用于飞行器的牵引系统和对飞行器进行牵引的方法与流程

本发明涉及飞行器牵引、特别是在诸如跑道偏离的异常事件之后进行的飞行器牵引的领域。在这种情况下，通常需要启用也被称为钻机(rig)的特定牵引系统以从泥地脱离。

本发明适用于对商用及军用飞机的牵引。

背景技术：

飞行器牵引系统通常包括使得可以对主起落架进行牵引的索(sling)。这些索通常被补充有连接至前起落架且设置在索之间的用于控制飞行器的方向的装置。该方向控制装置由操作者控制，操作者根据由牵引车辆经由索对飞行器施加的牵引方向来调整前起落架的轮的取向。

通过以这种方式进行，位于牵引索之间的操作者面临与飞行器的移动所涉及的元件——比如线缆、钩或甚至索——中的一个元件的可能的断裂相关联的风险。

因此，需要对现有设计进行优化，以便降低对在飞行器的牵引期间存在于位于经受张力的索之间的区域中的人而言潜在的风险。

技术实现要素：

为了满足这种需要，本发明的主题首先是一种用于对飞行器进行牵引的系统，该系统用于将该飞行器连结至至少一个牵引车辆，该系统包括：

-第一牵引索，该第一牵引索包括用于连接至所述至少一个牵引车辆的前端部和用于连接至位于飞行器的第一侧上的第一主起落架的后端部；

-第二牵引索，该第二牵引索具有与第一索的长度相同的长度，第二牵引索包括用于连接至所述至少一个牵引车辆的前端部和用于连接至位于飞行器的与第一侧相反的第二侧上的第二主起落架的后端部；以及

-用于控制飞行器的方向的装置，该装置用于连接至飞行器的前起落架，并且该装置设置在第一牵引索与第二牵引索之间。

根据本发明，方向控制装置包括：

-用于连接至前起落架的中央器件，该中央器件具有用于连接至前起落架的后端部；

–侧向方向控制器件，所述侧向器件固定至中央连接器件，并且所述侧向器件具有安装在第一牵引索上的第一侧向端部和安装在第二牵引索上的与第一侧向端部相反的第二侧向端部。

借助于侧向方向控制器件的侧向端部至牵引索的连接，在前起落架的方向与施加在索中的牵引力的方向之间获得了自动的且永久的机械连结。换言之，正是这些相同的牵引索对用于控制飞行器的方向的装置进行自动控制，使得操作者不再需要存在于靠近索的区域中。于是，与此存在相关联的风险变得不存在。

