飞行器自主后推的制作方法
飞行器自主后推的制作方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及使用自主滑行系统使地面上的飞行器倒退，并且具体地，本发明涉及 在倒退时使飞行器减速。
【背景技术】
[0002] 有时需要在飞行器处于地面上时使飞行器倒退移动。例如，经常由称为后推牵引 车或拖车的交通工具将飞行器向后推离停机位，即所谓的"后推"操纵。如果需要的话，相同 的牵引车或拖车也可以使飞行器向前移动。虽然有些飞行器具有依靠其自身动力使用主飞 行器引擎，例如通过使用称为"回力(power back)"的操纵中的倒退推力来倒退的能力，但 是这对于民用飞行器来说是不允许的，因为来自引擎的喷射气流或螺旋桨涡流可能损坏附 近的航站楼或设施。
[0003] 近来，已经提出了为飞行器配备自主机轮驱动滑行系统，该自主机轮驱动滑行系 统可以驱动飞行器起落架机轮中的一个或更多个机轮转动，使得飞行器可以依靠其自身动 力滑行。使用机轮驱动系统来驱动飞行器起落架机轮倒退的能力使得能够在主引擎不运行 的情况下进行自主后推操作，以及能够在主引擎中的一个或更多个主引擎运行或不运行的 情况下进行向前滑行操作。自主后推操作使得自主机轮驱动滑行系统尤其适合于民用飞行 器，但是该系统能够广泛适用于以下各种各样的飞行器，包括民用和军用飞行器；固定翼、 旋转翼和动力升力飞行器;有人驾驶和无人驾驶飞行器等。
[0004] 对于常规的后推操作，由牵引车执行制动。由于存在损坏前起落架和牵引车的风 险，因此通常禁止使用制动踏板。在有自主机轮驱动滑行系统即没有牵引车单元的情况下， 将需要在飞行器上自主地执行制动。常规的飞行器制动系统通常不被设计成执行该功能， 常规的飞行器制动系统更适合于着陆阶段的高能量耗散，以及滑行阶段的抵抗主飞行器引 擎的推力的低能量耗散。因此，常规的飞行器制动系统通常不适合于在自主后推操作期间 进行制动。自主后推引入飞行器倾翻(其中，飞行器趋于使机头绕其俯仰轴向上转动，从而 可能导致机尾触地)和飞行器失控(其中，如果在斜坡上执行自主后推操纵，则重力加速度 的纵向分量可能变得高于轮胎在地面上的滚动阻力，从而使得飞行器以高于期望的后推速 度加速)的风险。
【发明内容】
[0005] 本发明的第一方面提供了一种当飞行器与地面接触时在飞行器的向后运动期间 控制飞行器的速度的方法，该方法包括:向飞行器的至少一个起落架机轮施加扭矩，该扭矩 在与起落架机轮的转动的向后滚动方向相反的方向上，其中，施加的扭矩不超过用于确保 飞行器的纵向稳定性的极限。
[0006] 本发明的另一方面提供了一种用于飞行器的自主后推制动系统，该飞行器具有： 用于驱动飞行器的起落架机轮中的一个或更多个机轮转动的机轮驱动系统，其中，机轮驱 动系统能够进行操作以驱动机轮转动，以在飞行器与地面接触时实现飞行器的向后运动； 以及用于向飞行器的至少一个起落架机轮施加扭矩的装置，该扭矩在与起落架机轮的转动 的向后滚动方向相反的方向上，并且其中，施加的扭矩不超过用于确保飞行器的纵向稳定 性的极限。
[0007] 为了纵向稳定性，在后推操纵期间施加的使飞行器减速的扭矩不应使飞行器具有 倾翻事件的风险。因此，可以选择扭矩极限，以使得:a)飞行器不会因后倾而机尾着地，和/ 或b)飞行器的前起落架不与地面局部接触，和/或c)前起落架机轮上的基本上垂直的载荷 不低于阈值，其中在该阈值处，转向定心装置保持前起落架的机轮为直。
[0008] 扭矩极限可以基于当施加扭矩时的下述瞬时飞行器参数中的一个或更多个瞬时 飞行器参数：飞行器在上面移动的地面的倾斜角；飞行器的重心；飞行器的质量;绕飞行器 的横向（y)轴的飞行器转动惯量;飞行器的向后速度。
[0009] 飞行器的向后运动可以由机轮致动器实现，该机轮致动器由飞行器承载，以用于 驱动飞行器的起落架机轮中的一个或更多个机轮转动，和/或飞行器的向后运动可以由归 因于飞行器在上面移动的地面的倾斜角的重力实现。
[0010] 在自主后推操纵中，飞行器的向后运动在没有外部牵引车单元的情况下自主地实 现。然而，即使在没有命令后推操纵时，也可能由停泊制动器的非故意释放引起后推失控。
[0011] 向起落架机轮施加扭矩的步骤可以包括:使用摩擦制动器总成向机轮施加制动扭 矩。
[0012] 可以测量飞行器速度，并且如果该速度超过不能确保飞行器的纵向稳定性的预定 极限，则在飞行器驾驶舱中显示指示。
[0013] 制动扭矩可以由制动控制系统或者由停泊制动系统实现。制动扭矩可以由飞行员 输入启动，例如使用驾驶舱制动踏板或停泊制动杆来启动。
[0014] 制动控制系统可以仅向有限数目的制动轮发送制动命令。例如当飞行器具有N个 制动轮时，制动控制系统可以向制动轮中的η个制动轮发送制动命令，其中n〈N。
[0015] 制动控制系统可以将适用于摩擦制动器总成的最大制动夹紧压强限制为不超过 确保飞行器的纵向稳定性的极限。
[0016] 最大制动夹紧压强可以根据飞行器的质量和纵向重心位置变化。
[0017] 制动控制系统可以实现制动法则，该制动法则初始地命令随时间增加而上升的低 制动压强。
[0018] 可以在机轮致动器向后驱动飞行器的同时施加制动扭矩。
[0019 ]机轮致动器的扭矩和制动扭矩可以由共同的控制器来控制。该控制器可以接收飞 行器速度的输入，以及朝向目标速度控制机轮致动器的扭矩和制动扭矩。
[0020] 向起落架机轮施加扭矩的步骤可替选地可以包括:使用发电机向机轮施加制动扭 矩。
[0021] 发电机可以耦接至飞行器的电网或耦接至用于消耗由该发电机产生的电能的电 阻器。
[0022] 发电机优选地为下述电动机/发电机，该电动机/发电机用于驱动飞行器的起落架 机轮中的一个或更多个机轮转动，以实现飞行器的向后运动。
[0023] 电动机/发电机可以通过驱动路径选择性地耦接至起落架机轮。优选地，该驱动路 径包括小齿轮和安装至机轮的轮辋的齿轮，其中，小齿轮能够在小齿轮与机轮的齿轮驱动 啮合的啮合位置与小齿轮与机轮的齿轮物理分离的脱离位置之间移动。
【附图说明】
[0024] 现在将参照附图来描述本发明的实施方式，在附图中：
[0025] 图1示出了执行自主后推操作的飞行器；
[0026] 图2示出了在倾斜地面上的飞行器；
[0027]图3示出了飞行器的机轮驱动系统；
[0028] 图4示出了在自主后推操作期间对飞行器的纵向稳定性和性能起主要作用的因素 的曲线图；
[0029] 图5示出了使用飞行器的制动控制系统使飞行器制动的方案；
[0030] 图6示出了使用飞行器的停泊制动器使飞行器制动的方案；
[0031 ]图7示出了飞行器制动控制系统的坡道制动法则；
[0032]图8示出了用于控制飞行器的机轮驱动系统和制动控制系统的控制方案；
[0033]图9示出了用于将由发电机产生的电力耗散到飞行器电力网的方案；以及
[0034]图10示出了用于将由发电机产生的电力耗散到电阻器的方案。
【具体实施方式】
[0035]图1示出了飞行器1，飞行器1具有机身2,机身2包括机头2a和机尾2b、机翼3、主引 擎4、前起落架5和主起落架6。该飞行器具有单个前起落架5以及位于飞行器中心线两侧的 两个主起落架6，两个主起落架6和单个前起落架5形成三脚架。两个主起落架6和单个前起 落架5中的每个起落架具有双轮的内凹式配置。
[0036]虽然可以理解，本发明适用于上面提及的各种各样的飞行器类型，但是飞行器1通 常是短程单通道喷气式客机。特别地，飞行器可以具有更多或更少数目的起落架;并且每个 起落架可以具有任意数目的机轮，包括具有一个机轮。
[0037] 每个主起落架6具有在图3中详细示出的机轮驱动系统10。机轮驱动系统10用于驱 动主起落架6的一个机轮(通常为外侧机轮，但是可替选地也可以为内侧机轮)转动，以使飞 行器在地面上滑行。机轮驱动系统10在主引擎4不运行的情况下进行操作，以使飞行器倒 退。机轮驱动系统10在主引擎运行或不运行的情况下进行操作，以使飞行器向前滑行。为避 免产生疑问，前进方向最初沿飞行器纵轴机头，而倒退方向最初沿飞行器纵轴机尾。
[0038] 在图1中，飞行器被示出为倒退，由方向箭头R指示，同时起落架机轮与地面G接触， 地面G基本上是水平的，即与水平面的坡度为零。在图2中，飞行器1被示出为倒退，由方向箭 头R指示，同时起落架机轮与地面G接触，地面G与水平面h具有倾斜角阿尔法(α)。
[0039] 机轮驱动系统
