CN115571330A - 一种飞机地面主轮协同转弯防侧翻控制方法 - Google Patents

一种飞机地面主轮协同转弯防侧翻控制方法 Download PDF

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CN115571330A CN202211321441.2A CN202211321441A CN115571330A CN 115571330 A CN115571330 A CN 115571330A CN 202211321441 A CN202211321441 A CN 202211321441A CN 115571330 A CN115571330 A CN 115571330A
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Abstract

本发明涉及一种飞机地面主轮协同转弯防侧翻控制方法，方法包括：实时获取飞机前轮转向运动参量和主轮协同转向运动参量；计算防翻倒力臂；在飞机起落架受力最优条件下，基于力平衡方程和力矩平衡方程计算不同前轮转角的地面转弯瞬时中心点坐标，并获得与中心点坐标对应的前轮转角和主轮转角之间的关系；计算不同前轮转角的侧翻力矩与稳定力矩；在侧翻力矩与稳定力矩平衡的情况下，计算得到前轮极限转角，基于前轮极限转角拟合得到飞机侧翻安全包线；基于安全包线控制前轮转角，防止飞机侧翻。与现有技术相比，本发明具有准确度高、泛用性好等优点。

Description

一种飞机地面主轮协同转弯防侧翻控制方法
技术领域
本发明涉及飞机地面转弯防侧翻控制领域，尤其是涉及一种飞机地面主轮协同转弯防侧翻控制方法。
背景技术
随着航空运输需求不断增长，民用飞机也在向着运载能力大的宽体飞机方面发展。宽体飞机起飞着陆重量较大，对于起落架系统布局以及跑道承载性提出了更高的要求。飞机地面滑跑转弯是飞机地面运动的主要形式，现代民用飞机要求能迅速滑离跑道并转入滑行道，以减少占用跑道时间，提高机场的运作效率，改善飞机地面机动性，保障飞机起降安全。
宽体飞机作地面转弯运动时，在前轮转向的同时采用主轮协同转向以减小转弯半径并降低主起落架受到的附加侧向力矩，采用较快的滑行速度以缩短跑道占用时间，提高机场的运作效率。但当飞机转弯角度和滑行速度不匹配时可能会引起机轮侧翻，造成飞机翻倒事故，使飞行员失去对飞机的操纵能力，对乘客和机组人员造成安全威胁。目前的防侧翻控制研究没有考虑前轮和主轮协同转向情况下的防侧翻策略，没有将起落架视为整体轮胎进行计算，与飞机实际情况相比存在较大偏差，防侧翻控制的准确度低。
发明内容
本发明的目的就是为了克服上述现有技术存在的缺陷而提供的一种飞机地面主轮协同转弯防侧翻控制方法，通过在飞机地面主轮协同转弯过程中，获取飞机前轮转向和主轮协同转向时的运动参量，计算不同前轮转角对应的飞机防翻倒力臂，计算起落架受力最优条件下不同前轮转角对应的飞机地面转弯瞬时中心点，同时获得前轮转角和主轮转角之间的关系，计算飞机地面主轮协同转弯过程中的侧翻力矩和稳定力矩；通过侧翻力矩与稳定力矩相平衡计算得到对应滑行速度下的前轮极限转角，最后拟合得到飞机侧翻安全包线从而进行飞机地面转弯防侧翻控制，实现准确度高、泛用性广、控制性能好的转弯防侧翻控制。
本发明的目的可以通过以下技术方案来实现：
S1、实时获取飞机前轮转向运动参量和主轮协同转向运动参量；
S2、基于飞机前轮转向运动参量、飞机起落架布局及飞机起落架的几何尺寸得到飞机轮胎坐标和飞机重心坐标，基于飞机轮胎坐标和飞机重心坐标计算防翻倒力臂；
S3、在飞机起落架受力最优条件下，基于力平衡方程和力矩平衡方程计算不同前轮转角的地面转弯瞬时中心点坐标，并获得与中心点坐标对应的前轮转角和主轮转角之间的关系，所述力平衡方程和力矩平衡方程的参数中包括飞机前轮转向运动参量和主轮协同转向运动参量；
