屈 程，張文星，孟建文

(中國飛行試驗研究院，西安 710089)

防滑剎車系統與飛行安全緊密相關，隨著飛機大載荷和高速度的發(fā)展進程，對防滑剎車系統的性能要求也愈加嚴苛，飛機防滑剎車系統復雜且具有較高的不確定性，一直以來，剎車系統控制策略[1-4]和系統性能分析[5-8]都是中外學者的重要研究方向。文獻[9]建立了基于反饋線性化思想的前饋防滑剎車控制律，假設左、右機輪對稱剎車且工作條件相同，建立了動力學仿真模型，并就剎車減速過程中的摩擦狀態(tài)、滑移率仿真結果與期望結果進行了比對。文獻[10]設計了基于雙側機輪剎車系統的防滑剎車控制律及基于前輪轉向和主輪差動剎車的糾偏控制律，基于雙側機輪剎車系統構建了動力學仿真模型，并對非對稱載荷和偏航角擾動剎車減速過程中的地面結合系數、滑移率、偏航角等結果進行了分析。文獻[11]設計了一種基于數字信號處理器(digital signal processor，DSP)的防滑剎車控制器，采用地面慣性臺試驗對剎車壓力、剎車力矩、驅動控制電壓、機輪速度等試驗結果參數進行了分析。文獻[12]提出了一種基于近似動態(tài)規(guī)劃的自適應最優(yōu)控制方法，考慮了空氣動力學特性影響，通過簡化制動控制系統為單輪模型，建立了動力學仿真模型，采用仿真分析和地面慣性試驗臺試驗兩種方式，對剎車系統性能進行了對比分析。

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、地面結合系數大都基于理論或經驗公式，與真實情況難免存在差異；地面慣性臺試驗更貼近真實情況，但無法模擬飛機雙側機輪同時剎車的真實狀態(tài)，并且難以反映飛機剎車減速過程受到的氣動力和發(fā)動機殘余推力。飛行試驗能夠直接反映防滑剎車系統在飛機上的實際裝機使用效果，文獻[13]從飛機防滑剎車系統功能及主要性能出發(fā)，研究了現役飛機防滑剎車系統的試驗項目以及試驗方法。文獻[14]以模糊目標導向(goal-oriented，GO)法為基礎，結合狀態(tài)枚舉法，分析了某型運輸機防滯剎車系統可靠性。文獻[15]基于Y12飛機和MA60飛機飛行試驗，從剎車系統組成和原理出發(fā)，研究了飛機防滑剎車系統最佳和最大剎車壓力確定方法。文獻[16]針對某型前三點式飛機連續(xù)低速滑行剎車偏航問題，基于理論力學分析方法，確定了導致該型飛機偏航的剎車力矩差閾值。文獻[17]根據飛機剎車系統的結構、工作環(huán)境及其數據特點，采用組合預測模型對某型飛機剎車系統性能進行了趨勢預測研究。

目前，防滑剎車系統在工程應用階段的試驗研究較為常見，在工程研制階段的研究相對較少。針對工程研制階段，開展剎車系統試驗分析研究，對于評估系統的實際使用性能，優(yōu)化試驗設計、升級系統控制律，具有十分重要的意義。

現以某型飛機新研制防滑剎車系統飛行試驗為例，首先建立“飛行員評述導向+流程化判讀+問題歸納+優(yōu)化建議”的試飛測試數據判讀流程，隨后針對該型飛機剎車減速過程機測輪速高于實際地速的問題，發(fā)展一種實際機輪速度求解方法，之后分析該型飛機剎車減速過程航向偏移的機理，通過對比不同架次滑移率與減速率的關系，首次在飛行試驗中發(fā)現深打滑引發(fā)航向失穩(wěn)進而導致減速率變化的現象，最后針對減速過程中的深打滑現象開展細致分析，并提出剎車控制系統優(yōu)化建議。

1 測試數據判讀流程

某型飛機防滑剎車系統開展外場試驗，執(zhí)行試驗任務的飛行員擁有豐富的剎車系統使用經驗，評述作為飛行員的主觀評價，對于剎車系統的性能評價和技術升級具有很高的參考價值；測試數據相比飛行員評述更具客觀性，對于防滑剎車系統的實際功能、性能以及試驗暴露出的問題，能夠提供定量的評價依據。

