飛機防滑剎車控制技術研究綜述綜述

焦宗夏，白寧，劉曉超，李玨菲，王壯壯，孫棟， 齊鵬遠，尚耀星

1. 北京航空航天大學 自動化科學與電氣工程學院，北京 100191 2. 北京航空航天大學 飛行器控制一體化技術國家級重點實驗室，北京 100191 3. 北京航空航天大學 前沿科學技術創新研究院，北京 100191 4. 北京航空航天大學 寧波創新研究院，寧波 315800 5. 北京控制工程研究所，北京 100190

現代航空工業經過半個多世紀的發展，使得軍、民用飛機的安全性得到了提高[1]。但是，除傳統航空業所著重關注的空中安全外，飛機在地面階段的安全性問題仍不容忽視，尤其在起飛前和著陸后的事故量已超過其飛行階段[2]。現代大型飛機所具備的減速手段主要包括機輪剎車、引擎反推[3]、減速板制動和減速傘制動[4]等。但是，引擎反推、減速板和減速傘的使用效果在飛機單次降落過程中均會隨風速和機速的變化存在不確定性，無法在飛機降落的全速度范圍下提供可靠的制動力。因此機輪剎車系統是保障飛機順利著陸最基本的系統，在飛機研制過程中與飛行控制系統在安全性上具有同等要求，被國際標準定為安全等級要求最高的 A 類子系統之一。另外，當前世界各國致力于發展高速飛機，對機輪剎車的能力提出了更高的需求。

飛機防滑剎車控制技術是實現高效機輪剎車的核心。世界上第一款飛機剎車系統由法國 Automobile 公司于 1929 年設計制造，該系統通過純機械方式完成了飛機速度與輪速的比較，利用比較結果觸發防滑機制。到了 20 世紀 50 年代英國 Dunlop 公司也基于機速與輪速的差速比較原理開發出了類似的 Maxaret 飛機防滑剎車系統[5]，同時期美國 Hydro-Aire 公司(后整合為 Crane 公司)于 1947 年為 B-47 飛機開發了現代意義上第一款飛機防滑剎車系統。它以慣性傳感器為測量元件，通過機械機構推動微動門，利用開關式信號控制電磁閥實現機輪防滑，并命名為 Mark I 型系統。隨后該系統逐步應用于 B-52、F-100 以及 B707-100 等商業客機[6]。伴隨傳感器及電子技術的發展，Mark II 型系統上首次引入了輪速傳感器，通過模擬電路實現了剎車壓力偏置調節，實現了剎車效率的有效提升，并裝備于 C-130A 等飛機。為了進一步提高飛機在不同跑道的剎車效果，Mark III 型系統引入自適應機制，顯著提升了飛機在濕滑跑道的剎車能力，裝備于 F-15、F-18 以及 B-1 等美國在役機型。伴隨微電子技術的發展，Mark IV 型系統是第一個以數字控制器為載體的飛機防滑剎車控制系統，通過進一步改進算法使得飛機在所有工作條件下剎車效率均大于95%，被應用于 F-16、C-17、C-130 J 以及Boeing系列的737、747、757、767、777等商用客機[7-8]。最新的 Mark V 型是一種電傳剎車(Brake-by-Wire)系統，裝備于Airbus的 A400M、Boeing的787、美國聯合攻擊戰斗機(Joint Strike Fighter, JSF)、可重復使用空間飛行器 X-33、X-34 等演示樣機上。美國 Crane 公司目前作為飛機剎車防滑剎車系統的引領者，占據了國際上 65% 的商業市場以及西方 80% 以上的軍事市場。另外，還有 Goodrich、Safran 和 Meggitt 等公司[9]也開發飛機防滑控制產品，主要服務于歐洲飛機制造商[10]。

飛機剎車的基本原理是通過控制剎車力矩調整機輪與地面的滑移狀態進而使得地面的摩擦力(結合力)矩與剎車力矩近似平衡。但是，機輪與跑道間獨特的非線性關系使地面的結合力受道路條件、機輪速度、飛機速度、輪載、胎面溫度[11]等多方面因素影響，尤其在剎車過程中速度跨度較大，機輪載荷在升力作用下的變化達到20%以上[12]，致使同樣的路況可能在不同的載荷條件下產生不同的結合力矩。而且，多數飛機剎車系統可用于實時控制的傳感器只有輪速和剎車壓力[13]，無法實現對剎車力矩的可靠閉環，剎車盤的摩擦系數在自身材料、速度、濕度和溫度等耦合因素影響下波動可能達到50%以上[14]。

另外，全天候飛機的剎車系統要求在不同著陸條件和整個著陸速度內均具有一致性，即飛機剎車系統應具備在可能遇到的所有著陸條件下(正常的機體著陸配置[15]、不同機速、不同陣風和不同道路條件)、在有限跑道長度內、經過相似的剎車過程后使飛機平穩、可靠剎停的能力。但是，不確定著陸方式及可能存在的陣風干擾更是進一步突出了地面結合力矩和剎車力矩的非線性影響，使得飛機在地面滑跑時非常容易出現機輪抱死，尤其在高速狀態下一旦抱死 300 ms 即可能引起爆胎[16]。上述問題不僅對飛機剎車系統硬件的快速性和靈敏性提出了較高的要求，更使得控制律在設計時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定性的關系。

飛機防滑剎車控制關注的主要問題是如何通過控制剎車力矩實現地面結合力的可控利用。雖然國內外防滑剎車控制在學術上基本涵蓋了所有主流的控制方法，諸如非線性自適應控制[17-18]、滑模控制(Sliding Mode Control, SMC)[19]、模型預測控制(Model Predictive Control, MPC)、模糊控制、人工神經網絡(Artificial Neural Network, ANN)和智能學習控制[20]等，但其中多數算法僅在少數仿真工況中進行驗證，缺乏更多慣性臺和飛行著陸試驗，無法確定它們在各種不確定性因素共同作用下的魯棒性。