[0040] 图3示 出了机轮驱动系统10的局部视图。主起落架6包括可伸缩减震主支柱12,可 伸缩减震主支柱12包括上伸缩部（主配件）和下伸缩部（滑动器）13。上伸缩部通过其上端 (未示出）附接至飞行器的机身或机翼(未示出）。下伸缩部支承轴14,轴14承载位于主支柱 两侧的一对机轮16。每个机轮包括由轮毂18 (为清楚起见，在图3中仅示出了一个机轮16的 轮毂18，）支承的轮胎。机轮16被布置成绕轴14旋转，以使飞行器能够进行地面运动，如滑行 或降落。
[0041]每个机轮轮毂18具有用于支撑轮胎(未示出）的轮辋19。机轮驱动系统10包括附接 至轮毂18以便与机轮16-起转动的从动齿轮20,从动齿轮20包括滚子齿轮(roller gear) 34,滚子齿轮34由两个刚性环孔35形成，两个刚性环孔35通过绕环孔延伸以形成连续轨道 的一系列滚子(roller)36连接在一起。滚子36均可绕销（未示出）转动，销在环孔35之间延 伸以形成环孔35之间的刚性连接。环孔35中的一个环孔包括提供与轮毂18的刚性连接的多 个连接延伸翼片(tab) 37。
[0042] 机轮驱动系统10还包括机轮致动器50,机轮致动器50包括电动机52,电动机52经 由齿轮箱70使输出链轮60 (驱动小齿轮)旋转，链轮60为具有径向延伸的齿的轮式链轮，其 中径向延伸的齿能够与滚子齿轮34的滚子32互锁。
[0043]机轮致动器50由托架支承，该托架与起落架的轴14刚性连接并且绕枢转轴枢转地 连接至电动机52。机轮致动器50可替选地可以安装在上伸缩部（主配件)或下伸缩部13(滑 动器)上。线性致动器58,如直接驱动滚子螺杆机电线性致动器在托架56(在最靠近轴14的 一端）与电动机52之间延伸。因此，致动器58的直线运动被转换为机轮致动器50的旋转运 动，使链轮60在链轮齿与滚子齿轮34的滚子32互锁的嗤合位置与链轮齿与滚子齿轮34的滚 子32物理脱离的脱离位置之间移动。因此，链轮60在基本上径向方向上相对于转动的滚子 齿轮34的轴在啮合位置与脱离位置之间移动。
[0044] 将会理解的是，机轮驱动系统10可以采取各种形式。示出的机轮驱动系统10是开 放式齿轮布置的示例，在开放式齿轮布置中，机轮驱动系统的啮合/脱离是通过使驱动小齿 轮在基本上径向方向上移进/移出与从动齿轮的正驱动啮合。驱动小齿轮和从动齿轮分别 可以被形成为链轮和滚子齿轮(如图所示）；链轮和滚子链;滚子齿轮和链轮;滚子链和链 轮;或者有齿齿轮，例如正齿轮。可替选地，驱动小齿轮可以在基本上轴向方向（沿着驱动小 齿轮的转动轴)上移进和移出与从动齿轮的驱动啮合。
[0045] 还可替选地，可以在电动机与从动机轮之间设置离合装置。电动机可以被设置在 机轮的轮毂内或安装在机轮附近。从动机轮永久地与电动机与从动机轮之间的驱动路径的 一部分啮合，并且离合装置可以形成或断开电动机与从动机轮之间的驱动路径。驱动路径 与从动机轮之间的啮合可以为齿轮传动，或者可以为摩擦传动。
[0046] 尽管附图仅示出了机轮驱动系统10用于驱动机轮16中的一个机轮的特征，但是可 以针对其他机轮16反映这些特征。也就是说，可以针对每个机轮16设置一个机轮驱动系统 10。对于具有四个或更多个机轮16的起落架10,机轮驱动系统10可以被提供给机轮16中的 每个机轮，或者仅提供给机轮16中的两个机轮。在其它实施方式中，可以在两个机轮驱动系 统10之间共享一个电动机52。也就是说，电动机52可以被布置成使每个驱动系统的输出链 轮旋转。附加地或者可替选地，机轮驱动系统可以驱动前起落架5中的一个或更多个机轮。 [0047]机轮轮毂18内是一般在40处指示的摩擦制动装置。摩擦制动装置40可以是传统类 型的，因此在此处将不做详细描述。然而，一般来说，飞行器的摩擦制动装置包括定子部分 和转子部分，其中转子部分包括一叠碳盘。可以液压操作或电操作的制动致动器在碳盘堆 叠上建立压强，以将机轮的扭矩转换成热量，从而使飞行器减速。制动致动器由飞行器的制 动控制系统(BCS)控制。BCS响应于例如飞行员和自动驾驶仪输入的输入，并且相应地命令 制动压强。
[0048]飞行器的纵向稳定性
[0049] 虽然当飞行器在地面上向前行驶并且通过主起落架的摩擦制动器使飞行器减速 时，起落架5、6的三脚架布置在飞行器的纵向方向上通常是稳定的，但是研究表明，当飞行 器在执行自主后推操作应用时，仅使用摩擦制动器的低水平的制动扭矩就可能足以扰乱飞 行器的纵向稳定性并且具有倾翻事件的风险。
[0050] 后推倾翻
[0051] 对于纵向稳定性，已经确定了三种不同的倾翻情况：
[0052] #机尾触地一一飞行器的机头升起并且机尾撞击地面。
[0053] ?机头上升一一前起落架的机轮暂时与地面失去接触，但是飞行器没有落在机尾 上。
[0054] ?转向凸轮嗤合--前起落架的转向定心凸轮的载荷低于预定水平，在该预定水 平处，定心凸轮啮合以保持前起落架的机轮在直线上（沿飞行器的中心线朝前的零度位 置)。
[0055] 图4示出了特定的飞行器参数对飞行器的纵向稳定性(X轴)和飞行器性能(y轴）的 影响。所考虑的参数为：
[0056] #飞行器质量
[0057] ?飞行器的纵向重心(CG X)位置 [0058] ?停机坪(地面)的坡度
[0059] ?绕俯仰(y)轴的转动惯量Iyy
[0060] ?自主后推速度 [0061 ] ?制动增益
[0062] ?制动上升时间（将制动压强建立至所命令的水平的时间）
[0063] 已经确定的是，对于这些参数来说，在自主后推操纵期间，后CG位置与高后推速度 和高停机坪坡度的组合可以造成最大的倾翻事件风险。虽然图4中未示出，但是还应当注意 的是，在后CG的情况下，较大的质量也更不利于飞行器的纵向稳定性。
[0064]后推失控
[0065] 并且针对在斜坡上进行自主后推的情况，对后推失控状况进行了模拟。重力加速 度的纵向分量在运动的方向上增加了重力的分量。当飞行器的纵轴上的重力分量高于气动 阻力与地面上的摩擦力的总和时会遭遇失控状况。失控现象不受飞行器质量的影响。假设 在停机位处可达到的最高倾斜角为1.15度或2%。研究表明，如果要在不限制滑行坡度的情 况下执行自主后推，则需要使飞行器配备施加相对低的阻滞力(retardation force)的装 置，以防止飞行器后推失控。
[0066] 解决后推倾翻和/或后推失控的设计解决方案
[0067]已经确定了各种设计解决方案，并且将详细描述这些设计解决方案。
[0068] 1.后推限速与飞行员制动
[0069] -种解决方案是限制后推速度。通过选择最坏情况的参数组合（制动增益、坡度、 质量、CG...)，可以确定用于特定飞行器类型的限速，在达到该限速的情况下，飞行器BCS可 以施加完全制动压强而没有倾翻风险。虽然这种解决方案可以消除倾翻风险，但是限速很 可能非常低，例如大约1节。这可能被认为是过低的后推速度以致于商业上不可行。
[0070] 如图5所示，例如通过机轮速度传感器100(或者可替选地，根据飞行器惯性参考感 测系统、GPS系统或者机轮驱动系统10中的解析器)检测飞行器的速度，并且如果判定该速 度大于或等于限速102,则驾驶舱指示104警告飞行员已经达到倒退限速。在例如以视觉警 报、听觉警报或触觉警报接收到指示时，飞行员需要通过使用常规的脚踩式制动踏板106来 作出反应。BCS 108会以通常方式来解释制动输入，并且根据制动踏板的倾斜角度向机轮制 动器总成110命令制动压强。由于自主滑行限速被选择为使得高至完全制动压强的任何制 动压强都不会有倾翻事件的风险，因此飞行员可以进行任何制动输入来使飞行器停止。
[0071]常规飞行器BCS的部件通常具有显著水平的不准确性，特别是在低制动压强时。例 如，在常规的液压飞行器制动系统中，零扭矩压强(ZTP)，即施加零制动扭矩的制动系统压 强可以具有约15巴至20巴的标称值。然而，实际的ZTP可以显著低于该标称值，例如约10巴。 此外，调节制动致动器处的液压的阀在低制动压强下可能具有+/-5巴或更多的公差。此外 还存在其他不准确性来源。
[0072]由于这些BCS误差，当飞行员进行制动输入以保持速度低于自主滑行限速时，飞行 员可能难以使飞行器平稳地停止。这将导致不合意且不连续的后推操纵。
[0073]部分解决方案是将自主滑行速度限制为比上面提及的限速更高的限速，并且减少 用于飞行器的容许的质量-CG组合，排除倾翻风险较高的CG包迹线(envelope)的区域，例如 高质量和后CG。需要相应地限制飞行器的质量-CG包迹线的这些末端 。然而对CG包迹线的限 制是对飞行器的可操作性的灵活性的限制。
