CN104955729B - 飞行器起落架纵向力控制 - Google Patents

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Abstract

一种用于具有起落架的飞行器的飞行器起落架纵向力控制系统(20)，该起落架具有制动轮和/或驱动轮。该系统包括基于误差的力控制器(21)，该基于误差的力控制器(21)具有用于使需求力(Fx*)和力控制系统实现的实际力(Fx_LG)之间的任何误差最小的反馈。该反馈可以得自用于直接测量起落架纵向力的起落架上的力传感器。该力控制系统可以包括飞行器级别的起落架总力控制器和/或针对每个致动的起落架的起落架级别的力控制器。

Description

飞行器起落架纵向力控制
技术领域
本发明涉及一种用于控制由配备有制动轮和/或驱动轮的飞行器的起落架产生的在飞行器纵向(前-后)方向上的力的系统。
背景技术
典型的飞行器具有包括多个装有轮的起落架组件的起落架，当飞行器在地面上时，起落架组件支撑飞行器。起落架组件用于在诸如着陆、滑行、起飞的地面机动期间控制飞行器的移动。典型的大型喷气动力飞行器包括位于机身前面的可转向的前起落架(NLG)组件以及位于NLG组件后面并关于飞行器纵向轴横向地分布的多个主起落架(MLG)组件(还被称为转向架)。每个MLG组件通常包括可操作用于提供制动力和/或驱动力以分别地减速和/或加速该MLG组件的轮的一个或更多个致动器。
通过从座舱发出的控制命令确定例如在地面滑行机动期间在地面上的这样的飞行器的移动。为了实现这些控制命令，起落架需要实现特定的纵向力需求。本发明涉及控制轮制动致动器和/或驱动制动器以实现这些需求。
发明内容
本发明的第一方面提供一种飞行器的起落架力控制系统，该飞行器具有纵向轴和具有一个或更多个制动和/或驱动轮的多个起落架，力控制系统包括基于误差的力控制模块，其适于：接收表示力控制系统要实现的纵向力需求的输入信号；接收表示作用于一个或更多个起落架的实际测量的纵向力的输入信号；计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及输出一个或更多个起落架的纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。
本发明的另一方面提供了一种用于直接地控制由配备有制动轮和/或驱动轮的一个或更多个飞行器起落架产生的力方法，该方法包括：接收表示一个或更多个起落架要实现的纵向力需求的输入信号；测量作用于一个或更多个起落架的在飞行器纵向方向上的力；计算需求力和实际力之间的任何误差；以及输出一个或更多个起落架的修正的纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。
本发明的优势在于能够全面直接控制由起落架产生并且与施加到飞行器的例如引擎推力、机翼负载的所有其他的力独立地传递到飞行器的剩余部分的纵向力。基于误差的力控制模块旨在确保在一个或更多个起落架处的制动力或驱动力正确地实现纵向力需求。
输出纵向力命令可以处于针对飞行器的所有起落架的全局起落架级别，或者可以处于针对每个起落架的各个起落架级别。优选地，该系统包括全局起落架级别力控制器和针对每个起落架的多个各自的起落架力控制器。
术语“纵向”在此处指沿飞行器的前后纵向轴或者滚转轴的方向。
作用于一个或更多个起落架的纵向力的测量便于有效地防止非命令力，以考虑例如由于改变的跑道条件、改变的转向角、致动器故障或任何其他不确定源引起的来自外部或内部因素的干扰或扰动。
基于误差的力控制模块还适于：基于纵向力命令和起落架制动轮和/或驱动轮系统的已知特性估计由力控制系统正在实现的纵向力；并采用估计的纵向力增大或替换实际测量的纵向力用于在误差计算中使用。
为了对起落架纵向力进行精确的闭环控制，在优选地例如使用力传感器对起落架纵向力进行直接测量时，力控制系统有利地可以通过开环控制或开环和闭环控制的组合来持续地操作。因此表示力控制系统正在实现的实际测量的纵向力的信号可以是使用力传感器对起落架力的直接测量等，或者替选地可以是基于起落架部件和致动器的预定知识的估计。基于实际测量的纵向力的误差计算可以是幅度受限的，即减小的反馈，以便增大控制系统故障容限。
