专利名称：一种管理飞机在地面上运动的方法
技术领域：
本发明涉及一种管理飞机在地面上运动的方法。需要重申的是，飞机包括由多个起落架构成的起落装置，藉此在飞机与地面之间提供了分界面。
背景技术：
通常，飞行员通过操作各种控制器(舵板、控制轮.......)来控制飞机在地面上
的运动。为了进行所需运动，飞机员必须持续操作这些控制器，这产生了很大的工作量。已知的寻求可以辅助飞行员管理飞机在地面上运动的方法是，该飞机包括至少一个左主起落架和至少一个右主起落架，每个主起落架具有若干与力矩施加构件相关联的轮子。出于此目的，在由一个或多个控制器生成的纵向加速度设定值和/或角速度设定值的基础上，确定每个力矩施加构件以这样的方式施加到关联轮子的单独力矩设定值，即，单独力矩设定值共同使得飞机符合纵向加速度设定值和/或角速度设定值。因而，飞行员可以管理控制器，而不用担心分配设定值以作用于飞机运动的方式。 然而，在这种方法中，在将纵向加速度设定值和/或角速度设定值分别与飞机的实际纵向加速度和/或实际角速度进行比较的调节回路的帮助下，尽可能接近用于飞机的纵向加速度设定值和/或角速度设定值。然而，调节回路包含了大量零件，特别是所有的力矩施加构件。为了足够好地控制所述回路内包含的每个零件，就必须使用复杂的控制关系。这个缺点在大型飞机上更为突出。此外，发现这类方法难以从一种飞机构造改适到另一种飞机构造仅仅是由于构造发生了变化(额外的起落架、每个起落架有一个轮子装配了额外的力矩施加构
件.......)，所有的每个力矩施加构件之间分配纵向加速度设定值和/角速度设定值所需
的控制关系都必须重新计算。
发明内容
本发明的目的在于提出一种管理飞机在地面上运动的方法，该方法可以避免上述缺点。为了实现该目的，本发明提供了一种管理飞机在地面上运动的方法，该飞机具有至少一个左主起落架和至少一个右主起落架，每个主起落架具有与力矩施加构件相关联的轮子，力矩施加构件响应于总设定值而将力矩施加到轮子，该总设定值包括纵向加速度设定值和角速度设定值。根据本发明，该方法包括以下连续步骤·根据总设定值，以这样的方式为每个起落架确定起落架加速度设定值，即，起落架加速度设定值共同作用以满足总设定值；·对于每个起落架，以这样的方式从起落架加速度设定值为起落架的每个轮子确定轮子加速度设定值，即，轮子加速度设定值共同符合起落架加速度设定值；并且
·对于每个轮子，以这样的方式从轮子加速度设定值确定总力矩设定值，用于由与所述轮子相关联的力矩施加构件所产生的力矩，即，总力矩设定值能够满足轮子加速度设定值，并且由力矩施加构件响应于总力矩设定值施加到轮子的力矩共同使飞机满足总设定值。飞机的起落装置由此被分成了具有不同级别的体系飞机、起落架和轮子。起落装置的这种模块化组织为适用于飞机的不同构造提供了高级别的适应性不再需要检查所有控制关系在分配飞机总设定值时是否有用，而只需检查所关注的那一级别的关系。此外，在起落装置的每个等级上都存在调节回路因而，起落装置的每个力矩施加构件被局部控制，这就大大简化了所使用的控制关系。
根据以下结合附图对所给出的本发明的特定、非限制性的实施例的描述可以更好地理解本发明，其中·图1是控制起落装置而实施在第一等级上的本发明方法的图解； 图加和2b是实施在比图1中级别低的第二等级上的本发明方法的图解；·图3是在比图加和2b中级别低的第三等级上使用本发明方法的图解；·图4是在比图3中级别低的第四等级上使用本发明方法的图解；以及·图5是在比图3中级别低的第四等级上使用本发明方法的另一次实施的图解；
