专利名称：飞机滑行系统的制作方法
技术领域：
本发明一般涉及客机，更具体地涉及飞机滑行。
背景技术：
在现代客机中，重量、空间和成本是非常重要的。已经知道，客机的操作成本中通 常有高达15%是在飞机在地面上时花费的。这些成本中的很大一部分与在机场的各个位 置(例如闸口、机库、维修区和跑道)之间的滑行有关，其中由飞机中的飞行发动机来提供 动力。当飞机发动机用于滑行时，它们工作在其额定推力的非常低效的区域，因此，在这 个工作模式中每分钟都消耗大量的燃料。在繁忙的机场中，飞机经常在间口和飞行跑道之 间花费延长的时间而飞行发动机保持运行，结果燃料成本可能会特别显著。此外，会产生明 显的刹车维修费用支出。当飞行发动机用于滑行时，必须经常进行刹车以抵消这些发动机 的高推力。这显著增大了制动器的修理和调整频率。许多客机还包括用于提供大量地面服务的电源系统(例如制冷、采暖、照明、液 压、发动机启动、地面检出系统和应急电源)。这些额外的系统通常被称为辅助动力装置和 应急动力装置。因为它们会增加在飞行中的飞机的重量，它们是增加成本的另一个来源。对于飞机系统的部件、重量和复杂性的任何减小都是非常可取的。系统的可靠性 和可维护性也很重要的问题，因为它们影响到飞机的可用性和整体成本。
发明内容
本公开一般涉及飞机滑行系统。附图和下面的描述提供了授予权利的信息披露， 后附的权利要求书特别指出且清晰地声明所公开的主题及其等同物。
图1A、1B和IC分别是示例客机的正视图、底视图和侧视图；图2和3是滑行系统实施例的方框图，它可以耦接到图1A、1B和IC所示飞机的着 陆轮上；图4是用于图1A、1B和IC所示飞机的另一个滑行系统的方框图；图5是类似于图1A、1B和IC所示飞机的一个飞机在飞行时的透视图；图6是图5飞机的侧视图，显示它处于沿滑行表面滑行的位置；图7A是在图6的曲线7A中的结构的放大图；图7B是图7A视图的顶视图8是图7A及7B中的滑行发动机实施例的透视图；图9A和9B是包括用于飞行和滑行发动机的示例性参数的图表；和图10是说明作为额定推力的函数的发动机效率的图表。
具体实施例方式本申请的飞机滑行系统向飞机的拥有人提供了巨大的优势，例如减少的燃料消 耗、降低的排放、降低的噪音、较少维护、飞行发动机的磨损较少(因而使用寿命更长)。飞 机刹车器的磨损也较少且因而使用寿命更长，因为它们不再需要对抗飞行发动机的大的推 力。这些滑行系统体积小、重量轻、可靠性高、成本低。它们需要对现有的航空器系统 作最小的改变，可用于在地面上和在飞行中产生动力(而不仅仅成为额外的负重)，并且可 以很容易地加入到现有的飞机系统中。此外，它们还可以使现有的飞机上辅助动力系统成 为不必要的或多余的。这些滑行系统一般实现为小型的燃气涡轮发动机，其被配置为运行在一个高效率 的推力水平，因为该推力水平与它们的标准额定推力具有优选的关系。这与目前将其飞行 发动机用作滑行用途的飞机有鲜明的对比。然后该飞行发动机工作在远低于额定推力的 33%的区域中，使得它们以效率非常差的方式运作。即使处于或接近其怠速时，飞行发动机 产生的推力远远超过滑行所需。与此相反，本申请的滑行系统的滑行发动机被专门设计用 于工作在其额定推力的一个有效比率上，从而减少燃油消耗和操作成本。在极端紧急情况下(例如，当飞机的飞行发动机失效或燃油耗尽时)，这些滑行系 统可以提供一个足够使飞机沿滑道滑行以方便安全降落的滑行推力。此外，它们可以在有 需要时向飞机提供冗余和/或额外的动力，以增强飞机的可靠性。它们可以加入到新飞机 的系统中，并且当改装到现有的飞机中时，它们可用来取代非飞行的发动机(例如辅助动 力装置)，使得飞机的重量基本上没有改变。在后一种情况下，这些系统减少了在商业航空 中使用的现有辅助电源和应急电源装置的低利用率的问题。具体地说，滑行系统实施例10可以安装在飞机60的不同位置上，如图IA-ICK 示。一个首选的位置是在其上包括轮子64的起落架62之一上。该系统IOA可以提供飞机 60的滑行而无需操作飞机的飞行发动机66。