可变增益控制前轮转向系统的制作方法
【专利摘要】一种用于确定飞机前起落装置的目标转向角的方法，包括：将方向舵踏板输入数据接收到转向控制单元中、将飞机速度数据接收到转向控制单元中、计算出正常增益、计算出驻停增益、以及将正常增益和驻停增益相加以确定目标转向角。正常增益在所有的飞机速度和踏板行程范围之中是正量。驻停增益在驻停速度和滑行速度范围内是正量。还公开了一种前轮转向系统。
【专利说明】可变增益控制前轮转向系统
【背景技术】
[0001]当飞机在地面上时，可期望为飞机提供大转向角，以便停放飞机。在高速条件下，如起飞前，前轮转向角应仅限于少量角度。
[0002]公务机使用前轮转向系统，这是线控转向系统。使用线控转向系统的飞机可以利用方向舵踏板行程来调整前轮转向角。已知的线控转向系统已简化两阶段转向模式，每个针对相同的踏板行程具有不同的转向角。
【发明内容】
[0003]一种用于确定飞机前起落装置的目标转向角的方法，包括:将方向舵踏板输入数据接收到转向控制单元中、将飞机速度数据接收到转向控制单元中、计算出正常增益、计算出驻停增益、以及将正常增益和驻停增益相加以确定目标转向角。正常增益在所有的飞机速度和踏板行程范围之中是正量。驻停增益在驻停速度和滑行速度范围内是正量。
[0004]一种用于确定飞机前起落装置的目标转向角的方法，包括:将方向舵踏板输入数据接收到转向控制单元中、将飞机速度数据接收到转向控制单元中、计算出增益K、计算出增益A、计算出增益C、计算出增益B、以及确定前起落装置的目标转向角。目标转向角是正常增益和驻停增益的总和。接收到的方向舵踏板输入数据对应于飞机上方向舵踏板的输入行程百分比。增益K和增益C基于接收到的方向舵踏板输入数据。增益A和增益B基于接收到的飞机速度。正常增益是增益K和增益A的乘积，并且驻停增益是增益C和增益B的乘积。
[0005]一种用于飞机前轮转向系统的转向控制单元(“S⑶”)，包括正常增益计算模块、驻停增益计算模块和目标转向计算模块。正常增益计算模块计算出在所有的飞机速度和踏板行程范围之中是正量的正常增益。驻停增益计算模块计算出在驻停速度和滑行速度范围内是正量的驻停增益。目标转向计算模块将正常增益和驻停增益相加，以确定目标转向角。
【专利附图】
【附图说明】
[0006]图1A和IB是用于飞机前轮转向系统的液压和电气系统的不意图。
[0007]图2示意性地描绘了可用于一种方法中的增益控制算法，该方法用于确定飞机前起落装置的最大转向角。
[0008]图3-图6示意性地描绘了针对飞机不同速度的随转向角特性的方向舵踏板输入。
[0009]图7描绘了最大转向角和飞机速度之间的关系。
[0010]图8和图9示意性地描绘了用于阐明增益控制模块特征的图。
[0011]图10示出了飞机速度、踏板行程和转向角之间的关系。
【具体实施方式】
[0012]本文中的描述和附图仅仅是说明性的，并可以在不脱离所附权利要求范围的情况下对附图中所公开的结构和步骤进行各种修改和改变。本文中公开的各种确定部件仅仅是技术术语，可以从一个制造商到另一个制造商而变化。该术语不应该被视为限制本公开。附图因图示一个或多个示例性实施方式的目的而示出，并不是为了限制所附的权利要求。所有对方向和位置的参考除非另有指示，否则指代图中所示的部件取向，并且不应该被解释为限制所附的权利要求。
[0013]参考图1A和图1B，前轮转向系统(“NWSS”)10—般包括驾驶员方向舵踏板和副驾驶方向舵踏板，驾驶员方向舵踏板包括左手方向舵踏板12和右手方向舵踏板14，副驾驶方向舵踏板包括左手方向舵踏板16和右手方向舵踏板18。NWSSlO还包括前起落装置22，并且NWSSlO按照方向舵踏板操作来控制前起落装置方向。图示的NWSSlO是电控的且液压致动的线控转向系统。转向角输出一即前起落装置方向一是飞机速度和方向舵踏板输入的函数。
