CN108073070A - 控制电气滑行系统的方法 - Google Patents

Abstract

一种用于控制适配成在飞行器滑行时移动飞行器的电气滑行系统的控制方法，该方法包括以下步骤：生成针对飞行器的地面速度设定值(Cvs)；将地面速度设定值(Cvs)转换为呈现因变于时间的曲线的经优化速度设定值(Cvo)，该曲线具有包括多个线性部分(5、6、7、8)的预定义函数，每个线性部分具有因变于地面速度设定值的斜率；实现调节器回路，该调节器回路具有经优化速度设定值(Cvo)的作为其设定值；以及根据调节器回路的输出生成针对电气滑行系统的命令(Coc)。

Description

控制电气滑行系统的方法

技术领域

本发明涉及飞行器滑行的领域。

发明背景

安装在飞行器上的滑行系统使得在飞行器正在滑行时的阶段期间以自主(即，避免使用飞行器的主引擎)的方式移动成为可能。

在电气滑行系统中，一个或多个起落架所承载的机轮在滑行阶段期间由包括电动机的致动器转动驱动。

当在使用此种滑行系统时的飞行器滑行阶段期间，飞行器由此由起落架来驱动，该起落架具有由滑行系统转动驱动的机轮。

尤其是在用较小的飞行器地面速度操纵飞行器(向前或向后)时，准确地控制此种滑行系统的速度是重要的。

通常，对于2节(kt)的飞行器地面速度而言，所需的准确性是10％，即0.2kt，或者约10每秒厘米(cm/s)。此种准确性获得起来相对复杂，尤其因为地面速度的测量容易受各种不准确源的影响：(诸)传感器的不准确；数据分解；传输延迟等。在给定飞行器的重量可在1到2的范围上变化，并给定飞行器在其上滑行的轨道的任何斜坡的影响相当大的情况下，该准确性在面对滑行系统遭受的力有较大变化时也必须是强健的。

发明目的

本发明的目的是改善以低速控制飞行器的电气滑行系统的准确性。

发明内容

为了达成该目的，提供了一种用于控制电气滑行系统的控制方法，该电气滑行系统适于在飞行器在滑行时移动飞行器，该方法包括以下步骤：

生成针对该飞行器的地面速度设定值；

将地面速度设定值转换为呈现因变于时间的曲线的经优化速度设定值，该曲线具有包括多个线性部分的预定义函数，每个线性部分具有因变于地面速度设定值的斜率；

实现调节器回路，所述调节器回路具有该经优化速度设定值作为其设定值；以及

根据调节器回路的输出生成针对电气滑行系统的命令。

通过将地面速度设定值转换为呈现因变于时间的曲线的经优化速度设定值，该曲线具有预定义轮廓，所述预定义轮廓被作为输入施加至调节回路，由此避免了调节回路中的任何不稳定性。具体地，不需要计算加速度，其中此种计算是主要的不准确源。

本发明可以鉴于以下对于本发明的特定非限定性实施例的描述而被更好地理解。

附图说明

对各附图作出引用，在附图中：

图1示出了在本发明的用于控制电气滑行系统的方法中实现的处理系统；

图2示出了针对地面速度设定值、针对经优化速度设定值以及针对测得速度的曲线；

图3示出了处理系统的调节器回路的比例块的比例增益曲线；

图4示出了针对测得速度、针对比例块的比例增益以及针对转向角的曲线；

图5示出了针对处理系统的调节器回路的积分器块的积分器增益的曲线；以及

图6示出了针对处理系统的调节器回路的微分器块的微分器增益的曲线。

具体实施方式

在该示例中，在飞行器上实现本发明的用于控制电气滑行系统的方法。

飞行器具有位于该飞行器前面的主起落装置和辅助起落装置。

主起落装置包括起落架，每个起落架具有可滑动地安装在该起落装置的支柱中并承载两个机轮的杆。

电气滑行系统对主起落装置的机轮起作用以在滑动飞行器时以自主方式移动该飞行器。

辅助起落装置具有占用转向角的可转向部分，控制转向角以便在飞行器滑行时控制该飞行器。

在该示例中，电气滑行系统具有致动器(具有电动机)、电源模块(通常被称为功率计算机、控制器、电子设备等)和电气控制模块(通常被称为控制计算机、控制器、电子设备等)。功率电气模块和控制电气模块可自然地被集成在单个电气单元内。

