屈 程，張文星，孟建文

(中國飛行試驗(yàn)研究院，西安 710089)

防滑剎車系統(tǒng)與飛行安全緊密相關(guān)，隨著飛機(jī)大載荷和高速度的發(fā)展進(jìn)程，對防滑剎車系統(tǒng)的性能要求也愈加嚴(yán)苛，飛機(jī)防滑剎車系統(tǒng)復(fù)雜且具有較高的不確定性，一直以來，剎車系統(tǒng)控制策略[1-4]和系統(tǒng)性能分析[5-8]都是中外學(xué)者的重要研究方向。文獻(xiàn)[9]建立了基于反饋線性化思想的前饋防滑剎車控制律，假設(shè)左、右機(jī)輪對稱剎車且工作條件相同，建立了動力學(xué)仿真模型，并就剎車減速過程中的摩擦狀態(tài)、滑移率仿真結(jié)果與期望結(jié)果進(jìn)行了比對。文獻(xiàn)[10]設(shè)計(jì)了基于雙側(cè)機(jī)輪剎車系統(tǒng)的防滑剎車控制律及基于前輪轉(zhuǎn)向和主輪差動剎車的糾偏控制律，基于雙側(cè)機(jī)輪剎車系統(tǒng)構(gòu)建了動力學(xué)仿真模型，并對非對稱載荷和偏航角擾動剎車減速過程中的地面結(jié)合系數(shù)、滑移率、偏航角等結(jié)果進(jìn)行了分析。文獻(xiàn)[11]設(shè)計(jì)了一種基于數(shù)字信號處理器(digital signal processor，DSP)的防滑剎車控制器，采用地面慣性臺試驗(yàn)對剎車壓力、剎車力矩、驅(qū)動控制電壓、機(jī)輪速度等試驗(yàn)結(jié)果參數(shù)進(jìn)行了分析。文獻(xiàn)[12]提出了一種基于近似動態(tài)規(guī)劃的自適應(yīng)最優(yōu)控制方法，考慮了空氣動力學(xué)特性影響，通過簡化制動控制系統(tǒng)為單輪模型，建立了動力學(xué)仿真模型，采用仿真分析和地面慣性試驗(yàn)臺試驗(yàn)兩種方式，對剎車系統(tǒng)性能進(jìn)行了對比分析。

整體而言，建模仿真相對靈活，但大多基于單輪模式，并且模型中采用的剎車盤力矩特性、地面結(jié)合系數(shù)大都基于理論或經(jīng)驗(yàn)公式，與真實(shí)情況難免存在差異；地面慣性臺試驗(yàn)更貼近真實(shí)情況，但無法模擬飛機(jī)雙側(cè)機(jī)輪同時(shí)剎車的真實(shí)狀態(tài)，并且難以反映飛機(jī)剎車減速過程受到的氣動力和發(fā)動機(jī)殘余推力。飛行試驗(yàn)?zāi)軌蛑苯臃从撤阑瑒x車系統(tǒng)在飛機(jī)上的實(shí)際裝機(jī)使用效果，文獻(xiàn)[13]從飛機(jī)防滑剎車系統(tǒng)功能及主要性能出發(fā)，研究了現(xiàn)役飛機(jī)防滑剎車系統(tǒng)的試驗(yàn)項(xiàng)目以及試驗(yàn)方法。文獻(xiàn)[14]以模糊目標(biāo)導(dǎo)向(goal-oriented，GO)法為基礎(chǔ)，結(jié)合狀態(tài)枚舉法，分析了某型運(yùn)輸機(jī)防滯剎車系統(tǒng)可靠性。文獻(xiàn)[15]基于Y12飛機(jī)和MA60飛機(jī)飛行試驗(yàn)，從剎車系統(tǒng)組成和原理出發(fā)，研究了飛機(jī)防滑剎車系統(tǒng)最佳和最大剎車壓力確定方法。文獻(xiàn)[16]針對某型前三點(diǎn)式飛機(jī)連續(xù)低速滑行剎車偏航問題，基于理論力學(xué)分析方法，確定了導(dǎo)致該型飛機(jī)偏航的剎車力矩差閾值。文獻(xiàn)[17]根據(jù)飛機(jī)剎車系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)、工作環(huán)境及其數(shù)據(jù)特點(diǎn)，采用組合預(yù)測模型對某型飛機(jī)剎車系統(tǒng)性能進(jìn)行了趨勢預(yù)測研究。

