CN104724293A - 控制用于驱动飞行器轮的转动的电马达的方法 - Google Patents

Abstract

一种用于控制驱动飞行器轮(4a，4b)的转动的电马达以生成控制该马达的扭矩命令的控制方法，该方法的特征在于它包括实现：第一伺服-控制环路(23)，该第一伺服-控制环路具有速度设置点作为其输入信号、具有表示轮或飞行器的速度的信号作为其返回信号、以及具有加速度设置点(Cons_a)作为其输出信号；以及第二伺服-控制环路(24)，该第二伺服-控制环路具有加速度设置点(Cons_a)作为其输入信号、具有表示轮或飞行器的加速度(Ar)的信号作为其返回信号、以及具有扭矩命令作为其输出信号。

Description

控制用于驱动飞行器轮的转动的电马达的方法

技术领域

本发明涉及一种控制用于驱动飞行器轮的转动的电马达的方法。

背景技术

当前，飞行器的滑行速度由该飞行器的飞行员通过控制飞行器的推进引擎所产生的向前推力或者通过使用飞行器轮的制动系统或者更少见地通过组合推力和制动控制，来手动控制。控制飞行器的滑行速度的这种方式并不非常精确且需要飞行员将控制调适成适应周围条件、跑道表面、飞行器的结构特性(重量，等等)。

飞行器由飞行员使用用于驾驶飞行器的鼻轮的设备来手动驾驶。飞行员实时控制鼻轮的转向角以使得飞行器沿期望路径前进。以此方式控制飞行器的驾驶需要飞行员实时执行数个领航操作。

发明目的

本发明的目标是提供一种控制驱动飞行器轮的转动的电马达的方法，该方法使得以更可重复的方式来更精确地控制飞行器的滑行速度并且同时在控制飞行器的驾驶时提供辅助成为可能。

发明内容

为了实现这一目标，本发明提供了一种用于控制驱动飞行器轮的转动的电马达以用于生成控制该马达的扭矩命令的控制方法。根据本发明，该方法包括执行：

第一伺服-控制环路，该第一伺服-控制环路具有速度设置点作为其输入信号、具有表示轮或飞行器的速度的信号作为其返回信号、以及具有加速度设置点作为其输出信号；以及

第二伺服-控制环路，该第二伺服-控制环路具有加速度设置点作为其输入信号、具有表示轮或飞行器的加速度的信号作为其返回信号、以及具有扭矩命令作为其输出信号。

使用驱动飞行器轮的转动连同在速度和加速度方面调节的各电马达，控制这些马达的扭矩命令使得实现对滑行速度的精确且对飞行器的外部条件或结构特性非常不敏感的控制成为可能。执行这样的调节还使得施加因每一轮而异的扭矩控制成为可能。扭矩控制因而可取决于起落架并取决于起落架内的轮的位置来因变于飞行器所需的转向角而校正，从而使得提供控制驾驶的辅助成为可能。

附图说明

参照附图给出的以下说明可更好地理解本发明，附图中：

图1a和1b以示出本发明的控制方法的框图的形式形成单个附图的两个部分；

图2是示出因变于飞行器的滑行速度而限制轮的加速度且适用于第一伺服-控制环路的函数的图表；

图3是示出限制函数对电马达因变于轮的速度所施加的扭矩的影响的图表；

图4是因变于时间标绘出第一最大扭矩、电马达的扭矩命令、以及第一最大扭矩和扭矩命令之间存在的扭矩余裕的图表；

图5是与图4的图表相类似的、直接示出扭矩余裕的图表；以及

图6是在飞行器转向时飞行器的轮的图形视图。

具体实施方式

参考图1a和1b，在该示例中，本发明被实现为空客(Airbus)A320型飞行器1，它具有带第一内轮3a和第一外轮4a的第一主起落架2a、具有带第二内轮3b和第二外轮4b的第二主起落架2b、以及具有带两个导向轮的前起落架(图1中未示出)。

