專利名稱：管理飛行器起落架的轉向控制的方法
技術領域：
本發(fā)明涉及管理飛行器起落架的轉向控制的方法。
背景技術：
已知機頭起落架包括支持其輪子的可轉向的底部。該底部通過轉向致動器轉向， 該轉向致動器包括例如液壓致動器或電機之類的至少一個驅動致動器，該致動器適合于使 可轉向底部響應于飛行員或飛行器的計算機發(fā)出的轉向命令旋轉，該命令明確表示角位置。 在機電轉向致動器的具體情況下，已知通過具有兩個反饋回路——具體而言是控 制位置的外回路和控制速度的內回路——的伺服控制來控制轉向致動器的電機。按照常規(guī) 方式，通過使用比例積分微分(PID)控制器來執(zhí)行這樣的伺服控制，該PID控制器輸出用于 機電致動器的電機的電流設定值。同樣以常規(guī)方式，電機與一控制器相關聯(lián)，該控制器伺服 控制該電機至從PID控制器接收的設定電流值。 作為一般規(guī)則，通過有線連接將位置和速度信號發(fā)送至實現(xiàn)位置伺服控制的計算 機。然而，本領域技術人員越來越多地考慮使用沿起落架向下延伸的用以將計算機(一般 包含在飛行器的機身中)連接至位于起落架上的多個致動器和傳感器的通信總線來收集 和發(fā)送實現(xiàn)轉向控制所必需的數(shù)據和命令。 具體而言，設想使用例如時間觸發(fā)協(xié)議(TTP)總線之類的具有時分多路存取的確 定性類型的現(xiàn)場總線。不幸的是，此類總線呈現(xiàn)出幾微秒量級的采樣時間間隔，當將它們結 合用于轉向控制的PID控制器使用時會引起不穩(wěn)定性?？雌饋碓摬环€(wěn)定性與速度信息的緩 慢有關。 —種中間的可能性是將計算機移至更靠近致動器，以使內部速度反饋回路能使用 線路來實現(xiàn)，從而避免在決定性總線上的通信緩慢。然而，這樣必須將計算機置于暴露于并 經受高壓(壞天氣、噴霧、振動)的區(qū)域中，這將需要提供大量的保護。
發(fā)明目的 本發(fā)明的目的在于，即使在相對低速的通信總線上傳遞信號和命令，也能穩(wěn)定地 控制具有機電轉向致動器的起落架的轉向控制。

發(fā)明內容
為實現(xiàn)該目的，提供了一種管理飛行器起落架的可轉向部分的轉向控制的方法，
所述方法實現(xiàn)伺服控制以將機電轉向致動器伺服控制在角位置設定值上，其中根據本發(fā) 明，該伺服控制實現(xiàn)H①型控制關系，其中實現(xiàn)伺服控制所需的位置和速度信息通過確定
型的現(xiàn)場總線發(fā)送至執(zhí)行該實現(xiàn)的計算機。 本發(fā)明還提供包括為了在將角位置設定值與位置信息比較之前預過濾角位置設 定值的伺服控制。 本發(fā)明還提供通過轉移函數(shù)的離散插入器來執(zhí)行的預過濾。 發(fā)明人已經發(fā)現(xiàn)，結合用于傳遞速度和位置信息的確定性總線可實現(xiàn)這樣的控制關系產生穩(wěn)定的伺服控制。此外，這樣的控制使伺服控制能在受控致動器的遠端處的計算 機中實現(xiàn)，同時仍具有速度反饋回路。 因此，可與計算機和相關聯(lián)的伺服控制無關地開發(fā)致動器及其控制器。


根據以下對本發(fā)明的具體實施例的描述并參照附圖的各圖，能更好地理解本發(fā) 明，其中 圖1是飛行器的機頭起落架的圖解，該起落架設置有機電轉向致動器；
圖2是基于PID控制器來實現(xiàn)現(xiàn)有技術的伺服控制的轉向控制的框圖；
圖3是在使用確定性總線時圖2的伺服控制對速度步進的時間響應的圖表；
圖4是本發(fā)明的特定實施例中的轉向控制的框圖； *圖5是在使用確定性總線時圖4的伺服控制對同一速度步進的時間響應的圖表； 以及 圖6是示出調節(jié)用于圖4的伺服控制的H①控制器的原理的框圖。
具體實施例方式
參照圖1，起落架1以已知方式裝配有可轉向的底部2并支持輪子3。機電轉向致 動器4用于使樞管5旋轉，樞管5通過剪式聯(lián)動裝置6連接至可轉向底部2。因此，當機電 致動器4使樞管旋轉時，引起可轉向底部2因而輪子3相應的旋轉，從而使飛行器能轉向。
