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CN101052564A - 用于改进飞行器在地面行驶时制动效率的方法和装置 - Google Patents

用于改进飞行器在地面行驶时制动效率的方法和装置 Download PDF

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Abstract

根据本发明，升降舵(8)和/或可调整水平安定面(6)以产生负升力(DP2)的方式操纵用于产生抬头力矩(CDP)以对抗由制动产生的低头力矩(CB)。负升力(DP2)的值与由地面施加在前起落架上的垂直力相匹配，该垂直力受参考值(Fav3)的影响。

Description

用于改进飞行器在地面行驶时制动效率的方法和装置
本发明涉及用于改进飞行器在地面行驶时制动效率的方法和装置。
已知目前的飞机，特别是民用运输机，包括细长的机身，在地面由位于所述机身中间的主起落架以及通常被称为鼻轮的可转向前起落架支撑。此外，主起落架的轮子装有制动，而用于在地面侧向引导飞机的前起落架具有无制动的轮子。
由这样的配置就会导致，当在地面行驶的这样的飞机制动时，由主起落架施加的制动力产生一个俯冲力矩，该力矩趋向于卸载所述主起落架并加载所述前起落架。因此，主起落架对地面没有施加足够的压力以允许适合飞机的制动效率。
本发明的目的是纠正这个缺点并赋予在地面行驶的这样的飞机以总是合适的制动效率。
为此目的，根据本发明，用于改进飞行器在地面行驶时制动效率的方法，所述飞行器包括细长机身并装备有：主起落架，位于所述机身中间并具有装备制动的轮子；可转向前起落架，位于所述机身前部并用于在地面侧向引导所述飞行器，所述前起落架具有无制动的轮子；以及位于所述机身后部并适于产生可变负升力的可控制的空气动力学表面，其特征在于：在预先的阶段，对通过地面作用在所述前起落架上的垂直力确定一个参考值，当所述飞行器在地面行驶时所述参考值适于保证所述前起落架的令人满意的效率以用于侧向引导飞行器；然后当在地面上制动行驶的飞行器时：测量地面实际施加在所述前起落架上的瞬时垂直力；以及操纵所述后部空气动力学表面使其产生一个负升力值，该值适于维持所述瞬时垂直力的值至少大致等于所述参考值。
因此，根据本发明，产生对抗所述制动俯冲力矩的对抗的抬升力矩并增加飞行器的制动效率并因此通过控制前起落架的垂直力以减少飞行器停止所需的跑道长度，完全保证了由前起落架充分侧向引导飞机的可能性。更值得注意的是，通过所述后部空气动力学表面的转向，可以增加飞行器的迎面阻力，这有利于制动。
由地面施加在前起落架的垂直力的参考值可以通过计算或者对所述前起落架直接试验性测量而确定。该参考值的选择要可以保证飞行器足够的侧向控制并将控制余地留给驾驶杆。当所述飞行器同时具有可调整水平尾翼以及铰接在所述尾翼上的深度舵作为后部可控制空气动力学表面时，所述负升力值的产生可能通过对所述可调整水平尾翼的作用或者通过对所述深度舵的作用而得到，也可能通过对所述可调整水平尾翼与所述深度舵同时作用而得到。
但是，当仅仅使用深度舵时，符合本发明的方法的实施是特别容易的。因此，在飞行器制动行驶的阶段，需要改变飞机的根据受控的转向命令赋予深度舵转向的特征，使得当没有所述命令时，所述深度舵的转向角度给出一个抬升值。
本发明还涉及一个用于实现上文所述方法的装置。除了产生依据转向命令给出深度舵的转向角度的特征的装置以外，所述特征有一个中性点，根据本发明设计的装置包括：-当所述飞行器在地面行驶同时被制动时，用于连续测量施加在所述可转向前起落架的垂直力的装置；-存储装置，在其中储存所述参考值；-比较装置，接收所述垂直力的所述连续测量和所述参考值并计算差值；-计算装置，接收所述差值和对所述飞行器行驶速度的测量，当转向命令为零时，该计算装置对所述深度舵的转向角度来说发出一个非零的抬升值，所述非零抬升值与飞行器速度一起减小；-计算装置，从所述非零抬升值起确定一个改变的特征，该特征根据转向命令给出深度舵的转向角度；以及-转换装置，根据主起落架的轮没被制动或者进行制动的情况对所述深度舵施加常用特征或改变的特征。