[0074] 2.停泊制动器的使用
[0075] 另一解决方案是使用改进的停泊制动器来使飞行器停止。具体地，可以通过用于 限制液压系统中的流量的一个或更多个限流器来限制制动施加的上升速率。已经进行了模 拟，以评估在可接受的乘客舒适程度内针对每个速度的可以使飞行器停止的可接受的上升 速率(假定纵向减速度低于0.2G)。研究表明，制动上升时间将随着后推速度增加而迅速增 加。
[0076] 为了实现这个解决方案，如果要将制动上升时间保持在可接受的限制内，则仍然 需要将最大后推速度限制为低速。由于停泊制动上升时间通常适用于所有的飞行器操作， 因此认为以下操作是不可行的：将制动上升时间增加到其性能，例如通过引擎或混合动力 (组合机轮滑行与引擎滑行)操作来滑行的性能受限的程度。因此，需要施加可以类似于上 述解决方案1的低后推限速。的确，解决方案1可以是优选的。
[0077] 图6示出了停泊制动解决方案的实现，该解决方案依赖于当后推速度大于或等于 后推限速时的驾驶舱指示104。响应于驾驶舱指示，飞行员需要激活驾驶舱中的停泊制动杆 112,停泊制动杆112控制具有制动上升限制器114的停泊制动器116,以确保处于限速时减 速度在可接受的乘客舒适程度内（假定纵向减速度低于〇. 2G)。
[0078] 3.通过有限数目的制动器制动
[0079] 另外的解决方案涉及通过有限数目的制动器来命令制动。为了达到相同的飞行器 水平阻滞力，需要通过较高的制动压强来命令减少数量的制动器。
[0080] 对于替选制动，制动命令被发送到一对机轮(例如在飞行器的两侧上的主起落架 机轮），因此制动轮的最小数目为二。在这种情况下，所命令的夹紧制动压强可以提高到大 约为基线情况的两倍，在基线情况下主起落架6的全部四个机轮都被制动。
[0081] 对于正常制动，单个制动命令可以被发送到主起落架机轮中的一个机轮。在这种 情况下，所命令的夹紧制动压强可以进一步提高到大约为基线情况的四倍，在基线情况下 主起落架6的全部四个机轮都被制动。
[0082]仅靠这种解决方案可能无法提供完全制动压强而没有倾翻风险，但是可以通过与 在此处呈现的一个或更多个其他解决方案结合的方式来使用该解决方案。
[0083] 4.单个或可变的最大制动压强限制
[0084]在该解决方案中，总制动压强限制被设定为确保制动夹紧压强决不高至导致飞行 器倾翻。优选地，针对CG-质量图表中的每个操作点来定制这样的压强限制，以根据飞行器 载荷状况来优化适用于系统的最大压强。通过准确测量每个起落架支柱上的垂直载荷(簧 载质量），例如使用主支撑柱上的应变仪进行测量，并且通过每个起落架的非簧载质量的先 验知识，可以确定飞行器的GC X位置和质量。通过将这些值绘制在CG-质量图表上，可以确 定最大制动夹紧压强。
[0085] 5.斜坡制动法则
[0086] 分析在限制情况下飞行器对机头上升的动态响应，我们观察到，在紧接制动施加 后存在机头上升"峰值"，在"峰值"处前起落架减震器延伸并且俯仰角达到最大。接着由于 机头的重量，飞行器趋于使机头回落。
[0087] 这种解决方案的目的是通过实现制动法则而在制动期间防止机头上升并且获得 优化的性能，该制动法则初始地命令确保无机头上升的最大压强，并且在机头上升"峰值" 之后逐渐增加制动命令，直到最大系统压强。
[0088] 压强的增加最初非常平缓，随后在安全地克服了机头上升峰值时压强的增加很迅 速。这样的行为可以通过指数函数建模，例如：
[0090] 图7用图形示出了系统制动压强如何随时间变化，其中P2为最终压强(最大系统压 强），P1为初始压强(确保无机头上升的最大初始压强），T为从施加制动到施加完全制动的 总时间。参数τ调节斜坡法则的行为。τ为高值使斜坡法则的第一部分更平坦而第二部分更 陡，反之，τ为低值使斜坡法则的第一部分更陡而第二部分更平坦。
[0091] 这种解决方案可以是优选的，因为这种解决方案保障稳定性而不损害性能（在所 有情况下，在T秒内施加完全制动），但是必须考虑到由常规制动系统的低准确性引入的限 制。
[0092] 6.对机轮致动器电动机的制动
[0093] 使用常规的制动系统为飞行器提供阻滞力的主要限制包括以下二者:可以施加至 飞行器而没有倾翻风险的制动压强的下限，以及在非常低的压强下常规制动系统的低准确 度。
[0094] 可以缓解这两个限制的解决方案包括结合BCS使用自主机轮驱动滑行系统。机轮 驱动滑行系统的扭矩在运动方向上的量是需要向制动系统命令以提供一些阻滞 (retardation)的附加扭矩，并且BSCS的不准确性可以通过对机轮驱动滑行系统扭矩的微 调来平衡，以确保全局阻滞扭矩足够准确。
[0095] 该解决方案对于后推失控问题特别有利，所需的制动扭矩的量非常低，并且也非 常依赖于某些参数(斜率、质量、制动增益...）。
[0096] 图8示出了在后推期间用于调节机轮驱动滑行系统扭矩的闭环速度控制器200的 一个示例。当从飞行员发送二进制后推命令时，自主机轮驱动滑行系统(或"eTaxi"）的电动 机204以后推速度202为目标，并且在不存在停机坪坡度的情况下，由飞行器实现并保持速 度206,并且无需施加制动。
[0097] 如上所述，在存在下坡(在运动方向上）的情况下，飞行器趋于加速，并且在其超越 目标速度加上限定公差时，向BCS 212命令阈值速度208、制动的设定量210。
[0098] 附加制动扭矩214将充当试图使飞行器减慢的"附加"阻力，因此eTaxi速度控制器 200将减少保持速度所需要的扭矩的量，所以eTaxi和制动的整体贡献将是由eTaxi控制器 准确控制的阻滞力。
[0099] 当斜率降低并且下降到低于后推失控限制时，eTaxi系统使扭矩控制器饱和以匹 配所提供的制动量。当发生这种情况时，eTaxi控制器200将命令制动释放，因为制动释放将 会检测到斜坡的端部。
[0100] 7.通过eTaxi系统进行制动
[0101 ]该解决方案使用在eTaxi电动机（用作发电机)300中产生的电力的耗散来提供使 飞行器停止所必需的扭矩。这种解决方案需要使电力重回飞行器电网302(如图9所示）的能 力或者使用电阻器304通过焦耳效应来耗散能量的能力(如图10所示）。
[0102]考虑最大飞行器质量M和后推速度V，则待耗散的最大动能K为(在电动机/发电机 效率为100%的理想情况下）：
[0104]通过电阻器耗散的热量和可达到的最大制动温度Tmax使电阻器的最小要求质量 的大小处于飞行器水平。假设施加三个连续的完全制动，并且初始制动温度为T1，则电阻质 量Mres为：
[0106]其中，Cs为针对电阻器选择的材料的比热系数，并且Δ T = Tmax-T 1。假设在电/机 链中没有损耗，要通过电阻器耗散的用于每个制动施加的机械功率为：
[0108]该机械功率是在用于制动的时间间隔At上的动能，并等于通过焦耳效应所耗散 的电功率，其表达为电动机中包括的反电动势ε的函数：
[0110]假设形成为能够散热的简单导线的电阻器（因此不考虑绝缘性，并且是电阻器的 情况下），可以通过第二欧姆定律将电阻R表达为电阻器的质量和几何形状的函数：
[0112]其中，P为材料的电阻率，1为电阻器中导线的长度，A为导线横截面的面积，V为导 线的总体积，以及S为材料的密度。因此，我们得出：
[0116]其中，Cm为常数，其取决于所选择的材料。
[0117] ε为系统必须能够容许的反电动势的量。为了减少该量，必须增加时间间隔（制动 的持续时间），并且必须选择提供低Cm的材料。这意味着选择具有低电阻率（良导体）、高密 度和高比热系数的材料。合适的候选材料包括钢、铜和铝，其中优选地为铜或钢。
[0118] 电阻器的重量和空间影响还需要考虑与增加质量和体积的电阻丝周围的绝缘材 料一致的量。优选的是，划分功率的量以在更多个电阻器之间耗散，例如每个起落架至少一 个，以在可用空间内优化该耗散。
[0119] 为了耗散在电动机中产生的功率，机轮驱动系统10需要能够被向后驱动。在图3中 示出的机轮驱动系统10特别适合，因为在机轮驱动系统运行时链轮60与滚子齿轮34正啮 合。包括在机轮与电动机之间的驱动路径中的超越离合器的其他机轮驱动系统将不适合， 因为这些机轮驱动系统仅允许驱动扭矩从电动机传递到机轮，而不允许驱动扭矩从机轮传 递到电动机。
[0120] 在图3中示出的无离合器的机轮驱动系统 10也是特别有利的，因为在系统被移动 到脱离位置时，驱动小齿轮与从动齿轮之间的物理脱离确保着陆时在机轮与电动机之间不 存在驱动路径。