图2示意说明了图1A-1C的滑行系统的实施例IOA0该系统IOA包括一个驱动器 12，它可以是例如连接到减速机(SR) 14的内燃机或涡轮机。减速机的示例是变速箱。减速 机14的输出轴16被机械连接以向在飞机起落架之一上的轮子64提供动力，从而提供滑行 动力以移动所述轮子和使飞机(图IC中的标号60)滑行，而不需要启动飞行发动机(图IC 中的标号66)。驱动器12与控制系统30进行电子通讯，控制系统30中还包括具有典型的控制结 构(例如仪器仪表、显示器、控制器、指示灯、电池、开关和相关软件)的一个控制面板32。 这种控制系统是飞机领域中以及涡轮发动机、辅助动力装置(APU)、应急电源装置(EPU)和 环境控制系统(ECS)的设计中已知的。变速箱和发动机安装结构也是众所周知的，是本领 域技术人员常见的，因此，这种系统、设备和结构的细节不需要在这里讨论。在本申请的一个优选实施例中，控制系统30为驱动器12提供启动功率和为飞机提供初始输出功率和紧急输出功率。实施例IOA可以改装到现有的飞机上以向轮子64提 供足够的马力，以提供滑行能力。动力系统的该实施例提供了滑行能力，同时具有小的尺寸 和重量、高效率、高可靠性、低成本、低油耗、低的环境排放和低的维护。改装到现有飞机中的这种系统将需要对现有飞机系统的最小改变。这种系统也可 以作为标准设备提供到新飞机中。取决于飞机的大小和重量，所述滑行系统10的首选实施 例中的驱动器12可以是一个小的约150马力到400马力的活塞发动机，并可能增加小于 400磅的重量。这种质量的用于航天应用的发动机一般都非常可靠，且需要非常小的修改以 满足本申请的辅助动力系统的要求。替换地，驱动器12也可以是一个小的涡轮发动机，它 产生足够的动力来驱动轮子64以提供滑行能力。这种发动机是非常可靠的，且与减速机相 结合，将使飞机仅增加大约160磅的重量。图3说明第二实施例10B。这种滑行系统可以在飞机上位于与图2的滑行系统60 类似的位置。在该实施例中，动力系统IOB包括驱动器12，其被设计为具有一个高速动力 轴(未显示)和一个低速齿轮动力轴(未显示)。高速发电机(ALT' NTR) 18就被安装在 高速动力轴上。发电机18是本领域已知的，也可用作启动器/发电机。减速机14也安装 在驱动器12的低速轴上，且其输出被机械连接以向飞机60的轮子64供能。发电机18可 以与ECS 22 —起使用，所述ECS 22在需要时提供在飞机的各舱室中的空调空气。驱动器12与控制系统30进行电子通讯，所述控制系统30还包括控制面板 (CP) 32，其中包括典型的控制结构(例如仪器仪表、显示器、控制器、指示灯、电池、开关和 相关软件)。正如之前所讨论的，这种控制系统是众所周知的，对于本领域技术人员是很常 见的，这种控制系统的细节不需要在这里讨论。在本申请的该实施例中，控制系统30向驱 动器12提供启动功率，以及随后向飞机60提供初始输出功率和应急输出功率。该替换实施例IOB可改装到现有飞机中以向轮子64提供足够的轴功率，以提供滑 行能力。因此，不需要启动飞机的飞行发动机。该动力系统的实施例提供了滑行能力，同时 具有小的尺寸和重量、高效率、高可靠性、低费用、低油耗、低环境排放和低维护。改装到现 有飞机中的该系统将需要对现有飞机系统进行最小的改变。该系统也可以作为标准装备提 供到新飞机中。本申请的该实施例中的驱动器12可以是活塞发动机或涡轮发动机，其中发电机 18是具有例如30-120千伏安的期望输出的高速发电机。驱动器12、发电机18、用于低速的 减速机14(其可以是变速箱)和相关的控制器的组合可能使飞机增加不到600磅的重量。 可以从目前存在的几种发动机类型中选择一个合适的发动机并修改作为驱动器，以提供具 有重量轻、质量可靠、低维护、低油耗、低噪音、低成本和低排放的系统。这样的动力系统10 可以最终取代传统的辅助动力装置或使其成为不必要的，从而进一步降低飞机的总重量和 常规系统的部件数量。此外，这种系统可以被整合以在必要时补充和/或提供额外的电力 或设计为提供额外的冗余。