CN103612772A - 一种飞机刹车系统联试中动态载荷谱方法 - Google Patents

Abstract

一种飞机刹车系统动态载荷谱联试方法，根据飞机着陆时的实际升力特性，能够建立机轮载荷对飞机速度的动态载荷谱，在刹车系统联试中根据动态载荷谱实时调节机轮载荷，进行刹车系统动态联试。在飞机刹车系统动态联试中，通过对机轮载荷的动态调节实现对飞机着陆时实际升力特性的准确模拟，提高厂内试验条件与外场实际工况的一致性。利用本发明可以更加严格地对各种型号飞机刹车系统进行性能测试，提高刹车系统试验结果的准确性和置信度，进而可以大量减少刹车系统装机试滑行和试飞次数，节省大量经费，降低技术风险。同时利用本发明还可以为飞机在复杂气象条件起降提供较为准确、全面的试验数据，从而提高飞机刹车制动的安全性和可靠性。

Description

一种飞机刹车系统联试中动态载荷谱方法

技术领域

本发明涉及飞机机轮领域，具体是一种飞机刹车系统动态载荷谱联试方法。

背景技术

飞机刹车系统的联试是飞机刹车系统装机前最为重要的试验项目，试验时用大直径鼓轮模拟飞机跑道，将飞机着陆时机轮相对于对地面的滚动转化为机轮相对于鼓轮表面的滚动；用液压缸推动机轮压紧鼓轮来模拟飞机重量对机轮的载荷；并以鼓轮的动能来模拟飞机实际着陆时具有的动能；从而模拟飞机在各种跑道条件下起飞、滑行、着陆、中止起飞的过程，对刹车系统的工作性能进行考核和评估。

GJB2879A-2008《飞机机轮防滑刹车控制系统通用规范》中规定：刹车系统动态联试中，单个机轮承受的停机载荷、每套刹车装置所吸收的动能、起始刹车速度、刹车压力等试验参数应与飞机上的真实工作参数相同，并应考虑不同的跑道表面状态。在条件许可的情况下，宜模拟气动阻力所消耗的飞机动能及飞机升力对机轮载荷的影响。试验应覆盖飞机所有的实际工作条件及各种跑道状态。防滑刹车性能试验在有效速度范围内分别按载荷来进行试验。

实际上由于条件限制，现有的飞机刹车系统动态联试方法均是通过调节加在机轮上的垂直定载荷或轮胎压缩量来模拟不同的跑道，如全载荷来模拟干跑道，1/2载荷来模拟湿跑道，1/6载荷来模拟冰跑道等，进行防滑刹车性能试验来考核防滑刹车系统的工作性能。

现有试验方法没有考虑到着陆刹车过程中飞机气动升力对飞机的着陆载荷的影响，也无法考虑飞机在复杂气象环境下机轮载荷的变化，如顺风、逆风等因素，对机轮载荷的影响，因而不能准确、充分的模拟飞机实际使用工况，对飞机刹车系统在真实使用工况下的性能、可靠性及安全性试验及评估存在不足，厂内试验数据与外场装机飞行数据也有较大的差异。

发明内容

为克服现有技术中存在的不能准确、充分的模拟飞机着陆刹车过程中飞机气动升力对飞机着陆载荷的影响的不足，本发明提出了一种飞机刹车系统动态载荷谱联试方法。

本发明的具体过程是：

步骤1：确定试验条件

根据试验任务书给定的要求，确定飞机着陆速度、跑道类型、机场风速及风向、刹车能量以及刹车压力等试验参数。

步骤2：确定飞机机轮的动态载荷谱

利用公式1和公式2，得到机轮载荷-飞机速度的动态载荷谱（公式3）

$Y=\frac{1}{2}{C}_{\mathrm{yh}}\mathrm{\ρS}{(v-v_0)}^2---\left(1\right)$

P=C_PZ(Wg-Y)             （2）

$P=C_{\mathrm{PZ}}(\mathrm{Wg}-\frac{1}{2}{C}_{\mathrm{yh}}\mathrm{\ρS}{(v-v_0)}^2)---\left(3\right)$

其中：Y是飞机升力，C_yh是飞机着陆滑跑时的升力系数，ρ是当地机场空气密度，S是机翼面积，v是飞机速度，v₀是风速的航向分量，P是机轮载荷，C_PZ是主机轮载荷分配系数，W是飞机重量，g是重力加速度。