機電致動器也以已知方式包括一般如圖2所示被控制的電機。角位置設定值T 被發(fā)送至比較器10，比較器10還接收表示可轉向底部的角位置e并來自旋轉傳感器ll的 信號。比較器10產生被發(fā)送至第一 PID控制器12的位置誤差信號e e 。這就產生用于裝 配至機電致動器4的電機的旋轉速度設定值"。旋轉速度設定值"被發(fā)送至比較器13， 比較器13還接收表示電機旋轉速度并來自安裝在致動器的電機上的旋轉速度傳感器14的 信號。比較器13產生被發(fā)送至第二PID控制器15的位置誤差信號e。。該控制器產生被 發(fā)送至控制電機的控制器16的電流設定值i，從而流過電機的電流等于電流設定值i。
在已知的實現(xiàn)中，位置和速度信號以及電流設定值i經由實現(xiàn)PID控制的計算機 (在附圖中通過虛線矩形象征性地表示)與諸如速度和位置傳感器或電機控制器之類的有 關組件之間的線路連接而被發(fā)送。 用確定型的現(xiàn)場總線代替那些線路連接會引起某幾種問題。在預期的飛行應用 中，這樣的網絡的采樣時間間隔將會是5毫秒量級。不幸的是，利用這樣的采樣間隔實現(xiàn)的 模擬呈現(xiàn)出不穩(wěn)定性，這看起來本質上是由對速度信號采樣的時間間隔引起，該時間間隔 太長。 圖3示出受圖2中所示的伺服控制伺服控制的轉向系統(tǒng)如何對速度的步進變化作 出響應。使用常規(guī)的齊格勒-尼科爾斯(Ziegler-Nichols)方法來調節(jié)該伺服控制?？梢?看出，該響應不僅偏離指定的模板(連續(xù)曲線)，而且它還防止會損傷起落架結構的振動。
發(fā)明人設想的第一修改是避免經由現(xiàn)場總線通過速度信號，而是在計算機與旋轉 速度傳感器之間提供特定的線路連接。該修改看起來會解決所遇到的問題，但由于它要求 平行于現(xiàn)場總線安裝線路連接，所以自然會使轉向控制的體系結構復雜。
發(fā)明人設想的第二修改是分離伺服控制，以將速度回路直接封裝在電機的控制器 中。因此，速度回路將成為對計算機而言隱藏的回路，因為速度信號不會通過現(xiàn)場總線傳遞 至速度回路。從而計算機可向電機控制器提供速度設定值，而電機控制器本身自然就要做 得更加復雜。此外，通常盡可能靠近電機封裝的電機控制器將會需要包括實現(xiàn)速度回路所 必需的電子電路。因此該配置可能并不令人滿意。 本發(fā)明尋求提出如圖4所示的另一解決方案，在該解決方案中，將所有的伺服控 制保持在單獨的計算機中。該計算機繼續(xù)將電流設定值發(fā)送至電機控制器。然而，它現(xiàn)在 包括對位置設定值i濾波的預濾波器20。該預濾波器用于使位置設定值平滑，而且較佳地 實施具有以下轉移函數(shù)的離散的插入器 將經過濾波的位置設定值發(fā)送至比較器21，比較器21將經過濾波的位置設定值 與現(xiàn)在經由確定性現(xiàn)場總線25發(fā)送至計算機的位置信號e進行比較，該確定性現(xiàn)場總線 25在附圖中通過連續(xù)線矩形表示。比較器21產生發(fā)送至較佳地為H①型的強力控制器 (robust controller)的位置誤差信號e e。 已經發(fā)現(xiàn)，通過這種類型的控制能消除不穩(wěn)定性問題，同時也能使用確定性現(xiàn)場 總線，包括用于將旋轉速度信號發(fā)送至計算機。例如，圖5示出對圖3中所示的同一步進速 度變化的響應。可以看出該響應是穩(wěn)定的，而且處于指定模板內。 已知合成H①控制需要限定加權濾波器，以在控制信號上指定要復制的基準濾波 器、可接受的誤差以及懲罰。確定能實現(xiàn)控制的這些加權濾波器是個困難的問題，而通常是 通過反復試驗過程來確定這些加權濾波器。這里，根據本發(fā)明，通過需要優(yōu)化的參數(shù)來限定 加權濾波器，而使用使能自動調節(jié)H①控制的優(yōu)化算法來確定這些參數(shù)。
