焦宗夏，白寧，劉曉超，李玨菲，王壯壯，孫棟， 齊鵬遠(yuǎn)，尚耀星

1. 北京航空航天大學(xué) 自動(dòng)化科學(xué)與電氣工程學(xué)院，北京 100191 2. 北京航空航天大學(xué) 飛行器控制一體化技術(shù)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100191 3. 北京航空航天大學(xué) 前沿科學(xué)技術(shù)創(chuàng)新研究院，北京 100191 4. 北京航空航天大學(xué) 寧波創(chuàng)新研究院，寧波 315800 5. 北京控制工程研究所，北京 100190

現(xiàn)代航空工業(yè)經(jīng)過(guò)半個(gè)多世紀(jì)的發(fā)展，使得軍、民用飛機(jī)的安全性得到了提高[1]。但是，除傳統(tǒng)航空業(yè)所著重關(guān)注的空中安全外，飛機(jī)在地面階段的安全性問(wèn)題仍不容忽視，尤其在起飛前和著陸后的事故量已超過(guò)其飛行階段[2]。現(xiàn)代大型飛機(jī)所具備的減速手段主要包括機(jī)輪剎車、引擎反推[3]、減速板制動(dòng)和減速傘制動(dòng)[4]等。但是，引擎反推、減速板和減速傘的使用效果在飛機(jī)單次降落過(guò)程中均會(huì)隨風(fēng)速和機(jī)速的變化存在不確定性，無(wú)法在飛機(jī)降落的全速度范圍下提供可靠的制動(dòng)力。因此機(jī)輪剎車系統(tǒng)是保障飛機(jī)順利著陸最基本的系統(tǒng)，在飛機(jī)研制過(guò)程中與飛行控制系統(tǒng)在安全性上具有同等要求，被國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)定為安全等級(jí)要求最高的 A 類子系統(tǒng)之一。另外，當(dāng)前世界各國(guó)致力于發(fā)展高速飛機(jī)，對(duì)機(jī)輪剎車的能力提出了更高的需求。

飛機(jī)防滑剎車控制技術(shù)是實(shí)現(xiàn)高效機(jī)輪剎車的核心。世界上第一款飛機(jī)剎車系統(tǒng)由法國(guó) Automobile 公司于 1929 年設(shè)計(jì)制造，該系統(tǒng)通過(guò)純機(jī)械方式完成了飛機(jī)速度與輪速的比較，利用比較結(jié)果觸發(fā)防滑機(jī)制。到了 20 世紀(jì) 50 年代英國(guó) Dunlop 公司也基于機(jī)速與輪速的差速比較原理開發(fā)出了類似的 Maxaret 飛機(jī)防滑剎車系統(tǒng)[5]，同時(shí)期美國(guó) Hydro-Aire 公司(后整合為 Crane 公司)于 1947 年為 B-47 飛機(jī)開發(fā)了現(xiàn)代意義上第一款飛機(jī)防滑剎車系統(tǒng)。它以慣性傳感器為測(cè)量元件，通過(guò)機(jī)械機(jī)構(gòu)推動(dòng)微動(dòng)門，利用開關(guān)式信號(hào)控制電磁閥實(shí)現(xiàn)機(jī)輪防滑，并命名為 Mark I 型系統(tǒng)。隨后該系統(tǒng)逐步應(yīng)用于 B-52、F-100 以及 B707-100 等商業(yè)客機(jī)[6]。伴隨傳感器及電子技術(shù)的發(fā)展，Mark II 型系統(tǒng)上首次引入了輪速傳感器，通過(guò)模擬電路實(shí)現(xiàn)了剎車壓力偏置調(diào)節(jié)，實(shí)現(xiàn)了剎車效率的有效提升，并裝備于 C-130A 等飛機(jī)。為了進(jìn)一步提高飛機(jī)在不同跑道的剎車效果，Mark III 型系統(tǒng)引入自適應(yīng)機(jī)制，顯著提升了飛機(jī)在濕滑跑道的剎車能力，裝備于 F-15、F-18 以及 B-1 等美國(guó)在役機(jī)型。伴隨微電子技術(shù)的發(fā)展，Mark IV 型系統(tǒng)是第一個(gè)以數(shù)字控制器為載體的飛機(jī)防滑剎車控制系統(tǒng)，通過(guò)進(jìn)一步改進(jìn)算法使得飛機(jī)在所有工作條件下剎車效率均大于95%，被應(yīng)用于 F-16、C-17、C-130 J 以及Boeing系列的737、747、757、767、777等商用客機(jī)[7-8]。最新的 Mark V 型是一種電傳剎車(Brake-by-Wire)系統(tǒng)，裝備于Airbus的 A400M、Boeing的787、美國(guó)聯(lián)合攻擊戰(zhàn)斗機(jī)(Joint Strike Fighter, JSF)、可重復(fù)使用空間飛行器 X-33、X-34 等演示樣機(jī)上。美國(guó) Crane 公司目前作為飛機(jī)剎車防滑剎車系統(tǒng)的引領(lǐng)者，占據(jù)了國(guó)際上 65% 的商業(yè)市場(chǎng)以及西方 80% 以上的軍事市場(chǎng)。另外，還有 Goodrich、Safran 和 Meggitt 等公司[9]也開發(fā)飛機(jī)防滑控制產(chǎn)品，主要服務(wù)于歐洲飛機(jī)制造商[10]。

飛機(jī)剎車的基本原理是通過(guò)控制剎車力矩調(diào)整機(jī)輪與地面的滑移狀態(tài)進(jìn)而使得地面的摩擦力(結(jié)合力)矩與剎車力矩近似平衡。但是，機(jī)輪與跑道間獨(dú)特的非線性關(guān)系使地面的結(jié)合力受道路條件、機(jī)輪速度、飛機(jī)速度、輪載、胎面溫度[11]等多方面因素影響，尤其在剎車過(guò)程中速度跨度較大，機(jī)輪載荷在升力作用下的變化達(dá)到20%以上[12]，致使同樣的路況可能在不同的載荷條件下產(chǎn)生不同的結(jié)合力矩。而且，多數(shù)飛機(jī)剎車系統(tǒng)可用于實(shí)時(shí)控制的傳感器只有輪速和剎車壓力[13]，無(wú)法實(shí)現(xiàn)對(duì)剎車力矩的可靠閉環(huán)，剎車盤的摩擦系數(shù)在自身材料、速度、濕度和溫度等耦合因素影響下波動(dòng)可能達(dá)到50%以上[14]。

另外，全天候飛機(jī)的剎車系統(tǒng)要求在不同著陸條件和整個(gè)著陸速度內(nèi)均具有一致性，即飛機(jī)剎車系統(tǒng)應(yīng)具備在可能遇到的所有著陸條件下(正常的機(jī)體著陸配置[15]、不同機(jī)速、不同陣風(fēng)和不同道路條件)、在有限跑道長(zhǎng)度內(nèi)、經(jīng)過(guò)相似的剎車過(guò)程后使飛機(jī)平穩(wěn)、可靠剎停的能力。但是，不確定著陸方式及可能存在的陣風(fēng)干擾更是進(jìn)一步突出了地面結(jié)合力矩和剎車力矩的非線性影響，使得飛機(jī)在地面滑跑時(shí)非常容易出現(xiàn)機(jī)輪抱死，尤其在高速狀態(tài)下一旦抱死 300 ms 即可能引起爆胎[16]。上述問(wèn)題不僅對(duì)飛機(jī)剎車系統(tǒng)硬件的快速性和靈敏性提出了較高的要求，更使得控制律在設(shè)計(jì)時(shí)需要著重平衡剎車能力的極致利用與不同著陸條件下控制穩(wěn)定性的關(guān)系。

飛機(jī)防滑剎車控制關(guān)注的主要問(wèn)題是如何通過(guò)控制剎車力矩實(shí)現(xiàn)地面結(jié)合力的可控利用。雖然國(guó)內(nèi)外防滑剎車控制在學(xué)術(shù)上基本涵蓋了所有主流的控制方法，諸如非線性自適應(yīng)控制[17-18]、滑?？刂?Sliding Mode Control, SMC)[19]、模型預(yù)測(cè)控制(Model Predictive Control, MPC)、模糊控制、人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)(Artificial Neural Network, ANN)和智能學(xué)習(xí)控制[20]等，但其中多數(shù)算法僅在少數(shù)仿真工況中進(jìn)行驗(yàn)證，缺乏更多慣性臺(tái)和飛行著陸試驗(yàn)，無(wú)法確定它們?cè)诟鞣N不確定性因素共同作用下的魯棒性。

第1節(jié)從典型的飛機(jī)剎車系統(tǒng)出發(fā)，按硬件組成劃分依次介紹了液壓剎車、電剎車、應(yīng)急剎車和自饋能剎車。第2節(jié)從應(yīng)用需求角度歸納了關(guān)鍵評(píng)價(jià)指標(biāo)。第3節(jié)用數(shù)學(xué)模型的方式表述了系統(tǒng)中的典型非線性環(huán)節(jié)，主要包括輪胎-地面摩擦、剎車盤壓力-力矩特性、起落架以及機(jī)體在著陸環(huán)境下受到的非線性擾動(dòng)。第4節(jié)按照歷史上典型防滑剎車控制系統(tǒng)的劃分，著重闡述和討論了在不同階段具有代表性的防滑控制方法。第5節(jié)介紹了剎車控制律全數(shù)字仿真與試驗(yàn)方法。第6節(jié)根據(jù)當(dāng)前研究中所存在的問(wèn)題和技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)對(duì)未來(lái)防滑剎車控制研究重點(diǎn)進(jìn)行了展望。

1 飛機(jī)剎車系統(tǒng)架構(gòu)