[0121]尽管在上面已经参照一个或更多个优选实施方式描述了本发明，但是可以理解的 是，可以在不脱离如所附权利要求所限定的本发明的范围的情况下进行各种变化或修改。
【主权项】
1. 一种当飞行器与地面接触时在所述飞行器的向后运动期间控制所述飞行器的速度 的方法，所述方法包括： 向所述飞行器的至少一个起落架机轮施加扭矩，所述扭矩在与所述起落架机轮的转动 的向后滚动方向相反的方向上， 其中，施加的所述扭矩不超过用于确保飞行器的纵向稳定性的极限。2. 根据权利要求1所述的方法，其中，施加的所述扭矩不超过确保飞行器的纵向稳定性 以使得所述飞行器不会因后倾而机尾着地的极限。3. 根据权利要求1或2所述的方法，其中，施加的所述扭矩不超过确保飞行器的纵向稳 定性以使得所述飞行器的前起落架不与地面局部接触的极限。4. 根据任一前述权利要求所述的方法，其中，施加的所述扭矩不超过确保飞行器的纵 向稳定性以使得前起落架机轮上的基本上垂直的载荷不低于阈值的极限，其中在所述阈值 处，转向定心装置保持所述前起落架的机轮为直。5. 根据任一前述权利要求所述的方法，其中，所述扭矩极限基于当施加所述扭矩时的 下述瞬时飞行器参数中的一个或更多个瞬时飞行器参数:所述飞行器在上面移动的地面的 倾斜角；所述飞行器的重心；所述飞行器的质量;绕所述飞行器的横向（y)轴的飞行器转动 惯量;所述飞行器的向后速度。6. 根据任一前述权利要求所述的方法，其中，所述飞行器的向后运动由机轮致动器实 现，所述机轮致动器由所述飞行器承载，以用于驱动所述飞行器的起落架机轮中的一个或 更多个机轮转动。7. 根据任一前述权利要求所述的方法，其中，所述飞行器的向后运动在没有外部牵引 车单元的情况下自主地实现。8. 根据任一前述权利要求所述的方法，其中，所述飞行器的向后运动由归因于所述飞 行器在上面移动的地面的倾斜角的重力实现。9. 根据任一前述权利要求所述的方法，其中，向所述起落架机轮施加扭矩的步骤包括： 使用摩擦制动器总成向所述机轮施加制动扭矩。10. 根据权利要求9所述的方法，其中，测量所述飞行器速度，并且如果所述速度超过不 能确保所述飞行器的纵向稳定性的预定极限，则在所述飞行器的驾驶舱中显示指示。11. 根据权利要求9或10所述的方法，其中，所述制动扭矩由飞行员输入启动。12. 根据权利要求9至11中任一项所述的方法，其中，所述制动扭矩由制动控制系统实 现。13. 根据权利要求9至11中任一项所述的方法，其中，所述制动扭矩由停泊制动系统实 现。14. 根据权利要求12所述的方法，其中，所述飞行器具有N个制动轮，并且所述制动控制 系统向所述制动轮中的η个制动轮发送制动命令，其中n〈N。15. 根据权利要求12所述的方法，其中，所述制动控制系统将适用于所述摩擦制动器总 成的最大制动夹紧压强限制为不超过确保所述飞行器的纵向稳定性的极限。16. 根据权利要求15所述的方法，其中，所述最大制动夹紧压力根据所述飞行器的质量 和纵向重心位置变化。17. 根据权利要求12所述的方法，其中，所述制动控制系统实现制动法则，所述制动法 则初始地命令随时间增加而上升的低制动压强。18. 根据权利要求6和9所述的方法，其中，在所述机轮致动器向后驱动所述飞行器的同 时施加所述制动扭矩。19. 根据权利要求18所述的方法，其中，所述机轮致动器的扭矩和所述制动扭矩由共同 的控制器控制。20. 根据权利要求19所述的方法，其中，所述控制器接收所述飞行器速度的输入，以及 朝向目标速度控制所述机轮致动器的扭矩和所述制动扭矩。21. 根据权利要求1至8中任一项所述的方法，其中，向所述起落架机轮施加扭矩的步骤 包括:使用发电机向所述机轮施加制动扭矩。22. 根据权利要求21所述的方法，其中，所述发电机耦接至所述飞行器的电网或耦接至 用于耗散由所述发电机产生的电能的电阻器。23. 根据权利要求21或22所述的方法，其中，所述发电机是下述电动机/发电机，所述电 动机/发电机用于驱动所述飞行器的起落架机轮中的一个或更多个机轮转动，以实现所述 飞行器的向后运动。24. 根据权利要求23所述的方法，其中，所述电动机/发电机通过驱动路径选择性地耦 接至所述起落架机轮。25. 根据权利要求24所述的方法，其中，所述驱动路径包括小齿轮和安装至所述机轮的 轮辋的齿轮，其中，所述小齿轮能够在所述小齿轮与所述机轮的齿轮驱动啮合的啮合位置 与所述小齿轮与所述机轮的齿轮物理分离的脱离位置之间移动。26. -种用于飞行器的自主后推制动系统，所述飞行器具有：用于驱动所述飞行器的起 落架机轮中的一个或更多个机轮转动的机轮驱动系统，其中，所述机轮驱动系统能够进行 操作以驱动所述机轮转动，以在所述飞行器与地面接触时实现所述飞行器的向后运动；以 及用于向所述飞行器的至少一个起落架机轮施加扭矩的装置，所述扭矩在与所述起落架机 轮的转动的向后滚动方向相反的方向上，并且其中，施加的所述扭矩不超过用于确保所述 飞行器的纵向稳定性的极限。27. 根据权利要求26所述的系统，还包括用于向所述机轮施加制动扭矩的摩擦制动器 总成。28. 根据权利要求26或27所述的系统，还包括用于确定相对于地面的所述飞行器速度 的传感器。29. 根据权利要求28所述的系统，还包括驾驶舱指示器，所述驾驶舱指示器用于在所述 飞行器速度超过不能确保所述飞行器的纵向稳定性的预定极限时向飞行员进行指示。30. 根据权利要求27至29中任一项所述的系统，还包括用于向所述摩擦制动器总成发 送制动命令的制动控制系统。31. 根据权利要求30所述的系统，其中，所述制动控制系统适于接收飞行员制动输入。32. 根据权利要求27至31中任一项所述的系统，还包括用于向所述摩擦制动器总成发 送制动命令的停泊制动系统。33. 根据权利要求30或31所述的系统，其中，所述飞行器具有N个制动轮，并且所述制动 控制系统适于向所述制动轮中的η个制动轮发送制动命令，其中n〈N。34. 根据权利要求30或31所述的系统，其中，所述制动控制系统适于将适用于所述摩擦 制动器总成的最大制动夹紧压强限制为不超过确保所述飞行器的纵向稳定性的极限。35. 根据权利要求34所述的系统，其中，所述最大制动夹紧压强根据所述飞行器的质量 和纵向重心位置变化。36. 根据权利要求30或31所述的系统，其中，所述制动控制系统适于实现制动法则，所 述制动法则初始地命令随时间增加而上升的低制动压强。37. 根据权利要求27至36中任一项所述的系统，其中，所述摩擦制动器系统适于在所述 机轮驱动系统向后驱动所述飞行器的同时施加所述制动扭矩。38. 根据权利要求37所述的系统，还包括共同的控制器，所述共同的控制器用于控制所 述机轮驱动系统的扭矩和所述制动扭矩。39. 根据权利要求38所述的系统，其中，所述控制器适于接收所述飞行器速度的输入， 以及朝向目标速度控制所述机轮致动器的扭矩和所述制动扭矩。40. 根据权利要求26所述的系统方法，还包括用于向所述机轮施加制动扭矩的发电机。41. 根据权利要求40所述的系统，其中，所述发电机耦接至所述飞行器的电网或耦接至 用于耗散由所述发电机产生的电能的电阻器。42. 根据权利要求40或41所述的系统，其中，所述发电机是形成所述机轮驱动系统的一 部分的电动机/发电机。43. 根据权利要求42所述的系统，其中，所述电动机/发电机通过驱动路径选择性地耦 接至所述起落架机轮。44. 根据权利要求43所述的系统，其中，所述驱动路径包括小齿轮和安装至所述机轮的 轮辋的齿轮，其中，所述小齿轮能够在所述小齿轮与所述机轮的齿轮驱动啮合的啮合位置 与所述小齿轮与所述机轮的齿轮物理分离的脱离位置之间移动。45. -种飞行器，所述飞行器包括权利要求26至44中任一项所述的自主后推制动系统。
【专利摘要】本发明提供了用于在自主后推操纵期间，即在没有后推牵引车的情况下，依靠飞行器的自身动力控制飞行器的速度的方法和系统。该方法包括：向飞行器的至少一个起落架机轮施加扭矩，该扭矩在与起落架机轮的转动的向后滚动方向相反的方向上。施加的扭矩不超过用于确保飞行器的纵向稳定性的极限。为了纵向稳定性，施加的扭矩不应使飞行器具有倾翻事件的风险。
【IPC分类】B64C25/40, B60T8/32
【公开号】CN105492317
【申请号】CN201480046591
【发明人】詹姆斯·莫里斯, 安东尼奥·科洛西莫
【申请人】空中客车营运有限公司
【公开日】2016年4月13日
【申请日】2014年7月21日
【公告号】CA2921115A1, EP3036157A1, US20160200428, WO2015025131A1