第1節從典型的飛機剎車系統出發，按硬件組成劃分依次介紹了液壓剎車、電剎車、應急剎車和自饋能剎車。第2節從應用需求角度歸納了關鍵評價指標。第3節用數學模型的方式表述了系統中的典型非線性環節，主要包括輪胎-地面摩擦、剎車盤壓力-力矩特性、起落架以及機體在著陸環境下受到的非線性擾動。第4節按照歷史上典型防滑剎車控制系統的劃分，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節介紹了剎車控制律全數字仿真與試驗方法。第6節根據當前研究中所存在的問題和技術發展趨勢對未來防滑剎車控制研究重點進行了展望。

1 飛機剎車系統架構

介紹4種典型的飛機剎車系統架構：傳統飛機大量裝備的液壓剎車系統和新式飛機選裝的全電剎車系統(框架結構如圖1所示)，用于常規剎車系統故障失效后的應急剎車系統以及可獨立于機載動力源工作的自饋能剎車系統。

1.1 液壓剎車系統

傳統的液壓剎車系統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、剎車作動器與剎車盤構成的剎車裝置以及其他液壓附件構成。腳蹬踏板采集飛行員剎車指令，剎車控制器以輪速信號為反饋，根據剎車指令調節供給剎車作動器的油液壓力，液壓作動器受剎車壓力作用推動剎車裝置內的動、靜盤貼合產生剎車力矩。

防滑剎車控制閥作為飛機剎車系統的核心元件，其性能是高效防滑剎車的基礎。在 Mark I 系統時代，開關電磁閥作為主要控制單元，僅能配合簡單的控制邏輯實現基本的防滑功能；隨著液壓控制元件的發展，到 Mark II 系統時期已經由具有一定壓力調節能力的比例閥執行防滑操作，使得壓力控制更準確，有效降低了輪胎因深打滑而造成的磨損。而 Mark III 系統中，隨著具有高頻響應的電液壓力伺服閥的應用，將飛機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。直至今日，國內外眾多機型如 B737、B747、B777、F-16、F-22 等仍依賴于電液壓力伺服閥進行防滑剎車控制。

但是飛機剎車系統中廣泛裝備的噴嘴擋板式壓力伺服閥[21]也在長期應用中暴露了該結構抗污染能力差、故障率較高的弊端，甚至在某型飛機剎車系統中，伺服閥的故障率占到全系統的40%以上[22]。其原因在于剎車作動器內的死腔結構，使得剎車時油液受高溫影響而發生炭化后很容易堵塞閥噴嘴，進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現傳統噴嘴擋板式壓力伺服閥的原位替換。

直接驅動伺服閥(Direct Drive Valve, DDV)[23]不僅從結構上用直線力馬達代替了噴嘴擋板前置級，在減少內漏的同時提高了油液的抗污染能力，還用位置電反饋取代了過去的機械反饋，有效減小了閥的滯環特性，并且具備了關于閥芯位置狀態檢測的能力[22]。另外，隨著數字液壓技術[24]的興起，采用高速開關閥陣列作為剎車閥代替傳統壓力伺服閥成為一種新的選擇。開關閥陣列利用多個高速開關閥來搭建液壓半橋，通過不同流量高速開關閥的開閉，模擬伺服閥的不同流量狀態，進而配合剎車腔壓力傳感器和控制器實現壓力伺服控制的功能，具有抗污染能力強、響應快的優勢，同時多個開關閥的冗余特性有效提高了閥的可靠性。目前，該開關閥陣列已順利通過地面慣性臺驗證[25]進入裝機試驗階段。

1.2 電剎車系統

出于更高的安全性和易維護性需求，美國國防部和聯邦航空管理局(Federal Aviation Administration, FAA)自 20 世紀 70 年代開始探索論證在飛機上用更多的電作動系統替換傳統的液壓作動系統，最早于 1982 年在 A-10 飛機上測試了電剎車原型樣機[26]。而后于 20世紀90 年代在裝備電傳操作系統和改進版 Mark V 防滑系統的 F-16 飛機上成功測試了由 MDC、Goodrich 和 Crane 等多家企業聯合研制的新型電剎車系統[27]。該系統在硬件架構上由驅動器、電機、包含減速器與滾珠絲杠的機電作動器(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 EMA 控制器輸出脈寬調制(Pulse Width Modulation, PWM)信號控制電機，利用電機驅動減速器來完成對滾珠絲杠的位置、速度及剎車力的控制。21世紀后，法國 Safran、美國 UTC 公司進一步將電剎車技術應用于 B787 等民用客機，這也標志著電剎車技術日趨成熟，其可靠性和安全性已達到適航標準[28]。

全電剎車系統主要為多電飛機服務，不僅方便進行能量管理，同時作為最新的產品配備了更多反饋信號用于改善剎車力矩和防滑性能；更快的數字運算單元可以在更短的控制周期內實現復雜的防滑控制算法。另外，作為電氣系統，其發生故障時方便檢修、易于維護，避免了液壓系統中存在的油液污染、泄漏和腐蝕問題。而液壓剎車的結構相比電剎車更為簡單，技術成熟，具有故障元件少、穩態誤差小、魯棒性強等優勢。

國內在此方面雖然起步較晚，但在西安航空制動科技有限公司、北京航空航天大學、西北工業大學、南京航空航天大學和中南大學等眾多校企合作下已有多款電剎車系統完成了飛機試飛著陸驗證[29]，標志著中國也已掌握了具有獨立自主知識產權的電剎車系統及防滑控制技術。另外，在電驅動剎車系統架構上還有學者提出使用泵控和閥控相結合的電靜液剎車系統方案[30]，一定程度上減少了對機載集中液壓源的依賴，提高了安全性。

1.3 應急剎車系統

應急剎車系統是為保證飛機常規剎車系統失效后仍具有剎車能力的關鍵系統。輔助氣瓶是一種常用于輕型飛機的應急手段，它通過獨立的管路作用于梭閥，以取代液壓流體產生剎車壓力。鑒于其有限的制動能力，美國軍方在 B-1 和 F-16 上使用與常規液壓剎車系統在物理上完全隔絕的液壓源為其供能[31]。而民用飛機上則利用蓄壓器，通過機械鋼索或電控信號控制剎車閥實現應急剎車[32]。