在这一示例中，每一外轮4a、4b装有用于驱动该轮转动的相应机电驱动致动器5a、5b。飞行器1因而可在无需使用飞行器的推进引擎的情况下在地面上移动。

每一机电驱动致动器5a、5b包括相应电马达6a、6b；在这一示例中，是三相永磁同步马达。

机电驱动致动器5的电马达由飞行器1的飞行员控制。通过对飞行器1的滑行控制杆7动作，该杆位于飞行器1的驾驶员座舱中，飞行员生成被传送给中央控制单元8的速度命令Ov。中央控制单元8将这一速度命令Ov转换成针对与第一外轮4a的电马达6a相关联的第一功率单元10a的第一扭矩命令Cc1以及针对与第二外轮4b的电马达6b相关联的第二功率单元10b的第二扭矩命令Cc2。功率单元10将扭矩命令转换成被递送给马达6的控制电流，以使得它们递送与扭矩命令相对应的扭矩。

中央控制单元8包括获取模块12和处理器模块13。

获取模块12连接到与中央控制单元8通信的各个板载装备，并且它被设计成接收、传送以及可能格式化与这些各个板载装备交换的数据。板载装备必然包括上述控制杆7。还存在某些传感器：与第一外轮4a和第二外轮4b相关联的轮速传感器15；与机电驱动致动器5a、5b的每一电马达6a、6b相关联的电流传感器16；用于飞行器1的前起落架的导向轮的导向传感器17；等等。最后，存在形成飞行器1的各系统的各部分并与控制单元协作的各种数据集中器或计算机：飞行器制动系统18；向控制单元提供诸如飞行器1的地面速度Vs等数据的大气数据惯性基准单元(ADIRU)型系统19；向中央控制单元提供与飞行器的电功率发电机的电状态或热状态相关的数据的电功率控制器20；等等。

获取模块12将速度命令Ov转换成对第一外轮4a的电马达6a和第二外轮4b的电马达6b而言共同的转动速度设置点Cons_v。

处理器模块13执行本发明的控制方法，它包括在速度和加速度方面调节每一电马达6的扭矩命令。出于这一目的，处理器模块13从获取模块12接收速度设置点Cons_v并生成第一扭矩命令Cc1和第二扭矩命令Cc2。

对于每一外轮4的每一马达6，本发明的方法包括实现第一伺服-控制环路23和第二伺服-控制环路24。

对于每一马达6，第一伺服-控制环路23具有速度设置点Cons_v作为其输入信号。

第一伺服-控制环路23具有从速度设置点Cons_v减去返回信号的第一减法器27，其中返回信号表示轮的转动速度Vr，从而计算速度误差ε_v。在这一示例中，表示轮的转动速度Vr的信号是如在第一外轮4a上测量到的测得转动速度Vma和如在第二外轮4b上测量到的测得转动速度Vmb。这些测得转动速度Vma、Vmb由第一和第二外轮4a、4b的速度传感器15测量得到并且它们被传送给接口模块12。接口模块12生成表示轮的转动速度Vr的信号并将它传送给处理器单元13。

第一伺服-控制环路23还具有用于将速度误差转换成加速度命令Comm_a的速度调节器。在这一示例中，速度调节器是用于将速度误差ε_v乘以预定增益的第一增益块28。

第一伺服-控制环路23还具有用于限制加速度命令Comm_a以及用于生成被用作第二伺服-控制环路24的输入信号的加速度设置点Cons_a的限制函数29。

限制函数是因变于飞行器1的地面速度Vs的加速度斜率，所述地面速度Vs由ADIRU系统19传送给中央控制单元8。

参考图2，在这一示例中，这一加速度斜率由四个可调整常数来定义：第一加速度常数ca1；第一加速度常数ca2；第一速度常数cv1；以及第二速度常数cv2。

参考图3，第一加速度常数ca1定义在飞行器1的外轮4的恒定加速期间所需的稳定扭矩Cs。这一第一加速度常数ca1的值越高，外轮4的电马达6可递送的稳定扭矩Cs越大。这一常数ca1的设置用于将稳定扭矩Cs调适成适应外轮4的滚动阻力。

