专利名称：使航空器在地面自主移动的装置的制作方法
技术领域：
本发明属于航空器在地面滑行的领域。本发明更特别地涉及一种装置， 其用于保证航空器在地面移动，而不需要航空器外部的部件，也不需要启 动推进发动机。
背景技术：
航空器在飞行阶段以外应该能够在地面于不同的停机碎之间、或者在 起飞或降落场地与停机碎之间移动。
为了保证这些地面移动，航空器一般配有轮子，其中某些轮子能够转 向。目前在民用航空器的运营中根据情况使用两种移动模式。
第一种方式一般用于停机坪之间，或者用于使飞机从航空站终端退出， 该第一种方式在于利用地面装置拉动或推动飞机，例如使用拉杆的专用地 面车辆。
第二种方式被航空器大量应用，用于在停机坪与起飞或降落场地之间 的滑行，该第二种方式在于使用航空器的推进发动机即螺旋桨马达或喷气 马达，以在航空器上产生足以保证航空器以其轮子移动的推力。
第一种方式具有需要独立于飞机的部件、材料和人员的缺点。特别是 由于安全的原因，这类部件是航空器滑动以到达起飞场地的冲区上所不希 望的，并且它们的使用 一般限制用在航空器在停机坪之间的运动。
至于第二种方式，即便它具有航空器自主移动以保证航空器滑行的优 点，但由于多种理由，该第二种方式显示出不利于现代航空器的使用和机 场的运营。
实际上，航空器的推进发动机在地面是造成机场附近环境的噪声和大 气污染源，这些污染源越来越不被容许。随着航空器运动数量增加以及航 空器的大尺寸要求航空器的越来越长的滑行和等待的时间，这些污染日益严重。长时间的滑行和等待的另一后果是过度消耗推进发动机的燃料， 这种过度消耗可能动用配置用于飞行的燃料，并且在极端情况下可能迫使 航空器返回它的停驻点，以便补充用于飞行任务而携带的燃料量。
长时间以来已知这些问题，即使过去它们没有如今体现出的关调整楔 和普遍的特征，并且为了能使飞机可自主地滑行且不需要使用推进发动机， 已经设想过各种装置。
为了能使飞机通过其本身部件在地面移动，已知通过专用于此的专用 马达带动起落架的一个或多个轮子。
例如这样的专用马达为电动马达、气动马达或通过飞机上的功率发生 器供给的液压马达。
专利FR2065 734提出通过位于轮子轴线上的液压马达、相关齿轮组 和轮子带动轮子的方法，其中该液压马达根据所述实施方式具有或没有使 马达离合的机械部件。
这种装置的缺点特别与液压马达的限制有关。
这些限制在普通航空器上载有为至少三个的数量。
一方面需要设置专门的液压线路，考虑到需要的功率和流量，这对航 空器上的设施可能是约束性的。
另一方面，在航空器上液压功率一般由推进发动机提供，并且因此停 止状态下推进发动机的运行意味着安装专门的发生器，例如在一辅助动力 组上。
最后，现代航空器配设有轮子，这些轮子的轮胎在很高的充气压力和 很大的静态挤压下工作，所述充气压力通常大于15bar，并且所述静态挤 压约为轮胎截面的30。/。，要比普通地面车辆高得多。由于这些原因，为了 带动轮子自停止位置转动而施加于轮子的力矩远大于飞机在滑行阶段应施 加的力矩。
根据轮胎的特征和它们的负荷，两个力矩之间的比应达到3，甚至在 特殊情况下超过该值。
因此，马达和将马达与轮子联接的部件一一其可能包括减速器一一构 成的组件需要计算成提供开始滑行所需的力矩，这导致滑行过程中组件 尺寸过大。驱动轮子的马达还可是气动马达，但是在这种情况下，应当产生的力 矩和功率需要很大的空气流量，由于输送空气所需的管的直径以及与高压 有关的爆炸危险，因而这对装置的安装是有害的。另外，马达出口的空气 排放是噪声污染源，这与旨在解决的问题背道而驰。
轮子的驱动马达也可是电动马达，但尽管运行中可通过作用在对所述 马达的供电上来改变电动马达的力矩，但驱动部件的尺寸不超过规定滑行 所需的尺寸就很难在整个需要的范围内改变该力矩。
发明内容
