基于轮速控制的防滑刹车控制方法与流程

本发明涉及飞机刹车控制领域，具体涉及基于轮速控制的飞机防滑刹车控制方法和系统。

背景技术：

飞机的起飞和着陆是飞机事故的多发阶段。防滑刹车系统是飞机重要的机载设备，对飞机起飞、着陆的安全性具有重要影响。要求在复杂的跑道环境条件下，飞机仍然能够安全着陆并刹停，对提升飞机安全性和可靠性具有重要意义。

飞机防滑刹车系统是一个复杂的具有不确定性的非线性系统，系统中存在诸多非线性因素，直接影响防滑刹车的性能。飞机着陆滑跑过程时间较短，因此要求防滑刹车系统稳定、快速和准确地工作，确保飞机的安全。防滑刹车系统的性能受很多因素的影响，如跑道表面是否开槽、跑道表面的状况(干、湿或积雪等)、飞机速度的变化、轮胎的充气压力等。本质上，这些因素影响的是飞机受刹机轮的轮胎与跑道表面的结合力和滚动阻力。防滑刹车系统的主要目的是充分利用跑道提供的结合力，在尽可能短的距离内使飞机刹停。由于防滑刹车控制的主要任务通过控制刹车力矩，将滑移率维持在一个合适值，使得机轮与地面的结合力最大，并且不出现打滑甚至抱死的现象。

跑道表面状况的变化对于飞机防滑刹车系统是较为严重的外部干扰。例如当机轮所处跑道表面结合系数由高变低时，机轮由于结合力矩急剧减小而发生打滑甚至抱死现象，这就要求防滑刹车控制盒及时作出响应，通过迅速降低刹车压力使得机轮速度得以恢复。因此刹车控制算法对不同跑道表面状况的适应性以及在跑道表面状况发生变化时的鲁棒性直接影响防滑刹车效果。

在飞机惯性导航系统能够给出飞机速度情况下可以很容易计算滑移率，从而根据结合力与滑移率曲线采取做出相应控制，但是实际中飞机速度是很难获得甚至是未知的，这就给刹车控制方法研究带来了困难，因此需要在无飞机速度情况下实现防滑刹车控制的方法。

技术实现要素：

鉴于以上问题，本发明提供了基于轮速控制的飞机防滑刹车控制方法和系统，其提高了刹车系统的刹车效率，并抑制了打滑现象的发生，保证了飞机的安全性，解决了在无飞机速度情况下飞机防滑控制的问题。

根据本发明的一方面，提供了一种基于轮速控制的飞机防滑刹车控制方法，包括：

目标机轮减速率生成步骤，用于基于估计的结合力和滑移率来生成飞机机轮的目标机轮减速率；

目标机轮速度生成步骤，用于基于所述目标减速率来生成飞机机轮的目标机轮速度；

控制信号生成步骤，用于基于所述目标机轮速度与测量的机轮速度之差来生成作用于飞机机轮的刹车控制信号；以及

结合力和滑移率估计步骤，用于基于所述刹车控制信号和所述测量的机轮速度，使用卡尔曼-布西滤波方法来估计飞机机轮与跑道表面的结合力和滑移率。

根据实施例，所述控制信号生成步骤包括将所述目标机轮速度与所述测量的机轮速度之差输入到控制器以生成所述刹车控制信号，以及所述刹车控制信号被转换为刹车阀电流信号，以使得刹车阀输出作用于飞机机轮的刹车压力。