【技术领域】
[0001] 本发明涉及使用自主滑行系统使地面上的飞行器倒退，并且具体地，本发明涉及 在倒退时使飞行器减速。
【背景技术】
[0002] 有时需要在飞行器处于地面上时使飞行器倒退移动。例如，经常由称为后推牵引 车或拖车的交通工具将飞行器向后推离停机位，即所谓的"后推"操纵。如果需要的话，相同 的牵引车或拖车也可以使飞行器向前移动。虽然有些飞行器具有依靠其自身动力使用主飞 行器引擎，例如通过使用称为"回力(power back)"的操纵中的倒退推力来倒退的能力，但 是这对于民用飞行器来说是不允许的，因为来自引擎的喷射气流或螺旋桨涡流可能损坏附 近的航站楼或设施。
[0003] 近来，已经提出了为飞行器配备自主机轮驱动滑行系统，该自主机轮驱动滑行系 统可以驱动飞行器起落架机轮中的一个或更多个机轮转动，使得飞行器可以依靠其自身动 力滑行。使用机轮驱动系统来驱动飞行器起落架机轮倒退的能力使得能够在主引擎不运行 的情况下进行自主后推操作，以及能够在主引擎中的一个或更多个主引擎运行或不运行的 情况下进行向前滑行操作。自主后推操作使得自主机轮驱动滑行系统尤其适合于民用飞行 器，但是该系统能够广泛适用于以下各种各样的飞行器，包括民用和军用飞行器；固定翼、 旋转翼和动力升力飞行器;有人驾驶和无人驾驶飞行器等。
[0004] 对于常规的后推操作，由牵引车执行制动。由于存在损坏前起落架和牵引车的风 险，因此通常禁止使用制动踏板。在有自主机轮驱动滑行系统即没有牵引车单元的情况下， 将需要在飞行器上自主地执行制动。常规的飞行器制动系统通常不被设计成执行该功能， 常规的飞行器制动系统更适合于着陆阶段的高能量耗散，以及滑行阶段的抵抗主飞行器引 擎的推力的低能量耗散。因此，常规的飞行器制动系统通常不适合于在自主后推操作期间 进行制动。自主后推引入飞行器倾翻(其中，飞行器趋于使机头绕其俯仰轴向上转动，从而 可能导致机尾触地)和飞行器失控(其中，如果在斜坡上执行自主后推操纵，则重力加速度 的纵向分量可能变得高于轮胎在地面上的滚动阻力，从而使得飞行器以高于期望的后推速 度加速)的风险。
【发明内容】
[0005] 本发明的第一方面提供了一种当飞行器与地面接触时在飞行器的向后运动期间 控制飞行器的速度的方法，该方法包括:向飞行器的至少一个起落架机轮施加扭矩，该扭矩 在与起落架机轮的转动的向后滚动方向相反的方向上，其中，施加的扭矩不超过用于确保 飞行器的纵向稳定性的极限。
[0006] 本发明的另一方面提供了一种用于飞行器的自主后推制动系统，该飞行器具有： 用于驱动飞行器的起落架机轮中的一个或更多个机轮转动的机轮驱动系统，其中，机轮驱 动系统能够进行操作以驱动机轮转动，以在飞行器与地面接触时实现飞行器的向后运动； 以及用于向飞行器的至少一个起落架机轮施加扭矩的装置，该扭矩在与起落架机轮的转动 的向后滚动方向相反的方向上，并且其中，施加的扭矩不超过用于确保飞行器的纵向稳定 性的极限。
[0007] 为了纵向稳定性，在后推操纵期间施加的使飞行器减速的扭矩不应使飞行器具有 倾翻事件的风险。因此，可以选择扭矩极限，以使得:a)飞行器不会因后倾而机尾着地，和/ 或b)飞行器的前起落架不与地面局部接触，和/或c)前起落架机轮上的基本上垂直的载荷 不低于阈值，其中在该阈值处，转向定心装置保持前起落架的机轮为直。
[0008] 扭矩极限可以基于当施加扭矩时的下述瞬时飞行器参数中的一个或更多个瞬时 飞行器参数：飞行器在上面移动的地面的倾斜角；飞行器的重心；飞行器的质量;绕飞行器 的横向（y)轴的飞行器转动惯量;飞行器的向后速度。
[0009] 飞行器的向后运动可以由机轮致动器实现，该机轮致动器由飞行器承载，以用于 驱动飞行器的起落架机轮中的一个或更多个机轮转动，和/或飞行器的向后运动可以由归 因于飞行器在上面移动的地面的倾斜角的重力实现。
[0010] 在自主后推操纵中，飞行器的向后运动在没有外部牵引车单元的情况下自主地实 现。然而，即使在没有命令后推操纵时，也可能由停泊制动器的非故意释放引起后推失控。
[0011] 向起落架机轮施加扭矩的步骤可以包括:使用摩擦制动器总成向机轮施加制动扭 矩。
[0012] 可以测量飞行器速度，并且如果该速度超过不能确保飞行器的纵向稳定性的预定 极限，则在飞行器驾驶舱中显示指示。
[0013] 制动扭矩可以由制动控制系统或者由停泊制动系统实现。制动扭矩可以由飞行员 输入启动，例如使用驾驶舱制动踏板或停泊制动杆来启动。
[0014] 制动控制系统可以仅向有限数目的制动轮发送制动命令。例如当飞行器具有N个 制动轮时，制动控制系统可以向制动轮中的η个制动轮发送制动命令，其中n〈N。
[0015] 制动控制系统可以将适用于摩擦制动器总成的最大制动夹紧压强限制为不超过 确保飞行器的纵向稳定性的极限。
[0016] 最大制动夹紧压强可以根据飞行器的质量和纵向重心位置变化。
[0017] 制动控制系统可以实现制动法则，该制动法则初始地命令随时间增加而上升的低 制动压强。
[0018] 可以在机轮致动器向后驱动飞行器的同时施加制动扭矩。
[0019 ]机轮致动器的扭矩和制动扭矩可以由共同的控制器来控制。该控制器可以接收飞 行器速度的输入，以及朝向目标速度控制机轮致动器的扭矩和制动扭矩。
[0020] 向起落架机轮施加扭矩的步骤可替选地可以包括:使用发电机向机轮施加制动扭 矩。
[0021] 发电机可以耦接至飞行器的电网或耦接至用于消耗由该发电机产生的电能的电 阻器。
[0022] 发电机优选地为下述电动机/发电机，该电动机/发电机用于驱动飞行器的起落架 机轮中的一个或更多个机轮转动，以实现飞行器的向后运动。
[0023] 电动机/发电机可以通过驱动路径选择性地耦接至起落架机轮。优选地，该驱动路 径包括小齿轮和安装至机轮的轮辋的齿轮，其中，小齿轮能够在小齿轮与机轮的齿轮驱动 啮合的啮合位置与小齿轮与机轮的齿轮物理分离的脱离位置之间移动。
【附图说明】
[0024] 现在将参照附图来描述本发明的实施方式，在附图中：
[0025] 图1示出了执行自主后推操作的飞行器；
[0026] 图2示出了在倾斜地面上的飞行器；
[0027]图3示出了飞行器的机轮驱动系统；
[0028] 图4示出了在自主后推操作期间对飞行器的纵向稳定性和性能起主要作用的因素 的曲线图；
[0029] 图5示出了使用飞行器的制动控制系统使飞行器制动的方案；
[0030] 图6示出了使用飞行器的停泊制动器使飞行器制动的方案；
[0031 ]图7示出了飞行器制动控制系统的坡道制动法则；
[0032]图8示出了用于控制飞行器的机轮驱动系统和制动控制系统的控制方案；
[0033]图9示出了用于将由发电机产生的电力耗散到飞行器电力网的方案；以及
[0034]图10示出了用于将由发电机产生的电力耗散到电阻器的方案。
【具体实施方式】
[0035]图1示出了飞行器1，飞行器1具有机身2,机身2包括机头2a和机尾2b、机翼3、主引 擎4、前起落架5和主起落架6。该飞行器具有单个前起落架5以及位于飞行器中心线两侧的 两个主起落架6，两个主起落架6和单个前起落架5形成三脚架。两个主起落架6和单个前起 落架5中的每个起落架具有双轮的内凹式配置。
[0036]虽然可以理解，本发明适用于上面提及的各种各样的飞行器类型，但是飞行器1通 常是短程单通道喷气式客机。特别地，飞行器可以具有更多或更少数目的起落架;并且每个 起落架可以具有任意数目的机轮，包括具有一个机轮。
[0037] 每个主起落架6具有在图3中详细示出的机轮驱动系统10。机轮驱动系统10用于驱 动主起落架6的一个机轮(通常为外侧机轮，但是可替选地也可以为内侧机轮)转动，以使飞 行器在地面上滑行。机轮驱动系统10在主引擎4不运行的情况下进行操作，以使飞行器倒 退。机轮驱动系统10在主引擎运行或不运行的情况下进行操作，以使飞行器向前滑行。为避 免产生疑问，前进方向最初沿飞行器纵轴机头，而倒退方向最初沿飞行器纵轴机尾。
[0038] 在图1中，飞行器被示出为倒退，由方向箭头R指示，同时起落架机轮与地面G接触， 地面G基本上是水平的，即与水平面的坡度为零。在图2中，飞行器1被示出为倒退，由方向箭 头R指示，同时起落架机轮与地面G接触，地面G与水平面h具有倾斜角阿尔法(α)。
[0039] 机轮驱动系统