步骤3：模拟飞机着陆

启动惯性试验台，使鼓轮转动到飞机着陆速度，带动机轮转动，模拟飞机着陆。

步骤4：进行刹车制动

当机轮转动速度达到飞机着陆速度后，启动刹车系统使其输出试验刹车压力到机轮，进行刹车制动，同时启动循环计数，令K=1。

步骤5：采集鼓轮速度

动态载荷谱控制器通过频率采集模块采集鼓轮转速传感器信号，得到实时的鼓轮速度，在试验中，鼓轮速度即等效于飞机速度，所以飞机速度v见公式4。

v=2πrω                    （4）

其中：r为鼓轮半径，ω为鼓轮转速，π为圆周率。

步骤6：确定机轮载荷目标值

动态载荷谱控制器按飞机机轮的动态载荷谱，确定鼓轮实时速度对应的机轮载荷目标值。

步骤7：采集机轮载荷实际值

动态载荷谱控制器通过模数转换模块采集载荷传感器信号，得到机轮载荷实际值。

步骤8：计算第K次机轮载荷实际值和机轮载荷目标值的差值

动态载荷谱控制器的载荷动态控制模块将机轮载荷实际值和机轮载荷目标值相比较，得到第K次机轮载荷实际值和机轮载荷目标值的差值e_K

e_K=(P_K-P_Z)              （5）

其中，P_Z为机轮载荷的目标值，P_K为机轮载荷的实际值。

步骤9：确定动态载荷谱控制器输出控制电流

所述确定动态载荷谱控制器输出控制电流的过程是：

Ⅰ计算PID算法输出控制量

计算PID算法的输出量U_K

$U_K=U_{K-1}+K_P(1+\frac{T_s}{K_I}+\frac{K_D}{T_S})e_K+K_P(1+\frac{{2K}_D}{T_S})e_{K-1}+\frac{K_P{K}_D}{T_S}{e}_{K-2}---\left(6\right)$

其中：

其中：U_K为第K次增量式PID算法输出量；U_K-1为第K-1次增量式PID算法输出量；K_P为比例系数；K_I为积分级系数；K_D为微分级系数；e_K、e_K-1、e_K-2分别为第K、K-1、K-2次机轮载荷机轮载荷实际值和目标值的差值；T_S为增量式PID控制算法的步长，即循环周期。

Ⅰ计算载荷动态控制模块输出控制电压

计算载荷动态控制模块输出控制电压CV=K_vU_K，其中K_v为数模转换系数，数模转换模块选型后，K_v即唯一确定。

Ⅲ输出控制电流

载荷动态控制模块输出控制电压经压流变换模块转换为控制电流，输出到液压伺服加载模块。

步骤10：调节机轮载荷

液压伺服加载模块接收到动态载荷谱控制器的控制电流，产生对应的液压压力，通过液压管路输出到液压加载缸，使其产生对应的加载力，推动机轮安装支架运动，从而改变机轮压在鼓轮上的载荷。

鼓轮受机轮刹车作用会逐渐减速，经一个循环周期0.1s后，令循环计数累加，即令K=K+1，然后重复执行步骤5至步骤10，循环直至鼓轮完全刹停。

本发明根据飞机着陆时的实际升力特性，可以建立机轮载荷对飞机速度的动态载荷谱，在刹车系统联试中根据动态载荷谱实时调节机轮载荷，进行刹车系统动态联试。

本发明在飞机刹车系统动态联试中，通过对机轮载荷的动态调节实现对飞机着陆时实际升力特性的准确模拟，提高厂内试验条件与外场实际工况的一致性。利用本发明可以更加严格地对各种型号飞机刹车系统进行性能测试，提高刹车系统试验结果的准确性和置信度，进而可以大量减少刹车系统装机试滑行和试飞次数，节省大量经费，降低技术风险。同时利用本发明还可以为飞机在复杂气象条件起降提供较为准确、全面的试验数据，从而提高飞机刹车制动的安全性和可靠性。

目前在某型机的刹车系统联试中已采用本发明，取得了良好的效果。采用现有的定载荷试验方法，试验曲线见图2，试验试验数据见表1。采用本发明的联试方法，试验曲线见图3，试验试验数据见表1。可以看出，采用本发明的联试方法，刹车距离比现有方法长108m，考核更严苛，与飞机真实情况更接近，说明本方法能够更准确的评估飞机刹车制动性能。

