飞行器起落架轮的差动制动的制作方法

本申请是申请人“空中客车营运有限公司”于2015年7月17日提交的申请号为201510424306.4、名称为“飞行器起落架的差动制动”的发明专利申请的分案申请。

本发明涉及用于对左起落架轮和右起落架轮进行制动的方法及相关的控制系统。

背景技术：

常规的飞行器具有起落架，起落架包括多个带轮的起落架组件，当飞行器在地面上时，这些起落架组件对飞行器进行支撑。在地面机动(比如着陆、滑行和起飞)期间，这些起落架组件用于对飞行器的运动进行控制。常规的大型喷气式飞行器包括可转向的前起落架(nlg)组件和多个主起落架(mlg)组件，其中，nlg组件朝向机身的前部定位，多个mlg组件朝向nlg组件的后面定位并且关于飞行器的对称面侧向地分布。这些mlg组件通常均包括一个或更多个致动器，能够将这些致动器操作成用以提供制动力和/或驱动力以便分别使mlg组件的轮减速和/或加速。

在一些情况下，飞行器的飞行员可以命令对左mlg和右mlg进行差动制动——对左mlg进行制动的程度高则引起左转弯而对右mlg进行制动的程度高则引起右转弯。

us4646242公开了一种自动制动功能，该功能在飞行器的解旋(de-rotation)阶段——解旋阶段是在着陆期间在mlg落地之后而在nlg落地之前的阶段——期间施加恒定的减速度。在着陆之前，机组人员通过将减速选择开关设定成期望的减速水平来选择该自动制动功能。us4646242的自动制动功能的问题在于其不能够提供差动制动。

技术实现要素：

本发明的第一方面提供一种对飞行器的位于左侧和右侧的相应的左起落架轮和右起落架轮进行制动的方法，该方法包括：接收用于左轮的期望的左制动参数l；接收用于右轮的期望的右制动参数r；用小于期望的左制动参数l的减小的左制动参数l’来制动左轮；用小于期望的右制动参数r的减小的右制动参数r’来制动右轮；以及将制动参数之间的差值保持成使得l’-r’＝l-r。

本发明的第一方面还提供一种被编程为通过以下方式来控制飞行器的左制动器和右制动器的制动控制系统：接收用于左制动器的期望的左制动参数l；接收用于右制动器的期望的右制动参数r；确定减小的左制动参数l’，其中，该减小的左制动参数l’小于期望的左制动参数l；确定减小的右制动参数r’，其中，该减小的右制动参数r’小于期望的右制动参数r，其中，l’-r’＝l-r；以及向左制动器和右制动器输出减小的制动参数。

本发明的第一方面减小了施加于轮的制动量(与期望的制动参数相比)，由此，限制了对飞行器造成损害的风险，同时将制动参数之间的差值保持成使得：尽管制动总体上减小，但仍施加有任意期望的差动制动。

在下面参照表格1描述的本发明的优选实施方式中，当控制器处于逻辑状态b时，控制器执行本发明的第一方面。

可以施加减小的制动参数而不管期望的制动参数所命令的总制动l+r，但在优选实施方式中，该方法还包括：判断期望的左制动参数和期望的右制动参数的总和l+r是否超过了阈值；响应于总和l+r未超过阈值的判断而分别地用期望的左制动参数l和期望的右制动参数r来制动左轮和右轮；以及响应于总和l+r超过了阈值的判断而分别地用减小的左制动参数l’和减小的右制动参数r’来制动左轮和右轮。因而，在本发明的优选实施方式中，仅在总和l+r超过阈值的情况下施加减小的制动参数。阈值可以是固定的，或者可以取决于给定的飞行期间的一些因素比如飞行器重量或速度。

减小的制动参数的总和l’+r’可以变化，但更为优选地，减小的制动参数的总和l’+r’基本上等于阈值。

本发明的第二方面提供一种对飞行器的位于第一侧和第二侧的相应的第一起落架轮和第二起落架轮进行制动的方法，该方法包括：接收用于第一轮的第一期望制动参数；接收用于第二轮的第二期望制动参数，其中，第二期望制动参数小于第一期望制动参数；根据制动参数之间的差值来确定差动制动参数；判断差动制动参数是否超过了阈值制动参数；响应于差动制动参数并未超过阈值制动参数的判断而用差动制动参数来制动第一轮；以及响应于差动制动参数超过了阈值制动参数的判断而用阈值制动参数来制动第一轮。