图4示意说明用于向飞机60提供滑行的第三实施例10C，而不必使用飞机的飞行 发动机(图1A-1C的标号66)。在该实施例中，驱动器12安装在飞机中几个方便的位置的 任何一个上。该动力系统IOC可随时加装到现有的飞机上，并会产生足够的推力，使驱动器 能提供飞机60的滑行而无需启动飞机的飞行发动机66。驱动器12可以是一个小型涡轮发动机，能提供足够的滑行推力，其中滑行推力将取决于每个特定飞机的要求。在大多数应用中这种滑行发动机会增加小的重量，且可以是 成本最低的动力系统，以向现有的飞机或新飞机提供滑行能力。驱动器12与控制系统30进 行电子通讯，控制系统30具有典型的控制结构(例如仪器仪表、显示器、控制其、指示灯、电 池、开关和相关软件)。在本实施例IOC中，控制系统30还向驱动器12提供启动功率。在 下面参考滑行发动机(如在图7A、7B、8、9A、9B及10中所示的)对该驱动器12的实施例进 行更详细的讨论。图5说明与图1A-1C的飞机类似的客机60。所述飞机60显示为在飞行模式中，其 中每个飞行发动机66正在提供在飞行推力方向中的飞行推力65，所述飞行推力及其方向 足以持续飞行。图6说明处于将沿滑行路径67滑行的位置中的图5的飞机60，所述滑行路 线可以是例如间口表面、机库表面、维修区表面、跑道表面、或指向跑道表面的服务表面。请 注意，这些机场表面有时统称为停机坪。为方便滑行时，所述飞机包括位于所述飞机中的如 由虚线7A所示的一个区域内的滑行发动机。如上所述，图4的驱动器12的滑行发动机的实施例显示在图7A、7B、8、9A、9B和图 10中。特别是，图7A是图6中的区域7A的放大图，且图7B是图7A的结构的顶视图。这些 图显示了飞机60的尾部结构60T，其中包括垂直稳定器68和水平稳定器69。它们还说明 了采用滑行发动机70形式的实施例IOC的驱动器，所述滑行发动机70安装在飞机60的尾 部结构60T中。滑行发动机被安排为产生滑行推力75，它足以启动和维持所述飞机沿着滑 行表面(如图6的标号67所示，图6中也显示了滑行推力75)的滑行。滑行发动机70优选为燃气涡轮发动机，它将空气吸入到进气部分和从排气部分 产生排气，从而提供滑行推力75。优选地，尾部结构60T被修改以限定一个进气开口，它增 强了滑行发动机70的进气部分的气流。虽然滑行发动机70显示为处于一个部分延伸超出 飞机轮廓的位置，所述发动机也可以位于其它位置。例如，它可以位于另一个靠前的位置， 如位置73。如图7B所示，滑行发动机70可包括推力转向机构80 (例如一个放置在发动机 的排气部分的可旋转的叶片)，它可以导致图7A的滑行推力75在方位角中旋转一个角度 82 (如约10%量级的旋转角)。虽然客机通常具有其它的引导装置(如可转向的鼻轮)以 指示它们沿着滑行路径，该滑行发动机实施例可以有利于增强这种引导(特别是当大型飞 机在不同的条件下如在大风条件下在跑道上滑行时)。滑行发动机实施例70如图8所示。该发动机优选为具有进气结构77和排气结构 78的燃气涡轮发动机。发动机还优选地包括辅助结构79 (例如包括启动机、发电机、燃油 泵、油泵、齿轮箱、控制电路和相关软件)，它可以提供常规飞机的辅助结构(例如APU、EPU 和ECS)的功能(例如制冷、采暖、照明、液压、发动机启动、地面检出系统和应急电源)。图9A中的表格90说明了一个示范的客机如波音737-300具有在125，000和 140，000磅之间的起飞重量，且包括两个飞行发动机，每个飞行发电机的重量在4300磅左 右。每个这些飞行发动机都可以产生20，000至22，000磅的起飞推力(在标准海平面条件 下)。一旦飞机处于平飞巡航条件时，每台发动机通常会产生在4，600和5，100磅至之间的 巡航推力。已经发现(例如通过示例客机的滑行测试)，需要一个初始的推力水平以启动飞 机的滑行和需要一个较小的推力来维持滑行。作为这些滑行测试的结果，可以确定波音737-300飞机的滑行发动机只需要产生在3000磅量级的初始推力且其重量可以低至600磅 (如上所述，该初始推力是较高的滑行推力)。