飞行器转向系统的制作方法
【专利摘要】本发明涉及一种使用飞行器地面滑行驱动系统的飞行器转向系统，由此，通过处于再生制动模式的起落架机轮驱动系统的第一电动发电机产生的电力被供应至处于电动驱动模式的起落架机轮驱动系统的第二电动发电机。
【专利说明】
飞行器转向系统
技术领域
[0001]本发明涉及一种使用自主滑行系统的飞行器转向系统。
【背景技术】
[0002]飞行器需要在机场上的位置之间进行地面滑行。一个示例是在跑道与飞行器的乘客要上飞机或下飞机的位置(例如航站楼登机口)之间滑行。通常，这种滑行通过利用来自飞行器的发动机的推力向前推进飞行器以使得导致起落架机轮旋转来实现。由于地面滑行速度一定是相对较低的，因此发动机必须以非常低的功率运行。这意味着由于在该低功率下的较差的推进效率而存在相对较高的燃料消耗。这导致机场周围局部的大气污染水平和噪音污染水平的增加。而且，即使在发动机以低功率运行时，通常仍有必要施加机轮制动以限制地面滑行速度，从而导致高度的制动磨损。
[0003]近年来，已经提出了用于在飞行器在地面上时驱动机轮的一些自主地面滑行系统。在US2006/0065779中公开了一个示例，该示例提出了一种具有动力装置的前飞行器机轮系统。在W02011/023505和W02014/023939中对不限于前起落架的现有技术装置进行了描述，现有技术装置利用致动器来使驱动小齿轮移动成与安装至轮毂的从动齿轮驱动接合以及脱离此驱动接合。
[0004]自主地面滑行系统的电力从电池存储装置或者辅助供电单元(APU)获得，辅助供电单元(APU)常规上是一种燃气涡轮发电机，但是替代性地可以是燃料电池或者类似的电力发生器。当飞行器在自主地面滑行系统下进行操作时，主飞行器发动机通常将被关掉。对于具有液压转向和/或制动系统的飞行器，液压蓄能器通常由主飞行器发动机驱动。当主发动机被关掉时，转向/制动系统可能需要用以运算容纳故障的额外的系统冗余。
【发明内容】
[0005]本发明的第一方面提供了一种飞行器驱动系统，其包括:电力源;第一起落架，第一起落架具有用于接触地面的第一机轮以及能够联接至第一机轮以向第一机轮施加扭矩的第一电动发电机;第二起落架，第二起落架具有用于接触地面的第二机轮以及能够联接至第二机轮以向第二机轮施加扭矩的第二电动发电机；以及控制器，控制器用于控制电力源、第一电动发电机与第二电动发电机之间的电力的供应，其中，控制器能够以第一操作模式和第二操作模式进行操作，在第一操作模式中，来自电力源的电力被供应至第一电动发电机和第二电动发电机，在第二操作模式中，由处于再生制动模式的第一电动发电机产生的电力被供应至处于电动驱动模式的第二电动发电机。
[0006]在此使用的术语飞行器起落架的“机轮”在其常规意义上指的是在飞行器由地面支承而不是在飞行中时与地面接触的地面机轮。在此使用的术语“能够联接”在其常规意义上表示所涉及的实体可以永久联接或者可以在正常操作期间选择性地联接及断开联接。施加至机轮的扭矩可以沿机轮的向前旋转方向或反向旋转方向，即扭矩可以施加成沿向前旋转方向或反向旋转方向驱动机轮，或者可以施加成沿向前旋转方向或反向旋转反向抵抗机轮的旋转。在此，向前和反向指的是在飞行器向前或反向移动时机轮的滚动方向。在此使用的术语“电动发电机”在其常规意义上指的是电能被转化成机械能或者机械能被转化成电能的机器。当作为马达进行操作时，电动发电机可以用于施加驱动扭矩以使机轮旋转。当作为发电机进行操作时，电动发电机可以用于施加制动扭矩以抵抗机轮的旋转。
[0007]飞行器驱动系统是有利的，这是因为通过处于再生制动模式的第一电动发电机重新获得的动能被供应至处于电动驱动模式的第二电动发电机，使得第一电动发电机和第二电动发电机能够基于飞行员对使飞行器转向的要求来提供非对称扭矩并且因此产生飞行器偏航力矩。此外，可以在避免朝向电力源馈送再生电力的同时产生飞行器偏航力矩。飞行器驱动系统因此可以在不需要结合用以处理再生电力的能量存储装置或能量消耗装置所需的大的额外重量及修改的情况下提供紧急转向功能。
