专利名称：测量飞机前起落架取向的方法与装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及测量飞机的，尤其是运输机的前起落架取向的方法与装置。
周知当在地面上滑行时，例如在空港的通路或跑道上滑行时，飞机的转向是通过偏转前起落架进行的。为了使飞机驾驶员能够在最佳可能条件下于地面上进行这种转向，自然就必须使前起落架在未偏移位置处与飞机的机身平行，以使向右(或向左)转的命令促成轮子均衡地偏转向右(或向左)，而后不再偏移，飞机笔直朝前滑行。
前起落架的取向一般是在其制造阶段调整好。然而，尽管存在这种最初的调整，但在以后上述前起落架的轮子就可能不再以完全平行于机身的方向取向，以致于当飞机驾驶员例如在跑道中央想要笔直朝前滑行时，他必须补偿飞机向一侧的偏移。这样的失调性当然必须纠正，特别是出于在地面滑行的舒适以及安全的原因。
尽管如此，为了能够纠正上述的失调，必须掌握上述前起落架相对飞机纵轴线的准确取向。
激光测量工具是目前普遍采用的，它具体包括一个必须固定于上述起落架的轮子上的适配器，一个相关的激光指示器，一个中央机和靶。此种测量工具虽然总体上是准确并令人满意的，但还是显现出若干缺点—它要求飞机周围的环境是清晰的；—它的执行过程较为漫长；—它的总体质量很大；—它的体积非常大；—它必须在内部(在机舱内)使用，进行测量可能受到雨和/或风的干扰。
本发明的目的是为了纠正这些缺点。它涉及一种易于实施的、有效并且廉价的方法，用于测量设有惯性基准导航装置的前起落架的取向，此装置包括至少一个第一惯性基准组件。
为此，根据本发明，上述方法值得注意之处在于a)有一第二惯性基准组件安装于上述前起落架的一个轮子上；
b)借助上述第二惯性基准组件，在上述前起落架本身没有偏转时能够测量此起落架的飞行方向；c)借助上述惯性基准导航装置的至少第一惯性基准组件，能够测量飞机的飞行方向；d)上述前起落架的已测飞行方向与上述飞机的已测方向可作这样的比较，以从比较结果中推导出上述起落架相对于飞机机身的取向。
这样，通过研究上述两个飞行方向，这种取向的测量结果就非常准确。
此外，上述方法的执行过程简捷，特别是相对于前面所述的激光测量工具而言，这是因为只有上述第二惯性基准组件需要操作和安装到一个轮子之上。而且，其质量及体积都减小了。
在最佳实施形式中，上述第二惯性基准组件构成惯性基准导航装置的一部分(已存在于飞机上)，并且在步骤a)，上述第二惯性基准组件在安装于上述轮子上之前从飞机上卸下。这样，在飞机外部就不需有装置来对上述前起落架的取向进行测量。
在步骤a)，上述第二惯性基准组件最好是安装于固定在上述轮子轮缘上的板件上，更准确地说，是安装在伸出于配合螺母上的上述轮缘的螺旋部分上。因此，可以很容易地、并以快速而准确的方式进行上述第二惯性基准组件的安装。
最好是，上述惯性基准导航装置还包括第三惯性基准组件，并且能利用上述第一和第三惯性基准组件的测量结果确定飞机的飞行方向，从而能够改进此飞行方向的测量结果。
当人们还想要(在上述测量结果之外来)调整上述前起落架的取向时，最好是在只要上述前起落架的已测飞行方向与上述飞机的已测飞行方向之间的差值大于第一个预定值时，便对上述前起落机的取向作这样的修正以获得一小于第二个预定值的差值(当然此差值小于上述第一个预定值)。
本发明还涉及测量飞机前起落架取向的装置，此起落架设有惯性基准导航装置，后者包括至少一个第一惯性基准组件。