根据实施例，所述测量的机轮速度在所述刹车压力作用于飞机机轮之后通过轮速传感器采集得到。

根据实施例，所述结合力和滑移率估计步骤包括：

设定包括机轮速度、结合力、结合力的一次导数、结合力的二次导数和飞机速度的系统状态变量；

使用所述卡尔曼-布西滤波方法，获得所述系统状态变量的后验估计值；

从所述后验估计值中提取结合力的后验估计值作为所述估计的结合力，并且提取飞机速度的后验估计值以计算所述滑移率。

根据实施例，所述目标机轮减速率生成步骤包括：

在刹车使能时，设定初始最大机轮减速率上限和初始减速率指令比例，其中所述初始减速率指令比例等于初始最大机轮减速率上限除以刹车指令最大值；

在没有更新最大机轮减速率和所述初始比例时，使得所述目标机轮减速率等于给定刹车指令乘以所述初始比例；

如果所述目标机轮减速率超过所述初始最大机轮减速率上限，则判定所述估计的结合力相对于所述滑移率的导数是否大于预定阈值；

如果判定所述估计的结合力相对于所述滑移率的导数是大于预定阈值，将所述最大机轮减速率作为所述目标机轮减速率输出；

如果判定所述估计的结合力相对于所述滑移率的导数不大于预定阈值，则确定所述最大机轮减速率等于此时记录的机轮减速率减去减速率安全阈量，以及确定减速率指令比例等于所述最大机轮减速率除以此时给定的刹车指令，并且确定所述目标机轮减速率等于此时给定的刹车指令乘以所述减速率指令比例，并且更新所述最大机轮减速率和以所述减速率指令比例替代所述初始比例；

如果所述目标机轮减速率未超过所述初始最大机轮减速率上限，则判定所述估计的结合力相对于所述滑移率的导数是否大于预定阈值；

如果判定所述估计的结合力相对于所述滑移率的导数是大于预定阈值，将直接输出所述目标机轮减速率；

如果判定所述估计的结合力相对于所述滑移率的导数不大于预定阈值，则确定所述最大机轮减速率等于此时记录的机轮减速率减去减速率安全阈量，以及确定减速率指令比例等于所述最大机轮减速率除以此时给定的刹车指令，并且确定所述目标机轮减速率等于此时给定的刹车指令乘以所述减速率指令比例，并且更新所述最大机轮减速率和以所述减速率指令比例替代所述初始比例。

根据实施例，所述目标机轮速度生成步骤包括通过将当前测量的机轮速度减去所述目标机轮减速率与控制周期之积来生成所述目标机轮速度。

根据本发明的另一方面，提供了一种基于轮速控制的飞机防滑刹车控制系统，包括：

目标机轮减速率生成装置，用于基于估计的结合力和滑移率来生成飞机机轮的目标机轮减速率；

目标机轮速度生成装置，用于基于所述目标减速率来生成飞机机轮的目标机轮速度；

控制信号生成装置，用于基于所述目标机轮速度与测量的机轮速度之差来生成作用于飞机机轮的刹车控制信号；以及

结合力和滑移率估计装置，用于基于所述刹车控制信号和所述测量的机轮速度，使用卡尔曼-布西滤波方法来估计飞机机轮与跑道表面的结合力和滑移率。

根据实施例，所述控制信号生成装置用于将所述目标机轮速度与所述测量的机轮速度之差输入到控制器以生成所述刹车控制信号，以及所述刹车控制信号被转换为刹车阀电流信号，以使得刹车阀输出作用于飞机机轮的刹车压力。

根据实施例，所述测量的机轮速度在所述刹车压力作用于飞机机轮之后通过轮速传感器采集得到。

根据实施例，所述结合力和滑移率估计装置用于：

设定包括机轮速度、结合力、结合力的一次导数、结合力的二次导数和飞机速度的系统状态变量；

使用所述卡尔曼-布西滤波方法，获得所述系统状态变量的后验估计值；

从所述后验估计值中提取结合力的后验估计值作为所述估计的结合力，并且提取飞机速度的后验估计值以计算所述滑移率。

根据实施例，所述目标机轮减速率生成装置用于：

在刹车使能时，设定初始最大机轮减速率上限和初始减速率指令比例，其中所述初始减速率指令比例等于初始最大机轮减速率上限除以刹车指令最大值；

在没有更新最大机轮减速率和所述初始比例时，使得所述目标机轮减速率等于给定刹车指令乘以所述初始比例；

如果所述目标机轮减速率超过所述初始最大机轮减速率上限，则判定所述估计的结合力相对于所述滑移率的导数是否大于预定阈值；

如果判定所述估计的结合力相对于所述滑移率的导数是大于预定阈值，将所述最大机轮减速率作为所述目标机轮减速率输出；

如果判定所述估计的结合力相对于所述滑移率的导数不大于预定阈值，则确定所述最大机轮减速率等于此时记录的机轮减速率减去减速率安全阈量，以及确定减速率指令比例等于所述最大机轮减速率除以此时给定的刹车指令，并且确定所述目标机轮减速率等于此时给定的刹车指令乘以所述减速率指令比例，并且更新所述最大机轮减速率和以所述减速率指令比例替代所述初始比例；