[0008]第一电动发电机可以通过第一电力供应装置连接至电力源。第二电动发电机可以通过第二电力供应装置连接至电力源。第一电力供应装置可以包括第一逆变器。第二电力供应装置可以包括第二逆变器。
[0009]第一电力供应装置和第二电力供应装置可以包括整流器。该整流器可以在第一电力供应装置与第二电力供应装置之间共用。
[0010]第一电力供应装置和第二电力供应装置可以包括变压器。该变压器可以在第一电力供应装置与第二电力供应装置之间共用。
[0011]共用的整流器和变压器可以形成变压器整流器单元(TRU)或者自耦变压器整流器单元(ATRU)的一部分。
[0012]控制器可以联接至第一电力供应装置和第二电力供应装置，并且控制器在第二操作模式中能够操作成提供第一电力供应装置与第二电力供应装置之间的电力传输功能。
[0013]控制器在第二操作模式中能够操作成通过利用来自电力源的电力来补充由第一电动发电机产生并供应至第二电动发电机的电力来控制供应至第二电动发电机的电力。这可以用于通过第一电动发电机来补偿发电量的损耗。
[0014]控制器在第二操作模式中能够操作成控制供应至第二电动发电机的电力，以实现应用于第一机轮和第二机轮的相等且相反的扭矩。
[0015]电力供应装置具有的能量存储能力可能不足以存储由电动发电机产生的能量。
[0016]控制器可以包括用于在第一操作模式与第二操作模式之间切换的开关。
[0017]开关可以是自动控制的或者可以是手动控制的。
[0018]第一操作模式可以对应于在地面上驱动飞行器的正常操作模式，以及第二操作模式可以对应于在飞行器的主要转向功能失效的情况下使飞行器在地面上转向的紧急操作模式。
[0019]控制器可以包括配置成接收飞行器偏航要求的输入的输入装置。
[0020]电力源可以是发电机。
[0021]电力源可以通过电网连接至第一电力供应装置和第二电力供应装置。
[0022]控制器可以配置成避免由处于再生制动模式的第一电动发电机产生的电力供应到电网上。
[0023]本发明的另一方面提供了一种包括根据第一方面的飞行器驱动系统的飞行器。
[0024]飞行器可以具有纵向中心线，并且第一起落架可以设置在中心线的一侧上，以及第二起落架可以设置在中心线的另一侧上。
[0025]本发明的又一方面提供了一种控制飞行器的方法，该飞行器具有驱动系统、第一起落架、第二起落架和控制器，其中，驱动系统包括电力源;第一起落架具有用于接触地面的第一机轮以及能够联接至第一机轮以向第一机轮施加扭矩的第一电动发电机;第二起落架具有用于接触地面的第二机轮以及能够联接至第二机轮以向第二机轮施加扭矩的第二电动发电机;控制器用于控制电力源、第一电动发电机与第二电动发电机之间的电力的供应，该方法包括:以第一操作模式操作控制器以将来自电力源的电力供应至第一电动发电机和第二电动发电机；以及以第二操作模式操作控制器以将由处于再生制动模式的第一电动发动机产生的电力供应至处于电动驱动模式的第二电动发电机。
[0026]以第二操作模式操作控制器可以包括通过利用来自电力源的电力补充由第一电动发电机产生的并且供应至第二电动发电机的电力来控制供应至第二电动发电机的电力。
[0027]以第二操作模式操作控制器可以包括控制供应至第二电动发电机的电力，以实现应用至第一机轮和第二机轮的相等且相反的扭矩。
【附图说明】
[0028]现在将参照附图对本发明的各实施方式进行描述，在附图中:
[0029]图1示出了具有驱动系统的飞行器的正视图；
[0030]图2示出了根据一个实施方式的驱动系统的机轮致动器的等距视图；
[0031]图3示意性地示出了用于驱动系统的电气结构和控制系统；
