CN107272402B

CN107272402B - 用于控制滑行系统的方法

Info

Publication number: CN107272402B
Application number: CN201710224232.9A
Authority: CN
Inventors: C·格尔斯; F·马克斯
Original assignee: Safran Landing Systems SAS
Current assignee: Safran Landing Systems SAS
Priority date: 2016-04-07
Filing date: 2017-04-07
Publication date: 2020-08-18
Anticipated expiration: 2037-04-07
Also published as: US10268196B2; CN107272402A; EP3228540B1; FR3049930B1; FR3049930A1; US20170293300A1; EP3228540A1

Abstract

一种用于控制飞行器滑行系统的方法，该方法包括以下步骤：‑生成标称负载指令(Comm_nom)；‑生成加速度设定值(Cons_a)；‑与生成标称负载指令并行地实现处理链(7)，处理链(7)包括调节回路(Br)，调节回路(Br)的设定值为加速度设定值(Cons_a)，并且其指令为加速度指令(Comm_a)，加速度指令转换为加速度负载(Eff_a)，最大负载阈值等于加速度负载(Eff_a)和最小负载阈值(Seuil_min)的最大值；‑生成等于标称负载指令和最大负载阈值的最小值的优化负载指令(Comm_opt)。

Description

用于控制滑行系统的方法

技术领域

本发明涉及飞行器滑行或滚动领域。

背景技术

安装在飞行器上的滑行系统使得在滑行阶段期间自主移动飞行器成为可能，也就是说避免使用飞行器的主机。

在电动滑行系统中，由一个或多个起落架承载的轮子在滑行阶段期间通过包括电动马达的致动器被旋转驱动。

在使用此滑行系统的飞行器的滑行阶段中，飞行器因此被承载由滑行系统旋转驱动的轮子的起落架或齿轮移动。因此，当飞行器是通过主机拉动起落架的飞行器时，起落架经受的负载与它们通常经受的负载相反。

起落架在滑行阶段期间经受的负载在滑行系统的机械部件上、并且更一般地在起落架的机械部件上生成机械应力(例如，弯曲或扭转应力)，而且还产生热应力。滑动地安装在起落架的沉箱中的杆因此特别受到这些机械应力和热应力的作用的影响。

由于这些机械应力和热应力，滑行系统和起落架的机械部件经受疲劳，这减少了所述机械部件的使用寿命。

发明内容

本发明的一个目的是增加飞行器滑行系统和飞行器的起落架的机械部件的寿命。

为此，根据本发明，提供一种用于控制适于在飞行器滑行期间移动飞行器的滑行系统的方法，该方法包括以下步骤：

-生成标称负载指令；

-生成加速度设定值；

-与生成标称负载指令并行地实现旨在限定最大负载阈值并包括调节回路的处理链，调节回路的设定值为加速度设定值，并且其指令为加速度指令，加速度指令转换为加速度负载，从而使得在滑行期间获得等于加速度指令的飞行器加速度成为可能，最大负载阈值等于加速度负载和最小负载阈值的最大值；

-生成等于标称负载指令和最大负载阈值的最小值的优化负载指令。

优化的负载指令使限制施加到滑行系统的机械部件和用于滑行的飞行器承载轮的起落架的应力成为可能，并且因此增加这些机械部件的使用寿命。

在阅读本发明的非限制性特定实施例的以下描述之后，本发明的其它特征和优点将出现。

附图说明

将参考附图，其中：

-图1表示用于飞行器滑行的飞行器承载轮的起落架；

-图2包括其上表示有效负载指令的曲线的曲线图；

-图3表示根据本发明的第一实施例的飞行器滑行方法；

-图4包括其上表示加速度负载的曲线、最小负载阈值的曲线和最大负载阈值的曲线的曲线图；

-图5包括其上表示标称负载指令的曲线、优化负载指令的曲线和最大负载阈值的曲线的曲线图；

-图6包括其上表示加速度设定值的曲线和估计加速度的曲线的第一曲线图，以及其上表示标称负载指令的曲线和有效负载指令的曲线的第二曲线图；

-图7表示根据本发明的第二实施例的飞行器滑行方法。

具体实施方式

参考图1，根据本发明的第一实施例的用于控制滑行系统的方法在此在包括起落架1的飞行器上实现。

起落架1包括杆2，杆2滑动地安装在起落架1的沉箱3中并且承载两个轮子4。

滑行系统作用在起落架1的轮子4上，以在飞行器的滑行期间自主移动飞行器。

在此，滑行系统包括：包括电动马达的致动器、电力电气模块(也称为计算机、控制器、电力电子设备等)以及电气控制模块(也称为计算机、控制器、控制电子设备等)。电力电气模块和电气控制模块当然能够并入一个并且相同的电气单元中。

