飞行器组装件和方法与流程

本发明涉及飞行器组装件和方法。

背景技术：

飞行器在着陆进场期间可以生成相当大的噪声。这一噪声的很大部分可归 因于在展开的起落装置周围流动的空气。虽然飞行器可能在着陆进场期间以约 80m/s行进，但起落装置的生噪组件或区域周围的局部气流可达到约300m/s的 速度，这可导致相对大的噪声。这一类型的噪声可被称为气动声学噪声。因为 机场通常位于城市或其他人口密集区附近的事实，气动声学噪声尤其是不合需 的。

技术实现要素：

根据本发明的第一方面，提供了一种如权利要求1所述的飞行器组装件， 包括：

因而，根据第一方面的该飞行器组装件包括自动起落装置展开控制器，其 可在触地之前尽可能迟地自动展开起落装置，由此保持飞行器处于低噪声生成 状态，即相对整洁的机身和低引擎功率，直至飞行器接近机场以展开起落装置。 与人类驾驶员相比，自动起落装置展开控制器可以更精确和可靠地展开起落装 置，从而使得起落装置能够更迟地展开。这部分地归因于自动起落装置展开控 制器被配置成在该装置中的任一者没有在其展开时间帧内锁定在已展开状态 的情况下自动用信号通知飞行控制系统执行着陆中止序列。

飞行器组装件的可任选特征在权利要求2到6中阐明。

在权利要求4的组装件中，控制器被配置成向飞行控制系统输出命令以在 起落装置展开期间使用基于系统行为确立的预计算出的调整例程调整飞行器配 平。这可以使该装置在飞行器接近地面时非常迟地展开，展开没有在着陆期间 不利地影响飞行器的稳定性。

在权利要求6的飞行器组装件中，起落装置可被配置成例行地通过重力来 展开，这可增加展开速度并从而使得起落装置能够在着陆进场中更迟地展开， 这进而可降低在着陆进场期间生成的气动声学噪声的历时。缩回联动装置可以 从锁定状态切换至可张开状态，从而允许第一和第二接合点沿联动轴朝向彼此 或远离彼此移动，以使得主支柱通过重力朝向展开状态落下。在呈现展开状态 之前，阻尼设备减缓主支柱以在该支柱变得完全展开时降低冲击负载。主支柱 可通过一个或多个常规停留和锁定连杆机构被锁定在展开状态。在起飞之后， 缩回致动器可以使用缩回联动装置，该缩回联动装置在重力部署全程期间通过 第一和第二接合点保持机械耦合至主支柱和缩回致动器，以通过重新啮合锁定 设备来缩回起落装置以固定第一和第二接合点之间的分离度。此外，因为缩回 联动装置准许第一接合点与第二接合点之间独立于缩回致动器的张开状态而 相对移动，所以起落装置可甚至在缩回致动器堵塞在完全或部分缩回的张开状 态的情况下完全展开。

根据本发明的第二方面，提供了一种如权利要求7所述的方法。

该方法的可任选特征在权利要求8到10中阐明。

本发明的这些和其他方面将从本文描述的实施例中变得明显并且与其一 起阐明。

附图说明

现在将仅作为示例参考附图来描述本发明的各实施例，附图中：

图1是解说飞行器噪声足迹的示图；

图2是解说两个飞行器的噪声足迹的示图；

图3是根据本发明的一实施例的包括自动起落装置展开控制器的飞行器组 装件的系统图；

图4是由图3的自动起落装置展开控制器执行的控制算法的流程图；以及

图5到9是可以与图3的飞行器组装件一起使用的起落装置的示例。

具体实施方式

参考图1，飞行器噪声足迹可被认为是机场10周围的地理空间。各同心圆 限定了噪声可接受性区域12-18。在区域12中可接受高噪声水平，该区域最接 近机场10。在下一外部区域14中可接受的噪声水平可低于区域12中的可接受 噪声水平。同样，在区域16中可接受的噪声水平可低于区域14的可接受噪声 水平，对于区域18以此类推。

参考图2，在常规飞行器着陆进场中，起落装置通常在触地前很久就被展 开；例如，在大型民用飞机的情形中，起落装置通常在距跑道约10英里处就 展开。带角的线L1、L2表示飞机P1、P2的常规飞行器滑行斜路径。线L1、L2 下方的三角灰色区域A1、A2表示其中起落装置已张开且飞行器正生成比在相 对‘整洁’高速档状况更多噪声的阶段。