其中，起落架轮位于飞行器的机体的对称面的相反两侧。

每个期望制动参数限定起落架轮的液压压力、制动扭矩或角减速度。

该期望制动参数是通过一个或更多个用户输入装置而从飞行员接收的。

本发明的第二方面还提供一种被编程为通过以下方式来控制飞行器的第一制动器和第二制动器的制动控制系统：接收用于第一制动器的第一期望制动参数；接收用于第二制动器的第二期望制动参数，其中，第二期望制动参数小于第一期望制动参数；确定指示期望制动参数之间的差值的差动制动参数；判断差动制动参数是否超过了阈值制动参数；响应于差动制动参数未超过阈值制动参数的判断而向第一制动器输出差动制动参数；以及响应于差动制动参数超过了阈值制动参数的判断而向第一制动器输出阈值制动参数。

本发明的第二方面提供了与本发明的第一方面相同的问题的替代性解决方案——如何限制对飞行器造成损害的风险，同时将制动参数之间的差值保持成使得仍施加有任意期望的差动制动。如果差动制动参数小于阈值，则将该差动制动参数施加于第一轮，但是如果差动制动参数较大，则将施加于第一轮的制动量限定为阈值以便避免损害。

通常，当用差动制动参数和阈值制动参数来制动第一轮时，不对第二轮进行制动。

在下面参照表格1描述的本发明的优选实施方式中，当控制器处于逻辑状态c至f时，控制器执行本发明的第二方面。

以下论述内容涉及本发明的两个方面。

制动参数可以是轮的液压压力(在液压制动系统的情况下)、制动扭矩、角减速度，或者是指示所施加的制动量的任意其它适合的参数。

可以从计算化自动制动系统接收期望的制动参数，但更为优选地，通过一个或更多个用户输入装置比如踏板从飞行员接收期望的制动参数。

当飞行器处于在着陆之后的起落架轮在地面上而飞行器的前起落架不在地面上的解旋阶段时或者在任意其它时间时，可以在低速滑行期间执行该方法。

在优选实施方式中，该方法还包括：判断飞行器是否处于解旋阶段；以及响应于飞行器处于解旋阶段的判断而执行该方法。

可以从两个踏板直接接收期望的制动参数(作为独立输入)，或者例如可以通过单个控制杆来间接地接收期望的制动参数，其中，通过前后移动控制杆，控制杆输入期望的制动参数的总和l+r，通过左右移动控制杆，控制杆输入期望的制动参数之间的差值l-r。

通常，起落架轮位于飞行器的机体的对称面的相反两侧。优选地，轮与对称面间隔相同的距离。

附图说明

现在将参照附图描述本发明的实施方式，其中，在附图中：

图1a为飞行器的正视图；

图1b为飞行器的左视侧视图；

图1c为飞行器的平面图；

图2为示意图，其示出了用于对制动器进行控制的控制系统；

图3为逻辑图，其示出了控制系统是如何确定飞行器处于解旋阶段的；以及

图4为逻辑图，其示出了控制系统是如何确定输出制动参数的。

具体实施方式

图1a至图1c示出了飞行器1，飞行器1具有机体，该机体包括机身2，机翼3、4从机身向外延伸。机体具有包含纵向轴线6(也被称为翻滚轴线)的对称面5。飞行器1具有重心7。

飞行器具有起落架，当飞行器在地面上时，起落架对飞行器进行支撑，而在地面机动(比如着陆、滑行和起飞)期间，起落架对飞行器的运动进行控制。起落架包括前起落架(nlg)组件10和一对左、右弦主起落架(mlg)组件11、12，其中，nlg组件10位于重心7的前方，mlg组件11、12位于重心7的后方并且布置在对称面5的各一侧。在其它实施方式中，飞行器可以包括另外的mlg组件，这些mlg组件通常成对地布置并且位于对称面5的各一侧。当飞行器1在飞行中时，起落架通常收回，而在飞行器1着陆之前，起落架通常伸放。