根据本发明，上述装置值得注意之处在于—上述惯性基准导航装置，它能够测量飞机飞行方向；—第二惯性基准组件，它能利用固定系统安装在上述前起落架的一个轮子上，而后可以于一个与轮子不偏转相对应的位置(中立位置)处测量上述前起落架的飞行方向；—信息处理组件，它包括有能够在上述前起落架的已测飞行方向与上述飞机的已测方向之间作比较以从比较结果中推导出上述起落架相对于飞机机身取向的装置。
上述固定系统最好是包括一个板件—此板件设有能够容纳上述第二个惯性基准组件的固定支承件；—此板件能够安装在上述轮子的轮缘上。
在特殊实施形式中，上述固定系统还具有—保护罩，能够保护上述第二惯性基准组件，尤其是在雨中；—鼓风机，这样，本发明的这种装置就能毫无问题地用在极高温度的天气中。
在最佳实施形式中，上述第二惯性基准组件构成飞机的惯性基准导航装置的一部分并且能够从上述飞机上卸下，这样就能够减少本发明的装置的成本，此装置只包括已存在于飞机上的测量元件。
此外，上述第二惯性基准组件能够(以标准方式)最好是利用飞机的电源为其供电。这样，本发明的装置就具有相当大的自主性。
上述惯性基准导航装置例如ADIRS型(大气数据惯性基准系统)的那种，最好是还包括第三惯性基准组件，并且，上述惯性基准导航装置能借助由上述第一和第三惯性基准组件进行的测量结果确定飞机的飞行方向。最好是，上述第一、第二和第三惯性基准组件中的至少一个是属于ADIRU型(大气数据惯性基准组件)并包括一个利用地球加速度来决定飞行方向的陀螺激光器。
此外，在特殊实施形式中—上述第二惯性基准组件能够以这样的方式连接于上述信息处理组件使之能够将信息传递给这个包括了至少一个用于显示测量结果的显示屏的信息处理组件；和/或者—本发明的装置还包括一个可拆卸阅读机，此阅读机能够与上述第二惯性基准组件连接从而能够看到由该第二惯性基准组件测量出的飞行方向并将其在整个显示屏上显示出来。
附图将阐明能够具体实施本发明的方式。在这些图中以相同的标号指明相似的部件。
图1是本发明的测量装置的示意图；图2示意并局部示明了伸出前起落架的飞机的前端；图3以平面图概示了一架飞机，上面标明了由本发明的测量装置测量出的不同飞行方向；图4示明了安装在前起落架的一个轮子上的支承板；图5示明了由图4所示支承板载承的惯性基准组件；以及图6与图5类似，概示了本发明的另一些特征。
依照本发明并在图1中概示的装置1是用于测量(并有可能纠正或调整)飞机A的特别是运输机的前起落架3的轮子2的取向，其取向是相对于上述飞机A的机身5确定，更准确地说是相对于图2和图3中所示上述飞机A的纵轴线6确定。
周知当在地面上滑行时，例如在空港的通路或跑道上行驶时(为了起飞或着陆)，飞机A的转向由飞机驾驶员控制，为此他操作标准的适当的启动装置(未图示)，例如方向盘，以控制上述前起落架3的偏转。在飞机驾驶员控制偏转期间，偏转的角度是由导向轮2与飞机A的纵向平面决定的。为了安全起见，也出于在地面滑行舒适的原因，必须在未偏转位置(于是前面所述启动装置处于中立的中央位置)，让上述前起落架3平行于飞机A的机身5以使得—当飞机驾驶员执行向右(或向左)偏转的命令时，将使上述轮子2向右相称地偏转(或向左)；—当没有偏转时(前面所述的中立位置)，上述飞机A沿着其纵轴线6笔直朝前行驶。
当然，为了能够纠正可能的误调(导向轮2的中立位置不能相对于纵轴线6平行)，必须知道此种误调的值，即上述前起落架3相对于飞机A的纵轴线6取向的准确值。
本发明的装置1是用来测量上述这种取向。此装置1应用于设有惯性基准导航装置7，例如ADIRS型(大气数据惯性基准系统)的飞机A，亦即惯性基准导航装置结合了风速风压计量装置的功能，并且包括至少一个最好属于ADIRU型(大气数据惯性基准组件)的第一惯性基准组件8。
