CN114088378B - 一种航空机轮刹车通道故障检测方法 - Google Patents

一种航空机轮刹车通道故障检测方法 Download PDF

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Abstract

本发明一种航空机轮刹车通道故障检测方法属于航空机轮刹车系统故障诊断与检测技术领域。一种航空机轮刹车通道故障检测方法包括刹车系统自检、采集刹车指令信号值、获取刹车电压信号值、采集机轮速度信号值、求取机轮打滑量、求取刹车电流、计算期望刹车压力、采集实际输出刹车压力、刹车通道故障判定的步骤。所述故障检测方法能够识别在刹车过程中刹车电路异常输出、转换阀机械故障、液压保险机械故障以及刹车控制阀机械卡滞导致的刹车通道故障。

Description

一种航空机轮刹车通道故障检测方法
技术领域
本发明属于航空机轮刹车系统故障诊断与检测技术领域，具体是一种航空机轮刹车通道故障检测方法。
背景技术
目前，对于刹车通道的故障检测手段较欠缺，常用的方法为通过分别判断刹车控制阀、切断阀、刹车电路、压力传感器故障，上述系统附件任意故障时认为刹车通道故障。
刹车控制阀：通过检测刹车控制阀内部线圈是否开路、短路，确定刹车控制阀的故障状态。
切断阀检测：通过检测切断阀内部线圈是否开路、短路，确定切断阀的故障状态。
刹车电路检测：刹车系统上电初始时刻检测，具体方法为在刹车控制单元CPU中设计软件逻辑在刹车电路的输入端施加激励信号，通过比对激励信号对应的刹车电流以及刹车电路实际输出刹车电流进行判断。
压力传感器故障：当压力传感器输出电流信号小于静态值或大于满量程输出值时认为压力传感器故障。
上述刹车通道的故障检测方法存在以下缺陷：
对于刹车电路的检测在系统通电检测时刻进行；对于通电检测后系统可能出现的刹车电路故障引起系统输出刹车压力不受控的故障个模式无法检测；
刹车控制阀的检测只是对刹车控制阀内部线圈的开路、短路状态进行检测，对于刹车控制阀机械卡滞导致刹车压力不受控故障模式无法识别、检测。
对于转换阀、液压保险故障引起的刹车通道故障无法识别，可能造成误判。
根据上述分析，原有的刹车通道检测方法存在一定的缺陷，设计一种新型刹车通道故障检测方法有助于提高刹车系统故障诊断能力，是十分重要，且十分必要的。
发明内容
为了克服航空机轮刹车通道故障检测中存在的刹车电路异常、刹车控制阀机械卡滞、转换阀机械故障、液压保险机械故障不能检测的不足，本发明提出了一种航空机轮刹车通道故障检测方法。
本发明解决其技术问题所采取的技术方案是：
一种航空机轮刹车通道故障检测方法，其特征在于，包括刹车系统自检、采集刹车指令信号值、获取刹车电压信号值、采集机轮速度信号值、求取机轮打滑量、求取刹车电流、计算期望刹车压力、采集实际输出刹车压力、刹车通道故障判定的步骤，具体过程如下：
步骤1，刹车系统自检
航空机轮刹车系统处于正常工作状态，刹车控制单元对刹车通道的刹车控制阀、切断阀、压力传感器、刹车电路进行自检。
当自检结果显示异常时，即判定刹车通道处于故障状态。
当自检结果显示正常时，进入到步骤2。
步骤2，采集刹车指令信号值
航空机轮刹车系统处于正常工作状态，当刹车系统自检结果显示正常时，操作刹车脚蹬，使其处于未刹车或刹车的任一状态。
指令传感器实时采集刹车指令信号值Vb，并将该刹车指令信号值Vb传输至刹车控制单元，刹车控制单元记录该状态下的刹车指令信号值Vb。
步骤3，获取刹车电压信号值
刹车控制单元将记录的步骤2刹车脚蹬所处状态下的刹车指令信号值Vb实时转换为刹车电压信号值VF。
刹车电压信号值VF与刹车指令信号值Vb为线性对应关系。
步骤4，采集机轮速度信号值
在步骤2采集刹车指令信号值的同时，机轮刹车系统的速度传感器采集机轮速度信号值VW，并将该状态的机轮速度信号值VW传输至刹车控制单元，刹车控制单元记录该状态下的机轮速度信号值VW。
刹车控制单元实时记录飞机速度Vfly。
步骤5，求取机轮打滑量VS
