CN115335286A - 用于控制飞行器滑行系统的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于控制飞行器滑行系统的方法，包括以下步骤：生成用以控制机轮驱动致动器的电机的牵引命令(Com)；检测是否生成了外部制动命令，所述外部制动命令旨在通过制动器控制机轮制动；如果生成了所述外部制动命令，则产生用以控制所述电动机的预定最小命令(Cmp)，使得所述驱动致动器在制动期间在所述机轮上施加预定最小电动机转矩，所述最小电动机转矩严格为正；检测所述飞行器的速度是否变为零，并且如果是，则禁止所述预定最小命令(Cmp)，使得所述驱动致动器在所述机轮上施加零转矩。

Description

用于控制飞行器滑行系统的方法

本发明涉及飞行器滑行系统的领域。

背景技术

设想了为某种现代飞行器配备滑行系统，该滑行系统使得飞行器能够在地面上自主移动，即不使用飞行器的主电机。

滑行系统通常包括多个驱动致动器，每个驱动致动器用于使飞行器的各机轮中的一个旋转。

滑行系统通常是电气系统，在其中每个驱动致动器是一种包括电机的机电致动器。

当飞行器驾驶员决定使用滑行系统在地面上移动飞行器时，它生成牵引设定点以控制每个驱动致动器的电机，使得所述驱动致动器在相关的机轮上施加牵引电机转矩，这使得移动飞行器成为可能.。在滑行系统启动和整个任务期间，提供牵引电机转矩。

然而，当该滑行系统被用于在地面上移动飞行器并且飞行员决定制动飞行器时，飞行器的动能使得驱动致动器及其动力系统不能被用于确保制动功能。

事实上，瞬时功率太大，无法确保与所需的减速或制动距离兼容的飞行器减速。这样的瞬时功率将导致难以承受的电流密度。

此外，飞行器的动能非常高，并将需要要么使用巨大的电能存储容量，要么实施“燃烧”这种超大电能的手段。

因此，当滑行系统被用于在地面上向前移动飞行器时，飞行器的制动不是通过驱动致动器实现的，而是通过通常装备飞行器的制动轮的摩擦制动器实现的。

发明目的

本发明的目的在于提高飞行器滑行系统的机械强度和可靠性。

发明内容

为了实现这一目的，提出了一种用于控制飞行器滑行系统的方法，所述滑行系统包括至少一个驱动致动器，所述驱动致动器布置成使飞行器的机轮旋转，所述机轮还装备有与驱动致动器分开的制动器，所述控制方法包括以下步骤：

生成用以控制驱动致动器的电机的牵引命令，使得驱动致动器在机轮上施加牵引电机转矩，以在地面上移动飞行器；

检测是否生成了外部制动命令，该外部制动命令旨在指令通过制动器的机轮制动；

如果生成了外部制动命令，则产生用以控制电机的预定最小命令，使得驱动致动器在制动期间在机轮上施加预定最小电机转矩，该转矩严格为正；

检测所述飞行器的速度是否变为零，如果是，则禁止所述预定最小命令，使得所述驱动致动器在所述机轮上施加零转矩。

因此，当检测到外部制动命令并且当机轮被制动器(而不是驱动致动器本身)制动时，驱动致动器的电机没有被停用，而是被控制以使得驱动致动器在机轮上施加预定最小转矩。

电机的停用将导致在制动期间驱动致动器的机械元件空闲，这将在制动期间生成噪声和振动，这将倾向于使电机和驱动致动器机械退化。

相反，当使用根据本发明的控制方法时，预定电机转矩使得能够确保和电机转子的旋转成一体的齿与和机轮成一体的那些齿之间的接触。在制动期间保持这种接触使得能够显著降低上述噪声和振动，并因此提高滑行系统的机械强度和可靠性。

特别地，预定最小电机转矩被定义为确保在制动期间，预定最小命令不能产生负交轴(quadratic axis)电流。

特别地，预定最小命令被定义为使得最小交轴电流Iqmin如下：

Iqmin>Idmax.sin(θm),

其中，Idmax是可施加的最大解磁通(defluxing)电流，其中θm是电机转子的角位置传感器的最大角测量误差，所述角位置传感器用于控制电机。

特别地，预定最小电机转矩在400N.m和600N.m之间。

特别地，外部制动命令由飞行器的飞行员使用制动踏板生成，并且外部制动命令的生成的检测包括采集对制动踏板上的压力的估计以及将压力的估计与至少一个预定阈值进行比较的步骤。

