1.本发明属于飞机制动
技术领域：
：，具体涉及一种模型库的构建方法。
背景技术：
：：2.航飞机刹车系统是飞机的最重要的系统之一，在飞机的起飞和着陆过程中起着重要的作用。通常刹车系统包含：控制器，刹车控制阀，速度传感器，机轮及刹车装置组成。3.公开号cn103970024a的发明公开了一种大型飞机液压系统实时仿真系统，该发明中通过实时以太网连接的人机界面子系统和实时结算子系统实现多余度液压实时仿真系统，将系统物理试验验证转成模型仿真验证。但是该发明中并未对如何建立液压系统模型库进行详细说明。4.公开号cn106682298a的发明中公开了一种航空液压舵机系统故障仿真模型库的构建方法，该发明通过simulink建立了液压舵机的故障模型库，建立了各故障条件下的故障仿真模型。但是该发明中并未对机械、液压、电气、控制专业的各设备的集成模型的说明，也没有对系统功能模型建立的说明，重点在与故障仿真。5.目前对于机轮刹车系统模型库的建立现有技术并未有所描述，为研究基于模型驱动的刹车系统设计，有必要建立较为全面的刹车系统模型库，研究各功能模型块，设备模型块，各典型工况，故障条件下的系统响应，为后续的型号研制进行，建立专业的模型知识库。技术实现要素：6.为了克服现有技术的不足，本发明提供了一种航空制动系统模型库的构建方法，首先建立航空制动系统参数以及模型的命名规则，然后建立脚蹬刹车功能的数学模型、自动刹车功能的数学模型、防滑功能的数学模型、刹车控制阀的数学模型、机轮刹车装置的数学模型、速度传感器的数学模型和系统不同工况以及典型故障的测试用例模型，最终对上述模型进行分析，建立模型库、通用模型库以及模型块的说明文件，完成航空制动系统模型库的构建。本发明建立了航空制动系统专业的知识模型库，实现了在不同型号项目中的复用，减少了建立模型的时间，通过模型表达系统设计，实现了不同领域的联合办公。7.本发明解决其技术问题所采用的技术方案包括如下步骤：8.步骤1：建立航空制动系统参数以及模型的命名规则；9.步骤2：通过采集脚蹬的位移输出对应的刹车压力建立脚蹬刹车功能的数学模型；10.步骤3：建立自动刹车功能的数学模型；11.所述自动刹车功能包括着陆自动刹车功能和中止起飞功能；所述着陆自动刹车功能又分为可用状态、待命状态、解除待命状态、激活状态、快速解除激活状态和柔和解除激活状态；中止起飞功能又分为可用状态、待命状态、解除待命状态、全压力激活状态、固定减速率激活状态、快速解除激活状态和柔和解除激活状态；将每个状态均建立成为一个模块，对输入的信号通过模块间的逻辑判断自动刹车功能的状态；12.当自动刹车功能处于着陆自动刹车激活状态后，实施恒减速率的刹车；13.当自动刹车功能处于中止起飞全压力激活状态时，则输出最大刹车压力；14.当自动刹车功能处于着陆自动刹车快速解除激活状态或中止起飞快速解除激活状态时，则立即释放压力，并且解除开关锁位；15.当自动刹车功能处于着陆自动刹车柔和解除激活状态或中止起飞柔和解除激活状态时，则按照式(1)进行压力调整解除自动刹车，并解除开关锁位；16.pn＝pc*x pa*(1-x)ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ(1)17.其中，pn代表实时输出的刹车压力，pc代表脚蹬刹车的命令，x代表压力的调整斜率，x∈(0,1)；pa代表自动刹车输出的刹车压力值；18.步骤4：建立防滑功能的数学模型；19.所述防滑功能包含三个子功能：接地保护功能、机轮锁死保护功能和滑移控制功能；20.所述接地保护功能通过轮载信号和机轮速度信号进行判断，当轮载信号指示在地面且持续时间t1，或者机轮速度大于速度阈值且持续时间t2，则解除接地保护功能；21.所述机轮锁死保护功能是防止左右起落架因为刹车压力不同导致飞机偏离航向的功能，如果满足式(2)，则实施机轮锁死保护功能即释放低速轮的刹车压力；[0022]vw≤kn*vrꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ(2)[0023]当满足式(3)时，则退出机轮锁死保护功能，实施滑移控制；[0024]vw≥kf*vrꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ(3)[0025]其中，vw代表机轮速度，vr代表飞机速度，kn代表进入机轮锁死保护的系数，kf代表退出机轮锁死保护的系数；且kn《kf；[0026]所述滑移控制功能用于防止机轮抱死，采用pd