为了保证航空器在地面的自主移动而不使用推进发动机产生的力，本 发明提出一种通过与轮子连接的马达带动航空器的至少一轮子的装置，其 中所述马达通过包括机械减速器的驱动部件与所述轮子连接，对于航空器 轮子的有限转动角度，通过螺旋轮使减速器的减速比连续变化，所述螺旋 轮的半径大致在螺旋轮的一周转上连续变化，并且其减速比在所述有限转 动角度以外是恒定的，使得航空器开始滑行时通过驱动部件输送给航空器
轮子的力矩，大于规定滑行(roulage 6tabli)时通过力矩主要由规定滑行 条件确定的马达所输送的力矩。
对于航空器轮子的有限转动角度而连续变化的减速比，优选在航空器 轮子不动时的第一极限位置与在有限转动角度以外航空器轮子被带动转动
时的第二极限位置之间减小，以保证航空器停止位置与所述航空器的规定 滑行之间的连续过渡。
为避免驱动部件在恒定减速比模式下接合时的力矩的非连续性，当驱 动部件处在第二端位时可连续变化的减速比基本等于恒定的减速比。
在可限制被带动转动的减速器组件尺寸的实施方式中，通过一机械减 速器实现从可变减速比模式运行到恒定减速比模式，该机械减速器包括选 择部件一一离合器和/或调整楔，以保证从连续变化减速比的传动模式过渡 到减速比恒定的传动模式。
在避免使用包括选择部件如调整楔或离合器的联接部件的另一实施方 式中，螺旋轮之一与一减速器连接，该减速器是这样的
-其减速比恒定，并基本等于螺旋轮的最小减速比；和-所述减速器输入轴的轴线与连接到一螺旋轮的输出轴的轴线共线；
和
-螺旋轮包括止挡件，当驱动部件处在第二端位时，所述止挡件使所 述螺旋轮彼此不动；和
-所述减速器和螺旋轮连接到一支承件，如一台架或减速器箱壳，该 支承件能在绕输入轴和输出轴的整体转动运动中被带动，从而输出轴被带 动以输入轴的速度转动。
为使驱动部件马达的尺寸同时适应于启动运动条件和规定滑行条件， 机械减速器的连续变化的减速比在两个端位之间基本在所需传动力矩比中 变化，所述驱动力矩一方面是为保证航空器的规定滑行、另一方面保证航 空器从静止位置启动运动所需要的。
优选地，为限制安装在航空器上的驱动部件的质量，只有单个航空器 轮子被带动转动以保证飞机的滑行，或者当只有一个轮子的接触不能产生 需施加的力时，两个或多个轮子被带动转动，以保证飞机的滑行。
根据要传递的力，航空器的轮子是前起落架的轮子，或者是航空器主 起落架的轮子，由于一般未配有制动器的前起落架最大简单性的原因，优 选是前起落架的轮子。
根据航空器上可用的能量，特别是辅助动力组所输送的能量，通过一 个或多个电动马达、 一个或多个液压马达、 一个或多个气动马达驱动被带 动转动的轮子。
为在航空器不使用符合本发明的自主驱动装置而运动时限制驱动部件 中的机械应力，有利地，驱动部件能够在优选尽量靠近轮子处与轮子分离， 例如通过一离合装置。
为了限制驱动部件中的机械应力，特别是在航空器着陆时启动轮子转 动时，被带动转动以保证航空器滑行的轮子，至少暂时在所述轮子不保证 航空器滑行时，具有伺控于航空器相对地面速度的转动速度，使得所述轮 子的切向速度基本等于航空器相对地面的速度。
优选地，为避免推进发动机在航空器滑行期间运行，航空器滑行所需 能量由至少一辅助动力组产生。
在一特殊或替代运行模式中，航空器滑行所需的能量由航空器的至少一推进发动机产生，例如在航空器着陆前的靠近阶段中所述推进发动机必 须运行时，或者当至少一马达在地面慢速运行时。
通过控制和操纵部件管理驱动马达的运行，控制和操纵部件包括在驾 驶舱的控制器，在驾驶舱的控制器有利地是现有的控制器，如推进发动机 的功率控制器。
后文参照如下附图详细描述本发明的一 实施方式，所述附图示出 图1:航空器上的按本发明的系统及航空器上主要零件的示意图； 图2:配有驱动部件的轮子的示意图； 图3:具有连续变化减速比的减速器的运行原理； 图4:图3的在一运行模式的减速器，其中输出轴以和输入轴相同的 速度被带动；
图5:图3和4的减速器的示意图，该图表示驱动轮与不同传动轴的 布置。
具体实施例方式