介紹4種典型的飛機(jī)剎車系統(tǒng)架構(gòu)：傳統(tǒng)飛機(jī)大量裝備的液壓剎車系統(tǒng)和新式飛機(jī)選裝的全電剎車系統(tǒng)(框架結(jié)構(gòu)如圖1所示)，用于常規(guī)剎車系統(tǒng)故障失效后的應(yīng)急剎車系統(tǒng)以及可獨(dú)立于機(jī)載動(dòng)力源工作的自饋能剎車系統(tǒng)。

1.1 液壓剎車系統(tǒng)

傳統(tǒng)的液壓剎車系統(tǒng)主要由腳蹬指令傳感器、輪速傳感器、剎車控制盒、減壓閥、液壓電磁閥、防滑剎車控制閥、剎車作動(dòng)器與剎車盤構(gòu)成的剎車裝置以及其他液壓附件構(gòu)成。腳蹬踏板采集飛行員剎車指令，剎車控制器以輪速信號(hào)為反饋，根據(jù)剎車指令調(diào)節(jié)供給剎車作動(dòng)器的油液壓力，液壓作動(dòng)器受剎車壓力作用推動(dòng)剎車裝置內(nèi)的動(dòng)、靜盤貼合產(chǎn)生剎車力矩。

防滑剎車控制閥作為飛機(jī)剎車系統(tǒng)的核心元件，其性能是高效防滑剎車的基礎(chǔ)。在 Mark I 系統(tǒng)時(shí)代，開關(guān)電磁閥作為主要控制單元，僅能配合簡(jiǎn)單的控制邏輯實(shí)現(xiàn)基本的防滑功能；隨著液壓控制元件的發(fā)展，到 Mark II 系統(tǒng)時(shí)期已經(jīng)由具有一定壓力調(diào)節(jié)能力的比例閥執(zhí)行防滑操作，使得壓力控制更準(zhǔn)確，有效降低了輪胎因深打滑而造成的磨損。而 Mark III 系統(tǒng)中，隨著具有高頻響應(yīng)的電液壓力伺服閥的應(yīng)用，將飛機(jī)防滑剎車能力提升到了新的高度，也為惡劣跑道條件下的防滑剎車提供了必要的硬件基礎(chǔ)。直至今日，國(guó)內(nèi)外眾多機(jī)型如 B737、B747、B777、F-16、F-22 等仍依賴于電液壓力伺服閥進(jìn)行防滑剎車控制。

但是飛機(jī)剎車系統(tǒng)中廣泛裝備的噴嘴擋板式壓力伺服閥[21]也在長(zhǎng)期應(yīng)用中暴露了該結(jié)構(gòu)抗污染能力差、故障率較高的弊端，甚至在某型飛機(jī)剎車系統(tǒng)中，伺服閥的故障率占到全系統(tǒng)的40%以上[22]。其原因在于剎車作動(dòng)器內(nèi)的死腔結(jié)構(gòu)，使得剎車時(shí)油液受高溫影響而發(fā)生炭化后很容易堵塞閥噴嘴，進(jìn)而造成伺服閥性能下降甚至損壞。為此，有必要選擇其他液壓閥實(shí)現(xiàn)傳統(tǒng)噴嘴擋板式壓力伺服閥的原位替換。

直接驅(qū)動(dòng)伺服閥(Direct Drive Valve, DDV)[23]不僅從結(jié)構(gòu)上用直線力馬達(dá)代替了噴嘴擋板前置級(jí)，在減少內(nèi)漏的同時(shí)提高了油液的抗污染能力，還用位置電反饋取代了過(guò)去的機(jī)械反饋，有效減小了閥的滯環(huán)特性，并且具備了關(guān)于閥芯位置狀態(tài)檢測(cè)的能力[22]。另外，隨著數(shù)字液壓技術(shù)[24]的興起，采用高速開關(guān)閥陣列作為剎車閥代替?zhèn)鹘y(tǒng)壓力伺服閥成為一種新的選擇。開關(guān)閥陣列利用多個(gè)高速開關(guān)閥來(lái)搭建液壓半橋，通過(guò)不同流量高速開關(guān)閥的開閉，模擬伺服閥的不同流量狀態(tài)，進(jìn)而配合剎車腔壓力傳感器和控制器實(shí)現(xiàn)壓力伺服控制的功能，具有抗污染能力強(qiáng)、響應(yīng)快的優(yōu)勢(shì)，同時(shí)多個(gè)開關(guān)閥的冗余特性有效提高了閥的可靠性。目前，該開關(guān)閥陣列已順利通過(guò)地面慣性臺(tái)驗(yàn)證[25]進(jìn)入裝機(jī)試驗(yàn)階段。

1.2 電剎車系統(tǒng)

出于更高的安全性和易維護(hù)性需求，美國(guó)國(guó)防部和聯(lián)邦航空管理局(Federal Aviation Administration, FAA)自 20 世紀(jì) 70 年代開始探索論證在飛機(jī)上用更多的電作動(dòng)系統(tǒng)替換傳統(tǒng)的液壓作動(dòng)系統(tǒng)，最早于 1982 年在 A-10 飛機(jī)上測(cè)試了電剎車原型樣機(jī)[26]。而后于 20世紀(jì)90 年代在裝備電傳操作系統(tǒng)和改進(jìn)版 Mark V 防滑系統(tǒng)的 F-16 飛機(jī)上成功測(cè)試了由 MDC、Goodrich 和 Crane 等多家企業(yè)聯(lián)合研制的新型電剎車系統(tǒng)[27]。該系統(tǒng)在硬件架構(gòu)上由驅(qū)動(dòng)器、電機(jī)、包含減速器與滾珠絲杠的機(jī)電作動(dòng)器(Electro-mechanical Actuator, EMA)代替了伺服閥、液壓缸等液壓組件。剎車控制盒給出指令后經(jīng) EMA 控制器輸出脈寬調(diào)制(Pulse Width Modulation, PWM)信號(hào)控制電機(jī)，利用電機(jī)驅(qū)動(dòng)減速器來(lái)完成對(duì)滾珠絲杠的位置、速度及剎車力的控制。21世紀(jì)后，法國(guó) Safran、美國(guó) UTC 公司進(jìn)一步將電剎車技術(shù)應(yīng)用于 B787 等民用客機(jī)，這也標(biāo)志著電剎車技術(shù)日趨成熟，其可靠性和安全性已達(dá)到適航標(biāo)準(zhǔn)[28]。

全電剎車系統(tǒng)主要為多電飛機(jī)服務(wù)，不僅方便進(jìn)行能量管理，同時(shí)作為最新的產(chǎn)品配備了更多反饋信號(hào)用于改善剎車力矩和防滑性能；更快的數(shù)字運(yùn)算單元可以在更短的控制周期內(nèi)實(shí)現(xiàn)復(fù)雜的防滑控制算法。另外，作為電氣系統(tǒng)，其發(fā)生故障時(shí)方便檢修、易于維護(hù)，避免了液壓系統(tǒng)中存在的油液污染、泄漏和腐蝕問(wèn)題。而液壓剎車的結(jié)構(gòu)相比電剎車更為簡(jiǎn)單，技術(shù)成熟，具有故障元件少、穩(wěn)態(tài)誤差小、魯棒性強(qiáng)等優(yōu)勢(shì)。

國(guó)內(nèi)在此方面雖然起步較晚，但在西安航空制動(dòng)科技有限公司、北京航空航天大學(xué)、西北工業(yè)大學(xué)、南京航空航天大學(xué)和中南大學(xué)等眾多校企合作下已有多款電剎車系統(tǒng)完成了飛機(jī)試飛著陸驗(yàn)證[29]，標(biāo)志著中國(guó)也已掌握了具有獨(dú)立自主知識(shí)產(chǎn)權(quán)的電剎車系統(tǒng)及防滑控制技術(shù)。另外，在電驅(qū)動(dòng)剎車系統(tǒng)架構(gòu)上還有學(xué)者提出使用泵控和閥控相結(jié)合的電靜液剎車系統(tǒng)方案[30]，一定程度上減少了對(duì)機(jī)載集中液壓源的依賴，提高了安全性。

1.3 應(yīng)急剎車系統(tǒng)

應(yīng)急剎車系統(tǒng)是為保證飛機(jī)常規(guī)剎車系統(tǒng)失效后仍具有剎車能力的關(guān)鍵系統(tǒng)。輔助氣瓶是一種常用于輕型飛機(jī)的應(yīng)急手段，它通過(guò)獨(dú)立的管路作用于梭閥，以取代液壓流體產(chǎn)生剎車壓力。鑒于其有限的制動(dòng)能力，美國(guó)軍方在 B-1 和 F-16 上使用與常規(guī)液壓剎車系統(tǒng)在物理上完全隔絕的液壓源為其供能[31]。而民用飛機(jī)上則利用蓄壓器，通過(guò)機(jī)械鋼索或電控信號(hào)控制剎車閥實(shí)現(xiàn)應(yīng)急剎車[32]。

1.4 自饋能剎車系統(tǒng)

北京航空航天大學(xué)的焦宗夏團(tuán)隊(duì)近年來(lái)提出一種“無(wú)源剎車”架構(gòu)[33]，如圖2 所示。該架構(gòu)將小型液壓泵通過(guò)傳動(dòng)裝置連接到機(jī)輪旋轉(zhuǎn)部分，當(dāng)飛機(jī)在地面滑跑時(shí)，機(jī)輪通過(guò)傳動(dòng)機(jī)構(gòu)帶動(dòng)泵旋轉(zhuǎn)，形成具有一定壓力和流量的液壓源，然后通過(guò)高速數(shù)字開關(guān)閥組調(diào)節(jié)到適當(dāng)?shù)膲毫Γ┙o剎車作動(dòng)器[34]。該結(jié)構(gòu)不僅省去了機(jī)上集中油源至主輪剎車系統(tǒng)的液壓管路，還提高了油液的抗污染能力，可以在不依賴于機(jī)載動(dòng)力的情況下實(shí)現(xiàn)剎車，有效提高了飛機(jī)著陸的安全性。

2 剎車控制指標(biāo)