刹车控制单元将记录的机轮速度信号值VW转换为机轮打滑量VS。
步骤6，求取刹车电流
首先，计算刹车量
由步骤3得到的刹车电压信号值VF、步骤5得到的机轮打滑量VS，计算刹车量Vout如下；
当VF≥VS时，
Vout＝VF-VS (3)
当VF＜VS时，Vout＝0。
其次，计算刹车电流
刹车控制单元将刹车量Vout转换为刹车电流Iout，计算公式如式(4)；
Iout＝b1Vout (4)
式(4)中，b1为常数。
步骤7，计算期望刹车压力
刹车控制单元根据刹车量Vout计算期望刹车压力值Pin，二者呈线性对应关系。
步骤8，采集实际输出刹车压力
压力传感器实时采集与刹车状态相对应的刹车系统的压力，并将采集到的压力信号值Ipress传输至刹车控制单元，刹车控制单元记录该压力信号值Ipress，并将压力信号值Ipress转换为机轮刹车的实际输出刹车压力。
步骤9，刹车通道故障判定
刹车控制单元依据判据(7)对刹车通道状态进行判定，当式(7)成立时，判定刹车通道处于故障状态。当式(7)不成立时，判定刹车通道处于正常状态。
判定刹车通道故障的判据为：
|Pin-Pout|>P0 (7)
式(7)中，对于同一刹车系统，P0为定值，本实施例中,P0＝4MPa。
至此，完成刹车通道是否处于故障状况的检测。
上述的故障检测方法，所述刹车系统自检结果显示正常时，表明刹车控制阀、切断阀、压力传感器、刹车电路处于正常工作状态。
上述的故障检测方法，所述刹车电压信号值VF与刹车指令信号值Vb的关系，如式(1)：
VF＝a1Vb+a2 (1)
式(1)，a1、a2均为常数。
上述的故障检测方法，所述机轮打滑量VS与机轮速度信号VW的关系，如式(2)：
Vs＝Kp(Vfly-VW)+Ki((Vfly-VW)+Sum_V)+Kd(Vfly-VW) (2)
式(2)中，Kp为比例系数、Ki为积分时间常数、Kd为微分时间常数，Sum_V为轮速差的累加值。
上述的故障检测方法，所述刹车量Vout与期望刹车压力值Pin二者对应关系如式(5)：
Pin＝(Iout-Ifa)Pmax/(Imax-Ifa) (5)
式(5)中，Iout为刹车控制单元输出的刹车电流，Ifa为刹车控制阀死区电流,Imax为打滑量为0且满刹车指令时刹车控制单元理论输出的刹车电流，Pmax为刹车系统输出的理论压力值。
上述的故障检测方法，将压力信号值Ipress转换为机轮刹车的实际输出压力，转换公式如式(6)：
Pout＝(Ipress-IJT)Pmax_p/(Iall-IJT) (6)
式(5)中,IJT为压力传感器的静态电流值，Iall为压力传感器满量程电流值，Pmax_p为压力传感器满量程对应的压力值。
上述的故障检测方法，航空机轮刹车通道由刹车控制单元、刹车控制阀、切断阀、转换阀、液压保险、压力传感器、刹车电路组成。
本发明的有益效果是：
一种航空机轮刹车通道故障检测方法根据指令传感器、机轮速度传感器输出信号进行刹车、打滑量计算，最终生成期望刹车压力，通过期望刹车压力与压力传感器输出的反馈压力比较实现刹车通道的故障检测。
本发明考虑打滑状态实际刹车压力的下降以及刹车控制阀的零点漂移问题，可弥补刹车通道常规检测的不足。
本发明检测方法与常规检测方法对比见表1。
表1本发明检测方法与常规检测方法对比表
Figure BDA0003398880150000051
通过对比我们可以发现，本发明的故障检测方法能够识别在刹车过程中刹车电路异常输出、转换阀机械故障、液压保险机械故障以及刹车控制阀机械卡滞导致的刹车通道故障，能够完全准确地反映当前刹车通道的真实状态。
本发明提出的故障检测方法可解决常规方法存在的不足，提高刹车通道工作的安全性和可靠性。
附图说明
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
图1是机轮刹车通道构件关系图；
图2是本发明逻辑框图。
具体实施方式
实施例
航空机轮刹车通道由刹车控制单元、刹车控制阀、切断阀、转换阀、液压保险、压力传感器、刹车电路组成，如图1所示。