基于误差的力控制模块可以包括与飞行器的所有起落架相关联的起落架总力控制器。起落架总力控制器可以被配置成：接收表示力控制系统要实现的起落架总纵向力需求的输入信号；接收表示作用于所有起落架的实际测量的纵向力的输入信号；计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及输出力控制系统要实现的起落架总纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。
通过控制起落架总力，可以考虑例如前起落架(不具有制动或驱动轮)由于作用于传动装置的拖曳力产生的纵向拖曳的级别。当然，在一些飞行器中，前起落架可能包括制动或驱动轮。
基于误差的力控制模块可以包括求和部，求和部被配置成接收表示作用于每个起落架的实际测量的纵向力的输入信号，并向总力控制器输出表示由所有的起落架实现的实际测量的纵向力的信号。
基于误差的力控制模块可以包括一个或更多个起落架力控制器，一个或更多个起落架力控制器的每一个分别与配备有制动轮和/或驱动轮的起落架中的一个相关联。每个起落架力控制器可以被配置成：接收表示针对该起落架的力控制系统要实现的起落架纵向力需求的输入信号；接收表示针对该起落架的力控制系统正在实现的实际测量的起落架纵向力的输入信号；计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及输出针对该起落架的起落架力纵向命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。
每个起落架力控制器还适于将其起落架的起落架纵向力需求限制在安全结构限制内，以便为该起落架提供负载限制。力控制系统可以被布置成允许关于制动轮的公共扭矩上升率限制，公共扭矩上升率限制在起落架负载约束内最佳地满足期望的制动性能。由于可以基于结构约束来限制命令，因此改进的控制和鲁棒性支持有效的起落架负载限制。这是从当前的扭矩上升限制器向前迈出的重要一步，当前的扭矩上升限制器基于根据实践中很少实现的最大制动增益设定的制动压力上升率。
每个起落架力控制器可以包括其起落架的致动器增益估计器，并且其中基于估计的致动器增益限制基于实际测量的纵向力的力控制器输出。
力控制模块还可以包括力分配器，用于将力控制系统要实现的总纵向力需求划分成配备有制动轮和/或驱动轮的各个起落架要实现的多个力分量。纵向力分配可被用于通过在飞行器中心线的两侧平衡纵向力来使不需要的偏航力矩最小。
力控制系统还可以包括用于向力控制模块提供配置数据的配置管理器。配置管理器可以被布置成从效应器和/或传感器接收一个或更多个信号，并且配置管理器适于基于来自效应器和/或传感器的信号生成配置数据。
配置传感器可以被布置成接收表示飞行器的操作情景和/或参数的一个或更多个信号，并且配置管理器可以适于基于飞行器参数和/或操作场景生成配置数据。
配置管理器可以被布置成向力控制模块提供配置数据以便在不干扰其连续操作的情况下重新配置力控制模块。该重新配置可用于考虑一个或更多个效应器和/或传感器的状态和/或飞行器的操作场景和/或参数的变化。该配置数据可以引起从系统的开环控制到系统的闭环控制的改变。用于效应器的配置数据可以包括例如控制器增益；操作场景可以包括例如中断起飞；而飞行器参数可以包括例如飞行器速度。
配置管理器可以被用于在中断起飞(RTO)期间减少耗散到制动器的能量的水平的同时实现飞行器的最大制动延迟。例如，使用当前技术限制在RTO期间的制动水平以避免在干燥条件下的轮制动防滑操作。本发明使得能够闭环控制制动力使得可以在较低的速度施加较高水平的制动力，允许在较高速度下飞行器空气动力学负载耗散更多的能量。
力控制系统还可以包括适应度评估模块，用于评估针对配置管理器的一个或更多个信号的适应度和/或可靠性，并向配置管理器输出信号的状态数据。
