無人機全電剎車系統設計與驗證

趙興平，林 輝，謝 彥，常 凱

（1.航空工業第一飛機設計研究院，西安 710089；2.西北工業大學自動化學院，西安 710129）

0 引言

國內外現存飛機剎車系統從傳動介質角度來看基本分為液壓剎車系統和全電剎車系統，并且絕大多數飛機都是采用的液壓剎車。由于液壓剎車系統以液壓油為傳動介質，其固有特性導致系統復雜笨重，維護周期長、成本高。

隨著技術的成熟及工程化驗證的不斷進展，全電剎車逐步在軍、民用有人飛機和無人機上得到應用，如B787飛機、RQ-4B無人機等，同時國際上許多飛機制造商也在嘗試在新型飛機上應用全電剎車技術，如龐巴迪公司的Global 5000 飛機已完成全電剎車系統的裝機試飛驗證工作，我國的AT-1A 型航天無人機也完成了裝機測試及首飛。全電剎車技術不再需要液壓管路、伺服閥、液壓作動器等液壓附件，采用機電作動器取而代之避免了液壓油滲漏等故障，并且節約了成本。

本文基于模型的正向設計理念，通過建立無人機全電剎車系統模型并進行了仿真計算，根據仿真結果完成系統主要參數確定、硬件電路設計、軟件開發集成后進行了機上地面試驗。通過模型建立、系統設計和試驗驗證等正向設計流程，旨在探索一種基于模型的高效、可靠、可快速迭代的設計流程完成無人機全電剎車系統的設計與驗證。

1 系統組成及原理

該型無人機全電剎車系統主要由電剎車控制器、作動器和機輪剎車裝置等組成[1]。剎車時飛行員通過腳踩剎車踏板發出剎車指令，剎車控制器接收剎車指令后根據相應的控制邏輯驅動作動器運動將剎車力傳遞至剎車裝置，使得輪胎與道面間產生結合力矩，實現相應的剎車功能讓飛機減速，結合力矩越大飛機剎車距離就越短[2]。

控制系統采用兩層控制架構，上層為剎車控制，實現在剎車過程中力的閉環控制、狀態監測及與其他系統的通信。下層控制為作動器的運動控制，控制板主要由功率驅動電路組成，核心是通過接收上層的控制指令實現對4 個永磁無刷直流電機轉動的驅動控制。電機旋轉經減速后驅動滾珠絲杠螺母將旋轉運動轉換為絲杠的軸向運動，進而驅動剎車盤相互貼緊產生剎車力進行剎車。全電剎車系統架構如圖1所示。

圖1 全電剎車系統架構

2 全電剎車系統模型

2.1 剎車裝置模型

剎車裝置安裝于機輪輪轂腔內，采用動盤、靜盤配合的鉗式結構。飛機著陸時動盤隨機輪一起轉動，靜盤與輪軸相連不隨機輪轉動。剎車時作動器將推力作用到動、靜盤上，使動、靜盤相互擠壓產生摩擦力矩從而使機輪制動，同時動、靜盤間的動能將轉換成熱量釋放出來[3]。

由于剎車盤彈性變形和機械摩擦等原因，剎車靜力矩特性曲線是一個比較特殊的帶死區的三線滯環形狀。在建立數學模型時采用經驗公式：

式中：Mb為剎車力矩；Mbm為最大剎車力矩；Pb為剎車壓力；Pb0為剎車壓力損失；Pbm為最大剎車壓力；k1為壓力增加時力矩斜率；k2為壓力減小時力矩斜率。

剎車裝置的主要作用是把傳輸過來的剎車推力轉換成剎車力矩，建模時將剎車力矩計算簡化表述為式：

式中：Mbrk為剎車力矩；μmc為摩擦因數；Nmc為摩擦面面數；St為剎車推力；R∕2為靜盤外半徑；r∕2為動盤內半徑。

2.2 輪胎與道面模型

為了準確地計算飛機在滑跑剎車時機輪的速度，需要根據轉動慣量定律，以機輪受到剎車力矩和地面摩擦力矩建立如下方程：

式中：Mf為摩擦力矩，Mf=fzx×R，fzx為跑道對機輪的摩擦力；J_ini為單個機輪轉動慣量；ω為機輪滾動角速度，R為機輪的滾動半徑；Ms為剎車力矩；vzx為沿機體縱向輪軸速度。

