CN102874404B - 管理飞行器轮子转向的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种管理由起落架的可转向底部所承载的飞行器起落架轮子（4a，4b）转向的方法，该底部与转向控制件相关联，而该转向控制件包括适于使起落架的底部响应于转向命令进行转向的转向构件（6）。根据本发明，该方法包括以下步骤：监测由轮子承载的轮胎压力（Pa，Pb）并响应于探测到如下情况中的至少一种；轮胎中的一个轮胎的压力小于第一预定阈值；以及轮胎中的两个轮胎的压力之间的差值大于第二预定阈值；如果转向控制件未被致动，则致动转向控制件；以及实施与轮胎适当充气时使用的标称控制关系相比经修正的转向控制关系。

Description

管理飞行器轮子转向的方法

技术领域

本发明涉及一种保持飞行器轮子笔直向前的方法。

背景技术

通常，飞行器具有包括可转向底部的前轮起落架，该可转向底部承载起落架轮子并与用于使地面上的可转向底部进行转向的转向控制件相关联，以便于飞行器运动。本发明更具体地涉及引导起落架，其中，底部构成起落架减振器的滑动部分。

当起落架在着陆之前伸出时，底部借助设置在起落架的底部和不可转向部分上的凸轮而保持笔直向前，即，在飞行器的轴线上，凸轮通过减振器内的压力保持协作。

当飞行器着陆时，起落架的底部被推入起落架内，以使凸轮移动分开。一旦飞行器的速度降低到给定阈值以下，就致动转向控制件，同时继续保持起落架的底部笔直向前，直至飞行员开始使轮子转向。

然而，存在轮胎中的一个在转向不受控制的阶段中瘪掉或爆裂的风险。在这种情况下，底部在施加于具有适当充气的轮胎的轮子的较大地面摩擦而造成的阻力作用下回转，并且这会导致轮子放置成相对于行进方向成直角，由此使轮胎爆裂并损坏轮子的轮缘。

此外，在着陆后或起飞前滑行时，轮胎中的一个的明显瘪掉或爆裂由于突然的回转摆动而造成使飞行器偏转或破坏起落架的风险。

发明内容

本发明的目的是提供一种特别是在轮子与地面接触时管理起落架轮子的转向、同时避免可转向底部的任何回转的方法。

为了实现此目的，本发明提供一种管理由起落架的可转向底部所承载的飞行器起落架轮子转向的方法，该底部与转向控制件相关联，该转向控制件包括适于使起落架的底部响应于转向命令进行转向的转向构件。根据本发明，该方法包括以下步骤：

·监测由轮子所承载的轮胎压力，并响应于探测到如下情况中的至少一种：

·轮胎中的一个轮胎的压力小于第一预定阈值；以及

·轮胎中的两个轮胎的压力之间的差值大于第二预定阈值；

·如果转向控制件未被致动，则致动转向控制件；以及

·实施与适当充气时采用的标称控制关系相比经修正的转向控制关系。

在着陆或起飞阶段中，特别是当转向控制件通常不工作时有利地实施此方法。由此，该方法使得一旦探测到上述情况中的一种，转向控制件就能快速致动，由此使转向控制件立即应用经修正的控制关系来进行操作，由此防止或至少减少轮子的任何回转以及相关的损坏。

当然，如果转向控制件已被致动，则响应于探测到上述情况而从标称控制关系改变到经修正的控制关系就够了。

当然，上述内容仅在探测到所述起落架的至少一个轮子与地面接触的情况下才有意义。

附图说明

鉴于参照附图给出的以下具体说明可更好地理解本发明，附图中：

图1是飞行器前轮起落架的侧视图；

图2是图1的起落架的平面图；以及

图3是用于实施本发明的方法的伺服控制件的图示。

具体实施方式

本发明在此参照飞行器前轮起落架来描述，该飞行器前轮起落架例如是具有两个可转向轮的起落架。

这种飞行器前轮起落架通常具有铰接到飞行器结构的撑杆1。在飞行器 结构与撑杆之间延伸的支架构件（未示出）使撑杆1及因此使起落架能如图所示稳定于其展开位置。

杆2在撑杆1内滑动，且杆2的底端部承载有接纳轮子4a和4b的轴3。套环5安装成在撑杆1的底部上转动并通过转向构件以受控的方式转向，该转向构件在该示例中实施成推拉安装的致动器6。套环5和杆2由剪式连杆7限制成共同转动，因而，使套环5转向起到使杆2转向并因此也使轮子4a和4b转向的作用。至少一个角位置传感器设置在撑杆上，以测量套环5及因此轮子4的角位置。角位置传感器8传送角位置信息，该角位置信息由设置在飞行器内的转向计算机使用，该转向计算机响应于由飞行员通过按压踏板或通过转动方向盘而发出的转向命令来控制轮子4a和4b的转向。

在图3中示出伺服控制件，其中可看到反馈信号θ_r由通过由角位置传感器8产生的角位置信息构成。更精确地说，由转向计算机执行的伺服控制包括计算例如来自驾驶舱内的方向盘的转向设定点θ与反馈信号θ_r之间的误差ε。在该示例中，将误差传送到比例积分微分（PID）控制器10，该比例积分差分控制器产生传送到伺服阀11的控制电流i，其馈送到转向构件的致动器6。

上述内容是公知的，且仅用来使信息完整，从而设定本发明的使用环境。

在着陆过程中，发现与撑杆协作以形成伸缩式减振器的杆处于伸出位置。在此位置，固定到杆的凸轮与固定到撑杆的凸轮协作以保持轮子4a和4b如图所示在飞行器轴线上笔直向前。一般来说，禁止在着陆的同时进行转向控制，以避免轮子由于转向构件或转向计算机的失效而造成的任何不当回转。一般仅当轮子已与地面接触（且由此杆开始穿入撑杆且两个凸轮已移动分开）且飞行器的纵向速度也已降低到预定阈值以下时才致动转向控制。

