飛行器自主后推的制作方法
【技術領域】
[0001] 本發(fā)明涉及使用自主滑行系統(tǒng)使地面上的飛行器倒退，并且具體地，本發(fā)明涉及 在倒退時使飛行器減速。
【背景技術】
[0002] 有時需要在飛行器處于地面上時使飛行器倒退移動。例如，經(jīng)常由稱為后推牽引 車或拖車的交通工具將飛行器向后推離停機位，即所謂的"后推"操縱。如果需要的話，相同 的牽引車或拖車也可以使飛行器向前移動。雖然有些飛行器具有依靠其自身動力使用主飛 行器引擎，例如通過使用稱為"回力(power back)"的操縱中的倒退推力來倒退的能力，但 是這對于民用飛行器來說是不允許的，因為來自引擎的噴射氣流或螺旋槳渦流可能損壞附 近的航站樓或設施。
[0003] 近來，已經(jīng)提出了為飛行器配備自主機輪驅動滑行系統(tǒng)，該自主機輪驅動滑行系 統(tǒng)可以驅動飛行器起落架機輪中的一個或更多個機輪轉動，使得飛行器可以依靠其自身動 力滑行。使用機輪驅動系統(tǒng)來驅動飛行器起落架機輪倒退的能力使得能夠在主引擎不運行 的情況下進行自主后推操作，以及能夠在主引擎中的一個或更多個主引擎運行或不運行的 情況下進行向前滑行操作。自主后推操作使得自主機輪驅動滑行系統(tǒng)尤其適合于民用飛行 器，但是該系統(tǒng)能夠廣泛適用于以下各種各樣的飛行器，包括民用和軍用飛行器；固定翼、 旋轉翼和動力升力飛行器;有人駕駛和無人駕駛飛行器等。
[0004] 對于常規(guī)的后推操作，由牽引車執(zhí)行制動。由于存在損壞前起落架和牽引車的風 險，因此通常禁止使用制動踏板。在有自主機輪驅動滑行系統(tǒng)即沒有牽引車單元的情況下， 將需要在飛行器上自主地執(zhí)行制動。常規(guī)的飛行器制動系統(tǒng)通常不被設計成執(zhí)行該功能， 常規(guī)的飛行器制動系統(tǒng)更適合于著陸階段的高能量耗散，以及滑行階段的抵抗主飛行器引 擎的推力的低能量耗散。因此，常規(guī)的飛行器制動系統(tǒng)通常不適合于在自主后推操作期間 進行制動。自主后推引入飛行器傾翻(其中，飛行器趨于使機頭繞其俯仰軸向上轉動，從而 可能導致機尾觸地)和飛行器失控(其中，如果在斜坡上執(zhí)行自主后推操縱，則重力加速度 的縱向分量可能變得高于輪胎在地面上的滾動阻力，從而使得飛行器以高于期望的后推速 度加速)的風險。

【發(fā)明內容】

[0005] 本發(fā)明的第一方面提供了一種當飛行器與地面接觸時在飛行器的向后運動期間 控制飛行器的速度的方法，該方法包括:向飛行器的至少一個起落架機輪施加扭矩，該扭矩 在與起落架機輪的轉動的向后滾動方向相反的方向上，其中，施加的扭矩不超過用于確保 飛行器的縱向穩(wěn)定性的極限。
[0006] 本發(fā)明的另一方面提供了一種用于飛行器的自主后推制動系統(tǒng)，該飛行器具有： 用于驅動飛行器的起落架機輪中的一個或更多個機輪轉動的機輪驅動系統(tǒng)，其中，機輪驅 動系統(tǒng)能夠進行操作以驅動機輪轉動，以在飛行器與地面接觸時實現(xiàn)飛行器的向后運動； 以及用于向飛行器的至少一個起落架機輪施加扭矩的裝置，該扭矩在與起落架機輪的轉動 的向后滾動方向相反的方向上，并且其中，施加的扭矩不超過用于確保飛行器的縱向穩(wěn)定 性的極限。
[0007] 為了縱向穩(wěn)定性，在后推操縱期間施加的使飛行器減速的扭矩不應使飛行器具有 傾翻事件的風險。因此，可以選擇扭矩極限，以使得:a)飛行器不會因后傾而機尾著地，和/ 或b)飛行器的前起落架不與地面局部接觸，和/或c)前起落架機輪上的基本上垂直的載荷 不低于閾值，其中在該閾值處，轉向定心裝置保持前起落架的機輪為直。
[0008] 扭矩極限可以基于當施加扭矩時的下述瞬時飛行器參數(shù)中的一個或更多個瞬時 飛行器參數(shù)：飛行器在上面移動的地面的傾斜角；飛行器的重心；飛行器的質量;繞飛行器 的橫向（y)軸的飛行器轉動慣量;飛行器的向后速度。
[0009] 飛行器的向后運動可以由機輪致動器實現(xiàn)，該機輪致動器由飛行器承載，以用于 驅動飛行器的起落架機輪中的一個或更多個機輪轉動，和/或飛行器的向后運動可以由歸 因于飛行器在上面移動的地面的傾斜角的重力實現(xiàn)。
[0010] 在自主后推操縱中，飛行器的向后運動在沒有外部牽引車單元的情況下自主地實 現(xiàn)。然而，即使在沒有命令后推操縱時，也可能由停泊制動器的非故意釋放引起后推失控。
[0011] 向起落架機輪施加扭矩的步驟可以包括:使用摩擦制動器總成向機輪施加制動扭 矩。