其中Ms為剎車力矩，同2.1 節剎車裝置模型求解的Mbrk，而摩擦力矩Mf的求解需要知道飛機機輪與跑道的結合系數。

當飛機速度一定時，結合系數與滑移率的關系曲線對于干、濕、冰狀況下不同跑道表面有一定差異。為建模方便利用擬合的數學公式μ=Dsin(Carctan(Bσ))描述結合系數μ與滑移率σ關系。其中滑移率σ通過如下公式實時計算：

當機速度一定時，干跑道狀況下，結合系數與滑移率的關系為：

2.3 控制律模型

無人機全電剎車系統控制律核心是電剎車控制器中的PID算法。電剎車控制器采集信號后經抗飽和積分PID算法運算后輸出PWM信號，用來控制電機轉動帶動電剎車作動器機構運動輸出剎車壓力。經過PID 計算得到的占空比信號如果大于零，則電機正轉，機構輸出壓力增加；反之則電機反轉，機構輸出的壓力減小，這樣通過設計數字PID 控制器并使用抗飽和積分PID 的算法完成無人機全電剎車系統核心控制功能。全電剎車控制系統抗飽和積分PID 控制律算法的模型如圖2所示。

圖2 PID控制律算法模型

2.4 電剎車作動器模型

根據全電剎車系統工作原理，電剎車作動器是系統核心部件，無刷直流電機是系統輸出剎車力的源泉，是電機驅動控制器的直接控制單元[4]。使用Matlab∕Simulink工具，從電機工作過程中的電壓平衡方程、電磁轉矩方程、反電勢計算方程和機械運動方程等方面建立電機及驅動器的模型如圖3所示。

圖3 電剎車作動器模型

由于在實際的控制系統中剎車力反饋信號是由傳感器輸出后經過調理得到的，但在Matlab∕Simulink 中很難直接對壓力傳感器進行建模，因而需要采用近似模型。由于剎車力是剎車盤受到擠壓后發生形變而產生的彈力，因此剎車力反饋信號可以用剎車盤形變量乘以勁度系數的方式得到。同時電機的負載轉矩主要是由剎車力產生的，又可將剎車力反饋信號與負載轉矩聯系起來[5]。具體算法模型是對轉速信號進行積分得到角度信號，再乘以勁度系數得到剎車力反饋信號，然后乘以有效的力臂得到電機負載轉矩[6]，建立模型如圖4所示。

圖4 剎車力反饋信號與負載轉矩模型

3 系統設計

3.1 電剎車作動器

電剎車作動器主要由電機、減速器和滾珠絲杠等組成。電機通過減速器增大轉矩，由齒輪輸出轉矩驅動絲桿螺母轉動并驅使滾珠絲杠作升縮運動，從而推動剎車壓盤壓緊剎車鉗，使之對機輪產生制動作用。為確保剎車力控制的準確性、可重復性以及作動器的響應特性，在作動器中安裝有壓力傳感器實時將作動器剎車力上傳至剎車控制器形成剎車力閉環控制[7]。

由于要在很小的空間內安裝較多的部件，同時考慮大載荷下的強度、高沖擊振動、高低溫、砂石雨水等惡劣運行環境，因此對作動器各部件進行集成設計，集成后結構如圖5所示。

圖5 電剎車作動器結構示意圖

剎車時作動器電機輸出轉矩經三級齒輪減速放大后傳遞到滾珠絲杠的絲桿螺母上，絲桿螺母的轉動驅動滾珠絲杠的絲桿作直線運動，從而推動作動器活塞體（與絲桿連成一體）向前和向后運動，實現剎車和松剎的功能。

3.2 電剎車控制器

3.2.1 硬件設計

電剎車控制器的任務是接收剎車指令后，根據相應的邏輯判斷及算法計算得到需要輸出的剎車力，然后控制作動器上的電機轉速和方向并對剎車盤施加對應剎車力，使受剎機輪的輸出力矩跟隨給定電流信號，完成剎車系統的控制功能[8]。剎車控制器設計架構如圖6所示。采用了兩層控制框架，上層是剎車控制，實現在剎車過程中力的閉環控制、狀態監測、故障處理、與上位機的通訊。下層控制為電機驅動控制，它主要由電力電子功率電路組成，與電機位置傳感器信號、電流信號和上層的控制指令實現對4個永磁無刷直流電機驅動[9]。

圖6 剎車控制器硬件架構

剎車控制器主要由1 塊剎車控制板和2 塊驅動控制板組成，采用TI 公司生產的28 系列DSP 芯片作為核心處理器，內部集成了A∕D 轉換和豐富的I∕O 接口，其在電機控制方面具有廣泛的應用。DSP 處理器自帶串行通信外設模塊SCIA 與SCIB，每個SCI 接收和發送器都是雙緩沖，有獨立的中斷標志和使能位。兩者可以組成全雙工模式，并通過SCI 內部寄存器設置通信格式[10]。