A1表示其中飞机P1的起落装置在触地之前很久就展开的标准情形。三角 形A1的底部从机场延伸并穿过区域12到18。因而，在诸如16和18等外部区 域中的居民可能感知到来自飞机P1的起落装置的气动声学噪声。

相反，根据本发明的各实施例的飞行器组装件P2被布置成通过不张开起 落装置直至飞行器接近机场10来降低外部区域(诸如区域16和18)中的噪声 水平。如线A2所解说的，P2的起落装置展开三角的底部从机场10延伸穿过区 域12但结束于区域14中。因而，飞机P2的起落装置在区域14中展开。

图3是根据本发明的一实施例的飞行器组装件20的系统图。飞行器组装 件20包括常规‘自动着陆’功能性并且因此着陆可在计算机控制之下发生。

飞行器组装件20包括起落装置22，在这一实施例中它包括前起落装置24 和两个主起落装置26。每一起落装置被布置成按已知方式在用于飞行的收起状 态和用于起降的展开状态之间移动。

每一起落装置24、26具有已知展开时间。这可例如通过在一个或多个展 开周期期间对该装置进行计时来测得。

组装件20还包括用于准许起落装置从收起状态移至展开状态的常规起落 装置展开设备28。这可例如是是否该装置以供用于重力或致动器展开的可远程 操作的‘上锁(up-lock)’。

组装件20还包括用于检测起落装置22已呈现为展开状态的常规起落装置 下锁(down-lock)感测设备30。感测设备30输出下锁信号，这指示起落装置 已呈现为展开状态。

起落装置展开设备28和起落装置感测设备30一起形成起落装置控制系统 32的一部分。在接收到展开信号之际，起落装置控制系统32使得起落装置展 开设备28展开起落装置。起落装置控制系统32还接收来自起落装置感测设备 30的下锁信号。在常规飞行器中，起落装置控制系统32将接收来自飞机驾驶 舱的展开信号以及向飞机驾驶舱提供下锁信号。

组装件20还包括用于提供相对于目标跑道的飞行器位置以及飞行器速度 信息的常规飞行器导航系统34。飞行器导航系统34可以提供来自GPS 36、惯 性导航或其他装置的地理位置信息。它还可包括雷达高度计38。

组装件20还包括具有自动飞行操作(诸如‘复飞’42、‘自动限速’44 以及‘俯仰配平’46)的常规飞行器飞行控制系统40。本领域技术人员将熟悉 此类自动驾驶功能且为简明起见将不进一步详细描述它们。

根据本发明的各实施例的飞行器组装件与已知飞行器组装件的不同之处 在于：它包括通信耦合至飞行器导航系统34、起落装置控制系统32以及飞行 器飞行控制系统40的起落装置展开控制器48。起落装置展开控制器48是配置 成操作控制程序的计算设备。它可被实现为单个计算设备或分布式计算设备。

起落装置展开控制器48还可通信耦合至飞机驾驶舱接口系统50，包括可 由驾驶员使用来激活和停用起落装置展开控制器48的驾驶员接口52。

另外参考图4，在60处概括地解说一个实施例的控制程序。

驾驶员可以选择飞机驾驶舱上的‘自动放下起落装置’选项并确保现用跑 道被输入到飞行管理系统(FMS)或直接输入起落装置展开控制器48的驾驶员 接口52。在‘自动放下起落装置’的情况下，起落装置展开控制器48是活跃 的。

在步骤62，起落装置展开控制器48被配置成计算触地值。给定飞行器速 度是已知的，本文描述的各个值可以是距离或时间值。在这一实施例中，起落 装置展开控制器48被配置成使用由飞行器导航系统34提供的飞行器位置和速 度信息来计算触地时间TT。控制器48可以接收来自导航系统34的地理位置信 息。基于飞行器地理位置、来自FMS或来自输入到控制器的数据的所选现用跑 道，该控制器可以计算距跑道的剩余距离。FMS可自动生成这一消息，在这一 情形中，它可从导航系统直接取得。另选地，距离可以使用距离测量装备到导 航信标的倾斜距离来计算得到，或者控制器可另选地执行跑道阈值的地理位置 的数据库查找并计算剩余距离。因而，知晓飞行器的速度和飞行器与跑道之间 的距离，起落装置展开控制器48可以估算在触地之前的历时。