pbm的方式进行控制，其中pbm按照式(4)进行建模；[0027][0028]其中，δvb代表速度差，δvit1，δvit2均代表常数门限值，vi代表pbm的输出值，vi-1代表上一时刻pbm的输出值；n0代表每一次计算自增加1，不计算时为0；ki1,ki2,ki3均代表常数值；[0029]步骤5：建立刹车控制阀的数学模型；[0030]步骤6：建立机轮刹车装置的数学模型；[0031]将机轮刹车装置简化为三线滞环系统，如式(5)：[0032][0033][0034][0035]其中：tn代表刹车装置输出的刹车力矩，pc代表刹车装置输入的刹车压力，pmin代表最小刹车压力，tn-1代表上一时刻刹车装置输出的刹车力矩，pmax代表最大刹车压力，tmax代表最大刹车力矩，pdelay代表最大迟滞刹车压力；[0036]步骤7：建立速度传感器的数学模型；[0037]步骤8：基于步骤2到步骤7的各个数学模型，建立系统不同工况以及典型故障的测试用例模型；[0038]所述系统不同工况以及典型故障的测试用例模型包括正常着陆测试用例子模型、着陆自动刹车测试用例子模型、中止起飞测试用例子模型和正常着陆接地保护测试用例子模型；以及以上各测试用例子模型对应的干、湿、冰跑道对应的工况；[0039]步骤9：建立模型库、通用模型库以及模型的说明文件；[0040]对步骤2到步骤8建立的模型进行分析，提取相同子模型，对各子模型进行封装形成通用模型库；对模型进行封装形成模型库，提取各模型中涉及的参数供不同项目进行调用设置；建立各个模型的帮助文件，对模型的输入信号、输出信号以及逻辑进行相关说明形成说明文件。[0041]优选地，所述步骤1中航空制动系统参数以及模型中的飞机参数命名规则为：飞机.设备.名称，均采用英文表示，飞机和设备均大写，而名称中如需多个单词表达则用_作为每个单词的分隔，并将单词进行缩写；[0042]航空制动系统中建模的参数分为两类：来源于系统需求的参数和来源于制动系统接口的参数；命名规则为：系统.类型.名称，系统用bcs表示，类型分为req或io；[0043]模型以各模型功能或代表设备名称命名，各单词首字母均大写。[0044]优选地，所述脚蹬位移和对应压力为变增益关系。[0045]优选地，所述步骤3中对输入的信号通过模块间的逻辑判断包括与逻辑、或逻辑和对比逻辑。[0046]本发明的有益效果如下：[0047]1.本发明具有信息表达唯一性、设计效率高效化：[0048]数据模型具有简洁、规范、无二异性等特点，在系统的研制过程中使用规范化、标准化、结构化的模型，实现了多领域的统一理解，避免了理解困难和歧义造成的错误设计。[0049]2.本发明具有设计一体化、数据可追溯性：[0050]通过基于模型的系统研制，对系统的全生命周期的场景进行定义，构建不同场景的利益相关方需求的模型，对系统的功能逻辑进行模型仿真验证，确保系统需求的完整性，功能的合理性。系统自顶向下的设计过程中，通过统一建模方法、流程规范化以及状态管理，驱动系统的设计，产生覆盖系统全生命周期的模型和数据，并在全生命周期保证其一致性以及可追溯性，能够实现设计的复现以及重用。[0051]3.本发明具有知识化的优点：[0052]对型号研制过程中的模型、数据、流程、方法进行固化，使设计过程中的知识以模型和数据的形式不断积累，便于查询和重用，不断丰富设计过程中的知识储备，使设计知识积累和沉淀。持续提升企业竞争力。[0053]4.本发明实现早期全系统仿真：[0054]利用系统建模语言及支持软件，可以建立动态可执行的系统模型，对系统模型进行全系统仿真、随时仿真和全周期仿真，及时发现设计的问题并加以修改。实现系统的最优设计和最优管理，从而达到对系统复杂性的提前识别、仿真、验证，推进系统研发向“预测式”研发发展。在系统设计阶段，通过全系统仿真，对控制律进行调试，计算控制律的在不同工况的效率。附图说明[0055]图1为本发明实施例的刹车系统原理图。[0056]图2为本发明方法的刹车系统功能结构图。[0057]图3为本发明方法标准模型库的建立流程图。[0058]图4为本发明实施例的功能及物理结构图。具体实施方式[0059]下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。[0060]本发明实施例针对一类典型的航空制动系统进行模型库的建立，该系统结构如图1所示，控制器控制伺服阀输出制动压力到刹车装置使飞机制动，速度传感器检测机轮速度并反馈到控制器构成闭环控制。[0061]典型的制动系统包含的功能如图2所示，包含脚蹬刹车功能、着陆自动刹车功能、中止起飞功能、接地保护功能、机轮锁死保护功能以及滑移控制功能。[0062]本发明针对上述如图4的制动系统物理结构以及功能结构，提出建立航空制动系统的模型库的方法，具体按以下步骤实施：[0063]步骤1：建立航空制动系统参数以及模型的命名规则；[0064]航空制动系统建模中涉及到的飞机参数命名规则为：飞机.设备.