表1

方法	刹车距离m	刹车系统防滑次数	刹车减速率m/s2
				现有方法	393	0	4.46
本发明的方法	501	3	3.43

附图说明

图1是本发明的流程图；

图2是动态调节的流程图；

图3是采用现有方法的联试曲线；

图4是采用本发明方法的联试曲线。

图中，1是鼓轮速度曲线、2是刹车压力曲线，3是机轮载荷曲线。

具体实施方式

实施例一

本实施例是某型飞机刹车系统动态载荷谱联试的方法。

飞机刹车系统动态载荷谱联试在某飞机刹车惯性试验台上进行，试验台鼓轮直径为2.54m，表面摩擦系数为0.5。所述的飞机刹车惯性试验台为现有技术，包括鼓轮、电机、驱动器等部分，为飞机刹车系统动态载荷谱联试提供能量和转速。

进行飞机刹车系统动态载荷谱联试还需要动态载荷谱控制装置，该装置亦为现有技术，包括液压源、动态载荷谱控制器、液压伺服加载模块、液压加载缸、鼓轮速度传感器和载荷传感器等。其中动态载荷谱控制器为一个工业控制计算机，内部包括CPU控制模块、模数转换模块、频率采集模块、数模转换模块、压流变换模块等。动态载荷谱控制器采集鼓轮速度信号，计算出动态的目标机轮载荷，采集机轮载荷信号，按PID算法得出控制信号，经信号转换输出液压伺服加载模块控制电流，从而实现机轮动态载荷谱的控制。

本实施例的具体过程是：

步骤1：确定试验条件

本实施例中，根据试验任务书给定的要求，确定试验参数如下：飞机着陆速度为233km/h，即64.7m/s；跑道类型为干水泥跑道，对应地面摩擦系数为0.5；刹车能量为22MJ；刹车压力为12.8MPa；风速为顺风10km/h，即2.78m/s；机场空气密度为1.205kg/m³；重力加速度为9.8m/s²。

步骤2：确定飞机机轮的动态载荷谱

利用公式1和公式2，得到随飞机速度变化的飞机机轮的动态载荷谱，即公式3。

$Y=\frac{1}{2}{C}_{\mathrm{yh}}\mathrm{\ρS}{(v-v_0)}^2---\left(1\right)$

P=C_PZ(Wg-Y)                  （2）

$P=C_{\mathrm{PZ}}(\mathrm{Wg}-\frac{1}{2}{C}_{\mathrm{yh}}\mathrm{\ρS}{(v-v_0)}^2)---\left(3\right)$

其中：Y是飞机升力，C_yh是飞机着陆滑跑时的升力系数，ρ是当地机场空气密度，S是机翼面积，v是飞机速度，v₀是风速的航向分量，P是机轮载荷，C_PZ是主机轮载荷分配系数，W是飞机重量，g是重力加速度。

本实施例中，将技术协议书给定的飞机着陆滑跑时的升力系数C_yh、机翼面积S、主机轮载荷分配系数C_PZ、飞机重量W，以及试验任务书给定的试验条件，一并代入公式3，经计算，飞机机轮载荷相对飞机速度的动态载荷谱为：

P=f(v)=-0.022v²+0.122v+114.83        （7）

步骤3：模拟飞机着陆

根据刹车能量22MJ进行惯性台能量设置，启动惯性台至鼓轮转速达到飞机着陆速度64.7m/s，从而带动机轮转动，模拟飞机着陆。

步骤4：进行刹车制动

当机轮转动速度达到飞机着陆速度64.7m/s后，启动受试刹车系统，通过所述受试刹车系统输出试验刹车压力12.8MPa到机轮的刹车装置，进行刹车制动，同时启动循环计数，令K=1。

步骤5：采集鼓轮速度

动态载荷谱控制器通过频率采集模块采集鼓轮转速传感器信号，得到实时的鼓轮速度，在试验中，鼓轮速度与飞机速度相同，故飞机速度v为公式4。

v=2πrω              （4）

其中：r为鼓轮半径，ω为鼓轮转速，π为圆周率。

本实施例中，动态载荷谱控制器通过频率采集模块采集鼓轮转速传感器信号，得到鼓轮的转速ω，将转速和鼓轮直径代入公式4，可以得到实时的鼓轮线速度，即模拟的飞机速度，v=7.98ω。