nlg组件10具有一对转向轮，可以通过转向致动器使该对转向轮旋转以使飞行器转向。前轮角定义为转向轮所面向的方向(即，轮沿垂直于旋转轴线的方向滚动的方向)与飞行器1的纵向轴线6之间的角度。可以改变前轮角来控制nlg组件10的行进方向，由此，控制飞行器的航向。可选地，还可以使mlg组件11、12能够转向来控制飞行器的航向。

mlg组件11、12均包括4轮转向架(替代性地，6轮转向架或者具有任意数目的轮的转向架同样适用)，该4轮转向架具有制动器13、14(如图2所示)，制动器13、14能够作用于轮而使转向架减速。每个制动器13、14对一叠碳制动盘13a、14a(定子和转子)施加夹紧力而将制动扭矩传递至轮，致使纵向的减速力被传递至转向架。替代性地或另外，每个制动器均可以包括马达/发动机，马达/发动机能够操作用以对轮施加驱动力/阻滞力，以便施加被传递至转向架的纵向加速力/减速力。

mlg组件11、12的制动器13、14可以用于通过差动制动来帮助使飞行器转向，其中，差动制动是有意地对飞行器对称面5的两侧施加不平衡的制动力以产生净偏航力矩以便使飞行器转向。可以通过对mlg组件11、12的转向架中的每个转向架施加不同的制动力来实现差动制动。

也可以通过其它系统(例如扰流器)和其它控制表面及飞行器的发动机来帮助进行制动操作和转向操作。

制动器13、14由液压压力供以动力，较高的液压压力提供较高的制动扭矩。具体地，每个制动器均具有伺服阀13b、14b，伺服阀13b、14b由输入线路13c、14c上的电控制信号进行控制，控制信号的值决定了液压输出管路13d、14d上的液压压力，而该液压压力又对制动盘施加夹紧力。

飞行器1包括驾驶舱制动控制系统20(如图2所示)，驾驶舱制动控制系统20接收来自由飞行员进行操作的一对左、右制动踏板21、22的命令输入。在正常运行期间，当左踏板21被压下时，增大的液压压力被施加于左制动盘13a，而当右踏板22被压下时，增大的液压压力被施加于右制动盘14a。下面在表格2中示出了踏板位置与液压压力之间的关系——当踏板被压下时，起初压力缓慢地升高，然后朝向踏板的行程极限更快地升高。在下面的描述中，由左踏板21命令的液压压力被称为期望的左制动参数l。类似地，由右踏板22命令的液压压力被称为期望的右制动参数r。

系统20接收期望的制动参数l、r(作为来自踏板21、22的输入)，并且由计算机软件编程以产生输出制动参数l’、r’，输出制动参数l’、r’被输出至制动器13、14(如图2所示)，从而制动器13、14对其各自的轮施加指定的输出制动参数。系统20被编程为使用图3和图4中示出的逻辑来产生这些输出制动参数l’、r’。

首先，系统20通过使用图3中示出的逻辑来确定飞行器是否处于解旋阶段。解旋阶段是紧接着在降落之后的飞行中mlg组件11、12在地面上而nlg10不在地面上时的时间。一旦满足设置块的条件，就设置设定/重设逻辑块34、35，则即使后来失去了所述条件，状态也能够保持为真。状态保持为真，直到满足重新设定逻辑的条件。

当出现以下情况时，图3的逻辑确定飞行器处于该解旋阶段：a)飞行器速度大于滑行速度(如在逻辑块30处确定)；b)前起落架不在地面上或者飞行器俯仰角大于自然俯仰角加上跑道斜度引起的偏差(如通过与逻辑块31所确定)；c)之前飞行器已起飞或者起落架已伸放或已收回(如通过或逻辑块32所确定)；以及d)飞行器并未加速或者经受高的发动机推力(如通过或逻辑块33所确定)。这个最后的逻辑块33确保控制系统20能够区分着陆期间的解旋阶段和起飞期间的类似的旋转阶段。

当系统20通过使用图3的逻辑而确定飞行器处于解旋阶段时，则系统20使用图4的逻辑将期望的制动参数l、r转换成输出制动参数l’、r’。图4的上半部示出了用于确定左制动参数l’的逻辑，图4的下半部示出了用于确定右制动参数r’的逻辑。