[0040] 图3示 出了机轮驱动系统10的局部视图。主起落架6包括可伸缩减震主支柱12,可 伸缩减震主支柱12包括上伸缩部（主配件）和下伸缩部（滑动器）13。上伸缩部通过其上端 (未示出）附接至飞行器的机身或机翼(未示出）。下伸缩部支承轴14,轴14承载位于主支柱 两侧的一对机轮16。每个机轮包括由轮毂18 (为清楚起见，在图3中仅示出了一个机轮16的 轮毂18，）支承的轮胎。机轮16被布置成绕轴14旋转，以使飞行器能够进行地面运动，如滑行 或降落。
[0041]每个机轮轮毂18具有用于支撑轮胎(未示出）的轮辋19。机轮驱动系统10包括附接 至轮毂18以便与机轮16-起转动的从动齿轮20,从动齿轮20包括滚子齿轮(roller gear) 34,滚子齿轮34由两个刚性环孔35形成，两个刚性环孔35通过绕环孔延伸以形成连续轨道 的一系列滚子(roller)36连接在一起。滚子36均可绕销（未示出）转动，销在环孔35之间延 伸以形成环孔35之间的刚性连接。环孔35中的一个环孔包括提供与轮毂18的刚性连接的多 个连接延伸翼片(tab) 37。
[0042] 机轮驱动系统10还包括机轮致动器50,机轮致动器50包括电动机52,电动机52经 由齿轮箱70使输出链轮60 (驱动小齿轮)旋转，链轮60为具有径向延伸的齿的轮式链轮，其 中径向延伸的齿能够与滚子齿轮34的滚子32互锁。
[0043]机轮致动器50由托架支承，该托架与起落架的轴14刚性连接并且绕枢转轴枢转地 连接至电动机52。机轮致动器50可替选地可以安装在上伸缩部（主配件)或下伸缩部13(滑 动器)上。线性致动器58,如直接驱动滚子螺杆机电线性致动器在托架56(在最靠近轴14的 一端）与电动机52之间延伸。因此，致动器58的直线运动被转换为机轮致动器50的旋转运 动，使链轮60在链轮齿与滚子齿轮34的滚子32互锁的嗤合位置与链轮齿与滚子齿轮34的滚 子32物理脱离的脱离位置之间移动。因此，链轮60在基本上径向方向上相对于转动的滚子 齿轮34的轴在啮合位置与脱离位置之间移动。
[0044] 将会理解的是，机轮驱动系统10可以采取各种形式。示出的机轮驱动系统10是开 放式齿轮布置的示例，在开放式齿轮布置中，机轮驱动系统的啮合/脱离是通过使驱动小齿 轮在基本上径向方向上移进/移出与从动齿轮的正驱动啮合。驱动小齿轮和从动齿轮分别 可以被形成为链轮和滚子齿轮(如图所示）；链轮和滚子链;滚子齿轮和链轮;滚子链和链 轮;或者有齿齿轮，例如正齿轮。可替选地，驱动小齿轮可以在基本上轴向方向（沿着驱动小 齿轮的转动轴)上移进和移出与从动齿轮的驱动啮合。
[0045] 还可替选地，可以在电动机与从动机轮之间设置离合装置。电动机可以被设置在 机轮的轮毂内或安装在机轮附近。从动机轮永久地与电动机与从动机轮之间的驱动路径的 一部分啮合，并且离合装置可以形成或断开电动机与从动机轮之间的驱动路径。驱动路径 与从动机轮之间的啮合可以为齿轮传动，或者可以为摩擦传动。
[0046] 尽管附图仅示出了机轮驱动系统10用于驱动机轮16中的一个机轮的特征，但是可 以针对其他机轮16反映这些特征。也就是说，可以针对每个机轮16设置一个机轮驱动系统 10。对于具有四个或更多个机轮16的起落架10,机轮驱动系统10可以被提供给机轮16中的 每个机轮，或者仅提供给机轮16中的两个机轮。在其它实施方式中，可以在两个机轮驱动系 统10之间共享一个电动机52。也就是说，电动机52可以被布置成使每个驱动系统的输出链 轮旋转。附加地或者可替选地，机轮驱动系统可以驱动前起落架5中的一个或更多个机轮。 [0047]机轮轮毂18内是一般在40处指示的摩擦制动装置。摩擦制动装置40可以是传统类 型的，因此在此处将不做详细描述。然而，一般来说，飞行器的摩擦制动装置包括定子部分 和转子部分，其中转子部分包括一叠碳盘。可以液压操作或电操作的制动致动器在碳盘堆 叠上建立压强，以将机轮的扭矩转换成热量，从而使飞行器减速。制动致动器由飞行器的制 动控制系统(BCS)控制。BCS响应于例如飞行员和自动驾驶仪输入的输入，并且相应地命令 制动压强。
[0048]飞行器的纵向稳定性
[0049] 虽然当飞行器在地面上向前行驶并且通过主起落架的摩擦制动器使飞行器减速 时，起落架5、6的三脚架布置在飞行器的纵向方向上通常是稳定的，但是研究表明，当飞行 器在执行自主后推操作应用时，仅使用摩擦制动器的低水平的制动扭矩就可能足以扰乱飞 行器的纵向稳定性并且具有倾翻事件的风险。
[0050] 后推倾翻
[0051] 对于纵向稳定性，已经确定了三种不同的倾翻情况：
[0052] #机尾触地一一飞行器的机头升起并且机尾撞击地面。
[0053] ?机头上升一一前起落架的机轮暂时与地面失去接触，但是飞行器没有落在机尾 上。
[0054] ?转向凸轮嗤合--前起落架的转向定心凸轮的载荷低于预定水平，在该预定水 平处，定心凸轮啮合以保持前起落架的机轮在直线上（沿飞行器的中心线朝前的零度位 置)。
[0055] 图4示出了特定的飞行器参数对飞行器的纵向稳定性(X轴)和飞行器性能(y轴）的 影响。所考虑的参数为：
[0056] #飞行器质量
[0057] ?飞行器的纵向重心(CG X)位置 [0058] ?停机坪(地面)的坡度
[0059] ?绕俯仰(y)轴的转动惯量Iyy
[0060] ?自主后推速度 [0061 ] ?制动增益
[0062] ?制动上升时间（将制动压强建立至所命令的水平的时间）
[0063] 已经确定的是，对于这些参数来说，在自主后推操纵期间，后CG位置与高后推速度 和高停机坪坡度的组合可以造成最大的倾翻事件风险。虽然图4中未示出，但是还应当注意 的是，在后CG的情况下，较大的质量也更不利于飞行器的纵向稳定性。
[0064]后推失控
[0065] 并且针对在斜坡上进行自主后推的情况，对后推失控状况进行了模拟。重力加速 度的纵向分量在运动的方向上增加了重力的分量。当飞行器的纵轴上的重力分量高于气动 阻力与地面上的摩擦力的总和时会遭遇失控状况。失控现象不受飞行器质量的影响。假设 在停机位处可达到的最高倾斜角为1.15度或2%。研究表明，如果要在不限制滑行坡度的情 况下执行自主后推，则需要使飞行器配备施加相对低的阻滞力(retardation force)的装 置，以防止飞行器后推失控。
[0066] 解决后推倾翻和/或后推失控的设计解决方案
[0067]已经确定了各种设计解决方案，并且将详细描述这些设计解决方案。
[0068] 1.后推限速与飞行员制动
[0069] -种解决方案是限制后推速度。通过选择最坏情况的参数组合（制动增益、坡度、 质量、CG...)，可以确定用于特定飞行器类型的限速，在达到该限速的情况下，飞行器BCS可 以施加完全制动压强而没有倾翻风险。虽然这种解决方案可以消除倾翻风险，但是限速很 可能非常低，例如大约1节。这可能被认为是过低的后推速度以致于商业上不可行。
[0070] 如图5所示，例如通过机轮速度传感器100(或者可替选地，根据飞行器惯性参考感 测系统、GPS系统或者机轮驱动系统10中的解析器)检测飞行器的速度，并且如果判定该速 度大于或等于限速102,则驾驶舱指示104警告飞行员已经达到倒退限速。在例如以视觉警 报、听觉警报或触觉警报接收到指示时，飞行员需要通过使用常规的脚踩式制动踏板106来 作出反应。BCS 108会以通常方式来解释制动输入，并且根据制动踏板的倾斜角度向机轮制 动器总成110命令制动压强。由于自主滑行限速被选择为使得高至完全制动压强的任何制 动压强都不会有倾翻事件的风险，因此飞行员可以进行任何制动输入来使飞行器停止。
[0071]常规飞行器BCS的部件通常具有显著水平的不准确性，特别是在低制动压强时。例 如，在常规的液压飞行器制动系统中，零扭矩压强(ZTP)，即施加零制动扭矩的制动系统压 强可以具有约15巴至20巴的标称值。然而，实际的ZTP可以显著低于该标称值，例如约10巴。 此外，调节制动致动器处的液压的阀在低制动压强下可能具有+/-5巴或更多的公差。此外 还存在其他不准确性来源。
[0072]由于这些BCS误差，当飞行员进行制动输入以保持速度低于自主滑行限速时，飞行 员可能难以使飞行器平稳地停止。这将导致不合意且不连续的后推操纵。
[0073]部分解决方案是将自主滑行速度限制为比上面提及的限速更高的限速，并且减少 用于飞行器的容许的质量-CG组合，排除倾翻风险较高的CG包迹线(envelope)的区域，例如 高质量和后CG。需要相应地限制飞行器的质量-CG包迹线的这些末端 。然而对CG包迹线的限 制是对飞行器的可操作性的灵活性的限制。
[0074] 2.停泊制动器的使用
