[發(fā)明專利]用于改進(jìn)飛行器在地面行駛時(shí)制動(dòng)效率的方法和裝置

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 200580037766.6
• 申請(qǐng)日: 2005-10-18
• 公開（公告）號(hào): CN101052564A
• 公開（公告）日: 2007-10-10
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: G·馬蒂厄
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 法國(guó)空中巴士公司
• 主分類號(hào): B64C13/16
• 分類號(hào): B64C13/16;B64C25/42;B60T8/17;G05D1/06
• 代理公司: 中國(guó)專利代理(香港)有限公司
• 代理人: 曹若

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及用于改進(jìn)飛行器在地面行駛時(shí)制動(dòng)效率的方法和裝置。

背景技術(shù)

已知目前的飛機(jī)，特別是民用運(yùn)輸機(jī)，包括細(xì)長(zhǎng)的機(jī)身，在地面由位于所述機(jī)身中間的主起落架以及通常被稱為鼻輪的可轉(zhuǎn)向前起落架支撐。此外，主起落架的輪子裝有制動(dòng)，而用于在地面?zhèn)认蛞龑?dǎo)飛機(jī)的前起落架具有無(wú)制動(dòng)的輪子。

由這樣的配置就會(huì)導(dǎo)致，當(dāng)在地面行駛的這樣的飛機(jī)制動(dòng)時(shí)，由主起落架施加的制動(dòng)力產(chǎn)生一個(gè)俯沖力矩，該力矩趨向于卸載所述主起落架并加載所述前起落架。因此，主起落架對(duì)地面沒有施加足夠的壓力以允許適合飛機(jī)的制動(dòng)效率。

本發(fā)明的目的是糾正這個(gè)缺點(diǎn)并賦予在地面行駛的這樣的飛機(jī)以總是合適的制動(dòng)效率。

為此目的，根據(jù)本發(fā)明，用于改進(jìn)飛行器在地面行駛時(shí)制動(dòng)效率的方法，所述飛行器包括細(xì)長(zhǎng)機(jī)身并裝備有：主起落架，位于所述機(jī)身中間并具有裝備制動(dòng)的輪子；可轉(zhuǎn)向前起落架，位于所述機(jī)身前部并用于在地面?zhèn)认蛞龑?dǎo)所述飛行器，所述前起落架具有無(wú)制動(dòng)的輪子；以及位于所述機(jī)身后部并適于產(chǎn)生可變負(fù)升力的可控制的空氣動(dòng)力學(xué)表面，其特征在于：在預(yù)先的階段，對(duì)通過(guò)地面作用在所述前起落架上的垂直力確定一個(gè)參考值，當(dāng)所述飛行器在地面行駛時(shí)所述參考值適于保證所述前起落架的令人滿意的效率以用于側(cè)向引導(dǎo)飛行器；然后當(dāng)在地面上制動(dòng)行駛的飛行器時(shí)：測(cè)量地面實(shí)際施加在所述前起落架上的瞬時(shí)垂直力；以及操縱所述后部空氣動(dòng)力學(xué)表面使其產(chǎn)生一個(gè)負(fù)升力值，該值適于維持所述瞬時(shí)垂直力的值至少大致等于所述參考值。

發(fā)明內(nèi)容

因此，根據(jù)本發(fā)明，產(chǎn)生對(duì)抗所述制動(dòng)俯沖力矩的對(duì)抗的抬升力矩并增加飛行器的制動(dòng)效率并因此通過(guò)控制前起落架的垂直力以減少飛行器停止所需的跑道長(zhǎng)度，完全保證了由前起落架充分側(cè)向引導(dǎo)飛機(jī)的可能性。更值得注意的是，通過(guò)所述后部空氣動(dòng)力學(xué)表面的轉(zhuǎn)向，可以增加飛行器的迎面阻力，這有利于制動(dòng)。