合理的評(píng)價(jià)指標(biāo)是充分反映飛機(jī)在著陸時(shí)具備相應(yīng)能力的量化標(biāo)準(zhǔn)，它是從不同角度評(píng)價(jià)著陸性能、判斷其實(shí)際應(yīng)用價(jià)值的準(zhǔn)則。不同類型的指標(biāo)應(yīng)盡可能覆蓋飛機(jī)著陸剎車時(shí)可能遇到的所有工況。在此，結(jié)合飛機(jī)適航認(rèn)證[35]與汽車剎車行業(yè)的相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)[36]提供一些具有參考價(jià)值的指標(biāo)，以方便研究人員對(duì)不同剎車算法的優(yōu)劣進(jìn)行比較。

2.1 剎車效率

剎車效率η用于表征飛機(jī)通過(guò)剎車?yán)玫孛孀畲竽Σ料禂?shù)的能力，它是在適航要求中確定濕滑跑道加速-停止距離的必要系數(shù)，也是驗(yàn)證剎車控制算法的核心指標(biāo)。由于在實(shí)際條件中難以獲得實(shí)時(shí)最大結(jié)合系數(shù)，為此民用飛機(jī)在設(shè)計(jì)與試飛驗(yàn)證中常用的效率計(jì)算包括壓力效率法、力矩效率法和滑移率效率法[35-37]。

壓力效率法是外場(chǎng)試驗(yàn)評(píng)估和計(jì)算剎車效率最常用的方法[35]。它是在首末兩次打滑期間，由剎車壓力極大值點(diǎn)連線所構(gòu)成的理想壓力包絡(luò)線與實(shí)際壓力曲線在時(shí)間域或剎車速度范圍內(nèi)的面積比來(lái)確定(圖3)，其計(jì)算方式為

(1)

式中：ηpre為壓力效率；A和AI分別為實(shí)際和理想壓力與橫軸所圍的面積，同理也可用剎車扭矩來(lái)表示。

力矩效率法是比較瞬時(shí)地面結(jié)合力Fadh實(shí)際耗散能量與制動(dòng)距離內(nèi)瞬時(shí)結(jié)合力峰值Fap連線的積分[35](圖4)，其計(jì)算方法為

(2)

(3)

式中：ηT為力矩效率；Pb為剎車壓力；J為機(jī)輪轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；rw為機(jī)輪半徑；Vw為機(jī)輪速度；s為剎車距離；f(·)為剎車壓力至剎車力矩的映射關(guān)系。

滑移率效率法需要先通過(guò)機(jī)輪瞬時(shí)滑移率λ與最優(yōu)滑移率λ*計(jì)算得到瞬時(shí)效率ηins，然后用瞬時(shí)效率對(duì)距離積分，其計(jì)算公式為

(4)

(5)

(6)

式中：ηs為總滑移率效率；Vp為飛機(jī)速度。圖5所示為通過(guò)瞬時(shí)地面結(jié)合力獲得最優(yōu)滑移率的方法。

上述3種效率計(jì)算方法主要用于處理在未知地面最優(yōu)摩擦系數(shù)時(shí)，通過(guò)最大剎車壓力和估計(jì)的地面結(jié)合力峰值來(lái)確定最優(yōu)狀態(tài)。而仿真條件下，由于剎車環(huán)境的最大摩擦系數(shù)可以人為設(shè)定，也可以仿照壓力效率法的方式用地面最大摩擦系數(shù)與實(shí)際摩擦系數(shù)和橫坐標(biāo)(時(shí)間或速度)之間的面積比來(lái)表示剎車效率。

2.2 平均減速率

(7)

式中：td為上述速度段所經(jīng)過(guò)的時(shí)間。

2.3 剎車距離

剎車距離db用于表征飛機(jī)剎車過(guò)程中的整體性能，通過(guò)記錄飛行員第一次踩下剎車踏板的時(shí)間t0與達(dá)到防滑失效速度的時(shí)刻tn，進(jìn)而對(duì)速度積分：

(8)

2.4 打滑輪速最大降比

出于對(duì)防滑的快速性需求，通過(guò)計(jì)算機(jī)輪打滑過(guò)程的理想輪速ωide與最低輪速ωslipmin的下降比，綜合判斷控制律的防滑水平與作動(dòng)器的瞬態(tài)性能。圖6表征了機(jī)輪打滑過(guò)程中獲得ωide和ωslipmin的方式。打滑輪速最大降比ωdmax的表達(dá)式為

(9)

2.5 防滑最大偏航率

(10)

2.6 俯仰波動(dòng)

飛機(jī)著陸時(shí)的俯仰主要與剎車造成的機(jī)體負(fù)載轉(zhuǎn)移有關(guān)，當(dāng)機(jī)體劇烈振動(dòng)或俯仰過(guò)大時(shí)會(huì)降低飛行員操作水平，帶來(lái)安全隱患。尤其對(duì)于輕小型飛機(jī)而言，強(qiáng)烈的振動(dòng)甚至?xí)?dǎo)致飛行員難以準(zhǔn)確目視儀表。從人員安全與舒適程度出發(fā)，剎車過(guò)程應(yīng)盡可能保證飛機(jī)俯仰平穩(wěn)，選擇在剎車過(guò)程中機(jī)體俯仰角αosc的累計(jì)俯仰波動(dòng)Sacc作為評(píng)價(jià)指標(biāo)：

(11)

3 剎車系統(tǒng)模型與環(huán)境

數(shù)學(xué)模型是描述飛機(jī)剎車過(guò)程中物理學(xué)現(xiàn)象的直觀方法。合適的數(shù)學(xué)模型是研究飛機(jī)防滑剎車問(wèn)題的基礎(chǔ)，也是完成全數(shù)字仿真試驗(yàn)的關(guān)鍵。本節(jié)將從輪胎-地面摩擦、剎車盤壓力-力矩、起落架振動(dòng)與機(jī)體在著陸時(shí)所受到的環(huán)境干擾出發(fā)，以模型的形式描述飛機(jī)剎車過(guò)程中的非線性特征。

3.1 輪胎-地面摩擦模型

機(jī)輪是飛機(jī)在著陸滑跑階段與道路接觸的唯一單元，其特性對(duì)飛機(jī)剎車過(guò)程中的動(dòng)態(tài)行為起到至關(guān)重要的作用。與汽車輪胎相比，雖然其結(jié)構(gòu)和形狀相似，但飛機(jī)速度更快、載荷更大(美國(guó) Boeing 777-200 ER 典型著陸重量為 190 t，著陸速度 70 m/s)。在飛機(jī)著陸剎車過(guò)程中需要防滑控制律在更寬的范圍內(nèi)適應(yīng)其非線性特征。當(dāng)前，關(guān)于輪胎模型的研究已經(jīng)積累了相當(dāng)豐富的成果，從基于物理意義的機(jī)理模型，到結(jié)合試驗(yàn)數(shù)據(jù)擬合的經(jīng)驗(yàn)/半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，以及可以精確描述輪胎與地面接觸區(qū)域相互作用的有限元模型。

雖然有限元方法可以大幅提高模型精度[38]，但是其高昂的計(jì)算成本使其難以直接應(yīng)用于防滑控制律設(shè)計(jì)和整機(jī)著陸仿真環(huán)境的搭建[39]。機(jī)理模型通常以適用于輪胎材料和結(jié)構(gòu)的物理原理為基礎(chǔ)，其中每一個(gè)參數(shù)都有準(zhǔn)確的物理意義。典型的機(jī)理模型有 Brush 模型[40-42]、Lacombe 模型[43](梁模型)和 Mancuso 模型[44]，以及在 Brush 模型基礎(chǔ)上擴(kuò)展的 Sakai 模型[45-46]和3種HSRI-NBS 模型[46-47]等。純機(jī)理模型的假設(shè)各異，與現(xiàn)實(shí)情況存在一定差距，導(dǎo)致其難以充分適應(yīng)試驗(yàn)結(jié)果。經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ褪菍?shí)測(cè)數(shù)據(jù)通過(guò)回歸方法對(duì)特定的公式結(jié)構(gòu)進(jìn)行經(jīng)驗(yàn)參數(shù)的插值擬合，而半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ褪怯奢喬ミ\(yùn)動(dòng)過(guò)程中的物理參數(shù)結(jié)合試驗(yàn)數(shù)據(jù)趨勢(shì)及經(jīng)驗(yàn)參數(shù)所構(gòu)成。兩者的差異在于經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ椭械膮?shù)一般不具有物理意義，也不表征輪胎結(jié)構(gòu)的任何特征。而半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ椭型ǔ?huì)引入一些理論作為模型中變量間的約束，如摩擦橢圓理論[48]、最大化摩擦耗散原理[49]等，更多關(guān)于半經(jīng)驗(yàn)輪胎模型可參考文獻(xiàn)[50-51]等。

在經(jīng)驗(yàn)/半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ椭凶畛Ｒ?jiàn)的是用機(jī)輪滑移率λ與縱向滑移系數(shù)μ的代數(shù)函數(shù)表征輪胎與摩擦的非線性關(guān)系。兩種經(jīng)典模型分別為 Burckhard[50]和魔術(shù)公式(Magic Formula, MF)[52]模型。Burckhard 模型是基于指數(shù)函數(shù)的經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ停撃Ｐ驮谥笖?shù)函數(shù)的基礎(chǔ)上進(jìn)行建模，鑒于指數(shù)函數(shù)求導(dǎo)的優(yōu)越性，Burckhard 模型被廣泛應(yīng)用于道面識(shí)別中。作為工業(yè)上應(yīng)用最成熟且廣受工程師青睞的 MF 模型是基于三角函數(shù)的經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，與實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)具有較高的擬合度[53-54]，常用于建立仿真環(huán)境。該模型從誕生之初至今經(jīng)過(guò)不斷擴(kuò)展和完善，其公式和參數(shù)集已經(jīng)形成了一個(gè)涵蓋多種輪胎，全面描述輪胎縱向和側(cè)向摩擦力的商業(yè)軟件[55](圖7所示為 MF 模型所表征的典型縱向μ-λ關(guān)系)，鑒于它與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的高度一致性，也常用于驗(yàn)證其他輪胎模型。