[0014]NWSSlO包括转向控制单元24( “SCU”)、转向控制阀和致动器组件(“SCVA”)26、含左手XDCER28和右手XDCER32的踏板行程传感器(“XDCER”)。方向舵踏板12、14、16和18由连杆34机械地联接到各自XDCER28、32。SCU24经由各自XDCER28、32与方向舵踏板
12、14、16和18相连通。另外，S⑶24经由可以为S⑶24提供MLG轮速的防滑控制系统36与飞机的主起落装置(“MLG”)(未示出)连通。S⑶24也与飞机航电系统38连通。飞机航电系统38可以包括警示警报系统(“CAS”)，它可以为飞机驾驶舱中的NWSSlO提供指示故障显示的消息。飞机航电系统38还可以提供操纵功能，并且可以包括输入，以接收指示飞机地面速度的飞机地面速度数据。
[0015]S⑶24也与控制前轮40方向的SCVA26连通，前轮40是前起落装置22的一部件。SCVA26包括双位置切断阀42、双位置右手转向控制阀44和双位置左手转向控制阀46。在图示的实施方式中，切断阀42以及控制阀44和46是偏向第一操作位置的电磁操作阀。SCU24将信号发送给相应阀，以控制各阀的操作位置。
[0016]当切断阀42处于第一操作位置42a时，来自例如液压泵(未示出)和积蓄器48的压力源的流体被阻塞，并且无法穿越切断阀。在接收到来自SCU24的信号时，切断阀42可以移动到第二位置42b。在第二位置42b中，加压流体从压力源经过限流器50和切断阀42流向右手转向控制阀44和左手转向控制阀46，后两者都位于切断阀42下游。限流器50控制前起落装置22的转向速度。
[0017]右手转向控制阀44在第一操作位置44a和第二操作位置44b之间进行操作。在第一操作位置44a中，来自压力源的加压流体被阻塞，防止穿越右手转向控制阀44。在第二操作位置44b中，来自压力源的加压流体可以穿越右手转向控制阀44，并向液压缸52行进。杆54延伸过气缸52，并且活塞56与杆54连接并位于气缸52内。当处于第二操作位置44b中时，流体从压力源穿过右手转向控制阀44而行进到活塞56右手侧(图1B中所示每个取向)的液压缸52中，活塞56移动杆54使前轮40左转。当处于第一操作位置44a中时，流体可以从活塞56右手侧的气缸52穿过右手转向控制阀44和限流器58向活塞56左手侧而通过左手止回阀60行进到液压缸52中。致动器(气缸)52也作为“减摆阻尼器”而运作。在第一操作位置44a中，致动器52经由限流器58自由地移动到右侧方向。该运动防止前轮转向摆振振动。
[0018]左手转向控制阀46在第一操作位置46a和第二操作位置46b之间进行操作。在第一操作位置46a中，来自压力源的加压流体被阻塞，防止穿越左手转向控制阀46。在第二操作位置46b中，来自压力源的加压流体可以穿越左手转向控制阀46，并向液压缸52行进。当处于第二操作位置46b中时，流体从压力源穿过左手转向控制阀46而行进到活塞56左手侧的液压缸52中，活塞56移动杆54使前轮40右转。当处于第一操作位置46a中时，流体可以从活塞56左手侧的气缸52穿过左手转向控制阀46和限流器62向活塞56右手侧而通过右手止回阀64行进到液压缸52中。在第一操作位置46a中，致动器52经由限流器62自由地移动到左侧方向。该运动防止前轮转向摆振振动。