在图1的实施例中，用于使飞机l在地面自主移动而无需使用推iiiL 动机的装置10包括
a-至少一能够输送足以使航空器滑行的电功率的航空器载的动力源
b-驱动航空器至少一轮子10的驱动部件4，所述驱动部件包括至少 一电动马达41;
c-电能配送部件3;
d-操纵和控制所述装置的操纵和控制部件5。
动力源2有利地是称为APU的辅助动力组，该辅助动力组在大多数 现代航空器上已经使用于当航空器未与地面资源连接并且无推进发动机6 运行时给该航空器提供压缩空气和供电。辅助动力组能够至少输送保证航 空器连续滑行所需的功率，并且必要时所述功率为超过克服轮胎的静态形 变并且开始滑行一一如果对于滑行开始阶段表明需要一大功率时一一所必 需的。该功率取决于每一个航空器型号固有的特征、并取决于联接电动马达及被带动转动的轮子之间的联接部件。
在一简单实施方式中，驱动部件4包括通过机械传动组件42与轮子 10联接的电动马达41。
联接可采用任何已知方式实现，例如通过被带动转动的滚轮在轮子轮 胎上或在轮子轮缘的一确定区域上的摩擦，通过链条、通过皮带、通过齿 轮等。
所述机械传动组件42在电动马达41与飞机轮子IO之间包括原理示于 图3、 4和5的机械减速器6，机械减速器的减速比通过驱动轮61、 62可 连续变化，每个驱动轮分别围绕转轴610、 620转动，驱动轮例如为带齿轮， 并且其周边到转轴的距离在所述轮的一周或一周的一部分上连续变化。所 述轮的周边跟随一螺旋部分，从而在本说明书后文中被看做是螺旋轮的这 些轮的一周或一周的一部分上，两轮转轴之间的减速比根据两个螺旋轮的 相对角位置，在通过螺旋参数选择并确定的比值中变化。这种减速比连续 变化的减速器是已知的。专利US 3098399描述了使用这类减速器的一实 施例。
所述传动组件还包括未示出的部件，例如离合器或带调整楔系统，所 述部件能使减速比连续变化的减速器6与轮子10分离，并在无减速比或者 减速比恒定下使电动马达41与轮子IO联接。这类部件是已知的并使用在 机械传动装置中，并且可以具有相当多样的形式。
当在航空器的某些运行模式中希望驱动部件与被带动的轮子完全分离 时，所述传动组件还包括未示出的联接/分离部件，所述联接/分离部件允 许机械分离开传动组件与轮子。所述联接/分离部件例如呈离合器或滚轮移 动部件或传动齿轮的形式。
在该机械传动组件42中，当电动马达41自飞机1的停止位置朝一方 向转动时，减速比连续变化的减速器6处于图3a所示的对应所述机械传动 组件的最大减速比的位置，即主动螺旋轮61在其最小半径上与处于最大半 径的从动螺旋轮62接触。随着被称为主动螺旋轮或M的螺旋轮61被马达 带动转动，由于螺旋轮M 61与被所述螺旋轮M带动的螺旋轮62——其被 称为从动螺旋轮或E——之间的相应于这些螺旋轮之间接触点的半径变 化，机械传动组件的减速比如图3b所示减小，直至达到图3c所示的端位即减速比连续变化的减速器6的减速比为最小。因而机械传动组件的构型 发生改变，以利用马达41与轮子IO之间的恒定减速比。
优选地，用来形成传动组件42的零件的特征选择成恒定减速比式构 型中的减速比大致对应于连续变化减速比式构型的最小减速比，即当所述 传动组件42从可变模式变化到恒定模式时。这种减速比选择可保证模式改 变时力矩不会明显突然变化地转变，这种力矩突然变化对飞机乘客的舒适 度和驱动部件4的机械强度是有害的。
在一特殊实施方式中，减速比连续变化的减速器的螺旋轮61、 62包括 止挡件611、 621，从而当达到图3c所示情形的最小减速比时，螺旋轮处 于彼此固定不动，并且在没有选择使用使减速比可变的减速器分离的部件 的情况下，螺旋轮被电动马达41在整体转动运动中带动，如图4a和4b 所示。
为此，减速比连续变化的减速器6包括在马达41 一侧的输入轴63和 在轮子10—侧的输出轴64，并且输入轴和输出轴的轴线对齐。通过一减 速器组件得到该结果，该减速器组件的减速比与螺旋轮到达它们的止挡件 上时利用螺旋轮得到的减速比相反。
