（电力电子与电力传动专业论文）飞机全电刹车测试系统设计.pdf

西北工业大学硕十学位论文a b s t r a c ta b s t r a c tt h er e s e a r c ho ne l e c t r i cb r a k i n gs y s t e mi sf o c u s e do ns i m u l a t i o na n de n g i n e e r i n ga p p l i c a t i o n t h et e s ts y s t e mi sn e c e s s a r yi nt h ec o u r s eo fd e v e l o p i n gt h ee l e c t r i cb r a k i n gs y s t e m t h ef a c tt h a tt h er e s e a r c ho nb r a k i n gt e s ts y s t e mi ss c a r c e l ya n di tw i l ll i m i tt h ed e v e l o p m e n to fe l e c t r i cb r a k i n gs y s t e m t h et e s ts y s t e mo ft h ee l e c t r i cb r a k i n gi sd e s i g n e di nt h ep a p e r t h eb r a k i n gm o m e n ts i g n a li sa c c e p t e da n dt h ea i r c r a f ts p e e da n dt h ew h e e ls p e e da r ec a l c u l a t e di nb r a k i n gt e s ts y s t e m t h ea i r c r a f ts p e e da n dw h e e ls p e e da r er e c e i v e db yt h eb r a k i n gc o n t r o ls y s t e m a c c o r d i n gt ot h ea n t i - s k i da l g o r i t h m ，t h eb r a k i n gm o m e n ti sa d j u s t e db yt h eb r a k i n gc o n t r o ls y s t e m t h eb r a k i n gt e s ts y s t e ma n dt h eb r a k i n gs y s t e mi n c o r p o r a t eac l o s el o o ps ot h a tt h ep e r f o r m a n c eo ft h ee l e c t r i cb r a k i n gs y s t e mc a nb et e s t e d t h ed y n a m i cm o d e lo ft h ea i r c r a f tw h i c hi sb u i l t ，s i m p l i f i e d ，a n dl i n e a r i z e di no r d e rt oc a l c u l a t ea n ds e n do u tt h ea i r c r a f ts p e e ds i g n a la n dw h e e ls p e e ds i g n a li nt i m e t h ec o n s t r u c t i o no ft h et e s ts y s t e mw h i c hb a s e do nt m s 3 2 0 f 2 8 1 2i sd e s i g n e d ，a n dt h ek e yc i r c u i ti sr e s e a r c h e di n d e p t h t h ea i r c r a f ts i m p l i f i e dm o d e li sp r o g r a m m e db yca n da s s e m b l yl a n g u a g e o nt h eb a s i so fa n a l y z i n gt h ec h a r a c t e r i z a t i o no ft m s 3 2 0 f 2 8 1 2 ，t h ea n t i - j a m m i n gm e a n si sa p p l i e dt oh a r d w a r ea n ds o l , w a r e t h ej o i n tt e s to ft h eb r a k i n gs y s t e ma n dt h et e s ts y s t e ms h o w st h a tt h et e s ts y s t e mc a ns u p p l yt h et w os p e e ds i g n a l se f f e c t i v e l ya n dr e l i a b l yf o rt h ec o n t r