名称，其中均为英文表示，飞机，设备均大写，名称中如需多个单词表达则用_作为每个单词的分隔，并将单词进行缩写；如左发动机位置可命名为ac.eng.pos_engl_m。[0065]制动系统中建模的参数则分为两类：来源于系统需求的参数和来源于制动系统接口的参数，其命名规则为，系统.类型.名称，系统用bcs表示，类型分为req或io，如系统最大制动压力命名为bcs.req.max_brake_pressure，系统的参数应实现模型和需求中应用的参数的统一；[0066]模型以各模型功能或代表设备名称命名，各单词首字母均大写，如脚蹬刹车功能模型为，pedalbraking；[0067]步骤2：通过采集脚蹬的位移输出对应的刹车压力建立脚蹬刹车功能的数学模型；[0068]脚蹬刹车功能主要是通过采集脚蹬的位移输出对应的刹车压力，脚蹬位移和对应压力一般为变增益关系，利用simulink提供的lookuptable模块进行实现；[0069]步骤3：建立自动刹车功能的数学模型；[0070]所述自动刹车功能包括着陆自动刹车功能和中止起飞功能；所述着陆自动刹车功能又分为可用状态、待命状态、解除待命状态、激活状态、快速解除激活状态和柔和解除激活状态；中止起飞功能又分为可用状态、待命状态、解除待命状态、全压力激活状态、固定减速率激活状态、快速解除激活状态和柔和解除激活状态；其中各个状态的判断均是通过simulink提供的logicoperator模块实现，将每个状态均建立成为一个模块，对输入的信号通过模块间的逻辑判断自动刹车功能的状态，各状态之间的转换通过stateflow模块进行实现。[0071]当自动刹车功能处于待命状态时，进行对应位置的开关锁位；当自动刹车功能处于解除待命状态时，则解除锁位，恢复到初始状态；[0072]当自动刹车功能处于着陆自动刹车激活状态时，实施固定减速率的刹车，通过simulink提供的pid模块进行对应减速率的控制；[0073]当自动刹车功能处于中止起飞全压力激活状态时，则输出最大刹车压力；[0074]当自动刹车功能处于着陆自动刹车快速解除激活状态或中止起飞快速解除激活状态时，则立即释放压力，并且解除开关锁位；[0075]当自动刹车功能处于着陆自动刹车柔和解除激活状态或中止起飞柔和解除激活状态时，则按照式(1)进行压力调整解除自动刹车，并解除开关锁位；[0076]pn＝pc*x pa*(1-x)ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ(1)[0077]其中，pn代表实时输出的刹车压力，pc代表脚蹬刹车的命令，x代表压力的调整斜率，x∈(0,1)；pa代表自动刹车输出的刹车压力值；[0078]步骤4：建立防滑功能的数学模型；[0079]所述防滑功能包含三个子功能：接地保护功能、机轮锁死保护功能和滑移控制功能；[0080]所述接地保护功能通过轮载信号和机轮速度信号进行判断，当轮载信号指示在地面且持续时间t1，或者机轮速度大于速度阈值且持续时间t2，则解除接地保护功能，通过simulink提供的logicoperator模块以及comparetoconstant模块实现；[0081]所述机轮锁死保护功能是防止左右起落架因为刹车压力不同导致飞机偏离航向的功能，如果满足式(2)，则实施机轮锁死保护功能即释放低速轮的刹车压力；[0082]vw≤kn*vrꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ(2)[0083]当满足式(3)时，则退出机轮锁死保护功能，实施滑移控制；通过simulink提供的logicoperator模块以及s-rflip-flop模块实现；[0084]vw≥kf*vrꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ(3)[0085]其中，vw代表机轮速度，vr代表飞机速度，kn代表进入机轮锁死保护的系数，kf代表退出机轮锁死保护的系数；且kn《kf；[0086]所述滑移控制功能用于防止机轮抱死，采用pd pbm的方式进行控制，pd环节可通过simulink提供的增益，以及微分器实现，其中pbm按照式(4)进行建模；通过simulink提供的integrator模块、fcn模块以及multiportswitch模块实现；[0087][0088]其中，δvb代表速度差，δvit1，δvit2均代表常数门限值，vi代表pbm的输出值，ki1,ki2,ki3均代表常数值；[0089]步骤5：建立刹车控制阀的数学模型；[0090]利用amesim建立刹车控制阀的结构模型；[0091]将amesim建立的模型生成s-function模型，通过simulink提供的solver模块进行刹车控制阀的amesim模型调用；[0092]利