1.4 自饋能剎車系統

北京航空航天大學的焦宗夏團隊近年來提出一種“無源剎車”架構[33]，如圖2 所示。該架構將小型液壓泵通過傳動裝置連接到機輪旋轉部分，當飛機在地面滑跑時，機輪通過傳動機構帶動泵旋轉，形成具有一定壓力和流量的液壓源，然后通過高速數字開關閥組調節到適當的壓力，供給剎車作動器[34]。該結構不僅省去了機上集中油源至主輪剎車系統的液壓管路，還提高了油液的抗污染能力，可以在不依賴于機載動力的情況下實現剎車，有效提高了飛機著陸的安全性。

2 剎車控制指標

合理的評價指標是充分反映飛機在著陸時具備相應能力的量化標準，它是從不同角度評價著陸性能、判斷其實際應用價值的準則。不同類型的指標應盡可能覆蓋飛機著陸剎車時可能遇到的所有工況。在此，結合飛機適航認證[35]與汽車剎車行業的相關標準[36]提供一些具有參考價值的指標，以方便研究人員對不同剎車算法的優劣進行比較。

2.1 剎車效率

剎車效率η用于表征飛機通過剎車利用地面最大摩擦系數的能力，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，也是驗證剎車控制算法的核心指標。由于在實際條件中難以獲得實時最大結合系數，為此民用飛機在設計與試飛驗證中常用的效率計算包括壓力效率法、力矩效率法和滑移率效率法[35-37]。

壓力效率法是外場試驗評估和計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連線所構成的理想壓力包絡線與實際壓力曲線在時間域或剎車速度范圍內的面積比來確定(圖3)，其計算方式為

(1)

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

力矩效率法是比較瞬時地面結合力Fadh實際耗散能量與制動距離內瞬時結合力峰值Fap連線的積分[35](圖4)，其計算方法為

(2)

(3)

式中：ηT為力矩效率；Pb為剎車壓力；J為機輪轉動慣量；rw為機輪半徑；Vw為機輪速度；s為剎車距離；f(·)為剎車壓力至剎車力矩的映射關系。

滑移率效率法需要先通過機輪瞬時滑移率λ與最優滑移率λ*計算得到瞬時效率ηins，然后用瞬時效率對距離積分，其計算公式為

(4)

(5)

(6)

式中：ηs為總滑移率效率；Vp為飛機速度。圖5所示為通過瞬時地面結合力獲得最優滑移率的方法。

上述3種效率計算方法主要用于處理在未知地面最優摩擦系數時，通過最大剎車壓力和估計的地面結合力峰值來確定最優狀態。而仿真條件下，由于剎車環境的最大摩擦系數可以人為設定，也可以仿照壓力效率法的方式用地面最大摩擦系數與實際摩擦系數和橫坐標(時間或速度)之間的面積比來表示剎車效率。

2.2 平均減速率

(7)

式中：td為上述速度段所經過的時間。

2.3 剎車距離

剎車距離db用于表征飛機剎車過程中的整體性能，通過記錄飛行員第一次踩下剎車踏板的時間t0與達到防滑失效速度的時刻tn，進而對速度積分：

(8)

2.4 打滑輪速最大降比

出于對防滑的快速性需求，通過計算機輪打滑過程的理想輪速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器的瞬態性能。圖6表征了機輪打滑過程中獲得ωide和ωslipmin的方式。打滑輪速最大降比ωdmax的表達式為

(9)

2.5 防滑最大偏航率

(10)

2.6 俯仰波動

飛機著陸時的俯仰主要與剎車造成的機體負載轉移有關，當機體劇烈振動或俯仰過大時會降低飛行員操作水平，帶來安全隱患。尤其對于輕小型飛機而言，強烈的振動甚至會導致飛行員難以準確目視儀表。從人員安全與舒適程度出發，剎車過程應盡可能保證飛機俯仰平穩，選擇在剎車過程中機體俯仰角αosc的累計俯仰波動Sacc作為評價指標：

(11)

3 剎車系統模型與環境

數學模型是描述飛機剎車過程中物理學現象的直觀方法。合適的數學模型是研究飛機防滑剎車問題的基礎，也是完成全數字仿真試驗的關鍵。本節將從輪胎-地面摩擦、剎車盤壓力-力矩、起落架振動與機體在著陸時所受到的環境干擾出發，以模型的形式描述飛機剎車過程中的非線性特征。

3.1 輪胎-地面摩擦模型

機輪是飛機在著陸滑跑階段與道路接觸的唯一單元，其特性對飛機剎車過程中的動態行為起到至關重要的作用。與汽車輪胎相比，雖然其結構和形狀相似，但飛機速度更快、載荷更大(美國 Boeing 777-200 ER 典型著陸重量為 190 t，著陸速度 70 m/s)。在飛機著陸剎車過程中需要防滑控制律在更寬的范圍內適應其非線性特征。當前，關于輪胎模型的研究已經積累了相當豐富的成果，從基于物理意義的機理模型，到結合試驗數據擬合的經驗/半經驗模型，以及可以精確描述輪胎與地面接觸區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]，但是其高昂的計算成本使其難以直接應用于防滑控制律設計和整機著陸仿真環境的搭建[39]。機理模型通常以適用于輪胎材料和結構的物理原理為基礎，其中每一個參數都有準確的物理意義。典型的機理模型有 Brush 模型[40-42]、Lacombe 模型[43](梁模型)和 Mancuso 模型[44]，以及在 Brush 模型基礎上擴展的 Sakai 模型[45-46]和3種HSRI-NBS 模型[46-47]等。純機理模型的假設各異，與現實情況存在一定差距，導致其難以充分適應試驗結果。經驗模型是實測數據通過回歸方法對特定的公式結構進行經驗參數的插值擬合，而半經驗模型是由輪胎運動過程中的物理參數結合試驗數據趨勢及經驗參數所構成。兩者的差異在于經驗模型中的參數一般不具有物理意義，也不表征輪胎結構的任何特征。而半經驗模型中通常會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，更多關于半經驗輪胎模型可參考文獻[50-51]等。