防滑剎車系統試飛在數據判讀時首次建立了“飛行員評述導向+流程化判讀+問題歸納+優(yōu)化建議”的測試數據判讀流程，具體如圖1所示。

2 測試數據判讀分析案例

2.1 測試數據判讀

2.1.1 飛行員評述導向判讀階段

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給出了滑行剎車時間歷程圖，可以看到，剎車指令信號踩滿，前2 s內飛機地速未有明顯下降(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，飛機航向變化與左右側機輪打滑存在一定聯系。

2.1.2 流程化判讀階段

(1)剎車過程系統報故情況。經檢查，剎車過程無系統報故。

(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)剎車過程機輪打滑情況。表1所示為剎車過程深打滑情況統計表，結合圖3可以看到，滑行剎車過程打滑次數較多且分布在各個速度段，左側機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計表，經計算，高壓轉子轉速n2降為慢車至防滑失效段減速率達到2.59 m/s2，為全段最高，未滿足該型飛機的減速率指標要求。

表2 減速率情況統計表(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問題，分析原因主要如下。

(1)防滑剎車控制律中的升壓起點設置偏低。

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

(3)剎車指令信號踩滿時發(fā)動機高壓轉子轉速n2仍然較高，此時發(fā)動機推力較大，飛機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，下面進行具體分析。

飛機質量一定時，結合力的大小主要取決于輪胎與跑道的結合系數，對于確定的跑道和輪胎類型，結合系數主要與滑移率S有關。在飛機剎車減速過程中，機輪速度小于飛機速度時將產生滑移，滑移率定義為

(1)

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

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

圖4 結合系數與滑移率關系曲線Fig.4 Relation curve between friction coefficient and slip rate

圖5給出了采用機測輪速和地速計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測輪速高于實際地速，不符合實際情況，分析原因主要是因為剎車控制律中預置的機輪半徑大于實際機輪半徑，因此采用該方法計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值。

圖5 滑行剎車過程滑移率隨地速變化曲線(機測輪速)(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 推導公式

針對以上問題，發(fā)展了一種實際機輪速度求解方法，具體思路如下。

(1)飛機滑跑加速過程機輪處于自由滾動狀態(tài)，此時有

Vg=ωhrsj

(2)

式(2)中：ωh為滑跑加速過程機輪角速度；rsj為實際機輪半徑。

(2)根據滑跑加速過程機測輪速Vh和預置機輪滾動半徑r可以得到

ωh=Vh/r

(3)

(3)根據式(2)和式(3)可以得到

(4)

圖6給出了采用以上方法計算得到的滑行實際機輪半徑與地速關系曲線，從圖6可以看到，以防滑失效速度為界，右側機輪半徑隨地速的減小緩慢降低，這主要是因為隨著飛機升力減小，輪胎受到的地面支持力逐漸增大，輪胎壓縮量逐漸增加，機輪半徑逐漸減小，該區(qū)間的機輪半徑變化規(guī)律符合物理實際，因此判定為半徑可用區(qū)間；在防滑失效速度左側，機輪半徑與地速出現了非物理性的變化規(guī)律，分析原因主要是因為機輪角速度傳感器在防滑失效速度以下的測量精度不足，導致由此解算得到的機輪半徑不符合物理實際，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的機輪半徑作為該區(qū)間的實際機輪半徑。

圖6 滑行實際機輪半徑與地速關系曲線(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際機輪速度Vsj，公式為

(5)

圖7給出了滑行剎車過程航向角與滑移率關系曲線，其中滑移率采用Vsj和Vg計算得到，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，這表明采用的實際機輪速度求解方法能夠較好反映剎車減速過程機輪的實際滑移情況。

觀察圖7還可以看到，剎車減速過程航向偏移與機輪滑移率存在直接聯系，當左機輪滑移率比右機輪高時，航向有左偏的趨勢，反之則有右偏的趨勢，這主要是受側向結合系數的影響，圖8給出了某型飛機的示意圖，對飛機進行受力分析可以看到，忽略機翼升力，地面對飛機的支持力與飛機自身重力G平衡，由于起落架呈外八字支撐，左、右機輪還受到沿地面方向的側向力Fx1和Fx2，當飛機兩側機輪滑移率相同時，側向結合系數一致，Fx1和Fx2大小相等，方向相反，飛機航向能夠保持穩(wěn)定；反之，飛機航向會偏向滑移率較高的機輪一側。

圖7 滑行航向角與滑移率關系曲線(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系曲線，從圖9可以看到，深打滑導致平均滑移率快速升高，使得結合系數降低，從而對減速率產生了不利影響，并且，頻繁深打滑導致飛機減速率出現較大幅度波動，這會使飛行員在剎車減速過程中產生較為明顯的減速頓挫感，影響剎車體驗。