第二加速度常数ca2被用于定义在飞行器1静止时驱动外轮4所需的最大初始扭矩Cim。这一第二加速度常数ca2的值越大，外轮4的电马达6可递送的初始最大扭矩Cim越大。

第一速度常数cv1被用于定义与初始扭矩和稳定扭矩之差相对应的转变扭矩Ct。在到达恒定加速度时，第一速度常数cv1的值必须接近外轮4的速度值，从而使得避免初始扭矩与稳定扭矩之间的任何大幅扭矩下降成为可能。

最后，第二速度常数cv2被用来定义马达6从施加初始扭矩时开始达到稳定扭矩所需的时间段T：这一第二速度常数的值越大，时间段T越长。

第二伺服-控制环路24具有由第一伺服-控制环路23所生成的加速度设置点Cons_a作为其输入。

第二伺服-控制环路24具有从加速度设置点Cons_a减去返回信号的第二减法器31，其中该返回信号表示轮的加速度Ar，并且它因而计算加速度误差ε_a。在这一示例中，表示轮的加速度Ar的信号通过对表示轮的速度Vr的信号进行微分，即通过对第一外轮4a的速度Vma和第二外轮4b的速度Vmb进行微分，来获得。该微分由微分器单元32来执行。

第二伺服-控制环路还包括具有低通滤波器34的第一分支33以及与第一分支33并联且包括积分器36的第二分支35。这些分支中的每一个具有加速度误差ε_a作为其输入。

第一分支33的低通滤波器34是用于使调节对干扰(诸如与对轮施加驱动、飞行器在其上滑行的跑道的斜率、风等相关联的那些干扰)足够起反应的一阶滤波器。低通滤波器34具有加速度误差ε_a作为其输入以及第一经滤波的扭矩C_fil1作为其输出。在这一示例中，低通滤波器34具有以下转移函数：

$K_1\·\frac{1}{1-T_1\·z^{-1}}$

其中K₁和T₁是可调整的常数。

积分器36不生成任何静态误差并且用于使调节能够呈现可接受的响应时间。积分器36具有加速度误差ε_a作为其输入以及第二经滤波的扭矩C_fil2作为其输出。在这一示例中，积分器36具有以下转移函数：

$K_2\·\frac{1}{1-z^{-1}}$

其中K₂是可调整的常数。

第一分支33还具有第一扭矩饱和函数39，该函数具有第一经滤波的扭矩C_fil1作为其输入且输出第一扭矩输出C_sat1。第二分支34具有第二扭矩饱和函数40，该函数具有第二经滤波的扭矩C_fil2作为其输入且输出第二扭矩输出C_sat2。

第一饱和函数39定义第一扭矩阈值Sc1，它限制第一经滤波的扭矩。第二饱和函数定义第二扭矩阈值Sc2，Sc2具有第一扭矩阈值Sc1减去来自低通滤波器的输出的值(即第一经滤波的扭矩C_fil1)作为其值。

因而，如果第一经滤波的扭矩C_fil1具有等于120牛顿-米(N.m)的最大值且如果第一扭矩阈值Sc1的值是200N.m，则第二扭矩输出C_sat2受限于80N.m的扭矩。

最后，第二伺服-控制环路24具有将第一扭矩输出C_sat1与第二扭矩输出C_sat2相加并且因而生成轮的机电致动器的马达的扭矩命令的第一求和电路42。

本发明的方法因而被执行以生成针对与第一外轮4a相关联的电马达6a的功率单元10a的第一扭矩命令Cc1和针对第二外轮4b的电马达6b的功率单元10b的第二扭矩命令Cc1。

本发明的方法还涉及执行辅助功能41来帮助驾驶飞行器1。这一辅助功能41的目的是因变于飞行器1的前起落架的导向轮的转向角α来校正第一扭矩命令Cc1和第二扭矩命令Cc2，以在驾驶飞行器1时辅助前起落架的导向轮。