S4、根据所述地面转弯瞬时中心点坐标与前轮转角和主轮转角之间的关系，计算不同前轮转角的侧翻力矩与稳定力矩；
S5、在侧翻力矩与稳定力矩平衡的情况下，计算得到前轮极限转角，基于前轮极限转角拟合得到飞机侧翻安全包线，所述安全包线为前轮极限转角和飞机滑行速度之间的函数曲线；
S6、基于所述飞机侧翻安全包线控制前轮转角，防止飞机侧翻。
进一步地，所述飞机起落架受力最优条件为满足起落架受力最优目标函数，函数表达式为：
f1＝min(|TO|+|TI|)
f2＝|FO-FI|≤F
f3＝||TO|-|TI||≤T
其中，TO为转弯外侧主起落架扭矩，TI为转弯内侧主起落架扭矩，FO为转弯外侧主起落架横向力，FI为转弯内侧主起落架横向力，T为转弯内外侧主起落架扭矩安全差值，F为转弯内外侧主起落架横向力安全差值。
进一步地，所述侧翻力矩与稳定力矩的计算表达式为：
T1＝NCDH
T2＝(G-Y)S
其中，T1为侧翻力矩，T2为稳定力矩，NCD为地面作用于轮胎合力在CD垂线上的投影，H为飞机重心高度，G为飞机重量，Y为飞机升力，S为防翻倒力臂。
进一步地，所述侧翻力矩与稳定力矩平衡的表达式为：
T1＝T2
其中，T1为侧翻力矩，T2为稳定力矩。
进一步地，所述地面作用于轮胎合力在CD垂线上的投影的具体表达式为：
NCD＝(FE-FG)sinβ+Fncos(β-θ)
其中，FE为发动机推力，FG为迎面阻力，Fn为飞机转弯法向惯性力，β为飞机重心速度方向与机体轴线夹角，θ为防翻倒力臂与机体轴线夹角。
进一步地，所述防翻倒力臂的计算表达式为：
Figure BDA0003910657810000031
其中，(xC，yC)为飞机外侧主起落架前排外侧轮胎C点坐标，(xD，yD)为飞机前起落架外侧轮胎D点坐标，(xG，yG)为飞机重心G坐标。
进一步地，基于所述飞机侧翻安全包线控制前轮转角具体为：获得当前飞机滑行速度，控制前轮转角不超过前轮极限转角。
进一步地，所述前轮转向运动参量包括前轮转角、前轮侧偏角和飞机滑行速度。
进一步地，所述主轮协同转向运动参量包括内侧主轮转角、外侧主轮转角、主起落架各轮胎的侧偏角和飞机滑行速度。
进一步地，所述主起落架各轮胎的侧偏角包括前轴主轮侧偏角、中轴主轮侧偏角和后轴主轮侧偏角。
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
(1)发明通过求解起落架受力最优条件下的飞机地面转弯瞬时中心点坐标并得到对应的前轮转角和主轮转角之间的关系，进一步对侧翻力矩和稳定力矩进行计算，使其相平衡求得前轮极限转角。所得侧翻包线将飞机地面转弯过程中前轮转向和主轮协同转向的影响同时进行了考虑，填补目前飞机地面主轮协同转弯防侧翻理论计算方法的空白，为多轮多支柱式飞机地面转弯防侧翻控制系统设计提供理论依据。
(2)本发明根据前起落架转角、飞机外形尺寸、起落架单个轮胎位置坐标，同时考虑轮胎的弹性，计算转弯过程中的防翻倒力臂，相对于将起落架视为整体轮胎进行计算，该方案所得计算结果更加符合飞机实际场景，提高了计算准确度和泛用性，提高了防侧翻的控制性能。
附图说明
图1为本发明的流程图；
图2为本发明的飞机地面主轮协同转弯平面示意图；
图3为本发明的飞机起落架轮胎布局示意图；
图4为本发明的飞机受力示意图；
图5为本发明的安全包线图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。本实施例以本发明技术方案为前提进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。