o ls y s t e m t h ea i r c r a f ts p e e d ，w h e e ls p e e d ，a n db r a k i n gm o m e n ta l es e n tt op cv i ar s 2 3 2s e r i a lc o m m u n i c a t i o n ，a n dt h e s es i g n a l sc a l lb ed i s p l a y e da n dt h eb r a k i n gp r o c e s sc a nb ea n a l y z e di n t u i t i v e l y k e yw o r d ：e l e c t r i cb r a k i n gs y s t e m ，b r a k i n gt e s t ，d s p ，s e r i a lc o m m u n i c a t i o n西北工业人学硕| 学位论文第一章绪论1 1 课题研究背景第一章绪论全电刹车系统相对于传统液压刹车系统具有诸多优点：电作动机构取代液压作动机构，避免液压油泄漏、燃烧的危险，提高了安全性，同时减轻了飞机的重量；增加刹车力矩反馈控制，显著改善防滑性能，延长轮胎和刹车装置的使用寿命；系统的模块化和实时检测功能使飞机更易于维修，提高飞机的生存能力；电刹车系统的刹车作动频率高于液压刹车系统的刹车作动频率，刹车效率电高于液压刹车系统的刹车效率。因此，研常4 全电刹车系统使之取代现有的液压刹车系统是历史必然。当然，这对飞机设计师而言是一个极大的挑战。随着电力电子技术及计算机技术的发展，电刹车系统的实现已经成为可能。国外对全电刹车经多年的研究，目前已经有全电刹车系统装备到了新研制的飞机中。飞机全电刹车系统j 下在逐渐代替原有的液压刹车系统。国内对全电飞机的研究与国外有较大差距。国内对全电刹车的仿真实验做了大量工作。目前正投入精力对全电刹车进行工程化研究。在研制全电刹车系统过程中，相应的测试系统是必不可少的。而目前国内的刹车测试系统都是针对液压刹车系统的，针对全电刹车系统的测试系统很少。这将严重制约了全电刹车系统的研究和发展。基于这种情况，本论文设计了全电刹车测试系统，实现了动态测试全电刹车的功能，对加快全电刹车系统研究有极大的促动作用。所以本课题正是为此立项的国家“十五”航空支撑技术预研项目，是工程研究型课题。1 2 飞机全电刹车测试系统研究现状1 2 1 国外发展概况1 9 8 2 年，美国空军与l o m l a i r c r a f t b r a k i n gs y s t e m s 公司开始进行电刹车研究的合作，翻开了电刹车系统研制的第一页。当时就设计了机载测试系统，在1曲北工业火学硕上学何论文第一章绪论测试过程中出现了强烈的起落架走步现象，美国空军根据测试结果研究分析，改进全电刹车系统的设计方案。随后，美国空军推行其新全电刹车计划，防滑控制盒由h y d r o l - a i r e 公司研制，刹车装置由b f g 运动控制公司负责提供，麦道公司、b f g o o d r i c h 机轮与刹车公司也参与了此项计划。在f 一1 6 型飞机上进行的试验测试，验证了全电刹车的高性能。h o n e y w e l ll a n d i n gs y s t e m s 公司也一直在研制开发电刹车系统，以机电作动机构代替活塞轴承集合。其目的在于发展和验证e m a ( e l e c t r o - m e c h a n i c a la c t u a t o r ) 和p c e ( p o w e r - c o n t r o le l e c t r o n i c s )技术。在研制过程中运用实验室硬件和动态测试仪测试方法，在2 0 0 0 年公布了将e m a 应用于军用飞机，目前正实施在商用飞机上的应用计划。美泰( m a nt e c h ) 公司生产的r t s 4 0 0 0 测试系统是目前世界上最先进的通用测试系统，其中也含有全电刹车系统的测试。美国国防部投资2 4 亿美元，花了5 年时间研制开发而出这套系统，r t s 4 0 0 0 将会成为美国在未来2 0 年的通用测试系统。法国梅西埃比加蒂公司也在为其干线飞机研制电液刹车系统。该刹车作动器由电动机、液压泵、液压马达等部件组成，即系统中仍存在一个分布式的小型电控液压系统。研制过程中也设计了与项目配套的测试系统装置，2 0 0 0 年首次测试了空中客车a 3 2 0 单走廊家庭式- - 4 8 机轮，2 0 0 1 年4 月首次测试了a 3 4 0 5 0 0 6 0 0 宽机身一1 2 机轮。国外全电刹车系统发展趋势是：将满足通用化，系列化，组合化的要求，向小型化，便携化，高精度，高速化和高可靠性方向发展1 2 2 国内发展概况全电刹车系统的研制在我国起步较晚，现已与国外有较大差距。国内在仿真环境下对全电刹车做了大量工作，研究了全电刹车的控制算法，为以后的全电刹车系统研制打下了很好的基础。而在全电刹车测试系统上几乎是空白。随着国内对飞机全电刹车系统的研制，对全电刹车测试系统的需求会越来越强烈。1 3 论文的主要工作为了实现对全电刹车系统的测试功能，论文主要做了以下t ：作西北 一业大学硕士学位论文第一章绪论1 研究飞机动力模型、机轮动力模型、轮胎和跑道间结合系数的模型，在此基础上对模型进行简化，分段线性化，离散化并且验证与原有模型的偏差。