飞行器的飞行员生成滑行指令来移动飞行器(沿一定的线、沿一定的方向、以一定的速度、一定的加速度等)。电气控制模块从滑行指令生成旨在用于电力电气模块的负载指令(例如，扭矩或速度或负载指令)。电力电气模块从负载指令生成控制电流并将其传输到电动马达。

根据第一实施例的用于控制滑行系统的方法在此在电气控制模块中实现，并且其目的在于生成减小的有效负载指令，从而使得减少在飞行器滑行期间施加到起落架1和滑行系统的机械部件的负载成为可能。

参考图2，因此，根据第一实施例的用于控制滑行系统的方法的目的是获得通常接近曲线C1和C2的有效负载指令(取决于在机械应力和热应力之间选择的折衷)，而现有技术的控制方法产生通常接近曲线C3的有效负载指令。

通过控制方法从由飞行器的飞行员生成的滑行指令和在电气控制模块中产生的加速度设定值产生的输入信号生成有效负载指令。

参考图3，控制方法首先包括标称负载控制块6的实现。标称负载控制块6接收输入信号Se。标称负载控制块6生成作为输入信号Se的函数的标称负载指令Comm_nom。标称负载指令Comm_nom旨在驱动滑行系统的致动器的电动马达。

由标称负载控制块6生成的标称负载指令Comm_nom为如由现有技术的用于控制滑行系统的方法生成的常规负载指令。因此在此不再详细描述标称负载控制块6。

控制方法还包括与标称负载控制块6的实现并行的处理链7的实现。

处理链7包括旨在调节飞行器的加速度的调节回路Br。

调节回路Br的设定值为前面描述的加速度设定值Cons_a。加速度设定值Cons_a在此为等于0.4m/s²的预定常数。加速度设定值Cons_a的值为使得限制施加在起落架1和滑行系统的不同机械部件上的应力成为可能的值。应当注意，完全可能使用加速度常数Cons_a，其具有将被实时定义作为各种测量值或估计的函数的值，以优化应力的限制。

处理链7还接收飞行器在飞行器滑行期间的并由一个或多个飞行器速度传感器执行的速度Mes_v的测量值。

飞行器速度Mes_v的测量值由调节回路Br使用以调节飞行器的加速度。调节回路Br包括推导块9，推导块9接收速度测量值Mes_v并将速度测量值Mes_v变换成在飞行器滑行期间的飞行器的估计加速度Acc_es。推导块9实现用于区分速度测量值Mes_v的算法。该区分算法的目的是最小化由处理链7中使用的模型中的不准确性所导致的计算噪声，并且因此提高处理链7的性能水平。

调节回路Br还包括在推导块9的输出端处的处理和滤波块10，这使得对推导块9的输出端处的估计加速度Acc_es进行滤波以减少在估计加速度Acc_es中(或者更具体地，在表示估计加速度Acc_es的信号中)存在的噪声成为可能。在差分算法的实现中，该噪声由速度测量值Mes_v的取样和解析、机械或电气干扰、测量值的不准确性等的影响造成。处理和滤波块10产生经滤波的估计加速度Acc_esf。

调节回路Br还包括减法器12，减法器12从加速度设定值Cons_a中减去经滤波的估计加速度Acc_esf。因此，减法器12产生调节回路Br的加速度误差Err_a，加速度误差Err_a等于加速度设定值Cons_a与经滤波的估计加速度Acc_esf之间的差。