[0019]杆54与前起落装置22机械连接，以控制前轮40的方向。也可以通过与S⑶24连通的转向位置传感器66监测杆54的位置。前轮40的方向可以基于杆54的位置。重量传感器68也可以设置在前起落装置22上，以确定前起落装置的轮上重量(“W0W”)。重量传感器68也与S⑶24连通。
[0020]S⑶24被构造为确定前轮40的转向角。参考图2，前轮40的转向角基于在正常增益计算模块70和驻停增益计算模块72中所进行的计算。每个增益计算模块70、72均接收踏板行程输入数据，其基于针对如方向舵踏板12、14、16和18的各自方向舵踏板的踏板行程输入百分比。
[0021]参考图1A，LH-XDCER28和RH-XDCER32电连接到SCU24。参考图2中所示的示例，从XDCER接收到的数据可以分别由模数转换器74、76进行处理。在每个增益计算模块中进一步处理之前，此时呈现数字形式的数据可被监测故障并平均化。模块70、72可以仅接收来自XDCER28、32的数据中的一个。在所公开的实施方式中，模块70、72接收平均数据(算术平均)，以确保来自XDCER28、32的数据余度。每个增益计算模块70、72也接收飞机速度数据，其基于MLG轮速和飞机地面速度。MLG轮速由SCU24从防滑控制系统36接收(图1A)。防滑控制系统36包括用于MLG轮子的轮速传感器。飞机地面速度数据由SCU24从飞机航电系统38接收(图1A)。如图2中看到的，在图2中也称为参考速度的飞机速度要么是MLG轮速要么是飞机地面速度，以较高者为准。如果速度数据较高，则目标转向角在该示例性实施方式中更受限。也就是说，模块70和72接收较高的速度数据，以防止或抑制飞机在无故障情况下翻转。
[0022]正常增益计算模块70确定基于踏板行程输入数据的增益K。正常增益计算模块70还确定基于飞机速度的增益A。在此示例中，飞机速度基于MLG轮速数据和飞机地面速度数据中的至少一个。驻停增益计算模块72确定基于踏板行程输入数据的增益C。驻停增益计算模块72还确定基于飞机速度的增益B。NWSSlO (图1A和1B)利用图2中所示的增益控制算法，以控制针对不同速度和踏板行程的转向灵敏度。目标转向计算模块78将正常增益和驻停增益相加，以确定目标转向角。下面，更详细地描述了确定前起落装置22的目标转向角的方法。
[0023]用于确定前起落装置22的转向角的方法可以包括:经由XDCER28、32将踏板行程数据接收到转向控制单元24中。踏板行程数据对应于如飞机上方向舵踏板12、14、16和18的方向舵踏板的输入行程百分比。数据可以分别在模数转换器74、76中进行处理。
[0024]用于确定前起落装置22的转向角的方法还可以包括:将飞机速度数据接收到转向控制单元24中(图1A)。如上文所提到的，接收飞机速度数据可以包括:接收对应于MLG的轮速的MLG轮速以及飞机地面速度。如上文所提到的，可以基于MLG轮速和飞机地面速度中较大者，计算增益A以及计算增益B。[0025]从使用设置线控转向前轮转向系统的飞机的实验中发现，当飞机驻停时(驻停速度范围)，飞机的速度通常为0-10kt。还发现，当飞机滑行时(滑行速度范围)，飞机的速度通常为10-30kt。此外，当飞机起飞时(起飞速度范围)，飞机的速度通常为30kt或以上。结果发现，当飞机滑行时(滑行踏板范围)，通常使用全踏板输入的0-40%。因此，增益计算模块70、72根据飞机的速度来改变增益K、A、C、B。因此，飞机驾驶员在所有条件下能够获得最佳的转向角。在该实施方式中，临界值10kt、30kt、100kt和40%仅仅是示例。响应于飞机重量和尺寸、飞机重心位置、起落装置安装位置、起飞速度、转向系统机械特性等来决定这些数值，以便飞机在任何速度下都不发生翻转。因此，前述的临界值取决于每个飞机的类型。在下面更详细描述的增益K、A、C和B数学公式被决定，以实现图3-7中图表的效果。因此，下面讨论的数学公式可以改变，以实现图3-7中图表基于不同的驻停速度、滑行速度、起飞速度和方向舵踏板输入的效果。