用simscape建立刹车控制阀的结构模型，将刹车控制阀简化成二阶传递函数通过simulink建立二阶函数模型；[0093]以上三种模型均能够表达刹车控制阀，可在系统的不同开发阶段应用不同的模型；[0094]步骤6：建立机轮刹车装置的数学模型；[0095]将机轮刹车装置简化为三线滞环系统，如式(5)：[0096][0097][0098][0099]其中：tn代表刹车装置输出的刹车力矩，pc代表刹车装置输入的刹车压力，pmin代表最小刹车压力，tn-1代表上一时刻刹车装置输出的刹车力矩，pmax代表最大刹车压力，tmax代表最大刹车力矩，pdelay代表最大迟滞刹车压力；[0100]通过simulink提供的multiportswitch模块，logicoperator模块，gain模块以及add模块进行其建模；[0101]步骤7：建立速度传感器的数学模型；[0102]利用amesim建立速度传感器的结构模型；[0103]将amesim建立的模型生成s-function模型，通过simulink提供的solver模块进行刹车控制阀的amesim模型调用；[0104]利用simscape建立速度传感器的结构模型，将速度传感器简化成增益函数通过simulink建立其gain模型；[0105]以上三种模型均能够表达速度传感器，可在系统的不同开发阶段应用不同的模型；[0106]步骤8：基于步骤2到步骤7的各个数学模型，建立系统不同工况以及典型故障的测试用例模型；[0107]通过simulink提供的variantsubsystem模块建立制动系统的各测试用例模型，所述系统不同工况以及典型故障的测试用例模型包括正常着陆测试用例子模型、着陆自动刹车测试用例子模型、中止起飞测试用例子模型和正常着陆接地保护测试用例子模型；以及以上各测试用例子模型对应的干、湿、冰跑道对应的工况；[0108]以上建立的均为正常情况的各工况的测试用例模型，并建立一默认测试用例子模块，这一测试用例子模块均为参数名命名，使其能够在.m文件中进行参数值的设置，模拟不同故障条件；[0109]步骤9：建立模型库、通用模型库以及模型的说明文件；[0110]将步骤2到步骤8建立的模型进行分析，提取相同子模型，对各子模型进行封装形成通用模型库，对模型进行封装形成模型库，提取各模型中涉及的参数可供不同项目进行调用设置。建立各个模型的帮助文件，对模型的输入信号、输出信号以及逻辑进行相关说明形成说明文件。在simulinklibrarybrowser中，建立brakecontrolsystem子浏览器，将模型封装形成的模型块放入到brakecontrolsystem子浏览器中，将子模型封装形成的通用模型放入atomicmodel子浏览其中。将上述模型中涉及到的所有参数在s-function中进行编译赋值，方便在其他项目中进行复用。[0111]具体实施例：[0112]以某型民用飞机制动系统为例陈述对一种航空制动系统模型库的实际应用。[0113]本发明一种航空制动系统模型库的实际应用，其步骤如下：[0114]a)打开simulink提供的simulinklibrarybrowser中建立的brakecontrolsystem库，调用各个模块，并按照图4所示的架构将各个模块进行连接。[0115]b)将模型中相关的参数根据实际项目进行设置。[0116]c)对该项目的制动系统的各工况以及故障进行仿真分析。[0117]d)根据刹车控制阀的试验结果，输入到excel文件再输入到simulink模块，代替刹车控制阀的模型。[0118]e)根据刹车装置的试验结果，输入到excel文件再输入到simulink模型，代替刹车装置的simulink建立的三线滞环模型。[0119]f)根据速度传感器的试验结果，输入到excel文件再输入到simulink模块，代替速度传感器的模型。[0120]g)对全数字模型进行仿真，生成模型及仿真的相关文档，支持系统设计。[0121]综上所述，本发明提供了一种航空制动系统模型库的构建方法，其中，分别对制动系统的参数、模型库的命名最初定义，作为通用规则以便多领域协同办公，并对制动系统的典型功能，设备进行模型的建立，对建立的模型库提取相同的子模型，对所建立的设备模型，功能模型以及子模型进行封装并放入simulink本身的库中，根据所述制动系统的模型建立典型的工况以及故障测试用例模型，从而实现了对制动系统的基于模型驱动的设计，通过模型对系统需求确认验证的目的。[0122]并且所述航空制动系统模型库的构建方法，建立了制动系统专业的知识模型库，实现了在不同型号项目中的复用，减少了建立模型的时间，通过模型表达系统设计，实现了不同领域的联合办公。当前第1页12当前第1页12
技术领域：
：，具体涉及一种模型库的构建方法。