由地面施加在前起落架的垂直力的參考值可以通過(guò)計(jì)算或者對(duì)所述前起落架直接試驗(yàn)性測(cè)量而確定。該參考值的選擇要可以保證飛行器足夠的側(cè)向控制并將控制余地留給駕駛桿。當(dāng)所述飛行器同時(shí)具有可調(diào)整水平尾翼以及鉸接在所述尾翼上的升降舵作為后部可控制空氣動(dòng)力學(xué)表面時(shí)，所述負(fù)升力值的產(chǎn)生可能通過(guò)對(duì)所述可調(diào)整水平尾翼的作用或者通過(guò)對(duì)所述升降舵的作用而得到，也可能通過(guò)對(duì)所述可調(diào)整水平尾翼與所述升降舵同時(shí)作用而得到。

但是，當(dāng)僅僅使用升降舵時(shí)，符合本發(fā)明的方法的實(shí)施是特別容易的。因此，在飛行器制動(dòng)行駛的階段，需要改變飛機(jī)的根據(jù)受控的轉(zhuǎn)向命令賦予升降舵轉(zhuǎn)向的特征，使得當(dāng)沒有所述命令時(shí)，所述升降舵的轉(zhuǎn)向角度給出一個(gè)抬升值。

本發(fā)明還涉及一個(gè)用于實(shí)現(xiàn)上文所述方法的裝置。除了產(chǎn)生依據(jù)轉(zhuǎn)向命令給出升降舵的轉(zhuǎn)向角度的特征的裝置以外，所述特征有一個(gè)中性點(diǎn)，根據(jù)本發(fā)明設(shè)計(jì)的裝置包括：-當(dāng)所述飛行器在地面行駛同時(shí)被制動(dòng)時(shí)，用于連續(xù)測(cè)量施加在所述可轉(zhuǎn)向前起落架的垂直力的裝置；-存儲(chǔ)裝置，在其中儲(chǔ)存所述參考值；-比較裝置，接收所述垂直力的所述連續(xù)測(cè)量和所述參考值并計(jì)算差值；-計(jì)算裝置，接收所述差值和對(duì)所述飛行器行駛速度的測(cè)量，當(dāng)轉(zhuǎn)向命令為零時(shí)，該計(jì)算裝置對(duì)所述升降舵的轉(zhuǎn)向角度來(lái)說(shuō)發(fā)出一個(gè)非零的抬升值，所述非零抬升值與飛行器速度一起減小；-計(jì)算裝置，從所述非零抬升值起確定一個(gè)改變的特征，該特征根據(jù)轉(zhuǎn)向命令給出升降舵的轉(zhuǎn)向角度；以及-轉(zhuǎn)換裝置，根據(jù)主起落架的輪沒被制動(dòng)或者進(jìn)行制動(dòng)的情況對(duì)所述升降舵施加常用特征或改變的特征。

附圖說(shuō)明

附圖可以很好的說(shuō)明本發(fā)明的實(shí)現(xiàn)方法。在這些圖中所給出的相同圖號(hào)表示類似元件。

圖1，從上看的透視圖示圖，表示一個(gè)大型民用運(yùn)輸飛行器；

圖2A，2B和2C表示本發(fā)明的方法；

圖3表示根據(jù)轉(zhuǎn)向命令δm所述飛機(jī)升降舵的轉(zhuǎn)向角度δq的飛機(jī)常用特征；

圖4和圖5表示按照本發(fā)明改變特征δq，特征δm的兩個(gè)范例；以及

圖6是使用符合本發(fā)明方法的系統(tǒng)的實(shí)現(xiàn)范例的概要簡(jiǎn)圖。由圖1簡(jiǎn)示性表示的大型運(yùn)輸機(jī)1，包括沿縱向軸L-L延伸的機(jī)身2，以及設(shè)有后緣襟翼4和前緣襟翼5的機(jī)翼3，還包括由雙箭頭7表示的可傾斜調(diào)整的水平尾翼6。在所述可調(diào)整水平尾翼的后端，鉸接有可以相對(duì)所述水平尾翼6轉(zhuǎn)動(dòng)的升降舵8，由雙箭頭9表示。

具體實(shí)施方式