附图可以很好的说明本发明的实现方法。在这些图中所给出的相同图号表示类似元件。
图1，从上看的透视图示图，表示一个大型民用运输飞行器；
图2A，2B和2C表示本发明的方法；
图3表示根据转向命令δm所述飞机深度舵的转向角度δq的飞机常用特征；
图4和图5表示按照本发明改变特征δq，特征δm的两个范例；以及
图6是使用符合本发明方法的系统的实现范例的概要简图。
由图1简示性表示的大型运输机1，包括沿纵向轴L-L延伸的机身2，以及设有后缘襟翼4和前缘襟翼5的机翼3，还包括由双箭头7表示的可倾斜调整的水平尾翼6。在所述可调整水平尾翼的后端，铰接有可以相对所述水平尾翼6转动的深度舵8，由双箭头9表示。
另外，如图2A，2B和2C所示，飞机1包括位于相对机身2的中间位置的主起落架10，设主起落架10设有轮子11，所述轮子11已知地并且未图示地装备有一些制动器，和位于机身2前方的可转向前起落架12(通常称为鼻轮)，当该飞机在地面行驶时该前起落架12用于引导所述飞机1。所述前起落架12包括没有制动的轮子13。
在图2A，2B和2C中，表示飞机1的3种不同状态，而飞机支撑在其起落架10和12上，在地面S以速度V向A方向运动，所述起落架的轮11和13在地面滚动。在这些状态的每一种中，机翼3和相连的后缘襟翼以及前缘襟翼4和5产生一个相等的升力P，而水平尾翼6和/或深度舵8产生一个值为DP1或DP2的负升力DP。在三种情况中，飞机1受到自身重力Mxg的作用，其中所述M表示所述飞机的质量，而g是重力加速度。
在由图2A中表示的状态中，假设飞机1受到升力P，重力Mxg和弱的负升力DP1(由于通过与所述尾翼一起空气动力学延伸的深度舵8而对水平尾翼6进行通常的调节而导致)在地面S自由行驶，轮11没有制动。导致起落架10和12分别受到值分别为Ftp1和Fav1的垂直力Ftp的作用，施加在前起落架12上的力Fav1适于在地面引导飞机1的作用，所述引导作用必须由所述前起落架12施加。当然，值Fav1和Ftp1取决于负升力DP1，重力Mxg，飞机1重心的纵向位置，升力P(即速度V还有后缘襟翼4和前缘襟翼5的配置)以及纵向空气动力学力矩。
在图2B中，假设由图2A的状态起，启动主起落架10的轮11的制动以产生一个制动力B使所述飞行器或者在降落时或者在起飞中止时可以停止。这个制动力产生一个俯冲力偶CB，其加载前起落架12并卸载主起落架10，使得垂直力Ftp得到一个小于Ftp1的值Ftp2，而垂直力Fav得到一个大于Fav1的值Fav2。由于主起落架10被卸载，其轮11没有以最佳的方式施加在地面上而制动力被以非最佳方式很好地限制在值B1。
为增大制动力超过值B1，本发明的方法(见图2C)使可调整水平尾翼6和/或深度舵8介入从而至少在轮11制动期间增大负升力DP到大于DP1的值DP2。从而这个负升力增大产生一个与制动力偶CB作用相反的抬升力偶CDP，当主起落架12的轮11制动时，这个抬升力偶卸载前起落架12并加载主起落架10。作用在前起落架12上的垂直力Fav因此可以得到一个小于Fav2的值Fav3，而在主起落架10上的垂直力Ftp因此可以得到一个大于Ftp2的值Ftp3。
因此，通过使使用在图2A和2B的状态中的大于一般值DP1的值DP2传递给负升力DP，增大了力Ftp超过值Ftp2，从而轮11正确地施加在地面S上并且制动力会得到一个大于B1的值B2，这会使制动更有效率。此外，值DP2选择为使得在前起落架12上的垂直力Fav所具有的值Fav3也如Fav1一样允许前起落架12在地面引导飞机1。
本发明的方法在于通过控制负升力DP使由地面施加在前起落架12上的垂直力Fav服从于作为参考的值Fav3。
