一种飞机刹车压力反馈调节系统及方法与流程

[0001]
本发明涉及飞机刹车技术领域，尤其涉及一种飞机刹车压力反馈调节系统及方法。


背景技术：

[0002]
飞机机轮刹车系统是现代飞机起落装置的构成部分，是飞机起飞、着陆滑跑和地面滑行操纵安全运行的基本保障设备，用以保证飞机着陆后缩短滑跑距离，尽快使飞机停止下来，同时防止刹爆轮胎。试验研究和使用表明，在一定条件下，采用自动刹车能有效缩短飞机着陆滑跑距离。自动刹车也是人们一直期待的，以减轻驾驶员在着陆安全关键时刻的负荷。目前，一般飞机不具备自动刹车能力，包括采用电传刹车的飞机，刹车时需要驾驶员一直踩踏刹车踏板通过刹车手柄以操纵刹车阀或刹车指令传感器，只有波音、空客等一些机型如b737-700、a320配有自动刹车系统，按不同的减速率水平自动刹车。
[0003]
飞机防滑刹车系统作为飞机重要的机载系统，防滑刹车系统能否正常工作将严重影响飞机安全，目前，飞机防滑系统都采用机轮速度作为防滑系统的反馈指令，这样可以达到刹车系统防抱死的目的，在刹车过程中采用电液压力伺服阀作为刹车压力控制器件。在防滑刹车系统中通常设置有刹车压力传感器，用于指示刹车压力，刹车压力未参与控制，而当前电液压力伺服阀通常存在性能不稳定的现象，主要表现在电液压力伺服阀易发生死区漂移，增益变化，其直接影响防滑刹车性能，严重时会危害到飞机着陆安全。