本发明还涉及一种布置成实现这种控制方法的控制系统，该控制系统包括：

控制/命令模块，被布置成生成牵引命令；

制动检测模块，被布置成检测所述外部制动命令是否被生成；

应用模块，被布置成生成所述预定最小命令；

零速度检测模块，被布置成检测飞行器的速度是否变为零；

禁止模块，被布置成当所述飞行器的速度变为零时禁止所述预定最小命令。

特别地，所述制动检测模块包括滞后(hysteresis)比较器，所述滞后比较器包括对其施加对制动踏板上的压力的估计的第一输入端、对其施加高预定阈值的第二输入端和对其施加低预定阈值的第三输入端，所述滞后比较器被布置成执行所述压力的估计与所述高预定阈值和所述低预定阈值的比较。

特别地，所述应用模块包括第一双向开关，所述第一双向开关具有向其施加预定最小命令的第一输入端、对其施加牵引命令的第二输入端、输出端和对其施加制动检测信号的命令输入端，所述制动检测信号表示制动检测的结果。

特别地，所述应用模块包括第二双向开关，所述第二双向开关具有对其施加零转矩命令的第一输入端、对其施加所述第一双向开关的输出的第二输入端和对其施加零速度检测信号的命令输入端，所述零速度检测信号表示飞行器的零速度检测的结果。

本发明可以鉴于以下对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

参考附图，在附图中：

图1表示用于控制飞行器滑行系统的系统；

图2示出了展示在Park’s参考系中，当生成的转矩是牵引转矩时，驱动致动器的电机的工作点的图表；

图3示出与图2的图表类似的图表，包括实交轴和直轴(direct axis)，以及理论交轴与直轴；

图4示出了在高速制动期间的与图2的图表类似的图表；

图5示出与图4的图表类似的图表，包括实交轴和直轴，以及理论交轴与直轴；

图6示出了包括电机转矩/速度特性的曲线的图表。

具体实施方式

在这种情况下，本发明是在飞行器中实施的，该飞行器包括多个起落架，机轮安装在起落架的底部。飞行器还包括制动系统和滑行系统，所述制动系统使得能够在地面上制动飞行器，所述滑行系统使得能够不使用飞行器的主发动机的情况下在地面上移动飞行器。在这种情况下，制动系统是液压致动系统，但也可以是完全不同的系统，例如具有电动的或电动液压致动。在这种情况下，滑行系统是电致动系统。

飞行器的一些机轮同时配备了属于制动系统的制动器和属于滑行系统的驱动致动器。

这些机轮中的每个机轮的制动器包括承载多个制动致动器的冠部(crown)。扭管固定在冠部上。所述扭管延伸入轮缘中。摩擦制动器还包括盘堆，所述盘堆由与轮缘一体旋转的转子和与扭管一体旋转的定子组成。制动致动器被布置成在加压流体吸入期间选择性地在盘上施加压力，从而生成制动转矩。

制动系统还包括左手侧制动踏板和右手侧制动踏板，左手侧制动踏板使得飞行员能够命令位于飞行器左手侧的机轮的制动器，右手侧制动踏板使得驾驶员能够命令位于飞行器右手侧的机轮的制动器。

因此，滑行系统包括驱动致动器。机轮的每个驱动致动器被用于旋转所述机轮。每个驱动致动器是机电致动器，其包括包含定子和转子的电机。

驱动致动器包括齿轮系。齿轮系包括与电机的转子一体旋转并包括第一齿的第一齿轮，以及与机轮一体旋转且包括第二齿的第二齿轮。齿轮系还可能包括位于第一齿轮和第二齿轮之间的一个或多个其他齿轮、或离合器装置、或另一机械连接元件。

当驱动致动器位于所谓的“啮合”位置时，第一齿轮与第二齿轮啮合，从而使驱动致动器能够施加牵引电机转矩以旋转机轮，从而在地面上移动飞行器。

除了驱动致动器之外，滑行系统还包括所述滑行系统的控制系统，其操作如下。

当飞行员借助于滑行系统生成牵引设定点以在地面上移动飞行器时，控制系统生成牵引命令以控制每个轮的驱动致动器的电机，从而所述驱动致动器向所述机轮施加牵引电机转矩，用于在地面上移动飞行器。