[0032]图4示意性地示出了根据正常操作模式的驱动系统的电力流；
[0033]图5示意性地示出了根据紧急转向操作模式的驱动系统的电力流；
[0034]图6示意性地示出了驱动系统的控制系统；以及
[0035]图7示意性地示出了驱动系统的电力流。
【具体实施方式】
[0036]图1至图7中示出了本发明的实施方式。如图1中所示，飞行器I具有左主起落架2、右主起落架3和前起落架4(三轮式构型)。起落架各自具有两个机轮(diablo构型)。本实施方式的原理可以应用至具有任何起落架布置以及带有任意数目的机轮一一例如单个机轮或者四个或更多个机轮一一的起落架的飞行器。
[0037]机轮致动器
[0038]起落架驱动系统布置成用于驱动主起落架(即在机翼区域中附接至机翼结构或机身结构的起落架)，这是因为由主起落架支承的重量被认为在机轮与地面之间提供了最佳牵引力，以使得飞行器能够可靠地地面滑行。示出的主起落架适用于单走道客机(约150人至200人)，但是将要理解的是，本发明广泛地适用于多种类型和重量的飞行器，包括民用飞行器、军用飞行器、直升机、客机(小于50人、100人至150人、150人至250人、250人至450人、大于450人)、货机、倾转旋翼飞行器等。在后面的附图中，具有驱动系统的起落架整体上以附图标记1表示。
[0039]图2中示出的起落架10包括主伸缩式减震腿部12，该主伸缩式减震腿部12包括上伸缩部12a(主配件)和下伸缩部12b(滑动件)。上伸缩部12a通过其上端部附接至飞行器机翼5。在其他实施方式中，上伸缩部可以附接至飞行器机身6或者附接至机翼和机身。下伸缩部12b支承承载一对机轮16(为了清楚起见，在图2中被移除)的轴14，在主腿部的两侧上各有一个机轮。机轮16布置成绕轴14旋转，以使飞行器能够进行地面运动，例如滑行或着陆。
[0040]每个机轮16均包括由轮毂(未示出)支承的轮胎。每个机轮轮毂均具有用于保持轮胎的轮缘。起落架机轮驱动系统50包括附接至轮毂以便能够与机轮16—起旋转的从动齿轮
20。在示出的实施方式中，从动齿轮20包括滚柱齿轮34和刚性环状环35以及从环状环35的两侧突出的一系列销(未示出)。由销以可旋转的方式支承的第一系列的滚柱82A设置在环状环35的一侧上，而由销以可旋转的方式支承的第二系列的滚柱82B设置在环状环的另一侧上。各个系列的滚柱82A、82B绕环状环延伸以形成连续的轨道。第一横向环状环39A与第二横向环状环39B夹置有第一系列的滚柱82A和第二系列的滚柱82B。支承第一系列的滚柱82A的销在环状环35与第一横向环状环39A之间延伸，而支承第二系列的滚柱82B的销在环状环35与第二横向环状环39B之间延伸。环状环35因此形成了中央脊，该中央脊用于支承从中央脊伸展出来的销。
[0041]第一横向环状环39A包括多个连接延伸凸部37，所述多个连接延伸凸部37提供了至轮毂(未示出)的刚性连接。替代性地，形成了具有或不具有从环状环39A的内径轴向突出的切口的连续延伸轮缘的凸缘可以用于提供至轮毂的刚性连接。从动齿轮与轮毂的接合可以是刚性附接或者替代性地可以包括挠性接合(例如橡胶衬套)，该挠性接合用以允许从动齿轮相对于机轮轮毂的某种有角度的偏转，从而适应起落架结构的偏转以及使从动齿轮与机轮变形载荷隔离。
[0042]驱动系统50还包括电动发电机52，该电动发电机52以电动驱动模式构造成经由齿轮箱70使驱动小齿轮60旋转。在示出的实施方式中，驱动小齿轮60是包括多个同轴链轮80A、80B的轮式链轮，所述多个同轴链轮80A、80B各自具有径向延伸的齿。驱动小齿轮60的相应的同轴链轮80A、80B能够与从动齿轮20的滚柱82A、82B的同轴环啮合。链轮80A与链轮80B之间的凹槽可以与滚柱齿轮34的中央脊(环状环35)的外径滚动接触。滚动接触优选地在滚柱的节圆半径处。