[0026]继续参考图2，目标转向角由正常转向角数值(正常增益)和驻停附加转向角数值(驻停增益)来确定。正常增益计算模块70输出正常转向角，而驻停增益计算模块72输出驻停附加转向角。用于确定前起落装置22的目标转向角的方法还包括:计算出基于接收到的踏板行程数据的增益K。输入的踏板行程和增益K之间的关系可以由下列公式定义:
[0027]y (X) =O-1Xx
[0028]其中“X”是无量纲单位的踏板行程百分比，其中x=100%被定义为x=100，并且“y”是以。/%为单位的增益K。如图2中看到的，增益K线性相关于或正比于方向舵踏板一如飞机方向舵踏板12、14、16和18—的输入行程。
[0029]用于确定前起落装置22的正常转向角的方法还包括:计算出增益A。飞机速度和增益A之间的关系可以由下列公式定义:
[0030]如果x〈=30,则 y (X) =1 ；
[0031]如果30〈x〈100,则 y (x) =a X x3+b X x2+c X x+d ；
[0032]a=0,
[0033]b=2.0408E-04,
[0034]c=-4.0816E-02,并且
[0035]d=2.0408E+00 ;并且
[0036]如果100〈=x,则 y (x) =0
[0037]其中“x”是以节为单位的飞机速度，而“y”是无量纲单位的增益A。
[0038]S⑶24具有响应于飞机速度的“增益A”命令，100%的输入行程命令位于图2中所示的范围内。如从上面的公式看出的，针对飞机速度大于在此例如是最大滑行速度的30节，增益A指数相关于飞机速度。针对飞机速度低于30节，增益A恒定；更具体地是，针对飞机速度低于30节，增益A等于I。针对飞机速度大于100节，增益A也是恒定的；更具体地是，针对飞机速度大于100节，增益A等于零，100节在此例如是临界最大速度或飞机即使在最大转向角下也不翻转的最大速度。
[0039]用于确定前起落装置22的目标转向角的方法还可以包括:计算出基于接收到的踏板行程数据的增益C。输入踏板行程和增益C之间的关系可以由下列公式定义:
[0040]如果x〈=40%,则 y (X) =0 ；
[0041]如果40%〈x〈100%，则 y(x)=aXx3+bXx2+cXx+d ;并且[0042]如果100%〈x，则 y(x)=aX 1003+bX 1002+cX100+d
[0043]a=l.6667E-04,
[0044]b=-l.6111E-02,
[0045]c=4.8889E-01，并且
[0046]d=-4.4444E+00
[0047]其中“x”是无量纲单位的踏板行程百分比，x=100%被定义为x=100，“y”是以。/%为单位的增益C。
[0048]输入行程(百分比)和增益C之间的关系被描绘在图2所示的曲线中。在输入行程大于40%情况下，增益C可以指数相关于方向舵踏板的输入行程。在输入行程小于40%情况下，增益C可以是恒定的。更具体地，在输入行程数小于40%情况下，增益C可以等于零。
[0049]用于确定前起落装置22的目标转向角的方法还可以包括:计算出基于飞机速度的增益B。飞机速度和增益B之间的关系可以由下列公式定义:
[0050]如果x〈=10,则 y (X) =1 ；
[0051]如果10〈x〈30，则 y(x) =aX x3+b X x2+c X x+d ；
[0052]a=0,