在飛機(jī)著陸過(guò)程中，機(jī)輪與跑道相互作用時(shí)摩擦系數(shù)并不完全沿著圖7的μ-λ曲線趨勢(shì)變化，還存在“跳躍”、滯回等現(xiàn)象[56-57]。為進(jìn)一步開發(fā)輪胎的極限性能，保證剎車系統(tǒng)在工作時(shí)的穩(wěn)定性，更多因素被考慮加入模型[58]。LuGre 縱向摩擦模型[59]是在 Dahl 模型[60-61]的基礎(chǔ)上對(duì)庫(kù)侖摩擦項(xiàng)進(jìn)行修正，以緊湊的形式捕捉了機(jī)輪的瞬態(tài)效應(yīng)。典型的 LuGre 模型有集中式[59]、分布式[62]和準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)式[63]。集中式是基于點(diǎn)接觸假設(shè)的動(dòng)態(tài)模型；分布式是基于面接觸假設(shè)的模型，進(jìn)一步細(xì)化接觸面內(nèi)載荷變化和滑移狀態(tài)分布對(duì)摩擦力的影響；準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)式則是基于分布式的模型，可推得典型的μ-λ關(guān)系，方便與 MF 模型進(jìn)行對(duì)比。此外，還有更多學(xué)者將 LuGre 模型推廣到二維[49]以及更多的參數(shù)形式[64]。

根據(jù) LuGre 模型及道路試驗(yàn)[65]可知，當(dāng)滑移速度改變時(shí)，即使在同一路況條件下μ-λ曲線也會(huì)發(fā)生變化，為方便與 MF 模型進(jìn)行比較，圖8所示為 LuGre 準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)模型下不同機(jī)速Vp的μ-λ關(guān)系，隨著飛機(jī)速度的降低，最大摩擦系數(shù)和最優(yōu)滑移率都在變大。該模型有助于指導(dǎo)控制律適應(yīng)不同機(jī)速下最優(yōu)滑移狀態(tài)變化的設(shè)計(jì)。

3.2 剎車裝置壓力-力矩模型

飛機(jī)剎車裝置包括液壓作動(dòng)活塞、剎車靜盤、剎車動(dòng)盤及其他附屬部件。在飛機(jī)主輪觸地后，動(dòng)盤隨機(jī)輪一起轉(zhuǎn)動(dòng)，靜盤則與輪轂固連不發(fā)生轉(zhuǎn)動(dòng)。在進(jìn)行機(jī)輪剎車時(shí)，依靠動(dòng)盤和靜盤互相壓緊而產(chǎn)生剎車力矩，其結(jié)構(gòu)如圖9所示[66-67]。動(dòng)盤和靜盤的壓力是由作動(dòng)器傳遞產(chǎn)生，為此剎車裝置主要實(shí)現(xiàn)從剎車壓力至剎車力矩的轉(zhuǎn)換。剎車盤摩擦系數(shù)與剎車裝置作動(dòng)系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)對(duì)生成具有非線性特性的剎車力矩起到重要作用。

首先，關(guān)于剎車盤的摩擦系數(shù)多數(shù)仿真環(huán)境僅簡(jiǎn)化為常數(shù)處理[67]，即通過(guò)常值增益系數(shù)實(shí)現(xiàn)剎車壓力至剎車力矩的轉(zhuǎn)換。實(shí)際上在剎車過(guò)程中，剎車盤摩擦系數(shù)不僅隨速度、溫度變化，當(dāng)發(fā)生不同程度振動(dòng)時(shí)也會(huì)誘導(dǎo)其摩擦力矩發(fā)生改變[68-69]，圖10所示為由于剎車盤摩擦系數(shù)變化而導(dǎo)致的剎車盤壓力/力矩系數(shù)kb在一次剎車試驗(yàn)中的變化[70]。目前所公開的資料僅對(duì)其在材料學(xué)范疇對(duì)該過(guò)程產(chǎn)生的原因做了定性分析[71-72]，還沒(méi)有能完全描述該現(xiàn)象的數(shù)學(xué)模型。

關(guān)于剎車裝置的壓力-力矩響應(yīng)特性，美國(guó)國(guó)家航空航天局(National Aeronautics and Space Administration, NASA)曾研究了3種關(guān)于剎車壓力-力矩動(dòng)態(tài)響應(yīng)的典型模型[73]，它將剎車壓力-力矩響應(yīng)的計(jì)算分別表征為無(wú)阻尼非線性彈簧、帶粘性阻尼的線性彈簧以及具有滯后記憶功能的非線性彈簧，采用 DC-9-10 飛機(jī)的剎車系統(tǒng)數(shù)據(jù)與上述3種模型進(jìn)行對(duì)比。試驗(yàn)數(shù)據(jù)表明具有滯后記憶功能的非線性彈簧模型與真實(shí)試驗(yàn)數(shù)據(jù)更吻合。另外，也有學(xué)者通過(guò)分析液壓剎車系統(tǒng)內(nèi)回力彈簧的作用及動(dòng)靜盤動(dòng)作時(shí)彈性形變的特征，結(jié)合真實(shí)機(jī)型剎車裝置試驗(yàn)數(shù)據(jù)(圖11)得到帶死區(qū)的滯環(huán)模型[74-76]。

該滯環(huán)模型可由分段函數(shù)表示：

(12)

式中：Tb為剎車力矩；Tbl為上一時(shí)刻輸出力矩；Pb為剎車壓力；Pbl為前時(shí)刻輸出壓力；Pd為死區(qū)剎車壓力；kpr=Tm/(Pm-Pd)和kpd=Tm/(Pmh-Pd)分別為升壓和降壓過(guò)程的壓力-力矩系數(shù)；Tm為最大剎車力矩；Pm為最大剎車壓力；Pmh為最大遲滯剎車壓力。圖12所示為該分段函數(shù)可以模擬試驗(yàn)數(shù)據(jù)中剎車壓力的滯環(huán)特性。

3.3 起落架模型

起落架是飛機(jī)在著陸時(shí)起支撐作用的關(guān)鍵部件，是傳遞機(jī)體和機(jī)輪間動(dòng)力學(xué)關(guān)系的通道。當(dāng)飛機(jī)主機(jī)輪觸地后處于尚未剎車階段時(shí)，機(jī)體速度通過(guò)起落架傳遞給機(jī)輪輪軸，使機(jī)輪速度在極短時(shí)間內(nèi)在地面結(jié)合力作用下達(dá)到飛機(jī)速度的同等水平。同時(shí)，在剎車階段，機(jī)輪所受的地面結(jié)合力也通過(guò)起落架傳遞至機(jī)體以改變飛機(jī)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)。

起落架結(jié)構(gòu)復(fù)雜，力學(xué)分析困難，而精確的有限元模型[77]計(jì)算成本較高。為此，在防滑控制律研究初期可以僅保留其縱向力學(xué)特征，并簡(jiǎn)化等效為圖13 所示的質(zhì)量-彈簧-阻尼系統(tǒng)[78]：

(13)

式中：FL為單輪載荷；kL和cL分別為起落架等效彈簧胡克系數(shù)和阻尼系數(shù)；zp為機(jī)體在起落架位置的垂向位移。

事實(shí)上，飛機(jī)在滑跑過(guò)程中起落架可能在動(dòng)態(tài)載荷和其他力的作用下產(chǎn)生擺振(Shimmy)和走步(Gear-walk)兩種振動(dòng)現(xiàn)象[79](圖14)。其中擺振主要出現(xiàn)在可沿軸轉(zhuǎn)動(dòng)的前起落架[79]，在此暫不贅述，更多信息見(jiàn)文獻(xiàn)[80-81]；走步通常是由主起落架機(jī)輪與地面之間變化的結(jié)合力引起的低頻振動(dòng)，振動(dòng)頻率通常在6～12 Hz之間[82]。

由于主起落架的走步現(xiàn)象在機(jī)輪縱向上產(chǎn)生了一個(gè)“虛擬”的滑移量，該值與剎車生成的機(jī)輪滑移量耦合在一起，給閉環(huán)防滑剎車控制造成了干擾。為此，李波和焦宗夏[83]將起落架支柱等效為等橫向抗彎剛度的懸臂梁來(lái)描述走步現(xiàn)象。另外還有一種簡(jiǎn)單的方式是通過(guò)一個(gè)連接起落架垂直軸的旋轉(zhuǎn)彈簧阻尼系統(tǒng)(圖15)來(lái)描述防滑剎車控制過(guò)程中的起落架走步，則起落架附加自由度動(dòng)態(tài)可表示為[12]

(14)

3.4 機(jī)體模型及著陸環(huán)境

雖然在空中飛機(jī)需要考慮6個(gè)自由度的運(yùn)動(dòng)姿態(tài)，但在著陸階段起落架和地面對(duì)機(jī)體的自由度形成限制，另外，航向操縱系統(tǒng)會(huì)保證飛機(jī)在非對(duì)稱著陸、大側(cè)風(fēng)等工況下的偏航穩(wěn)定性。當(dāng)僅驗(yàn)證控制律對(duì)道面適應(yīng)情況時(shí)可以按照如圖16所示的簡(jiǎn)化飛機(jī)剎車模型[84]。

機(jī)體沿縱向的受力情況為

(15)

式中：M為機(jī)體質(zhì)量；Ffl=μlFNl、Ffr=μrFNr分別為左、右側(cè)主輪地面縱向結(jié)合力；μl和μr為左、右側(cè)輪胎與跑道間的摩擦系數(shù)，通常μr=μl；FNl和FNr為左、右側(cè)地面支持力；Te=Te0+KvVp為引擎殘余推力，其中Vp為機(jī)體速度，Te0為其初始值，Kv為發(fā)動(dòng)機(jī)推力的衰減系數(shù)；空氣阻力Fa可表示為ρCxSVp2/2，ρ為空氣密度，S為飛機(jī)的迎風(fēng)面積，Cx為空氣阻力系數(shù)。