2 设计刹车测试系统硬件，系统的核心运算处理器选用n 公司的t m s 3 2 0 f 2 8 1 2d s p 芯片，对此芯片做深入的分析，并在此基础上设计相应的外围调理电路和串行通信电路。3 设计刹车测试系统软件，在c 2 0 0 0 软件平台上，采用c 语言和汇编混合编程，实现刹车测试系统的各项功能。4 调试测试系统的软硬件，调整调试各种参数，使系统稳定可靠运行。5 参照目前一些抗干扰和可靠性方面技术，在分析d s pt m s 3 2 0 f 2 8 1 2 的特点基础上，研究基于此系统的硬件抗干扰和软件抗干扰的实用方法。6 实现刹车测试系统和全电刹车系统联机调试。对实验结果进行分析，对论文的研究工作进行总结，提出了今后的优化方向。1 ，4 论文的安排论文第一章介绍了飞机全电刹车测试系统设计的背景，分析了国内外全电刹车测试系统的发展状况。第二章介绍了飞机全电刹车测试系统实现功能和组成原理，最后研究了刹车测试系统的总体实现方案。第三章详细分析了飞机动力模型，机轮动力模型，轮胎和跑道间结合系数模型。在此基础上，对模型进行必要的简化，分段线性化和离散化。并验证与原模型的偏差。第四章详细介绍了刹车测试系统硬件，对各个部分的硬件电路作详细分析，并提出了相关的硬件抗干扰措施。第五章详细介绍了基于d s p 开发平台的软件开发，对软件的各个功能模块进行详细研究，给出了相关的流程图。第六章实现测试系统和全电刹车系统联机调试并对结果进行分析。第七章总结论文的研究工作，提出今后的优化方向。西北i 业人学硕十学位论文第二章全电刹车测试系统的实现办案第二章全电刹车测试系统的实现方案本章分析了飞机全电刹车测试系统的功能，研究了组成原理，给出了全电刹车测试系统的总体实现方案。2 1 系统实现功能全电刹车测试系统主要是实现对飞机全电刹车系统动态测试功能。具体功能如下：1 接收外部刹车力矩。因为对测试系统中有关数学模型的解算都与刹车力矩有关，准确接收外部的刹车力矩对测试系统有极其重要的作用。2 解算飞机刹车过程有关的数学模型。在接收到刹车力矩后，解算飞机刹车过程有关数学模型，得出飞机速度和机轮速度。3 实时向全电刹车系统传送飞机速度和机轮速度。全电刹车系统根据飞机速度和机轮速度的关系，调整刹车力矩大小。4 在上位机上直观的观测到全电刹车过程的关键数据。通过串行通信实现运算控制系统与上位机的数据传输。在上位机上分析全电刹车过程的数据，可以判定刹车的性能，从而达到测试全电刹车系统的功能。测试过程：测试系统接收刹车力矩信号，根据飞机刹车动力模型解算出飞机速度和机轮速度，然后把飞机速度和机轮速度传送给刹车控制器，刹车控制器在接收飞机速度和机轮速度后，根据防滑控制算法，实时调整刹车力矩。在测试过程中测试系统动态地将飞机速度和机轮速度和刹车力矩数据传送到上位机，在上位机中直观地显示了全电刹车系统的刹车效果。2 2 系统的组成原理乜机全电刹车测试系统组成如下图2 1 所示。吐北：业大学硕士学位论文第一章全电刹车测试系统的实现方案l 一一i 坚塑竺一一一图2 - 1 飞机全电刹车测试系统组成测试系统如图2 - 1 虚线方框中所示由机轮动力模型，飞机动力模型，轮胎与跑道间结合系数模型组成。飞机动力模型是研究刹车测试系统的基础，该模型中飞机速度变化主要受结合力矩大小的影响。机轮动力模型中，机轮受到刹车力矩和地面摩擦力矩共同作用，若忽略一些次要的因素，则可以只考虑机轮转动部分的惯量，由刹车力矩和结合力矩两者的力矩差来共同控制机轮转速。轮胎与跑道间结合系数模型主要运用一个经验公式，该经验公式根据滑移率大小能够计算出当前的结合系数。测试原理如下：飞机以一个初速度着陆，刹车踏板传送给刹车控制器一个刹车信号，刹车控制器控制电作动机构开始刹车，力矩传感器采集到力矩信号传送给机轮动力模型，机轮动力模型根据飞机的初速度和机轮初速度计算出滑移率送给轮胎跑道模型，并且根据刹车力矩信号计算出新时刻的机轮速度，轮胎与跑道间结合系数模型根据滑移率的值计算出此刻飞机滑跑的结合系数。同时将结合系数传送给飞机动力模型。飞机动力模型根据结合系数计算出新时刻的飞机速度。然后机轮动力模型和飞机动力模型同时将各自计算出新时刻的机轮速度和飞机速度送给刹车控制器。刹车控制器根据飞机速度和机轮速度得到此刻的滑移率大小，根据滑移率大小，实时控制刹车力矩大小。垦堕坠些查兰堡主兰焦笙壅笙= 童全皇型兰型述墨堕塑塞些塑壅2 3 实现方案2 3 1 硬件实现组成硬件电路主要由电平转换电路、运算控制器最小系统电路、力矩信号调理电路、运算控制器与上位机的接口电路组成。组成结构图下图2 - 2 。图2 - 2 刹车测试系统硬件组成运算控制器最小系统的硬件设计，是基于运算控制器的设计。本论文运算控制器选用t i 公司数字信号处理器( d s p ) t m s 3 2 0 f 2 8 1 2 ，该芯片不但运行速度高，处理功能强大，并且具有丰富的片内外围设备，便于接口和模块化设计。关于d s p 最小系统在第四章中将详细分析。外部输入的刹车力矩信号一般不能够直接传送到运算控制器单元。刹车力矩信号需要进行滤波，调整电压范围。本文中的刹车力矩信号在3 5 v 之间，而d s p 芯片所能接收的范围为o - 3 v ，所以必须加上力矩调理电路。