辅助功能41在处理器模块13中执行并且它具有第一扭矩模块Cc1、第二扭矩模块Cc2以及转向角α作为其输入。辅助功能41具有第三和第四减法器43和44，单位延迟块45，第二、第三以及第四增益块46、47、48，第二求和电路49，以及两个乘法器50和51。

第三减法器43从转向角α减去因单位延迟块45对转向角α的动作而得到的经延迟的转向角αr。这一减法的结果是角变化Δα，在转向角α随时间流逝是常数时它是零且否则它是非零。这一角变化Δα随后乘以具有可配置增益的第二增益块46，从而将角变化Δα转换成校正扭矩C_corr。这一校正扭矩C_corr作为输入施加到第二求和电路49并且作为输入施加到第二减法器44。第三和第四增益块47和48(它们呈现单位增益)分别连接到第二求和电路49的第二输入和第四减法器44的第二输入。来自第二求和电路49的输出连接到第一乘法器50的第一输入。第四减法器44的输出连接到第二乘法器51的第一输入。第一扭矩命令Cc1和第二扭矩命令Cc2分别连接到第一乘法器50的第二输入和第二乘法器51的第二输入。来自第一乘法器的输出是针对第一外轮4a的马达6a的第一经校正扭矩命令C_corr1。来自第二乘法器51的输出是针对第二外轮4b的马达6b的第二经校正扭矩命令C_corr2。

第一经校正扭矩命令C_corr1与第二经校正扭矩命令C_corr2之差是倾向于在转向角α的方向上驾驶飞行器1的差动扭矩C_diff。

有利地，用于辅助驾驶飞行器1的辅助功能41通过管脚编程来激活和停用。出于这一目的，向中央控制单元提供所包括的配置连接器。通过将这一所包括的配置连接器连接到设置有呈现第一电配置的管脚的外部配置连接器，用于辅助飞行器1的驾驶的功能41被激活。通过将这一所包括的配置连接器连接到具有呈现第二电配置的管脚的外部配置连接器，用于辅助驾驶飞行器1的功能41被停用。

参考图4和5，本发明的方法还包括对每一电马达执行抗饱和函数。抗饱和函数在与电马达6相关联的功率单元10中执行。抗饱和函数计算所讨论的电马达6的第一最大扭矩C_max1与如第二伺服-控制环路24所输出的经校正扭矩命令C_corr1、C_corr2之间存在的扭矩余裕ΔC。如果扭矩余裕ΔC是正的，则抗饱和函数允许命令更大的扭矩。如果扭矩余裕ΔC是负的，则抗饱和函数将扭矩命令降低到最大可接受扭矩。第一最大扭矩C_max1依赖于马达的特性和马达的转速。

图4中可见的扭矩余裕ΔC对应于向前滑行的飞行器1。为了定义飞行器1向后滑行的情况下的扭矩余裕ΔC，使用经校正扭矩命令C_corr的绝对值，它被从第一最大扭矩C_max1减去以获得与对应于向前滑行的飞行器的余裕相类似的扭矩余裕ΔC。

该方法还包括因变于马达的耗电来限制经校正扭矩命令C_corr1、C_corr2，以避免使向功率单元提供操作电马达所需的电功率的飞行器发电机过载。扭矩因而受第二最大扭矩C_max2限制。

与发电机过载相关的数据被电功率控制器20提供给中央控制单元8。

该方法还包括因变于发电机的温度向经校正扭矩命令C_corr1、C_corr2施加限制，以避免温度变得过高。扭矩因而受第三最大扭矩C_max3限制。

与发电机的温度相关的数据同样被电功率控制器20提供给中央控制单元8。

抗饱和函数和对经校正扭矩命令的限制在与电马达6相关联的功率单元10中执行。

或者，可饱和函数和限制对经校正扭矩命令的施加通过执行组合限制函数来同时执行。这一组合限制函数计算总体可接受最大扭矩C_maxg等于第一、第二、以及第三最大扭矩C_max1、C_max2、以及C_max3的最小值，并且它通过使用这一总体可接受最大扭矩C_maxg来限制经校正扭矩命令。