因此，控制系统检测是否生成了旨在命令机轮制动的外部制动命令。

在这种情况下，外部制动命令由驾驶员通过制动踏板上的动作产生。注意，外部制动命令也可以不同地生成，例如通过自动控制系统。

外部制动命令旨在通过作用于制动系统的制动器(而不是驱动致动器)在地面上制动飞行器。机轮的制动器与所述机轮的驱动致动器分开，即，它们是两个不同的设备，彼此不整合。

如果生成了外部制动命令，则控制系统产生预定最小命令以控制电机，使得驱动致动器将预定最小电机转矩施加在机轮上。预定最小电机转矩严格为正。

因此，当飞行员命令飞行器制动时，该制动因此不是通过驱动致动器而是通过机轮的制动器对每个机轮执行，每个机轮的驱动致动器不管什么情况都在同一方向上产生非零但等于预定最小电机转矩的电机转矩。预定最小电机转矩使得能够在制动期间确保与电机的转子一体旋转的第一齿和与机轮一体旋转的第二齿之间的接触。

这样，控制系统检测飞行器的速度是否变为零，如果是，则控制系统禁止预定最小命令，从而驱动致动器向机轮施加零转矩。。

为此，参考图1，控制系统1首先包括集成在驾驶舱中的命令界面2，这使得飞行员可以控制滑行系统。命令界面2包括旋转按钮3和百分比刻度(从0到100％)，以产生牵引设定点Cons。

控制系统1还包括控制/命令模块5、零速度检测模块6、制动检测模块7、应用模块8和禁止模块9。

在这种情况下，应注意，这些模块可以通过硬件和/或软件手段实现，并被集成在一个或多个装备(计算机、控制器、数据集中器等)中。

控制/命令模块5采集牵引设定点Cons和飞行器Va的速度估计，执行控制律/命令律，并生成牵引命令Com。

零速度检测模块6采集飞行器Va的速度估计，检测飞行器V_a的速度估计是否为零，并产生表示该检测的结果的零速度检测信号Sdv。

制动检测模块7包括第一滞后比较器10和第二滞后比较器11。

第一滞后比较器10包括第一输入端、第二输入端和第三输入端，对第一输入端施加驾驶员在左手侧制动踏板上的压力的估计Es1(以百分比表示)，对第二输入端施加高预定阈值Sph(以百分比形式)，对第三输入端施加低预定阈值Spb(以百分比方式)。

类似地，第二滞后比较器11包括第一输入端、第二输入端和第三输入端，对第一输入端施加驾驶员在右手侧制动踏板上的压力的估计Es2(以百分比表示)，对第二输入端施加高预定阈值Sph，对第三输入端施加低预定阈值Spb。

制动检测模块7还包括第一确认器块14和第二确认器块15。

第一确认器块14包括连接到第一滞后比较器10的输出端的第一输入端、被施加确认时间Tc的第二输入端和第三输入端，以及被施加采样频率fe的第四输入端。

同样，第二确认器块15包括连接到第二滞后比较器11的输出端的第一输入端、被施加确认时间Tc的第二输入端和第三输入端，以及被施加采样频率fe的第四输入端。

应用模块8包括第一双向开关16，该第一双向开关具有要被施加预定最小命令Cmp的第一输入端、连接到控制/命令模块5的输出端的第二输入端、以及连接到第一确认器块14的输出端的命令输入端。

应用模块8包括第一双向开关17，其具有要被施加预定最小命令Cmp的第一输入端、连接到控制/命令模块5的输出端的第二输入端、以及连接到第一确认器块15的输出端的命令输入端。

禁止模块9包括第二双向开关18，其具有被施加零转矩命令Ccn(等于0N.m)的第一输入端、连接到应用模块8的第一双向开关16的输出端的第二输入端、以及连接到零速度检测模块6的输出端的命令输入端。

禁止模块9还包括第二双向开关19，其具有对其施加零转矩命令Ccn(等于0N.m)的第一输入端、连接到应用模块8的第一双向开关17的输出端的第二输入端、以及连接到零速度检测模块6的输出端的命令输入端。

现在更详细地描述控制系统1的操作。

当飞行员通过使用命令界面2生成牵引设定点Cons以在地面上移动飞行器时，控制/命令模块5生成牵引命令Com，该牵引命令Com使飞行器在地面上移动成为可能。

如上所述，是制动系统被用于制动飞行器。

当飞行器的速度为非零且命令了制动时，控制系统1使得向每个机轮施加预定最小电机转矩成为可能。

制动检测模块7使得能够检测制动命令是否被生成。

为此，第一滞后比较器10将驾驶员在左手侧制动踏板上的压力的估计Es1与高预定阈值Sph和低预定阈值Spb进行比较。滞后使得能够避免制动阶段状态的无意状态变化。

同样，第二滞后比较器11将驾驶员在右手侧制动踏板上的压力的估计Es2与高预定阈值Sph和低预定阈值Spb进行比较。

当状态(检测到制动或未检测到制动)在大于或等于确认时间Tc的持续时间期间保持时，第一确认器块14使得能够确认左手制动的检测。第一确认器块14在其输出端产生制动检测信号Sdf1，该信号表示飞行器左手侧的制动的检测结果。