目前，防滑剎車系統(tǒng)在工程應(yīng)用階段的試驗(yàn)研究較為常見，在工程研制階段的研究相對較少。針對工程研制階段，開展剎車系統(tǒng)試驗(yàn)分析研究，對于評估系統(tǒng)的實(shí)際使用性能，優(yōu)化試驗(yàn)設(shè)計(jì)、升級系統(tǒng)控制律，具有十分重要的意義。

現(xiàn)以某型飛機(jī)新研制防滑剎車系統(tǒng)飛行試驗(yàn)為例，首先建立“飛行員評述導(dǎo)向+流程化判讀+問題歸納+優(yōu)化建議”的試飛測試數(shù)據(jù)判讀流程，隨后針對該型飛機(jī)剎車減速過程機(jī)測輪速高于實(shí)際地速的問題，發(fā)展一種實(shí)際機(jī)輪速度求解方法，之后分析該型飛機(jī)剎車減速過程航向偏移的機(jī)理，通過對比不同架次滑移率與減速率的關(guān)系，首次在飛行試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)深打滑引發(fā)航向失穩(wěn)進(jìn)而導(dǎo)致減速率變化的現(xiàn)象，最后針對減速過程中的深打滑現(xiàn)象開展細(xì)致分析，并提出剎車控制系統(tǒng)優(yōu)化建議。

1 測試數(shù)據(jù)判讀流程

某型飛機(jī)防滑剎車系統(tǒng)開展外場試驗(yàn)，執(zhí)行試驗(yàn)任務(wù)的飛行員擁有豐富的剎車系統(tǒng)使用經(jīng)驗(yàn)，評述作為飛行員的主觀評價(jià)，對于剎車系統(tǒng)的性能評價(jià)和技術(shù)升級具有很高的參考價(jià)值；測試數(shù)據(jù)相比飛行員評述更具客觀性，對于防滑剎車系統(tǒng)的實(shí)際功能、性能以及試驗(yàn)暴露出的問題，能夠提供定量的評價(jià)依據(jù)。

防滑剎車系統(tǒng)試飛在數(shù)據(jù)判讀時(shí)首次建立了“飛行員評述導(dǎo)向+流程化判讀+問題歸納+優(yōu)化建議”的測試數(shù)據(jù)判讀流程，具體如圖1所示。

2 測試數(shù)據(jù)判讀分析案例

2.1 測試數(shù)據(jù)判讀

2.1.1 飛行員評述導(dǎo)向判讀階段

在a飛行日完成第2架次(以下簡稱為a-2架次)滑行任務(wù)后，飛行員評述中反映以下問題：① 剎車到底，前1～2 s減速不明顯，后續(xù)減速正常；② 剎車減速過程航向變化明顯。

圖2給出了滑行剎車時(shí)間歷程圖，可以看到，剎車指令信號踩滿，前2 s內(nèi)飛機(jī)地速未有明顯下降(地速從33.2 m/s升至34.5 m/s隨后再降至33.1 m/s)。圖3給出了以地速開始降低為初始時(shí)刻的航向變化示意圖，可以看到，剎車減速過程航向變化明顯，地速14 m/s以上航向最大變化約4°，之后航向持續(xù)向左偏離約5.5°。觀察圖3初步可以發(fā)現(xiàn)，飛機(jī)航向變化與左右側(cè)機(jī)輪打滑存在一定聯(lián)系。

2.1.2 流程化判讀階段

(1)剎車過程系統(tǒng)報(bào)故情況。經(jīng)檢查，剎車過程無系統(tǒng)報(bào)故。

(2)剎車過程航向偏離程度。剎車減速過程，航向最大偏離8°，航向一致性較差。

(3)剎車過程機(jī)輪打滑情況。表1所示為剎車過程深打滑情況統(tǒng)計(jì)表，結(jié)合圖3可以看到，滑行剎車過程打滑次數(shù)較多且分布在各個速度段，左側(cè)機(jī)輪在輪速降至防滑失效速度后發(fā)生抱死，并持續(xù)至完全剎停。