[0075] 另一解决方案是使用改进的停泊制动器来使飞行器停止。具体地，可以通过用于 限制液压系统中的流量的一个或更多个限流器来限制制动施加的上升速率。已经进行了模 拟，以评估在可接受的乘客舒适程度内针对每个速度的可以使飞行器停止的可接受的上升 速率(假定纵向减速度低于0.2G)。研究表明，制动上升时间将随着后推速度增加而迅速增 加。
[0076] 为了实现这个解决方案，如果要将制动上升时间保持在可接受的限制内，则仍然 需要将最大后推速度限制为低速。由于停泊制动上升时间通常适用于所有的飞行器操作， 因此认为以下操作是不可行的：将制动上升时间增加到其性能，例如通过引擎或混合动力 (组合机轮滑行与引擎滑行)操作来滑行的性能受限的程度。因此，需要施加可以类似于上 述解决方案1的低后推限速。的确，解决方案1可以是优选的。
[0077] 图6示出了停泊制动解决方案的实现，该解决方案依赖于当后推速度大于或等于 后推限速时的驾驶舱指示104。响应于驾驶舱指示，飞行员需要激活驾驶舱中的停泊制动杆 112,停泊制动杆112控制具有制动上升限制器114的停泊制动器116,以确保处于限速时减 速度在可接受的乘客舒适程度内（假定纵向减速度低于〇. 2G)。
[0078] 3.通过有限数目的制动器制动
[0079] 另外的解决方案涉及通过有限数目的制动器来命令制动。为了达到相同的飞行器 水平阻滞力，需要通过较高的制动压强来命令减少数量的制动器。
[0080] 对于替选制动，制动命令被发送到一对机轮(例如在飞行器的两侧上的主起落架 机轮），因此制动轮的最小数目为二。在这种情况下，所命令的夹紧制动压强可以提高到大 约为基线情况的两倍，在基线情况下主起落架6的全部四个机轮都被制动。
[0081] 对于正常制动，单个制动命令可以被发送到主起落架机轮中的一个机轮。在这种 情况下，所命令的夹紧制动压强可以进一步提高到大约为基线情况的四倍，在基线情况下 主起落架6的全部四个机轮都被制动。
[0082]仅靠这种解决方案可能无法提供完全制动压强而没有倾翻风险，但是可以通过与 在此处呈现的一个或更多个其他解决方案结合的方式来使用该解决方案。
[0083] 4.单个或可变的最大制动压强限制
[0084]在该解决方案中，总制动压强限制被设定为确保制动夹紧压强决不高至导致飞行 器倾翻。优选地，针对CG-质量图表中的每个操作点来定制这样的压强限制，以根据飞行器 载荷状况来优化适用于系统的最大压强。通过准确测量每个起落架支柱上的垂直载荷(簧 载质量），例如使用主支撑柱上的应变仪进行测量，并且通过每个起落架的非簧载质量的先 验知识，可以确定飞行器的GC X位置和质量。通过将这些值绘制在CG-质量图表上，可以确 定最大制动夹紧压强。
[0085] 5.斜坡制动法则
[0086] 分析在限制情况下飞行器对机头上升的动态响应，我们观察到，在紧接制动施加 后存在机头上升"峰值"，在"峰值"处前起落架减震器延伸并且俯仰角达到最大。接着由于 机头的重量，飞行器趋于使机头回落。
[0087] 这种解决方案的目的是通过实现制动法则而在制动期间防止机头上升并且获得 优化的性能，该制动法则初始地命令确保无机头上升的最大压强，并且在机头上升"峰值" 之后逐渐增加制动命令，直到最大系统压强。
[0088] 压强的增加最初非常平缓，随后在安全地克服了机头上升峰值时压强的增加很迅 速。这样的行为可以通过指数函数建模，例如：
[0090] 图7用图形示出了系统制动压强如何随时间变化，其中P2为最终压强(最大系统压 强），P1为初始压强(确保无机头上升的最大初始压强），T为从施加制动到施加完全制动的 总时间。参数τ调节斜坡法则的行为。τ为高值使斜坡法则的第一部分更平坦而第二部分更 陡，反之，τ为低值使斜坡法则的第一部分更陡而第二部分更平坦。
[0091] 这种解决方案可以是优选的，因为这种解决方案保障稳定性而不损害性能（在所 有情况下，在T秒内施加完全制动），但是必须考虑到由常规制动系统的低准确性引入的限 制。
[0092] 6.对机轮致动器电动机的制动
[0093] 使用常规的制动系统为飞行器提供阻滞力的主要限制包括以下二者:可以施加至 飞行器而没有倾翻风险的制动压强的下限，以及在非常低的压强下常规制动系统的低准确 度。
[0094] 可以缓解这两个限制的解决方案包括结合BCS使用自主机轮驱动滑行系统。机轮 驱动滑行系统的扭矩在运动方向上的量是需要向制动系统命令以提供一些阻滞 (retardation)的附加扭矩，并且BSCS的不准确性可以通过对机轮驱动滑行系统扭矩的微 调来平衡，以确保全局阻滞扭矩足够准确。
[0095] 该解决方案对于后推失控问题特别有利，所需的制动扭矩的量非常低，并且也非 常依赖于某些参数(斜率、质量、制动增益...）。
[0096] 图8示出了在后推期间用于调节机轮驱动滑行系统扭矩的闭环速度控制器200的 一个示例。当从飞行员发送二进制后推命令时，自主机轮驱动滑行系统(或"eTaxi"）的电动 机204以后推速度202为目标，并且在不存在停机坪坡度的情况下，由飞行器实现并保持速 度206,并且无需施加制动。
[0097] 如上所述，在存在下坡(在运动方向上）的情况下，飞行器趋于加速，并且在其超越 目标速度加上限定公差时，向BCS 212命令阈值速度208、制动的设定量210。
[0098] 附加制动扭矩214将充当试图使飞行器减慢的"附加"阻力，因此eTaxi速度控制器 200将减少保持速度所需要的扭矩的量，所以eTaxi和制动的整体贡献将是由eTaxi控制器 准确控制的阻滞力。
[0099] 当斜率降低并且下降到低于后推失控限制时，eTaxi系统使扭矩控制器饱和以匹 配所提供的制动量。当发生这种情况时，eTaxi控制器200将命令制动释放，因为制动释放将 会检测到斜坡的端部。
[0100] 7.通过eTaxi系统进行制动
[0101 ]该解决方案使用在eTaxi电动机（用作发电机)300中产生的电力的耗散来提供使 飞行器停止所必需的扭矩。这种解决方案需要使电力重回飞行器电网302(如图9所示）的能 力或者使用电阻器304通过焦耳效应来耗散能量的能力(如图10所示）。
[0102]考虑最大飞行器质量M和后推速度V，则待耗散的最大动能K为(在电动机/发电机 效率为100%的理想情况下）：
[0104]通过电阻器耗散的热量和可达到的最大制动温度Tmax使电阻器的最小要求质量 的大小处于飞行器水平。假设施加三个连续的完全制动，并且初始制动温度为T1，则电阻质 量Mres为：
[0106]其中，Cs为针对电阻器选择的材料的比热系数，并且Δ T = Tmax-T 1。假设在电/机 链中没有损耗，要通过电阻器耗散的用于每个制动施加的机械功率为：
[0108]该机械功率是在用于制动的时间间隔At上的动能，并等于通过焦耳效应所耗散 的电功率，其表达为电动机中包括的反电动势ε的函数：
[0110]假设形成为能够散热的简单导线的电阻器（因此不考虑绝缘性，并且是电阻器的 情况下），可以通过第二欧姆定律将电阻R表达为电阻器的质量和几何形状的函数：
[0112]其中，P为材料的电阻率，1为电阻器中导线的长度，A为导线横截面的面积，V为导 线的总体积，以及S为材料的密度。因此，我们得出：
[0116]其中，Cm为常数，其取决于所选择的材料。
[0117] ε为系统必须能够容许的反电动势的量。为了减少该量，必须增加时间间隔（制动 的持续时间），并且必须选择提供低Cm的材料。这意味着选择具有低电阻率（良导体）、高密 度和高比热系数的材料。合适的候选材料包括钢、铜和铝，其中优选地为铜或钢。
[0118] 电阻器的重量和空间影响还需要考虑与增加质量和体积的电阻丝周围的绝缘材 料一致的量。优选的是，划分功率的量以在更多个电阻器之间耗散，例如每个起落架至少一 个，以在可用空间内优化该耗散。
[0119] 为了耗散在电动机中产生的功率，机轮驱动系统10需要能够被向后驱动。在图3中 示出的机轮驱动系统10特别适合，因为在机轮驱动系统运行时链轮60与滚子齿轮34正啮 合。包括在机轮与电动机之间的驱动路径中的超越离合器的其他机轮驱动系统将不适合， 因为这些机轮驱动系统仅允许驱动扭矩从电动机传递到机轮，而不允许驱动扭矩从机轮传 递到电动机。
[0120] 在图3中示出的无离合器的机轮驱动系统 10也是特别有利的，因为在系统被移动 到脱离位置时，驱动小齿轮与从动齿轮之间的物理脱离确保着陆时在机轮与电动机之间不 存在驱动路径。
[0121]尽管在上面已经参照一个或更多个优选实施方式描述了本发明，但是可以理解的 是，可以在不脱离如所附权利要求所限定的本发明的范围的情况下进行各种变化或修改。