[0043]在示出的实施方式中，驱动系统50驱动每个起落架10上的机轮16中的仅一个机轮。然而，意在可以替代性地对于每个机轮16设置一个驱动系统50。对于具有四个或更多个机轮16的起落架，驱动系统50可以设置成用于机轮16中的每一个机轮或者用于机轮16中的仅两个机轮。在机轮16中的仅两个机轮设置有驱动系统50的实施方式中，可能有必要提供更多的马达(未示出)，以在地面滑行通过所述两个驱动系统50完成的情况下实现未被驱动的机轮的着陆之前的自旋加速。在其他实施方式中，也有可能具有在两个驱动系统50之间共享的一个马达52。也就是说，马达52可以布置成经由差速器使每个驱动系统的输入轴54旋转，以在飞行器位于地面上时执行转动时允许从动机轮以不同的速度旋转。
[0044]在示出的实施方式中，齿轮箱70是行星减速齿轮箱，该行星减速齿轮箱提供了马达52与驱动小齿轮60之间的驱动路径。马达是电动马达，该电动马达驱动驱动路径的输入轴。驱动路径的输出轴(或者驱动轴)与输入轴同轴并且还与马达的旋转轴线同轴。驱动小齿轮60安装在输出轴上。
[0045]驱动系统50由托架56支承，该托架56刚性地连接至滑动件12b的基部并绕枢轴57枢转地连接至马达52。安装托架56在轴14下方延伸并通过安装销相应地附接至滑动件上的前后安装点。安装销允许将托架从起落架中方便地拆下。驱动系统50可以替代性地安装在上伸缩部12a(主配件)上或者安装在轴14上。
[0046]齿轮箱70具有壳体(或外壳)84，马达52在一侧固定至壳体84并且具有驱动小齿轮60的输出轴在相反侧从壳体84突出。壳体84具有突出的凸起部，该突出的凸起部在枢轴57处枢转地连接至安装托架56。马达52和齿轮箱70封装在壳体内，以保护壳体内的部件免受由可能引起故障的碎片等造成的环境污染。
[0047]线性定位致动器58在托架56(最靠近轴14的一端处)与马达52之间延伸。致动器58的线性运动被转化成驱动小齿轮60绕枢轴57的旋转运动，更具体地被转化成驱动小齿轮的旋转轴绕枢轴57的运动。因而，驱动小齿轮60可以在第一构型与第二构型之间旋转，在第一构型中，驱动小齿轮(链轮)60接合从动齿轮(滚柱齿轮34)，在第二构型中，驱动小齿轮60不接合从动齿轮。
[0048]定位致动器58可以是例如液压致动器、机电致动器(EMA)或者电动液压致动器(EHA)0
[0049]驱动系统50首先通过重力(在飞行器未翻转的情况下)并且其次通过偏置元件被偏置到第二 (断开接合)构型。
[0050]在接合期间，利用可获得的马达速度反馈(对于链轮速度)驱动小齿轮60和从动齿轮20的惯性(速度)将是相匹配的，并且也可以使用飞行器转速计(未示出)或者单独的滚柱齿轮速度传感器，例如将滚柱用作目标的电感式传感器。
[0051]尽管在示出的驱动系统中，驱动小齿轮60布置为具有同轴的两排链轮齿的链轮，而从动齿轮20布置为具有同轴的两排滚柱的滚柱齿轮，并且齿轮箱70是行星齿轮箱，但是将要理解的是，可以以不同的方式实施其他驱动系统。例如，链轮(驱动小齿轮)60可以由具有两个同轴的滚柱环的滚柱轴承驱动小齿轮代替以及滚柱齿轮34(从动齿轮)由具有两个同轴的链轮齿环的链轮代替。任一实施方式中的滚柱齿轮均可以替代性地形成为具有单个滚柱环的滚柱链或者滚柱齿轮，用于与形成为具有单排链轮齿的链轮(未示出)的从动齿轮接合。驱动小齿轮和从动齿轮还可以替代性地形成为正齿轮或者能够通过定位致动器58移动成为或移动脱离啮合接合的其他类型的有齿齿轮。行星齿轮箱70可以由平行轴齿轮箱代替。
[0052]尽管从动齿轮和驱动小齿轮在示出的实施方式中具有同轴的多排滚柱/链轮，但是将要理解的是，可以替代性地设置有同轴的一排滚柱/链轮或者同轴的三排或更多排滚柱/链轮。增加滚柱/链轮的排的数目使每个滚柱/链轮排上的载荷减小。