圖3 滑行剎車航向變化示意圖(a-2架次)Fig.3 Taxi brake course change curve(flight a-2)

(4)剎車過程減速率情況。表2所示為剎車過程剎車減速率情況統(tǒng)計(jì)表，經(jīng)計(jì)算，高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速n2降為慢車至防滑失效段減速率達(dá)到2.59 m/s2，為全段最高，未滿足該型飛機(jī)的減速率指標(biāo)要求。

表2 減速率情況統(tǒng)計(jì)表(a-2架次)Table 2 Statistics of deceleration rate(flight a-2)

2.2 分析問題及優(yōu)化建議

2.2.1 分析問題

針對飛行員評述中反映的第一項(xiàng)問題，分析原因主要如下。

(1)防滑剎車控制律中的升壓起點(diǎn)設(shè)置偏低。

(2)程序預(yù)設(shè)的壓力增長率偏低，1 s后壓力僅1.6 MPa，未能使飛行員產(chǎn)生明顯減速感。

(3)剎車指令信號踩滿時(shí)發(fā)動機(jī)高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速n2仍然較高，此時(shí)發(fā)動機(jī)推力較大，飛機(jī)仍具有一定的航向加速度，初始較低的剎車力矩不足以使飛行員產(chǎn)生明顯減速感覺。

針對判讀階段暴露的航向一致性較差和減速率不足問題，下面進(jìn)行具體分析。

飛機(jī)質(zhì)量一定時(shí)，結(jié)合力的大小主要取決于輪胎與跑道的結(jié)合系數(shù)，對于確定的跑道和輪胎類型，結(jié)合系數(shù)主要與滑移率S有關(guān)。在飛機(jī)剎車減速過程中，機(jī)輪速度小于飛機(jī)速度時(shí)將產(chǎn)生滑移，滑移率定義為

(1)

式(1)中：Vg為飛機(jī)滑跑地速；V為剎車機(jī)輪速度，V=ωsr，ωs為剎車機(jī)輪角速度，r為機(jī)輪滾動半徑。

機(jī)輪純滾動時(shí)，滑移率為0；機(jī)輪抱死時(shí)，滑移率為1。從圖4可以看到，縱向結(jié)合系數(shù)與滑移率關(guān)系曲線中存在一個極值點(diǎn)，對應(yīng)最佳滑移率和最大結(jié)合系數(shù)；側(cè)向結(jié)合系數(shù)隨著滑移率的增加而減小，到滑移率為1時(shí)甚至接近于0，這說明在機(jī)輪打滑較深時(shí)，剎車機(jī)輪的航向會變得極不穩(wěn)定。當(dāng)滑移率在0.1～0.3范圍內(nèi)，縱向和側(cè)向的結(jié)合系數(shù)都比較大，是安全高效制動的理想工作區(qū)。

圖4 結(jié)合系數(shù)與滑移率關(guān)系曲線Fig.4 Relation curve between friction coefficient and slip rate

圖5給出了采用機(jī)測輪速和地速計(jì)算得到的滑行剎車過程滑移率隨地速變化曲線，平均滑移率取為左滑移率與右滑移率之和的平均值，從圖5可以看到，在非深打滑階段，滑移率基本處于[-0.1，0]區(qū)間，表明剎車減速過程機(jī)測輪速高于實(shí)際地速，不符合實(shí)際情況，分析原因主要是因?yàn)閯x車控制律中預(yù)置的機(jī)輪半徑大于實(shí)際機(jī)輪半徑，因此采用該方法計(jì)算得到的滑移率曲線對于最佳滑移率的控制策略分析不具有參考價(jià)值。

圖5 滑行剎車過程滑移率隨地速變化曲線(機(jī)測輪速)(a-2架次)Fig.5 Variation curve of slip rate and surface velocity during taxiing braking process(test wheel speed)(flight a-2)

2.2.2 推導(dǎo)公式

針對以上問題，發(fā)展了一種實(shí)際機(jī)輪速度求解方法，具體思路如下。

(1)飛機(jī)滑跑加速過程機(jī)輪處于自由滾動狀態(tài)，此時(shí)有

Vg=ωhrsj

(2)