本发明提供一种飞机地面主轮协同转弯防侧翻控制方法，方法的流程图如图1所示，方法包括以下步骤：
S1、在飞机地面主轮协同转弯过程中，实时获取飞机前轮转向运动参量和主轮协同转向运动参量。前轮转向运动参量包括前轮转角、前轮侧偏角和滑行速度。主轮转动运动参量包括内侧主轮转角、外侧主轮转角、主起落架各个轮胎的侧偏角和滑行速度。主起落架各个轮胎的侧偏角具体包括前轴主轮侧偏角、中轴主轮侧偏角和后轴主轮侧偏角。
S2、基于飞机前轮转向运动参量、飞机起落架布局及飞机起落架的几何尺寸得到飞机轮胎坐标和飞机重心坐标，基于飞机轮胎坐标和飞机重心坐标计算防翻倒力臂。防翻倒力臂的计算表达式为：
Figure BDA0003910657810000041
其中，(xC，yC)为飞机外侧主起落架前排外侧轮胎C点坐标，(xD，yD)为飞机前起落架外侧轮胎D点坐标，(xG，yG)为飞机重心G坐标。
S3、在飞机起落架受力最优条件下，基于力平衡方程和力矩平衡方程计算不同前轮转角下的地面转弯瞬时中心点坐标，并获得与中心点坐标对应的前轮转角和主轮转角之间的关系。
假定飞机地面转弯瞬时中心点坐标(x，y)，在满足飞机地面主轮协同转弯过程中的力平衡与力矩平衡，且在保证不同飞机滑行速度的起落架受力最优条件下，可以利用算法寻优获得地面转弯瞬时中心点坐标(x，y)和与中心点坐标对应的飞机地面主轮协同转弯前轮转角和主轮转角之间的关系。地面转弯瞬时中心点坐标(x，y)与转角间的关系一一对应。
飞机地面主轮协同转弯过程中的力平衡方程为：
Figure BDA0003910657810000051
Figure BDA0003910657810000052
Figure BDA0003910657810000053
Figure BDA0003910657810000054
Figure BDA0003910657810000055
式中，m为飞机质量，v为滑行速度，R为飞机地面转弯瞬时中心点到重心的距离，(x，y)为飞机地面转弯瞬时中心点坐标，Nn1～Nn2为2个前轮侧向力，NMf1～NMf4为4个前轴主轮侧向力，NMm1～NMm4为4个中轴主轮侧向力，NMa1～NMa4为4个后轴主轮侧向力，Tn1～Tn2为2个前轮滚动摩擦力，TMf1～TMf4为4个前轴主轮滚动摩擦力，TMm1～TMm4为4个中轴主轮滚动摩擦力，TMa1～TMa4为4个后轴主轮滚动摩擦力，
Figure BDA0003910657810000056
为2个前轮侧偏角，
Figure BDA0003910657810000057
为4个前轴主轮侧偏角，
Figure BDA0003910657810000058
为4个中轴主轮侧偏角，
Figure BDA0003910657810000059
为4个后轴主轮侧偏角，α为前轮转角，β1为转弯外侧主轮转角，β2为转弯内侧主轮转角。
力平衡方程中，轮胎侧向力包括前轮侧向力、前轴主轮侧向力、中轴主轮侧向力和后轴主轮侧向力。轮胎侧向力的计算表达式为：
N＝(φ′-0.0668φ′2-0.1032φ′3)μyV′φ′＜1.54
N＝1.0063μyV′φ′≥1.54
Figure BDA0003910657810000061
式中，N为轮胎侧向力，μy为侧向摩擦系数，V′为轮胎垂直载荷，φ′为无量纲侧偏角，
Figure BDA0003910657810000062
为侧偏刚度，
Figure BDA0003910657810000063
为轮胎侧偏角。
轮胎侧向力的计算表达式中，轮胎侧偏角
Figure BDA0003910657810000064
的计算表达式为：
Figure BDA0003910657810000065