一种航空机轮刹车通道故障检测方法，包括如下步骤：
步骤1，刹车系统自检
航空机轮刹车系统处于正常工作状态，刹车控制单元对刹车通道的刹车控制阀、切断阀、压力传感器、刹车电路进行自检。
当自检结果显示异常时，即判定刹车通道处于故障状态。
当自检结果显示正常时，即表明刹车控制阀、切断阀、压力传感器、刹车电路处于正常工作状态。
步骤2，采集刹车指令信号值
航空机轮刹车系统处于正常工作状态，当刹车系统自检结果显示正常时，操作刹车脚蹬，使其处于未刹车或刹车的任一状态；
指令传感器实时采集刹车指令信号值Vb，并将该刹车指令信号值Vb传输至刹车控制单元，刹车控制单元记录该状态下的刹车指令信号值Vb。
步骤3，获取刹车电压信号值
刹车控制单元将记录的步骤2刹车脚蹬所处状态下的刹车指令信号值Vb实时转换为刹车电压信号值VF，该转换按式(1)计算。
VF＝a1Vb+a2 (1)
式(1)，a1、a2均为常数。
由式(1)可知，刹车电压信号值VF与刹车指令信号值Vb为线性对应关系。
步骤4，采集机轮速度信号值
在步骤2采集刹车指令信号值的同时，机轮刹车系统的速度传感器采集机轮速度信号值VW，并将该状态的机轮速度信号值VW传输至刹车控制单元，刹车控制单元记录该状态下的机轮速度信号值VW。
刹车控制单元实时记录飞机速度Vfly。
步骤5，求取机轮打滑量VS
刹车控制单元将记录的机轮速度信号值VW转换为机轮打滑量VS，机轮打滑量VS由式(2)计算得出。
Vs＝Kp(Vfly-VW)+Ki((Vfly-VW)+Sum_V)+Kd(Vfly-VW) (2)
式(2)中，Kp为比例系数、Ki为积分时间常数、Kd为微分时间常数，Sum_V为轮速差的累加值。
步骤6，求取刹车电流
首先，计算刹车量
由步骤3得到的刹车电压信号值VF、步骤5得到的机轮打滑量VS，刹车量Vout计算如下；
当VF≥VS时，
Vout＝VF-VS (3)
当VF＜VS时，Vout＝0。
其次，计算刹车电流
刹车控制单元将刹车量Vout转换为刹车电流Iout，计算公式如式(4)。
Iout＝b1Vout (4)
式(4)中，b1为常数。
步骤7，计算期望刹车压力
刹车控制单元根据刹车量Vout计算期望刹车压力值Pin，二者呈线性对应关系。
Pin＝(Iout-Ifa)Pmax/(Imax-Ifa) (5)
式(5)中，Iout为刹车控制单元输出的刹车电流，Ifa为刹车控制阀死区电流,Imax为打滑量为0且满刹车指令时刹车控制单元理论输出的刹车电流，Pmax为刹车系统输出的理论压力值。
步骤8，采集实际输出刹车压力
压力传感器实时采集与刹车状态相对应的刹车系统的压力，并将采集到的压力信号值Ipress传输至刹车控制单元，刹车控制单元记录该压力信号值Ipress，并通过式(6)将压力信号值Ipress转换为机轮刹车的实际输出刹车压力。转换公式如式(6)。
Pout＝(Ipress-IJT)Pmax_p/(Iall-IJT) (6)
式(5)中,IJT为压力传感器的静态电流值，Iall为压力传感器满量程电流值，Pmax_p为压力传感器满量程对应的压力值。
步骤9，刹车通道故障判定
判定刹车通道故障的判据为：
|Pin-Pout|>P0 (7)
式(7)中，对于同一刹车系统，P0为定值，本实施例中,P0＝4MPa。
刹车控制单元依据判据(7)对刹车通道状态进行判定，当式(7)成立时，判定刹车通道处于故障状态；当式(7)不成立时，判定刹车通道处于正常状态。
至此，完成刹车通道是否处于故障状况的检测。
航空机轮刹车工作过程为：安装在刹车脚蹬下的刹车指令传感器感应驾驶员踩刹车的力道，输出刹车指令信号给刹车控制单元，同时机轮速度传感器也将机轮速度信号送给刹车控制单元，刹车控制单元通过机轮速度信号计算防滑量并将刹车指令与防滑量综合形成刹车电压，当刹车电压大于阀值时接通切断阀，使液压油路接通。同时刹车控制单元中的刹车电路将刹车电压转换为刹车电流输出至刹车控制阀，调节液压油路中的压力，实现机轮刹车。