技术实现要素：

[0004]
本发明的目的是为了解决现有技术中的问题，而提出的一种飞机刹车压力反馈调节系统及方法。
[0005]
为了实现上述目的，本发明采用了如下技术方案：一种飞机刹车压力反馈调节系统，包括主控装置、机轮速度传感器、机轮力矩传感器、电子防滑控制盒和电液伺服阀；
[0006]
所述主控装置包括主微处理器、刹车指令调理单元、轮速信号调理单元、座舱开关信号调理单元、控制信号输出调理单元以及告警调理单元，所述刹车指令调理单元、轮速信号调理单元、座舱开关信号调理单元、电源处理单元与所述主微处理器连接，所述主微处理器与所述控制信号输出调理单元输入端和告警调理单元输入端连接；
[0007]
所述机轮速度传感器和机轮力矩传感器均有2个,分别位于飞机的左机轮和右机轮；所述机轮速度传感器和机轮力矩传感器固定安装在飞机轮轴上；所述机轮速度传感器的信号输出线与刹车指令调理单元的输入端相连，所述机轮力矩传感器的信号输出线与主微处理器的输入端相连；
[0008]
所述电液伺服阀的进油管嘴通过液压管路与刹车阀的输出端口相连；电液伺服阀的液压部分的出油管嘴通过液压管路与刹车装置进油管嘴连接；电液伺服阀的液压部分的回油管嘴通过液压管路与刹车系统油箱相连；电液伺服阀的电气部分包括主副两通道；
[0009]
电子防滑控制盒固定安装在飞机附件舱内；电子防滑控制盒的输入端口与机轮速
度传感器通过导线连接；电子防滑控制盒的输出端口与电液伺服阀通过导线连接。
[0010]
在上述的飞机刹车压力反馈调节系统中，电液伺服阀电气部分的主通道包括双余度刹车指令传感器的主线圈、各压力传感器的主线圈、正常刹车控制单元、双余度液压切断阀的主线圈、双余度压力伺服阀的主线圈；
[0011]
连接所述电气部分主通道时，将飞机正常电源与飞机应急电源并联；飞机正常电源的输出接口与正常刹车控制单元的供电接口连接，双余度刹车指令传感器主线圈信号输出接口与正常刹车控制单元的输入接口连接，各压力传感器的主线圈信号输出接口通过电缆与正常刹车控制单元的输入接口连接，正常刹车控制单元的控制输出接口通过电缆与双余度液压切断阀的主线圈输入接口连接，所述双余度压力伺服阀的主线圈输入接口分别与所述正常刹车控制单元的控制输出接口通过电缆连接。
[0012]
在上述的飞机刹车压力反馈调节系统中，飞机刹车控制系统电气部分的副通道包括双余度刹车指令传感器的备线圈、压力传感器的备线圈、备用刹车控制单元、双余度液压切断阀的备线圈、双余度压力伺服阀的备线圈和飞机应急电源；
[0013]
连接所述电气部分的副通道时，将飞机应急电源的输出接口通过电缆与备用刹车控制单元的供电接口连接，双余度刹车指令传感器备线圈信号输出接口通过电缆连接到备用刹车控制单元的输入接口，压力传感器的备线圈信号输出接口通过电缆与备用刹车控制单元的输入接口连接，备用刹车控制单元的控制输出接口通过电缆与双余度液压切断阀的备线圈输入接口连接；双余度压力伺服阀的备线圈输入接口分别与备用刹车控制单元的控制输出接口通过电缆连接。
[0014]
一种飞机刹车压力反馈调节方法中，所述主微处理器基于机轮力矩传感器和机轮速度传感器确定实际滑移因子；
[0015]
s1、比较所述实际滑移因子与滑移因子阈值；
[0016]
若所述实际滑移因子达到滑移因子阈值，则更新所述滑移因子阈值；以及减小所述刹车力矩以使所述实际滑移因子小于更新后的滑移因子阈值；
[0017]
s2、所述刹车力矩和所述转速确定实际滑移因子包括：
[0018]
计算η
1
＝jω/m
b
[0019]
若η
1
＞η
slip
，且ω＜ω
min
，则η＝1；
[0020]
若η
1
≤η
slip
，则η＝η
1
；
[0021]
其中，η为实际滑移因子，η
slip
为滑移因子阈值，j为飞机机轮转动惯量，ω为飞机机轮的转速，ω
min
为一预设转速阈值，m
b
为刹车力矩。
[0022]
在上述的飞机刹车压力反馈调节方法中，若所述实际滑移因子达到滑移因子阈值，则更新所述滑移因子阈值包括：若所述实际滑移因子大于或等于滑移因子阈值，基于所述刹车力矩和所述转速更新结合力峰值；以及基于更新后的结合力峰值更新所述滑移因子阈值。
[0023]
在上述的飞机刹车压力反馈调节方法中，所述基于所述刹车力矩和所述转速更新结合力峰值包括：
[0024]
计算f
lm
＝(1-)ηm
b
/r
[0025]
其中，f
lm
为结合力，r为飞机机轮的半径；
[0026]
当所述实际滑移因子等于所述滑移因子阈值时的结合力
flm
为所述结合力峰值
f
slip
。
[0027]
所述基于所述结合力峰值更新所述滑移因子阈值包括：
[0028]
计算：η
slip
/η
ss
＝k
1
(f
slip
/f
ss
)
3
+k
2
(f
slip
/f
ss
)
2
+k
3
(f
slip
/f
ss
)+k
4
[0029]
其中，η
ss
为预先设定的滑移因子初始值，f
ss
为预先设定的结合力初始值，η
slip
为所述更新后的滑移因子阈值，k
1
、k
2
、k
3
、k
4
为预设的系数，且满足：-1＜k
1
＜0；
[0030]
0＜k
2
＜1；
[0031]-1＜k
3
＜0；
[0032]
0＜k
4
＜1。
[0033]
基于所述刹车力矩和所述转速确定结合力f
lm
并判断结合力f
lm
是否满足
flm
＜k
ad
f
slip
；
[0034]
若是，则增大所述刹车力矩；
[0035]
其中，k
ad
为附着系数，且满足0.5＜k
ad
＜1。
[0036]
与现有的技术相比，本发明的优点在于：
[0037]
本发明采用了高安全性的故障处理策略，保证了飞机的刹车能力，从而进一步提高了飞机起降制动的安全性。当系统中任一电气元件出现单余度故障，均可以切换到备用通道工作，不影响系统刹车能力。
[0038]
同时系统中任一双余度压力伺服阀出现机械或液压故障，则系统会收到压力反馈信息并同时关闭该阀和对称的双余度压力伺服阀的输入液压，从而防止左右刹车压力不一致导致的飞机刹车偏能；
[0039]