类似地，第二确认器块15使得当状态(检测到的制动或未检测到的制动)在大于或等于确认时间Tc的持续时间期间保持时，可以确认右手侧制动的检测。第二确认器块15在其输出端产生制动检测信号Sdf2，该信号表示飞行器右手侧的制动的检测结果。

如果第一确认器块14产生活跃(active)制动检测信号Sdf1，从而意味着已经通过左手侧制动踏板生成了外部制动命令，则应用模块8的第一双向开关16的第一输入端连接到所述第一双向开关16的输出端，并且因此预定最小命令Cmp被施加到所述双向开关16的输出端。

然而，如果第一确认器块14产生不活跃(inactive)制动检测信号Sdf1，则应用模块8的第一双向开关16的第二输入端连接到所述第一双向开关16的输出端，并且因此，牵引命令Com被施加到所述第一双向开关16的输出端。

同样，如果第二确认器块15产生活跃制动检测信号Sdf2，这意味着已经通过右手侧制动踏板生成了外部制动命令，则应用模块8的第一双向开关17的第一输入端连接到所述第一双向开关17的输出端，并且因此，预定最小命令Cmp被施加到所述第一双向开关17的输出端。

然而，如果第二确认器块15产生不活跃制动检测信号Sdf2，则应用模块8的第一双向开关17的第二输入端连接到所述第一双向开关17的输出端，并且因此，牵引命令Com被施加到所述第一双向开关17的输出端。

因此，应用模块8生成预定最小命令Cmp。

如果零速度检测模块6产生表示飞行器的非零速度的检测的不活跃零速度检测信号，则禁止模块9的第二双向开关18的第二输入端连接到所述第二双向交换机18的输出端，禁止模块9的第二双向开关18的第二输入端被连接到所述第二双向开关18的输出端。类似地，禁止模块9的第二双向开关19的第二输入端被连接到所述第二双向开关19的输出端。

因此，如果飞行器的速度不为零并且检测到左手侧的制动(即，如果制动检测模块7检测到针对左手侧的外部制动命令被生成)，则控制系统1产生用于左手侧的机轮的驱动致动器的转矩命令ComC1，其等于预定最小命令Cmp。左手侧的每个驱动致动器将预定电机转矩施加到相关联的机轮。同样，如果飞行器的速度不为零并且检测到右手侧的制动(即，如果制动检测模块7检测到针对右手侧的外部制动命令被生成)，则控制系统1产生用于右手侧的机轮的驱动致动器的转矩命令ComC2，其等于预定最小命令Cmp。右手侧的每个驱动致动器将预定最小电机转矩施加到相关联的机轮。

然而，如果飞行器的速度不为零并且没有检测到制动(针对左手侧没有，针对右手侧也没有)，则控制系统1生成转矩命令ComC1，该命令等于从由飞行员所生成的牵引设定点Cons产生的牵引命令Com。左手侧的每个驱动执行器向机轮施加牵引电机转矩，旨在在地面上移动飞行器。同样地，控制系统1生成转矩命令ComC2，该命令等于从由飞行员所生成的牵引设定点Cons产生的牵引命令Com。右手侧的每个驱动致动器在机轮上施加牵引电机转矩，用于在地面上移动飞行器。

如果零速度检测模块6产生表示飞行器的零速度的检测的活跃零速度检测信号Sdv，则禁止模块9的第二双向开关18的第一输入端连接到所述第二双向开关18的输出端，并且因此，控制系统1通过生成零转矩命令ComC1(等于零转矩命令Ccn)来禁止预定最小命令，以控制左手侧的机轮的每个驱动致动器。左手侧的每个机轮的驱动致动器向所述机轮施加零转矩。同样，禁止模块9的第二双向开关19的第一输入端连接到所述第二双向开关19的输出端，并且因此，控制系统1通过生成零转矩命令ComC2(等于零转矩命令Ccn)来禁止预定最小命令，以控制右手侧的机轮的每个驱动致动器。左手侧的每个机轮的驱动致动器向所述机轮施加零转矩。