在經驗/半經驗模型中最常見的是用機輪滑移率λ與縱向滑移系數μ的代數函數表征輪胎與摩擦的非線性關系。兩種經典模型分別為 Burckhard[50]和魔術公式(Magic Formula, MF)[52]模型。Burckhard 模型是基于指數函數的經驗模型，該模型在指數函數的基礎上進行建模，鑒于指數函數求導的優越性，Burckhard 模型被廣泛應用于道面識別中。作為工業上應用最成熟且廣受工程師青睞的 MF 模型是基于三角函數的經驗模型，與實測數據具有較高的擬合度[53-54]，常用于建立仿真環境。該模型從誕生之初至今經過不斷擴展和完善，其公式和參數集已經形成了一個涵蓋多種輪胎，全面描述輪胎縱向和側向摩擦力的商業軟件[55](圖7所示為 MF 模型所表征的典型縱向μ-λ關系)，鑒于它與試驗數據的高度一致性，也常用于驗證其他輪胎模型。

在飛機著陸過程中，機輪與跑道相互作用時摩擦系數并不完全沿著圖7的μ-λ曲線趨勢變化，還存在“跳躍”、滯回等現象[56-57]。為進一步開發輪胎的極限性能，保證剎車系統在工作時的穩定性，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]的基礎上對庫侖摩擦項進行修正，以緊湊的形式捕捉了機輪的瞬態效應。典型的 LuGre 模型有集中式[59]、分布式[62]和準穩態式[63]。集中式是基于點接觸假設的動態模型；分布式是基于面接觸假設的模型，進一步細化接觸面內載荷變化和滑移狀態分布對摩擦力的影響；準穩態式則是基于分布式的模型，可推得典型的μ-λ關系，方便與 MF 模型進行對比。此外，還有更多學者將 LuGre 模型推廣到二維[49]以及更多的參數形式[64]。

根據 LuGre 模型及道路試驗[65]可知，當滑移速度改變時，即使在同一路況條件下μ-λ曲線也會發生變化，為方便與 MF 模型進行比較，圖8所示為 LuGre 準穩態模型下不同機速Vp的μ-λ關系，隨著飛機速度的降低，最大摩擦系數和最優滑移率都在變大。該模型有助于指導控制律適應不同機速下最優滑移狀態變化的設計。

3.2 剎車裝置壓力-力矩模型

飛機剎車裝置包括液壓作動活塞、剎車靜盤、剎車動盤及其他附屬部件。在飛機主輪觸地后，動盤隨機輪一起轉動，靜盤則與輪轂固連不發生轉動。在進行機輪剎車時，依靠動盤和靜盤互相壓緊而產生剎車力矩，其結構如圖9所示[66-67]。動盤和靜盤的壓力是由作動器傳遞產生，為此剎車裝置主要實現從剎車壓力至剎車力矩的轉換。剎車盤摩擦系數與剎車裝置作動系統的動態響應對生成具有非線性特性的剎車力矩起到重要作用。

首先，關于剎車盤的摩擦系數多數仿真環境僅簡化為常數處理[67]，即通過常值增益系數實現剎車壓力至剎車力矩的轉換。實際上在剎車過程中，剎車盤摩擦系數不僅隨速度、溫度變化，當發生不同程度振動時也會誘導其摩擦力矩發生改變[68-69]，圖10所示為由于剎車盤摩擦系數變化而導致的剎車盤壓力/力矩系數kb在一次剎車試驗中的變化[70]。目前所公開的資料僅對其在材料學范疇對該過程產生的原因做了定性分析[71-72]，還沒有能完全描述該現象的數學模型。

關于剎車裝置的壓力-力矩響應特性，美國國家航空航天局(National Aeronautics and Space Administration, NASA)曾研究了3種關于剎車壓力-力矩動態響應的典型模型[73]，它將剎車壓力-力矩響應的計算分別表征為無阻尼非線性彈簧、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 飛機的剎車系統數據與上述3種模型進行對比。試驗數據表明具有滯后記憶功能的非線性彈簧模型與真實試驗數據更吻合。另外，也有學者通過分析液壓剎車系統內回力彈簧的作用及動靜盤動作時彈性形變的特征，結合真實機型剎車裝置試驗數據(圖11)得到帶死區的滯環模型[74-76]。

該滯環模型可由分段函數表示：

(12)

式中：Tb為剎車力矩；Tbl為上一時刻輸出力矩；Pb為剎車壓力；Pbl為前時刻輸出壓力；Pd為死區剎車壓力；kpr=Tm/(Pm-Pd)和kpd=Tm/(Pmh-Pd)分別為升壓和降壓過程的壓力-力矩系數；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所示為該分段函數可以模擬試驗數據中剎車壓力的滯環特性。

3.3 起落架模型

起落架是飛機在著陸時起支撐作用的關鍵部件，是傳遞機體和機輪間動力學關系的通道。當飛機主機輪觸地后處于尚未剎車階段時，機體速度通過起落架傳遞給機輪輪軸，使機輪速度在極短時間內在地面結合力作用下達到飛機速度的同等水平。同時，在剎車階段，機輪所受的地面結合力也通過起落架傳遞至機體以改變飛機運動狀態。

起落架結構復雜，力學分析困難，而精確的有限元模型[77]計算成本較高。為此，在防滑控制律研究初期可以僅保留其縱向力學特征，并簡化等效為圖13 所示的質量-彈簧-阻尼系統[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和阻尼系數；zp為機體在起落架位置的垂向位移。

事實上，飛機在滑跑過程中起落架可能在動態載荷和其他力的作用下產生擺振(Shimmy)和走步(Gear-walk)兩種振動現象[79](圖14)。其中擺振主要出現在可沿軸轉動的前起落架[79]，在此暫不贅述，更多信息見文獻[80-81]；走步通常是由主起落架機輪與地面之間變化的結合力引起的低頻振動，振動頻率通常在6～12 Hz之間[82]。

由于主起落架的走步現象在機輪縱向上產生了一個“虛擬”的滑移量，該值與剎車生成的機輪滑移量耦合在一起，給閉環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描述走步現象。另外還有一種簡單的方式是通過一個連接起落架垂直軸的旋轉彈簧阻尼系統(圖15)來描述防滑剎車控制過程中的起落架走步，則起落架附加自由度動態可表示為[12]

(14)