优选地，力控制系统并入在具有纵向轴和具有一个或更多个制动轮和/或驱动轮的多个起落架的飞行器中。
每个起落架优选地包括用于测量作用于起落架的在飞行器纵向方向上的力的至少一个传感器。
附图说明
现在将参照附图来描述发明的实施例，其中：
图1a和图1b分别地图示了飞行器的示意性侧视图和平面图；以及
图2图示了根据本发明一个实施例的力控制系统。
具体实施方式
图1a和图1b示出了包括具有纵向轴3(还被称为滚转轴)的机身2和从机身向外延伸的机翼4、5的飞行器1。飞行器1限定了具有平行于飞行器的纵向轴3的纵向x方向，垂直于x轴的横向y方向，以及垂直于x轴和y轴的垂直z方向的一组坐标轴。飞行器1具有重心6。
飞行器具有当其在地面上时支撑飞行器并在诸如着陆、滑行、起飞的地面机动期间控制飞行器的移动的起落架。起落架包括在重心6之前的前起落架(NLG)组件10以及在重心之后并且布置在纵向轴3的两侧的一对左舷和右舷主起落架(MLG)组件11、12。在其他实施例中，飞行器可以包括一个或更多个另外的MLG组件，其通常成对布置并且位于纵向轴3的两侧。当飞行器1在飞行时起落架通常是缩回的，并在着陆之前展开。
NLG组件10具有一对转向轮，其可以通过转向致动器旋转以使飞行器转向。前轮角被定义为在转向轮面对的方向(即转向轮在垂直于旋转轴的方向上滚动的方向)与飞行器1的纵向轴3之间的角度。前轮角可以变化以控制NLG组件10的行进方向，从而控制飞行器的航向。
MLG组件11、12均包括4轮转向架(替选地，6轮转向架或者具有任何数目的轮的转向架也是适用的)，其具有能够作用于一个或更多个轮以使转向架加速或减速的致动器(未示出)。致动器可以包括制动致动器，该制动致动器向一叠碳刹车盘(定子和转子)施加夹紧力以向一个或更多个轮传递制动扭矩，导致纵向减速力被传递到转向架。替选地，或者另外，致动器可以包括电动机/发电机，其可操作用于向一个或更多个轮施加驱动力/阻止力，导致施加的纵向加速力/减速力被传递到转向架。
MLG组件11、12的致动器可用于经由差动制动来帮助使飞行器转向，差动制动是有意地在飞行器中心线3的两侧施加不平衡的制动力以产生净偏航力矩以飞行器转向。可以通过向MLG组件11、12的每个转向架施加不同的制动力来实现差动制动。
其他系统也可以辅助制动和转向操作，例如，阻力板和其他控制面以及飞行器的引擎。
飞行器1包括用于纵向控制的座舱系统(未示出)，该纵向控制用于控制飞行器的减速或加速并且输出表示起落架要实现的沿纵向x轴3的期望的制动力或驱动力的信号，即纵向力输入需求Fx*。
每个起落架(LG)10、11、12具有至少一个传感器，例如力传感器(未示出)，用于测量作用于每个LG的纵向方向上的力。得自传感器的输出是作用于LG组件的纵向力的向量Fx_LG(具有1×n的尺寸，其中n表示LG组件的数目，在本例中为三个)。纵向力向量的和是作用于LG组件的总的测量的纵向力的标量值Fx。
图2示出了根据本发明的一个实施例的飞行器的起落架力控制系统20。该系统包括力控制器21，力控制器21接收在飞行器起落架级别要实现的总纵向力输入需求Fx*的标量输入，并确定要施加到MLG组件11、12中的每个的制动力和/或驱动力以便实现这些需求。力控制器21的输出是纵向力命令的向量F*_LG(具有1×N的尺寸，其中N表示MLG组件的数量，在本例中为两个)，纵向力命令F*_LG包括分别待施加到每个MLG组件的纵向制动力或驱动力。
控制器21包括飞行器起落架级别的总力控制模块22。总力控制模块22具有接收总纵向力输入需求Fx*，并经由反馈环接收作用于LG组件的总的测量的纵向力Fx的基于误差的PI控制器25。总力控制模块22的输出Fx_c等于总纵向力需求Fx*与取决于Fx*和总的测量的纵向力Fx之间的误差的反馈修正的和。
饱和器29限制反馈修正，饱和器29的上限和下限被调节以便防止由未检测到的传感器故障引起过度干扰，但并未损害对诸如致动器增益变化和NLG纵向拖曳力的存在的不确定的内部和外部干扰的有效补偿。