[0053]定位致动器可以布置为自锁定位致动器，该自锁定位致动器在对应于驱动系统50的断开接合的第二构型的伸出位置中自锁。自锁致动器可以构造成在命令致动器缩回时解锁。提供自锁致动器确保了驱动系统50的马达/齿轮箱保持确定地锁定于第二 (断开接合)构型。关于自锁定位致动器的替代物是提供具有诸如自闩锁钩和销锁定机构之类的外部锁定机构的(非自锁)定位致动器58。
[0054]在示出的实施方式中，其中，起落架10具有两个机轮，所述两个机轮中的仅一个机轮被驱动，飞行器的被驱动的机轮将可能是两个起落架相对于飞行器中心线的外机轮。替代性地，内机轮也可以被驱动。不大可能的是一个内机轮和一个外机轮被驱动，尽管这当然是一种可能性。
[0055]如上所述，机轮致动器的电动发电机52不仅能够以用于向机轮施加扭矩的电动驱动模式进行操作，而且能够以再生制动模式进行操作。
[0056]电气结构
[0057]图3中示出了起落架驱动系统10的电力系统。电力系统包括自耦变压器和整流器单元(ATRU) 101，该自耦变压器和整流器单元(ATRU) 101从辅助供电单元(APU)发电机102获得电力并将电力馈送至两个逆变器——右侧逆变器103和左侧逆变器104。逆变器103、104分别控制右轮致动器(M)105的电动发电机52和左轮致动器(M) 106的电动发电机52。扭矩指令由滑行控制单元(TCU) 107发送至逆变器103、104。
[0058]飞行器APU通常以115V交流电进行操作，但是许多飞行器系统也可以以不同的电压运行。在图3中所描绘的布置中，APU102以115V交流电进行操作，右轮致动器105和左轮致动器106的电动发电机52以270V交流电进行操作，所以要求变压器逐步增加电压。ATRU101的(自耦)变压器部分执行该功能。
[0059]许多飞行器的系统以270V直流电进行操作，所以整流器需要对APU的交流电力输出进行转换。ATRU101的整流器部分执行该功能。由于电动发电机52以270V交流电进行操作，因此逆变器103、104需要将ATRU101的直流电力输出转换成交流电力输出。
[0060]将要理解的是，电气结构取决于用于产生电动发电机52的电力的发电机的类型。例如，如果将使用燃料电池来代替APU102，则可能不需要整流器(除非另有要求)。另外，如果发电机和电动发电机52的电压相匹配，则可能不需要变压器(除非另有要求)。此外，通常机轮致动器105、106的电动发电机52需要电力源以便在驱动模式中作为马达进行操作，以产生用于起落架机轮的驱动扭矩。
[0061]图4示出了以驱动模式进行操作的飞行器I，其中，机轮致动器105、106两者都产生驱动扭矩，以使飞行器在地面上向前移动。在图4中示出的布置中，主发动机4被关掉。机轮致动器M的电动发电机52作为从APU102和ATRU101获得电力的马达进行操作。APU102、ATRU101、M105以及M106之间的箭头示出了电力流的方向。驱动扭矩指令由T⑶107发送至与相应的机轮致动器M105和机轮致动器M106相关联的逆变器103和逆变器104。
[0062]如上所述，机轮马达M的电动发电机还各自能够以制动扭矩模式进行操作，以将机轮马达M的电动发电机的相应的旋转起落架机轮的动能转换成电能。这样做时，机轮致动器M105和机轮致动器M106向机轮致动器M105和机轮致动器M106相应的起落架机轮施加制动扭矩。
[0063]飞行器I在ATRU层级处不具有用于存储或消耗由机轮致动器M105、106重新产生的电力的装置。用于存储重新产生的电力的装置可以包括例如电池或者电容器或者电驱动的液压蓄能器。用于消耗重新产生的电力的装置可以包括例如散热器。然而，这种系统为了处理由处于制动模式的机轮致动器M105、106重新产生的大的电力将趋于相对较重，并且因此在示例实施方式中示出的电气结构在ATRU层级处不具有这种用于存储或消耗由机轮致动器M105、106重新产生的电力的装置。