3.4 機體模型及著陸環境

雖然在空中飛機需要考慮6個自由度的運動姿態，但在著陸階段起落架和地面對機體的自由度形成限制，另外，航向操縱系統會保證飛機在非對稱著陸、大側風等工況下的偏航穩定性。當僅驗證控制律對道面適應情況時可以按照如圖16所示的簡化飛機剎車模型[84]。

機體沿縱向的受力情況為

(15)

式中：M為機體質量；Ffl=μlFNl、Ffr=μrFNr分別為左、右側主輪地面縱向結合力；μl和μr為左、右側輪胎與跑道間的摩擦系數，通常μr=μl；FNl和FNr為左、右側地面支持力；Te=Te0+KvVp為引擎殘余推力，其中Vp為機體速度，Te0為其初始值，Kv為發動機推力的衰減系數；空氣阻力Fa可表示為ρCxSVp2/2，ρ為空氣密度，S為飛機的迎風面積，Cx為空氣阻力系數。

另外，在飛機剎車過程中由于升力及剎車作用而導致的縱向負載轉移效應[85]可表示為

(16)

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

通過前述分析，在飛機著陸時，僅沿飛機運動方向受到的環境擾動包括跑道條件以及引擎殘余推力和陣風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體負載轉移和隨速度變化的升力對機輪載荷造成影響。其他更多的單軌模型[86]、三輪車模型[87]等可以增加地面側向力和側風擾動，以進一步驗證飛機在跑道存在偏航和非對稱著陸情況下的剎車控制問題。

4 防滑控制技術

控制方法的設計依賴于系統的硬件結構。電子技術、作動器和傳感器技術的發展推動了防滑剎車控制架構的變遷。本節按照飛機防滑剎車控制技術的發展，從技術應用和學術研究兩個角度介紹分析了具有代表性的防滑控制方法。

4.1 機械開關式防滑控制

早期的機輪防滑，僅僅作為機輪的附屬功能，通過開關型控制減小因機輪打滑而造成的胎面損傷，以延長機輪的使用壽命。在以 Mark I 型剎車系統為代表的早期防滑系統中，當機輪受到剎車力矩作用而減速到一定程度時，通過安裝在防滑機輪上的慣性傳感器檢測機輪的減速率，當超過一定限額時借助機械裝置控制液壓系統松剎，進而使得機輪恢復轉動完成防滑，如圖17所示。同時期也有通過慣性傳感器觸發微動開關利用繼電器控制電磁閥實現泄壓防滑。究其核心在于判斷輪速的變化率是否達到某一特定數值[88]。雖然剎車硬件系統經過多次改進，但從控制的角度來看，機輪輪速的變化率作為一種有效判斷機輪打滑狀態的控制變量一直沿用至今。

4.2 偏壓調制式防滑控制

隨著飛機著陸速度的增長，開關式防滑剎車已難以滿足民用航空及軍事作戰時對飛機剎車距離的要求。由于傳感器技術的突破，相對準確的車輪速度可以由脈沖計數的輪速傳感器所測得，人們開發出了比開關式防滑效率更高的偏壓調制防滑控制。所謂的“調制”控制是指剎車壓力按照某種機輪滑移狀態的變化，以特定的規律進行循環往復的升壓和降壓。通過不同規則和閾值的設計保證在控制律中不顯式使用最優滑移狀態值的情況下使機輪滑移狀態保持在最優點附近[89]。早期它的設計多是基于啟發式閾值和專家經驗，而后基于周期軌[90]和混沌原理[91]分析使其在穩定性上獲得了理論支持。

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

鑒于偏壓調制式控制方法出色的應用表現，在飛機和汽車剎車學術領域以現在的剎車系統硬件為平臺進一步擴展了調制式防滑剎車算法，即通過選取典型的狀態變量，如機輪滑移率、機輪輪速和機輪減速率等，通過判斷狀態變量在不同時間、不同剎車狀態達到不同的閾值而進行控制輸出的方法。Lonbani 等[92]基于機輪速度和估計的滑移率值設計了基于四狀態切換的防滑剎車控制算法，并進一步探究了作動器延遲和動態帶寬對此算法的影響。還有學者利用滑移率與減速率構成狀態空間，設計由五狀態構成的混合狀態控制器[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切換的有序性[94]，Gerard 等[89]依據實際條件，從測量噪聲與剎車裝置驅動延遲的角度對上述混合狀態控制器進行了優化，在試驗中證明了狀態的有序切換形成了穩定的極限環，且與傳統的博世防抱死剎車系統(Antilock Braking System, ABS)系統相比具有更高的剎車效率。Tanelli 等[95-96]根據非線性動力學設計了四狀態剎車調制控制律，通過系統相平面分析了極限環存在的必要條件，并通過 Poincare 圖評估了其漸近穩定性。另外，在調制式剎車控制中狀態變量的測量尤為重要，在觀測變量與閾值的比較判斷中常常將機輪半徑作為常數[94]，但是由輪胎松弛動力學及試驗數據可知機輪在滾動時的有效半徑與標稱值不同[97]，估計剎車時機輪的有效滾動半徑[98-99]，將使得真實控制過程中的觀測變量更符合理論分析。

調制式剎車控制方法在于無需解析輪胎與地面間準確的動力學關系，對傳感器和作動器要求低，控制簡單易于實現。但是其具有一定容錯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滑移狀態改變時的控制一致性，難以保證相對穩定的剎車效率。

4.3 自適應防滑控制

隨著噴氣式飛機在雨雪惡劣條件下使用調制式防滑控制方法時在剎車效率上的局限性，FAA提出了進一步改善防滑系統在濕跑道條件下工作性能的要求。

1) 滑移速度式自適應防滑

Crane 公司發開了第一款稱之為具有自適應能力的防滑剎車控制系統，即 Mark III 型防滑剎車系統[88](圖19)。較前代而言，在硬件上它用控制響應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，在算法層面將傳統的機輪減速率替換為由預設飛機減速率生成的參考速度與輪速信號的差(準滑移速度)作為控制變量，有效減小了剎車壓力的波動程度，提升了剎車效率[100]。并且在后續的 Mark IV 型剎車系統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剎車功能，通過飛行員扭轉選擇不同的自動剎車等級(L0、1、2、3、4、HI)，以獲得不同的參考減速率[101]。