参照图1和2，飞行器飞行员在滑行阶段期间生成地面速度设定值Cvs以用于滑行飞行器。本发明的控制方法实现了处理系统1，该处理系统1在飞行器正滑行的阶段期间使用地面速度设定值Cvs来控制飞行器的地面速度。

在所示的示例中，地面速度设定值Cvs是与操纵飞行器后退对应的步进函数。此种后退操纵是相对关键的，因为不建议选择致动刹车踏板来避免使飞行器倾斜。在开始时间t0，地面速度设定值Cvs经过零速度到恒定目标速度Vc(其中在该示例中，目标速度Vc是负值)，并且随后，在结束时间t1，它经过目标速度Vc到零速度。

在地面速度设定值Cvs的基础上，控制电气模块生成扭矩命令Coc以应用于主起落装置的机轮。扭矩命令Coc被传送给功率电气模块。功率电气模块使用扭矩命令Coc以生成控制电流，功率电气模块将该控制电流传送给电动机。

飞行器的实际速度由该飞行器的速度传感器来测量。速度传感器位于飞行器前面，靠近驾驶舱。飞行器的速度控制由此控制飞行器前面的速度，由此使得飞行员能直接感测速度控制的效果。

测得速度Vm由处理系统1中的速度测量处理块2来处理。速度测量处理块2具有用于消除测得速度Vm中存在的测量噪声的滤波器，并且由此避免由沿处理系统1传播的测量噪声产生的任何振荡。该滤波器的截止频率直接与测得速度Vm成比例：测得速度Vm越快，滤波量越大。这限制了通过以较低或非常低的速度进行滤波所导致的延迟，并且改善了处理系统1的稳定性。在来自速度测量处理块2的输出处获得经滤波测得速度Vmf。

地面速度设定值Cvs由地面速度处理器块4处理，地面速度处理块4将地面速度设定点Cvs转换为经优化速度设定值Cvo。随后使用经优化地面速度设定值Cvo作为其设定值来实现调节器回路3。

经优化地面速度设定值Cvo呈现因变于时间的曲线，该曲线具有由多个线性部分构成的预定义轮廓。

预定义轮廓具有开始线性部分5、两个加速线性部分6、目标速度线性部分7以及两个减速线性部分8。

开始线性部分5表示零斜率，并且它定义小于目标速度Vc的预定速度水平。

预定速度水平被用于确保飞行器可被设置为运动，尽管可能发生所谓“方轮”现象，并且这可能是瞬间进行的。每当飞行器静止在地面上超过某个时间段时，与地面接触的机轮的圆周往往呈现与地面轮廓匹配的形状。机轮(和地面)因此与飞行器运动的阻力对立。为了以瞬时方式移动飞行器，一开始就应用不小于释放扭矩的扭矩是恰适的。预定速度水平使得在调节器回路3中生成较大速度误差Δv(等于经优化速度设定值Cvo与测得速度Vm之差)成为可能，该较大速度误差Δv产生不小于释放扭矩的较大扭矩命令Coc。在缺少预定速度水平的情况下，将存在飞行器的实际运动将在要求运动之后仅若干秒开始的风险。

开始线性部分5之后是两个加速线性部分6，它们使经优化速度设定值Cvo达到等于地面速度设定值Cvs的值(即，等于目标速度Vc)的值。

两个加速线性部分6包括第一加速线性部分6a以及第二加速线性部分6b，第一加速线性部分6a使经优化速度设定值Cvo在响应时间Tr结束时达到位于准确性范围Ip内的值，第二加速线性部分6b使经优化速度设定值Cvo达到等于地面速度设定值Cvs(即，等于目标速度Vc)的值。

