飞行器自主后推的制作方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及使用自主滑行系统使地面上的飞行器倒退，并且具体地，本发明涉及 在倒退时使飞行器减速。
【背景技术】
[0002] 有时需要在飞行器处于地面上时使飞行器倒退移动。例如，经常由称为后推牵引 车或拖车的交通工具将飞行器向后推离停机位，即所谓的"后推"操纵。如果需要的话，相同 的牵引车或拖车也可以使飞行器向前移动。虽然有些飞行器具有依靠其自身动力使用主飞 行器引擎，例如通过使用称为"回力(power back)"的操纵中的倒退推力来倒退的能力，但 是这对于民用飞行器来说是不允许的，因为来自引擎的喷射气流或螺旋桨涡流可能损坏附 近的航站楼或设施。
[0003] 近来，已经提出了为飞行器配备自主机轮驱动滑行系统，该自主机轮驱动滑行系 统可以驱动飞行器起落架机轮中的一个或更多个机轮转动，使得飞行器可以依靠其自身动 力滑行。使用机轮驱动系统来驱动飞行器起落架机轮倒退的能力使得能够在主引擎不运行 的情况下进行自主后推操作，以及能够在主引擎中的一个或更多个主引擎运行或不运行的 情况下进行向前滑行操作。自主后推操作使得自主机轮驱动滑行系统尤其适合于民用飞行 器，但是该系统能够广泛适用于以下各种各样的飞行器，包括民用和军用飞行器；固定翼、 旋转翼和动力升力飞行器;有人驾驶和无人驾驶飞行器等。
[0004] 对于常规的后推操作，由牵引车执行制动。由于存在损坏前起落架和牵引车的风 险，因此通常禁止使用制动踏板。在有自主机轮驱动滑行系统即没有牵引车单元的情况下， 将需要在飞行器上自主地执行制动。常规的飞行器制动系统通常不被设计成执行该功能， 常规的飞行器制动系统更适合于着陆阶段的高能量耗散，以及滑行阶段的抵抗主飞行器引 擎的推力的低能量耗散。因此，常规的飞行器制动系统通常不适合于在自主后推操作期间 进行制动。自主后推引入飞行器倾翻(其中，飞行器趋于使机头绕其俯仰轴向上转动，从而 可能导致机尾触地)和飞行器失控(其中，如果在斜坡上执行自主后推操纵，则重力加速度 的纵向分量可能变得高于轮胎在地面上的滚动阻力，从而使得飞行器以高于期望的后推速 度加速)的风险。
【发明内容】
[0005] 本发明的第一方面提供了一种当飞行器与地面接触时在飞行器的向后运动期间 控制飞行器的速度的方法，该方法包括:向飞行器的至少一个起落架机轮施加扭矩，该扭矩 在与起落架机轮的转动的向后滚动方向相反的方向上，其中，施加的扭矩不超过用于确保 飞行器的纵向稳定性的极限。
[0006] 本发明的另一方面提供了一种用于飞行器的自主后推制动系统，该飞行器具有： 用于驱动飞行器的起落架机轮中的一个或更多个机轮转动的机轮驱动系统，其中，机轮驱 动系统能够进行操作以驱动机轮转动，以在飞行器与地面接触时实现飞行器的向后运动； 以及用于向飞行器的至少一个起落架机轮施加扭矩的装置，该扭矩在与起落架机轮的转动 的向后滚动方向相反的方向上，并且其中，施加的扭矩不超过用于确保飞行器的纵向稳定 性的极限。
[0007] 为了纵向稳定性，在后推操纵期间施加的使飞行器减速的扭矩不应使飞行器具有 倾翻事件的风险。因此，可以选择扭矩极限，以使得:a)飞行器不会因后倾而机尾着地，和/ 或b)飞行器的前起落架不与地面局部接触，和/或c)前起落架机轮上的基本上垂直的载荷 不低于阈值，其中在该阈值处，转向定心装置保持前起落架的机轮为直。
[0008] 扭矩极限可以基于当施加扭矩时的下述瞬时飞行器参数中的一个或更多个瞬时 飞行器参数：飞行器在上面移动的地面的倾斜角；飞行器的重心；飞行器的质量;绕飞行器 的横向（y)轴的飞行器转动惯量;飞行器的向后速度。
[0009] 飞行器的向后运动可以由机轮致动器实现，该机轮致动器由飞行器承载，以用于 驱动飞行器的起落架机轮中的一个或更多个机轮转动，和/或飞行器的向后运动可以由归 因于飞行器在上面移动的地面的倾斜角的重力实现。
[0010] 在自主后推操纵中，飞行器的向后运动在没有外部牵引车单元的情况下自主地实 现。然而，即使在没有命令后推操纵时，也可能由停泊制动器的非故意释放引起后推失控。