现在描述定义预定最小电机转矩的方式(其严格是正的)。

在这种情况下，每个驱动致动器的电机是同步磁体电机，由转换器控制，该转换器向电机的各相供电，使得驱动致动器产生的转矩对应于转矩命令。

Park转换被用于对电机的供电进行建模。电机沿交轴和直轴供电。直轴对应于电机的磁体的磁化轴。

沿交轴的供电使产生转矩成为可能。沿着直轴的供电使得能够使电机解磁通以限制磁体的磁通，这使得能够降低电机的电机力，并且从而优化转换器的电流大小。在这种情况下，所使用的电机以高速度高度地解磁通。

在图2中，表示了电机的工作点P，而产生的转矩是牵引电机转矩，该转矩旨在当飞行器在地面上且速度较高时移动飞行器。

交轴电流Iq(轴q)使得能够产生转矩命令。交轴电流Iq是正电流，因为牵引电机转矩是正转矩。

作为高速解磁磁通的直轴电流Id(轴d)是负电流。

可以看出，直轴电流Id的绝对值大约等于交轴电流Iq的绝对值的两倍。

通过测量电机转子相对于定子(固定在空间中)的相位的角位置，获得交轴和直轴的知识。转子的角位置的测量由角位置传感器提供，在这种情况下，角位置传感器是分解器(resolver)，角位置测量使得控制电机成为可能。

然而，由分解器产生的角位置测量包括非零角测量误差θ(也称为分度误差)。

如图3所示，实交轴(实轴q)和实直轴(实轴d)相对于理论交轴(理论轴q)和理论直轴(理论轴d)以等于角度测量误差θ的角度定向。

因此，Iq和Id值被修改，并具有以下特性：

Idreal＝Idtheoretical.cosθ－Igtheoretical.sinθ

Igreal＝Idtheoretical.sinθ－Igtheoretical.cosθ

Iqs为正，Ids为负。

因此，生成的转矩值被修改为等于下述的值：

Idtheoretical.sinθ

其依赖于θ符号。当Id为负时，如果θ为正，生成的转矩较低，如果为负，则生成的转矩较强。

解磁通值本身由一个值修改，该值等于：

Igtheoretical.sinθ

其依赖于θ符号。如果θ为负，则这会造成强度问题。

此外，已经看到，当飞行器由于滑行系统而移动时，以及当飞行器必须制动时，这些是所使用的制动系统的制动器。然而，等于预定最小电机转矩的剩余转矩被维持，以保持齿轮系中的第一齿和第二齿之间的接触。最小电机转矩必须足够高，以避免在飞行员高速制动时(在高度解磁通下)进入制动模式。

图4和图5说明了飞行器在制动期间处于高速的这种情况。

从这些附图中可以看出，所施加的转矩较低，并且通过考虑角度测量误差，所施加转矩可能变为负，这将导致驱动致动器进入制动模式(电机因此是发电机，这造成了上述瞬时功率和存储问题)。

为了避免这种情况发生，已经设想改进分解器以减小角度测量误差。还设想了在电机中增加分解器的机械安装的软件重置。然而，误差的风险仍然太高，只要电机高度解磁通，如这里的情况，十分之几度就足以基本上破坏所施加的转矩的值。

因此，预定电机转矩被定义为确保在制动期间，预定最小命令不产生负交轴电流。

因此，预定最小命令被定义为使得最小交轴电流Iqmin为如下：

Iqmin>Idmax.sin(θm),

其中Idmax是可施加的最大解磁通电流，并且其中θm是分解器的最大角度测量误差。

因此，所选择的预定最小电机转矩禁止发电机的运行，并因此禁止回收功率。

除了角度测量误差之外，还必须添加电流测量误差(这增加了工作点定位的不确定性，并因此也增加了施加的转矩的不确定性)、电机的制造公差(涉及更多或更少的反电动势)、电机的磁体和线圈的温度、电网的电压(其或多或少地涉及解磁通)，以及电网电压的变化梯度(其有助于增加解磁通电流的裕度)。

因此，预定最小电机转矩大于预定转矩阈值，这使得无论控制系统的操作条件如何都能够确保所施加的转矩保持为电机转矩。

给定这些要求，预定的最小电机转矩在400N.m和600N.m之间，有利地等于500N.m(相等量被返回给机轮)。值得注意的是，对于空客A320型飞行器，机轮制动器产生的制动转矩最大值可高达(约)6700N.m给机轮。该最大制动转矩对应于2400daN的值，该值本身对应于起飞期间的V1以上的认证规范CS25.1309所禁止的减速力。