运算控制器是通过变频信号方式给刹车控制系统传送飞机速度和机轮速度的。运算控制器发出变频信号幅值为3 v ，而刹车控制系统捕获所需要的最佳值是5 v 。为了提高可靠性必须在变频信号输出端3 n 上电平转换电路。运算控制器与上位机的接1 ：3 电路，也是为了解决电平转换的问题，在第四章进行了深入研究。2 3 2 软件实现方案软件设计采用了c 语言和汇编语言混合编程方式，运用模块化设计思想，在c 2 0 0 0c o d ec o m p o s e rs t u d io 集成开发环境下，设计测试系统软件。软件系统由力矩采样模块、模型运算模块、速度输出模块、串行通信模块、故障处理与系统恢复这五个模块组成。两北【业人学硕士学位论文第一二章全l b 刹车测试系统的实现方案力矩采样模块运用d s p 系统的模一数转换器( a d c ) ，在软件中打，f ：a d c 采样启动信号，软件系统将进入a d c 采样中断，刹车力矩信号进行采样。模拟运算模块是刹车测试系统软件的核心。在采样到飞机刹车力矩信号后，根据飞机刹车动力模型，实时解算出飞机速度和机轮速度。速度输出模块是向刹车控制器传送方波信号，利用方波信号的频率来表示飞机速度、机轮速度大小。在软件中通过设置通用定时器的周期寄存器和周期比较寄存器的值来产生变频的方波信号。串行通信模块软件设计分为上位机和下位机两块。在下位机中运用1 ) s p 的自身通信模块，采用中断发送、中断接收方式与上位机通信。上位机程序设计基于v i s u a lb a s i c 6 0 编程，v b 支持面向对象的程序设计，具有结构化事件驱动编程模式，并可以使用无限扩增的控件，而且可以方便的作出良好的人机界面。在本论文中采用v b 自带的m s c o m m 控件来完成p c 机和d s p 的通信。故障处理与系统恢复模块主要针对测试系统运行过程中出现的异常现象进行处理。比如在出现系统c p u 因受干扰，而导致程序跑飞进不了中断情况下，进行复位。在解算飞机刹车的数学模型出现异常值时，进行复位。故障处理与系统恢复模块有利于保护刹车测试系统和被测的刹车控制系统。西北一 业大学硕士学位论文第三章系统相关模型的建立与分析第三章系统相关模型的建立与分析测试系统中数学模型主要有飞机飞机动力模型、机轮动力模型、轮胎和跑道问结合系数模型。所以本章主要对这三个模型进行深入研究，在此基础上对模型进行简化，通过非线性微分方程线性化和离散化方法对模型进行简化。3 1 飞机动力模型飞机动力模型是一个高阶非线性的时变系统难以精确地建立其数学模型。在建立飞机动力模型之前，先作如下假设：第一，将飞机视为理想刚体，不考虑弹性变形，机体简化为一集中质量；第二，由于飞机在地面着陆过程中，发动机呈慢车推力状态，所以不考虑发动机转子产生的陀螺力矩；第三，飞机在地面滑跑有6 个方向的运动，假设飞机滑跑时没有侧风或侧风很小，飞机两边跑道状态完全对称，飞机可简化为三自由度的运动体，即纵向、垂直方向和俯仰运动。第四，对飞机的俯仰运动进行简化，认为飞机俯仰转动引起的角加速度很小，接近于零，由力矩平衡关系即可决定飞机主轮载荷的变化，使问题得到简化。这样简化的目的是使机轮的载荷和结合力矩不至于在很大的幅度内变化过快，有利于对结合系数的变化规律进行分段的仔细研究；第五，假定所有受刹机轮的刹车机构性能一致，且同步控制。所有机轮的刹车控制就简化为单轮单通道机轮的控制。西北l 业人学硕士学位论文第二章系统相关模型的建立j 分析图3 - 1e 机滑跑时的受力分析飞机着陆过程中的受力状况如图3 一l 所示。由图可以看出，作用在飞机上的力有：重力g ，升力，发动机剩余推力t ，空气阻力f x ，阻力伞拉力几，跑道对主轮的反作用力和跑道对前轮的反作用力 ，作用在单主轮上的摩擦力f x ，和作用在前轮上的摩擦力b ：。飞机在跑道上的滑跑运动可用以下三个方程来描述：r 吨- f s 嘎、- f x l = m 等g 一日一n l 一2 = 02 厶+ 疋( 吃+ 鬼) 一( f x 。+ b 2 ) 一r h , = t ( 上厶)等式( 3 一1 ) 由飞机水平方向牛顿第二定律得到式中7 一发动机剩余推力，是飞机滑跑速度的线性函数t = 瓦+ k v ve 一慢车推力系数最一飞机气动阻力，计算公式为：f 一2 xtv= i 2e 一飞机着陆或滑跑时的阻力系数p 一空气密度s 一飞机机翼面积只一阻力伞动阻力，计算公式为：( 3 1 1( 3 2 )( 3 3 )西北l 业大学硕士学位论文第三章系统相关模型的建立与分析乓= 吉巳必矿2q 一阻力伞阻力系数一阻力伞计算面积b ，一单个主轮与地面间的摩擦力毛- 2 h l- 6 一刹车时轮胎与跑道间的结合系数一单个主轮上的垂直载荷 一主轮个数b ：一前轮与地面间的摩擦力2 = - t 2 n 2n 2 一滑跑时前轮上的垂直载荷雎一前轮轮胎与地面间的摩擦系数，当前轮刹车时，取鸬= 肛当前轮不刹车时，取鸬= 。现代飞机前轮一般不刹车，因此鸬取滚动摩擦系数鲥。吖一飞机质量等式( 3 2 ) 由飞机垂直方向b = o 得到式中：g 一飞机重力，计算公式为( 3 - = 垤g 一重力加速度，取g - - - - 9 8 卅s 2一飞机升力，计算公式为耳= c , p s v 2c y 一飞机滑跑时的升力系数等式( 3 3 ) 由飞机俯仰方向在重心点力矩平衡得到式中：厶一飞机重心与前轮中心之间的水平距离。