背景技术：
：：2.航飞机刹车系统是飞机的最重要的系统之一，在飞机的起飞和着陆过程中起着重要的作用。通常刹车系统包含：控制器，刹车控制阀，速度传感器，机轮及刹车装置组成。3.公开号cn103970024a的发明公开了一种大型飞机液压系统实时仿真系统，该发明中通过实时以太网连接的人机界面子系统和实时结算子系统实现多余度液压实时仿真系统，将系统物理试验验证转成模型仿真验证。但是该发明中并未对如何建立液压系统模型库进行详细说明。4.公开号cn106682298a的发明中公开了一种航空液压舵机系统故障仿真模型库的构建方法，该发明通过simulink建立了液压舵机的故障模型库，建立了各故障条件下的故障仿真模型。但是该发明中并未对机械、液压、电气、控制专业的各设备的集成模型的说明，也没有对系统功能模型建立的说明，重点在与故障仿真。5.目前对于机轮刹车系统模型库的建立现有技术并未有所描述，为研究基于模型驱动的刹车系统设计，有必要建立较为全面的刹车系统模型库，研究各功能模型块，设备模型块，各典型工况，故障条件下的系统响应，为后续的型号研制进行，建立专业的模型知识库。技术实现要素：6.为了克服现有技术的不足，本发明提供了一种航空制动系统模型库的构建方法，首先建立航空制动系统参数以及模型的命名规则，然后建立脚蹬刹车功能的数学模型、自动刹车功能的数学模型、防滑功能的数学模型、刹车控制阀的数学模型、机轮刹车装置的数学模型、速度传感器的数学模型和系统不同工况以及典型故障的测试用例模型，最终对上述模型进行分析，建立模型库、通用模型库以及模型块的说明文件，完成航空制动系统模型库的构建。本发明建立了航空制动系统专业的知识模型库，实现了在不同型号项目中的复用，减少了建立模型的时间，通过模型表达系统设计，实现了不同领域的联合办公。7.本发明解决其技术问题所采用的技术方案包括如下步骤：8.步骤1：建立航空制动系统参数以及模型的命名规则；9.步骤2：通过采集脚蹬的位移输出对应的刹车压力建立脚蹬刹车功能的数学模型；10.步骤3：建立自动刹车功能的数学模型；11.所述自动刹车功能包括着陆自动刹车功能和中止起飞功能；所述着陆自动刹车功能又分为可用状态、待命状态、解除待命状态、激活状态、快速解除激活状态和柔和解除激活状态；中止起飞功能又分为可用状态、待命状态、解除待命状态、全压力激活状态、固定减速率激活状态、快速解除激活状态和柔和解除激活状态；将每个状态均建立成为一个模块，对输入的信号通过模块间的逻辑判断自动刹车功能的状态；12.当自动刹车功能处于着陆自动刹车激活状态后，实施恒减速率的刹车；13.当自动刹车功能处于中止起飞全压力激活状态时，则输出最大刹车压力；14.当自动刹车功能处于着陆自动刹车快速解除激活状态或中止起飞快速解除激活状态时，则立即释放压力，并且解除开关锁位；15.当自动刹车功能处于着陆自动刹车柔和解除激活状态或中止起飞柔和解除激活状态时，则按照式(1)进行压力调整解除自动刹车，并解除开关锁位；16.pn＝pc*x pa*(1-x)ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ(1)17.其中，pn代表实时输出的刹车压力，pc代表脚蹬刹车的命令，x代表压力的调整斜率，x∈(0,1)；pa代表自动刹车输出的刹车压力值；18.步骤4：建立防滑功能的数学模型；19.所述防滑功能包含三个子功能：接地保护功能、机轮锁死保护功能和滑移控制功能；20.所述接地保护功能通过轮载信号和机轮速度信号进行判断，当轮载信号指示在地面且持续时间t1，或者机轮速度大于速度阈值且持续时间t2，则解除接地保护功能；21.所述机轮锁死保护功能是防止左右起落架因为刹车压力不同导致飞机偏离航向的功能，如果满足式(2)，则实施机轮锁死保护功能即释放低速轮的刹车压力；[0022]vw≤kn*vrꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ(2)[0023]当满足式(3)时，则退出机轮锁死保护功能，实施滑移控制；[0024]vw≥kf*vrꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ(3)[0025]其中，vw代表机轮速度，vr代表飞机速度，kn代表进入机轮锁死保护的系数，kf代表退出机轮锁死保护的系数；且kn《kf；[0026]所述滑移控制功能用于防止机轮抱死，采用pd