[0053]b=2.3571E-03,
[0054]c=-l.4428E-01，并且
[0055]d=2.2071E+00 ;并且
[0056]如果30〈=x,则 y (x) =0
[0057]其中“x”是以节为单位的飞机速度，“y”是无量纲单位的增益B。在该示例性方法中，针对飞机速度大于10节，增益B指数相关于飞机速度。针对飞机速度低于30节，增益B也指数相关于飞机速度。针对飞机速度低于在此例如是最大驻停速度的10节，增益B可以是恒定的。更具体地，针对飞机速度低于10节，增益B可以等于I。针对飞机速度大于30节，增益B可以是恒定的。更具体地，针对飞机速度大于30节，增益B可以等于零。前起落装置22的目标转向角由正常转向角和驻停附加转向角来确定。正常增益计算模块70输出正常转向角，而驻停增益计算模块72输出驻停附加转向角。如图2所示，正常转向角是增益K和增益A的乘积。当附加转向角速度为30-100节时，驻停增益计算模块72输出零。因此，由于正常转向角是图2中描绘的增益K(线性)和增益A(曲线)的乘积，这将产生30-100节速度下与从O到100%的踏板输入行程成线性的转向角关系，这在图5中进行了描绘。
[0058]往回参考图2，目标转向角是正常转向角和驻停附加转向角的总和。这两种乘积求和的结果是针对0-30节速度下踏板行程40-100%的拟三次多项式关系，这在图3和图4中加以示出。针对踏板行程大于40%，允许转向角以指数方式更大化，这通过将图4中上虚线与图4中下虚线比较就可以看出来。图4中描绘的上虚线对应于图3中描绘的线，而图4中描绘的下虚线对应于图5中描绘的线。在0-30节速度下，增益A为1.0，并且针对踏板行程从O到40%，驻停增益计算模块72输出零。因此，针对从O %到40%的踏板行程，目标转向角保持驻停速度范围和滑行速度范围内的线性关系，这在图3和4中进行了描绘。此夕卜，在30节或以上的速度下，针对踏板行程从0%到100%，驻停增益计算模块72输出零。因此，针对从0%到100%的踏板行程，目标转向角也保持起飞速度范围内的线性关系，这在图5和6中进行了描绘。
[0059]往回参考图1A，前轮接合开关80可以设置有NWSS10。触发前轮接合开关会把电力提供给S⑶24。
[0060]图8和9分别示出了图块Ml、M2，为了分别阐明增益计算模块70、72的特征。参考图8，当飞机的速度是0-30kt(参见图8中图块Ml的面积SI)时，增益计算模块70输出增益K。也就是说，在驻停速度范围或滑行速度范围内，增益计算模块70仅输出增益K，因为增益A在这些范围内是1.0 (参见图2)。当飞机的速度是30kt或以上(起飞速度范围)时，增益计算模块70输出增益KX增益A。这由图8中图块Ml的面积S2表示。
[0061]参考图9，当飞机的速度是30kt或以上时(参见图9中图块M2的面积S5)，增益计算模块72输出零。也就是说，在起飞速度范围内，增益计算模块72输出零，因为增益B在此范围内是零。当踏板输入是0-40% (滑行踏板范围)时，增益计算模块72也输出零，因为增益C在此范围内是零(参见图2)。另一方面，当踏板输入是40%或以上时，增益计算模块72在驻停速度范围内输出增益C，因为增益B在此范围内是1.0 (参见图9中图块M2的面积S3)。此外，增益计算模块72在滑行速度范围内输出增益CX增益B(参见图9中图块M2的面积S4)。
[0062]如上文所提到的，常规的前轮转向系统根据飞机速度采用简化的两阶段转向模式。相反，本主题前轮转向系统采用飞机速度和最大转向角之间的无级关系(例如，参见图7)。