在步骤64，起落装置展开控制器48被配置成确定触地时间TT大于展开阈 值TD(它与触地阈值一样可以是时间或距离)。在这一实施例中，展开阈值 TD是大于或等于起落装置展开时间的时间值。控制器可例如基于对预定阈值的 数据库查找来确定起落装置展开阈值TD。另选地，它可基于起落装置展开的已 知时间和从导航系统检索到的地速来计算展开阈值TD，或者展开阈值TD可以 根据相继的地理位置更新来计算得到。

如果触地时间TT大于展开阈值TD，则该方法返回步骤62。

如果否，则在步骤66，起落装置展开控制器48被配置成命令飞行器起落 装置控制系统32提供起落装置展开信号以自动展开起落装置。

在步骤68，起落装置展开控制器48确定它是否接收到来自起落装置感测 设备30的下锁信号。

如果是，则该方法在步骤76结束并且飞行器可继续进行着陆。

如果否，则增加等待值x，例如增加1，且该方法进至步骤72。

在步骤72，起落装置展开控制器48确定等待值x是否大于或等于中断阈 值TA。中断阈值TA是大于或等于起落装置展开时间但小于触地时间TT的时间 值。

如果否，该方法进至步骤68。

如果是，在步骤74，起落装置展开控制器48被配置成命令飞行器飞行控 制系统40执行着陆中断序列。

因而，如果起落装置没有在预定下锁时间(这可以是用来计算‘张开’阈 值的时间)全部下锁，则控制器48将使用飞行控制计算机发起自动复飞。取 决于飞行器，这可以是到已有‘复飞’功能的简单接口。另选地，控制器可以 管理自动限速命令(命令TOGA——起飞和复飞启动)并引导飞行器飞行控制系 统中断着陆。如果在可接受下锁时间窗期满之前之内接收到下锁信号，则控制 器48不采取进一步动作，直至它被复位。

在优选实施例中，控制器48被配置成向飞行控制系统40输出命令以在起 落装置展开期间使用基于系统行为确立的预计算出的调整例程调整飞行器配 平。典型地，其两者不具有持续可变的传感器来测量缩回/展开位置。用于特 定飞行器配置的调整例程可例如通过空气动力学建模来确定并通过飞行测试 来验证。如此，使用经建模和经测试的数据，基于在展开命令之后过去的时间， 与飞行器配平有关的预计算指令集可被发送给飞行控制系统40。例如，如果起 落装置在3秒内展开且其展开的前80％发生在第一秒中且剩余20％发生在后两 秒中，则控制器可以发送针对该展开特性的适当配平调整命令。另选地，传感 器可被提供以测量起落装置的展开位置并基于实际位置来发送配平命令。

在其他实施例中，控制器48可以提供飞行控制系统40可以操作的状态变 化的指示，而非提供调整例程。

根据本发明的各实施例的飞行器组装件可以使飞行器能够中断新飞行路 径以减少燃料燃烧。并非包括爬升、加油巡航之目的地、随后高速降至机场的 ‘飞行并俯冲’办法，爬升和滑行办法可被使用，包括爬升、随后降功率滑行 至目的地，而不害怕在飞行器进场时增加图1和2的外部区域16、18中的噪 声水平。根据本发明的各实施例的飞行器组装件还准许飞行器更长久地维持清 洁气动轮廓，从而降低油耗。

本发明的各实施例可包括常规起落装置。参考图5，在100处概括地示出 了常规飞行器起落装置组装件。飞行器起落装置组装件100能在用于起降的展 开状态(如图1所示)和用于飞行的缩回状态(未示出)之间活动。

主支柱102在顶端枢转地耦合至机身104并且在底端承载轮和制动组装件 110或者其他合适的接触地面组装件。

液压或机电缩回致动器106耦合在机身104和主支柱102之间，使得缩回 致动器106的张开和缩回造成主支柱102在展开和收起状态之间的移动。除了 提供用于缩回主支柱102的动力之外，缩回致动器106还提供张开阻尼。

支架或支撑杆108一般被提供以在起落装置处于展开状态时支持主支柱 102的取向。支撑杆108是可被展开以呈现出大致对齐的过中心(over centre) 状态的两连杆，在该状态中支撑杆108被锁定以禁止主支柱102的移动。在支 撑杆108折起时，它不再对抗主支柱102的移动，并且主支柱102可通过缩回 致动器106移至收起状态。