pbm的方式进行控制，其中pbm按照式(4)进行建模；[0027][0028]其中，δvb代表速度差，δvit1，δvit2均代表常数门限值，vi代表pbm的输出值，vi-1代表上一时刻pbm的输出值；n0代表每一次计算自增加1，不计算时为0；ki1,ki2,ki3均代表常数值；[0029]步骤5：建立刹车控制阀的数学模型；[0030]步骤6：建立机轮刹车装置的数学模型；[0031]将机轮刹车装置简化为三线滞环系统，如式(5)：[0032][0033][0034][0035]其中：tn代表刹车装置输出的刹车力矩，pc代表刹车装置输入的刹车压力，pmin代表最小刹车压力，tn-1代表上一时刻刹车装置输出的刹车力矩，pmax代表最大刹车压力，tmax代表最大刹车力矩，pdelay代表最大迟滞刹车压力；[0036]步骤7：建立速度传感器的数学模型；[0037]步骤8：基于步骤2到步骤7的各个数学模型，建立系统不同工况以及典型故障的测试用例模型；[0038]所述系统不同工况以及典型故障的测试用例模型包括正常着陆测试用例子模型、着陆自动刹车测试用例子模型、中止起飞测试用例子模型和正常着陆接地保护测试用例子模型；以及以上各测试用例子模型对应的干、湿、冰跑道对应的工况；[0039]步骤9：建立模型库、通用模型库以及模型的说明文件；[0040]对步骤2到步骤8建立的模型进行分析，提取相同子模型，对各子模型进行封装形成通用模型库；对模型进行封装形成模型库，提取各模型中涉及的参数供不同项目进行调用设置；建立各个模型的帮助文件，对模型的输入信号、输出信号以及逻辑进行相关说明形成说明文件。[0041]优选地，所述步骤1中航空制动系统参数以及模型中的飞机参数命名规则为：飞机.设备.名称，均采用英文表示，飞机和设备均大写，而名称中如需多个单词表达则用_作为每个单词的分隔，并将单词进行缩写；[0042]航空制动系统中建模的参数分为两类：来源于系统需求的参数和来源于制动系统接口的参数；命名规则为：系统.类型.名称，系统用bcs表示，类型分为req或io；[0043]模型以各模型功能或代表设备名称命名，各单词首字母均大写。[0044]优选地，所述脚蹬位移和对应压力为变增益关系。[0045]优选地，所述步骤3中对输入的信号通过模块间的逻辑判断包括与逻辑、或逻辑和对比逻辑。[0046]本发明的有益效果如下：[0047]1.本发明具有信息表达唯一性、设计效率高效化：[0048]数据模型具有简洁、规范、无二异性等特点，在系统的研制过程中使用规范化、标准化、结构化的模型，实现了多领域的统一理解，避免了理解困难和歧义造成的错误设计。[0049]2.本发明具有设计一体化、数据可追溯性：[0050]通过基于模型的系统研制，对系统的全生命周期的场景进行定义，构建不同场景的利益相关方需求的模型，对系统的功能逻辑进行模型仿真验证，确保系统需求的完整性，功能的合理性。系统自顶向下的设计过程中，通过统一建模方法、流程规范化以及状态管理，驱动系统的设计，产生覆盖系统全生命周期的模型和数据，并在全生命周期保证其一致性以及可追溯性，能够实现设计的复现以及重用。[0051]3.本发明具有知识化的优点：[0052]对型号研制过程中的模型、数据、流程、方法进行固化，使设计过程中的知识以模型和数据的形式不断积累，便于查询和重用，不断丰富设计过程中的知识储备，使设计知识积累和沉淀。持续提升企业竞争力。[0053]4.本发明实现早期全系统仿真：[0054]利用系统建模语言及支持软件，可以建立动态可执行的系统模型，对系统模型进行全系统仿真、随时仿真和全周期仿真，及时发现设计的问题并加以修改。实现系统的最优设计和最优管理，从而达到对系统复杂性的提前识别、仿真、验证，推进系统研发向“预测式”研发发展。在系统设计阶段，通过全系统仿真，对控制律进行调试，计算控制律的在不同工况的效率。附图说明[0055]图1为本发明实施例的刹车系统原理图。[0056]图2为本发明方法的刹车系统功能结构图。[0057]图3为本发明方法标准模型库的建立流程图。[0058]图4为本发明实施例的功能及物理结构图。具体实施方式[0059]下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。[0060]本发明实施例针对一类典型的航空制动系统进行模型库的建立，该系统结构如图1所示，控制器控制伺服阀输出制动压力到刹车装置使飞机制动，速度传感器检测机轮速度并反馈到控制器构成闭环控制。[0061]典型的制动系统包含的功能如图2所示，包含脚蹬刹车功能、着陆自动刹车功能、中止起飞功能、接地保护功能、机轮锁死保护功能以及滑移控制功能。[0062]本发明针对上述如图4的制动系统物理结构以及功能结构，提出建立航空制动系统的模型库的方法，具体按以下步骤实施：[0063]步骤1：建立航空制动系统参数以及模型的命名规则；[0064]航空制动系统建模中涉及到的飞机参数命名规则为：飞机.设备.名称，其中均为英文表示，飞机，设备均大写，名称中如需多个单词表达则用_作为每个单词的分隔，并将单词进行缩写；如左发动机位置可命名为ac.eng.pos_engl_m。