修正的飞行器起落架总纵向力需求Fx_c进入分配器模块23，分配器模块23输出每个致动的起落架，即配备有制动轮/驱动轮的起落架的纵向力需求的向量Fx_c_LG，所述起落架在本例中是MLG组件11、12。分配器23可以被设计成使用饱和器27在起落架结构限制内限制这些需求，并因此结合起落架级别的控制器24(将在下文描述)为每个起落架提供有效的负载限制。
控制器21还包括起落架级别的力控制模块24。起落架力控制模块24具有基于误差的PI控制器26，基于误差的PI控制器26从分配器23接收关于每个致动的起落架的纵向力需求的向量Fx_c_L，并经由反馈环接收作用于MLG组件的测量的纵向力的向量Fx_LG。通过选择器从关于所有LG的向量Fx_LG(具有1×n的尺寸)中选择关于MLG组件的向量Fx_LG(具有1×N的尺寸)。起落架力控制模块24的输出Fx*_LG是包含每个致动的起落架的纵向力命令的向量。每个分量等于各个起落架力需求与取决于起落架力需求Fx_c_LG与测量的起落架力Fx_LG之间的误差的反馈修正之和。
通过饱和器28限制反馈修正，饱和器28的上限和下限被调节以便防止由未检测到的传感器故障引起过度干扰，但并未损害对诸如致动器增益变化和NLG纵向拖曳力的存在的不确定的内部和外部干扰的有效补偿。
向量Fx*_LG中的关于每个致动的起落架的输出纵向力命令可以是正的或者负的。负值指示制动轮的减速命令(例如，常规的碳制动、再生制动或者电动制动)。正值指示驱动轮的加速命令(例如，轮电动机)。一些飞行器不具有驱动轮，而仅有制动轮，在这种情况下，该值总是负的。
适应度评估模块30提供与传感器和致动器/效应器相关联的布尔值，传感器和致动器/效应器例如是起落架传感器和轮制动致动器或轮电动机/发电机。该状态信息可以包括例如可用致动器的类型、该制动器的操作状态、致动器的健康，即适应度等。基于适应度信号和/或操作场景管理飞行器起落架力控制器21功能的重新配置管理器31接收这些值。例如，重新配置管理器31能够接收关于跑道条件、操作场景或者任何其他结构、操作或系统约束的信息。
重新配置管理器31可操作用于修改控制器25、26，饱和器(sat)27、28、29的增益和参数，以及飞行器起落架级别的总力控制器22和起落架级别的力控制器26中的反馈修正的激活。例如，如果重新配置管理器31判断由特定的力传感器输出的测量的纵向力Fx_LG不可靠或不可用，则控制器22和26中的反馈修正可以部分地或全部地基于纵向力Fx_LG的估计值。在这种操作模式中，基于误差的反馈是开环的而不是闭环的，或者可以是两者的组合。Fx_LG的估计值可以得自诸如制动增益、位置传感器等的致动器的预定特性。
尽管在上文参照一个或更多个优选实施例描述了本发明，但是应理解，在不脱离所附权利要求所限定的发明的范围的情况下，可以做出各种改变或修改。

Claims (31)

1.一种用于飞行器的起落架的力控制系统，所述飞行器具有纵向轴和多个起落架，每个起落架具有多个制动轮和/或驱动轮，其中所述力控制系统在起落架级别进行操作并且包括基于误差的力控制模块，所述基于误差的力控制模块包括多个起落架力控制器，每个起落架力控制器被配置成在使用中控制所述多个起落架中的相应的一个起落架处的起落架力，其中每个起落架力控制器被配置成在使用中：
接收表示所述力控制系统针对相应的起落架要实现的纵向力需求的输入信号；
接收表示作用于相应的起落架的所有纵向力的实际测量的输入信号；
计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及
输出要由相应的起落架的多个制动轮和/或驱动轮实现的起落架纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小，
其中所述力控制系统还包括用于向所述力控制模块提供配置数据的配置管理器。
2.根据权利要求1所述的力控制系统，其中所述基于误差的力控制模块被配置成：
基于所述纵向力命令和起落架制动轮和/或驱动轮系统的已知特性估计由所述力控制系统正在实现的纵向力；以及