式(2)中：ωh為滑跑加速過程機(jī)輪角速度；rsj為實(shí)際機(jī)輪半徑。

(2)根據(jù)滑跑加速過程機(jī)測輪速Vh和預(yù)置機(jī)輪滾動半徑r可以得到

ωh=Vh/r

(3)

(3)根據(jù)式(2)和式(3)可以得到

(4)

圖6給出了采用以上方法計(jì)算得到的滑行實(shí)際機(jī)輪半徑與地速關(guān)系曲線，從圖6可以看到，以防滑失效速度為界，右側(cè)機(jī)輪半徑隨地速的減小緩慢降低，這主要是因?yàn)殡S著飛機(jī)升力減小，輪胎受到的地面支持力逐漸增大，輪胎壓縮量逐漸增加，機(jī)輪半徑逐漸減小，該區(qū)間的機(jī)輪半徑變化規(guī)律符合物理實(shí)際，因此判定為半徑可用區(qū)間；在防滑失效速度左側(cè)，機(jī)輪半徑與地速出現(xiàn)了非物理性的變化規(guī)律，分析原因主要是因?yàn)闄C(jī)輪角速度傳感器在防滑失效速度以下的測量精度不足，導(dǎo)致由此解算得到的機(jī)輪半徑不符合物理實(shí)際，因此判定為半徑不可用區(qū)間，由于該區(qū)間升力較低且變化相對較小，因此本文的處理方法是將防滑失效速度點(diǎn)的機(jī)輪半徑作為該區(qū)間的實(shí)際機(jī)輪半徑。

圖6 滑行實(shí)際機(jī)輪半徑與地速關(guān)系曲線(a-2架次)Fig.6 Variation curve of actual wheel radius and ground speed during taxiing process(flight a-2)

由此可以得到剎車減速過程的實(shí)際機(jī)輪速度Vsj，公式為

(5)

圖7給出了滑行剎車過程航向角與滑移率關(guān)系曲線，其中滑移率采用Vsj和Vg計(jì)算得到，可以看到，在非深打滑階段，滑移率基本處于[0.1，0.3]區(qū)間，這表明采用的實(shí)際機(jī)輪速度求解方法能夠較好反映剎車減速過程機(jī)輪的實(shí)際滑移情況。

觀察圖7還可以看到，剎車減速過程航向偏移與機(jī)輪滑移率存在直接聯(lián)系，當(dāng)左機(jī)輪滑移率比右機(jī)輪高時(shí)，航向有左偏的趨勢，反之則有右偏的趨勢，這主要是受側(cè)向結(jié)合系數(shù)的影響，圖8給出了某型飛機(jī)的示意圖，對飛機(jī)進(jìn)行受力分析可以看到，忽略機(jī)翼升力，地面對飛機(jī)的支持力與飛機(jī)自身重力G平衡，由于起落架呈外八字支撐，左、右機(jī)輪還受到沿地面方向的側(cè)向力Fx1和Fx2，當(dāng)飛機(jī)兩側(cè)機(jī)輪滑移率相同時(shí)，側(cè)向結(jié)合系數(shù)一致，F(xiàn)x1和Fx2大小相等，方向相反，飛機(jī)航向能夠保持穩(wěn)定；反之，飛機(jī)航向會偏向滑移率較高的機(jī)輪一側(cè)。

圖7 滑行航向角與滑移率關(guān)系曲線(a-2架次)Fig.7 Variation curve of heading angle and slip rate during taxiing process(flight a-2)

圖8 飛機(jī)示意圖Fig.8 Aircraft diagram

圖9給出了滑行過程減速率與平均滑移率關(guān)系曲線，從圖9可以看到，深打滑導(dǎo)致平均滑移率快速升高，使得結(jié)合系數(shù)降低，從而對減速率產(chǎn)生了不利影響，并且，頻繁深打滑導(dǎo)致飛機(jī)減速率出現(xiàn)較大幅度波動，這會使飛行員在剎車減速過程中產(chǎn)生較為明顯的減速頓挫感，影響剎車體驗(yàn)。