本发明优选地提供了单独或组合使用的以下可选特征中的至少一个特征。

第一侧向端部和第二侧向端部安装成沿着其相应的索滑动。

第一侧向端部和第二侧向端部中的每一者均具有接纳相关联的索的滑轮。

第一侧向端部和第二侧向端部中的每一者均配备有使得可以保持相关联的索与滑轮接触的引导件。

所述中央连接器件包括纵向杆，并且所述侧向方向控制器件包括利用固定器件固定至纵向杆的横向杆，纵向杆和侧向杆优选地相对于彼此基本上正交地定向。

中央连接器件包括安全装置，该安全装置构造成在由侧向方向控制器件传递到中央连接器件上的侧向力超过预定的最大值时断裂。

中央连接器件的后端部包括用于连接至前起落架的连接器，该连接器构造成抑制中央连接器件关于该中央连接器件的纵向轴线相对于前起落架旋转。

第一牵引索和第二牵引索中的每一者均配备有用于测量索中的牵引力的装置，该装置优选地为测力计，这两个装置是彼此独立的。

第一牵引索和第二牵引索中的每一者各自的后端部均配备有连接器，该连接器构造成沿着连接带滑动，该连接带用于在相关联的主起落架的腿部的任一侧上均围绕该起落架的轴穿行。

牵引系统包括起落架轮保护装置，该起落架轮保护装置围绕所述连接带设置。

牵引系统包括位于同一个主起落架的至少两个独立的腿部之间的机械联接器件。

本发明的另一主题是一种使用这种系统对飞行器进行牵引的方法，该方法包括以下步骤：

–将第一牵引索和第二牵引索连接至牵引车辆并连接至第一主起落架和第二主起落架，并且将方向控制装置连接至前起落架并连接至第一牵引索和第二牵引索；

-通过牵引车辆的运动对飞行器进行下述牵引：在该牵引期间，方向控制装置根据由第一牵引索和第二牵引索施加在侧向方向控制器件的第一侧向端部和第二侧向端部上的力来定向。

根据下面的非限制性详细描述，本发明的其他优点和特征将变得明显。

附图说明

将根据附图给出该描述，在附图中：

-图1表示使用根据本发明的牵引系统进行的飞行器牵引操作的示意性侧视图；

-图2表示根据本发明的优选实施方式的牵引系统的平面图；

-图2a表示前一图中所示的牵引系统的一部分的平面图；

-图3表示图2中所示的牵引系统的另一部分的平面图；

-图4是沿着图3的线iv-iv截取的横截面图；

-图5是飞行器的前起落架的其中牵引系统用于连接至其的部分的示意性立体图；

-图6是牵引系统的用于连接至前起落架的部分的立体图；

-图7是用于确保索与主起落架之间的连接的连接带的立体图；

-图8是类似于图7的立体图，其中，连接带配备有主起落架轮保护装置；

-图9表示牵引系统的使得可以将同一个主起落架的独立的腿部机械地联接的部分的立体图；

-图10是处于开始对飞行器进行牵引的构型的类似于图2的平面图，其中，前起落架具有向左倾斜的方向；以及

-图11是处于在由牵引车辆执行的转弯期间观察到的对飞行器进行牵引的构型的类似于图2的平面图。

具体实施方式

首先参照图1，示出了使用根据本发明的牵引系统4和牵引车辆2对飞行器1进行牵引的操作。牵引系统4被置于牵引车辆2的后部与飞行器的不同的起落架——即，设计成控制飞行器的滑行方向的前起落架6以及位于前起落架6后面的两个主起落架8a、8b——之间。

牵引系统4优选地被设置成确保使例如在跑道偏离之后陷入泥地中的飞行器恢复。然而，其他应用也是可能的，比如在硬地面上的正常牵引操作。

现在参照图2，其示出了根据本发明的优选实施方式的牵引系统4的设计，该系统4被示出为处于在例如跑道偏离之后对飞行器1进行的牵引操作期间。

系统4首先包括呈线缆、链、带、或任何等同元件的形式的第一牵引索10a。该第一索10a包括用于连接至牵引车辆2的前端部12a以及用于连接至位于飞行器第一侧上的主起落架8a的后端部13a。当在从泥地拽取的操作期间沿飞行器的前进方向14向前看时，该第一侧对应于右侧。

同样地，设置有具有与第一索10a相同的长度且也呈线缆、链、带、或任何等同元件的形式的第二牵引索10b。该第二索10b包括用于连接至牵引车辆2的前端部12a以及用于连接至位于飞行器第二侧上的主起落架8b的后端部13b。当沿飞行器的前进方向14向前看时，该第二侧与第一侧相反地对应于左侧。

在该实施方式中，两个牵引索10a、10b安装成连接至同一个牵引车辆2(或者如果合适，安装成连接至两个牵引车辆)，优选地这两个牵引索10a、10b保持彼此独立。实际上，并不优选地设置成使这两个索10a、10b在其前端部12a、12b处连接在一起，也不优选地设置成使这两个索10a、10b沿着固定到牵引车辆2上的同一个滑轮滑动。这种类型的构造可能会有效地导致飞行器围绕被固定并陷入地面中的主起落架的不期望的枢转。

因此，每个前端部12a、12b优选地配备有其自身的连接器——比如钩，该连接器安装在设置于牵引车辆2上的互补构件上。根据设想的一个替代方案，设置有两个牵引车辆，这两个牵引车辆各自专用于两个索10a、10b中的一个索的牵引。在这种情况下，必须使两个车辆的前进和方向同步。