通过所估计的纵向力增大或替换实际测量的纵向力，用于在误差计算中使用。
3.根据权利要求2所述的力控制系统，其中基于实际测量的纵向力的误差计算是幅度受限的。
4.根据权利要求1所述的力控制系统，其中所述基于误差的力控制模块包括与所述飞行器的所有起落架相关联的起落架总力控制器并且所述起落架总力控制器被配置成：
接收表示所述力控制系统要实现的起落架总纵向力需求的输入信号；
接收表示作用于所有起落架的实际测量的纵向力的输入信号；
计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及
输出所述力控制系统要实现的起落架总纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。
5.根据权利要求2所述的力控制系统，其中所述基于误差的力控制模块包括与所述飞行器的所有起落架相关联的起落架总力控制器并且所述起落架总力控制器被配置成：
接收表示所述力控制系统要实现的起落架总纵向力需求的输入信号；
接收表示作用于所有起落架的实际测量的纵向力的输入信号；
计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及
输出所述力控制系统要实现的起落架总纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。
6.根据权利要求3所述的力控制系统，其中所述基于误差的力控制模块包括与所述飞行器的所有起落架相关联的起落架总力控制器并且所述起落架总力控制器被配置成：
接收表示所述力控制系统要实现的起落架总纵向力需求的输入信号；
接收表示作用于所有起落架的实际测量的纵向力的输入信号；
计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及
输出所述力控制系统要实现的起落架总纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。
7.根据权利要求4所述的力控制系统，其中所述基于误差的力控制模块包括求和模块，所述求和模块被配置成接收表示作用于每个起落架的实际测量的纵向力的输入信号，并向所述总力控制器输出表示针对所有起落架正在实现的实际测量的纵向力的信号。
8.根据权利要求5所述的力控制系统，其中所述基于误差的力控制模块包括求和模块，所述求和模块被配置成接收表示作用于每个起落架的实际测量的纵向力的输入信号，并向所述总力控制器输出表示针对所有起落架正在实现的实际测量的纵向力的信号。
9.根据权利要求6所述的力控制系统，其中所述基于误差的力控制模块包括求和模块，所述求和模块被配置成接收表示作用于每个起落架的实际测量的纵向力的输入信号，并向所述总力控制器输出表示针对所有起落架正在实现的实际测量的纵向力的信号。
10.根据权利要求1所述的力控制系统，其中每个起落架力控制器还被配置成将关于其起落架的起落架纵向力需求限制在安全结构限制内，以便为该起落架提供负载限制。
11.根据权利要求1所述的力控制系统，其中每个起落架力控制器包括关于其起落架的致动器增益估计器，并且其中基于所估计的致动器增益来限制基于实际测量的纵向力的力控制器输出。
12.根据权利要求10所述的力控制系统，其中每个起落架力控制器包括关于其起落架的致动器增益估计器，并且其中基于所估计的致动器增益来限制基于实际测量的纵向力的力控制器输出。
13.根据权利要求1所述的力控制系统，其中所述力控制模块还包括力分配器，所述力分配器用于将所述力控制系统要实现的总纵向力需求分成配备有制动轮和/或驱动轮的各个起落架要实现的多个力分量。
14.根据权利要求1所述的力控制系统，其中所述配置管理器被布置成从效应器和/或传感器接收一个或更多个信号，并且所述配置管理器被配置成基于来自所述效应器和/或所述传感器的信号生成所述配置数据。
15.根据权利要求1所述的力控制系统，其中所述配置管理器被布置成接收表示所述飞行器的操作情景和/或参数的一个或更多个信号，并且所述配置管理器被配置成基于飞行器参数和/或操作场景生成所述配置数据。