[0065]制动系统中建模的参数则分为两类：来源于系统需求的参数和来源于制动系统接口的参数，其命名规则为，系统.类型.名称，系统用bcs表示，类型分为req或io，如系统最大制动压力命名为bcs.req.max_brake_pressure，系统的参数应实现模型和需求中应用的参数的统一；[0066]模型以各模型功能或代表设备名称命名，各单词首字母均大写，如脚蹬刹车功能模型为，pedalbraking；[0067]步骤2：通过采集脚蹬的位移输出对应的刹车压力建立脚蹬刹车功能的数学模型；[0068]脚蹬刹车功能主要是通过采集脚蹬的位移输出对应的刹车压力，脚蹬位移和对应压力一般为变增益关系，利用simulink提供的lookuptable模块进行实现；[0069]步骤3：建立自动刹车功能的数学模型；[0070]所述自动刹车功能包括着陆自动刹车功能和中止起飞功能；所述着陆自动刹车功能又分为可用状态、待命状态、解除待命状态、激活状态、快速解除激活状态和柔和解除激活状态；中止起飞功能又分为可用状态、待命状态、解除待命状态、全压力激活状态、固定减速率激活状态、快速解除激活状态和柔和解除激活状态；其中各个状态的判断均是通过simulink提供的logicoperator模块实现，将每个状态均建立成为一个模块，对输入的信号通过模块间的逻辑判断自动刹车功能的状态，各状态之间的转换通过stateflow模块进行实现。[0071]当自动刹车功能处于待命状态时，进行对应位置的开关锁位；当自动刹车功能处于解除待命状态时，则解除锁位，恢复到初始状态；[0072]当自动刹车功能处于着陆自动刹车激活状态时，实施固定减速率的刹车，通过simulink提供的pid模块进行对应减速率的控制；[0073]当自动刹车功能处于中止起飞全压力激活状态时，则输出最大刹车压力；[0074]当自动刹车功能处于着陆自动刹车快速解除激活状态或中止起飞快速解除激活状态时，则立即释放压力，并且解除开关锁位；[0075]当自动刹车功能处于着陆自动刹车柔和解除激活状态或中止起飞柔和解除激活状态时，则按照式(1)进行压力调整解除自动刹车，并解除开关锁位；[0076]pn＝pc*x pa*(1-x)ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ(1)[0077]其中，pn代表实时输出的刹车压力，pc代表脚蹬刹车的命令，x代表压力的调整斜率，x∈(0,1)；pa代表自动刹车输出的刹车压力值；[0078]步骤4：建立防滑功能的数学模型；[0079]所述防滑功能包含三个子功能：接地保护功能、机轮锁死保护功能和滑移控制功能；[0080]所述接地保护功能通过轮载信号和机轮速度信号进行判断，当轮载信号指示在地面且持续时间t1，或者机轮速度大于速度阈值且持续时间t2，则解除接地保护功能，通过simulink提供的logicoperator模块以及comparetoconstant模块实现；[0081]所述机轮锁死保护功能是防止左右起落架因为刹车压力不同导致飞机偏离航向的功能，如果满足式(2)，则实施机轮锁死保护功能即释放低速轮的刹车压力；[0082]vw≤kn*vrꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ(2)[0083]当满足式(3)时，则退出机轮锁死保护功能，实施滑移控制；通过simulink提供的logicoperator模块以及s-rflip-flop模块实现；[0084]vw≥kf*vrꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ(3)[0085]其中，vw代表机轮速度，vr代表飞机速度，kn代表进入机轮锁死保护的系数，kf代表退出机轮锁死保护的系数；且kn《kf；[0086]所述滑移控制功能用于防止机轮抱死，采用pd pbm的方式进行控制，pd环节可通过simulink提供的增益，以及微分器实现，其中pbm按照式(4)进行建模；通过simulink提供的integrator模块、fcn模块以及multiportswitch模块实现；[0087][0088]其中，δvb代表速度差，δvit1，δvit2均代表常数门限值，vi代表pbm的输出值，ki1,ki2,ki3均代表常数值；[0089]步骤5：建立刹车控制阀的数学模型；[0090]利用amesim建立刹车控制阀的结构模型；[0091]将amesim建立的模型生成s-function模型，通过simulink提供的solver模块进行刹车控制阀的amesim模型调用；[0092]利用simscape建立刹车控制阀的结构模型，将刹车控制阀简化成二阶传递函