滑行推力和滑行发动机的重量显示在图9A 的表90中，且滑行测试的结果被总结在图9B的表92中。因此，表92显示了，滑行发动机的重量只需为飞行发动机的总重量的大约7. 0%, 而滑行发动机推力(图6及7A的推力75)只需为总飞行发动机起飞推力的约7.5%。也就 是说，7. 0%的重量百分比和/或7. 5%的推力百分比足以完成客机的滑行起始和继续。为 了给操作条件如环境条件(例如海拔和温度)、机场条件(例如跑道表面和跑道坡度变化) 和设备的变化(例如不同的飞机型号和制造商)提供一个合理的操作边界，所述重量百分 比和推力百分比可以会分别增大至最大值的10%和15%。这些百分比与目前的非飞行发 动机都明显不同。除了具有与总飞行发动机起飞推力大约成比例的滑行推力之外，飞机的滑行发动 机优选地被配置为，使其滑行推力和其标准额定推力具有优选的关系，由此它也能高效工 作。图10的曲线96绘出了如在波音737-300中的典型的燃气涡轮发动机的效率与推力的 关系图。具体地说，发动机推力作为发动机的标准额定推力的比例沿图10的水平轴显示， 其中发动机的标准额定推力是最大的长期推荐推力-燃气涡轮发动机可以超过其额定推 力，但只能在有限的时间内这样做。效率沿垂直轴显示，其中效率在这里被定义为每小时内 推力的磅值与所消耗燃料的磅值之比。曲线97表示，在它们的推力工作在其额定推力的33%和100%之间时，燃气涡轮 飞行发动机具有高效率。所述曲线97还表明，在工作推力降低到额定推力的33 %以下和工 作推力增大到额定推力的100%以上时，所述效率迅速恶化。大型飞行发动机一般包括多级 的低气压(LP)和高气压(HP)压缩机和涡轮机，这有助于拓宽效率曲线。与此相反，图7A、 7B和图8的较小的滑行发动机70具有较少的级，且因此其效率曲线98比曲线97更窄，且 其较低和较高的边缘下降得更快。如波音737-300的客机中的飞行发动机优选地被配置为，使它们一般工作在其标 准额定推力的33%和100%之间，且在飞机的飞行发动机工作在它们的巡航推力时是最有 效率的。当这些飞行发动机用于产生低得多的滑行推力以沿停机坪滑行时，它们工作在远 远低于其额定推力的33%的状态下，因而以非常无效率的方式工作。与此相反，图7A、7B和图8的小得多的滑行发动机70优选地被配置在额定推力， 由此当它产生滑行推力时，它以最高效率工作。例如，滑行发动机的额定推力优选地被选择 为，使滑行发动机70的滑行推力落在图10的优选区域99中，该优选区域99在滑行发动机 额定推力的40%和100%之间。当载客量低和/或燃料负荷低时，滑行推力可能需要位于区 域99的低端，而当载客量高和/或燃料负荷高时，滑行推力需要位于上述区域的高端。当 这些条件得到满足时，飞行发动机和滑行发动机两者都工作在最高效率或接近最高效率， 且飞机的操作成本将显著降低。这里描述的本申请的实施例是示范性的，且可以很容易想到对其进行大量的修 改、变更和重新设置以实现基本上等同的结果，所有这些都应当被包括在后附的权利要求 书的精神和范围之内。
权利要求
1.一种用于具有尾部的飞机的推力系统，包括位于所述飞机上的至少一个飞行发动机，被配置为使所有的飞行发动机一起提供一个 起飞推力，且布置为将所述起飞推力指向在起飞推力方向中；和在所述尾部中的滑行发动机，被配置为提供不超过所述起飞推力的15 %的滑行推力， 且布置为将所述滑行推力指向在滑行推力方向中，所述滑行推力方向与所述起飞推力方向 基本相同；由此所述滑行推力足以将所述飞机沿着滑行路径滑行。
2.根据权利要求1的系统，特征在于滑行推力不超过所述起飞推力的7.5%。
3.根据权利要求1的系统，特征在于所有的飞行发动机总共具有一个飞行发动机重 量，且所述滑行发动机被配置为滑行发动机重量不超过所述飞行发动机重量的10%。
4.根据权利要求3的系统，特征在于所述滑行发动机重量不超过所述飞行发动机重量 的 7. 0%。
5.根据权利要求3的系统，特征在于所述滑行发动机还被配置为具有一个额定推力， 所述滑行推力在所述额定推力的40%和100%之间，使得所述滑行发动机的效率接近其最高效率。