在也对应图3和4的图5所提出的设置中，螺旋轮M通过公共的转轴 67与半径恒定轮65连接，半径恒定轮65被连接至输入轴63的半径恒定 轮66带动。半径恒定轮65、 66形成减速比取决于半径值的减速器。输入 轴63和输出轴64以及公共轴67都保持在与一保持结构连接的托架或轴承 中，保持结构例如为图中未示出的箱体。
当两个螺旋轮61、 62彼此固定不动时，半径恒定轮65、 66同样处于 互相固定不动并相对于螺旋轮固定不动。因而输入轴63和输出轴64由于 不同轮的相对位置锁定而相连，并且输入和输出轴以及保持结构绕输入轴 63和输出轴64的公共轴线620以相同的速度转动。该设置可避免机械离 合器部件从减速比可变的传动模式运行到减速比恒定的传动模式。
为了达到同样的结果，可以有不同的轴及齿轮的其它设置，例如与螺 旋轮M61连接的输入轴、与半径恒定轮65连接的输出轴、和在螺旋轮E 62与半径恒定轮66之间进行连接的轴。
有利地，半径恒定轮65、 66是齿轮机构的齿轮，并且与输入轴63连接的轮66的半径等于螺旋轮E 62的最小半径，并且与螺旋轮M 61连接 的轮65的半径等于螺旋轮M的最大半径，从而在螺旋轮61、 62和止挡件 611、 612接触时输出轴64和输入轴63以相同速度转动。
当航空器未被驱动装置带动时，驱动部件优选与轮子分离，以便不产 生阻力矩且没有受到损坏的危险，特别是由于着陆时轮子快速转动所造成 的损坏。
在一替代实施方式中，驱动部件与轮子持久联接，并且当情况需要时， 驱动装置伺控于航空器的地面速度，从而马达带动被联接的轮子，以使轮 子的切向速度相应于飞机的相对地面的速度。有利地，该模式在着陆前采 用，从而当与驱动部件联接的轮子接触地面时，轮子已经在转动，且轮子 因此不会承受任何会使驱动部件如马达或机械减速器受到损坏的突然加 速。在该特殊运行模式中，推进发动机在运行中，因此有利地作为产生装 置所需电能的动力源。另外，需要的功率比较小，因此轮子尚未与地面接 触，并且驱动轮子转动并不意味着飞机质量体的移动。
驱动部件通过与所考虑的功率相适应的电转换部件如接触器或静态继 电器，连接到电能产生源2。所述转换部件有利地与航空器的电能配送网 连接，这样可把辅助动力组2作为能量源使用，但是必要时其它能源如与 马达6连接的能源，特别是在已经考虑的着陆阶段。
根据用于电动马达41的技术，该电动马达41在力矩和速度上受到控 制计算机51控制，控制计算机51根据来自航空器的其它系统的参数作用 在马达的供电上，且其原理在本说明书下文中加以陈述。所述控制计算机 和/或飞机l的其它与其有运行关系的部件，也作用在航空器滑行或其准备 滑行时与该装置互相作用的航空器系统上。
为了控制装置的运行，控制计算机尤其接受以下信息
画与飞机状态及其章程有关的信息，例如"在地面，，或"飞行中"；
-不同系统的和装置正确可靠运行所需资源的状态信息。这些信息与 可用的电能有关，但也与某些其它系统特别是制动系统的启动有关，由于 安全的原因，所述其它系统在飞机单独滑行时应当是运行的。
-相应于速度设定值(consigne)或移动力的信息。在第一运行模式中， 该信息对应于控制滑行的航空器机组人员给出的命令。有利地，在推进发动机停止时，使用飞行中用以操纵推进发动机的推力或功率的控制机构52 以产生该信息，其好处是不需要在驾驶舱中安装辅助控制器，并且不会改 变机组人员的行为，机组人员在多数航空器中使用该控制器以控制滑行期 间推进发动机的推力。在更高级的运行模式中，该信息由自动滑行系统产 生，该自动滑行系统能够管理航空器在地面的移动，例如根据地面的交通 信息。当推进发动机运行时，特别是在利用发动机进行着陆或滑行阶段中， 并且驱动部件没有分离时，该信息有利于相应于轮子速度设定值，该轮子 速度设定值使驱动部件中的力减到最小，以避免损坏所述驱动部件。