准确性范围Ip和响应时间Tf是“规定的”，即它们满足飞行器制造商用于确保飞行器的滑行性能的规范。

第一加速部分6a由此用于获得在响应时间Tr结束时位于准确性范围Ip内的测得速度Vm。

第二加速线性部分6b的斜率被调整以确保飞行器的地面速度稳定，从而测得速度Vm相对于地面速度设定值Cvo呈现最小过冲值。应该观察到，因为测得速度Vm已经在准确性范围Ip内，所以第二加速线性部分6b的斜率值与规范无关。其斜率实际上可能相对较小，并且在处理系统1的响应时间Tr中不被考虑。

第一加速线性部分6a的斜率和第二加速线性部分6b的斜率由此各自因变于飞行器制造商的规范和/或处理系统1的动态误差，和/或地面速度设定值Cvs。这确保扭矩命令Coc不会超尺寸，由此减小了主起落装置和电气滑行系统遭受的机械应力。

继第一加速线性部分6a和第二加速线性部分6b之后的目标速度线性部分7呈现零斜率。飞行器的速度在地面速度设定值Cvs变为0时的时刻t1稳定在目标值Vc。

目标速度线性部分7之后是两个减速线性部分8，一旦地面速度设定值Cvs已经变为0，两个减速线性部分8就使经优化速度设定值Cvo达到零值。

在两个减速线性部分8中，存在第一减速线性部分8a和第二减速线性部分8b，第一减速线性部分8a使经优化速度设定值Cvo在响应时间Tr结束时达到位于准确性范围Ip内的值，而第二减速线性部分8b使经优化速度设定值Cvo达到零值。

第一减速线性部分8a的定义由此类似于第一加速线性部分6a的定义。

第二减速线性部分8b是非常重要的，因为它使得飞行器能逐渐停止并且使得能给予电气滑行系统令人满意的且足以完成飞行器的机动的准确性。

第一减速线性部分8a的斜率和第二减速线性部分8b的斜率由此各自因变于飞行器制造商的规范和/或处理系统1的动态误差，和/或地面速度设定值Cvs。

应观察到，等同于开始线性部分5的线性部分不是必需的，因为“方轮”类型现象有助于制动(在该时刻期望的动作)。

具有多个线性部分的以上描述的预定义轮廓使得将以使得获得响应时间快、稳定性好且静态误差低的速度控制的方式来调整处理系统1。

调节器回路3具有第一减法器10、第二减法器11、第三减法器12、求和电路13、连同比例块14、积分器块15、以及微分器块16。比例块14、积分器块15、以及微分器块16形成比例、积分、微分调节器。

第一减法器10从经优化速度Cvo中减去经滤波测得速度Vmf以便产生经滤波速度误差εvf。

经滤波速度误差εvf被应用为至比例块14的输入。

优选的是，要在比例块14的输入上对速度误差进行滤波以避免在来自比例块14的输出处获得等效于测得速度Vm中存在的噪声电平的噪声电平。由于这种滤波，比例块14冒着生成延迟并且在处理系统1中创建不稳定的风险。

参照图3，由此选择呈现出比例增益20的比例块14，比例增益20取决于飞行器的辅助起落装置的可转向部分的转向角。

具体地，因为飞行器的速度控制是对飞行器的向前速度的控制，所以受控速度取决于转向角。当转向角靠近0时，通过为比例增益20定义小值21，对测得速度中(存在于测得速度Vs中)的噪声的敏感性降低。针对比例增益20的小值21仅通过加速阶段(并且由此加速线性部分6)的特性以及减速阶段(并且由此减速线性部分8)的特性来确定以便获得所需的响应时间Tr。