自適應防滑剎車系統需要在不同跑道條件下將機輪滑移狀態控制在最優滑移狀態附近較小的范圍內[102]。通過在控制律中預先設定參考減速率很難在每次著陸過程中匹配適應不同的著陸條件。中國民航總局曾分析著陸階段事故多數是由于在惡劣著陸條件下飛行員對跑道狀態判斷出現錯誤，同時剎車控制系統也缺乏對跑道條件的有效辨識[103]。由此反映出自適應剎車控制的難點之一在于需要在防滑剎車控制過程中融入對地面摩擦狀態的判斷。因而有必要開發一種新的自適應防滑剎車控制方式。

2) 主動滑控自適應防滑

北京航空航天大學的焦宗夏團隊從飛機著陸過程中不同干擾對剎車控制的影響入手[104]，克服了摩擦盤力矩系數變化和機輪載荷波動的干擾，以經典的跑道-輪胎摩擦特性為基礎，在僅使用輪速傳感器的情況下開發了一種根據剎車壓力判斷機輪滑移狀態變化的新型自適應防滑剎車控制方法。通過預測地面結合力(摩擦力)梯度變化來判斷道路結合能力[70,105]，擺脫了特定輪胎模型的束縛，實現了對不同道路最大結合能力的利用，同時在剎車過程中克服了剎車力矩波動的干擾，實現全程不打滑高效剎車，其控制架構和控制效果如圖21和圖22[70]所示。該算法成功通過了傳統液壓剎車系統和電剎車系統的慣性臺和真機著陸測試，實現了多種機型的裝備應用。

3) 滑移率式自適應防滑

在學術研究領域，為實現機輪剎車的自適應性，主要是從機輪滑移率與地面結合系數所存在直接非線性映射關系入手，通過對最優滑移率的跟蹤實現地面最大結合力的利用。整個剎車控制器通常由參考滑移率識別和目標狀態跟蹤控制構成[106]。

關于參考滑移率的獲取可以基于 Dugoff、Burckhard 等輪胎模型采用優化的卡爾曼濾波[107-108]和參數自適應[109]等方法實現模型參數的估計辨識。也可以在未打滑狀態，基于靜態刷子模型和小滑移區域線性假設[110]通過遞歸最小二乘法[111]、非線性最小二乘[112-113]等實時估計縱向滑移剛度(Extended Braking Stiffness, XBS)。另外，針對 LuGre 模型，由于剎車過程中輪胎動態遠高于飛機動態，可以先假設飛機速度不變[114]，再利用非線性觀測器[115-116]或參數自適應[117]實現道面辨識。還可以借助模糊理論[118]或XBS[119]處理辨識前的初始參數問題[120]。

通過道面識別獲得目標參考滑移率后，即可通過線性或非線性比例-積分-微分(Proportion-Integration-Differentiation, PID)控制[121-122]、非線性控制[84]、滑模控制[123]、MPC[124]等方法完成對目標滑移率的跟蹤。由于傳統非線性控制方法對模型的精度要求較高，目前在可查閱的文獻中還沒有經過飛機著陸試驗驗證的參數自適應方法可以在不同著陸工況下克服關于道面、輪載[125]和陣風等隨機擾動。為此采用非線性控制很難達到自適應防滑剎車的標準。而 MPC 作為一種將控制問題轉化為處理在線受約束最優化問題的控制方法，由于其存在動態修正環節，使其在汽車防滑領域實現了工程應用。它在處理防滑問題時，具有兼顧諸如減速率，剎車效率和舒適度等多個優化目標[85]的優勢，并且剎車控制作為快響應系統，可以設計專用的求解器[126]或采用顯式非線性模型[127]等手段提升實時性。

SMC 是一種對擾動和不確定性具有較強魯棒性的方法，在飛機剎車和汽車 ABS 中均有一定程度的應用。但是由于實際情況下作動器的遲滯效應以及其他未建模動力學，SMC 可能導致在壓力輸出伴隨高頻振蕩問題[99]，從而造成控制失穩、意外打滑和剎車盤過度磨損。為此有學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。

需要注意的是，“機速”是計算滑移率的關鍵變量，雖然機上可以通過總線從飛行控制系統獲得機速的微分值，但由于現役機載總線往往無法滿足剎車控制單元(Braking Control Unit, BCU)實時計算的需求，通常需要在基本輪速的采集信號基礎上采用諸如卡爾曼濾波(Kalman Filtering, KF)[133-135]、非線性自適應濾波[136]、多類速度融合[137-138]、滑模觀測器(Sliding Mode Observer, SMO)[139-140]以及多測量值融合估計[141]等方法進行估計，這也導致在滑移率跟蹤控制中，都存在對傳感器噪聲敏感[142]的問題。為此有學者將減速率[143]和滑移率構成凸組合[144-145]，這種組合形式的跟蹤目標在一定程度上可以在獲得滑移率控制優勢的同時降低對傳感器精度的要求。

4.4 智能防滑控制

隨著神經網絡和智能學習類方法的發展，進一步突出了神經網絡(Neural Network, NN)在處理不確定問題時的能力[146]，并且理論上它可以逼近任意復雜的非線性映射關系[147]。防滑剎車系統作為典型的多非線性和不確定系統，智能方法的應用具有巨大的潛力。雖然目前還沒有成熟的智能防滑剎車控制算法，但從人工智能興起以來已經有眾多學者開始在防滑剎車領域從地面結合力識別、智能輪胎和防滑剎車控制等多個方面進行不同程度的嘗試。

在神經網絡和智能學習類方法爆發之前，為應對防滑控制問題中的非線性問題，一些學者通常是在專家經驗的基礎上研究基于模糊邏輯的防滑控制[148]。通過將模糊控制與自適應方法相結合以克服控制中的不確定性[149-150]。還有將模糊控制與滑模控制相結合[151-152]，使得在系統狀態變化時表現出更強的魯棒性。由于定義模糊規則多是基于經驗判斷，且需要耗費大量的精力進行規則嘗試，采用具有自組織能力的模糊神經網絡[153]可以自動生成和調整模糊規則。

