了一种飞行器转向控制系统，该飞行器转向控制系统用于根据如本文中要求保护或描述的本发明的任何方面来执行本发明的方法，该飞行器转向控制系统包括与其有关的任何可选特征。
[0035]本发明还提供了一种用于控制飞行器滑行时(优选地当飞行器前起落架处于脚轮自由模式下时)的转动的飞行器转向控制系统。这种飞行器转向控制系统可以构造成根据如本文中要求保护或描述的本发明的任何方面来执行控制飞行器的运动的方法，该方法包括与其有关的任何可选特征。控制系统可以包括用于确定可转向起落架相对于飞行器的纵向轴线的旋转位置的角度的模块。控制系统可以包括控制单元，该控制单元构造成改变控制指令以在通过所述模块确定的角度满足特定标准的情况下(例如，在如此确定的角度超过给定阈值的情况下)实现飞行器的减少的转动，以降低过度转向的风险。控制单元可以构造成接收可转向起落架的旋转位置相对于飞行器的纵向轴线的角度的指示(例如数据或其他类型的信号)。
[0036]本发明还提供了一种飞行器，该飞行器包括根据如本文中要求保护或描述的本发明的任何方面的控制系统，该飞行器包括与其有关的任何可选特征。
[0037]本发明还提供了一种计算机程序产品，该计算机程序产品构造成在计算机程序被执行时使实施有飞行器转向控制系统的计算机执行根据如本文中要求保护或描述的本发明的任何方面来修改控制指令的步骤，该计算机程序产品包括与其有关的任何可选特征。
[0038]当然应当理解的是，所描述的与本发明的一个方面有关的特征可以结合到本发明的其他方面中。例如，本发明的方法可以结合参照本发明的设备描述的特征中的任何特征，反之亦然。
【附图说明】
[0039]现在将参照示意性附图仅通过示例的方式来对本发明的各实施方式进行描述，在附图中:
[0040]图1示出了根据本发明的实施方式的包括受控的可转向前起落架的飞行器；
[0041]图2示出了图1的附接有轮子的可转向前起落架的平面图；
[0042]图3示出了图1的处于第一旋转位置的可转向前起落架的平面图(其中，为清楚起见省略了轮子)；
[0043]图4示出了图1的处于第二旋转位置的可转向前起落架的平面图(其中，为清楚起见省略了轮子)；以及
[0044]图5示出了根据实施方式实现的控制逻辑电路。
【具体实施方式】
[0045]图1示出了根据本发明的实施方式的飞行器30。飞行器具有前起落架(NLG)组件10和两个主起落架(MLG)组件12(图1中仅左MLG是可见的hNLG 10是可转向起落架。MLG 12包括左MLG和右MLG，每个MLG定位在NLG的后面及侧面。起落架组件各自包括轮子，所述轮子在飞行器位于地面上时支承飞行器。MLG组件各自包括制动致动器，所述制动致动器可操作成提供制动力以使MLG的轮子减速。MLG的轮子支承在转向架上。
[0046]NLG组件10定位在飞行器的重心的前方。MLG组件12定位在重心的后方。NLG起落架和MLG起落架在飞行器飞行时全部缩回，并且在降落之前不久伸出。
[0047]NLG组件10具有一对可转向轮子，所述一对可转向轮子可以通过转向致动器而一起旋转以使飞行器转向。前轮角度被定义为可转向轮子所面向的方向(即，轮子在与旋转轴线垂直的方向上滚动所沿的方向)与飞行器I的纵向轴线L之间的角度。可以改变前轮角度来控制NLG组件10的行进方向，从而控制飞行器的航向。
[0048]图2示出了NLG 10的平面图。示意性地示出了NLG轮子14的位置。致动器16可操作为在NLG在直接可转向模式下操作时提供转向。
[0049]本发明的实施方式涉及在飞行器滑行时并且前起落架处于脚轮自由模式下时对飞行器进行控制的方法。致动器16不能够用于脚轮自由模式下。将理解的是，飞行器可以被认为是当其在地面上操作(例如包括着陆操作和起飞操作以及地面上的其他操作)时滑行。