式中，(x，y)为飞机地面转弯瞬时中心点坐标，i＝n1为前起落架转弯外侧轮胎，i＝n2为前起落架转弯内侧轮胎，i＝f1为转弯外侧主起落架前轴转弯外侧轮胎，i＝f2为转弯外侧主起落架前轴转弯内侧轮胎，i＝f3为转弯内侧主起落架前轴转弯外侧轮胎，i＝f4为转弯内侧主起落架前轴转弯内侧轮胎，i＝m1为转弯外侧主起落架中轴转弯外侧轮胎，i＝m2为转弯外侧主起落架中轴转弯内侧轮胎，i＝m3为转弯内侧主起落架中轴转弯外侧轮胎，i＝m4为转弯内侧主起落架中轴转弯内侧轮胎，i＝a1为转弯外侧主起落架后轴转弯外侧轮胎，i＝a2为转弯外侧主起落架后轴转弯内侧轮胎，i＝a3为转弯内侧主起落架后轴转弯外侧轮胎，i＝a4为转弯内侧主起落架后轴转弯内侧轮胎，α为前轮转角，β1为转弯外侧主轮转角，β2为转弯内侧主轮转角。
轮胎侧向力的计算表达式中，轮胎垂直载荷的计算表达式为：
Figure BDA0003910657810000066
Figure BDA0003910657810000067
Figure BDA0003910657810000068
Figure BDA0003910657810000069
Figure BDA00039106578100000610
Figure BDA0003910657810000071
Figure BDA0003910657810000072
式中，L1为飞机重心到主起落架前轴距离，L2为飞机重心到主起落架中轴距离，L3为飞机重心到主起落架后轴距离，L4飞机重心到前起落架距离，H为飞机重心高度，G为飞机重量，Lda为主起落架前中轴距离，Ldf为主起落架中后轴距离，μ为滚动摩擦系数，h为主起落架支架与缓冲支柱交点的距离。
飞机地面主轮协同转弯过程中的力矩平衡方程为：
Figure BDA0003910657810000073
Figure BDA0003910657810000074
Figure BDA0003910657810000075
Figure BDA0003910657810000076
Figure BDA0003910657810000077
f5(α)＝(TMa1 sinβ1+TMa2 sinβ1+TMa3 sinβ2+TMa4 sinβ2)L3
Figure BDA0003910657810000078
Figure BDA0003910657810000079
式中，m为飞机质量，v为滑行速度，R为飞机地面转弯瞬时中心点到重心的距离，(x，y)为飞机地面转弯瞬时中心点坐标，Nn1～Nn2为2个前轮侧向力，NMf1～NMf4为4个前轴主轮侧向力，NMm1～NMm4为4个中轴主轮侧向力，NMa1～NMa4为4个后轴主轮侧向力，Tn1～Tn2为2个前轮滚动摩擦力，TMf1～TMf4为4个前轴主轮滚动摩擦力，TMm1～TMm4为4个中轴主轮滚动摩擦力，TMa1～TMa4为4个后轴主轮滚动摩擦力，
Figure BDA00039106578100000710
为2个前轮侧偏角，
Figure BDA00039106578100000711
为4个前轴主轮侧偏角，
Figure BDA00039106578100000712
为4个中轴主轮侧偏角，
Figure BDA00039106578100000713
为4个后轴主轮侧偏角，α为前轮转角，dα/dt为前轮操纵速率，β1为转弯外侧主轮转角，β2为转弯内侧主轮转角，J为飞机转动惯量，L为前主起落架距离，e为前轮稳定距，L1为飞机重心到主起落架前轴距离，L2为飞机重心到主起落架中轴距离，L3为飞机重心到主起落架后轴距离，L4为飞机重心到前起落架距离，LM为两主起落架距离，Ln为前起落架两轮胎距离，dM为主起落架同轴轮胎距离的1/2。
起落架受力最优目标函数为：
f1＝min(|TO|+|TI|)
f2＝|FO-FI|≤F
f3＝||TO|-|TI||≤T