伴隨控制單元算力的提升，神經網絡和學習能力成為智能的代名詞。在地面結合狀態識別方面，除了直接通過采集的飛機速度、減速率以及機輪減速率等信息訓練 NN 以獲得特定條件下所對應的最優滑移率[154]外，采用模糊理論[106，155]與 NN 相結合的方法可以有效提升其在復雜工況下識別的準確性。另外，智能輪胎[156-157]是新型傳感器技術與智能技術相結合的嘗試。所謂智能輪胎主要是通過在輪胎附近或內部增加光學[158-160]、聲學[161-162]、加速度[163-167]等傳感器測量與路面類型或摩擦相關的參數，進而利用單一或融合傳感器信息[168-170]通過神經網絡實現與不同路面的映射[171-172]。

鑒于剎車控制問題的復雜性，一般的神經網絡經過訓練后泛化性有限，采用深度神經網絡[173]和動態神經網絡[174]是應對這種復雜問題的一種途徑。Poursamad[175]在反饋線性化的基礎上，結合兩個前饋神經網絡通過反饋線性化來學習剎車過程的非線性特性，并且證明了控制器在李雅普諾夫意義下的在線權值自適應性和穩定性。

由于在實際應用中很少有機會獲得真機的著陸數據[176]，通過仿真環境生成的訓練數據很難評價其是否覆蓋了外場試驗中的所有非線性特征，進而難以保證其在外場試驗時是否具有足夠的泛化性以應對真機情況下的非線性擾動。

飛機防滑剎車的早期以開關式防滑控制為主，主要通過慣性傳感器實現機輪減速率的測量，利用機械或簡單的電氣方法以開關狀態驅動液壓系統。而后，隨著輪速采集技術的發展，依舊以機輪減速率為監控目標，采用模擬電子電路將剎車壓力調制為類“三角波”的形式使得機輪減速率在一定范圍內循環往復。這種壓力調制的方法控制邏輯簡單，對作動器和信號采集要求低，魯棒性強，非常適合于追求高可靠性的航空領域，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合力利用不充分的可能性。

自適應性是現代飛機防滑剎車控制的特征，在功能上它不僅需要快速識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所引起的空氣動力變化和不同裝載情況所導致的載荷差異；克服系統內剎車盤摩擦系數變化、作動器延遲和起落架振動所帶來的擾動。過去該技術僅被世界極少數公司所壟斷，而國內相關研究團隊的突破使中國具備了自主裝備自適應防滑剎車系統的能力，有效提升了相關機型的競爭力。

雖然基于滑移率跟蹤的自適應防滑控制算法在學術界廣受歡迎，但真實航空中應用較少[12]，究其原因在于該類算法的實際應用對系統要求較高，目前所裝備的傳感器和執行機構還難以支持其達到航空安全運行的標準。而且剎車過程中諸多的不確定性致使道面識別算法在開發時設置的一些假設在實際中不成立，導致道面識別的成功率受到影響。另外，通過 LuGre 模型描述可知在同一路況下μ-λ曲線并不是固定的，為此通過單次識別路況后跟蹤最優滑移率，其全程剎車最優性并不能保證。

目前，智能類防滑控制方法僅在特殊改裝的汽車平臺中實現測試，鮮有在飛機上試驗成功的案例。在飛機上采用神經網絡方法需要經過前期充分的試驗驗證，開發和應用成本較高，試驗風險較大。并且飛機著陸條件更加復雜，神經網絡在應對各種非訓練工況下泛化能力存疑，這種不確定性所帶來的可靠性問題能否達到航空應用標準是其進一步發展應用的關鍵。

5 仿真與試驗驗證

飛機防滑剎車控制律從設計到裝機需要一套完整的開發流程，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證。

5.1 全數字仿真

全數字仿真是防滑剎車控制算法最基本的驗證方式，通過構建系統模型驗證算法效果，模型環境的搭建需要盡可能與真實系統保持一致。對于傳統的液壓剎車系統仿真環境應至少包括液壓系統模型、剎車裝置模型、起落架模型、機輪模型、路面結合系數模型和機體模型，另外在有條件下情況下可以加入氣動模型，引擎模型[177]以及個別機型的阻力傘模型[177-179]，如圖23 所示。

在防滑控制律算法運行時，控制器輸入端為機輪角速度ω和飛行員剎車指令信號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作；液壓系統接收來自控制器的控制信號uc，輸出剎車作動器壓力Pb，液壓系統通常包括伺服閥模型、管路模型以及作動筒模型，由于該部分較為成熟，可通過與專業液壓仿真軟件 AMESim 等聯仿完成；剎車裝置模型將Pb轉化為剎車力矩Tb。機輪起落架模型接收Tb以及來自地面模型的摩擦力矩Tf輸出輪速ω，同時也將機輪載荷FL轉換為地面支持力FN；路面模型以FN、ω和飛機速度Vp為輸入，輸出作用于機體的地面結合力Ff；機體模型在Ff、引擎殘余推力Te、阻力傘阻力Fpara和氣動阻力Fa作用下輸出飛機速度Vp。

仿真模型精度是決定試驗結果的關鍵。在不同的模型精度下，控制律的試驗結果可能出現天壤之別。由于飛機剎車系統涉及多個復雜的非線性環節，搭建具有實踐指導意義的仿真模型需要用大量慣性臺及真機試驗數據校核非線性模型參數，否則其驗證結果僅能做定性參考。

5.2 硬件在環試驗

硬件在環(Hardware In Loop, HIL)試驗是將飛機剎車系統中部分成本可控的組件替換為真實器件，通過數字接口與計算機形成閉環測試環境。通常可以將控制盒與其他數字模型構成最小 HIL 環境，對防滑控制律及相關控制邏輯進行初步驗證。Lee 等[180]為驗證新型控制盒，構建了由五自由度飛機機體和機輪動態的數字模型、剎車控制盒及真實液壓系統組成的 HIL 試驗環境。Sun 等[25]構建的 HIL 環境是將伺服閥換為開關閥組，以驗證開關閥的防滑剎車效果。Li 等[181]為 C919 型飛機 BCU 發了基于PXI總線架構的集成式飛機剎車控制器測試系統(圖24)，該系統具有在線測試、離線測試和硬件在環仿真3種模式。