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

為了進一步研究深打滑對減速率的影響，進一步對比了不同飛行日平均滑移率與減速率的關系。圖10給出了不同試驗架次的減速率與平均滑移率及航向角關系曲線，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，對應的減速率基本一致。

第2階段。b-3架次發(fā)生一次單側深打滑，c-1架次未出現打滑，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，分析原因主要是因為b-3架次發(fā)生單側打滑之后出現航向失穩(wěn)，導致剎車減速過程滑移角顯著增加，在縱向和側向結合系數的耦合作用下，地面提供的實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系曲線，現象與圖10第2階段保持一致，這是首次在飛行試驗中發(fā)現的航向失穩(wěn)引起減速率變化的現象，該現象的發(fā)現對于引入滑移率控制的防滑剎車控制律設計具有十分重要的參考價值。

圖10 減速率與平均滑移率及航向角關系曲線(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架次都出現了一次雙側同步深打滑，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，對應的減速率也基本一致，這主要是因為第3階段的雙側同步深打滑未導致航向失穩(wěn)，因此平均滑移率與減速率的關系與第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，同時也會對減速率產生不利影響，因此剎車過程應該盡量避免深打滑特別是單側深打滑現象的發(fā)生。

2.2.3 優(yōu)化建議

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

圖12給出了a-2架次滑行右輪第3次深打滑時間歷程曲線，從圖12可以看到，在t1時刻右輪速出現降低，系統檢測到右側機輪出現打滑現象，t1—t2時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)，因此右側機輪打滑進一步加劇并進入深打滑(右輪速基本降低至0)，t2—t3時刻系統檢測到打滑加劇，到t3時刻剎車壓力進一步降低了約1 MPa，右輪速開始增加，右側機輪改出深打滑狀態(tài)。通過對本次深打滑時間歷程的分析可以看到，深打滑產生的原因主要是因為防滑剎車系統對機輪的淺打滑不敏感，系統監(jiān)測到淺打滑現象時泄壓過慢，當機輪由淺打滑進入深打滑時才快速泄壓。因此，剎車系統防滑工作的時候往往伴隨著深打滑。

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

通過本次試驗分析，共提出以下4點優(yōu)化建議：

(1)飛行員在剎車時注意觀察發(fā)動機高壓轉子轉速n2，待n2降至慢車轉速時再踩剎車。

(2)建議提高防滑剎車控制律中的升壓起點，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進行調整，提高剎車系統對“淺打滑”的靈敏度，保證飛機在剎車過程中，只要機輪出現淺打滑就能以較快的速度釋放剎車壓力，避免機輪進一步進入深打滑。

(4)建議飛機機輪任意一側出現深打滑時，另一側也進行同步泄壓操作，之后兩側壓力一起恢復，確保飛機同一時刻，左右機輪不會持續(xù)出現較大壓力差，避免因單側機輪深打滑導致飛機航向失穩(wěn)，進而影響減速效率。

設計方針對第3條優(yōu)化建議，對防滑剎車控制律軟件進行了升級，圖13給出了f-2架次(軟件升級后)左輪打滑時間歷程曲線，從圖13可以看到，在t1時刻左輪速出現降低，系統檢測到左側機輪出現打滑現象，t1—t2時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時刻左輪速開始增加，左側機輪改出淺打滑，未進入深打滑狀態(tài)。這表明a-2架次測試數據判讀正確，提出的優(yōu)化建議能夠有效避免機輪進入深打滑狀態(tài)。

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

3 結論

針對某型飛機新研防滑剎車控制系統飛行試驗，建立了“飛行員評述導向+流程化判讀+問題歸納+優(yōu)化建議”的測試數據判讀流程，發(fā)展了一種試驗分析方法，主要結論如下。

(1)發(fā)展的機輪半徑求解方法克服了剎車控制律中預置固定機輪半徑方法的不足，可用于實際機輪速度計算，得到的滑移率可為飛機防滑剎車系統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系曲線，首次在飛行試驗中發(fā)現了深打滑引發(fā)航向失穩(wěn)進而導致減速率變化的現象，該現象的發(fā)現對于引入滑移率控制的防滑剎車控制律設計具有十分重要的參考價值。

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

(4)發(fā)展的防滑剎車系統試驗分析方法合理可行，能夠發(fā)現試驗設計和防滑剎車控制律設計中的缺陷和不足，有利于試驗設計和防滑剎車控制律優(yōu)化升級。