更精確地說，并根據圖6的簡圖，最開始為起落架及其轉向控制建立基準模型30。 基準模型30結合飛行器制造商制定的規(guī)范來建立，并構成起落架及其轉向控制應該呈現(xiàn) 給典型輸入的理想響應。自然，基準模型30必須遵循這些規(guī)范；如果規(guī)定了響應模板，則基 準模型的響應特別必須在幅度和相位上均處于該響應模板內。例如，基準模型的響應可以 是圖5中所示的響應，該響應構成對10度每秒的速度步進的響應。 還建立了伺服控制系統(tǒng)40的模型，該模型由根據圖4的簡圖應用有本發(fā)明的伺服 控制的起落架的模型構成。該起落架的模型通過對輪胎的行為——尤其是它們在大角度處 如何打滑——建模來建立。為此，有利地考慮飛行器本身的行為，尤其是由其它起落架支持 的輪胎的打滑、飛行器的慣性......。 將典型的輸入發(fā)送至受伺服控制的系統(tǒng)，并通過比較器31將其響應與基準模型 30的響應作比較，比較器31產生誤差e。然后在將該誤差發(fā)送至優(yōu)化算法32之前，使該 誤差經受多個處理操作，諸如取絕對值和求積分。 優(yōu)化算法32漸進地修改加權濾波器33的參數(shù)。這些參數(shù)發(fā)送至合成用于伺服控 制系統(tǒng)40的H①控制的控制合成器34。優(yōu)化算法32尋求使誤差信號e最小化，以使伺服 控制系統(tǒng)以與基準 型30盡可能接近的方式作出響應。較佳的是，該優(yōu)化算法是一種成因 類型的算法，因為該類型的算法似乎能在這些情況下產生好的結果。具體而言，發(fā)明人已經 發(fā)現(xiàn)，這樣的算法有可能找到用于多種約束條件下的加權濾波器的最優(yōu)參數(shù)。
根據本發(fā)明的轉向控制管理呈現(xiàn)出若干優(yōu)點 有可能對規(guī)定模板合成控制。加權濾波器被自動調節(jié)以考慮期望的響應模板；
有可能將所有的高級伺服控制(速度和位置回路)保持在單獨的計算機中并保 護在飛行器機身中，僅留下電機控制器來執(zhí)行低級伺服控制(如計算機所發(fā)送地伺服控制 電流至電流設定值)；以及 已經發(fā)現(xiàn)有限度(第五度)的H①控制足以滿足關心轉向控制性能的飛行器制 造商通常所制定的規(guī)范，同時仍然保持與使用確定性總線兼容。 本發(fā)明不限于上述實施例，相反，本發(fā)明覆蓋在由所附權利要求限定的范圍內的 任何變型。 具體而言，雖然在本文中描述了用于調節(jié)H①控制的自動方法，但自然地可按照 任何其它方式來調節(jié)該H①控制。
權利要求
一種管理飛行器起落架的可轉向部分的轉向控制的方法，所述方法實現(xiàn)伺服控制以將機電轉向致動器伺服控制在角位置設定值上，其中根據本發(fā)明，所述伺服控制實現(xiàn)H∞型控制關系，其中實現(xiàn)所述伺服控制所需的位置和速度信息通過確定型的現(xiàn)場總線發(fā)送至執(zhí)行所述實現(xiàn)的計算機。
2. 如權利要求1所述的方法，其特征在于，所述伺服控制包括預過濾所述角位置設定 值，以尋求在將所述角位置設定值與所述位置信息比較之前使所述角位置設定值平滑。
3. 如權利要求1所述的方法，其特征在于，通過轉移函數(shù)的離散插入器來執(zhí)行所述預 過濾。
4. 如權利要求1所述的方法，其特征在于，所述伺服控制在位于所述飛行器中的計算 機中實現(xiàn)，所述計算機經由所述現(xiàn)場總線發(fā)送電流設定值，所述電流設定值被傳送至所述 機電致動器。
5. 如權利要求1所述的方法，其特征在于，所述H①控制關系通過優(yōu)化算法自動合成， 所述優(yōu)化算法確定所述控制關系的加權濾波器的參數(shù)，以使以此方式伺服控制的所述轉向 控制的響應與基準模型的響應(30)相符。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種管理飛行器起落架的可轉向部分的轉向控制的方法，該方法實現(xiàn)伺服控制以將機電轉向致動器伺服控制在角位置設定值上，其中根據本發(fā)明，該伺服控制實現(xiàn)H∞型控制關系，其中位置和速度信息(θ，ω)通過確定型的現(xiàn)場總線發(fā)送至實現(xiàn)伺服控制的計算機。
文檔編號B64C25/50GK101780838SQ20101000288
公開日2010年7月21日 申請日期2010年1月15日 優(yōu)先權日2009年1月16日
發(fā)明者G·波利, J-P·勞佛恩勃格, M·巴賽特, P-L·萊維 申請人:梅西耶-布加蒂公司;上阿爾薩斯大學