调节回路Br还包括比例、积分、微分13型(通常称为PID调节器)调节器。PID调节器13根据加速度误差Err_a生成加速度指令Comm_a。

PID调节器13在此具有传递函数：

PID(p)＝Kp*(1+1/(Ti*p)+Td*p/(1+(td/N)*p))。

PID调节器13实现抗积分饱和功能。

调节回路Br的输出端处的加速度指令Comm_a由转换块16转换成加速度负载Eff_a，从而使得在滑行期间等于加速度指令(Comm_a)的飞行器的加速度成为可能。

应当注意，加速度指令Comm_a相对于加速度设定值Cons_a的过冲值在此为用于设计调节回路Br(并且因此为PID调节器13)的关键参数。当加速度负载峰值Eff_a对于良好的滑行性能水平不是必需时(参见图2曲线C2)，通过确保过冲不超过某个阈值，避免了在起落架1上施加此加速度负载峰值Eff_a。

对于调节回路Br的静态误差来说，其可以通过加速度设定值Cons_a的修正来抵消，并且因此不构成用于设计调节回路Br(并且因此不构成PID调节器13)的关键参数。

加速度指令Comm_a必须尽可能的低，以尽可能地减小加速度负载Eff_a。加速度指令Comm_a越低，加速度负载Eff_a越小，起落架1的使用寿命越大。然而，当然应该不会显著降低滑行性能水平。

处理链7还包括最小负载计算块14。

最小负载计算块14用于计算最小负载阈值Seuil_min，最小负载阈值Seuil_min对应于设置飞行器运动(如果后者停止)或维持飞行器的速度(如果后者正在滚动)所必需的负载。

因此，最小负载阈值Seuil_min对应于飞行器起落架上应维持的最小负载，以便在无需根据起落架1所经受的应力和疲劳水平的情况下，不会对滑行性能水平产生显著的不利影响。

最小负载阈值Seuil_min由施加到飞行器的第一阻抗负载Eff1、第二阻抗负载Eff2、第三阻抗负载Eff3和第四阻抗负载Eff4之和实时计算(也就是说使用实时执行的测量值或估计)。在此应当注意，仅考虑第一阻抗负载Eff1、第二阻抗负载Eff2、第三阻抗负载Eff3和第四阻抗负载Eff4中的一些负载，以实现本发明的控制方法。以下段落给出了这些负载中的每个的计算示例。

第一阻抗负载Eff1由重力引起。第一阻抗负载Eff1被确定为以下参数中的至少一个的函数：飞行器的重量、飞行器在其上滚动的跑道的局部或整体斜率、飞行器的至少一个几何特征。

可以使用以下公式计算第一阻抗负载Eff1：

Eff1＝F_整体重力＝M*g*sin(θpg)，

其中M为飞行器的重量，g为重力加速度，θpg为整体斜率。

因此，通过使用以下数值：

M＝80000kg；

g＝9.81m/s²；

θpg＝1°；

获得以下内容：

Eff1＝F_整体重力≈80000*9.81*sin(1)≈13697N。

可以使用以下公式另选地计算第一阻抗负载Eff1：

Eff1＝F_局部重力＝Ch*sin(θpl)，

其中θpl为局部斜率，并且其中Ch为作为飞行器重量和飞行器几何特征的函数计算的负载，包括飞行器的起落架数量以及每个起落架相对于飞行器的重心的距离和取向。

第二阻抗负载Eff2由空气动力学作用引起。

第二阻抗负载Eff2被确定为以下参数中的至少一个的函数：飞行器的速度、主动阻力表面、阻力系数、飞行器升力系数(在所有方向上)、周围空气速度、周围空气密度。

可以使用以下公式计算第二阻抗负载Eff2：

Eff2＝F_空气＝0.5*ρ*S*Ct*(V_飞行器+V_空气)²，

其中ρ为周围空气密度、S为主动阻力表面、Ct为阻力系数，V_飞行器为飞行器的速度、V_空气为周围空气速度。

因此，通过使用以下数值：

ρ＝1.204kg/m³；

S＝100m²；

C＝0.007；

V_飞行器＝10kts(即5.144m/s)；

V_空气＝0m/s(稳定的空气)；

获得以下结果：

Eff2＝F_空气＝112N。

第三阻抗负载Eff3由飞行器的轮胎和飞行器的轮胎与飞行器在飞行器滑行期间在其上滚动的跑道之间的地面的连接引起。

第三阻抗负载Eff3被确定为以下参数中的至少一个的函数：飞行器的轮胎的至少一个特征、每个轮胎经历的负载、飞行器的停机时间(如果飞行器停止)、跑道地面的至少一个特征。