[0064]因此，不可能在机轮致动器M105、106两者同时以制动扭矩模式进行操作的情况下利用机轮致动器以对称制动模式操作飞行器I。飞行器在地面上的减速通过使用常规机轮制动器的飞行器的制动系统进行控制，本文中将不再对其进行进一步地描述。
[0065]图5示出了在地面上时以紧急转向模式操作以产生绕飞行器的重心的偏航力矩My的飞行器I。在飞行器向前移动时飞行器的前机轮转向出于任何原因而部分失效或完全失效的情况下，紧急转向模式可以用于使飞行器I转向，以至于飞行器安全地停止。通常，该紧急转向模式将在地面滑行速度(通常为20哩每小时或者以下)下使用，但是也可以配置成用于在更高的速度下使用。
[0066]在紧急转向模式中，机轮致动器中的一个机轮致动器一一在这种情况下是右机轮致动器105—一以其制动模式进行操作，而机轮致动器中的另一机轮致动器一一在这种情况下是左机轮致动器106—一以其驱动模式进行操作。这产生了作用在左主起落架2、右主起落架3上的差动力。右主起落架3在飞行器纵向方向上施加负向力，而左主起落架2在飞行器纵向方向上施加正向力。由于主起落架从飞行器纵向中心线偏移，因此这些力产生了图5中示出的绕飞行器重心的顺时针偏航力矩My。
[0067]由处于再生制动模式的右机轮致动器105的电动发电机52产生的电力被供应至处于电动驱动模式的左机轮致动器106的电动发电机52。在示出的实施方式中，这通过右逆变器103(与右机轮致动器105相关联)与左逆变器104(与左机轮致动器106相关联)之间的电力传输功能来实现。本实施方式中的电力传递功能通过ATRU101来完成并且避免使任何再生电力朝向APU102往回馈送到电力网上。如上所述，在ATRU层级处的电气结构不具有存储或消耗任何再生电力的能力。
[0068]右机轮致动器105、右逆变器103、ATRU101、左逆变器104与左机轮致动器106之间的箭头示出了电力流的方向。另外，APU102与ATRU101之间的箭头示出了仅朝向ATRU101的电力流的方向。
[0069]将明显的是，紧急转向模式还包括类似地向左机轮致动器106施加制动扭矩以及向右机轮致动器105施加驱动扭矩，以产生沿相反(逆时针)方向作用以使飞行器向左转向的飞行器偏航力矩，从而提供了紧急转向模式中的左右转向能力。
[0070]飞行员控制
[0071]图6示意性地示出了所示实施方式的紧急转向模式中的飞行员控制的框图。在飞行器I的驾驶舱中，飞行员对诸如转向杆之类的转向输入装置200进行控制。
[0072]在正常转向操作模式中，转向输入装置200用于命令201诸如前机轮转向系统之类的常规飞行器转向系统。该正常操作模式中，紧急转向模式开关202处于非工作状态，并且TCU107能够操作成基于来自滑行速度输入装置(未示出)的飞行员输入滑行速度指令203而提供左机轮致动器106、右机轮致动器105的对称驱动扭矩控制205。在正常操作模式中，对称驱动扭矩控制205向右逆变器103和右机轮致动器105以及左逆变器104和左机轮致动器106输出对称驱动扭矩指令。
[0073]在可以在飞行器位于地面上时由于前机轮转向系统的局部损耗或完全损耗而被启动的紧急转向操作模式中，TCU107能够操作成提供右机轮致动器105与左机轮致动器106的非对称或差动扭矩控制206。在该紧急转向操作模式中，紧急转向模式开关202处于工作状态，并且TCU将转向输入装置200的转向角度转化成差动扭矩指令204。差动扭矩指令204产生差动扭矩控制206，该差动扭矩控制206根据对转向偏航力矩的感测而向右逆变器103和右机轮致动器105输出驱动扭矩指令以及向左逆变器104和左机轮致动器106输出制动扭矩指令，或者向右逆变器103和右机轮致动器105输出制动扭矩指令以及向左逆变器104和左机轮致动器106输出驱动扭矩指令。