具体实施例方式参照图1到3，本文中详细描述的本发明的方法应用于包括起落装置的飞机1，该起落装置具有至少一个位于飞机机头的辅助起落架2、至少一个左主起落架3和至少一个右主起落架4。为寻求使飞机1在地面上运动，飞机员操作各种控制器(如舵板或控制轮)以生成全局设定值，该全局设定值由纵向加速度设定值Γ。和角速度设定值也组成。本示例中的飞机1的每个起落架2、3、4都具有左轮和右轮，其分别标记为2g和 2d、3g和3d(右主起落架的轮子未在图中示出)，每个轮子都与力矩施加构件相关联，用于响应飞机1的纵向加速度设定值Γ。而将力矩施加给轮子。此外，左、右主起落架3和4的轮子的力矩施加构件还可以这样的方式将力矩施加到轮子，即，以响应于飞机1的角速度设定值也而在左主起落架3的轮子和右主起落架4的轮子之间产生转速差。根据本发明， 在本示例中，辅助起落架2包括同样响应于飞机1的角速度设定值也而使辅助起落架2的底部能够转向的转向装置5。参照图1，在基于总设定值(Γ。，也)控制起落装置的第一等级(级别1或飞机级别)处，飞机控制模块6以这样的方式同时为每个起落架2、3、4确定起落架加速度设定值 aa2> aa3> aa4，还为辅助起落架2确定起落架转向角设定值θ a2,即，起落架加速度设定值aa2、 h、iia4与转向角设定值9a2—起提供对总设定值(Γ。，久)的响应。在已知的方法中，某些情况下(跑道湿滑、加速装置故障.......)，一个或多个起
落架会只产生有限的加速度，藉此阻碍其实现相应的起落架加速度设定值。在这些情况下， 讨论中的辅助起落架2或左或右主起落架3或4将饱和信号Sata2、&ita3、Sata4传送给飞机控制模块6，该飞机控制模块随后将饱和考虑在内，以便确定用于尽可能好地响应于总设定值(r。，也)的起落架加速度设定值％、^3、^^4及转向角设定值ea2。根据本发明，飞机1在地面上运动的时间内，例如通过测量飞机1的实际角速度和实际纵向加速度Γm测量代表飞机1运动的参数。基于测得的角速度^测得的纵向加速度Γω，飞机控制模块6确定起落架加速度设定值aa2、iia3、aa4及起落架转向角设定值ea2， 同时考虑角速度设定值氣和测得的角速度A之间的误差，以及纵向加速度设定值r。和测得的纵向加速度Γω之间的误差，通过飞机控制模块6同时处理纵向加速度设定值Γ。和角速度设定值久。通过对起落架加速度aa2、aa3、aa4及辅助起落架2的转向角设定值θ a2进行调节(7)，至少在用于起落架2、3、4的正常操作条件下，获得符合总设定值(Γ。，久)的飞机 1在地面上的运动。在一个优选实施过程中，飞机1在地面上运动的时间内，测量出起落架转向角 θ-。基于所测得的起落架转向角θ a2m，飞机控制模块6确定起落架转向角设定值ea2，同时考虑起落架转向角设定值θ a2和测得的转向角θ 之间的误差。通过对起落架转向角 θ a2进行调节，获得与转向角设定值相符的转向角度，而不必使第一调节7直接包含起落架转向角设定值θ a2和测得的起落架转向角θ^之间的误差。以类似的方式，飞机1在地面上运动的时间内，基于对代表飞机1运动的参数的各种测量，估算出每个起落架的起落架加速度aa2m、aa3m、aa4m，这些参数包括起落架轮子的旋转速度、飞机的角速度、……。基于估算出的起落架加速度，飞机控制模块6确定起落架加速度设定值aa2、aa3、aa4,同时考虑起落架加速度设定值aa2、aa3、aa4与估算出的起落架加速度aa2m、aa3m、aa4ffl之间的误差。本发明的方法因而可以同时管理辅助起落架2底部的转向角、主起落架3和4之间的转速差以及每个起落架2、3、4的纵向加速度。这减少了飞行员的工作负荷，他只需要管理控制器即可，而无需关注总设定值(Γ。