三一前轮中心与后轮中心之间的水平距离。两北j 业大学硕士学位论文第章系统相关模型的建立与分析危一发动机推力线距飞机水平轴下移距离。凡一阻力伞悬挂点距飞机水平轴上移距离。一飞机重心距地面的高度。由( 3 - 2 ) 、( 3 3 ) 可得：主轮载荷为工+ ( m 一2 ) ( 3 4 )前轮载荷为m ：! 堡= 五丛墨二刍凸丝2 = 墨! 堡垒2 ! 玉竺必( 3 - 5 )2l + ( , u l 一a 2 ) h 。“、：分别为主轮和前轮的结合系数。飞机加速度坐：塑一p c f l v 2 墨! ：d tmm l + ( m 一鸬) 红】m l + ( h 一2 ) h e 1 1( 3 - 6 )西北工业人学硕士学位论文第二章系统相芙模型的建立与分析3 2 机轮动力学模型一式v广。 ，t b。瀑klr grb ，图3 - 2 机轮受力图刹车过程中主机轮的受力情况如图3 2 所示i 水平方向t = o ，有：r 如= m 警毛一机轮所受的向前的水平力聊一机轮的质量1 1 垂直方向e = o 有：l r 。= or 。一地面对机轮的支撑力1 1 1 力矩方程机轮的转动由刹车力矩和结合力矩共同控制，若忽略一些次要的因素，则可以只考虑机轮转动部分的惯量，由刹车力矩和结合力矩之差来控制机轮速度，即：有：d m 最以一乃d lj，一机轮的转动惯量掣一机轮的转动角加速度( 3 - 7 )苎韭三些盔! ! ! 堕兰堡堡奎笙三童墨竺塑苤垡型塑堡兰兰坌塑r 。一刹车滑跑过程中，轮胎的滚动半径咚= r i n - b( 3 8 )月。一轮胎自由滚动半径以一轮胎压缩系数瓦一机轮刹车装置的刹车力矩当刹车力矩小于结合力矩时，机轮加速，但最大不会超过自由滚动时的机轮速度( 由于自由滚动时机轮同样存在很小的滑移量，所以该速度应略低于飞机速度) ；当刹车力矩大于结合力矩时，机轮减速，但最小不会低于零，也就是说，机轮是不会反向转动的。在模型图中可以用饱和环节加以限制，否则，如果不加分析地任意简化，就会出现与实际情况不相符合的结果。结合力矩是由机轮的滚动半径、径向载荷和结合系数共同决定的，而刹车力矩是由来自电作动机构中滚珠丝杠的刹车推力和刹车装置的摩擦特性共同决定的。由飞机的动力模型可以求得机轮的滚动半径、径向载荷和飞机速度，由飞机速度和机轮速度可以求得滑移率，再由滑移率推出结合系数，进而最终确定结合力矩，由结合力矩和刹车力矩之差控制机轮的转动。3 3 轮胎和跑道间结合系数的模型飞机刹车制动主要依靠刹车时轮胎和地面间产生的结合力，在飞机重量一定的情况下，影响结合力大小的因素称为结合系数。结合系数受很多因素影响，比如：飞机速度、滑移率、垂直载荷、轮胎侧倾角、滑移角、轮胎的新旧程度、轮胎的花纹形式、跑道表面状况等等。其中飞机速度和滑移率最为重要。分析飞机速度和滑移率对结合系数的影响比较复杂，目前也末见有定量关系的报道。本文采用了两种方法拟合滑移率与结合系数的关系。1 利用拟合的数学公式描述结合系数u 与滑移率。关系飞机速度一定时，结合系数与滑移率的关系曲线如图3 3 所示。轮胎跑道特性即是指地面结合系数随滑移率的变化规律。对于不同的跑道表面，如干、湿、冰状况下，该曲线的峰值及形状也会发生改变。需要强调的是，刹车系统的性能与轮胎跑道特性有很大关系。j 曼! ：些查兰堡堂垡笙塞笙三童墨竺塑茎堡型塑望皇兰坌堑1 0n m l x0 。5图3 - 3 结合系数和滑移率关系参考文献“”中利用了一种描述结合系数与滑移率的关系的公式p = d s i n ( c a r c t g ( b o ) )( 3 - 9 )式中b 、c 、d 均大于0 ，c 的值在1 6 5 附近。参数的具体值由软件寻优得出，迭代过程中可以考虑把参数的取值范围加以细化，减小迭代次数，减轻计算工作量，给应用带来方便。根据结合系数和滑移率的物理意义，确定o 。( 结合系数晟大值u 。对应的滑移率) 与b 的关系，判断c 的范围。在此基础上进行搜索，求出c 和b ，再利用3 - 9 式，就得到结合系数随滑移率的变化规律。模型中得到的仿真模型为：干跑道：p = 0 8 s i n ( 1 5 3 4 4 a r c t g ( 1 4 0 3 2 6 6 )湿跑道：= 0 4 s i n ( 2 0 t 9 2 a r c t g ( 8 2 0 9 8 冰跑道：= 0 2 s i n ( 2 0 8 7 5 a r e t g ( 7 2 0 1 7 8 8 0 )3 4 系统模型的简化3 4 1 模型分段线性化及验证前三节对飞机刹车过程中的飞机动力模型、机轮动力模型及轮胎和跑道间结合系数的模型进行了详细分析。为了实现在刹车测试系统中对飞机动力模型、机轮模型及轮胎和跑道问结合系数模型的运算，需要对飞机滑跑模型进行一些必要的简化。真实刹车工作过程是这样的：刹车控制系统调节刹车盘之间的压紧力，从西北t 业大学硕十学位论文第二三章系统相关模型的建立与分析而改变了刹车力矩，该力矩与轮胎和跑道之间的结合力矩共同控制机轮的转速，同时，结合力矩也影响着飞机的三个自由度方向的运动，使飞机的速度、载荷、机轮的滚动半径不断地发生变化，刹车力矩和结合力矩的差异导致机轮产生不同程度的滑动，最终控制着机轮的速度，形成一个大的闭环控制系统；而且，对应于改变后的轮胎滑移率，又有相应的结合系数的变化，结合力矩也随之改变，控制机轮转动的力矩差也就会有所变化，使机轮的转动状态发生变化。