[0063]在驻停速度范围(O-1Okt)或滑行速度范围(10_30kt)内并且踏板行程是0_40%情况下，目标转向角与输入行程成正比地增加(见图3和图4)。如上文所提到的，当飞机滑行时，通常使用全踏板输入的0-40%。因此，驾驶员可以操作飞机，以精确滑行，因为目标转向角在这种情况下与输入行程成正比地增加。此外，针对踏板行程大于40%并且飞机的速度为O-1Okt (参见图3)，增益计算模块70、72允许转向角以指数方式更大化。从而可以匹配驾驶员的转向感。此外，驾驶员可以转向到最大角度(60° )。这使驾驶员更容易完成停机任务。当踏板行程是40%或以上时，目标转向角从IOkt逐渐减小到30kt(参见图4)。这种过渡防止或抑制飞机翻转并同时保持驾驶员的转向感。
[0064]在飞机速度为30kt或以上的条件下，目标转向线是线性的，并且线梯度随飞机的速度会变得更低(参见图5)。这种转变可以抑制飞机翻转，并使驾驶员在高的地面速度下更易于控制转向，因为目标转向角与方向舵踏板输入成正比地变化。在一般情况下，当停机(驻停范围)时，驾驶员倾向于使用最大转向角。另一方面，在30kt或以上(起飞速度范围)情况下，对于转向角而言最好被限制为低角度，因为驾驶员在起飞条件下也可以用方向舵来控制飞机的方向。本转向系统可以同时满足这些条件。
[0065]当飞机的速度超过IOOkt时，目标转向角为零(参见图6)。该值一100节是设置有本转向系统的飞机即使在最大转向角下也不翻转的临界最大速度。图7示出了飞机速度和最大转向角之间的关系。如图7中所示，在O-1Okt的速度下最大转向角是恒定的(60° )，并且最大转向角从IOkt连续减小到lOOkt。这条线是由如图2中所示的增益计算模块70、72做出的。这条线定位于飞机翻转临界线(图7中未示出)稍靠内。因此，设置有本主题转向控制系统的飞机在任何速度下都不应该翻转。[0066]在驻停速度范围(在本实施方式中是O-1Okt)内，最大转向角是飞机转向机械系统的最大恒定角(参见图7—在本实施方式中是60° )。最大转向角从滑行速度范围连续减小到临界最大速度(在本实施方式是IOOkt)。图7中的线定位于飞机翻转临界线稍靠内。本前轮转向系统还实现了图3和4中图表的效果。也就是说，在驻停速度范围(在本实施方式中是O-1Okt)或滑行速度范围(在本实施方式中是10-30kt)内，转向角在滑行踏板范围(在本实施方式中是0-40% )内正比于踏板输入，并在40%或以上的踏板输入范围内随踏板输入而呈指数地增加。此外，转向角在40%或以上的踏板输入范围内随飞机的速度而逐渐减小(图4)。在起飞速度范围(在本实施方式中是30kt或以上)内，本发明实现了线性的且其梯度随飞机的速度会变得更低的图表。在临界速度或以上(在本实施方式中是IOOkt)的情况下，转向角在本转向系统中是零(图6)。临界速度是飞机即使在最大转向角下也不翻转的最大速度。图10示出了飞机的速度、踏板行程和转向角之间的关系。
[0067]上面已经具体描述了一种前轮转向系统和一种用于确定前起落装置的转向角的方法。本领域技术人员在阅读并理解了前面的详细描述之后将发生修改和变更。所附的权利要求并不仅限于上述的实施方式。
[0068]将理解，各种上面公开的及其它的特征和功能或其替代或变型可以根据需要而组合成许多其它不同的系统或应用。另外，各种目前无法预见或未预料到的对其做出的替代、修改、变型或改进可以由本领域技术人员做出，这也期望包括在以下权利要求中。
【权利要求】
