到飞行控制计算机。压力传感器310采集刹车液压管路系统200内的压力，并将压力信号转化为电信号反馈给飞行控制计算机。
基于伺服液压传动的无人机刹车控制系统作动时：飞行控制计算机通过舵控器给旋转摇臂舵机110发出指令信号，旋转摇臂舵机110输出轴带动输出摇臂120转动相应角度，驱动作动筒角叉连接件130压缩活塞杆，活塞杆通过活塞压缩液压作动筒210内的刹车液压油，刹车液压油通过液压油管230传递刹车压力到刹车制动组件的刹车卡钳上，驱动刹车卡钳内的刹车片运动，刹车片与机轮刹车盘挤压产生摩擦力从而使机轮刹车。液压传感器310将刹车压力信号转换为电压信号实时反馈给飞控计算机，飞控计算机根据飞机地面速度输出新的刹车量信号给舵控器，控制旋转摇臂伺服舵机110驱动输出摇臂120执行新的刹车控制，如此反复直到飞机停止，旋转摇臂伺服舵机110最后执行松刹车指令。
需要注意的是，整个电传伺服系统100及液压作动筒210的安装处于自然不加载的状态。
需要注意的是，对于不同飞机结构的伺服舵机安装固定零件，可以根据隔框及主承力结构样式进行不同形状的连接设计和材料选择。
还需要注意的是，对于所有由螺栓铆钉连接的零件均保证旋转摇臂伺服舵机及其他设备的安装表面光滑无凸起。
至此，本公开第一实施例的基于伺服液压传动的无人机刹车控制系统介绍完毕。
至此，已经结合附图对本公开实施例进行了详细描述。依据以上描述，本领域技术人员应当对本公开的基于伺服液压传动的无人机刹车控制系统有了清楚的认识。
需要说明的是，在附图或说明书正文中，未绘示或描述的实现方式，均为所属技术领域中普通技术人员所知的形式，并未进行详细说明。此外，上述对各元件和方法的定义并不仅限于实施例中提到的各种具体结构、形状或方式，本领域普通技术人员可对其进行简单地更改或替换。
综上所述，本公开提供了一种基于伺服液压传动的无人机刹车控制系统，包括电传伺服系统、刹车液压管路系统及传感器系统。本公开的基于伺服液压传动的无人机刹车控制系统结构简单，控制方便，重量较轻，其系统响应速度快，能够快速高效地实现无人机着陆滑跑减速、制动停车和辅助纠偏的差动刹车功能，适用于采用传统液压刹车的大中型无人机以及有人机刹车系统的无人化改装。
还需要说明的是，实施例中提到的方向用语，例如“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”等，仅是参考附图的方向，并非用来限制本公开的保护范围。贯穿附图，相同的元素由相同或相近的附图标记来表示。在可能导致对本公开的理解造成混淆时，将省略常规结构或构造。
并且图中各部件的形状和尺寸不反映真实大小和比例，而仅示意本公开实施例的内容。另外，在权利要求中，不应将位于括号之间的任何参考符号构造成对权利要求的限制。
再者，单词“包含”不排除存在未列在权利要求中的元件或步骤。位于元件之前的单词“一”或“一个”不排除存在多个这样的元件。
说明书与权利要求中所使用的序数例如“第一”、“第二”、“第三”等的用词，以修饰相应的元件，其本身并不意味着该元件有任何的序数，也不代表某一元件与另一元件的顺序、或是制造方法上的顺序，该些序数的使用仅用来使具有某命名的一元件得以和另一具有相同命名的元件能做出清楚区分。
类似地，应当理解，为了精简本公开并帮助理解各个公开方面中的一个或多个，在上面对本公开的示例性实施例的描述中，本公开的各个特征有时被一起分组到单个实施例、图、或者对其的描述中。然而，并不应将该公开的方法解释成反映如下意图：即所要求保护的本公开要求比在每个权利要求中所明确记载的特征更多的特征。更确切地说，如下面的权利要求书所反映的那样，公开方面在于少于前面公开的单个实施例的所有特征。因此，遵循具体实施方式的权利要求书由此明确地并入该具体实施方式，其中每个权利要求本身都作为本公开的单独实施例。
以上所述的具体实施例，对本公开的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本公开的具体实施例而已，并不用于限制本公开，凡在本公开的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本公开的保护范围之内。