另外，在飛機(jī)剎車過(guò)程中由于升力及剎車作用而導(dǎo)致的縱向負(fù)載轉(zhuǎn)移效應(yīng)[85]可表示為

(16)

式中：FNn為前輪所受支持力；Ffn為前輪所受滾動(dòng)阻力；G為飛機(jī)所受重力；H、Lm和Ln分別為飛機(jī)重心高度、主輪和前輪至重心的距離；ky為垂向的空氣阻力系數(shù)。

通過(guò)前述分析，在飛機(jī)著陸時(shí)，僅沿飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方向受到的環(huán)境擾動(dòng)包括跑道條件以及引擎殘余推力和陣風(fēng)所引起的不確定性空氣阻力，而在垂直地面方向還包括由于機(jī)體負(fù)載轉(zhuǎn)移和隨速度變化的升力對(duì)機(jī)輪載荷造成影響。其他更多的單軌模型[86]、三輪車模型[87]等可以增加地面?zhèn)认蛄蛡?cè)風(fēng)擾動(dòng)，以進(jìn)一步驗(yàn)證飛機(jī)在跑道存在偏航和非對(duì)稱著陸情況下的剎車控制問(wèn)題。

4 防滑控制技術(shù)

控制方法的設(shè)計(jì)依賴于系統(tǒng)的硬件結(jié)構(gòu)。電子技術(shù)、作動(dòng)器和傳感器技術(shù)的發(fā)展推動(dòng)了防滑剎車控制架構(gòu)的變遷。本節(jié)按照飛機(jī)防滑剎車控制技術(shù)的發(fā)展，從技術(shù)應(yīng)用和學(xué)術(shù)研究?jī)蓚€(gè)角度介紹分析了具有代表性的防滑控制方法。

4.1 機(jī)械開關(guān)式防滑控制

早期的機(jī)輪防滑，僅僅作為機(jī)輪的附屬功能，通過(guò)開關(guān)型控制減小因機(jī)輪打滑而造成的胎面損傷，以延長(zhǎng)機(jī)輪的使用壽命。在以 Mark I 型剎車系統(tǒng)為代表的早期防滑系統(tǒng)中，當(dāng)機(jī)輪受到剎車力矩作用而減速到一定程度時(shí)，通過(guò)安裝在防滑機(jī)輪上的慣性傳感器檢測(cè)機(jī)輪的減速率，當(dāng)超過(guò)一定限額時(shí)借助機(jī)械裝置控制液壓系統(tǒng)松剎，進(jìn)而使得機(jī)輪恢復(fù)轉(zhuǎn)動(dòng)完成防滑，如圖17所示。同時(shí)期也有通過(guò)慣性傳感器觸發(fā)微動(dòng)開關(guān)利用繼電器控制電磁閥實(shí)現(xiàn)泄壓防滑。究其核心在于判斷輪速的變化率是否達(dá)到某一特定數(shù)值[88]。雖然剎車硬件系統(tǒng)經(jīng)過(guò)多次改進(jìn)，但從控制的角度來(lái)看，機(jī)輪輪速的變化率作為一種有效判斷機(jī)輪打滑狀態(tài)的控制變量一直沿用至今。

4.2 偏壓調(diào)制式防滑控制

隨著飛機(jī)著陸速度的增長(zhǎng)，開關(guān)式防滑剎車已難以滿足民用航空及軍事作戰(zhàn)時(shí)對(duì)飛機(jī)剎車距離的要求。由于傳感器技術(shù)的突破，相對(duì)準(zhǔn)確的車輪速度可以由脈沖計(jì)數(shù)的輪速傳感器所測(cè)得，人們開發(fā)出了比開關(guān)式防滑效率更高的偏壓調(diào)制防滑控制。所謂的“調(diào)制”控制是指剎車壓力按照某種機(jī)輪滑移狀態(tài)的變化，以特定的規(guī)律進(jìn)行循環(huán)往復(fù)的升壓和降壓。通過(guò)不同規(guī)則和閾值的設(shè)計(jì)保證在控制律中不顯式使用最優(yōu)滑移狀態(tài)值的情況下使機(jī)輪滑移狀態(tài)保持在最優(yōu)點(diǎn)附近[89]。早期它的設(shè)計(jì)多是基于啟發(fā)式閾值和專家經(jīng)驗(yàn)，而后基于周期軌[90]和混沌原理[91]分析使其在穩(wěn)定性上獲得了理論支持。

Mark II 型防滑剎車系統(tǒng)作為一種調(diào)制型控制系統(tǒng)是以機(jī)輪減速率為控制變量與閾值進(jìn)行比較[88](其架構(gòu)如圖18所示)，雖然其控制變量與 Mark I 相同均為機(jī)輪減速率，但是通過(guò)微分電路獲得的機(jī)輪減速率比慣性傳感器品質(zhì)更高，并且剎車壓力已經(jīng)由當(dāng)初的開關(guān)式控制調(diào)制為類似于三角波控制的緩慢升壓、降壓控制，使得機(jī)輪減速率在目標(biāo)減速率附近波動(dòng)。同時(shí)期，更多諸如滑水保護(hù)、著陸保護(hù)以及交叉保護(hù)等與機(jī)輪防滑的相關(guān)輔助功能被納入到防滑技術(shù)研究。

鑒于偏壓調(diào)制式控制方法出色的應(yīng)用表現(xiàn)，在飛機(jī)和汽車剎車學(xué)術(shù)領(lǐng)域以現(xiàn)在的剎車系統(tǒng)硬件為平臺(tái)進(jìn)一步擴(kuò)展了調(diào)制式防滑剎車算法，即通過(guò)選取典型的狀態(tài)變量，如機(jī)輪滑移率、機(jī)輪輪速和機(jī)輪減速率等，通過(guò)判斷狀態(tài)變量在不同時(shí)間、不同剎車狀態(tài)達(dá)到不同的閾值而進(jìn)行控制輸出的方法。Lonbani 等[92]基于機(jī)輪速度和估計(jì)的滑移率值設(shè)計(jì)了基于四狀態(tài)切換的防滑剎車控制算法，并進(jìn)一步探究了作動(dòng)器延遲和動(dòng)態(tài)帶寬對(duì)此算法的影響。還有學(xué)者利用滑移率與減速率構(gòu)成狀態(tài)空間，設(shè)計(jì)由五狀態(tài)構(gòu)成的混合狀態(tài)控制器[93]，這種方法需要μ-λ有較明顯的極值且該極值保持不變才能保證其狀態(tài)切換的有序性[94]，Gerard 等[89]依據(jù)實(shí)際條件，從測(cè)量噪聲與剎車裝置驅(qū)動(dòng)延遲的角度對(duì)上述混合狀態(tài)控制器進(jìn)行了優(yōu)化，在試驗(yàn)中證明了狀態(tài)的有序切換形成了穩(wěn)定的極限環(huán)，且與傳統(tǒng)的博世防抱死剎車系統(tǒng)(Antilock Braking System, ABS)系統(tǒng)相比具有更高的剎車效率。Tanelli 等[95-96]根據(jù)非線性動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)了四狀態(tài)剎車調(diào)制控制律，通過(guò)系統(tǒng)相平面分析了極限環(huán)存在的必要條件，并通過(guò) Poincare 圖評(píng)估了其漸近穩(wěn)定性。另外，在調(diào)制式剎車控制中狀態(tài)變量的測(cè)量尤為重要，在觀測(cè)變量與閾值的比較判斷中常常將機(jī)輪半徑作為常數(shù)[94]，但是由輪胎松弛動(dòng)力學(xué)及試驗(yàn)數(shù)據(jù)可知機(jī)輪在滾動(dòng)時(shí)的有效半徑與標(biāo)稱值不同[97]，估計(jì)剎車時(shí)機(jī)輪的有效滾動(dòng)半徑[98-99]，將使得真實(shí)控制過(guò)程中的觀測(cè)變量更符合理論分析。

調(diào)制式剎車控制方法在于無(wú)需解析輪胎與地面間準(zhǔn)確的動(dòng)力學(xué)關(guān)系，對(duì)傳感器和作動(dòng)器要求低，控制簡(jiǎn)單易于實(shí)現(xiàn)。但是其具有一定容錯(cuò)性的判斷閾值既難以充分利用單一道面的極限摩擦力也約束了在不同路面最優(yōu)滑移狀態(tài)改變時(shí)的控制一致性，難以保證相對(duì)穩(wěn)定的剎車效率。

4.3 自適應(yīng)防滑控制

隨著噴氣式飛機(jī)在雨雪惡劣條件下使用調(diào)制式防滑控制方法時(shí)在剎車效率上的局限性，F(xiàn)AA提出了進(jìn)一步改善防滑系統(tǒng)在濕跑道條件下工作性能的要求。

1) 滑移速度式自適應(yīng)防滑

Crane 公司發(fā)開了第一款稱之為具有自適應(yīng)能力的防滑剎車控制系統(tǒng)，即 Mark III 型防滑剎車系統(tǒng)[88](圖19)。較前代而言，在硬件上它用控制響應(yīng)更快和精度更高的壓力伺服閥取代了比例閥，引入了采集精度更高的輪速傳感器，在算法層面將傳統(tǒng)的機(jī)輪減速率替換為由預(yù)設(shè)飛機(jī)減速率生成的參考速度與輪速信號(hào)的差(準(zhǔn)滑移速度)作為控制變量，有效減小了剎車壓力的波動(dòng)程度，提升了剎車效率[100]。并且在后續(xù)的 Mark IV 型剎車系統(tǒng)中依舊承襲了這一控制原理。

如圖20所示，該控制律可有效兼容自動(dòng)剎車功能，通過(guò)飛行員扭轉(zhuǎn)選擇不同的自動(dòng)剎車等級(jí)(L0、1、2、3、4、HI)，以獲得不同的參考減速率[101]。