1.一种用于确定飞机前起落装置的目标转向角的方法，所述方法包括: 将方向舵踏板输入数据接收到转向控制单元中； 将飞机速度数据接收到所述转向控制单元中； 计算出正常增益，所述正常增益在所有的飞机速度和踏板行程范围之中是正量； 计算出驻停增益，所述驻停增益在驻停速度和滑行速度范围内是正量； 将所述正常增益和所述驻停增益相加以确定目标转向角。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述前起落装置的最大转向角在所述驻停速度范围内的最大值下是恒定的，并且所述最大转向角从最大驻停速度连续地减小到最大临界速度。
3.根据权利要求2所述的方法，其中，在所述最大临界速度下，所述最大转向角是零。
4.根据权利要求1所述的方法，其中，在起飞速度范围内，所述目标转向角正比于方向舵踏板输入。
5.根据权利要求4所述的方法，其中，在所述起飞速度范围内，当所述飞机速度增加时，描绘所述目标转向角随所述方向舵踏板输入的线的梯度减小。
6.根据权利要求1所述的方法，其中，在所述驻停速度和所述滑行速度范围内，所述目标转向角在滑行踏板范围内正比于所述方向舵踏板输入。
7.根据权利要求6所述的方法，其中，针对踏板输入大于所述滑行踏板范围，所述目标转向角随所述方向舵踏板输入而呈指数地增加。
8.根据权利要求7所述的方法，其中，针对踏板输入大于所述滑行踏板范围，所述目标转向角随飞机的速度而逐渐减小。
9.根据权利要求1所述的方法，其中，通过把增益K和增益A相乘而计算出所述正常增益，其中通过把增益C和增益B相乘而计算出所述驻停增益，其中根据所述方向舵踏板输入计算出增益K和增益C，其中根据所述飞机速度计算出增益A和增益B。
10.一种用于确定飞机前起落装置的目标转向角的方法，所述方法包括: 将方向舵踏板输入数据接收到转向控制单元中，其中所述方向舵踏板输入数据对应于飞机上方向舵踏板的输入行程百分比； 将飞机速度数据接收到所述转向控制单元中； 计算出基于接收到的方向舵踏板输入数据的增益K ； 计算出基于接收到的飞机速度的增益A ； 计算出基于接收到的方向舵踏板输入数据的增益C ； 计算出基于接收到的飞机速度的增益B ； 确定前起落装置的目标转向角，其中所述目标转向角是正常增益和驻停增益的总和，其中所述正常增益是所述增益K和所述增益A的乘积，并且所述驻停增益是所述增益C和所述增益B的乘积。
11.根据权利要求10所述的方法，其中，所述增益K线性相关于飞机的方向舵踏板输入。
12.根据权利要求10所述的方法，其中，针对接收到的飞机速度大于最大滑行速度，所述增益A指数相关于所述接收到的飞机速度，并且针对接收到的飞机速度低于所述最大滑行速度，所述增益A恒定。
13.根据权利要求10所述的方法，其中，所述增益B在驻停速度范围内是常量，所述增益B在滑行速度范围内指数相关于接收到的飞机速度，并且所述增益B在起飞速度范围内是零。
14.根据权利要求10所述的方法，其中，所述增益C在滑行踏板范围内是零，并且针对方向舵踏板输入大于最大滑行踏板范围行程，所述增益C指数相关于所述方向舵踏板输入。
15.一种用于飞机前轮转向系统的转向控制单元(“S⑶”)，所述S⑶包括: 正常增益计算模块，其中所述正常增益计算模块计算出在所有的飞机速度和踏板行程范围之中是正量的正常增益； 驻停增益计算模块，其中所述驻停增益计算模块计算出在驻停速度和滑行速度范围内是正量的驻停增益；以及 目标转向计算模块，所述目标转向计算模块将所述正常增益和所述驻停增益相加，以确定目标转向角。`
【文档编号】B64C27/00GK103562065SQ201180057276
【公开日】2014年2月5日 申请日期:2011年10月6日 优先权日:2010年10月8日
【发明者】尾山博树 申请人:本田专利技术北美有限责任公司