当转向角增大(绝对值)时，飞行器的噪声动态范围也增大。比例块14的比例增益20随后增大并且达到高值22，该高值22使处理系统1在面对干扰时更稳健，并且使得将飞行器的测得速度Vm保持在规定的准确性范围Ip中成为可能。确定针对比例增益20的值22从而处理系统1在面对处于稳定速度(即，处于目标速度Vc的值)的转向机动时稳健。

图4中解说了使用因变于转向角的比例增益20的优势。

可以看出，当所使用的比例增益是小值的恒定增益23时，转向机动的动态范围对于处理系统1而言太大了，因为所需的速度增加过大。测得速度曲线24随后呈现与准确性范围Ip相比较大的过冲值。

当比例块14的比例增益20取决于转向角时，当转向角较小时呈现小值21而当转向角较大时呈现大值22，处理系统1的反应性得以改善并且测得速度Vm被保持在准确性范围Ip中。

转向角不需要太大以便观察该现象：转向角为40°足够，如同在执行飞行器的推回机动时频繁获得的那样。

第二减法器11从经优化速度设定值Cvo中减去测得速度Vm(未经滤波)以便产生速度误差εv。第三减法器12从速度误差εv中减去抗积分饱和块30(以下更详细描述的)以便产生经校正速度误差εvc。

经校正速度误差εvc被应用为至积分器块15的输入。

应观察到，积分器块15的输入不需要滤波，因为积分器块15本身构成滤波器。积分器块15对测得速度Vm中存在的噪声进行滤波，而不会由于处理该速度增加任何延迟。速度误差εv也由抗积分饱和块30来校正。

参照图5，积分器块15的积分器增益31取决于绝对经校正速度误差|εvc|。

积分器块15的积分器增益31为：

I(p)＝K/p

当绝对经校正速度误差|εvc|较大时，即在加速和减速阶段期间，高积分器增益31被用于使处理系统1更具反应性并获得规定的响应时间Tr。

当绝对经校正速度误差|εvc|较小时，即在测得速度Vm靠近经优化速度设定值Vco时，所要求的积分等级对于动态行为不那么重要。积分主要用于补偿静态误差。此外，与比例增益20一样，稳定速度处的积分器增益31的小值用于减小对测得速度Vm中存在的噪声的敏感性。

经校正速度误差εvc还被应用为微分器块16的输入。再次，应观察到，微分器块16的输入不需要滤波，因为微分器块16本身构成滤波器。微分器块16对测得速度Vm中存在的噪声进行滤波，不会因处理该速度而增加任何延迟。速度误差εv也由抗积分饱和块30来校正。

参照图6，微分器块的微分器增益32取决于绝对经校正速度误差|εvc|。

微分器块16的微分器增益32由下式给出：

D(p)＝K*p/(1+a*K*p)。

当绝对经校正速度误差|εvc|为高时，即在加速和减速阶段期间，微分器增益32的高值被用于使处理系统1更具反应性并通过避免大的过冲值而使处理系统稳定。

当绝对经校正速度误差|εvc|较小时，即在测得速度Vm接近经优化速度设定值Vco时，所要求的微分等级对于动态行为不那么重要。另外，当绝对经校正速度误差|εvc|非常小时，微分器块16可产生计算噪声。因此，当测得速度Vm非常接近经优化速度设定值Cvo时，不使用微分器块16。更精确地并且如图6中所见，当绝对经校正速度误差|εvc|非常小时(图6中的区33)，微分器增益32为0。

求和电路13将来自比例块14的输出、来自积分器块15的输出和来自微分器块16的输出加在一起，以便获得经调节扭矩命令Ccr作为来自调节器回路3的输出。

经调节扭矩命令Ccr被应用为保护块40的输入以用于获得扭矩命令Coc。在该示例中，保护块40执行斜率限位和饱和功能。

抗积分饱和块30执行抗积分饱和功能。接收经调节扭矩命令Ccr和扭矩命令Coc的抗积分饱和块30产生被定义为等于最近经调节扭矩命令Ccr与最近扭矩命令Coc之差的抗积分饱和扭矩Cae。若必要，可通过对系数进行加权来对抗积分饱和扭矩Cae进行加权。抗积分饱和功能通过反馈来操作。它用于使来自积分器块15的输出和来自微分器块16的输出远离饱和区。这用于为处理系统1保留良好的反应性，因为不需要降低滤波等级。