在此，轮胎的特征包括轮胎的数量、轮胎的类型、轮胎的压力、轮胎的温度、轮胎相对于承载设置有所述轮胎的轮子的起落架的取向。

在此，跑道的地面特征包括机械特征、压痕特征、地面温度、地面类型(混凝土、沥青等)。

可以通过使用以下公式计算飞行器移动时的第三阻抗负载Eff3：

Eff3＝F_轮胎＝F_滚动＝M*g*Cr，

其中Cr为作为上述参数的函数计算的滚动阻力系数。

因此，在以下数值的情况下：

M＝80000kg；

g＝9.81m/s²；

Cr＝0.001；

获得以下结果：

Eff3＝F_滚动＝F_轮胎＝7848N。

当飞行器停止时，可以使用以下公式来计算第三阻抗负载Eff3：

Eff3＝F_轮胎＝M*g*(A-B*exp^D/C)，

其中A、B、C为作为上述参数的函数计算的系数，其中D为飞行器的停机时间。

因此，在以下数值的情况下：

M＝80000kg；

g＝9.81m/s²；

D＝120分钟；

A＝0.05；

B＝0.0025，

C＝60；

获得以下结果：

Eff3＝F_轮胎＝24743N。

第四阻抗负载Eff4由除轮子之外的飞行器的旋转部件引起。

第四阻抗负载Eff4被确定为以下参数中的至少一个的函数：旋转部件的滚动或其它轴承的至少一个特征、滚动或其它轴承经历的速度、滚动或其它轴承施加的负载、旋转部件之间的摩擦。

可以使用以下公式计算第四阻抗负载Eff4：

Eff4＝F_旋转部件＝Cf*Vr，

其中Cf为取决于上述参数的摩擦系数、Vr为旋转部件的旋转速度。

因此，在以下数值的情况下：

Cf＝50；

Vr＝20rad/s；

获得以下结果：

Eff4＝F_旋转部件＝1000N。

最小负载计算块14通过将第一阻抗负载Eff1、第二阻抗负载Eff2、第三阻抗负载Eff3和第四阻抗负载Eff4相加并加上负载裕度来计算最小负载阈值Seuil_min。负载裕度为固定裕度，或者可以为阻抗负载之和的百分比。

因此，在150N的固定裕度的情况下，对于运动中的飞行器，获得最小负载阈值Seuil_min：

Seuil_min＝13697N+112N+7848N+1000N+150N＝22807N。

在等于阻抗负载之和的10％的裕度的情况下，对于运动中的飞行器，获得最小负载阈值Seuil_min：

Seuil_min＝(13697N+112N+7848N+1000N)*(1+10％)＝24923N。

处理链7还包括最大负载选择块15，最大负载选择块15确定等于加速度负载Eff_a的最大值和最小负载阈值Seuil_min的最大负载阈值Seuil_max。

根据用于负载值的符号的标准，并且根据飞行器在滑行时的运动方向，加速度负载Eff_a和最小负载阈值Seuil_min两者均可以为正或负。最大负载选择块15从加速度负载Eff_a和最小负载阈值Seuil_min中选择绝对值的最大值，并且如果选择最小负载阈值Seuil_min则保持加速度负载Eff_a的符号，或者如果选择最小负载阈值Seffil_min则保持最小负载阈值Seuil_min。

因此，如果加速度负载Eff_a等于15000N，以及最小负载阈值Seuil_min等于20000N(反之亦然)，则最大负载阈值Seuil_max等于20000N。如果加速度负载Eff_a等于-15000N，以及最小负载阈值Seuil_min等于-20000N，则最大负载阈值Seuil_max等于-20000N。

在图4中说明了通过最大负载选择块15确定最大负载阈值Seuil_max的原理。阴影区域16对应于使得通过增加加速度来提高滑行性能水平成为可能的负载，同时维持可接受的负载水平以便不会使滑行系统和起落架1的机械部件过度拉紧。