根据本发明，上述装置1如图1所示包括—上述惯性基准导航装置7，它能够测量飞机A的飞行方向C1，即沿着图2和图3中箭头E1所示的上述飞机A的纵轴线6的飞行方向C1；—第二惯性基准组件9，它能够利用固定系统10安装到前起落架3的轮子2之上，将在下文详细说明，而后可以于一个与轮子2不偏转相对应的位置(中立位置)处测量上述前起落架3的飞行方向C2，如图2和图3中箭头E2所示；—信息处理器11，它包括能够在上述前起落架3的已测飞行方向C2与上述飞机A的已测方向C1之间进行比较以从比较结果中推导出上述起落架3相对于飞机A机身5的取向的装置12、13。
上述装在飞机A上的信息处理组件11由固定连接14连接于上述惯性基准导航装置7上，同时能由可拆卸连接15(虚线所示)连接到上述惯性基准组件9上。
此外，上述信息处理组件11包括显示装置12，其能够在显像屏16上显示—在第一种变型中，分别由上述惯性基准导航装置7和惯性基准组件9测量出的飞行方向C1和C2的值。这样掌握了上述飞行方向C1和C2的值的操作员能够在这两个值之间亲自进行前面所述的比较；—在第二种变型中，上述飞行方向值C1和C2之间的差值(或偏差)即前述比较的结果；和—在第三种变型中，同时，上述飞行方向的值C1和C2以及上述的差值。
为了实现这后两种变型，上述信息处理器11可包括自动计算上述值C1和C2之间差值的比较装置13。
在特殊实施形式中，本发明的装置1还包括能够由连接18(虚线所示)连接到上述惯性基准组件9从而能够看到由后者测量出的飞行方向并将其在被集成的显示屏19上显示出来的可拆卸阅读机17。这使得操作员能读出紧挨安装了惯性基准组件9的飞机A的轮子2的附近的值而无需进入显像屏16通常所处的驾驶室。
在特殊实施形式中，上述惯性基准导航装置7还包括另一个惯性基准组件20，上述惯性基准导航装置7能够借助由上述两个惯性基准组件8和20所测量的结果来确定飞机A的飞行方向C1。
上述惯性基准组件8，9和20中的至少一个最好是包括一个标准的陀螺激光器，该激光器是用来测量角速度的设备，其原理是基于相干光的传播。周知这样的陀螺激光器是利用地球的加速度来确定飞行方向。
此外，在最佳实施形式中，上述惯性基准组件9构成上述飞机A的惯性基准导航装置7的一部分，而为了测量飞行方向C2，则能够将其从上述飞机A(它最初安装的地方)上卸下以安装到轮子2的上面(在结束测量时的重新安装到飞机A上之前)，而得以减少本发明装置1的成本，于是该装置只包括已存在于飞机A上的测量元件。这对信息处理组件11也是如此。因此，只有阅读机17(此外它对实施本发明并不是必不可少的)并不能构成上述飞机A的一部分。
再者，当上述惯性基准组件9安装到轮子2上时，它能够通过飞机A的标准的电源(未图示)供电(以标准方式)。这样，本发明的装置1具有相当大的续航时间，因为它不需要飞机A外部的电源，或由任何蓄电池来充电。
此外，在图4，5和6所示的特殊实施形式中，上述固定系统10包括例如由木材或金属制成的板件21，例如—该板件21设有能够容纳上述惯性基准组件9的固定支承件22，如图5和6中所示；—该板件21能够安装到上述轮子2，最好是上述前起落架3的右轮的轮缘23上，平行于上述轮缘23。
为此，上述板件21借助与上述轮缘23的螺旋部分25相配合的螺母24安装到上述轮子2的轮缘23上，该螺旋部分25超出配合螺母26，正如在图4到6中所示明的未使用的螺栓。这样，就可能很容易地、并以快速而准确的方式进行上述板件21从而是上述惯性基准组件9的安装。