如果所述目标机轮减速率未超过所述初始最大机轮减速率上限，则判定所述估计的结合力相对于所述滑移率的导数是否大于预定阈值；

如果判定所述估计的结合力相对于所述滑移率的导数是大于预定阈值，将直接输出所述目标机轮减速率；

如果判定所述估计的结合力相对于所述滑移率的导数不大于预定阈值，则确定所述最大机轮减速率等于此时记录的机轮减速率减去减速率安全阈量，以及确定减速率指令比例等于所述最大机轮减速率除以此时给定的刹车指令，并且确定所述目标机轮减速率等于此时给定的刹车指令乘以所述减速率指令比例，并且更新所述最大机轮减速率和以所述减速率指令比例替代所述初始比例。

根据实施例，所述目标机轮速度生成装置用于通过将当前测量的机轮速度减去所述目标机轮减速率与控制周期之积来生成所述目标机轮速度。

附图说明

图1为根据本发明实施例的基于轮速控制的飞机防滑刹车控制方法和系统的总体控制框图。

图2为说明单一跑道状态下机轮与跑道的结合力相对于滑移率的关系曲线的示意图。

图3为根据本发明实施例的基于轮速控制的飞机防滑刹车控制方法和系统的目标机轮减速率生成步骤/装置的流程图。

具体实施方式

以下参照附图具体描述本发明的基于轮速控制的飞机防滑刹车控制方法和系统。

图1示出根据本发明实施例的基于轮速控制的飞机防滑刹车控制方法和系统的总体控制框图。如图1所示，根据本发明实施例的基于轮速控制的飞机防滑刹车控制方法/系统，包括：

目标机轮减速率生成步骤/装置2，用于基于估计的结合力F和滑移率λ来生成飞机机轮的目标机轮减速率dω_d；

目标机轮速度生成步骤/装置3，用于基于所述目标减速率dω_d来生成飞机机轮的目标机轮速度ω_d；

控制信号生成步骤/装置5，用于基于所述目标机轮速度ω_d与测量的机轮速度ω之差来生成作用于飞机机轮的刹车控制信号b_c，具体地，目标机轮速度ω_d与测量的机轮速度ω经过比较器单元4做差以作为控制器5的输入，控制器5输出的刹车控制信号b_c转换为刹车阀电流信号，使得刹车阀输出相应的作用于包括机轮的刹车系统6的刹车压力，其中控制器可以例如是模糊PID控制器，然而本发明不限于此，任意合适的控制器均可用于本发明；以及

结合力和滑移率估计步骤/装置1，用于基于所述刹车控制信号b_c和所述测量的机轮速度ω，使用卡尔曼-布西滤波方法来估计飞机机轮与跑道表面的结合力F和滑移率λ。具体地，刹车系统6包括飞机机轮并且代表机轮与地面摩擦的实际过程，从刹车系统6中通过轮速传感器采样机轮速度ω。

以下具体说明结合力和滑移率估计步骤/装置1的工作原理，其包括以下部分：

(1)输入限幅及异常处理：

用于对输入机轮速度ω和刹车指令b_c进行处理，在输入超出设定范围即(系统故障导致信号超限)，则限制输入幅度，异常处理如轮速非正常持续或跳变，进入容错模式。这可由判断结构或条件选择结构构建。

(2)系统初值设定

初值设定包括两部分：

1.更新滤波器初值：

在刹车系统开始工作时(此时还未进行刹车控制)，记录此时轮速V₀作为全局变量，用于下面滤波部分中的初值设定。此过程只在刹车刚开始时进行，如果已经记录初值，则不需要再次进入这部分进行判断。