为了确保两个索所传递的力的平衡，这两个索中的每个索均配备有用于测量相关索中的牵引力的独立的装置16。优选地呈测力计或任何其他等同装置的形式的这些装置16使得不仅可以确保由这两个索所传递的牵引力相对平衡，而且还可以确保施加至两个主起落架8a、8b的这些力不超过可能会损坏这些起落架或者可能会导致索的断裂的极限值。

系统4的两个索被补充有用于控制飞行器的方向的装置，该装置18设置在这两个索10a、10b之间。装置18首先包括用于连接至前起落架6的中央器件20，该中央器件由比如牵引杆的纵向杆形成，该牵引杆的后端部22用于连接至前起落架6。

在该纵向杆20的前端部处，方向控制装置18包括由横向杆形成的侧向方向控制器件24。如图2a中所示，这两个杆20、24利用固定器件26固定至彼此，并且这两个杆20、24相对于彼此基本上正交地定向。替代性地，横向杆24可以是v形结构，其中v的尖端固定至纵向杆20。还可以设想表现为关于装置18的中间竖向纵向平面对称的任何其他形式。在纵向杆20与侧向方向控制器件24之间形成的角度保持固定。此外，在不背离本发明的范围的情况下，器件24至纵向杆20的连接可以在除其前端部以外的点处进行。

优选地，方向控制装置18安装在其高度能够进行调节的轮上以将方向控制装置18支承在地面上。此外，两个杆20、24中的每一者优选地在长度方面是能够进行调节的，从而适应索的长度并适应由索形成的v的角度。

本发明的特定特征中的一个特定特征在于下述事实：该方向控制装置18由索10a、10b控制。为此，横向杆24的第一侧向端部30a在第一牵引索10a的前端部12a与后端部13a之间安装在第一牵引索10a上，并且同样，第二侧向端部30b与第一侧向端部30a相反地在第二牵引索10b的前端部12b与后端部13b之间安装在第二牵引索10b上。

因此，在前起落架6的方向与施加于索10a、10b中的牵引力的方向之间获得了自动的且永久的机械连结。事实上，正是这些相同的索自动控制方向控制装置18的取向，使得不再需要操作者出现在索之间的危险区域中。

作为指示，应当指出的是，侧向端部30a、30b可以以不同的方式连接至索10a、10b，例如侧向端部30a、30b通过在这两个索的固定的对称点处固定至索10a、10b而连接至索10a、10b。

现在参照图3和图4，示出了第二侧向端部30b与第二索10b之间的连接特性，应当理解的是，在第一侧向端部30a与第一索10a之间设置相同的连接。

侧向端部30b支承滑轮34或任何其他类似的装置，滑轮34的槽36接纳索10b。借助于这种安装，侧向端部30b因此被安装成沿着索10b滑动。此外，为了使索10b即使在该索不再经受张力时仍保持在槽34中，侧向端部30b配备有引导件40，引导件40设置成使得索保持与滑轮34接触并被夹持在槽36的底部与该引导件40之间。由侧向端部30b支承的引导件40是能够进行调节的，以便在飞行器的牵引之前所进行的装置18的安装期间将索10b引入槽36中。

现在参照图5和图6，设置成使前起落架6在轴42附近具有沿着与轴平行的横向轴线46延伸的长形联接构件44。长形联接构件44设置成与结合在纵向杆20的后端部22处的连接连接器48相配合。该连接器48具有凹部50，凹部50具有与构件44的形式互补的形式并沿着同一横向轴线46延伸。因此，这两个元件44、50一旦被联接就抑制装置18关于杆20的纵向轴线52旋转，但是这两个元件44、50允许装置18关于装置18与前起落架6之间的联接的横向轴线46旋转。

仍然在纵向杆20的后端部22处，该端部包括设置在连接连接器48与杆20的另一部分之间的安全装置56。安全装置56构造成在由横向杆24传递到纵向杆20上的侧向力超过预定的最大值时断裂。安全装置56例如由竖向地设置并穿过连接器48和杆20的所述另一部分的标准剪切螺栓(gaugedshearbolts)58形成。该特定特征使得可以避免将可能损坏前起落架6的力引入到前起落架6中，特别是在牵引开始时——在这种情况下，起落架采取需要强矫直的方向。在不背离本发明的范围的情况下，安全装置56可以位于杆20的任何其他位置处。