[0011] 向起落架机轮施加扭矩的步骤可以包括:使用摩擦制动器总成向机轮施加制动扭 矩。
[0012] 可以测量飞行器速度，并且如果该速度超过不能确保飞行器的纵向稳定性的预定 极限，则在飞行器驾驶舱中显示指示。
[0013] 制动扭矩可以由制动控制系统或者由停泊制动系统实现。制动扭矩可以由飞行员 输入启动，例如使用驾驶舱制动踏板或停泊制动杆来启动。
[0014] 制动控制系统可以仅向有限数目的制动轮发送制动命令。例如当飞行器具有N个 制动轮时，制动控制系统可以向制动轮中的η个制动轮发送制动命令，其中n〈N。
[0015] 制动控制系统可以将适用于摩擦制动器总成的最大制动夹紧压强限制为不超过 确保飞行器的纵向稳定性的极限。
[0016] 最大制动夹紧压强可以根据飞行器的质量和纵向重心位置变化。
[0017] 制动控制系统可以实现制动法则，该制动法则初始地命令随时间增加而上升的低 制动压强。
[0018] 可以在机轮致动器向后驱动飞行器的同时施加制动扭矩。
[0019 ]机轮致动器的扭矩和制动扭矩可以由共同的控制器来控制。该控制器可以接收飞 行器速度的输入，以及朝向目标速度控制机轮致动器的扭矩和制动扭矩。
[0020] 向起落架机轮施加扭矩的步骤可替选地可以包括:使用发电机向机轮施加制动扭 矩。
[0021] 发电机可以耦接至飞行器的电网或耦接至用于消耗由该发电机产生的电能的电 阻器。
[0022] 发电机优选地为下述电动机/发电机，该电动机/发电机用于驱动飞行器的起落架 机轮中的一个或更多个机轮转动，以实现飞行器的向后运动。
[0023] 电动机/发电机可以通过驱动路径选择性地耦接至起落架机轮。优选地，该驱动路 径包括小齿轮和安装至机轮的轮辋的齿轮，其中，小齿轮能够在小齿轮与机轮的齿轮驱动 啮合的啮合位置与小齿轮与机轮的齿轮物理分离的脱离位置之间移动。
【附图说明】
[0024] 现在将参照附图来描述本发明的实施方式，在附图中：
[0025] 图1示出了执行自主后推操作的飞行器；
[0026] 图2示出了在倾斜地面上的飞行器；
[0027]图3示出了飞行器的机轮驱动系统；
[0028] 图4示出了在自主后推操作期间对飞行器的纵向稳定性和性能起主要作用的因素 的曲线图；
[0029] 图5示出了使用飞行器的制动控制系统使飞行器制动的方案；
[0030] 图6示出了使用飞行器的停泊制动器使飞行器制动的方案；
[0031 ]图7示出了飞行器制动控制系统的坡道制动法则；
[0032]图8示出了用于控制飞行器的机轮驱动系统和制动控制系统的控制方案；
[0033]图9示出了用于将由发电机产生的电力耗散到飞行器电力网的方案；以及
[0034]图10示出了用于将由发电机产生的电力耗散到电阻器的方案。
【具体实施方式】
[0035]图1示出了飞行器1，飞行器1具有机身2,机身2包括机头2a和机尾2b、机翼3、主引 擎4、前起落架5和主起落架6。该飞行器具有单个前起落架5以及位于飞行器中心线两侧的 两个主起落架6，两个主起落架6和单个前起落架5形成三脚架。两个主起落架6和单个前起 落架5中的每个起落架具有双轮的内凹式配置。
[0036]虽然可以理解，本发明适用于上面提及的各种各样的飞行器类型，但是飞行器1通 常是短程单通道喷气式客机。特别地，飞行器可以具有更多或更少数目的起落架;并且每个 起落架可以具有任意数目的机轮，包括具有一个机轮。
[0037] 每个主起落架6具有在图3中详细示出的机轮驱动系统10。机轮驱动系统10用于驱 动主起落架6的一个机轮(通常为外侧机轮，但是可替选地也可以为内侧机轮)转动，以使飞 行器在地面上滑行。机轮驱动系统10在主引擎4不运行的情况下进行操作，以使飞行器倒 退。机轮驱动系统10在主引擎运行或不运行的情况下进行操作，以使飞行器向前滑行。为避 免产生疑问，前进方向最初沿飞行器纵轴机头，而倒退方向最初沿飞行器纵轴机尾。
[0038] 在图1中，飞行器被示出为倒退，由方向箭头R指示，同时起落架机轮与地面G接触， 地面G基本上是水平的，即与水平面的坡度为零。在图2中，飞行器1被示出为倒退，由方向箭 头R指示，同时起落架机轮与地面G接触，地面G与水平面h具有倾斜角阿尔法(α)。
[0039] 机轮驱动系统
[0040] 图3示