在这刹车过程中，飞机前轮处于近似自由滚动状态，前轮所受的摩擦力与受刹主轮所受的摩擦力相比很小，可以进行简化，取前轮与跑道之间的结合系数u2 = 0 ，也就是忽略前轮与跑道间的结合力矩，主要考虑受刹机轮和跑道问的结合力矩。令主轮即受刹机轮与跑道之间的结合系数1 11 = p 。所以式3 - 6 可以简化为；：她一型一业竺! 二竺竺坐型竺!m2 m2 mm ( 三+ 恕)( 3 - 1 0 )轮胎的滚动半径公式如下r 。= 民一去，k 。，在刹车测试系统设计中对r 。进行近似：毽= r 一丢( g p c ，r s v 2 ) ，( 3 - 1 1 )这样可以将飞机滑跑动力模型只用两个非线性微分方程表示出来，也就是关于飞机速度和机轮速度的两个非线性微分方程。这样飞机滑跑动力模型就大大简化了，刹车测试系统的运算速度也得以提高。飞机滑跑动力方程是非线性的微分方程，为了进一步提高测试系统的运行速度，这就要将非线性方程变为线性方程来求解。主轮载荷为厶( g 一蔓；擘) + ( 红+ 啊) 兰兰二! 墨生一囊( 瓦+ k ，v o )n = 兰- _ 一( 3 1 2 )l + 吃结合系数与滑移率的关系的公式“= ds i n ( c a r c t g ( b o ) )( 3 - 13 )西北上业大学硕士学位论文第三章系统相关模型的建立与分析滑移率计算公式如下：o ：! 二! 1 0 0 v飞机速度的微分方程：地一p cs v 2 丛墨! ：一丛m2 m2 mm机轮速度的微分方程：毒：垒! 生二墨：竺型：堡二墨jj由式f 3 - 1 0 ) 得：0 ：业p c x s c 羔!令m m = 等譬一譬( 3 一1 4 )( 3 1 5 )( 3 1 6 )( 3 - 1 7 1( 3 - 1 8 )即；= ，( v ，w ) + 面t o ( 3 - 1 9 )对式3 - 1 9 分段线性化，只需要对，( v ，w ) 进行线性化。利用二元泰勒级数展开取其前两项：，( v ，w ) = 厂( v 。，伽) + ( 鬈i 。咖+ 岳k 咖) = f ( v o , m ) + ( 善i “v v o ) + 岳i 。( w 一啪) )( 3 - 2 0 )百d v = 厂( v ，w ) + 面t o = 厂( v 。，w 。) + ( 雾v v 。) + 岳i 。( w w 。) ) + 面t o1 6f 3 2 1 )两北f 业大学硕士学位论文第二章系统相关模型的建立与分析将式( 3 1 2 ) 代入式( 3 1 6 ) q h 得：【厶( g p c r s v 2 _ ) + ( 噍+ 曩) 掣一扛瓦今。r 1 ，1 ，、一i t x：zl + , a h 。2r g令g ( 1 ，w ) = _ 一所以盎= g ( 1 ，w ) 一旦jr 3 - 2 2 )( 3 - 2 3 )( 3 2 4 )对式3 - 2 4 线性化，只需要对g ( v ，w ) 进行线性化。利用二元泰勒展开取其前两项：g ( v ，w ) = g ( v o ，w o ) + 喏西+ 亲咖) = g ( v 。，w 。) + ( 熹k ( v v 0 ) + 嘉( w w 0 ) )r 3 2 5 )警_ g ( v 州+ ( 孰( y - - y o ) + 嘉( w ) ) _ 号( 3 - 2 6 )l _ | ) = 雾v + 嘉1 w ox w + 厂( v 。，w 。) 一岳v o 一岳i 。w 。+ 等l 伽= 考v + 熹w + g ( v o , w o ) 一号一o ，g ，i v ox v o - a g1 w o w 。将式( 3 2 7 ) 可以转化为以下形式 y 2 = ：a 瓯x + + 眈b u( 3 2 8 )4=(|i：蓁of：，b=(一善fg(。wv,。w，wo)。，-_=。f亲ivoi，。xv。ov-。_=#f喜；1wo。xw。mo加+等c = ( 1 ，1 ) ，d = 【o ，o 】阳j 匕工业大学硕士学位论文第二章系统相关模型的建立与分析“料茁= 关于( v o ，w o ) 值的选取是分段线性化的关键，( v o ，w o ) 选取的好坏直接影响分段线性化的精度。如图3 - 4 所示，关于y o ，w o 选取的图例。u ( r a d s )爨u速度0l_ j1 而而f丽jw o )( v o ，w o )( v o ，w o )( v o ，w o )( v o ，丽j _1 司w o )( v o j(w o( vw o( v ow o( v o_ w 0l - - - -( v o ，f w o ( v o ，i w o( v ow o( v ow o( vw o( v o ，i - o图3 -y o w o 取值图论文中飞机的初速度设为7 2 m s ，当飞机速度小于8 m s 时候停止刹车。机速度从8 - 7 2 m s 分为6 段，v o 值取每一段的中心点1 4 ，2 5 ，3 5 ，4 5 ，5 5 ，6 6机轮速度分为3 8 段，机轮速度分段根据滑移率仃进行分段。