-确定驱动部件4的减速比的螺旋轮61、 62的相对位置，以及不同离 合部件一一如果使用了离合部件一一的相对位置。
计算机51除控制驱动部件4的马达41的能量提供以外，还向可能带 有的使驱动部件分离接合的离合部件产生命令。所述计算机还将有关装置 运行的信息传送给航空器的其它系统，所述信息例如为被带动的轮子的速 度、电功率等。
地面滑行所需的电功率是装置的重要特征，并且管理航空器电能的系 统有利地实时使用该参数，以便需要时减少航空器滑行期间不是必需的电 荷，例如对应某些舒适设备的电荷。
为了优化所述装置所需要的发电功率，第一阶段在于确定航空器1在 制定状态滑行所需的功率。这样的制定状态由航空器的操作需求以及航空 器和其起落架的固有特征确定，所述操作需求例如在最大2%的坡度上为 25 Km/h (约7 m/s )的滑行速度(当超过这些数值的其中之一时性能下降 是可容许的)，而航空器及其起落架的固有特征特别为轮胎的数量、尺寸 和充气压力。
对于民用飞机的低速滑行，为保证制订状态下在水平地面上的滑行而 施加的力约为#_移动重量的1.6 %。
例如，对于滑行质量为77吨的飞机,在水平地面上和在没有加速度下， 头见定滑行期间所施加的力约为1250 DaN，对于该力还应加上对应H的 力，对于2%的坡度其基本为1550 DaN。
因此，为保证飞机以25 Km/h (约7 m/s )滑行，电动马达需产生的总 功率约为200 KW。例如，假设主起落架的两个轮子(轮子配有49英寸的轮胎，即负荷下 半径约为0.51m)配设有电动马达，则每个轮子的力矩约为7KN.m。
在第二阶段，已确定了用于规定滑行的电动马达，将电动马达能在启 动时输送的最大力矩与克服启动力所需的初始力矩进行比较，所述最大力 矩取决于用于马达的技术，所述启动力部分地与轮胎在负荷下的静态变形 以及使航空器加速达到规定滑行的速度有关。该初始力矩实际上约为在水 平地面连续滑行所需力矩的三倍_—这随轮胎特征变化，即在本例中，水 平地面连续滑行所需的力矩在(在该例中选择的)被马达带动的两个轮子 中的各轮子的轴上使用为21KN.m。利用如前所述包括两个螺旋轮的减速 器得到所需的两个极端力矩之间的比为三，而不增加马达产生比在规定滑 行阶段更大力矩的能力。
在启动力矩与滑行期间的力矩之比大的情况下，减速比连续变化的减 速器有利地包括二级螺旋轮，以便实现在例如为九的比值中变化的减速比。
被带动的轮子是主起落架的和/或前起落架的轮子。
本发明的其它实施方式也是可以的。
例如可以用使用其它能量的马达例如液压马达或气动马达来代替电动 马达41，如果该能量可用并且没有不可接受的缺陷。
也可通过推进发动机产生该能量，特别是在地面滑行期间，将所述推 进发动机调整到最接近慢速功率，以限制噪声和污染。
因此，本发明可通过滑行系统实现航空器在地面移动时自主的航空器， 该滑行系统可避免使用航空器的推进发动机进行滑行的缺点，并且避免已 设想过但根据发明者的知识从未实施过的系统的大部分缺点。
权利要求
1. 航空器(1)在地面自主滑行的系统，其中所述航空器的至少一轮子(10)通过包括机械减速器(6)的机械传动组件(42)，被连接到包括至少一马达(41)的转动驱动部件(4)，其特征在于，所述机械减速器(6)具有这样的减速比对于所述航空器的轮子(10)的有限转动角度，该减速比通过螺旋轮(61、62)在两个端位之间连续变化，所述螺旋轮(61、62)的半径基本在所述螺旋轮的一周上连续变化，并且在所述有限转动角度以外，其减速比是恒定的而不受限于所述航空器的轮子(10)的转动角度；并且，在所述两个端位之间的减速比基本在相应于一方面保证航空器的规定滑行、和另一方面保证使航空器从静止位置移动所需的驱动力矩的力矩之比中。
2. 如权利要求l所述的系统，其中，对于所述航空器的轮子(10)的 有限转动角度而连续变化的减速比，在所述航空器的轮子不动时的第一端 位与在所述有限转动角度以外所述航空器的轮子被带动转动时的第二端位 之间减小。