应当观察到，在这一示例中，本发明的方法可在某些特定情况下被抑制。第一特定情况发生在飞行器1向前滑行且给出负速度命令时。第二特定情况发生在飞行器1向后滑行且给出正速度命令时。第三特定情况发生在给出低于飞行器1的当前速度的速度命令时。第四特定情况发生在经由制动系统来命令对飞行器1的轮的制动时。第五特定情况发生在给出过大轮速的命令时。

该方法在前三种情况下被抑制，以防止发生再生制动现象：对马达6供电将不造成轮被驱动转动，而是轮被制动，从而产生往往升高电马达的温度的能量。该方法在第四种情况下被抑制，以避免任何制动效果损失和对马达6或驱动致动器5的任何机械损伤。该方法在第五种情况下被抑制，以避免影响马达6或驱动致动器5的任何机械或电损伤。

在第二实现中，且参考图6，两个外轮4a和4b的速度设置点Cons_v与加速度设置点Cons_a因这些轮中的每一个而异：两个外轮4a和4b的速度和加速度调节经由两个并行且独立的调节系统来执行。

在第二实现中，第一外轮4a的速度设置点Cons_v1和第二外轮4b的速度设置点Cons_v2从飞行器的地面速度Vs、导向轮的转向角α、以及飞行器1的结构特性来获得。因而，第一外轮4a的速度设置点Cons_v1由下式给出：

$\mathrm{Cons}\_v1=(1-\frac{L_y}{L_x}\tan \mathrm{\α}).\mathrm{Vs}$

并且第二外轮4b的速度设置点Cons_v2由下式给出：

$\mathrm{Cons}\_v2=(1+\frac{L_y}{L_x}\tan \mathrm{\α}).\mathrm{Vs}$

其中

$L_y=\frac{l_y+w}{2}$

其中L_y是飞行器1的纵向中心轴与外轮4a或4b的中心点Pc之间的距离，l_y是两个主起落架的轴的中心Ce1和Ce2之间的距离，且w是任何一个主起落架上的两个轮的两个中心点之间的距离。

本发明并不限于上述特定实施方式，而是相反涵盖落入由权利要求书限定的本发明范围内的任何变型。

虽然本说明书涉及安装致动器以用于驱动飞行器的主起落架的外轮，但本发明的方法必然可在一个或多个其他轮上执行。同样，本发明必然适用于具有某一其他数量的起落架、某一其他数量的轮、或的确在它们的起落架上具有某一其他安排的轮的飞行器。

为了解说本发明，使用组合具有获取模块和处理器模块的中央单元、功率单元等的控制体系结构。本发明必然可在不同的各个装备内呈现不同功能分布的不同体系结构内实现。例如，中央单元可包括替换功率单元的中央功率模块，等等。

还可看到，本发明的控制方法可在其中至少一个轮设置有用于驱动该轮转动的电马达的任何类型的飞行器中非常简单地实现。为了在现有控制体系结构中实现本发明的控制方法，能够将伺服-控制环路编程在该体系结构的中央单元中。这因而无需向现有体系结构添加电子装备、替换电缆，等等。

同样，虽然所阐述的是速度命令因为飞行员对控制杆进行动作而被直接传送到中央控制单元，但速度命令也可由计算机生成，尤其是在飞行器自动滑行的上下文中。

虽然所阐述的是表示轮的加速度Ar的信号通过对表示轮的速度Vr的信号进行微分来获得，但这一信号同样也可通过测量轮的加速度(例如，通过位于轮上的加速度计)来获得。

同样，虽然第一伺服-控制环路的返回信号被描述为是表示轮的速度的信号，且第二控制环路的返回信号被描述为是表示轮的加速度的信号，但使用表示飞行器的速度的信号和表示飞行器的加速度的信号作为返回信号是可能的，飞行器的所述速度和飞行器的加速度优选地是飞行器的纵向速度和飞行器的纵向加速度。这些代表性信号通过测量、通过估计、或通过计算等来获得。