、么)在起落架2、3、4之间如何分配以便保证飞机1在地面上进行所需的运动。根据本发明，起落装置还以第二等级进行控制。参照图加，其图示了应用于左主起落架3的级别2A(或具有不可转向底部的起落架级别)。同样具有不可转向底部的右主起落架4以与左主起落架3相同的方式进行管理。起落架控制模块8接收来自级别1的起落架加速度设定值\3。基于起落架加速度设定值aa3，起落架控制模块8同时以这样的方式为左主起落架3的每个轮子3d、3g确定轮子加速度设定值^d、arg,即，轮子加速度设定值^g共同符合起落架加速度设定值\3。与级别1相同，如果一个或多个轮子只能产生有限的加速度，阻碍获得相应的轮子加速度设定值，讨论中的右轮3d或左轮3g将饱和信号Satnn Satrg传送给起落架控制模块8，起落架控制模块8随后将饱和考虑在内，以便确定轮子加速度设定值^d、^g，用以尽可能接近起落架加速度设定值\3。与级别1相同，飞机1在地面上运动的时间内，测量代表轮子运动的参数，例如，测量轮子的转速，根据它估算每个轮子的加速度^dm、Br01io基于对这些轮子加速度的估算，起落架控制模块8确定轮子加速度设定值^d、^g，同时考虑轮子加速度设定值^d、^g与估算出的轮子加速度^^、Br011之间的任何误差。在一个优选实施过程中，起落架控制模块8还获得了测得的角速度之和测得的纵向加速度Γω，以便确定轮子加速度设定值^d、arg,同时考虑飞机与所需的地面上的运动相比的行为。参照图2b，其图示了应用于辅助起落架2的级别2B(或具有可转向底部的起落架级别)。在级别2B中，与级别2A的起落架控制模块相同，起落架控制模块9以这样的方式从起落架加速度设定值％为辅助起落架2的每个轮子2d、2g确定轮子加速度设定值^d、 arg,即，轮子加速度设定值^g共同符合起落架加速度设定值aa2。如果一个或多个轮子只能产生有限的加速度，阻碍获得相应的轮子加速度设定值，讨论中的右轮2d或左轮2g将饱和信号&itrf、&i、g传送给起落架控制模块9，起落架控制模块9随后将饱和考虑在内，以便确定轮子加速度设定值^d、^g，用以尽可能接近起落架加速度设定值、。飞机1在地面上运动的时间内，测量代表轮子运动的参数，例如，测量轮子的转速，根据它估算每个轮子的加速度^dm、Br01io基于对这些轮子加速度的估算，起落架控制模块9确定轮子加速度设定值^d、^g，同时考虑轮子加速度设定值^g与估算出的轮子加速度^ta、arsil之间的任何误差。在一个优选实施过程中，起落架控制模块9还获得了测得的角速度^m和测得的纵向加速度Γω，以便确定轮子加速度设定值^d、arg,同时考虑飞机相对于所需的地面上的运动的行为。此外，起落架控制模块9在管理轮子加速度^d、^g的同时，管理用于辅助起落架2 底部的转向角。出于该目的，起落架控制模块9将起落架转向角设定值ea2传送给转向装置5。根据本发明，起落装置还以第三等级进行控制。参照图3，其图示了应用于辅助起落架2的右轮2d的级别3 (或轮子级别)。起落架的每个轮子以与辅助起落架2的右轮2d 相同的方式进行控制。轮子控制模块10接收来自级别2B的起落架加速度设定值^d，并确定将要由与轮 2d相关联的力矩施加构件11产生的总力矩设定值Mgl，以使总力矩设定值Mgl用于满足轮子加速度设定值\d。上述的各种级别以这样的方式组成统一体系，即，响应于总力矩设定值Mgl由所有力矩施加构件施加到轮子的力矩，以及响应于转向角设定值θ a2的用于辅助起落架底部的转向设定值共同作用，以使飞机能够响应总设定值(Γ。，^)。