6.根据权利要求5的系统，特征在于所述滑行推力不超过所述起飞推力的15% ；和所述滑行发动机重量不超过所述飞行发动机重量的10%。
7.根据权利要求1的系统，特征在于所述滑行发动机包括一个可旋转的发动机部分， 以使所述滑行推力在一个方位角上转向，以协助所述飞机沿所述滑行路径滑行。
8.根据权利要求7的系统，特征在于所述可旋转的发动机部分是可旋转叶片，且所述 方位角为至少十度。
9.一种使携带至少一个飞行发动机的飞机滑行的方法，其中所有的飞行发动机一起提 供一个在起飞推力方向中的起飞推力，所述方法包括以下步骤提供一个不超过所述起飞推力的15%的滑行推力；和将所述滑行推力指向在与所述飞行推力方向基本相同的滑行推力方向，从而使所述飞 机沿滑行路径滑行。
10.根据权利要求9的方法，特征在于所述提供步骤包括将所述滑行推力限制为飞行 推力的7. 5%的步骤。
11.根据权利要求9的方法，特征在于所有的飞行发动机总共具有一个飞行发动机重 量，且所述方法还包括将所述滑行发动机的滑行发动机重量限制为所述飞行发动机重量的 10%的步骤。
12.根据权利要求11的方法，特征在于所述限制步骤包括将所述滑行发动机重量进一 步限制为所述飞行发动机重量的7. 0%的步骤。
13.根据权利要求11的方法，特征在于进一步包括将所述滑行发动机配置为具有一个 额定推力的步骤，使得所述滑行推力在所述额定推力的40%和100%之间。
14.根据权利要求13的方法，特征在于所述提供步骤包括限制所述滑行推力为所述额定推力的15%的步骤；和所述限制步骤包括将所述滑行发动机重量进一步限制为所述飞行发动机重量的10%的步骤。
15.一种用于包括至少一个飞行发动机的飞机的滑行系统，所述飞行发动机被配置为 使所有的飞行发动机一起提供一个在起飞推力方向中的起飞推力，所述滑行系统包括在所述飞机中的滑行发动机，被配置为提供不超过所述起飞推力的15 %的滑行推力， 且布置为将所述滑行推力指向在滑行推力方向中，所述滑行推力方向与所述起飞推力方向 基本相同；由此所述滑行推力足以将所述飞机沿着滑行路径滑行。
16.根据权利要求15的系统，特征在于所述滑行推力不超过所述起飞推力的7.5%。
17.根据权利要求15的系统，特征在于所有的飞行发动机总共具有一个飞行发动机重 量，且所述滑行发动机被配置为滑行发动机重量不超过所述飞行发动机重量的10%。
18.根据权利要求17的系统，特征在于所述滑行发动机重量不超过所述飞行发动机重 量的7.0%。
19.根据权利要求15的系统，特征在于所述滑行发动机还被配置为具有一个额定推 力，使得所述滑行推力在所述额定推力的40%和100%之间，由此所述滑行发动机效率接 近其最高效率。
20.根据权利要求19的系统，特征在于所述滑行推力不超过所述起飞推力的15% ；和所述滑行发动机重量不超过所述飞行发动机重量的10%。
全文摘要
用于客机的推力系统提供了至少一个飞行发动机(66)和一个滑行发动机(70)，其中所有飞行发动机一起提供在起飞推力方向中的起飞推力(65)，滑行发动机提供不超过起飞推力的15％且指向与起飞推力方向基本上相同的滑行推力(75)。因此滑行推力足以使飞机沿滑行路径滑行。在该系统的一个实施例中，滑行推力不超过飞行推力的7.5％。在该系统的另一实施例中，飞行发动机总共具有一个飞行发动机重量，且滑行发动机重量不超过飞行发动机重量的10％。在该系统的一个实施例中，滑行发动机重量不超过飞行发动机重量的7.0％。在该系统的另一实施例中，滑行发动机具有一个额定推力且被配置为使滑行推力在额定推力的40％和100％之间。在该系统的另一实施例中，滑行发动机包括一个可旋转的发动机部分(80)以在一个方位角(82)上使所述滑行推力转向，以协助沿滑行路径滑行。
文档编号B64D27/20GK102083690SQ200980122469
公开日2011年6月1日 申请日期2009年6月12日 优先权日2008年6月12日
发明者布里杰·B·巴尔加瓦 申请人:阿什曼集团有限公司