3. 如权利要求2所述的系统，其中，当所述转动驱动部件处在所述第 二端位时，所述连续变化的减速比基本等于恒定的减速比。
4. 如上述权利要求中任一项所述的系统，其中，所述机械减速器(6) 包括选择部件离合器和/或调整楔，以便或者利用减速比连续变化的传动 部件、或者利用减速比恒定的部件，使所述马达(41)和所述航空器的轮 子(10 )联接。
5. 如权利要求1至3中任一项所述的系统，其中，所述螺旋轮之一(61) 与一减速器(63、 65)相连，该减速器是这样的-其减速比是恒定的，并且基本等于所述螺旋轮(61、 62)的最小减 速比；和-所述减速器的输入轴(63)的轴线与连接到一螺旋轮(62)的输出 轴(64)的轴线(620)共线；和-所述螺旋轮(61、 62)包括止挡件，当所述转动驱动部件处在所述 第二端位时，所述止挡件使所述螺旋轮彼此不动；和-所述减速器和所述螺旋轮与一支承件相连，所述支承件能在绕所述 输入及输出轴(63、 64)的轴线(620)的整体转动运动中被带动，从而所 述输出轴以所述输入轴的速度被带动转动。
6. 如上述权利要求中任一项所述的系统，其中，所述航空器(l)的 单个轮子(10)被带动转动，以保证飞机滑行。
7. 如上述权利要求中任一项所述的系统，其中，两个或多个轮子被带 动转动，以保证飞机滑行。
8. 如上述权利要求中任一项所述的系统，其中，所述航空器的前起落 架的至少一轮子被带动转动。
9. 如上述权利要求中任一项所述的系统，其中，所述航空器的主起落 架的至少一轮子被带动转动。
10. 如上述权利要求中任一项所述的系统，其中，通过一个或多个电 动马达(41)驱动被带动转动的所述轮子(10)。
11. 如权利要求1至9中任一项所述的系统，其中，通过一个或多个 液压马达(41)驱动被带动转动的所述轮子(10)。
12. 如权利要求l至9中任一项所述的系统，其中，通过一个或多个 气动马达(41)驱动被带动转动的所述轮子(10)。
13. 如上述权利要求中任一项所述的系统，其中，所述转动驱动部件 (4)能与所述轮子(IO)分离开，从而轮子的转动不带动所述转动驱动部件。
14. 如上述权利要求中任一项所述的系统，其中，被带动转动以保证 所述航空器(1)滑行的所述轮子(10 )，至少暂时在所述轮子不保证所述 航空器的滑行时，具有伺控于所述航空器相对地面的速度的转动速度，从 而所述轮子的切向速度基本等于所述航空器相对地面的速度。
15. 如上述权利要求中任一项所述的系统，其中，所述航空器滑行所 需的能量由辅助动力组(2)产生。
16. 如上述权利要求中任一项所述的系统，其中，至少对于所述系统 的某些使用条件，所述航空器滑行所需的能量由所述航空器(l)的至少一推进发动机(6)产生。
17. 如上述权利要求中任一项所述的系统，其中，通过控制和操纵部 件(5)管理驱动马达(41)的运行,所述控制和操纵部件包括驾驶舱中的 控制器(52)。
18. 如权利要求17所述的系统，其中，操控所述推进发动机功率的控 制器用于作为所述控制和操纵部件(5)的控制器(52)。
全文摘要
为了使航空器可在地面自主滑行，一系统带动航空器的至少一轮子转动。轮子通过包括机械减速器(6)的机械传动组件(42)与包括至少一马达的转动驱动部件(4)联接，对于轮子(10)的有限转动角度，机械减速器(6)的减速比通过螺旋轮(61、62)连续变化，螺旋轮的半径基本在所述螺旋轮的一周上连续变化，并且其减速比在所述有限转动角度外恒定而不受限于轮子(10)的转动角度。连续变化的减速比用于增加启动时由驱动部件提供的力矩，而不增加马达为能获得航空器启动时使轮子转动需要的初始力矩的能力。
文档编号B64C25/40GK101506041SQ200780030671
公开日2009年8月12日 申请日期2007年6月28日 优先权日2006年6月28日
发明者D·雷纳, S·罗克 申请人:空中客车法国公司