采用本发明所述的飞机防滑刹车控制系统和方法能显著提高飞机在起飞、着陆滑跑中刹车系统运行的效能和使用安全；本发明所述的飞机防滑刹车控制方法和系统。
附图说明
[0040]
图1为本发明提出的一种飞机刹车压力反馈调节系统的示意框图。
具体实施方式
[0041]
以下实施例仅处于说明性目的，而不是想要限制本发明的范围。
[0042]
实施例
[0043]
参照图1，一种飞机刹车压力反馈调节系统，包括包括主控装置、机轮速度传感器、机轮力矩传感器、电子防滑控制盒和电液伺服阀；
[0044]
主控装置包括主微处理器、刹车指令调理单元、轮速信号调理单元、座舱开关信号调理单元、控制信号输出调理单元以及告警调理单元，刹车指令调理单元、轮速信号调理单元、座舱开关信号调理单元、电源处理单元与主微处理器连接，主微处理器与控制信号输出调理单元输入端和告警调理单元输入端连接；
[0045]
机轮速度传感器和机轮力矩传感器均有2个,分别位于飞机的左机轮和右机轮；机轮速度传感器和机轮力矩传感器固定安装在飞机轮轴上；机轮速度传感器的信号输出线与刹车指令调理单元的输入端相连，机轮力矩传感器的信号输出线与主微处理器的输入端相连；
[0046]
电液伺服阀的进油管嘴通过液压管路与刹车阀的输出端口相连；电液伺服阀的液
压部分的出油管嘴通过液压管路与刹车装置进油管嘴连接；电液伺服阀的液压部分的回油管嘴通过液压管路与刹车系统油箱相连；电液伺服阀的电气部分包括主副两通道；
[0047]
电子防滑控制盒固定安装在飞机附件舱内；电子防滑控制盒的输入端口与机轮速度传感器通过导线连接；电子防滑控制盒的输出端口与电液伺服阀通过导线连接。
[0048]
电液伺服阀电气部分的主通道包括双余度刹车指令传感器的主线圈、各压力传感器的主线圈、正常刹车控制单元、双余度液压切断阀的主线圈、双余度压力伺服阀的主线圈；
[0049]
连接电气部分主通道时，将飞机正常电源与飞机应急电源并联；飞机正常电源的输出接口与正常刹车控制单元的供电接口连接，双余度刹车指令传感器主线圈信号输出接口与正常刹车控制单元的输入接口连接，各压力传感器的主线圈信号输出接口通过电缆与正常刹车控制单元的输入接口连接，正常刹车控制单元的控制输出接口通过电缆与双余度液压切断阀的主线圈输入接口连接，双余度压力伺服阀的主线圈输入接口分别与正常刹车控制单元的控制输出接口通过电缆连接。
[0050]
飞机刹车控制系统电气部分的副通道包括双余度刹车指令传感器的备线圈、压力传感器的备线圈、备用刹车控制单元、双余度液压切断阀的备线圈、双余度压力伺服阀的备线圈和飞机应急电源；
[0051]
连接电气部分的副通道时，将飞机应急电源的输出接口通过电缆与备用刹车控制单元的供电接口连接，双余度刹车指令传感器备线圈信号输出接口通过电缆连接到备用刹车控制单元的输入接口，压力传感器的备线圈信号输出接口通过电缆与备用刹车控制单元的输入接口连接，备用刹车控制单元的控制输出接口通过电缆与双余度液压切断阀的备线圈输入接口连接；双余度压力伺服阀的备线圈输入接口分别与备用刹车控制单元的控制输出接口通过电缆连接。
[0052]
一种飞机刹车压力反馈调节方法，主微处理器基于机轮力矩传感器和机轮速度传感器确定实际滑移因子；
[0053]
s1、比较实际滑移因子与滑移因子阈值；
[0054]
若实际滑移因子达到滑移因子阈值，则更新滑移因子阈值；以及减小刹车力矩以使实际滑移因子小于更新后的滑移因子阈值；
[0055]
s2、刹车力矩和转速确定实际滑移因子包括：
[0056]
计算η
1
＝jω/m
b
[0057]
若η
1
＞η
slip
，且ω＜ω
min
，则η＝1；
[0058]
若η
1
≤η
slip
，则η＝η
1
；
[0059]
其中，η为实际滑移因子，η
slip
为滑移因子阈值，j为飞机机轮转动惯量，ω为飞机机轮的转速，ω
min
为一预设转速阈值，m
b
为刹车力矩。
[0060]
若实际滑移因子达到滑移因子阈值，则更新滑移因子阈值包括：若实际滑移因子大于或等于滑移因子阈值，基于刹车力矩和转速更新结合力峰值；以及基于更新后的结合力峰值更新滑移因子阈值。
[0061]
基于刹车力矩和转速更新结合力峰值包括：
[0062]
计算f
lm
＝(1-)ηm
b
/r
[0063]
其中，f
lm
为结合力，r为飞机机轮的半径；
[0064]
当实际滑移因子等于滑移因子阈值时的结合力
flm
为结合力峰值f
slip
。
[0065]
结合力峰值更新滑移因子阈值包括：
[0066]
计算：η
slip
/η
ss
＝k
1
(f
slip
/f
ss
)
3
+k
2
(f
slip
/f
ss
)
2
+k
3
(f
slip
/f
ss
)+k
4
[0067]
其中，η
ss
为预先设定的滑移因子初始值，f
ss
为预先设定的结合力初始值，η
slip
为更新后的滑移因子阈值，k
1
、k
2
、k
3
、k
4
为预设的系数，且满足：-1＜k
1
＜0；
[0068]
0＜k
2
＜1；
[0069]-1＜k
3
＜0；
[0070]
0＜k
4
＜1。
[0071]
本发明采用了高安全性的故障处理策略，保证了飞机的刹车能力，从而进一步提高了飞机起降制动的安全性。当系统中任一电气元件出现单余度故障，均可以切换到备用通道工作，不影响系统刹车能力。
[0072]
同时系统中任一双余度压力伺服阀出现机械或液压故障，则系统会收到压力反馈信息并同时关闭该阀和对称的双余度压力伺服阀的输入液压，从而防止左右刹车压力不一致导致的飞机刹车偏能；
[0073]
采用本发明的飞机防滑刹车控制系统和方法能显著提高飞机在起飞、着陆滑跑中刹车系统运行的效能和使用安全；本发明的飞机防滑刹车控制方法和系统
[0074]
以上实施例仅表达了本发明的优选实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形、改进及替代，这些都属于本发明的保护范围。因此，本发明专利的保护范围应以所附权利要求为准。

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