与级别1相同，如果力矩施加构件11只能产生有限的力矩，阻碍获得总力矩设定值Mgl，力矩施加构件11将饱和信号^tg传送给轮子控制模块10。轮子控制模块10随后将饱和考虑在内，以便确定总力矩设定值Mgl，以尽可能接近轮子加速度设定值\d。控制级别3因而与同轮子2d相关联的力矩施加构件11的类型无关，这使得对于任意类型的施加构件技术都可以采用该方法。根据本发明，起落架还以第四等级进行控制。参照图4，其图示了应用于轮子2d的力矩施加构件11的级别4(或力矩施加构件级别)，该示例中的力矩施加构件11包括两个部件摩擦制动器13和马达14。在该示例中，控制起落装置的每个力矩施加构件的方式与控制轮子2d的力矩施加构件11的方式相同。在已知方式中，力矩施加构件11的摩擦制动器13和马达14由控制模块12进行控制。基于总力矩设定值Mgl，控制模块12为力矩施加构件11的每个部件13、14确定单独力矩设定值M13、M14,以使单独力矩设定值M13、M14在共同作用时符合总力矩设定值Mgl。与上述各级别相同，如果力矩施加构件11的一个部件只能产生有限的力矩，阻碍获得总力矩设定值Mgl，所述部件将饱和信号Sat13、Sat1Jt送给控制模块12。控制模块12 随后将饱和考虑在内，以便确定单独力矩设定值M13、M14，用以尽可能接近所需的总力矩设定值Mgl。在一个优选实施过程中，参照图5，其图示了应用到力矩施加构件11的级别4(或力矩施加构件级别)，该力矩施加构件11包括两个部件摩擦制动器13’和通过损耗能量而非摩擦来提供辅助制动的辅助制动器14’。于是，力矩施加构件11包括制动管理构件15， 当对轮子2d进行制动时，其在摩擦制动器13’和辅助制动器14’之间共享制动。最后，当轮子加速度设定值^d为负时，即，当存在对轮子2d的制动设定值时，制动管理单元15通过控制模块12获得代表摩擦制动器13’和辅助制动器14’的制动参数的信息，例如，摩擦制动器13’或辅助制动器14’的温度。基于该信息，制动管理单元15确定轮子2d是否处在摩擦制动器13'对于进行所需制动不是必要的制动情形下。制动管理单元15随后与控制模块12进行联通，从而以这样的方式确定单独力矩设定值M13、M14，S卩，只要轮子2d还保持在所述制动情形下，就优选致动辅助制动器14’，而只有在轮子2d离开所述制动情形的情况下，才致动摩擦制动器13’。这样，制动管理构件15尤其用于使摩擦元件的磨损最小化。自然，本发明并不局限于所描述的实施过程，在不超出由权利要求所限定的本发明精神的情况下，还可以应用实施过程的变型。尽管所述的飞机1在前部具有一个辅助起落架2，且在尾部具有两个主起落架3、 4，但起落架自然还可以具有任何其它的构造。另外，飞机1可以包括任何其它数量的起落架，且每个起落架可以具有任何其它数量的轮子。此外，飞机1可以具有带有可转向底部的任何其它数量的起落架，以及与力矩施加构件相关联的任何其它数量的轮子。另外，每个力矩施加构件所包含的元件数量和类型可以与此处显示的不同。例如，力矩施加构件可以仅包括摩擦制动器。还可以用液压制动器代替摩擦制动器。需要重申的是，本发明的一个优点就在于，其非常适用于飞机的构造。特别地，尽管本文所描述的方法用于同时管理辅助起落架2底部的转向、主起落架3和4之间的转速差异以及每个起落架2、3、4的纵向加速度，但本发明的方法可以仅用于管理主起落架3、4的转速之间的差异及其纵向加速度。特别地，尽管上述飞行员通过操作各种控制器来产生总设定值(1^、也)，但自然地，根据飞行员需要飞机1在地面上所进行的运动，总设定值中的两个分量中的一个或另一个可以为零。此外，本文使用的术语“加速”和“速度”并不仅仅表明加速度和速度为正， 也表明加速度和速度为负，尽管众所周知负的加速度就是减速度。