[0074]电力电子设备
[0075]由于紧急转向模式中的电力传输的损耗，特别地由于逆变器的低效，因此可能需要产生驱动扭矩的机轮致动器如图7中所示的那样通过ATRU101来得到额外的电力。与提供制动扭矩的机轮致动器402相关联的逆变器401将在逆变器401的输入处产生电力403。该产生的电力直接馈送406到与提供驱动扭矩的机轮致动器405相关联的逆变器404中。由处于制动模式的逆变器401产生的电力40 3小于由制动机轮致动器40 2的电动发电机产生的电力。为了在驱动机轮致动器405上提供相同的电力，ATRU101需要提供与逆变器401中损耗的电力相对应的电力。
[0076]当然，可能没有必要或者不需要为左机轮致动器和右机轮致动器提供相等且相反的驱动/Φ恸力，并且因此可能不需要在紧急转向模式中通过ATRU101得到额外的电力。
[0077]另外，将要理解的是，在正常操作模式中，可能需要左右机轮致动器的非对称驱动以及如上所述的左右机轮致动器的对称驱动。TCU107的控制电子设备可以相应地更新以体现这种需求。
[0078]紧急转向模式开关202可以基于来自正常操作模式的转向失效而自动激活，或者紧急转向模式开关202可以例如通过飞行员来手动激活。
[0079]以上所述的所有驾驶舱飞行员输入装置都可以由用于自主操作的远程控制输入装置来补充或代替，例如，在飞行器是远程操作的无人驾驶飞机(UAV)的情况下。
[0080]尽管上文已经参照一个或更多个优选实施方式对本发明进行了描述，但是将要理解的是，在不背离如所附权利要求中限定的本发明的范围的情况下，可以做出各种改变或修改。
【主权项】
1.一种飞行器驱动系统，包括: 电力源； 第一起落架，所述第一起落架具有用于接触地面的第一机轮以及能够联接至所述第一机轮以向所述第一机轮施加扭矩的第一电动发电机； 第二起落架，所述第二起落架具有用于接触地面的第二机轮以及能够联接至所述第二机轮以向所述第二机轮施加扭矩的第二电动发电机;以及 控制器，所述控制器用于控制所述电力源、所述第一电动发电机与所述第二电动发电机之间的电力的供应， 其中，所述控制器能够以第一操作模式和第二操作模式进行操作，在所述第一操作模式中，来自所述电力源的电力被供应至所述第一电动发电机和所述第二电动发电机，在所述第二操作模式中，由处于再生制动模式的所述第一电动发电机产生的电力被供应至处于电动驱动模式的所述第二电动发电机。2.根据权利要求1所述的飞行器驱动系统，其中，所述第一电动发电机通过第一电力供应装置连接至所述电力源，并且其中，所述第二电动发电机通过第二电力供应装置连接至所述电力源。3.根据权利要求2所述的飞行器驱动系统，其中，所述第一电力供应装置包括第一逆变器，并且其中，所述第二电力供应装置包括第二逆变器。4.根据权利要求2或权利要求3所述的飞行器驱动系统，其中，所述第一电力供应装置和所述第二电力供应装置包括整流器。5.根据权利要求4所述的飞行器驱动系统，其中，所述整流器在所述第一电力供应装置与所述第二电力供应装置之间共用。6.根据权利要求2至5中的任一项所述的飞行器驱动系统，其中，所述第一电力供应装置和所述第二电力供应装置包括变压器。7.根据权利要求4所述的飞行器驱动系统，其中，所述变压器在所述第一电力供应装置与所述第二电力供应装置之间共用。8.根据权利要求5和7中的一项所述的飞行器驱动系统，其中，所述整流器和所述变压器形成变压器整流器单元(TRU)的一部分。9.根据权利要求2至8中的任一项所述的飞行器驱动系统，其中，所述控制器联接至所述第一电力供应装置和所述第二电力供应装置，并且所述控制器在所述第二操作模式中能够操作成提供所述第一电力供应装置与所述第二电力供应装置之间的电力传输功能。10.