【主权项】
1. 一种当飞行器与地面接触时在所述飞行器的向后运动期间控制所述飞行器的速度 的方法，所述方法包括： 向所述飞行器的至少一个起落架机轮施加扭矩，所述扭矩在与所述起落架机轮的转动 的向后滚动方向相反的方向上， 其中，施加的所述扭矩不超过用于确保飞行器的纵向稳定性的极限。2. 根据权利要求1所述的方法，其中，施加的所述扭矩不超过确保飞行器的纵向稳定性 以使得所述飞行器不会因后倾而机尾着地的极限。3. 根据权利要求1或2所述的方法，其中，施加的所述扭矩不超过确保飞行器的纵向稳 定性以使得所述飞行器的前起落架不与地面局部接触的极限。4. 根据任一前述权利要求所述的方法，其中，施加的所述扭矩不超过确保飞行器的纵 向稳定性以使得前起落架机轮上的基本上垂直的载荷不低于阈值的极限，其中在所述阈值 处，转向定心装置保持所述前起落架的机轮为直。5. 根据任一前述权利要求所述的方法，其中，所述扭矩极限基于当施加所述扭矩时的 下述瞬时飞行器参数中的一个或更多个瞬时飞行器参数:所述飞行器在上面移动的地面的 倾斜角；所述飞行器的重心；所述飞行器的质量;绕所述飞行器的横向（y)轴的飞行器转动 惯量;所述飞行器的向后速度。6. 根据任一前述权利要求所述的方法，其中，所述飞行器的向后运动由机轮致动器实 现，所述机轮致动器由所述飞行器承载，以用于驱动所述飞行器的起落架机轮中的一个或 更多个机轮转动。7. 根据任一前述权利要求所述的方法，其中，所述飞行器的向后运动在没有外部牵引 车单元的情况下自主地实现。8. 根据任一前述权利要求所述的方法，其中，所述飞行器的向后运动由归因于所述飞 行器在上面移动的地面的倾斜角的重力实现。9. 根据任一前述权利要求所述的方法，其中，向所述起落架机轮施加扭矩的步骤包括： 使用摩擦制动器总成向所述机轮施加制动扭矩。10. 根据权利要求9所述的方法，其中，测量所述飞行器速度，并且如果所述速度超过不 能确保所述飞行器的纵向稳定性的预定极限，则在所述飞行器的驾驶舱中显示指示。11. 根据权利要求9或10所述的方法，其中，所述制动扭矩由飞行员输入启动。12. 根据权利要求9至11中任一项所述的方法，其中，所述制动扭矩由制动控制系统实 现。13. 根据权利要求9至11中任一项所述的方法，其中，所述制动扭矩由停泊制动系统实 现。14. 根据权利要求12所述的方法，其中，所述飞行器具有N个制动轮，并且所述制动控制 系统向所述制动轮中的η个制动轮发送制动命令，其中n〈N。15. 根据权利要求12所述的方法，其中，所述制动控制系统将适用于所述摩擦制动器总 成的最大制动夹紧压强限制为不超过确保所述飞行器的纵向稳定性的极限。16. 根据权利要求15所述的方法，其中，所述最大制动夹紧压力根据所述飞行器的质量 和纵向重心位置变化。17. 根据权利要求12所述的方法，其中，所述制动控制系统实现制动法则，所述制动法 则初始地命令随时间增加而上升的低制动压强。18. 根据权利要求6和9所述的方法，其中，在所述机轮致动器向后驱动所述飞行器的同 时施加所述制动扭矩。19. 根据权利要求18所述的方法，其中，所述机轮致动器的扭矩和所述制动扭矩由共同 的控制器控制。20. 根据权利要求19所述的方法，其中，所述控制器接收所述飞行器速度的输入，以及 朝向目标速度控制所述机轮致动器的扭矩和所述制动扭矩。21. 根据权利要求1至8中任一项所述的方法，其中，向所述起落架机轮施加扭矩的步骤 包括:使用发电机向所述机轮施加制动扭矩。22. 根据权利要求21所述的方法，其中，所述发电机耦接至所述飞行器的电网或耦接至 用于耗散由所述发电机产生的电能的电阻器。23. 根据权利要求21或22所述的方法，其中，所述发电机是下述电动机/发电机，所述电 动机/发电机用于驱动所述飞行器的起落架机轮中的一个或更多个机轮转动，以实现所述 飞行器的向后运动。24. 根据权利要求23所述的方法，其中，所述电动机/发电机通过驱动路径选择性地耦 接至所述起落架机轮。25. 根据权利要求24所述的方法，其中，所述驱动路径包括小齿轮和安装至所述机轮的 轮辋的齿轮，其中，所述小齿轮能够在所述小齿轮与所述机轮的齿轮驱动啮合的啮合位置 与所述小齿轮与所述机轮的齿轮物理分离的脱离位置之间移动。26. -种用于飞行器的自主后推制动系统，所述飞行器具有：用于驱动所述飞行器的起 落架机轮中的一个或更多个机轮转动的机轮驱动系统，其中，所述机轮驱动系统能够进行 操作以驱动所述机轮转动，以在所述飞行器与地面接触时实现所述飞行器的向后运动；以 及用于向所述飞行器的至少一个起落架机轮施加扭矩的装置，所述扭矩在与所述起落架机 轮的转动的向后滚动方向相反的方向上，并且其中，施加的所述扭矩不超过用于确保所述 飞行器的纵向稳定性的极限。27. 根据权利要求26所述的系统，还包括用于向所述机轮施加制动扭矩的摩擦制动器 总成。28. 根据权利要求26或27所述的系统，还包括用于确定相对于地面的所述飞行器速度 的传感器。29. 根据权利要求28所述的系统，还包括驾驶舱指示器，所述驾驶舱指示器用于在所述 飞行器速度超过不能确保所述飞行器的纵向稳定性的预定极限时向飞行员进行指示。30. 根据权利要求27至29中任一项所述的系统，还包括用于向所述摩擦制动器总成发 送制动命令的制动控制系统。31. 根据权利要求30所述的系统，其中，所述制动控制系统适于接收飞行员制动输入。32. 根据权利要求27至31中任一项所述的系统，还包括用于向所述摩擦制动器总成发 送制动命令的停泊制动系统。33. 根据权利要求30或31所述的系统，其中，所述飞行器具有N个制动轮，并且所述制动 控制系统适于向所述制动轮中的η个制动轮发送制动命令，其中n〈N。34. 根据权利要求30或31所述的系统，其中，所述制动控制系统适于将适用于所述摩擦 制动器总成的最大制动夹紧压强限制为不超过确保所述飞行器的纵向稳定性的极限。35. 根据权利要求34所述的系统，其中，所述最大制动夹紧压强根据所述飞行器的质量 和纵向重心位置变化。36. 根据权利要求30或31所述的系统，其中，所述制动控制系统适于实现制动法则，所 述制动法则初始地命令随时间增加而上升的低制动压强。37. 根据权利要求27至36中任一项所述的系统，其中，所述摩擦制动器系统适于在所述 机轮驱动系统向后驱动所述飞行器的同时施加所述制动扭矩。38. 根据权利要求37所述的系统，还包括共同的控制器，所述共同的控制器用于控制所 述机轮驱动系统的扭矩和所述制动扭矩。39. 根据权利要求38所述的系统，其中，所述控制器适于接收所述飞行器速度的输入， 以及朝向目标速度控制所述机轮致动器的扭矩和所述制动扭矩。40. 根据权利要求26所述的系统方法，还包括用于向所述机轮施加制动扭矩的发电机。41. 根据权利要求40所述的系统，其中，所述发电机耦接至所述飞行器的电网或耦接至 用于耗散由所述发电机产生的电能的电阻器。42. 根据权利要求40或41所述的系统，其中，所述发电机是形成所述机轮驱动系统的一 部分的电动机/发电机。43. 根据权利要求42所述的系统，其中，所述电动机/发电机通过驱动路径选择性地耦 接至所述起落架机轮。44. 根据权利要求43所述的系统，其中，所述驱动路径包括小齿轮和安装至所述机轮的 轮辋的齿轮，其中，所述小齿轮能够在所述小齿轮与所述机轮的齿轮驱动啮合的啮合位置 与所述小齿轮与所述机轮的齿轮物理分离的脱离位置之间移动。45. -种飞行器，所述飞行器包括权利要求26至44中任一项所述的自主后推制动系统。
【专利摘要】本发明提供了用于在自主后推操纵期间，即在没有后推牵引车的情况下，依靠飞行器的自身动力控制飞行器的速度的方法和系统。该方法包括：向飞行器的至少一个起落架机轮施加扭矩，该扭矩在与起落架机轮的转动的向后滚动方向相反的方向上。施加的扭矩不超过用于确保飞行器的纵向稳定性的极限。为了纵向稳定性，施加的扭矩不应使飞行器具有倾翻事件的风险。
【IPC分类】B64C25/40, B60T8/32
【公开号】CN105492317
【申请号】CN201480046591
【发明人】詹姆斯·莫里斯, 安东尼奥·科洛西莫
【申请人】空中客车营运有限公司
【公开日】2016年4月13日
【申请日】2014年7月21日
【公告号】CA2921115A1, EP3036157A1, US20160200428, WO2015025131A1
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