当然，本发明不限于所描述的实现，而是覆盖落在由所附权利要求限定的本发明的范围内的任何变型。

尽管描述了两个加速(和减速)线性部分，但使用仅一个加速(和减速)线性部分，或者实际上使用某个其它数量的加速(和减速)线性部分是可能的。

尽管声称速度传感器位于飞行器前面，但各传感器可位于其它地方，并且例如它们可包括用于感测电动机的速度的传感器、用于感测主起落装置机轮或辅助起落装置机轮的速度的传感器。

基于除飞行器的前面速度以外的速度来执行速度控制也是可能的，并且自然地，生成除扭矩命令以外的命令作为来自处理系统的输出是可能的。

Claims (14)

1.一种用于控制适配成在飞行器滑行时移动所述飞行器的电气滑行系统的控制方法，所述方法包括以下步骤：

生成针对所述飞行器的地面速度设定值(Cvs)；

将所述地面速度设定值(Cvs)转换为呈现因变于时间的曲线的经优化速度设定值(Cvo)，所述曲线具有包括多个线性部分(5、6、7、8)的预定义函数，每个线性部分具有因变于所述地面速度设定值的斜率；

实现调节器回路(3)，所述调节器回路(3)具有所述经优化速度设定值(Cvo)作为其设定值；以及

根据所述调节器回路(3)的输出生成针对所述电气滑行系统的命令(Coc)。

2.如权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述多个线性部分包括开始线性部分(5)，所述开始线性部分(5)呈现零斜率并且定义小于所述地面速度设定值(Cvs)的预定速度水平。

3.如权利要求2所述的控制方法，其特征在于，所述开始线性部分(5)之后是多个加速线性部分(6)，所述多个加速线性部分(6)使所述经优化速度设定值(Cvo)达到等于所述地面速度设定值(Cvs)的值的值。

4.如权利要求2所述的控制方法，其特征在于，所述多个加速线性部分包括第一加速线性部分(6a)和第二加速线性部分(6b)，所述第一加速线性部分(6a)使所述经优化速度设定值(Cvo)在规定响应时间(Tr)结束时达到位于规定准确性范围(Ip)内的值，而所述第二加速线性部分(6b)使所述经优化速度设定值达到等于所述地面速度设定值的值的值。

5.如权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述多个线性部分包括多个减速部分(8)，当所述地面速度设定值变为0时，所述多个减速部分(8)使所述经优化速度设定值达到零值。

6.如权利要求5所述的控制方法，其特征在于，所述多个减速线性部分包括第一减速线性部分(8a)和第二减速线性部分(8b)，所述第一减速线性部分(8a)使所述经优化速度设定值在规定响应时间结束时达到位于规定准确性范围内的速度值，而所述第二减速线性部分(8b)使所述经优化速度设定值达到零值。

7.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述调节器回路(3)包括具有比例块(14)、积分器块(15)和微分器块(16)的比例、积分和微分调节器。

8.如权利要求7所述的控制方法，其特征在于，经滤波的速度误差被应用为所述比例块(14)的输入。

9.如权利要求7所述的控制方法，其特征在于，所述比例块(14)呈现取决于所述飞行器的起落装置的可转向部分的转向角的增益。

10.如权利要求7所述的控制方法，其特征在于，所述积分器块(15)呈现取决于速度误差的增益。

11.如权利要求7所述的控制方法，其特征在于，所述微分器块(16)呈现取决于速度误差的增益。

12.如权利要求11所述的控制方法，其特征在于，当所述速度误差为零时，所述微分器块(16)的所述增益为零。

13.如权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述调节器回路包括抗积分饱和块(30)。

14.如权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述电气滑行系统的所述命令是用于施加到所述飞行器的机轮的扭矩命令。