因为当确定后，根据，能够推导出w o 大小对f ( v ，w ) ，g ( v ，w ) 函数在m a t l a b 中图形分析，函数值在盯【0 ，o 1 】区上变化最大，将该区间均分成2 0 段，每段区间递增o 0 0 5 ，即区间分别为f o0 0 0 5 【0 0 0 5 ，0 0 1 ，【0 0 1 ，0 0 1 5 】【0 0 6 ，0 0 6 5 】 o 0 9 5 ，o 1 】。了计算w o 的值，盯值选取各个区间的中点即分别为0 0 0 2 5 ，0 0 0 7 5 ，o 0 1 2 5 ，0 0 6 2 5 0 0 9 7 5 。将盯t 弋；a - w 0 = 地二掣即可得到2 0 个w o k“f ( v ，w ) ，g ( v ，w ) 函数在盯【o 1 ，o 2 】区间上变化比较小，将该区间均分l o 段，每段区间递增0 0 1 。即区间分别为【0 1 , 0 1 l 】， o 1 1 ，0 1 2 】【o 1 5 ，0 1 6 】【0 1 9 ，0 2 】。为了计算w o 的值，叮值选取各个区间的中点分别为o 1 0 5 ，o 1 1 5 ，o 1 5 5 o 1 9 5 。将仃代入w o = 塑二竽即“得到1 0 个w o 的值阿北f 业人学硕士学位论文第二章系统相关模型的建立与分析f o ，叻，g ( v ，w ) 函数在a e 0 2 ，1 】区问上变化最小，将该区间均分成8段，每段区间递增o 1 。即区间分别为【o 2 ，o 3 ， o 3 ，0 4 【0 6 ，o 7 】 0 9 ，1 】。为了计算w o 的值，盯值选取各个区间的中点即分别为o 2 5 ，0 3 5 ，0 6 5 0 9 5 。将仃代入w o ：! ! 二! ! 塑即可得到8 个w o 值。r g通过以上分析飞机速度分为6 段，机轮速度分为3 8 段，所有飞机速度和机轮速度整个区间划分为了2 2 8 个区间( 6 3 8 = 2 2 8 ) 。总共可以得到2 2 8 组( v o ，w o ) 。将这2 2 8 组( v 0 ，w o ) 代入式( 3 2 7 ) 可以得到2 2 8 组线性微分方程。根据飞机速度和机轮速度大小选择不同的线性微分方程来解算刹车动力模型。为了检验分段线性化的效果，需要对分段线性方程进行验证。下面给出验证的过程，并给出一些典型的偏差图。飞机速度v 选取一些比较具有代表性的值，比如8 ，2 0 ，3 0 ，4 0 ，5 0 ，6 0 ，7 2 。因为这些点在分段的边界上，它们的偏差是最大的。只要能够验证这些点的偏差在允许的范围之内，也就能说明系统的线性化是有效的。机轮线速度取w 从0 变化到v ，因为在刹车的过程中机轮的速度始终是小于等于飞机的速度的。下面以v 【2 0 ，3 0 区间为例，在这个区间上i j o = 2 5 m s ，所以在这一段区间上2 0 和3 0 这两点的偏差是最大的。所以只要分别验证2 0 和3 0 这两点，只要这两点偏差符合要求，那这个区间上的其它点偏差也都会符合要求。w o 的值根据。大小分段选取。本文中验证式( 3 2 0 ) 与式( 3 1 8 ) 之间偏差，式( 3 - 2 5 ) 与式( 3 2 3 )之间的偏差，因为分段线性化过程的偏差都是来源于式( 3 1 8 ) 向式( 3 2 0 ) 转化的，式( 3 2 3 ) 1 向式( 3 2 5 ) 转化的过程。本论文是在m a t l a b 中用m 函数编写程序，直观的画出了偏差图形。下面给出当飞机速度为2 0 m s 时，机轮线速度从0 变化到2 0 m s 时关于厂( v ，w ) ，g ( v ，w ) 分段线性化后与分段前数值大小偏差图。1 9西北_ l 业大学硕十学位论文第二章系统相关模型的建立与分析鼍垦机轮角速度图3 - 5 线性化厂( v ，计与原函数偏差图3 - 6 线性化g ( v ，w ) 与原函数偏差从图3 - 5 和图3 - 6 可以看出分段线性化的效果比较理想，偏差都在允许的范围之内。2 0西北j ：业人学硕士学位论文第三章系统相关模型的建立与分析3 4 2 模型离散化在利用数字计算机来控制连续时间受控系统时，都会把连续时问系统化为等价的离散时间系统的问题。飞机刹车的动力方程是个连续时问系统，所以要在d s p 系统中对该系统进行解算必须先要将动力方程离散化。在前一节已经对刹车动力方程进行了线性化，本节主要研究如何将线性微分方程转化为线性离散方程。1 离散化原理受控对象是连续时间系统，其状态x ( f ) ，输k u ( t ) 和输出) ，( f ) 都是时间t 连续函数向量。线性连续系统的时间离散化问题的实质，就是在一定采样方式和保持方式下，由系统的连续时间状态空间描述束导出其对应的离散时间状态空| 、日j描述，并建立起两者系数矩阵问的关系式。为了使离散化后的描述具有简单形式，并保证他是可复原的，我们先引入了如下三点假设。( 1 ) 采样器的采样方式取为以常数丁为周期的等间隔采样，采样顺时t = k t ，k = o ，1 ，2 ，。采样时间宽度比采样周期f 要小很多，因而可将其视为零。( 2 ) 采样周期7 t 的值要满足s h a n n o n 采样定理所给出的条件。s h a n n o n 采样定理指出：离散信号弘( 七) 可以完满地复原为原来的连续信号y j ( t ) 的条件为采样频率，满足如下的不等式弛 2 0 ) cf 3 - 2 9 )陆为其上限频率。