在線測試模式可采集和模擬正常裝機態BCU相關信號；離線測試模式可為 BCU 提供電源管理、上電檢測、相關模擬和數字輸入接口的外設負載模擬以及輸出接口的信號采集；硬件在環仿真模式是構建虛擬數字仿真環境，利用物理接口與 BCU 實現數據交互進而實現對 BCU的測試。

HIL 試驗是慣性臺和試飛著陸試驗前有效的軟硬件功能驗證步驟，可以大幅降低試驗成本，縮短控制律驗證周期，尤其在研究系統局部特征時可以有效提升結果可信度。

5.3 慣性臺試驗

慣性臺試驗是目前在地面上最接近真機試飛著陸試驗的驗證方式，試驗臺主要由慣性鼓輪、電機、液壓加載系統、剎車系統、控制盒及相關測控設備等構成，其總體架構如圖25所示[70]。地面慣性臺主要通過給機輪施加不同的載荷以模擬機輪的垂直載荷和不同的跑道變化，通過調整配重或電慣量補償調節鼓輪慣量以模擬飛機質量。試驗時電機驅動慣性輪達到飛機著陸速度，根據飛機質量和著陸能量輸入電慣量補償值；加載系統控制機輪與慣性輪之間的力達到設定值，當機輪與慣性輪速度基本相同時，試驗操作人員給BCU剎車指令，進而BCU根據采集的輪速進行防滑剎車。

通常防滑剎車控制律在真機試飛前必須經過慣性臺試驗以驗證控制律不同工況下的有效性和魯棒性。

5.4 真機試飛著陸試驗

在完成前述試驗提供必要的安全基礎后，真機著陸試驗是剎車控制律應用裝機的最終驗證手段。NASA 和 FAA 曾在飛機/地面車輛跑道摩擦聯合項目[182]中用改裝型 B-737 飛機在不同路面條件下進行了上千次著陸試驗以測試飛機的剎車性能。另外，FAA[35]、歐洲航空安全局(European Union Aviation Safety Agency, EASA)[183]及中國民航總局[184]在用于頒發飛行許可的系列測試項目中都有針對飛機剎車能力的嚴格測試規程。

6 展 望

6.1 典型剎車元件基礎試驗

具有自適應功能的防滑剎車系統，應能克服剎車過程中來自系統內外的各種擾動。但是在克服擾動，保證魯棒性的同時往往以犧牲極致的效率為代價。犧牲效率的程度往往取決于對系統內典型元件的特征及元件在惡劣環境和長時間應用后退化水平的了解程度。

以傳統飛機液壓剎車裝置為例，由于當前在役飛機剎車系統很少配備剎車力矩傳感器，導致剎車控制中無法實現剎車力矩的閉環，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生不同的剎車力矩。這種情況下如果沒有大量樣本數據提供剎車盤全生命周期的壓力-力矩特性，則只能通過調整控制律閾值犧牲剎車效率，向保證安全妥協。因為機輪滑移狀態在最大摩擦能力和控制魯棒性間存在不可調和的矛盾，離最優滑移狀態越近剎車效率越高，同時也意味著受擾后發生打滑的概率越大。為此，只有對系統內各元件進行大量獨立和系統級基礎試驗，積累充足的樣本數據，才能保證控制律相關參數的設計做到有的放矢。

在此方面，美國蘭利研究中心曾投入巨資耗費數年時間進行大量機載、車載和人工試驗[185]，研究比較關于不同剎車控制系統、輪胎磨損、剎車盤退化和作動裝置響應等對飛機剎車性能的影響，用于進一步開發高效的防滑剎車系統。

6.2 高保真地面試驗方式方法

飛機剎車控制律主要的驗證方式主要是通過全數字仿真、HIL試驗、地面慣性臺測試[186]和試飛試驗。對于當前競爭激烈的航空業，產品開發越來越快，提高全數字仿真模型的保真程度將有助于減少高成本的原型機數量。但是，在全數字仿真過程中，不僅工況條件可能與現實剎車過程存在差異，且在仿真過程中存在諸如剎車盤力矩系數難以進行數學建模的強非線性環節。對強非線性環節不同程度的簡化，使得驗證效果受到難以量化評估的影響。

雖然在 HIL 試驗中對全數字系統中的部分組件進行了半實物化，但是受硬件條件限制，僅能用于驗證部分功能性指標。慣性臺試驗是正式試飛試驗前的關鍵性驗證試驗，但多數慣性臺僅能通過改變機輪載荷模擬飛機在不同道路工況下的運行情況，這種試驗方式不僅忽視了不同跑道隨機輪滑移狀態變化的差異，也忽略了飛機在著陸過程中可能存在的引擎殘余推力、減速傘和飛機升力的變化，尤其難以表征飛機在側滑條件下機輪結合力的變化情況，導致經過慣性臺驗證的控制律依舊難以在真實飛行過程中獲得理想的效果。

為此，需要結合外場試驗條件和飛機過往的飛行記錄對慣性臺試驗進行優化，包括慣性臺加載載荷譜的設計，不同條件下慣性鼓輪的電慣量補償設計等。盡可能減少慣性臺試驗與真實試飛試驗間的差距，以獲得更具有試飛參考價值的地面試驗結果。

6.3 智能剎車控制的可靠工程應用

智能技術的應用將有助于克服剎車過程特有的機輪最優滑移狀態存在不確定性和時變性的問題。但是，當前智能技術在飛機剎車控制領域還沒有較為成熟的應用案例。多源融合技術在狀態預測和特征提取方面極具優勢，而飛機剎車過程中機輪滑移狀態的變化往往難以通過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有滑移率、減速率等狀態更有利于防滑控制的變量類型，還可能一定程度預測機輪可能發生打滑的狀態，進而在控制中利用前饋手段，避免機輪趨于打滑。

智能技術需要大量的訓練數據，而獲取真實飛機數據目前還沒有公開的渠道，僅通過個別工況的離線仿真數據往往難以在真實飛機上獲得安全可靠的應用。為此需要一種有效利用智能方法的控制架構，既可以保障飛機在剎車過程中不會由于訓練樣本有限而出現機輪抱死等嚴重影響剎車效率的情況，同時在典型工況下可以進一步提升飛機剎車的抗干擾性和剎車效率。