核心處理最小系統包括DSP 芯片、供電電路、看門狗復位電路、JTAG接口電路以及晶振時鐘電路。由于剎車控制器必須與飛機管理系統進行總線通信，所以還在最小系統中加入了RS422串口通信電路。

422 通信芯片選擇MAX1487MJA，由于在通信過程中，RS422 通信信號之間可能會存在共模電壓，為了防止共模電壓對DSP 控制芯片產生危害，對通信電路進行隔離設計，通信隔離芯片選擇ADI 公司生產的雙通道數字式隔離器ADuM1201。

3.2.2 軟件設計

全電剎車系統在工作時需要不斷從飛管綜合計算機接收和發送剎車力反饋信號，因此通過電剎車控制器核心處理器DSP 外設ADC 完成壓力反饋和電流反饋信號的數字采樣，選用SCIA 通信模塊和電平轉換電路實現與飛控計算機的相互通信。

通信程序中采用了半雙工、空閑線模式，波特率為19 200 b∕s，接收數據和發送數據字符為1 個起始位、1位停止位、8 個數據位、無奇偶校驗。采用幀頭校驗的方法保證數據傳輸過程中沒有丟包，幀尾校驗將收到的所有字節按位與之后得到的字節與接收到的校驗碼進行比較，保證了收到數據的可靠性和安全性。

考慮到電剎車作動器的電機在過流時需要功率保護，在核心處理器DSP 中利用外設單元事件管理器的功率驅動保護中斷PDPINT 實現對電機的功率保護。在控制器硬件設計時將GPIO 口選擇為PDPINT 功率保護中斷端口，如果在PDPINT 引腳上檢測到低電平會觸發PDPINT 中斷，并將PDPINT 設置在較高的優先級，這樣就可以保證電機在過流后的第一時間觸發CPU 響應保護。

全電剎車系統核心控制部分采用抗飽和積分PID 控制算法，控制流程如圖7所示。

圖7 PID控制算法流程

3.2.3 故障檢測與隔離

全電剎車系統上電后需初始化并完成系統自檢測。初始化主要是完成系統時鐘的設置、GPIO 引腳功能的設置和中段程序的初始化等功能。

上電初始化完成后需對系統進行自檢測，以驗證其是否能夠正常工作[11]。自檢的工作邏輯是系統上電后產生一個給定剎車力的信號，電剎車作動器的電機驅動裝置輸出力的作用，等待一定時間后檢測剎車輸出力是否到達給定值，上電自檢流程如圖8所示。故障檢測與隔離由電剎車控制器中的故障檢測邏輯電路實現。對于全電剎車系統而言，故障檢測的主要對象是電剎車作動器和控制器，分別選取作動器卡滯、控制器硬件電路故障、總線通訊故障等典型故障模式予以檢測。

圖8 上電自檢流程

故障隔離是在故障出現時對它斷電，在電路設計時考慮到故障電路的任何狀態都不應影響正常工作的電路，因此系統在設計時將兩個功率電路在電氣上相互獨立設計，功率電路和電氣電路之間采用了隔離器件。在檢測周期內檢測到故障出現時，系統將給出故障信號并按故障檢測與隔離的設計邏輯作出相應處理[12]。

4 試驗驗證

經全電剎車系統地面滑行試驗，該型無人機全電剎車系統在著陸過程中剎車平穩，剎車系統性能穩定且效率較高，滑行試驗數據結果如表1所示。根據滑行剎車試驗數據，系統額定剎車力的上升、下降時間均在1 s以內。相比于傳統液壓剎車系統，該全電剎車系統控制精度高、響應快，技術先進且便于維護，在小型飛機的剎車系統應用上具有一定的技術優越性。

表1 剎車試驗結果

5 結束語

本文采用基于模型的正向設計方法研制了一套無人機的全電剎車系統，通過系統模型、控制律、硬件電路、軟件集成等設計和地面試驗驗證，該型全電剎車系統工作穩定、可靠，系統功能性能可滿足設計要求。

通過研制無人機全電剎車系統認識到其技術優勢明顯，飛機全電剎車技術是未來多電飛機和全電飛機應用發展的必然趨勢。開展飛機全電剎車技術應用研究，對于加快全電剎車技術發展和在未來新研制飛機上的應用具有重大的現實意義。