[0012] 可以測量飛行器速度，并且如果該速度超過不能確保飛行器的縱向穩(wěn)定性的預定 極限，則在飛行器駕駛艙中顯示指示。
[0013] 制動扭矩可以由制動控制系統(tǒng)或者由停泊制動系統(tǒng)實現(xiàn)。制動扭矩可以由飛行員 輸入啟動，例如使用駕駛艙制動踏板或停泊制動桿來啟動。
[0014] 制動控制系統(tǒng)可以僅向有限數(shù)目的制動輪發(fā)送制動命令。例如當飛行器具有N個 制動輪時，制動控制系統(tǒng)可以向制動輪中的η個制動輪發(fā)送制動命令，其中n〈N。
[0015] 制動控制系統(tǒng)可以將適用于摩擦制動器總成的最大制動夾緊壓強限制為不超過 確保飛行器的縱向穩(wěn)定性的極限。
[0016] 最大制動夾緊壓強可以根據(jù)飛行器的質量和縱向重心位置變化。
[0017] 制動控制系統(tǒng)可以實現(xiàn)制動法則，該制動法則初始地命令隨時間增加而上升的低 制動壓強。
[0018] 可以在機輪致動器向后驅動飛行器的同時施加制動扭矩。
[0019 ]機輪致動器的扭矩和制動扭矩可以由共同的控制器來控制。該控制器可以接收飛 行器速度的輸入，以及朝向目標速度控制機輪致動器的扭矩和制動扭矩。
[0020] 向起落架機輪施加扭矩的步驟可替選地可以包括:使用發(fā)電機向機輪施加制動扭 矩。
[0021] 發(fā)電機可以耦接至飛行器的電網(wǎng)或耦接至用于消耗由該發(fā)電機產(chǎn)生的電能的電 阻器。
[0022] 發(fā)電機優(yōu)選地為下述電動機/發(fā)電機，該電動機/發(fā)電機用于驅動飛行器的起落架 機輪中的一個或更多個機輪轉動，以實現(xiàn)飛行器的向后運動。
[0023] 電動機/發(fā)電機可以通過驅動路徑選擇性地耦接至起落架機輪。優(yōu)選地，該驅動路 徑包括小齒輪和安裝至機輪的輪輞的齒輪，其中，小齒輪能夠在小齒輪與機輪的齒輪驅動 嚙合的嚙合位置與小齒輪與機輪的齒輪物理分離的脫離位置之間移動。
【附圖說明】
[0024] 現(xiàn)在將參照附圖來描述本發(fā)明的實施方式，在附圖中：
[0025] 圖1示出了執(zhí)行自主后推操作的飛行器；
[0026] 圖2示出了在傾斜地面上的飛行器；
[0027]圖3示出了飛行器的機輪驅動系統(tǒng)；
[0028] 圖4示出了在自主后推操作期間對飛行器的縱向穩(wěn)定性和性能起主要作用的因素 的曲線圖；
[0029] 圖5示出了使用飛行器的制動控制系統(tǒng)使飛行器制動的方案；
[0030] 圖6示出了使用飛行器的停泊制動器使飛行器制動的方案；
[0031 ]圖7示出了飛行器制動控制系統(tǒng)的坡道制動法則；
[0032]圖8示出了用于控制飛行器的機輪驅動系統(tǒng)和制動控制系統(tǒng)的控制方案；
[0033]圖9示出了用于將由發(fā)電機產(chǎn)生的電力耗散到飛行器電力網(wǎng)的方案；以及
[0034]圖10示出了用于將由發(fā)電機產(chǎn)生的電力耗散到電阻器的方案。
【具體實施方式】
[0035]圖1示出了飛行器1，飛行器1具有機身2,機身2包括機頭2a和機尾2b、機翼3、主引 擎4、前起落架5和主起落架6。該飛行器具有單個前起落架5以及位于飛行器中心線兩側的 兩個主起落架6，兩個主起落架6和單個前起落架5形成三腳架。兩個主起落架6和單個前起 落架5中的每個起落架具有雙輪的內凹式配置。
[0036]雖然可以理解，本發(fā)明適用于上面提及的各種各樣的飛行器類型，但是飛行器1通 常是短程單通道噴氣式客機。特別地，飛行器可以具有更多或更少數(shù)目的起落架;并且每個 起落架可以具有任意數(shù)目的機輪，包括具有一個機輪。
[0037] 每個主起落架6具有在圖3中詳細示出的機輪驅動系統(tǒng)10。機輪驅動系統(tǒng)10用于驅 動主起落架6的一個機輪(通常為外側機輪，但是可替選地也可以為內側機輪)轉動，以使飛 行器在地面上滑行。機輪驅動系統(tǒng)10在主引擎4不運行的情況下進行操作，以使飛行器倒 退。機輪驅動系統(tǒng)10在主引擎運行或不運行的情況下進行操作，以使飛行器向前滑行。為避 免產(chǎn)生疑問，前進方向最初沿飛行器縱軸機頭，而倒退方向最初沿飛行器縱軸機尾。
[0038] 在圖1中，飛行器被示出為倒退，由方向箭頭R指示，同時起落架機輪與地面G接觸， 地面G基本上是水平的，即與水平面的坡度為零。在圖2中，飛行器1被示出為倒退，由方向箭 頭R指示，同時起落架機輪與地面G接觸，地面G與水平面h具有傾斜角阿爾法(α)。
[0039] 機輪驅動系統(tǒng)
[0040] 圖3示