圖9 滑行減速率與平均滑移率關(guān)系曲線(a-2架次)Fig.9 Variation curve of deceleration rate and average slip rate during taxiing process(flight a-2)

為了進(jìn)一步研究深打滑對減速率的影響，進(jìn)一步對比了不同飛行日平均滑移率與減速率的關(guān)系。圖10給出了不同試驗(yàn)架次的減速率與平均滑移率及航向角關(guān)系曲線，其中紅色曲線為b飛行日第3架次，以下簡稱b-3架次；黑色曲線為c飛行日第1架次，以下簡稱c-1架次。

第1階段。兩架次平均滑移率大致相當(dāng)，對應(yīng)的減速率基本一致。

第2階段。b-3架次發(fā)生一次單側(cè)深打滑，c-1架次未出現(xiàn)打滑，雖然打滑之后兩架次的平均滑移率基本保持一致，但是b-3架次的減速率明顯低于c-1架次，分析原因主要是因?yàn)閎-3架次發(fā)生單側(cè)打滑之后出現(xiàn)航向失穩(wěn)，導(dǎo)致剎車減速過程滑移角顯著增加，在縱向和側(cè)向結(jié)合系數(shù)的耦合作用下，地面提供的實(shí)際摩擦力低于航向穩(wěn)定狀態(tài)，圖11給出了d-1架次和e-2架次減速率與平均滑移率及航向角關(guān)系曲線，現(xiàn)象與圖10第2階段保持一致，這是首次在飛行試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)的航向失穩(wěn)引起減速率變化的現(xiàn)象，該現(xiàn)象的發(fā)現(xiàn)對于引入滑移率控制的防滑剎車控制律設(shè)計(jì)具有十分重要的參考價(jià)值。

圖10 減速率與平均滑移率及航向角關(guān)系曲線(b-3架次，c-1架次)Fig.10 Variation curve of deceleration rate and average slip rate and heading angle (flight b-3，flight c-1)

第3階段。b-3架次和c-1架次都出現(xiàn)了一次雙側(cè)同步深打滑，均引發(fā)了減速率大幅降低。

第4階段。兩架次平均滑移率大致相當(dāng)，對應(yīng)的減速率也基本一致，這主要是因?yàn)榈?階段的雙側(cè)同步深打滑未導(dǎo)致航向失穩(wěn)，因此平均滑移率與減速率的關(guān)系與第1階段基本相同。

通過以上分析可以看到，深打滑不僅會破壞剎車過程的航向一致性，同時(shí)也會對減速率產(chǎn)生不利影響，因此剎車過程應(yīng)該盡量避免深打滑特別是單側(cè)深打滑現(xiàn)象的發(fā)生。

2.2.3 優(yōu)化建議

具體分析深打滑的產(chǎn)生原因，目的是提出優(yōu)化建議，為剎車控制律升級提供依據(jù)。

圖12給出了a-2架次滑行右輪第3次深打滑時(shí)間歷程曲線，從圖12可以看到，在t1時(shí)刻右輪速出現(xiàn)降低，系統(tǒng)檢測到右側(cè)機(jī)輪出現(xiàn)打滑現(xiàn)象，t1—t2時(shí)刻右閥電壓和右剎車壓力同步下降，但是由于剎車壓力下降較慢(僅降低了約0.5 MPa)，因此右側(cè)機(jī)輪打滑進(jìn)一步加劇并進(jìn)入深打滑(右輪速基本降低至0)，t2—t3時(shí)刻系統(tǒng)檢測到打滑加劇，到t3時(shí)刻剎車壓力進(jìn)一步降低了約1 MPa，右輪速開始增加，右側(cè)機(jī)輪改出深打滑狀態(tài)。通過對本次深打滑時(shí)間歷程的分析可以看到，深打滑產(chǎn)生的原因主要是因?yàn)榉阑瑒x車系統(tǒng)對機(jī)輪的淺打滑不敏感，系統(tǒng)監(jiān)測到淺打滑現(xiàn)象時(shí)泄壓過慢，當(dāng)機(jī)輪由淺打滑進(jìn)入深打滑時(shí)才快速泄壓。因此，剎車系統(tǒng)防滑工作的時(shí)候往往伴隨著深打滑。