式中，TO为转弯外侧主起落架扭矩，TI为转弯内侧主起落架扭矩，FO为转弯外侧主起落架横向力，FI为转弯内侧主起落架横向力，T为转弯内外侧主起落架扭矩安全差值，F为转弯内外侧主起落架横向力安全差值。
S4、根据飞机的地面转弯瞬时中心点坐标与前轮转角和主轮转角之间的关系，计算不同前轮转角下的侧翻力矩与稳定力矩。
侧翻力矩与稳定力矩的计算表达式为：
T1＝NCDH
T2＝(G-Y)S
当侧翻力矩大于稳定力矩，可能会出现侧翻的状况。
其中，T1为侧翻力矩，T2为稳定力矩，NCD为地面作用于轮胎合力在CD垂线上的投影，H为飞机重心高度，G为飞机重量，Y为飞机升力，S为防翻倒力臂。
NCD的计算表达式为：
NCD＝(FE-FG)sinβ+Fncos(β-θ)
其中，
Figure BDA0003910657810000081
Figure BDA0003910657810000082
Figure BDA0003910657810000083
式中，(xC，yC)为飞机外侧主起落架前排外侧轮胎C点坐标，(xD，yD)为飞机前起落架外侧轮胎D点坐标，(x，y)为飞机地面转弯瞬时中心点坐标，FE为发动机推力，FG为迎面阻力，Fn为飞机转弯法向惯性力，β为飞机重心速度方向与机体轴线夹角，θ为防翻倒力臂与机体轴线夹角。
S5、通过使侧翻力矩和稳定力矩相平衡，确定飞机地面主轮协同转弯过程中的前轮极限转角，进而拟合得到飞机侧翻安全包线。安全包线为前轮极限转角和飞机滑行速度之间的函数曲线。
侧翻力矩和稳定力矩相平衡的条件为：
NCDH＝(G-Y)S
S6、根据飞机侧翻安全包线，进行飞机地面主轮协同转弯防侧翻控制。获得当前飞机滑行速度，控制前轮转角不超过前轮极限转角，防止飞机侧翻。
下面进行举例说明：
本例中，飞机地面主轮协同转弯平面示意图如图2所示。飞机起落架轮胎布局示意图如图3所示。飞机受力示意图如图4所示。具体计算过程中的数据如表1和表2所示。
表1起落架轮胎参数
轮胎位置 轮胎宽度 轮胎直径 轮胎压力
前起落架 0.4445m 1.0922m 1499400Pa
主起落架 0.5334m 1.3208m 1499400Pa
表2飞机地面转弯参数表
Figure BDA0003910657810000091
Figure BDA0003910657810000101
计算得到的安全包线如图5所示。
本发明在飞机地面主轮协同转弯过程中，获取飞机地面转弯过程中的运动参量；计算不同前轮转角对应的飞机防翻倒力臂；计算起落架受力最优条件下不同前轮转角的飞机地面转弯瞬时中心点坐标，并获得对应的前主轮转角关系；基于地面转弯瞬时中心点坐标；计算飞机地面转弯过程中的侧翻力矩和稳定力矩；通过侧翻力矩与稳定力矩相平衡计算得到对应滑行速度下的前轮极限转角；拟合得到飞机侧翻安全包线从而进行飞机地面主轮协同转弯防侧翻控制。所得侧翻安全包线将飞机地面转弯过程中前轮转向和主轮协同转向的影响同时进行了考虑，填补目前飞机地面主轮协同转弯防侧翻理论计算方法的空白，为多轮多支柱式飞机地面转弯防侧翻控制系统设计提供理论依据；计算过程考虑了轮胎的弹性，基于单个轮胎进行计算，相对于将起落架视为整体轮胎，得到的飞机地面转弯侧翻安全包线更符合飞机实际侧翻场景，提高了计算准确度和泛用性，填补了基于飞机地面转弯瞬时中心点进行计算研究的后续成果，为飞机地面转弯过程提高其机动性与安全性提供理论依据。
以上详细描述了本发明的较佳具体实施例。应当理解，本领域的普通技术人员无需创造性劳动就可以根据本发明的构思作出诸多修改和变化。因此，凡本技术领域中技术人员依本发明的构思在现有技术的基础上通过逻辑分析、推理或者有限的实验可以得到的技术方案，皆应在由权利要求书所确定的保护范围内。

Claims (10)