现在参照图7和图8，示出了第二主起落架8b的一部分，其示出了对轴42进行支承的腿部60。连接带62通过形成环64而在腿部60的任一侧上均围绕轴42穿行，其中环64被固定至第二索10b的后端部13b的呈钩的形式的连接器66穿过。该连接器66设计成沿着连接带62滑动，以便永久地对由该带的位于腿部60一侧上的部分所传递的力与由该带的位于腿部60的相反侧上的部分传递的力进行平衡。

假设这些带部分的角度随着由索10b施加的牵引方向而变化，则存在起落架8b的轮70与连接带62接触的风险。为了避免任何损坏的风险，这些带部分被在图8中示出的轮保护装置72围绕。该装置72例如可以呈软的或半刚性的管的形式，该管能够通过被相接触的轮驱动而绕支承该管的带部分旋转。

很明显，这种连接带及其轮保护装置可以以相同的或类似的方式实施在另一主起落架8a上。

最后，应当指出的是，参照图9，当主起落架包括彼此独立的若干个腿部60时，每个腿部由不同的控制系统控制并支承其自身的轴42，然后优选地在这些腿部60之间设置机械联接器件。更具体地，针对在同一个起落架中直接连续的每组两个独立的腿部60设置机械联接器件78，这样做是为了对由索引入到起落架中的牵引力更好地进行分布。在图9中所示的包括三个腿部的示例中，设置有两个联接器件78，每个联接器件78均呈围绕两个直接连续的腿部60的带的形式。

为了利用牵引车辆2和牵引系统4——比如刚刚描述的牵引系统4——来执行对飞行器的牵引，首先进行索10a、10b的端部的连接以及方向控制装置18至前起落架6和索的连接。

接下来，如图2中示意性地示出的对飞行器进行牵引的步骤是通过牵引车辆2在与飞行器的飞行方向相对应的前进方向14上的运动来实现的。如前所述，在该步骤期间，方向控制装置18根据由第一索10a和第二索10b施加至横向杆24的第一侧向端部30a和第二侧向端部30b的力而定向。特别地，当牵引车辆2保持直的前进方向时，这两个索10a、10b保持对称并且对横向杆24的相反端部30a、30b施加具有类似强度的侧向力。因此，纵向杆20保持有利地平行于牵引车辆2的前进方向，这使得在牵引期间可以将前起落架6最佳地定向。

图10示出了飞行器的牵引开始的构型，该构型具有下述特定特征：前起落架6具有相对于飞行器应当被牵引的方向倾斜的方向。在该示例中，前起落架6的方向向左倾斜。在牵引系统4被组装之后，牵引车辆2的向前运动使第一索10a在第二索10b之前被拉紧。索10a上的这种张力在横向杆24上引起趋于使横向杆24向右移动的侧向力，从而使装置18的方向逐渐变直。

图11示出了在由牵引车辆2执行的向左转弯期间观察到的另一牵引构型。在这种假设情况下，位于相对于转弯方向的外侧的第一索10a保持经受张力，而内侧的第二索10b是松弛的。因此，横向杆24的第一侧向端部30a被传递有侧向力，而在第二侧向端部30b上没有产生任何相反的力。因此，方向控制装置18被迫向左枢转，这使得在转弯期间的任何时刻均可以向前起落架6施加与车辆2的方向基本类似的方向。

该牵引操作优选地在前起落架方向系统停用——这使前起落架方向系统自由旋转，并且因此使得前起落架方向系统可以容易地被针对本发明的装置18控制——的情况下执行。实际上，在用于从泥地拽取的牵引期间，飞行器可能不被供以动力从而产生电气、液压和其他这样的损失(loss)。

显然，本领域技术人员可以对刚刚仅通过非限制示例的方式描述的本发明进行各种修改，并且本发明的范围由所附权利要求限定。