Claims (7)

1.一种航空机轮刹车通道故障检测方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1，刹车系统自检：
航空机轮刹车系统处于正常工作状态，刹车控制单元对刹车通道的刹车控制阀、切断阀、压力传感器、刹车电路进行自检；
当自检结果显示异常时，即判定刹车通道处于故障状态；
当自检结果显示正常时，进入到步骤2；
步骤2，采集刹车指令信号值
航空机轮刹车系统处于正常工作状态，当刹车系统自检结果显示正常时，操作刹车脚蹬，使其处于未刹车或刹车的任一状态；
指令传感器实时采集刹车指令信号值Vb，并将该刹车指令信号值Vb传输至刹车控制单元，刹车控制单元记录该状态下的刹车指令信号值Vb；
步骤3，获取刹车电压信号值：
刹车控制单元将记录的步骤2刹车脚蹬所处状态下的刹车指令信号值Vb实时转换为刹车电压信号值VF；
刹车电压信号值VF与刹车指令信号值Vb为线性对应关系；
步骤4，采集机轮速度信号值：
在步骤2采集刹车指令信号值的同时，机轮刹车系统的速度传感器采集机轮速度信号值VW，并将该状态的机轮速度信号值VW传输至刹车控制单元，刹车控制单元记录该状态下的机轮速度信号值VW；
刹车控制单元实时记录飞机速度Vfly；
步骤5，求取机轮打滑量VS：
刹车控制单元将记录的机轮速度信号值VW转换为机轮打滑量VS；
步骤6，求取刹车电流：
首先，计算刹车量：
由步骤3得到的刹车电压信号值VF、步骤5得到的机轮打滑量VS，计算刹车量Vout如下；
当VF≥VS时，
Vout＝VF -VS (3)
当VF＜VS时，Vout＝0；
其次，计算刹车电流：
刹车控制单元将刹车量Vout转换为刹车电流Iout，计算公式如式(4)；
Iout＝b1Vout (4)
式(4)中，b1为常数；
步骤7，计算期望刹车压力：
刹车控制单元根据刹车量Vout计算期望刹车压力值Pin，二者呈线性对应关系；
步骤8，采集实际输出刹车压力：
压力传感器实时采集与刹车状态相对应的刹车系统的压力，并将采集到的压力信号值Ipress传输至刹车控制单元，刹车控制单元记录该压力信号值Ipress，并将压力信号值Ipress转换为机轮刹车的实际输出刹车压力；
步骤9，刹车通道故障判定：
刹车控制单元依据判据(7)对刹车通道状态进行判定，当式(7)成立时，判定刹车通道处于故障状态；当式(7)不成立时，判定刹车通道处于正常状态；
判定刹车通道故障的判据为：
|Pin-Pout|>P0 (7)
式(7)中，对于同一刹车系统，P0为定值；
至此，完成刹车通道是否处于故障状况的检测。
2.根据权利要求1所述的航空机轮刹车通道故障检测方法，其特征在于，所述刹车系统自检结果显示正常时，表明刹车控制阀、切断阀、压力传感器、刹车电路处于正常工作状态。
3.根据权利要求1所述的航空机轮刹车通道故障检测方法，其特征在于，所述刹车电压信号值VF与刹车指令信号值V b的关系，如式(1)：
V F＝a1Vb +a2 (1)
式(1)中，a1、a 2均为常数。
4.使用如权利要求1所述的航空机轮刹车通道故障检测方法，其特征在于，所述机轮打滑量VS与机轮速度信号V W的关系，如式(2)：
Vs＝Kp (Vfly -VW )+K i ((Vfly -VW )+Sum_V)+K d (Vfly -VW ) (2)
式(2)中，Kp为比例系数、K i为积分时间常数、Kd为微分时间常数，Sum_V为轮速差的累加值。
5.根据权利要求1所述的航空机轮刹车通道故障检测方法，其特征在于，所述刹车量Vout与期望刹车压力值Pin二者对应关系如式(5)：
P in＝(I out -I fa )P max /(I max -I fa ) (5)
式(5)中，I out为刹车控制单元输出的刹车电流，I fa为刹车控制阀死区电流,Imax为打滑量为0且满刹车指令时刹车控制单元理论输出的刹车电流，P max为刹车系统输出的理论压力值。
6.根据权利要求1所述的航空机轮刹车通道故障检测方法，其特征在于，将压力信号值I press转换为机轮刹车的实际输出压力，转换公式如式(6)；
Pout ＝(Ipress -IJT )Pmax_p /(Iall -IJT ) (6)
式(6)中，IJT为压力传感器的静态电流值，Iall为压力传感器满量程电流值，P max_p为压力传感器满量程对应的压力值。
7.根据权利要求1所述的航空机轮刹车通道故障检测方法，其特征在于，航空机轮刹车通道由刹车控制单元、刹车控制阀、切断阀、转换阀、液压保险、压力传感器、刹车电路组成。
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