锁连杆机构112一般结合每一支撑杆108提供以将支撑杆108维持在锁定 状态。锁连杆机构112一般包括可被展开以呈现出锁定过中心状态以禁止支撑 杆108的移动的两连杆。锁连杆机构112必须由锁-支撑杆致动器114折起以 使支撑杆108能够被折叠，从而准许主支柱102由缩回致动器106朝收起状态 移动。

上锁116将起落装置保持在收起状态并且可由起落装置控制系统22控制 来释放装置100。

为了改进起落装置在张开之后就绪，优选地使用分开的减震柱，其中油和 气通过‘浮活塞’分开。这避免油和气混合，并且因此起落装置将一旦它被下 锁就准备好接受着陆负载。非分开式减震器通常需要一些时间(诸如30秒和 180秒之间)来使油向下滤过孔并且完全准备好着陆。

现在参考图6，虽然本发明的各实施例可包括常规起落装置，但优选地， 提供能够快速展开的起落装置。所解说的起落装置组装件210被布置成通过重 力例行地展开。这可造成起落装置组装件210的相对快速的展开，这使起落装 置组装件能够在着陆进场中较晚地展开，从而降低与着陆进场相关联的气动声 学噪声的历时。此外，起落装置组装件210可以按比一些常规起落装置组装件 更可靠的方式展开。

缩回致动器218经由枢转接合点220在一端枢转地耦合至机身。缩回致动 器18的相对端经由缩回联动装置222间接耦合至主支柱212，缩回联动装置 222不同于且串联耦合于缩回致动器218。缩回联动装置222经由第一接合点 221耦合至缩回致动器218且经由第二接合点224耦合至主支柱212。

锁定装置(未示出)可用于在锁定状态和可张开状态之间改变缩回联动装 置222。

当处于锁定状态时，缩回联动装置222禁止第一接合点221和第二接合点 224之间沿联动轴RA的相对移动(在这一情形中是分开)，联动轴RA与第一 221和第二接合点224相交并与其一起移动，使得缩回致动器218可通过缩回 联动装置222向主支柱212施加收力，以将主支柱212从展开状态移至收起状 态。

当处于可张开状态时，缩回联动装置222准许第一接合点221和第二接合 点224之间的分开，使得主支柱212可通过重力来展开。然而，在起落装置展 开以简化缩回时，缩回联动装置222保持耦合至第一接合点221和第二接合点 224。

提供不同于缩回致动器218的阻尼装置或阻尼器226以在主支柱212接近 展开状态时对抗和阻尼主支柱212的移动。起落装置因此可自由落体至锁定， 其中其张开的最终部分被特定阻尼器226阻尼。阻尼器226被示为附连在主支 柱212和飞行器之间，但可附连在其他位置，可能采用空转设备。在优选实施 例中，阻尼设备可被形成为缩回联动装置222的一部分。

图7a到7c解说了缩回联动装置222和锁定设备可被如何实现的一个示例。

在这一示例中，缩回联动装置222包括固定长度的柔性部件222a(诸如钢 弦或线)，其可通过致动器(未示出)来操纵至第一和第二接合点221、224 之间的相对收缩状态GC(如图7a所示)并通过合适的锁定装置222b(诸如夹 具等等)锁定在该状态。在缩回致动器218处于相对收缩状态AC的情况下， 缩回组装件耦合点220、224之间的距离是经收缩长度RL，其中主支柱212处 于收起状态。

当需要展开起落装置组装件210时，锁定装置222b被操作来释放柔性部 件222a，使得缩回联动装置222的柔性部件222a可呈现出相对张开的状态GE， 如图7b所示。甚至在缩回致动器218保持处于相对收缩状态AC的情况下，缩 回组装件耦合点220、224之间的距离现在是展开长度DL，其中主支柱212处 于展开状态。

缩回致动器218可保持在来呈现出相对张开的状态AE，如图7c所示，从 而允许柔性部件222由致动器(未示出)操纵至相对收缩状态GC并通过锁定 装置222b锁定在该状态。