16.根据权利要求14所述的力控制系统，其中所述配置管理器被布置成接收表示所述飞行器的操作情景和/或参数的一个或更多个信号，并且所述配置管理器被配置成基于飞行器参数和/或操作场景生成所述配置数据。
17.根据权利要求1所述的力控制系统，其中所述配置管理器被布置成向所述力控制模块提供所述配置数据以便在不干扰其连续操作的情况下重新配置所述力控制模块。
18.根据权利要求14所述的力控制系统，其中所述配置管理器被布置成向所述力控制模块提供所述配置数据以便在不干扰其连续操作的情况下重新配置所述力控制模块。
19.根据权利要求15所述的力控制系统，其中所述配置管理器被布置成向所述力控制模块提供所述配置数据以便在不干扰其连续操作的情况下重新配置所述力控制模块。
20.根据权利要求16所述的力控制系统，其中所述配置管理器被布置成向所述力控制模块提供所述配置数据以便在不干扰其连续操作的情况下重新配置所述力控制模块。
21.根据权利要求1至20中任一项所述的力控制系统，还包括适应度评估模块，所述适应度评估模块用于评估针对所述配置管理器的一个或更多个信号的适应度和/或可靠性，并向所述配置管理器输出关于此信号的状态数据。
22.一种飞行器，所述飞行器具有纵向轴和具有一个或更多个制动轮和/或驱动轮的多个起落架，以及根据前述权利要求中任一项所述的力控制系统。
23.根据权利要求22所述的飞行器，其中每个起落架包括用于测量作用于该起落架的在飞行器纵向方向上的力的至少一个传感器。
24.一种用于在起落架级别直接控制由多个飞行器起落架产生的力的方法，每个飞行器起落架配备有多个制动轮和/或驱动轮，所述方法包括：
接收表示所述多个飞行器起落架中的相应的一个飞行器起落架要实现的纵向力需求的输入信号；
测量作用于相应的飞行器起落架的在飞行器纵向方向上的所有实际力；
计算需求力和实际力之间的任何误差；
输出要由相应的飞行器起落架的多个制动轮和/或驱动轮实现的修正的纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小；以及
在不干扰所述方法的连续工作的情况下重新配置纵向力控制。
25.根据权利要求24所述的方法，还包括基于纵向力命令和起落架制动轮和/或驱动轮系统的已知特性来估计纵向力；以及通过所估计的纵向力增大或替换实际测量的纵向力，用于在误差计算中使用。
26.根据权利要求24所述的方法，还包括：
接收表示所有飞行器起落架要实现的总纵向力需求的输入信号；
接收表示由所有飞行器起落架正在实现的实际测量的纵向力的输入信号；
计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及
输出修正的总纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。
27.根据权利要求25所述的方法，还包括：
接收表示所有飞行器起落架要实现的总纵向力需求的输入信号；
接收表示由所有飞行器起落架正在实现的实际测量的纵向力的输入信号；
计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及
输出修正的总纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。
28.根据权利要求24所述的方法，还包括将关于起落架的起落架纵向力需求限制在安全结构限制内，以便为该起落架提供负载限制。
29.根据权利要求24所述的方法，还包括将总纵向力需求分配成配备有制动轮和/或驱动轮的各个起落架要实现的多个力分量。
30.根据权利要求29所述的方法，其中纵向力分配通过在飞行器中心线的两侧平衡纵向力来使不需要的偏航力矩最小。
31.根据权利要求24至30中任一项所述的方法，其中重新配置要考虑所述飞行器的操作场景和/或参数和/或一个或更多个效应器和/或传感器的状态的变化。
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