当惯性基准组件9安装到支承件22(图5和6)上时，上述固定系统10还包括用来与位于该惯性基准组件9上的配合连接件(未图示)相配合的标准连接件27。此连接件27固定于支承件22上并与包括了前面所述数据传输连接15和18中至少一个的电缆或束28相连。
在图6概示的特殊实施形式中，上述固定系统10还设有—防护罩29，从而尤其能够保护上述惯性基准组件9防雨；和/或者
—标准鼓风机30，这样，本发明的装置1就能毫无问题地用在极高温度的天气中。
因此，上述装置1显现出很多优点。尤其是—它的测量非常准确；—它的装配简易、可靠并且精确，特别是相对于前面所述类型的常用激光测量工具进行测量时。它还使得对前起落架3的取向进行系统监控变得容易(即使是在装配线上)，从而对于前起落架3的取向来说每一架离开装配线的飞机A处于飞机公司的公差内。
—它的成本减少了；—它具有相当大的续航时间；—它的测量不受恶劣天气条件(雨，热，风等)的干扰；—它可以用在包括有能够测量飞机A的飞行方向C1的惯性基准导航装置7的任何类型的飞机上。
在本发明的范围内，当人们还想要(除了进行测量外)纠正上述前起落架3的取向时，从上述前起落架3的已测飞行方向C2与上述飞机A的已测飞行方向C1之间的差值大于第一个预定角度例如3°起，上述前起落架3的取向就能得到纠正，使得获得小于第二个预定角度的飞行方向的差值(或偏差)，例如0.1°。
在最佳实施形式中，为使惯性基准组件9构成飞机A的惯性基准导航装置7的一部分，在上述前起落架3的测量及调整(或纠正)期间可执行以下连续步骤—预备阶段·将惯性基准组件9从飞机A上卸下；·将固定系统10安装到轮子2上，并将电缆28连接信息处理组件11；·将惯性基准组件9安装到上述固定系统10上；—在随后的测量及调整阶段·对飞机A供电和供水；·给惯性基准导航装置7及惯性基准组件9供电；·借助惯性基准导航装置7测量飞机A的飞行方向C1；·借助惯性基准组件9测量前起落架的飞行方向C2；·比较上述飞行方向C1和C2；
·作为上述比较的一种功能，如果有需要就用常用方式调整轮子2的取向；·选择性地重新测量飞行方向并作比较以验证是否已恰当地进行了调整；—在最后阶段·将惯性基准组件9卸下并安装到飞机A上的通常位置中；·卸下上述固定系统10。
权利要求
1.测量设有包括至少第一惯性基准组件(8)的惯性基准导航装置(7)的飞机(A)前起落架(3)的取向的方法，其特征在于a)第二惯性基准组件(9)安装于上述前起落架(3)的一个轮子(2)上；b)借助上述第二惯性基准组件(9)，将上述前起落架(3)在其没有偏转的情况下测出其飞行方向；c)借助至少上述惯性基准导航装置(7)的第一惯性基准组件(8)，测出飞机(A)的飞行方向；d)对上述前起落架(3)的已测飞行方向与上述飞机(A)的已测方向比较，使得推导出上述起落架(3)相对于飞机(A)机身(5)的取向。
2.权利要求1中所述的方法，其特征在于上述第二惯性基准组件(9)构成上述惯性基准导航装置(7)的一部分，并且在步骤a)中，上述第二惯性基准组件(9)在安装到上述轮子(2)上之前，已从飞机(A)上卸下。
3.权利要求1和2中之一所要求的方法，其特征在于在步骤a)中，上述第二惯性基准组件(9)安装到固定于上述轮子(2)的轮缘(23)的板件(21)上。
4.权利要求3中所要求的方法，其特征在于上述板件(21)固定于超出配合螺母(26)的螺旋部分(25)上。
5.前述各权利要求中之一所要求的方法，其特征在于上述惯性基准导航装置(7)还包括第三惯性基准组件(20)，并借助由上述第一和第三惯性基准组件(8，20)所进行的测量确定飞机(A)的飞行方向。