此后，缩回致动器218可被操作来呈现出相对收缩的状态AC，以经由经收 缩缩回联动装置222缩回主支柱212。

图8a和8b解说了可如何实现缩回联动装置的另一示例。在这一示例中， 缩回联动装置222'包括经由连接器222c'彼此活动地耦合以便能按轴向方式在 相对收缩状态GC(如图8a所示)和相对展开状态GE(如图8b所示)之间相 对于彼此移动的一对细长引导构件222a'、222b'。连接器222c'可包括锁定装置， 诸如用于将部件222a'、222b'的位置相对于彼此锁定的夹具。功能上，缩回联 动装置222'以与图7a到7c的缩回联动装置222类似的方式工作。引导构件可 由任何合适的材料形成；例如，诸如钢、铝、或钛等金属。

图8c和8d解说了可如何实现缩回联动装置的另一示例。在这一示例中， 缩回联动装置222”包括在一端经由耦合224枢转地耦合至主支柱(未示出)的 单个细长引导构件222a”。引导构件222a”的另一端是自由的。致动器218经由 滑行装置(runner)222b”活动地耦合至引导构件222a”，使得滑行装置222b” 可按轴向方式沿引导构件222a”中形成的通道在相对收缩状态GC(如图8c所 示)和相对展开状态GE(如图8d所示)之间滑动或平移。滑行装置222b”可 包括锁定装置，诸如用于将滑行装置222b”的位置相对于引导构件222a”锁定的 夹具。功能上，缩回联动装置222”按与图7a到7c的缩回联动装置222类似的 方式工作，其中滑行装置222b”等同于第一接合点221。

如图9所示，在另一示例中，其类似于图8a和8b中示出的示例，引导构 件222a”'可包括限定导轨的通道230，在缩回致动器218的端部区域处提供的 滑行装置222b”'被活动地约束在该导轨中。通道230包括一般是直线的延长部 234，使得滑行装置可不受妨碍地沿其向前和向后移动。最接近支柱212的通 道230端部包括钩部232，该钩部被布置成使得在引导构件222a”'处于图9中 所示的第一取向(其对应于锁定取向)时，滑行装置222b”'在218缩回致动器 呈现出特定张开状态之际借助重力落入钩部232。

钩部232被成形以保持滑行装置222b”'，使得在后续缩回期间，致动器218 在钩构件并且因此在引导构件222a”'上拉动，从而使用它来缩回起落装置组装 件。钩部232可由强材料制成，诸如钢或CRES，而延伸部234可由热塑料或复 合材料制成，因为其功能不是承担大负载。

引导构件222a”'在枢轴224枢转地耦合至主支柱212，并通过弹簧等226 偏置到第一取向，其中滑行装置222b”'归因于重力和通道的钩部的构造而保持 在钩部232内。

为了展开起落装置组装件，通过起落装置控制系统22对释放致动器228 提供动力以改变222a”'的取向，使得滑行装置222b”'移出钩部232并且此后沿 引导通道230的延伸部234自由骑行。在缩回致动器218张开之际，引导通道 有利地使滑行装置222”'自动引导回锁定位置，诸如钩部232，准备好在起飞之 后起落装置缩回。

虽然参考图6到9描述了的起落装置包括在起落装置被缩回时相对短且在 该装置展开时相对长以使得缩回致动器将该装置朝向缩回状态拉动(其中该联 动装置处于张拉中)的缩回联动装置，但在其他实施例中，相反布置可被实现， 其中缩回联动装置在起落装置被收起时相对长且在该装置展开时相对短，使得 缩回致动器将该装置朝收起状态推动(其中联动装置处于压紧中)。

在其他示例中，缩回致动器可被耦合至主支柱且缩回联动装置耦合至飞行 器。

应当注意，以上提及的实施例解说而非限制本发明，并且本领域技术人员 将能够涉及许多替换实施例而不背离所附权利要求书所限定的本发明的范围。 在权利要求中，置于括号中的任何参考标记不应被解释为限制该权利要求。词 语“包括”不排除存在在任何权利要求或说明书中作为整体列出的那些元素或 步骤以外的元素或步骤。对元素的单数引用不排除对此类元素的复数引用，且 反之亦然。本发明的各部分可借助于包括若干不同元件的硬件或通过一个或多 个合适地编程的计算设备来实现。在枚举若干部件的设备权利要求中，这些部 件中的一些可由一个相同硬件项来实现。某些测量在互不相同的从属权利要求 中叙述的事实不指示这些测量的组合不能被用来获益。