自適應(yīng)防滑剎車系統(tǒng)需要在不同跑道條件下將機(jī)輪滑移狀態(tài)控制在最優(yōu)滑移狀態(tài)附近較小的范圍內(nèi)[102]。通過(guò)在控制律中預(yù)先設(shè)定參考減速率很難在每次著陸過(guò)程中匹配適應(yīng)不同的著陸條件。中國(guó)民航總局曾分析著陸階段事故多數(shù)是由于在惡劣著陸條件下飛行員對(duì)跑道狀態(tài)判斷出現(xiàn)錯(cuò)誤，同時(shí)剎車控制系統(tǒng)也缺乏對(duì)跑道條件的有效辨識(shí)[103]。由此反映出自適應(yīng)剎車控制的難點(diǎn)之一在于需要在防滑剎車控制過(guò)程中融入對(duì)地面摩擦狀態(tài)的判斷。因而有必要開發(fā)一種新的自適應(yīng)防滑剎車控制方式。

2) 主動(dòng)滑控自適應(yīng)防滑

北京航空航天大學(xué)的焦宗夏團(tuán)隊(duì)從飛機(jī)著陸過(guò)程中不同干擾對(duì)剎車控制的影響入手[104]，克服了摩擦盤力矩系數(shù)變化和機(jī)輪載荷波動(dòng)的干擾，以經(jīng)典的跑道-輪胎摩擦特性為基礎(chǔ)，在僅使用輪速傳感器的情況下開發(fā)了一種根據(jù)剎車壓力判斷機(jī)輪滑移狀態(tài)變化的新型自適應(yīng)防滑剎車控制方法。通過(guò)預(yù)測(cè)地面結(jié)合力(摩擦力)梯度變化來(lái)判斷道路結(jié)合能力[70,105]，擺脫了特定輪胎模型的束縛，實(shí)現(xiàn)了對(duì)不同道路最大結(jié)合能力的利用，同時(shí)在剎車過(guò)程中克服了剎車力矩波動(dòng)的干擾，實(shí)現(xiàn)全程不打滑高效剎車，其控制架構(gòu)和控制效果如圖21和圖22[70]所示。該算法成功通過(guò)了傳統(tǒng)液壓剎車系統(tǒng)和電剎車系統(tǒng)的慣性臺(tái)和真機(jī)著陸測(cè)試，實(shí)現(xiàn)了多種機(jī)型的裝備應(yīng)用。

3) 滑移率式自適應(yīng)防滑

在學(xué)術(shù)研究領(lǐng)域，為實(shí)現(xiàn)機(jī)輪剎車的自適應(yīng)性，主要是從機(jī)輪滑移率與地面結(jié)合系數(shù)所存在直接非線性映射關(guān)系入手，通過(guò)對(duì)最優(yōu)滑移率的跟蹤實(shí)現(xiàn)地面最大結(jié)合力的利用。整個(gè)剎車控制器通常由參考滑移率識(shí)別和目標(biāo)狀態(tài)跟蹤控制構(gòu)成[106]。

關(guān)于參考滑移率的獲取可以基于 Dugoff、Burckhard 等輪胎模型采用優(yōu)化的卡爾曼濾波[107-108]和參數(shù)自適應(yīng)[109]等方法實(shí)現(xiàn)模型參數(shù)的估計(jì)辨識(shí)。也可以在未打滑狀態(tài)，基于靜態(tài)刷子模型和小滑移區(qū)域線性假設(shè)[110]通過(guò)遞歸最小二乘法[111]、非線性最小二乘[112-113]等實(shí)時(shí)估計(jì)縱向滑移剛度(Extended Braking Stiffness, XBS)。另外，針對(duì) LuGre 模型，由于剎車過(guò)程中輪胎動(dòng)態(tài)遠(yuǎn)高于飛機(jī)動(dòng)態(tài)，可以先假設(shè)飛機(jī)速度不變[114]，再利用非線性觀測(cè)器[115-116]或參數(shù)自適應(yīng)[117]實(shí)現(xiàn)道面辨識(shí)。還可以借助模糊理論[118]或XBS[119]處理辨識(shí)前的初始參數(shù)問(wèn)題[120]。

通過(guò)道面識(shí)別獲得目標(biāo)參考滑移率后，即可通過(guò)線性或非線性比例-積分-微分(Proportion-Integration-Differentiation, PID)控制[121-122]、非線性控制[84]、滑?？刂芠123]、MPC[124]等方法完成對(duì)目標(biāo)滑移率的跟蹤。由于傳統(tǒng)非線性控制方法對(duì)模型的精度要求較高，目前在可查閱的文獻(xiàn)中還沒(méi)有經(jīng)過(guò)飛機(jī)著陸試驗(yàn)驗(yàn)證的參數(shù)自適應(yīng)方法可以在不同著陸工況下克服關(guān)于道面、輪載[125]和陣風(fēng)等隨機(jī)擾動(dòng)。為此采用非線性控制很難達(dá)到自適應(yīng)防滑剎車的標(biāo)準(zhǔn)。而 MPC 作為一種將控制問(wèn)題轉(zhuǎn)化為處理在線受約束最優(yōu)化問(wèn)題的控制方法，由于其存在動(dòng)態(tài)修正環(huán)節(jié)，使其在汽車防滑領(lǐng)域?qū)崿F(xiàn)了工程應(yīng)用。它在處理防滑問(wèn)題時(shí)，具有兼顧諸如減速率，剎車效率和舒適度等多個(gè)優(yōu)化目標(biāo)[85]的優(yōu)勢(shì)，并且剎車控制作為快響應(yīng)系統(tǒng)，可以設(shè)計(jì)專用的求解器[126]或采用顯式非線性模型[127]等手段提升實(shí)時(shí)性。

SMC 是一種對(duì)擾動(dòng)和不確定性具有較強(qiáng)魯棒性的方法，在飛機(jī)剎車和汽車 ABS 中均有一定程度的應(yīng)用。但是由于實(shí)際情況下作動(dòng)器的遲滯效應(yīng)以及其他未建模動(dòng)力學(xué)，SMC 可能導(dǎo)致在壓力輸出伴隨高頻振蕩問(wèn)題[99]，從而造成控制失穩(wěn)、意外打滑和剎車盤過(guò)度磨損。為此有學(xué)者在剎車控制中融入慣性延遲[128]、積分器[129]、高階滑模[130-132]等方法以克服壓力抖動(dòng)。

需要注意的是，“機(jī)速”是計(jì)算滑移率的關(guān)鍵變量，雖然機(jī)上可以通過(guò)總線從飛行控制系統(tǒng)獲得機(jī)速的微分值，但由于現(xiàn)役機(jī)載總線往往無(wú)法滿足剎車控制單元(Braking Control Unit, BCU)實(shí)時(shí)計(jì)算的需求，通常需要在基本輪速的采集信號(hào)基礎(chǔ)上采用諸如卡爾曼濾波(Kalman Filtering, KF)[133-135]、非線性自適應(yīng)濾波[136]、多類速度融合[137-138]、滑模觀測(cè)器(Sliding Mode Observer, SMO)[139-140]以及多測(cè)量值融合估計(jì)[141]等方法進(jìn)行估計(jì)，這也導(dǎo)致在滑移率跟蹤控制中，都存在對(duì)傳感器噪聲敏感[142]的問(wèn)題。為此有學(xué)者將減速率[143]和滑移率構(gòu)成凸組合[144-145]，這種組合形式的跟蹤目標(biāo)在一定程度上可以在獲得滑移率控制優(yōu)勢(shì)的同時(shí)降低對(duì)傳感器精度的要求。

4.4 智能防滑控制

隨著神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)和智能學(xué)習(xí)類方法的發(fā)展，進(jìn)一步突出了神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)(Neural Network, NN)在處理不確定問(wèn)題時(shí)的能力[146]，并且理論上它可以逼近任意復(fù)雜的非線性映射關(guān)系[147]。防滑剎車系統(tǒng)作為典型的多非線性和不確定系統(tǒng)，智能方法的應(yīng)用具有巨大的潛力。雖然目前還沒(méi)有成熟的智能防滑剎車控制算法，但從人工智能興起以來(lái)已經(jīng)有眾多學(xué)者開始在防滑剎車領(lǐng)域從地面結(jié)合力識(shí)別、智能輪胎和防滑剎車控制等多個(gè)方面進(jìn)行不同程度的嘗試。

在神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)和智能學(xué)習(xí)類方法爆發(fā)之前，為應(yīng)對(duì)防滑控制問(wèn)題中的非線性問(wèn)題，一些學(xué)者通常是在專家經(jīng)驗(yàn)的基礎(chǔ)上研究基于模糊邏輯的防滑控制[148]。通過(guò)將模糊控制與自適應(yīng)方法相結(jié)合以克服控制中的不確定性[149-150]。還有將模糊控制與滑?？刂葡嘟Y(jié)合[151-152]，使得在系統(tǒng)狀態(tài)變化時(shí)表現(xiàn)出更強(qiáng)的魯棒性。由于定義模糊規(guī)則多是基于經(jīng)驗(yàn)判斷，且需要耗費(fèi)大量的精力進(jìn)行規(guī)則嘗試，采用具有自組織能力的模糊神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)[153]可以自動(dòng)生成和調(diào)整模糊規(guī)則。

伴隨控制單元算力的提升，神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)和學(xué)習(xí)能力成為智能的代名詞。在地面結(jié)合狀態(tài)識(shí)別方面，除了直接通過(guò)采集的飛機(jī)速度、減速率以及機(jī)輪減速率等信息訓(xùn)練 NN 以獲得特定條件下所對(duì)應(yīng)的最優(yōu)滑移率[154]外，采用模糊理論[106，155]與 NN 相結(jié)合的方法可以有效提升其在復(fù)雜工況下識(shí)別的準(zhǔn)確性。另外，智能輪胎[156-157]是新型傳感器技術(shù)與智能技術(shù)相結(jié)合的嘗試。所謂智能輪胎主要是通過(guò)在輪胎附近或內(nèi)部增加光學(xué)[158-160]、聲學(xué)[161-162]、加速度[163-167]等傳感器測(cè)量與路面類型或摩擦相關(guān)的參數(shù)，進(jìn)而利用單一或融合傳感器信息[168-170]通過(guò)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)實(shí)現(xiàn)與不同路面的映射[171-172]。