根据权利要求9所述的飞行器驱动系统，其中，所述控制器在所述第二操作模式中能够操作成通过利用来自所述电力源的电力补充由所述第一电动发电机产生并供应至所述第二电动发电机的电力来控制供应至所述第二电动发电机的电力。11.根据权利要求10所述的飞行器驱动系统，其中，所述控制器在所述第二操作模式中能够操作成控制供应至所述第二电动发电机的电力，以实现应用于所述第一机轮和所述第二机轮的相等且相反的扭矩。12.根据权利要求2至11中的任一项所述的飞行器驱动系统，其中，所述电力供应装置具有不足以存储由所述电动发电机产生的能量的能量存储能力。13.根据任一前述权利要求所述的飞行器驱动系统，其中，所述控制器包括用于在所述第一操作模式与所述第二操作模式之间切换的开关。14.根据权利要求13所述的飞行器驱动系统，其中，所述开关是自动控制的或手动控制的。15.根据权利要求13或权利要求14所述的飞行器驱动系统，其中，所述第一操作模式对应于在地面上驱动飞行器的正常操作模式，并且其中，所述第二操作模式对应于在所述飞行器的主要转向功能失效的情况下使飞行器在地面上转向的紧急操作模式。16.根据任一前述权利要求所述的飞行器驱动系统，其中，所述控制器包括配置成接收飞行器偏航要求的输入的输入装置。17.根据任一前述权利要求所述的飞行器驱动系统，其中，所述电力源是发电机。18.根据权利要求2至17中的任一项所述的飞行器驱动系统，其中，所述电力源通过电网连接至所述第一电力供应装置和所述第二电力供应装置。19.根据权利要求18所述的飞行器驱动系统，其中，所述控制器配置成避免由处于所述再生制动模式的所述第一电动发电机产生的电力供应到所述电网上。20.—种包括根据任一前述权利要求所述的飞行器驱动系统的飞行器。21.根据权利要求20所述的飞行器，其中，所述飞行器具有纵向中心线，并且所述第一起落架设置在所述中心线的一侧上，以及所述第二起落架设置在所述中心线的另一侧上。22.—种控制飞行器的方法，所述飞行器具有驱动系统、第一起落架、第二起落架和控制器，其中，所述驱动系统包括电力源，所述第一起落架具有用于接触地面的第一机轮以及能够联接至所述第一机轮以向所述第一机轮施加扭矩的第一电动发电机，所述第二起落架具有用于接触地面的第二机轮以及能够联接至所述第二机轮以向所述第二机轮施加扭矩的第二电动发电机，所述控制器用于控制所述电力源、所述第一电动发电机与所述第二电动发电机之间的电力的供应，所述方法包括: 以第一操作模式操作所述控制器以将来自所述电力源的电力供应至所述第一电动发电机和所述第二电动发电机;以及 以第二操作模式操作所述控制器以将由处于再生制动模式的所述第一电动发动机产生的电力供应至处于电动驱动模式的所述第二电动发电机。23.根据权利要求22所述的方法，其中，以所述第二操作模式操作所述控制器包括通过利用来自所述电力源的电力补充由所述第一电动发电机产生的并且供应至所述第二电动发电机的电力来控制供应至所述第二电动发电机的电力。24.根据权利要求23所述的方法，其中，以所述第二操作模式操作所述控制器包括控制供应至所述第二电动发电机的所述电力，以实现应用至所述第一机轮和所述第二机轮的相等且相反的扭矩。
【文档编号】B64C25/40GK106081072SQ201610270481
【公开日】2016年11月9日
【申请日】2016年4月27日 公开号201610270481.7, CN 106081072 A, CN 106081072A, CN 201610270481, CN-A-106081072, CN106081072 A, CN106081072A, CN201610270481, CN201610270481.7
【发明人】沙维尔·盖里, 马蒂厄·布拉迪耶, 詹姆斯·莫里斯
【申请人】空中客车营运有限公司, 空中客车运营简化股份公司