圖12 滑行右輪第3次深打滑時(shí)間歷程曲線(a-2架次)Fig.12 Course curve of right wheel third deep skid during taxiing process(flight a-2)

通過本次試驗(yàn)分析，共提出以下4點(diǎn)優(yōu)化建議：

(1)飛行員在剎車時(shí)注意觀察發(fā)動機(jī)高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速n2，待n2降至慢車轉(zhuǎn)速時(shí)再踩剎車。

(2)建議提高防滑剎車控制律中的升壓起點(diǎn)，并且提高壓力增長率。

(3)建議對防滑控制算法中的防滑參數(shù)進(jìn)行調(diào)整，提高剎車系統(tǒng)對“淺打滑”的靈敏度，保證飛機(jī)在剎車過程中，只要機(jī)輪出現(xiàn)淺打滑就能以較快的速度釋放剎車壓力，避免機(jī)輪進(jìn)一步進(jìn)入深打滑。

(4)建議飛機(jī)機(jī)輪任意一側(cè)出現(xiàn)深打滑時(shí)，另一側(cè)也進(jìn)行同步泄壓操作，之后兩側(cè)壓力一起恢復(fù)，確保飛機(jī)同一時(shí)刻，左右機(jī)輪不會持續(xù)出現(xiàn)較大壓力差，避免因單側(cè)機(jī)輪深打滑導(dǎo)致飛機(jī)航向失穩(wěn)，進(jìn)而影響減速效率。

設(shè)計(jì)方針對第3條優(yōu)化建議，對防滑剎車控制律軟件進(jìn)行了升級，圖13給出了f-2架次(軟件升級后)左輪打滑時(shí)間歷程曲線，從圖13可以看到，在t1時(shí)刻左輪速出現(xiàn)降低，系統(tǒng)檢測到左側(cè)機(jī)輪出現(xiàn)打滑現(xiàn)象，t1—t2時(shí)刻左閥電壓和左剎車壓力同步快速下降(0.1 s泄壓約2.5 MPa)，t2時(shí)刻左輪速開始增加，左側(cè)機(jī)輪改出淺打滑，未進(jìn)入深打滑狀態(tài)。這表明a-2架次測試數(shù)據(jù)判讀正確，提出的優(yōu)化建議能夠有效避免機(jī)輪進(jìn)入深打滑狀態(tài)。

圖13 左輪打滑時(shí)間歷程曲線(f-2架次)Fig.13 Course curve of left wheel skid(flight a-2)

3 結(jié)論

針對某型飛機(jī)新研防滑剎車控制系統(tǒng)飛行試驗(yàn)，建立了“飛行員評述導(dǎo)向+流程化判讀+問題歸納+優(yōu)化建議”的測試數(shù)據(jù)判讀流程，發(fā)展了一種試驗(yàn)分析方法，主要結(jié)論如下。

(1)發(fā)展的機(jī)輪半徑求解方法克服了剎車控制律中預(yù)置固定機(jī)輪半徑方法的不足，可用于實(shí)際機(jī)輪速度計(jì)算，得到的滑移率可為飛機(jī)防滑剎車系統(tǒng)性能分析提供有效支撐。

(2)通過對比不同架次滑移率與減速率及航向角的關(guān)系曲線，首次在飛行試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)了深打滑引發(fā)航向失穩(wěn)進(jìn)而導(dǎo)致減速率變化的現(xiàn)象，該現(xiàn)象的發(fā)現(xiàn)對于引入滑移率控制的防滑剎車控制律設(shè)計(jì)具有十分重要的參考價(jià)值。

(3)提出的剎車控制系統(tǒng)優(yōu)化建議能夠有效避免剎車減速過程機(jī)輪進(jìn)入深打滑狀態(tài)，進(jìn)而降低深打滑對減速率的不利影響。

(4)發(fā)展的防滑剎車系統(tǒng)試驗(yàn)分析方法合理可行，能夠發(fā)現(xiàn)試驗(yàn)設(shè)計(jì)和防滑剎車控制律設(shè)計(jì)中的缺陷和不足，有利于試驗(yàn)設(shè)計(jì)和防滑剎車控制律優(yōu)化升級。