数通过simulink建立二阶函数模型；[0093]以上三种模型均能够表达刹车控制阀，可在系统的不同开发阶段应用不同的模型；[0094]步骤6：建立机轮刹车装置的数学模型；[0095]将机轮刹车装置简化为三线滞环系统，如式(5)：[0096][0097][0098][0099]其中：tn代表刹车装置输出的刹车力矩，pc代表刹车装置输入的刹车压力，pmin代表最小刹车压力，tn-1代表上一时刻刹车装置输出的刹车力矩，pmax代表最大刹车压力，tmax代表最大刹车力矩，pdelay代表最大迟滞刹车压力；[0100]通过simulink提供的multiportswitch模块，logicoperator模块，gain模块以及add模块进行其建模；[0101]步骤7：建立速度传感器的数学模型；[0102]利用amesim建立速度传感器的结构模型；[0103]将amesim建立的模型生成s-function模型，通过simulink提供的solver模块进行刹车控制阀的amesim模型调用；[0104]利用simscape建立速度传感器的结构模型，将速度传感器简化成增益函数通过simulink建立其gain模型；[0105]以上三种模型均能够表达速度传感器，可在系统的不同开发阶段应用不同的模型；[0106]步骤8：基于步骤2到步骤7的各个数学模型，建立系统不同工况以及典型故障的测试用例模型；[0107]通过simulink提供的variantsubsystem模块建立制动系统的各测试用例模型，所述系统不同工况以及典型故障的测试用例模型包括正常着陆测试用例子模型、着陆自动刹车测试用例子模型、中止起飞测试用例子模型和正常着陆接地保护测试用例子模型；以及以上各测试用例子模型对应的干、湿、冰跑道对应的工况；[0108]以上建立的均为正常情况的各工况的测试用例模型，并建立一默认测试用例子模块，这一测试用例子模块均为参数名命名，使其能够在.m文件中进行参数值的设置，模拟不同故障条件；[0109]步骤9：建立模型库、通用模型库以及模型的说明文件；[0110]将步骤2到步骤8建立的模型进行分析，提取相同子模型，对各子模型进行封装形成通用模型库，对模型进行封装形成模型库，提取各模型中涉及的参数可供不同项目进行调用设置。建立各个模型的帮助文件，对模型的输入信号、输出信号以及逻辑进行相关说明形成说明文件。在simulinklibrarybrowser中，建立brakecontrolsystem子浏览器，将模型封装形成的模型块放入到brakecontrolsystem子浏览器中，将子模型封装形成的通用模型放入atomicmodel子浏览其中。将上述模型中涉及到的所有参数在s-function中进行编译赋值，方便在其他项目中进行复用。[0111]具体实施例：[0112]以某型民用飞机制动系统为例陈述对一种航空制动系统模型库的实际应用。[0113]本发明一种航空制动系统模型库的实际应用，其步骤如下：[0114]a)打开simulink提供的simulinklibrarybrowser中建立的brakecontrolsystem库，调用各个模块，并按照图4所示的架构将各个模块进行连接。[0115]b)将模型中相关的参数根据实际项目进行设置。[0116]c)对该项目的制动系统的各工况以及故障进行仿真分析。[0117]d)根据刹车控制阀的试验结果，输入到excel文件再输入到simulink模块，代替刹车控制阀的模型。[0118]e)根据刹车装置的试验结果，输入到excel文件再输入到simulink模型，代替刹车装置的simulink建立的三线滞环模型。[0119]f)根据速度传感器的试验结果，输入到excel文件再输入到simulink模块，代替速度传感器的模型。[0120]g)对全数字模型进行仿真，生成模型及仿真的相关文档，支持系统设计。[0121]综上所述，本发明提供了一种航空制动系统模型库的构建方法，其中，分别对制动系统的参数、模型库的命名最初定义，作为通用规则以便多领域协同办公，并对制动系统的典型功能，设备进行模型的建立，对建立的模型库提取相同的子模型，对所建立的设备模型，功能模型以及子模型进行封装并放入simulink本身的库中，根据所述制动系统的模型建立典型的工况以及故障测试用例模型，从而实现了对制动系统的基于模型驱动的设计，通过模型对系统需求确认验证的目的。[0122]并且所述航空制动系统模型库的构建方法，建立了制动系统专业的知识模型库，实现了在不同型号项目中的复用，减少了建立模型的时间，通过模型表达系统设计，实现了不同领域的联合办公。当前第1页12当前第1页12
再多了解一些
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