6.前述各权利要求中任意一项所要求的方法，用于进一步调整前起落架(3)的取向，其特征在于当上述前起落架(3)的已测飞行方向与上述飞机(A)的已测飞行方向之间的差值大于第一个预定值时，改进上述前起落机(3)的取向从而获得一个小于第二个预定值的差值。
7.用于测量飞机(A)的前起落架(3)的取向的装置，该装置设有包括至少第一惯性基准组件(8)的惯性基准导航装置(7)。其特征在于它包括—上述惯性基准导航装置(7)，它能够测量飞机(A)的飞行方向；—第二惯性基准组件(9)，它能够经由固定系统(10)安装到前起落架(3)的一个轮子(2)上，并且它可以在与对应于不偏转的位置处测量上述前起落架(3)的飞行方向；—信息处理组件(11)，它包括一些装置(12，13)它们能够在上述前起落架(3)的已测飞行方向与上述飞机(A)的已测飞行方向之间作比较，使得能够推导出上述前起落架(3)相对于飞机(A)的机身(6)的取向。
8.权利要求7中所要求的装置，其特征在于上述固定系统(10)包括板件(21)—它设有能够容纳上述第二惯性基准组件(9)的固定支承件(22)；—它能够安装到上述轮子(2)的轮缘(23)上。
9.权利要求7和8中之一所要求的装置其特征在于上述固定系统(10)设有防护罩(29)。
10.权利要求7至9中之一所要求的装置，其特征在于上述固定系统(10)设有鼓风机(30)。
11.权利要求7至10中之一所要求的装置，其特征在于上述第二惯性基准导航装置(9)构成上述飞机(A)的惯性基准导航装置(7)的一部分并且能够从上述飞机(A)上卸下。
12.权利要求7至11中任意一项所要求的装置，其特征在于上述第二惯性基准组件(9)能够利用飞机(A)的电源为其供电。
13.权利要求7至12中任意一项所要求的装置，其特征在于上述惯性基准导航装置(7)还包括第三惯性基准组件(20)，并且上述惯性基准导航装置(7)可借助上述第一和第三惯性基准组件(8，20)所进行的测量，确定飞机(A)的飞行方向。
14.权利要求7至13中任意一项所要求的装置，其特征在于上述第二惯性基准组件(9)能够连接于上述信息处理组件(11，)从而能够将数据传递到该信息处理组件(11)上，该处理组件(11)包括至少一个用于显示测量结果的显示屏(16)。
15.权利要求7至14中任意一项所要求的装置，其特征在于它还包括可拆卸阅读机(17)，该阅读机能够连接于上述第二惯性基准组件(9)从而能够阅读由该第二惯性基准组件测量出的飞行方向并将其在整个显示屏上显示出。
16.权利要求7至15中任意一项所要求的装置，其特征在于上述惯性基准组件(8，9，20)中的至少一个包括利用地球加速度来测量飞行方向的陀螺激光器。
17.一种飞机，其特征在于它包括能够实施权利要求1至6中任意一项所述的方法的装置(1)。
18.一种飞机，其特征在于它包括例如在权利要求7至16中任意一项所述的装置(1)。
全文摘要
装置(1)包括用来测量飞机飞行方向的惯性基准导航装置(7)；利用固定系统安装在前起落架的轮子上并用来在无偏转位置测量上述前起落架飞行方向的惯性基准组件(19)；带有装置(12，13)用于在前起落架的已测方向与已测飞机飞行方向之间进行比较以计算出上述前起落架相对机身的取向的数据处理组件(11)。
文档编号B64C25/00GK101031776SQ200580032854
公开日2007年9月5日 申请日期2005年9月19日 优先权日2004年9月28日
发明者B·弗加尔 申请人:法国空中巴士公司