[0050]当飞行器在地面上操作且NLG处于角轮自由模式下时，特别地，当飞行器在转动期间停止时，NLG的转向角达到90°是可能的。在某些飞行器中，这种需求并不构成问题，但是在其他飞行器中，可能存在对最大允许转向角的限制。术语“转向角”在本文中用作可转向起落架的旋转位置相对于纵向轴线的角度的缩写。图3示出了定位成具有O度转向角的NLG—该O度转向角与直线向前(没有转动角)且平行于纵向轴线(L)的飞行器的行进方向对应。图4示出了定位成具有约65度的转向角Θ的NLG—该转向角Θ为NLG的向前转动方向18与纵向轴线L之间的角度。将看到的是，在该角度处，左致动器非常接近(参见由双头箭头20表示的间隙)NLG的邻近结构22。如果飞行器操作为使NLG被迫采用超过80度的转向角，则会由于转向致动器随后与NLG的其他结构接触(代表转向的机械限制)而引起损坏。因而，80度表示最大允许转向角。具有80度的最大允许转向角的NLG与具有90度的最大允许转向角的同样NLG相比可以具有更低的质量。本实施方式允许这种较低的最大允许转向角同时适当地管理损坏NLG的风险，特别地管理滑行期间并且其中NLG处于脚轮自由模式下操作飞行器时损坏NLG的结构元件的风险(这可能例如由于NLG轮子转向控制系统的损耗而发生)。
[0051]本实施方式提供了一种对飞行器的转向/转动进行控制的方法。图5中示出了所采用的控制系统的逻辑电路。控制系统呈具有相关软件的计算机执行系统的形式。A/C(由框30表示)的NLG的转向角Θ借助于飞行器的速度矢量的知识来确定(但是也可以通过NLG上的适当的变换器来直接确定)。然后，将NLG的转向角Θ与预设阈值0t相比较(框32)，预设阈值Θt在这种情况下设定为30度。如果转向角(绝对值，忽略角度符号)在30度以上，则然后差值由增益因数(框34)换算并转换为制动减小值。增益在这种情况下为每超过阈值0t—度减少10巴。飞行员通过在驾驶舱中操作制动踏板来请求MLG上的给定水平的差动制动(框38)。制动踏板产生与飞行员指示的制动水平对应的信号。在将减小转向角的一侧(左或右)(如果该侧上的制动被减小)，MLG上的由此产生的来自飞行员的所需水平的差动制动(如用液压制动流体压力的压力所表示的)接着被减小了制动减小值(或者如果所需制动水平小于绝对制动减小值则减小至零)(框36)。制动减小值可以被认为等于“过度制动”的量。接着，由此产生的修改的制动指令被施用至飞行器的MLG(由框30表示)。如果转向角低于30度的阈值，则所需的制动在不进行修改的情况下被实现(这可以用于限制系统对正常操作的影响，其中，转向角不存在失控的风险)。
[0052]因而，系统调节制动压力(制动转矩或制动力可以替代性地以类似的方式被调节)以减少(或防止)NLG转向角偏离至过度转向角的机会，如可能以其他方式发生——例如，当飞行器由于制动需求(例如，踏板制动、自动制动等)而停止时。这通过修改制动指令来减小在飞行器的将另外促使NLG的转向失控的一侧(左或右)上所要求的制动来实现(S卩，如果失控为左手侧，则然后从飞行器的左手侧移除制动)。
[0053]因而，以上所描述的本发明的实施方式通过确保在处于脚轮自由模式下时NLG转向系统保持在其转向角的常规范围内而为NLG转向系统自动地提供了保护。实施方式提供了在飞行员通过替代手段(比如差动制动)使飞行器转动时保护NLG的显著优点。目前，当NLG处于脚轮自由时使用替代转向机构(比如差动制动器)来控制飞行器操作要求高驾驶注意力一以确保飞行员将不损坏NLG。当在这种情形下操作飞行器时，通过限制最大NLG转向角来自动保护NLG结构将允许飞行员更有把握地操纵飞行器，将限制NLG致动器损坏的风险，限制滑行道偏移的风险，并且减少滑行时间(由此降低燃料成本)。
[0054]虽然已经参照特定实施方式对本发明进行了描述和说明，但是本领域普通技术人员将理解的是，本发明本身提供了本文中未具体说明的许多不同的变型。仅通过示例的方式，现在将对某些可能的变型进行描述。
[0055]系统还可以通过在一侧上移除一部分“过度制动”而