因此，最大负载选择块15产生最大负载阈值Seuil_max，最大负载阈值Seuil_max使得通过减小飞行器滑行系统和起落架1的机械部件所经受的应力和疲劳水平来优化滑行系统和起落架1的机械部件的寿命成为可能。通过选择加速度负载Eff_a和最小负载阈值Seuil_min的最大值，在没必要考虑起落架1已经经受的应力和疲劳水平的情况下，不管怎样避免了对滑行性能水平的任何不利影响。

用于控制滑行系统的方法还包括实现最小负载选择块17，最小负载选择块17通过选择标称负载指令Comm_nom和最大负载阈值Seuil_max的最小值生成优化的负载指令Comm_opt。

由最小负载选择块17进行的选择以与由最大负载选择块15进行的选择相似的方式进行——如果它仅是所选择的绝对值中的最小值。

因此，如果标称负载指令Comm_nom等于15000N，以及最大负载阈值Seuil_max等于20000N(反之亦然)，则优化的负载指令Comm_opt等于15000N。如果标称负载指令Comm_nom等于-15000N，最大负载阈值Seuil_max等于-20000N(反之亦然)，则优化的负载指令Comm_opt等于-15000N。

在图5中说明了由最小负载选择块17确定优化负载指令Comm_opt的原理。

最小负载选择块17的实现构成保护装置，保护装置使得将处理链7并入现有技术的用于控制滑行系统的方法中成为可能，同时保留现有技术的用于控制滑行系统的该方法的实现条件和取样时间。

因此，优化的负载指令Comm_opt并不系统地对应于由最大负载选择块15产生的最大负载阈值Seuil_max，以通过减小起落架所经受的应力和疲劳水平来优化起落架的寿命。特别地，当电动马达产生的动力低时(由于受到限制，或者由于指令)，飞行器的加速度低，并且不使用寿命的优化。

用于控制滑行系统的方法还包括负载管理块18的实现，负载管理块18将优化的加载指令Comm_opt转换成用于驱动电动马达的有效负载指令Comm_eff。

如果需要，负载管理块18产生限制(饱和度、斜率限制等)、调整，使得有效负载指令Comm_eff符合所使用的标准(符号、单位等)，或者实现多种控制方法之间的切换。显然，负载管理块18可能不执行任何操作，并且因此优化的负载指令Comm_opt等于有效加载指令Comm_eff。

现在参考图6说明根据本发明的第一实施例的用于控制滑行系统的方法的实现。

当飞行器的滑行开始于时刻t0时，加速度设定值Cons_a具有恒定值。估计的加速度Acc_es表现出加速度过冲20和静态加速度误差21。

标称负载指令Comm_nom相对高。控制方法使得产生显著低于标称负载指令Comm_nom的有效负载指令Comme_ff成为可能。阴影区域22表示负载方面的增益，这使得减小滑行系统和起落架1的机械部件上的应力成为可能。

应当注意，加速度过冲20生成有限且可接受的负载过冲23。静态负载误差24也是可接受的。其甚至可以通过加速度设定值Cons_a来减小。

用于确定根据本发明第一实施例的控制方法的规模的要遵守的主要要求是：确保处理链7和整个方法的稳定性、尽可能地最小化过冲(并且如果可能的话将其消除)、使加速度设定值Cons_a和响应时间适应于最低可接受的滑行性能水平以及限定加速度设定值Cons_a，加速度设定值Cons_a使得补偿静态误差成为可能。

在此应当注意，如果加速度设定值Cons_a无法实现(例如，由于滑行系统可用的电力无法补偿飞行器的重量或跑道的坡度)，则处理链7不会修改根据本发明的第一实施例的控制方法的行为。实际上，这种情况下的控制方法授权生成越来越高的负载，直到达到加速度设定值Cons_a。

还应当注意，根据本发明的第一实施例的用于控制滑行系统的方法的处理链7也可以并入现有技术的控制方法中，而不管用于负载指令的负载(转矩、转速、负载等)，并且这样做不需要改变现有技术的控制方法所使用的接口。飞行器飞行员产生的滑行指令和输入信号保持相同。

参考图7，根据本发明的第二实施例的用于控制滑行系统的方法类似于根据本发明的第一实施例的用于控制滑行系统的方法，除了根据本发明的第二实施例的用于控制滑行系统的方法的最小负载计算块25不同于最小负载计算块14之外。