考虑到m , = 2 ，r t ，则式3 4 ，1 又可化为采样周期r 加以限制的一个不等式t p r a m h 0 t e x t： p r a m h o c i n i t： p r a m h o 8a l l o c a t ed a t aa r e a s ：|s t a c k： r a m m l b s s： d r a m h 0l e n g t h = 0 x 0 0 2 0 0 0 产变量存储空间+ l e n g t h = o x 0 0 0 f h产外部扩展的存储空间l 存储b 机速度+ l e n g t h = 0 x 0 0 0 f f f严外部扩展的存储空间2 存储机轮速度p a g e = 0 严复位时所指向起始地址+ p a g e = 0 产主程序映射+ p a g e = 0p a g e = 1 + 堆栈存储段映射+ p a g e = 1 + 全局变量和静态变昔段映射旦坚些叁：! ：堡堂堡堡壅笙至重型堕墨竺塑墼望：堡生，e b s s： d r a m h 0 p a g e = 1c o n s t： d r a m h 0 ，p a g e = 1 * 常量段映射+ e c o n s t： d r a m h 0 ，p a g e = l- s y s m e m： d r a m h 0 ，p a g e = 1 4 系统动态存储空间映射+ s a v e r a m l： d r a m h l ，p a g e = 1 + 白定义b 机速度存储段映射+ s a v e r a m 2： d r a m h 2 ，p a g e = 1 * 自定义机轮速度存储段映射+ )5 2 2 中断向量设置中断服务子程序是实时软件系统不可或缺的重要组成部分。t m s 3 2 0 f 2 8 1 2包含丰富的中断系统，分为c p u 的中断系统和外设中断扩展模块系统( p i e ) ，其中，c p u 级中断支持3 2 个中断源，而外设中断扩展模块则支持9 6 个不同的中断。因此，如何构造一些文件来既方便设置又方便管理整个d s p 中的中断系统，这对提高整个测试系统程序的模块化及可修改性具有十分重要的意义。在t m s 3 2 0 f 2 8 1 2 中采用中断向量的方式来响应中断服务程序，同时，根据不同的设置，可使中断向量映射到不同的地址空间。在d s p 复位时，其c p u级的3 2 个中断向量被映射到地址0 x 3 f f f c 0 0 x 3 f f f f f 存储空间上，每个中断向量为3 2 位，对应一个2 2 位的中断服务程序i s r 的入口地址。为使能在程序中动态地设置中断向量，从而实现动态地添加中断服务程序，首先，应把p i e中断控制寄存器( p i e c ，也) 的e n p i e 位设置l ，使除复位中断外的全部中断映射到p i e 块地址空间中，然后设置相应的中断向量完成对中断设置的初始化。对于通用中断服务子程序的编写可以通过在函数前添加i n t e r r u p t 关键词或用编译指令# p r a g m ai n t e r r u p t ( f u n c t i o n ) 完成，同时要注意中断函数不能有返回值。下面以刹车测试系统中的一个c p ut i m e r o 中断服务子程序为例，分析中断文件的组织及中断向量的设置，如图5 3 所示。从图中可以看出，对d s p中断的管理形式上尽量按照模块化的设计思想，所有与中断操作有关的变量及函数，全部包含在i n t e r r u p t h 和i n t e r r u p t c 内，方便以后移植与测试。兰型蔓型生壁兰! 壁堂垡鲨苎蔓亘主型堕墨竺塑丛笪堡生$ i n c v o i dr a i n ( v o i d )i n t e r r u p t s e t t i n g ( c p l r f i m e r o i s r , c p u f i l w e r o o f f s e t ，】) ：a 涎置中断向量v| )i n t e r r u p tv o i dc p u t i m e r o i s r ( v o i d )ac p ut i m e r o 中断服务程序丰图5 - 3 中断管理文件组成与中断向量的设置5 2 3 系统控制寄存器初始化t m s 3 2 0 f 2 8 1 2 在复位后，首先应根据外围配置及系统要求对其进行初始化，使d s p 的性能得以充分发挥。初始化过程主要涉及系统控制寄存器的设置及x 1 n t f 寄存器的设置。对于系统控制寄存器的设置，主要包括p l l 系统时钟设置、看门狗设置。d s pt m s 3 2 0 f 2 8 1 2 的时钟与以往c 2 0 0 0 系列d s p 不一样，t m s 3 2 0 f 2 8 1 2内部时钟丰要有两种时钟个是高速时钟，一个是低速时钟。设置时钟寄存器塑! ! ! ：些丛堂堡主堂堡鎏塞笙墨童型堕墨丝塑鏊丛堡生时候，要分别对高速外设时钟寄存器( h i s p c p ) 和低速外设时钟寄存器( l o s p c p )进行设置。高速时钟主要运用于a d 采样，通用定时器等，而低速时钟主要运用于s c i 通信，s p i 接口等。具体的操作流程如图5 4 所