提到了第一扭矩饱和函数39和抗饱和函数，连同对与被确定为最大扭矩C_max1、C_max2、以及C_max3的限制相对应的对扭矩命令的限制。通过定义至少一个新的最大限制扭矩而无需作出对调节的任何结构或功能修改来提供附加限制和饱和函数以供实现附加保护措施也是可能的。这样的附加保护措施可寻求例如保护致动器的机械元件，或甚至保护飞行器的发电机免于过电压，等等。在抗饱和函数与经校正扭矩命令限制通过实现组合限制函数来同时执行时，能够重新计算总体可接受最大扭矩C_maxg同时将新的最大限制扭矩纳入考虑。

Claims (8)

1.一种用于控制驱动飞行器轮(4a，4b)的转动的电马达以生成控制所述马达的扭矩命令的控制方法，所述方法的特征在于它包括实现：

第一伺服-控制环路(23)，所述第一伺服-控制环路具有速度设置点(Cons_v)作为其输入信号、具有表示所述轮或所述飞行器的速度(Vr)的信号作为其返回信号、以及具有加速度设置点(Cons_a)作为其输出信号；以及

第二伺服-控制环路(24)，所述第二伺服-控制环路具有加速度设置点(Cons_a)作为其输入信号、具有表示所述轮或所述飞行器的加速度(Ar)的信号作为其返回信号、以及具有所述扭矩命令作为其输出信号。

2.如权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述第一伺服-控制环路包括用于通过从所述速度设置点减去表示所述轮的速度的信号来计算速度误差(ε_v)的第一减法器(27)、用于将所述速度误差(ε_v)乘以预定增益以生成加速度命令的增益块、以及用于限制所述加速度命令并用于生成所述加速度设置点的限制函数。

3.如权利要求2所述的控制方法，其特征在于，所述限制函数是因变于所述飞行器(1)的地面速度(Vs)的加速度斜率。

4.如任一前述权利要求所述的控制方法，其特征在于，所述第二伺服-控制环路(24)包括用于通过从所述加速度设置点减去表示所述轮的加速度的信号来计算加速度误差(ε_a)的第二减法器(31)、包括低通滤波器(34)的第一分支(33)、与所述第一分支(33)并联且包括积分器(36)的第二分支(35)、以及用于将来自所述第一和第二分支的信号相加在一起的求和电路(42)。

5.如任一前述权利要求所述的用于控制第一和第二飞行器轮的电马达的控制方法，其特征在于，对于所述第一轮(4a)的马达(6a)以及对于所述第二轮(4b)的马达(6b)，所述速度设置点是这两个马达共同的设置点。

6.如权利要求5所述的控制方法，其特征在于，还包括实现用于提供驾驶所述飞行器(1)的辅助的辅助功能(41)，所述辅助功能具有来自所述第一轮(4a)的马达的第二伺服-控制环路(24)的输出、所述第二轮(4b)的马达的第二伺服-控制环路(24)的输出、以及所述飞行器的鼻轮的转向角(α)作为输入，且具有针对所述第一轮的马达的第一经校正扭矩命令以及针对所述第二轮的马达的第二经校正扭矩命令作为其输出。

7.如权利要求6所述的控制方法，其特征在于，所述用于提供驾驶所述飞行器(1)的辅助的辅助功能(41)通过管脚编程来激活和停用。

8.如权利要求1到4中的任一个所述的用于控制第一和第二飞行器轮的电马达的控制方法，其特征在于，对于所述第一轮(4a)的马达和对于所述第二轮(4b)的马达，所述速度设置点因每一轮而异，并且表示每一轮的速度的信号是每一轮的速度的测量。