由最小负载计算块25产生的最小负载阈值Seuil_min为预定的恒定阈值。

在此通过仅关于起落架1本身的机械部件(而不是滑行系统的机械部件)的研究和分析来限定预定的恒定阈值。根据本发明的第二实施例的用于控制滑行系统的方法的实现需要较少的资源，因为最小负载阈值Seuil_min不再实时计算，并且仅与起落架的机械部件而不是滑行系统的机械部件相关地优化。

在此，最小负载阈值Seuil_min等于25000N(在这种情况下，阈值对应于所有主起落架)。当起落架1在80％的滑行阶段(其对应于最小负载阈值Seuil_min用于限定有效负载指令的所有滑行阶段的百分比)期间经受的负载低于25000N时，起落架的使用寿命增加70％。

当然，本发明并非限于所描述的实施例，而是包括落在由权利要求限定的本发明的范围内的任何变型。

特别地，在说明书中使用的数值仅用于说明本发明，并且当然可以不同于本发明的实现。

Claims

1.一种用于控制滑行系统的方法，所述滑行系统适于在飞行器的滑行期间移动所述飞行器，所述方法包括以下步骤：

-生成标称负载指令(Comm_nom)；

-生成加速度设定值(Cons_a)；

-与生成所述标称负载指令并行地实现旨在限定最大负载阈值(Seuil_max)并包括调节回路(Br)的处理链(7)，所述调节回路(Br)的设定值为所述加速度设定值(Cons_a)，并且其指令为加速度指令(Comm_a)，所述加速度指令转换为加速度负载(Eff_a)，从而使得在滑行期间获得等于所述加速度指令(Comm_a)的所述飞行器的加速度成为可能，所述最大负载阈值等于所述加速度负载(Eff_a)和最小负载阈值(Seuil_min)的最大值；

-生成等于所述标称负载指令和所述最大负载阈值的最小值的优化负载指令(Comm_opt)。

2.根据权利要求1所述的用于控制滑行系统的方法，其特征在于，所述最小负载阈值为预定的恒定阈值。

3.根据权利要求1所述的用于控制滑行系统的方法，其特征在于，所述最小负载阈值作为在所述飞行器的滑行期间施加到所述飞行器的阻抗负载的函数进行实时计算。

4.根据权利要求3所述的用于控制滑行系统的方法，其特征在于，所述阻抗负载包括由重力引起的第一阻抗负载(Eff1)、由空气动力作用引起的第二阻抗负载(Eff2)、由所述飞行器的轮胎和所述轮胎与所述飞行器在所述飞行器的滑行期间在其上滚动的跑道之间的地面的关联引起的第三阻抗负载(Eff3)、由所述飞行器的旋转部件引起的第四阻抗负载(Eff4)中的负载。

5.根据权利要求4所述的用于控制滑行系统的方法，其特征在于，所述第一阻抗负载(Eff1)被确定为以下参数中的至少一个的函数：所述飞行器的重量、所述飞行器在其上滚动的跑道的局部或整体斜率、所述飞行器的至少一个几何特征。

6.根据权利要求4所述的用于控制滑行系统的方法，其特征在于，所述第二阻抗负载(Eff2)被确定为以下参数中的至少一个的函数：所述飞行器的速度、主动阻力表面、阻力系数、飞行器升力系数、周围空气速度、周围空气密度。

7.根据权利要求4所述的用于控制滑行系统的方法，其特征在于，所述第三阻抗负载(Eff3)被确定为以下参数中的至少一个的函数：所述飞行器的所述轮胎的至少一个特征、每个轮胎经历的负载、所述飞行器的停机时间、所述跑道的所述地面的至少一个特征。

8.根据权利要求4所述的用于控制滑行系统的方法，其特征在于，所述第四阻抗负载(Eff4)被确定为以下参数中的至少一个的函数：所述飞行器的旋转部件的滚动或其它轴承的至少一个特征、滚动或其它轴承经历的速度、滚动或其它轴承施加的负载、所述旋转部件之间的摩擦。

9.根据权利要求1至8中任一项所述的用于控制滑行系统的方法，其特征在于，所述调节回路(Br)包括比例、积分、微分(13)型调节器。