图4的逻辑具有许多逻辑状态(下面在表格1中被标示为逻辑状态a至f)，这些逻辑状态被设计成在解旋期间应用差动制动而不会对飞行器造成损害。

表格1

系统20在min逻辑块40、41处确定左和右制动参数的总和(l+r)是否超过了阈值(t1)。每个min逻辑块40、41输出其两个输入中的最低的输入。阈值t1被设定为这样的水平：高于该水平时，由于nlg10落地时解旋速率很高，所以可能会存在对nlg10和飞行器的前部的其它部件造成疲劳损害的危险。如果总和(l+r)并未超过该阈值t1，则系统20进入逻辑状态a，并且分别用期望的左制动参数l和期望的右制动参数r对左制动器和右制动器进行制动。换言之，l’＝l，r’＝r。

如果总和(l+r)大于t1，则系统20确定差动制动参数(δ＝l-r或r-l)——差动制动参数是左制动器上的要求与右制动器上的要求之间的差值。系统20进入逻辑状态b，并且将l’和r’设定为高于和低于t1/2相等量，将差动制动参数保持成使得l’-r’＝l-r(同样，r’-l’＝r-l)。

在逻辑状态b中，对于l>r(即，对于左转弯)的差动要求δ，一半加到l’中，另一半从r’中除去。逻辑状态b持续，直到不再能够从r’中除去(即，r’＝0)，这时系统进入逻辑状态c，并且所有的额外要求都加到l’中。逻辑状态c持续，直到达到最大阈值t2，最大阈值t2会对飞行器的前部造成即时结构损害。然后，系统进入逻辑状态e，将l’限定为t2。

类似地，对于r>l(即，对于右转弯)的差动要求δ，一半加到r’中，另一半从l’中除去。逻辑状态b持续，直到不再能够从l’中除去(即，l’＝0)，这时，系统进入逻辑状态d，并且所有的额外要求都加到r’中。逻辑状态d持续，直到达到最大阈值t2，这时，系统进入逻辑状态f，将r’限定为t2。

因而，当系统处于逻辑状态b时，左轮通过使用小于期望的左制动参数l的减小的左制动参数l’被制动，并且类似地，右轮通过使用小于期望的右制动参数r的减小的右制动参数r’被制动。将制动参数减小相同量是为了将差动制动参数(δ＝l-r或r-l)保持成使得l’-r’＝l-r(或者同样，r’-l’＝r-l)。而且，减小的制动参数的总和(l’+r’)由该逻辑设定成与阈值t1相等。

逻辑状态b持续，直到差动制动参数δ超过t1。这时，只要差动制动参数δ小于t2，系统就进入逻辑状态c或d，用差动制动参数δ对制动器中的第一制动器进行操作，并且不对另一制动器施加制动扭矩。

当差动制动参数δ超过t2时，则系统20进入逻辑状态e或f，将制动器中的第一制动器限定为阈值制动参数t2，同时将另一制动器保持为零制动扭矩。

下面的表格2基于下阈值数值t1的75％和上阈值数值t2的100％给出了左和右踏板的位置及其相关的制动参数以及逻辑状态的示例。在该示例中，t2被设定得相当高，因而，控制器并不进入逻辑状态e或f。

表格2

尽管上面参照一个或更多个优选实施方式对本发明进行了描述，但应当理解的是，在不脱离如所附权利要求中限定的本发明的范围的情况下，可以进行各种改变或修改。

例如，上述系统20从两个踏板21、22处接收期望的制动参数l、r(其作为直接输入)，但在本发明的替代性实施方式中，可以用其它用户输入装置来取代踏板21、22。在本发明的一个实施方式中，飞行员可以用第一用户输入装置来输入总的液压压力(等于上述实施方式中的l+r)，并且可以用第二用户输入装置来输入差动制动参数δ(对于左转弯而言是正的，对于右转弯而言是负的)。在本发明的另一实施方式中，可以使用单个控制杆通过前后移动控制杆来输入总的制动力(l+r)并且通过左右移动控制杆来输入差动制动参数δ。

在上述实施方式中，仅在如通过图3的逻辑确定的飞行器处于解旋阶段的情况下使用图4的控制逻辑。在本发明的替代性实施方式中，相似的控制逻辑能够用于通过使用不同数值的t1和t2来限定其它重要阶段中(例如，在低速滑行期间)其它结构件上的负载。