预定最小电机转矩被永久地施加，即当驱动致动器产生牵引电机转矩时和当飞行器被制动系统制动时都被施加。

在图6中，每个驱动致动器的电机的转矩/速度特性20通常具有与起飞转矩相对应的非常低速度下的恒定纵坐标区21、功率限制区22和高速强度区23。该“常规”转矩/速度20特性已被修改，以在那整合“禁止”灰色区24。无论飞行器的速度如何，生成的转矩总是大于或等于预定最小电机转矩Cmmp，所述预定最小电机转矩是500N.m。

自然地，本发明不限于所描述的实施例，而是涵盖了落入如由权利要求书限定的本发明范围内的任何变型。

Claims (9)

1.一种用于控制飞行器的滑行系统的方法，所述滑行系统包括至少一个驱动致动器，所述驱动致动器布置成使所述飞行器的机轮旋转，所述机轮还配备有与所述驱动致动器分开的制动器，所述控制方法包括以下步骤：

生成用以控制所述驱动致动器的电机的牵引命令(Com)，使得所述驱动致动器在所述机轮上施加牵引电机转矩，以在地面上移动所述飞行器；

检测是否生成了外部制动命令，所述外部制动命令旨在指令通过所述制动器来制动所述机轮；

如果生成了所述外部制动命令，则产生用以控制所述电机的预定最小命令(Cmp)，使得所述驱动致动器在制动期间在所述机轮上施加预定最小电机转矩，所述最小电机转矩严格为正；

检测所述飞行器的速度是否变为零，并且如果是，则禁止所述预定最小命令(Cmp)，使得所述驱动致动器在所述机轮上施加零转矩。

2.如权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述预定最小电机转矩被定义以确保在制动期间所述预定最小命令(Cmp)不能产生负交轴电流(Iq)。

3.如权利要求2所述的控制方法，其特征在于，所述预定最小命令被定义以使得最小交轴电流Iqmin如下：

Iqmin>Idmax.sin(θm),

其中，Idmax是能施加的最大解磁通电流，其中θm是所述电机的转子的角位置传感器的最大角测量误差，所述角位置传感器被用于控制所述电机。

4.如前述权利要求中的任一项所述的控制方法，其特征在于，所述预定最小电机转矩在400N.m和600N.m之间。

5.如前述权利要求中的任一项所述的控制方法，其特征在于，所述外部制动命令由所述飞行器的飞行员使用制动踏板生成，并且所述外部制动命令的生成的检测包括采集对所述制动踏板上的压力的估计(Es1,Es2)以及将所述压力的估计与至少一个预定阈值(Sph,Spb)进行比较的步骤。

6.一种用于控制飞行器滑行系统的系统，所述控制系统(1)被布置成实施如前述权利要求中的任一项所述的控制方法，所述控制系统包括：

控制/命令模块(5)，被布置成生成牵引命令(Com)；

制动检测模块(7)，被布置成检测所述外部制动命令是否被生成；

应用模块(8)，被布置成生成所述预定最小命令；

零速度检测模块(6)，被布置成检测所述飞行器的速度是否变成零；

禁止模块(9)，被布置成当所述飞行器的速度变成零时禁止所述预定最小命令。

7.如权利要求6所述的控制系统，其特征在于，所述制动检测模块(7)包括滞后比较器(10,11)，所述滞后比较器包括对其施加对制动踏板上的压力的估计(Es1,Es2)的第一输入端、对其施加高预定阈值的第二输入端和对其施加低预定阈值的第三输入端，所述滞后比较器被布置成执行压力的估计与所述高预定阈值和所述低预定阈值的比较。

8.如权利要求6或7中的一项所述的控制系统，其特征在于，所述应用模块(8)包括第一双向开关(16,17)，所述第一双向开关具有对其施加所述预定最小命令(Cmp)的第一输入端、对其施加所述牵引命令(Com)的第二输入端、输出端、以及对其施加制动检测信号(Sdf1,Sdf2)的命令输入端，所述制动检测信号表示制动检测的结果。

9.如权利要求8所述的控制系统，其特征在于，所述禁止模块(9)包括第二双向开关(18,19)，所述第二双向开关具有对其施加零转矩命令(Ccn)的第一输入端、对其施加所述第一双向开关(16,17)的输出的第二输入端、以及对其施加零速度检测信号(Sdv)的命令输入端，所述零速度检测信号表示所述飞行器的零速度检测的结果。

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