步骤6：确定机轮载荷目标值

动态载荷谱控制器根据实时的鼓轮速度，将其代入公式7，得到机轮载荷，并以此作为与实时的鼓轮速度对应的机轮载荷目标值P_Z。

步骤7：采集机轮载荷实际值

动态载荷谱控制器采集载荷传感器信号，得到当前时刻的机轮载荷实际值P_K。

步骤8：计算第K次机轮载荷实际值和机轮载荷目标值的差值

动态载荷谱控制器的载荷动态控制模块将机轮载荷实际值和机轮载荷目标值相比较，得到第K次机轮载荷实际值和机轮载荷目标值的差值e_K

e_K=(P_K-P_Z)                （5）

其中，P_Z为机轮载荷目标值，P_K为机轮载荷实际值，单位均为kN。

步骤9：确定输出控制电流

采用经典的增量式PID控制算法，对机轮载荷进行调节，使得机轮载荷的实际值尽可能与目标值相等。调节过程为：动态载荷谱控制器计算出机轮载荷实际值和机轮载荷目标值差值后，根据增量式PID控制算法，计算出所需的输出控制量，从而输出对应的控制电压到压流变换模块，压流变换模块输出对应的控制电流到液压伺服加载模块，液压伺服加载模块根据控制电流调节液压压力，从而改变机轮载荷，使得机轮载荷的实际值接近机轮载荷的目标值。具体如下：

Ⅰ确定PID控制算法输出控制量

确定第K次PID控制算法输出量U_K

$U_K=U_{K-1}+K_P(1+\frac{T_s}{K_I}+\frac{K_D}{T_S})e_K+K_P(1+\frac{{2K}_D}{T_S})e_{K-1}+\frac{K_P{K}_D}{T_S}{e}_{K-2}---\left(6\right)$

其中：

其中：U_K为第K次增量式PID算法输出量；U_K-1为第K-1次增量式PID算法输出量；K_P为比例系数；K_I为积分级系数；K_D为微分级系数；e_K、e_K-1、e_K-2分别为第K、K-1、K-2次机轮载荷实际值和机轮载荷目标值的差值；T_S为增量式PID控制算法的步长，即循环周期。

本实施例中的PID控制算法的步长为0.1s，选定的参数分别为K_P=18，K_I=0.1，K_D=0.05，所以PID算法输出控制量为U_K=U_K-1+45e_K-36e_K-1+9e_K-2。

Ⅱ确定输出控制电压

动态载荷谱控制器通过数模转换模块输出控制电压CV=K_vU_K，其中K_v为数模转换系数。数模转换模块选型后，K_v即唯一确定。

本实施例中，数模转换模块为选型研华公司的PCI-1720模拟量输出板卡，输出电压范围为0-10V，K_v为0.001。所以输出控制电压CV=0.001U_K，单位为V，当CV大于10V时，输出10V，当CV小于0时，输出0V。

Ⅲ确定输出控制电流

输出控制电压通过压流变换模块转换为输出控制电流，输出到液压伺服加载模块。

本实施例中，压流变换模块采用研华公司的ADAM-3014全隔离直流输入/输出模块，可以将0-10V的控制电压转换为成正比的0-40mA的控制电流。所以输出控制电流I=4*CV，单位为mA。

步骤10：调节机轮载荷

液压伺服加载模块接收到动态载荷谱控制器的输出控制电流，产生对应的液压压力，通过液压管路输出到液压加载缸，使其产生对应的加载力，推动机轮安装支架运动，从而改变机轮压在鼓轮上的载荷。

液压伺服加载模块接收到动态载荷谱控制器的0-40mA控制电流，产生成正比的0-20MPa液压压力P_Y，P_Y=0.5*I，单位为MPa；

0-20MPa的液压压力通过液压管路输出到液压加载缸，使其产生成正比的0-200kN加载力F，F=10*P_Y，单位为kN；

液压加载缸推动机轮安装支架运动，从而改变机轮压在鼓轮上的载荷，即机轮载荷P_z，P_z=F，单位为kN。

鼓轮受机轮刹车作用会逐渐减速，经一个循环周期0.1s后，令循环计数累加，即令K=K+1，然后重复执行步骤5至步骤10，循环直至鼓轮完全刹停。

在一次完整的飞机刹车系统联试过程中，飞机速度受机轮刹车作用会逐渐减速，通过各步骤，可以采集到每一时刻实时的飞机速度，按飞机机轮的动态载荷谱计算出对应的机轮载荷，并以其作为机轮载荷目标值，动态载荷谱控制器采集机轮载荷信号，按PID算法得出控制信号，经信号转换输出控制电流到液压伺服加载模块，从而实现对机轮载荷的调节，使其接近于机轮载荷目标值。周期性循环执行步骤5至步骤10，就实现了飞机刹车系统动态载荷谱联试，即试验过程中，机轮载荷随飞机速度而变化，而非固定值。