2.计算估计误差协方差矩阵及系统矩阵

整个系统所用到的刹车系统模型如下：

由于缺少飞机速度，无法直接利用滑移率计算公式精确获得滑移率，因此利用轮速传感器采集到的轮速信号输入到卡尔曼滤波器来估计滑移率及结合力。

具体过程如下：

首先定义刹车系统状态变量，在写程序时，定义为一个具有5个变量的数组：

程序运行前，应首先设定5个状态变量的估计误差q₁，q₂，q₃，q₄，q₅，定义采样误差(采样的不准确度的衡量，可以直接用传感器精度代替)r₁,定义系统估计误差协方差阵Q及测量误差协方差阵R，如下：

(3)计算状态变量先验估计值

根据刹车系统模型，将上述5个状态变量写成状态空间标准形式：

测量方程为：

h(x)＝h₁(x)

其中：

f(x)＝[f₁(x) f₂(x) f₃(x) f₄(x) f₅(x)]^T

展开表达式：

f₁(x)＝r·x₂/J

f₂(x)＝x₃

f₃(x)＝x₄

f₄(x)＝0

f₅(x)＝2x₂+T₀+x₅K_v-1/2ρC_dSx₅²

B＝[-K_pt/J 0 0 0 0]^T

h₁(x)＝x₁

u＝b_c

其中：J为单个机轮转动惯量，K_pt为刹车压力-力矩转换系数，μ可由跑道模型和滑移率计算得到，T₀为发动机剩余推力，K_v为发动机的推力速度系数，M为飞机质量，ρ为空气密度，C_d为飞机滑跑阻力系数，S为机翼面积，r为机轮滚动半径，T_s为系统周期。F_x为飞机所受空气阻力，C_x为飞机阻力系数，F_s为减速伞所受空气阻力，C_xs为减速伞所受阻力系数。V为飞机速度，S_s为减速伞面积，F_f1与F_f2分别为两主轮所受摩擦力，μ₁，μ₂为两主轮结合系数，F_N1，F_N2为两主轮所提供支持力。

根据上述系统状态方程，将其写成差分方程的形式如下：

xpre1＝x(1)+(r*x(2)-b_c*K_pt)/J*T_s；

xpre2＝x(2)+x(3)*T_s；

xpre3＝x(3)+x(4)*T_s；

xpre4＝0；

xpre5＝x(5)–[(2*x(2)+T₀-K_v*x(5)-1/2*ρ*C_d*S*x(5)^2)/M]*T_s；

得到的xpre1-xpre5即为所得到的状态变量先验估计值。

(4)计算卡尔曼增益

将上述方程离散化，得：

计算线性化后模型系统矩阵：

计算系统协方差矩阵和系统状态变量先验估计值

输出即为5*5矩阵P_k^-。

(5)根据测量更新状态变量后验估计值

计算线性化后模型观测方程矩阵：

更新系统状态变量后验估计值及协方差矩阵：

所得到的中即包含了所需要的飞机速度V_p、结合力F及结合力变化率dF。滑移率λ利用以下公式计算：

以下参照图2和图3说明机轮目标减速率生成方法/装置的工作原理。根据跑道与机轮结合系数影响因素，图2示出了单一跑道状态下机轮与跑道的结合力F相对于滑移率λ的关系曲线。在单一跑道状态下利用跑道所提供的最大结合力进行刹车，也即找曲线最高点所对应的滑移率，并控制刹车压力使得滑移率达到这一最大滑移率。路况发生改变或轮载发生变化，则曲线会发生跳变，如何动态地平稳地追踪当前结合状态下的最大结合力，是所关注的主要问题，在这一过程中，机轮应尽可能不出现打滑状态。