鑒于剎車控制問(wèn)題的復(fù)雜性，一般的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)經(jīng)過(guò)訓(xùn)練后泛化性有限，采用深度神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)[173]和動(dòng)態(tài)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)[174]是應(yīng)對(duì)這種復(fù)雜問(wèn)題的一種途徑。Poursamad[175]在反饋線性化的基礎(chǔ)上，結(jié)合兩個(gè)前饋神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)通過(guò)反饋線性化來(lái)學(xué)習(xí)剎車過(guò)程的非線性特性，并且證明了控制器在李雅普諾夫意義下的在線權(quán)值自適應(yīng)性和穩(wěn)定性。

由于在實(shí)際應(yīng)用中很少有機(jī)會(huì)獲得真機(jī)的著陸數(shù)據(jù)[176]，通過(guò)仿真環(huán)境生成的訓(xùn)練數(shù)據(jù)很難評(píng)價(jià)其是否覆蓋了外場(chǎng)試驗(yàn)中的所有非線性特征，進(jìn)而難以保證其在外場(chǎng)試驗(yàn)時(shí)是否具有足夠的泛化性以應(yīng)對(duì)真機(jī)情況下的非線性擾動(dòng)。

飛機(jī)防滑剎車的早期以開關(guān)式防滑控制為主，主要通過(guò)慣性傳感器實(shí)現(xiàn)機(jī)輪減速率的測(cè)量，利用機(jī)械或簡(jiǎn)單的電氣方法以開關(guān)狀態(tài)驅(qū)動(dòng)液壓系統(tǒng)。而后，隨著輪速采集技術(shù)的發(fā)展，依舊以機(jī)輪減速率為監(jiān)控目標(biāo)，采用模擬電子電路將剎車壓力調(diào)制為類“三角波”的形式使得機(jī)輪減速率在一定范圍內(nèi)循環(huán)往復(fù)。這種壓力調(diào)制的方法控制邏輯簡(jiǎn)單，對(duì)作動(dòng)器和信號(hào)采集要求低，魯棒性強(qiáng)，非常適合于追求高可靠性的航空領(lǐng)域，但該類方法在不同道面條件下剎車效率存在差異，尤其在中斷起飛(Rejected Takeoff, RTO)條件和惡劣工況下存在地面結(jié)合力利用不充分的可能性。

自適應(yīng)性是現(xiàn)代飛機(jī)防滑剎車控制的特征，在功能上它不僅需要快速識(shí)別著陸跑道的摩擦條件，還需要在一定程度上兼容外部由于不確定性陣風(fēng)所引起的空氣動(dòng)力變化和不同裝載情況所導(dǎo)致的載荷差異；克服系統(tǒng)內(nèi)剎車盤摩擦系數(shù)變化、作動(dòng)器延遲和起落架振動(dòng)所帶來(lái)的擾動(dòng)。過(guò)去該技術(shù)僅被世界極少數(shù)公司所壟斷，而國(guó)內(nèi)相關(guān)研究團(tuán)隊(duì)的突破使中國(guó)具備了自主裝備自適應(yīng)防滑剎車系統(tǒng)的能力，有效提升了相關(guān)機(jī)型的競(jìng)爭(zhēng)力。

雖然基于滑移率跟蹤的自適應(yīng)防滑控制算法在學(xué)術(shù)界廣受歡迎，但真實(shí)航空中應(yīng)用較少[12]，究其原因在于該類算法的實(shí)際應(yīng)用對(duì)系統(tǒng)要求較高，目前所裝備的傳感器和執(zhí)行機(jī)構(gòu)還難以支持其達(dá)到航空安全運(yùn)行的標(biāo)準(zhǔn)。而且剎車過(guò)程中諸多的不確定性致使道面識(shí)別算法在開發(fā)時(shí)設(shè)置的一些假設(shè)在實(shí)際中不成立，導(dǎo)致道面識(shí)別的成功率受到影響。另外，通過(guò) LuGre 模型描述可知在同一路況下μ-λ曲線并不是固定的，為此通過(guò)單次識(shí)別路況后跟蹤最優(yōu)滑移率，其全程剎車最優(yōu)性并不能保證。

目前，智能類防滑控制方法僅在特殊改裝的汽車平臺(tái)中實(shí)現(xiàn)測(cè)試，鮮有在飛機(jī)上試驗(yàn)成功的案例。在飛機(jī)上采用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法需要經(jīng)過(guò)前期充分的試驗(yàn)驗(yàn)證，開發(fā)和應(yīng)用成本較高，試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)較大。并且飛機(jī)著陸條件更加復(fù)雜，神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在應(yīng)對(duì)各種非訓(xùn)練工況下泛化能力存疑，這種不確定性所帶來(lái)的可靠性問(wèn)題能否達(dá)到航空應(yīng)用標(biāo)準(zhǔn)是其進(jìn)一步發(fā)展應(yīng)用的關(guān)鍵。

5 仿真與試驗(yàn)驗(yàn)證

飛機(jī)防滑剎車控制律從設(shè)計(jì)到裝機(jī)需要一套完整的開發(fā)流程，在保證安全和控制成本的前提下完成控制律的功能和性能驗(yàn)證。

5.1 全數(shù)字仿真

全數(shù)字仿真是防滑剎車控制算法最基本的驗(yàn)證方式，通過(guò)構(gòu)建系統(tǒng)模型驗(yàn)證算法效果，模型環(huán)境的搭建需要盡可能與真實(shí)系統(tǒng)保持一致。對(duì)于傳統(tǒng)的液壓剎車系統(tǒng)仿真環(huán)境應(yīng)至少包括液壓系統(tǒng)模型、剎車裝置模型、起落架模型、機(jī)輪模型、路面結(jié)合系數(shù)模型和機(jī)體模型，另外在有條件下情況下可以加入氣動(dòng)模型，引擎模型[177]以及個(gè)別機(jī)型的阻力傘模型[177-179]，如圖23 所示。

在防滑控制律算法運(yùn)行時(shí)，控制器輸入端為機(jī)輪角速度ω和飛行員剎車指令信號(hào)ucmd。通常用階躍或斜坡指令以模擬飛行員踩下剎車腳蹬的動(dòng)作；液壓系統(tǒng)接收來(lái)自控制器的控制信號(hào)uc，輸出剎車作動(dòng)器壓力Pb，液壓系統(tǒng)通常包括伺服閥模型、管路模型以及作動(dòng)筒模型，由于該部分較為成熟，可通過(guò)與專業(yè)液壓仿真軟件 AMESim 等聯(lián)仿完成；剎車裝置模型將Pb轉(zhuǎn)化為剎車力矩Tb。機(jī)輪起落架模型接收Tb以及來(lái)自地面模型的摩擦力矩Tf輸出輪速ω，同時(shí)也將機(jī)輪載荷FL轉(zhuǎn)換為地面支持力FN；路面模型以FN、ω和飛機(jī)速度Vp為輸入，輸出作用于機(jī)體的地面結(jié)合力Ff；機(jī)體模型在Ff、引擎殘余推力Te、阻力傘阻力Fpara和氣動(dòng)阻力Fa作用下輸出飛機(jī)速度Vp。

仿真模型精度是決定試驗(yàn)結(jié)果的關(guān)鍵。在不同的模型精度下，控制律的試驗(yàn)結(jié)果可能出現(xiàn)天壤之別。由于飛機(jī)剎車系統(tǒng)涉及多個(gè)復(fù)雜的非線性環(huán)節(jié)，搭建具有實(shí)踐指導(dǎo)意義的仿真模型需要用大量慣性臺(tái)及真機(jī)試驗(yàn)數(shù)據(jù)校核非線性模型參數(shù)，否則其驗(yàn)證結(jié)果僅能做定性參考。

5.2 硬件在環(huán)試驗(yàn)

硬件在環(huán)(Hardware In Loop, HIL)試驗(yàn)是將飛機(jī)剎車系統(tǒng)中部分成本可控的組件替換為真實(shí)器件，通過(guò)數(shù)字接口與計(jì)算機(jī)形成閉環(huán)測(cè)試環(huán)境。通?？梢詫⒖刂坪信c其他數(shù)字模型構(gòu)成最小 HIL 環(huán)境，對(duì)防滑控制律及相關(guān)控制邏輯進(jìn)行初步驗(yàn)證。Lee 等[180]為驗(yàn)證新型控制盒，構(gòu)建了由五自由度飛機(jī)機(jī)體和機(jī)輪動(dòng)態(tài)的數(shù)字模型、剎車控制盒及真實(shí)液壓系統(tǒng)組成的 HIL 試驗(yàn)環(huán)境。Sun 等[25]構(gòu)建的 HIL 環(huán)境是將伺服閥換為開關(guān)閥組，以驗(yàn)證開關(guān)閥的防滑剎車效果。Li 等[181]為 C919 型飛機(jī) BCU 發(fā)了基于PXI總線架構(gòu)的集成式飛機(jī)剎車控制器測(cè)試系統(tǒng)(圖24)，該系統(tǒng)具有在線測(cè)試、離線測(cè)試和硬件在環(huán)仿真3種模式。

在線測(cè)試模式可采集和模擬正常裝機(jī)態(tài)BCU相關(guān)信號(hào)；離線測(cè)試模式可為 BCU 提供電源管理、上電檢測(cè)、相關(guān)模擬和數(shù)字輸入接口的外設(shè)負(fù)載模擬以及輸出接口的信號(hào)采集；硬件在環(huán)仿真模式是構(gòu)建虛擬數(shù)字仿真環(huán)境，利用物理接口與 BCU 實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)交互進(jìn)而實(shí)現(xiàn)對(duì) BCU的測(cè)試。