Claims (1)

1.一种飞机刹车系统联试中动态载荷谱方法，其特征在于，具体过程是：

步骤1：确定试验条件

根据试验任务书给定的要求，确定飞机着陆速度、跑道类型、机场风速及风向、刹车能量以及刹车压力等试验参数；

步骤2：确定飞机机轮的动态载荷谱

利用公式1和公式2，得到机轮载荷-飞机速度的动态载荷谱（公式3）

$Y=\frac{1}{2}{C}_{\mathrm{yh}}\mathrm{\ρS}{(v-v_0)}^2---\left(1\right)$

P=C_PZ(Wg-Y)            （2）

$P=C_{\mathrm{PZ}}(\mathrm{Wg}-\frac{1}{2}{C}_{\mathrm{yh}}\mathrm{\ρS}{(v-v_0)}^2)---\left(3\right)$

其中：Y是飞机升力，C_yh是飞机着陆滑跑时的升力系数，ρ是当地机场空气密度，S是机翼面积，v是飞机速度，v₀是风速的航向分量，P是机轮载荷，C_PZ是主机轮载荷分配系数，W是飞机重量，g是重力加速度；

步骤3：模拟飞机着陆

启动惯性试验台，使鼓轮转动到飞机着陆速度，带动机轮转动，模拟飞机着陆；

步骤4：进行刹车制动

当机轮转动速度达到飞机着陆速度后，启动刹车系统使其输出试验刹车压力到机轮，进行刹车制动，同时启动循环计数，令K=1；

步骤5：采集鼓轮速度

动态载荷谱控制器通过频率采集模块采集鼓轮转速传感器信号，得到实时的鼓轮速度，在试验中，鼓轮速度即等效于飞机速度，所以飞机速度v见公式4；

v=2πrω             （4）

其中：r为鼓轮半径，ω为鼓轮转速，π为圆周率；

步骤6：确定机轮载荷目标值

动态载荷谱控制器按飞机机轮的动态载荷谱，确定鼓轮实时速度对应的机轮载荷目标值P_Z；

步骤7：采集机轮载荷实际值

动态载荷谱控制器通过模数转换模块采集载荷传感器信号，得到机轮载荷实际值；

步骤8：计算第K次机轮载荷实际值和机轮载荷目标值的差值

动态载荷谱控制器的载荷动态控制模块将机轮载荷实际值和机轮载荷目标值相比较，得到第K次机轮载荷实际值和机轮载荷目标值的差值e_K

e_K=(P_K-P_Z)                 （5）

其中，P_Z为机轮载荷的目标值，P_K为机轮载荷的实际值；

步骤9：确定动态载荷谱控制器输出控制电流

所述确定动态载荷谱控制器输出控制电流的过程是：

Ⅰ确定PID算法输出控制量

确定PID算法的输出量U_K

$U_K=U_{K-1}+K_P(1+\frac{T_s}{K_I}+\frac{K_D}{T_S})e_K+K_P(1+\frac{{2K}_D}{T_S})e_{K-1}+\frac{K_P{K}_D}{T_S}{e}_{K-2}---\left(6\right)$

其中：

其中：U_K为第K次增量式PID算法输出量；U_K-1为第K-1次增量式PID算法输出量；K_P为比例系数；K_I为积分级系数；K_D为微分级系数；e_K、e_K-1、e_K-2分别为第K、K-1、K-2次机轮载荷机轮载荷实际值和目标值的差值；T_S为增量式PID控制算法的步长，即循环周期；

Ⅱ确定载荷动态控制模块输出控制电压

确定载荷动态控制模块输出控制电压CV=K_vU_K，其中K_v为数模转换系数，数模转换模块选型后，K_v即唯一确定；

Ⅲ输出控制电流

载荷动态控制模块输出控制电压经压流变换模块转换为控制电流，输出到液压伺服加载模块；

步骤10：调节机轮载荷

液压伺服加载模块接收到动态载荷谱控制器的控制电流，产生对应的液压压力，通过液压管路输出到液压加载缸，使其产生对应的加载力，推动机轮安装支架运动，从而改变机轮压在鼓轮上的载荷；

鼓轮受机轮刹车作用会逐渐减速，经一个循环周期0.1s后，令循环计数累加，即令K=K+1，然后重复执行步骤5至步骤10，循环直至鼓轮完全刹停。

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