在整个过程中，可以根据滑移曲线关系进行控制律设计，当dF/dλ大于0，飞机刹车系统处于滑移曲线的上升阶段，没有打滑的发生，当dF/dλ小于0时，处于曲线右边部分，处于打滑状态，在工程上，利用dF/dλ大于δ即可进行防滑判定，δ是一个正数，代表了工程上进行判定的阈值，这个阈值使得判断点处于图2中最高点左侧，保证了系统的稳定性和安全性。阈值选取的越小，则检测点越靠近曲线的最高点，整个过程刹车效率越高，但越容易发生越过最高点打滑的现象，所以需要在安全性和高效性之间综合考虑，得到一个合适的判断阈值进行控制。

在进行刹车控制前，需要设定3个参数，也即，初始最大机轮减速率上限dω_max0，初始减速率指令比例K₀，减速率安全阈量dω_s。

另外，最大机轮减速率dω_max：设定的机轮最大减速率。

减速率指令比例：减速率与刹车指令之间的线性对应系数，K＝dω_max/b_cmax。

减速率安全阈量dω_s：即将出现打滑时机轮减速率指令的减量。

在开始刹车时，即启动判定dF/dλ>δ？,若飞行员指令给到最大时，此判定仍然为真，那么防滑控制不再输出控制，直到该判定条件为假。

在开始刹车后，如果满足该条件为假，那么记录此时的dω采样为dω_max0。并记录此时的b_c。此时K＝dω_max0/b_c。dω_s＝1/10*dω_max0。

进行完上述判定及赋值之后，开始如下流程：

在刹车使能时，设定初始最大机轮减速率上限dω_max0和初始减速率指令比例K₀，其中所述初始减速率指令比例K₀等于初始最大机轮减速率上限dω_max0除以刹车指令最大值b_cmax；

在没有更新最大机轮减速率和所述初始比例时，使得所述目标机轮减速率dω_d等于给定刹车指令d_c乘以所述初始比例K₀；

如果所述目标机轮减速率dω_d超过所述初始最大机轮减速率上限dω_max0，则判定所述估计的结合力相对于所述滑移率的导数dF/dλ是否大于预定阈值δ；

如果判定所述估计的结合力相对于所述滑移率的导数dF/dλ是大于预定阈值δ，将所述最大机轮减速率dω_max作为所述目标机轮减速率dω_d输出；

如果判定所述估计的结合力相对于所述滑移率的导数dF/dλ不大于预定阈值δ，则确定所述最大机轮减速率dω_max等于此时记录的机轮减速率dω减去减速率安全阈量dω_s，以及确定减速率指令比例K等于所述最大机轮减速率dω_max除以此时给定的刹车指令b_c，并且确定所述目标机轮减速率dω_d等于此时给定的刹车指令b_c乘以所述减速率指令比例K，并且更新所述最大机轮减速率dω_max和以所述减速率指令比例K替代所述初始比例K₀；

如果所述目标机轮减速率dω_d未超过所述初始最大机轮减速率上限dω_max0，则判定所述估计的结合力相对于所述滑移率的导数dF/dλ是否大于预定阈值δ；

如果判定所述估计的结合力相对于所述滑移率的导数dF/dλ是大于预定阈值δ，将直接输出所述目标机轮减速率dω_d；

如果判定所述估计的结合力相对于所述滑移率的导数dF/dλ不大于预定阈值δ，则确定所述最大机轮减速率dω_max等于此时记录的机轮减速率dω减去减速率安全阈量dω_s，以及确定减速率指令比例K等于所述最大机轮减速率dω_max除以所述刹车指令最大值b_cmax，并且确定所述目标机轮减速率dω_d等于给定刹车指令d_c乘以所述减速率指令比例K，并且更新所述最大机轮减速率dω_max和以所述减速率指令比例K替代所述初始比例K₀。

综上所述，本发明提供了一种基于轮速控制的飞机防滑刹车控制方法和系统，其针对实际中飞机速度未知的情况，提出了利用卡尔曼滤波器对滑移率及结合力进行估计，并根据机轮与路面的摩擦特性提出了利用基于摩擦黑箱特性的自适应控制率得到目标机轮减速率，作为以后的控制目标进行飞机防滑刹车，解决了无飞机速度情况下防滑刹车控制的难题。

显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而这些属于本发明的精神所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之中。