然而，如果起落架的轮子在轮胎内的压力非常不同时与地面接触，则来自地面的力将以较佳的方式经由具有充气更足的轮胎的轮子来传递，由此即使转向控制还未致动，在起落架的可转向部分上也产生能引起可转向 部分回转的枢转力矩。

为了避免这种情况，并根据本发明，使用对应的压力传感器9a和9b来监测两个轮胎内的压力Pa和Pb。借助示例，可以使用安装在轮子的轮缘上的传感器，以测量存在于轮胎内部的压力，这些传感器经由天线与放置于轮轴上的接收器10a和10b进行通信。来自接收器10a和10b的信号被传送到致动构件12，示出该致动构件控制开关13，以选择性地允许控制电流i传送到伺服阀11。

借助压力传感器9a和9b，可探测到以下情况：

·轮胎中的一个轮胎内测量的压力小于第一确定阈值P1，即Pa≤P1或Pb≤P1；和/或

·由压力传感器9a和9b测量的压力之间的差值大于第二确定阈值P2，即，|Pa-Pb|≥P2。

在第一种情况下，这些轮胎中的一个轮胎可能被刺破，而在第二种情况下，这些轮胎中的一个轮胎可能瘪掉。

在本发明中，当探测这些情况的任一种时，如果转向控制件还未致动，致动构件12适于致动该转向控制件，以抗衡起落架的可转向底部回转的任何趋势。实际上，致动构件12关闭开关13，由此使伺服阀11由角位置伺服控制件来控制。如此致动的转向控制件保持可转向底部位于轴线上，直至飞行员发出一些其它转向角的命令。由此，即便轮胎已经爆裂或严重瘪掉，也可在轮子笔直向前的情况下继续着陆。

在本发明中，一旦转向控制件响应于探测到上述情况中的任一种而已致动，转向控制件编程为实施相对于标称控制关系经修正的控制关系实施，该标称控制关系用于两个轮胎都适当充气的标称情况。

较佳地，从以下列出的动作来选择修正方式：

·限制起落架的可转向部分的转向角（例如，±45°），以仅允许大转弯（wide turn）、防止急转弯（tight about-turn）。

·限制飞行器的轮子可转向的最大速度（例如，5节（英里/小时）），以允许仅在低速下滑行；

·限制轮子可转向的角速度（例如，每秒±5度），以避免任何突然的运 动；

·以小角度来增大控制的灵敏度（例如，对于5°的设定点转过2.5°，即，以因子2），以避免过大幅度的转向；

·增大死区，以避免起落架的可转向部分在0度附近振荡；以及

·通过修正在控制时使用的增益，或者甚至是所使用的矫正器结构来减少控制的动态性。

当然，如果转向控制件已致动并在操作时实施正常的控制关系，则当探测到上述情况中的任一种时，将致使标称控制关系改变到经修正的控制关系。

当然，本发明的方法可应用于轮子接触地面的任何阶段，无论转向控制件是否致动。

Claims (7)

1.一种管理由起落架的可转向底部所承载的飞行器起落架轮子(4a，4b)转向的方法，所述底部与转向控制件相关联，所述转向控制件包括适于使所述起落架的所述底部响应于转向命令进行转向的转向构件(6)，所述方法的特征在于它包括如下步骤：

·监测由所述轮子承载的轮胎压力(Pa,Pb)并响应于探测到第一情况“所述轮胎中的一个轮胎的压力小于第一预定阈值(P1)”，如果所述转向控制件未被致动则致动所述转向控制件，并且实施与所述轮胎适当充气时使用的标称控制关系相比经修正的转向控制关系；以及

·监测由所述轮子承载的轮胎压力(Pa,Pb)并响应于探测到第二情况“所述轮胎中的两个轮胎的压力之间的差值大于第二预定阈值(P2)”，如果所述转向控制件未被致动则致动所述转向控制件，并且实施与所述轮胎适当充气时使用的标称控制关系相比经修正的转向控制关系；以及

·监测由所述轮子承载的轮胎压力(Pa,Pb)并响应于探测到所述第一情况和第二情况，如果所述转向控制件未被致动则致动所述转向控制件，并且实施与所述轮胎适当充气时使用的标称控制关系相比经修正的转向控制关系。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述经修正的转向控制关系是应用下述动作的一个或多个来相对于所述标称控制关系作修正的：

·限制所述起落架的所述可转向底部的转向角；

·限制所述飞行器的所述轮子能转向的最大速度；

·限制所述轮子能转向的角速度；

·以小角度增大所述转向控制件的灵敏度；

·增大0度附近的死区；以及

·减小所述转向控制件的动态性。

3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述起落架的所述可转向底部的所述转向角限制为±45度。

4.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述飞行器的所述轮子能转向的最大速度限制为小于5节。

5.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述轮子能转向的所述角速度限制为每秒±5度。

6.如权利要求2所述的方法，其特征在于，通过因子为2以小角度增大所述转向控制件的灵敏度。

7.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述经修正的转向控制关系是应用下述动作的一个或多个来相对于所述标称控制关系作修正的：

·将所述起落架的所述可转向底部的所述转向角限制为±45度；

·将所述飞行器的所述轮子能转向的最大速度限制为小于5节；

·将所述轮子能转向的所述角速度限制为每秒±5度；

·通过因子为2以小角度增大所述转向控制件的灵敏度；

·增大0度附近的死区；以及

·减小所述转向控制件的动态性。