HIL 試驗(yàn)是慣性臺(tái)和試飛著陸試驗(yàn)前有效的軟硬件功能驗(yàn)證步驟，可以大幅降低試驗(yàn)成本，縮短控制律驗(yàn)證周期，尤其在研究系統(tǒng)局部特征時(shí)可以有效提升結(jié)果可信度。

5.3 慣性臺(tái)試驗(yàn)

慣性臺(tái)試驗(yàn)是目前在地面上最接近真機(jī)試飛著陸試驗(yàn)的驗(yàn)證方式，試驗(yàn)臺(tái)主要由慣性鼓輪、電機(jī)、液壓加載系統(tǒng)、剎車系統(tǒng)、控制盒及相關(guān)測(cè)控設(shè)備等構(gòu)成，其總體架構(gòu)如圖25所示[70]。地面慣性臺(tái)主要通過(guò)給機(jī)輪施加不同的載荷以模擬機(jī)輪的垂直載荷和不同的跑道變化，通過(guò)調(diào)整配重或電慣量補(bǔ)償調(diào)節(jié)鼓輪慣量以模擬飛機(jī)質(zhì)量。試驗(yàn)時(shí)電機(jī)驅(qū)動(dòng)慣性輪達(dá)到飛機(jī)著陸速度，根據(jù)飛機(jī)質(zhì)量和著陸能量輸入電慣量補(bǔ)償值；加載系統(tǒng)控制機(jī)輪與慣性輪之間的力達(dá)到設(shè)定值，當(dāng)機(jī)輪與慣性輪速度基本相同時(shí)，試驗(yàn)操作人員給BCU剎車指令，進(jìn)而BCU根據(jù)采集的輪速進(jìn)行防滑剎車。

通常防滑剎車控制律在真機(jī)試飛前必須經(jīng)過(guò)慣性臺(tái)試驗(yàn)以驗(yàn)證控制律不同工況下的有效性和魯棒性。

5.4 真機(jī)試飛著陸試驗(yàn)

在完成前述試驗(yàn)提供必要的安全基礎(chǔ)后，真機(jī)著陸試驗(yàn)是剎車控制律應(yīng)用裝機(jī)的最終驗(yàn)證手段。NASA 和 FAA 曾在飛機(jī)/地面車輛跑道摩擦聯(lián)合項(xiàng)目[182]中用改裝型 B-737 飛機(jī)在不同路面條件下進(jìn)行了上千次著陸試驗(yàn)以測(cè)試飛機(jī)的剎車性能。另外，F(xiàn)AA[35]、歐洲航空安全局(European Union Aviation Safety Agency, EASA)[183]及中國(guó)民航總局[184]在用于頒發(fā)飛行許可的系列測(cè)試項(xiàng)目中都有針對(duì)飛機(jī)剎車能力的嚴(yán)格測(cè)試規(guī)程。

6 展 望

6.1 典型剎車元件基礎(chǔ)試驗(yàn)

具有自適應(yīng)功能的防滑剎車系統(tǒng)，應(yīng)能克服剎車過(guò)程中來(lái)自系統(tǒng)內(nèi)外的各種擾動(dòng)。但是在克服擾動(dòng)，保證魯棒性的同時(shí)往往以犧牲極致的效率為代價(jià)。犧牲效率的程度往往取決于對(duì)系統(tǒng)內(nèi)典型元件的特征及元件在惡劣環(huán)境和長(zhǎng)時(shí)間應(yīng)用后退化水平的了解程度。

以傳統(tǒng)飛機(jī)液壓剎車裝置為例，由于當(dāng)前在役飛機(jī)剎車系統(tǒng)很少配備剎車力矩傳感器，導(dǎo)致剎車控制中無(wú)法實(shí)現(xiàn)剎車力矩的閉環(huán)，即在同樣的剎車指令下由于剎車盤材料特性在不同的速度，溫度等條件下可能產(chǎn)生不同的剎車力矩。這種情況下如果沒(méi)有大量樣本數(shù)據(jù)提供剎車盤全生命周期的壓力-力矩特性，則只能通過(guò)調(diào)整控制律閾值犧牲剎車效率，向保證安全妥協(xié)。因?yàn)闄C(jī)輪滑移狀態(tài)在最大摩擦能力和控制魯棒性間存在不可調(diào)和的矛盾，離最優(yōu)滑移狀態(tài)越近剎車效率越高，同時(shí)也意味著受擾后發(fā)生打滑的概率越大。為此，只有對(duì)系統(tǒng)內(nèi)各元件進(jìn)行大量獨(dú)立和系統(tǒng)級(jí)基礎(chǔ)試驗(yàn)，積累充足的樣本數(shù)據(jù)，才能保證控制律相關(guān)參數(shù)的設(shè)計(jì)做到有的放矢。

在此方面，美國(guó)蘭利研究中心曾投入巨資耗費(fèi)數(shù)年時(shí)間進(jìn)行大量機(jī)載、車載和人工試驗(yàn)[185]，研究比較關(guān)于不同剎車控制系統(tǒng)、輪胎磨損、剎車盤退化和作動(dòng)裝置響應(yīng)等對(duì)飛機(jī)剎車性能的影響，用于進(jìn)一步開發(fā)高效的防滑剎車系統(tǒng)。

6.2 高保真地面試驗(yàn)方式方法

飛機(jī)剎車控制律主要的驗(yàn)證方式主要是通過(guò)全數(shù)字仿真、HIL試驗(yàn)、地面慣性臺(tái)測(cè)試[186]和試飛試驗(yàn)。對(duì)于當(dāng)前競(jìng)爭(zhēng)激烈的航空業(yè)，產(chǎn)品開發(fā)越來(lái)越快，提高全數(shù)字仿真模型的保真程度將有助于減少高成本的原型機(jī)數(shù)量。但是，在全數(shù)字仿真過(guò)程中，不僅工況條件可能與現(xiàn)實(shí)剎車過(guò)程存在差異，且在仿真過(guò)程中存在諸如剎車盤力矩系數(shù)難以進(jìn)行數(shù)學(xué)建模的強(qiáng)非線性環(huán)節(jié)。對(duì)強(qiáng)非線性環(huán)節(jié)不同程度的簡(jiǎn)化，使得驗(yàn)證效果受到難以量化評(píng)估的影響。

雖然在 HIL 試驗(yàn)中對(duì)全數(shù)字系統(tǒng)中的部分組件進(jìn)行了半實(shí)物化，但是受硬件條件限制，僅能用于驗(yàn)證部分功能性指標(biāo)。慣性臺(tái)試驗(yàn)是正式試飛試驗(yàn)前的關(guān)鍵性驗(yàn)證試驗(yàn)，但多數(shù)慣性臺(tái)僅能通過(guò)改變機(jī)輪載荷模擬飛機(jī)在不同道路工況下的運(yùn)行情況，這種試驗(yàn)方式不僅忽視了不同跑道隨機(jī)輪滑移狀態(tài)變化的差異，也忽略了飛機(jī)在著陸過(guò)程中可能存在的引擎殘余推力、減速傘和飛機(jī)升力的變化，尤其難以表征飛機(jī)在側(cè)滑條件下機(jī)輪結(jié)合力的變化情況，導(dǎo)致經(jīng)過(guò)慣性臺(tái)驗(yàn)證的控制律依舊難以在真實(shí)飛行過(guò)程中獲得理想的效果。

為此，需要結(jié)合外場(chǎng)試驗(yàn)條件和飛機(jī)過(guò)往的飛行記錄對(duì)慣性臺(tái)試驗(yàn)進(jìn)行優(yōu)化，包括慣性臺(tái)加載載荷譜的設(shè)計(jì)，不同條件下慣性鼓輪的電慣量補(bǔ)償設(shè)計(jì)等。盡可能減少慣性臺(tái)試驗(yàn)與真實(shí)試飛試驗(yàn)間的差距，以獲得更具有試飛參考價(jià)值的地面試驗(yàn)結(jié)果。

6.3 智能剎車控制的可靠工程應(yīng)用

智能技術(shù)的應(yīng)用將有助于克服剎車過(guò)程特有的機(jī)輪最優(yōu)滑移狀態(tài)存在不確定性和時(shí)變性的問(wèn)題。但是，當(dāng)前智能技術(shù)在飛機(jī)剎車控制領(lǐng)域還沒(méi)有較為成熟的應(yīng)用案例。多源融合技術(shù)在狀態(tài)預(yù)測(cè)和特征提取方面極具優(yōu)勢(shì)，而飛機(jī)剎車過(guò)程中機(jī)輪滑移狀態(tài)的變化往往難以通過(guò)單一傳感器直接采集。所以，利用不同傳感器信息的有效融合可能獲取比現(xiàn)有滑移率、減速率等狀態(tài)更有利于防滑控制的變量類型，還可能一定程度預(yù)測(cè)機(jī)輪可能發(fā)生打滑的狀態(tài)，進(jìn)而在控制中利用前饋手段，避免機(jī)輪趨于打滑。

智能技術(shù)需要大量的訓(xùn)練數(shù)據(jù)，而獲取真實(shí)飛機(jī)數(shù)據(jù)目前還沒(méi)有公開的渠道，僅通過(guò)個(gè)別工況的離線仿真數(shù)據(jù)往往難以在真實(shí)飛機(jī)上獲得安全可靠的應(yīng)用。為此需要一種有效利用智能方法的控制架構(gòu)，既可以保障飛機(jī)在剎車過(guò)程中不會(huì)由于訓(xùn)練樣本有限而出現(xiàn)機(jī)輪抱死等嚴(yán)重影響剎車效率的情況，同時(shí)在典型工況下可以進(jìn)一步提升飛機(jī)剎車的抗干擾性和剎車效率。