1.一种飞机地面主轮协同转弯防侧翻控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、实时获取飞机前轮转向运动参量和主轮协同转向运动参量；
S2、基于飞机前轮转向运动参量、飞机起落架布局及飞机起落架的几何尺寸得到飞机轮胎坐标和飞机重心坐标，基于飞机轮胎坐标和飞机重心坐标计算防翻倒力臂；
S3、在飞机起落架受力最优条件下，基于力平衡方程和力矩平衡方程计算不同前轮转角的地面转弯瞬时中心点坐标，并获得与中心点坐标对应的前轮转角和主轮转角之间的关系，所述力平衡方程和力矩平衡方程的参数中包括飞机前轮转向运动参量和主轮协同转向运动参量；
S4、根据所述地面转弯瞬时中心点坐标与前轮转角和主轮转角之间的关系，计算不同前轮转角的侧翻力矩与稳定力矩；
S5、在侧翻力矩与稳定力矩平衡的情况下，计算得到前轮极限转角，基于前轮极限转角拟合得到飞机侧翻安全包线，所述安全包线为前轮极限转角和飞机滑行速度之间的函数曲线；
S6、基于所述飞机侧翻安全包线控制前轮转角，防止飞机侧翻。
2.根据权利要求1所述的一种飞机地面主轮协同转弯防侧翻控制方法，其特征在于，所述飞机起落架受力最优条件为满足起落架受力最优目标函数，函数表达式为：
f1＝min(|TO|+|TI|)
f2＝|FO-FI|≤F
f3＝||TO|-|TI||≤T
其中，TO为转弯外侧主起落架扭矩，TI为转弯内侧主起落架扭矩，FO为转弯外侧主起落架横向力，FI为转弯内侧主起落架横向力，T为转弯内外侧主起落架扭矩安全差值，F为转弯内外侧主起落架横向力安全差值。
3.根据权利要求1所述的一种飞机地面主轮协同转弯防侧翻控制方法，其特征在于，所述侧翻力矩与稳定力矩的计算表达式为：
T1＝NCDH
T2＝(G-Y)S
其中，T1为侧翻力矩，T2为稳定力矩，NCD为地面作用于轮胎合力在CD垂线上的投影，H为飞机重心高度，G为飞机重量，Y为飞机升力，S为防翻倒力臂。
4.根据权利要求3所述的一种飞机地面主轮协同转弯防侧翻控制方法，其特征在于，所述侧翻力矩与稳定力矩平衡的表达式为：
T1＝T2
其中，T1为侧翻力矩，T2为稳定力矩。
5.根据权利要求3所述的一种飞机地面主轮协同转弯防侧翻控制方法，其特征在于，所述地面作用于轮胎合力在CD垂线上的投影的具体表达式为：
NCD＝(FE-FG)sinβ+Fncos(β-θ)
其中，FE为发动机推力，FG为迎面阻力，Fn为飞机转弯法向惯性力，β为飞机重心速度方向与机体轴线夹角，θ为防翻倒力臂与机体轴线夹角。
6.根据权利要求1所述的一种飞机地面主轮协同转弯防侧翻控制方法，其特征在于，所述防翻倒力臂的计算表达式为：
Figure FDA0003910657800000021
其中，(xC，yC)为飞机外侧主起落架前排外侧轮胎C点坐标，(xD，yD)为飞机前起落架外侧轮胎D点坐标，(xG，yG)为飞机重心G坐标。
7.根据权利要求1所述的一种飞机地面主轮协同转弯防侧翻控制方法，其特征在于，基于所述飞机侧翻安全包线控制前轮转角具体为：获得当前飞机滑行速度，控制前轮转角不超过前轮极限转角。
8.根据权利要求1所述的一种飞机地面主轮协同转弯防侧翻控制方法，其特征在于，所述前轮转向运动参量包括前轮转角、前轮侧偏角和飞机滑行速度。
9.根据权利要求1所述的一种飞机地面主轮协同转弯防侧翻控制方法，其特征在于，所述主轮协同转向运动参量包括内侧主轮转角、外侧主轮转角、主起落架各轮胎的侧偏角和飞机滑行速度。
10.根据权利要求9所述的一种飞机地面主轮协同转弯防侧翻控制方法，其特征在于，所述主起落架各轮胎的侧偏角包括前轴主轮侧偏角、中轴主轮侧偏角和后轴主轮侧偏角。
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