权利要求
1.一种管理飞机(1)在地面上运动的方法，该飞机具有至少一个左主起落架C3)和至少一个右主起落架G)，每个主起落架具有与力矩施加构件(11)相关联的轮子(3d、3g、4d、 4g)，力矩施加构件(11)响应于总设定值而将力矩施加到轮子，该总设定值包括纵向加速度设定值(Γ。)和角速度设定值(也)，该方法的特征在于，包括以下连续步骤 根据总设定值(Γ。、也)，以这样的方式为每个起落架确定起落架加速度设定值(aa3、 aa4)，即，起落架加速度设定值0ia3、aa4)共同作用以满足总设定值(Γ。、也)； 对于每个起落架，以这样的方式从起落架加速度设定值(aa3、aa4)为所述起落架的每个轮子确定轮子加速度设定值(arf、~g)，即，轮子加速度设定值(arf、arg)共同符合起落架加速度设定值(aa3、aa4)；以及 对于每个轮子，以这样的方式从轮子加速度设定值(arf、~g)确定总力矩设定值(Mgl)， 用于由与所述轮子相关联的力矩施加构件所产生的力矩，即，总力矩设定值(Mgl)能够满足轮子加速度设定值(ard、\g)，并且由力矩施加构件响应于总力矩设定值(Mgl)施加到轮子的力矩共同使飞机满足总设定值(Γ。、^)。
2.如权利要求1所述的应用于飞机(1)的方法，其特征在于，至少一个力矩施加构件 (11)包括至少两个部件，该方法包括以下步骤根据总力矩设定值(Mgl)为所述力矩施加构件的每个部件(13、14)以这样的方式确定单独力矩设定值(M13、M14), S卩，单独力矩设定值 (Μ13、Μ14)共同符合总力矩设定值(Mgl)。
3.如权利要求1或权利要求2所述的应用于飞机(1)的方法，其特征在于，该飞机还包括一个或多个起落架O)，每个所述起落架包括用于使起落架的底部响应于角速度设定值 (4>c)进行转向的转向装置( ，该方法包括以下步骤响应于角速度设定值(Φ0 )，以这样的方式为每个具有可转向底部的起落架确定起落架转向角设定值(θ a2)，即，起落架转向角设定值(Qa2)与起落架加速度设定值0ia3、aa4)共同满足总设定值(r。、^)。
4.如权利要求1所述的应用于飞机(1)的方法，其特征在于，至少一个力矩施加构件 (11)包括至少一个摩擦制动器(13’ )和至少一个损耗能量而非借助摩擦的辅助制动器 (14’)，该方法包括以下步骤 当轮子加速度设定值(a…arg)为负时，即，当存在对所述轮子进行制动的设定值时， 执行与摩擦制动器和辅助制动器的制动参数有关的函数，以确定轮子是否处于制动情形下，在该情形下，摩擦制动器不必产生制动设定值； 只要轮子仍处于所述制动情形，就优选致动辅助制动器，且仅当轮子离开所述制动情形时，才致动摩擦制动器。
全文摘要
本发明涉及一种管理飞机(1)在地面上运动的方法，该飞机包括至少一个左主起落架(3)和至少一个右主起落架(4)，每个主起落架包括与力矩施加构件相关联的轮子(3d、3g、4d、4g)，力矩施加构件响应于总设定值而将力矩施加到轮子，该总设定值包括纵向加速度设定值(Γc)和角速度设定值()，该方法包括以下连续步骤将总设定值分解为由与每个轮子相关联的力矩施加构件产生的总力矩设定值(Mg1)。
文档编号B64C25/34GK102556339SQ201110462530
公开日2012年7月11日 申请日期2011年9月21日 优先权日2010年9月21日
发明者D·勒梅, D·弗兰克, M·巴赛特, Y·查马拉德 申请人:梅西耶-布加蒂-道提公司