如上文所提及的，从值DP1到值DP2增大负升力可以通过可调整水平尾翼6的动作或者深度舵8的动作或者通过可调整水平尾翼6和深度舵8的联合动作而得到。可是，在一个特别容易实现的方式中，最好只使深度舵8介入。
由图3中曲线14所描述的已知方法可知，在正交轴系统中，飞机1的特征根据转向命令δm向驾驶杆给出深度舵的转向角度δq，所述特征包括一部分通常为线性的俯冲PAP和一部分也是通常为线性的抬升PAC，所述俯冲部分与抬升部分在中性点一个与另一个相连。这样，为了一个在0和最大值+δmmax(以及相反从+δmmax到0)之间的俯冲转向命令δm的变化，使深度舵8俯冲的转向在0和最大值+δqmax之间变化(以及相反从+δqmax和0之间)。同样，为了一个在0和最大值-δmmax(以及相反从-δmmax到0)之间的抬升转向命令δm的变化，使深度舵8抬升的转向在0和最大值-δqmax之间变化(以及相反从-δqmax和0之间)。还已知当飞机1在由图2A和2B表示的一般情况下在地面S行驶时，转向命令δm为零(深度舵8在水平尾翼6的动气动力学延伸中)，从而偏转角度δq也同样为零，其位于特征14的中性点，由于调整可调整的水平尾翼导致可能有小的负升力DP1。
根据本发明的一个重要特征，为了得到一个超过值DP1的负升力DP2，而驾驶杆处于中立，调整图3的特征14使转向角度δq得到一个抬升值-δqo(可能产生一个负升力DP2)，此时转向命令δm为零(见图4和图5)。
在由图4所描述的实施例中，特征14改变为特征15，特征15包括例如直线的部分15A，将点δm＝0，δq＝-δqo与点δm＝-δm max，δq＝-δq max相连，以及一个例如为直线的部分15B，将点δm＝0，δq＝-δqo与点δm＝+δm max，δq＝+δq max相连。
作为变化，在由图5所表示的特征变化范例中，特征14改变为特征16，特征16包括例如直线的中间部分16B，其通过点δm＝0，δq＝-δqo，其末端通过例如直线的末端部分16A和16C与点δm＝-δm max，δq＝-δqmax和δm＝+δm max，δq＝+δq max相连。
可以容易的理解，图4和5的特征15和16在大量其他例子中只是范例。
此外，随着制动B的动作，飞机1在地面S的前进速度1减小，导致升力P的值减小，从而力Ftp与Fav的值增大，并且因此导致为了得到相同的在前起落架12上的垂直力Fav的值Fav3，负升力DP的值DP2也必须随之减小。值DP2应该与飞机1的前进速度V一起减小，因此与转向角度δqo的绝对值相同，当转向命令δm为零时，-δqo产生负升力值DP2。
在图6中，概要的图示表示出允许使用符合本发明方法的系统。该系统包括：已知装置17，产生常用特征14(或者所有其他类似特征)具有中性点N，其中所述δm＝0以及δq＝0；转换装置18包括通过等级限制器(例如20°/s)连接所述装置17的休息接触器，所述转换装置18包括另一个工作接触器b和一个普通接触器c，该普通接触器C与深度舵8的控制链相连；用于产生主起落架10的轮11的制动命令的装置20，所述装置20控制转换装置18通过计数器21从其休息位置到其工作位置摆动；测量装置22，用于测量在飞机1在地面行驶期间施加在可转向前起落架12上的实际垂直力Fav，所述装置的类型例如是力传感器或者压力传感器；存储装置23，在其中存储所述垂直力Fav的参考值Fav3；比较装置24，分别接收来自存储装置23的参考值和通过过滤器25测量来自测量装置22的垂直力Fav；乘法器26，可以将来自比较装置24的不同信号与常数的系数K或者速度V的函数的系数K相乘，所述系数代表了在施加在前部起落架12上垂直力Fav上深度舵8的效率；计算器27，接收来自乘法器26的信号以及代表飞机1瞬时速度的信号，并产生一个与速度V一起减小的绝对值|δqo|，以在每一瞬间保证在前起落架12上得到希望的垂直力所必要的负升力DP2；等级限制器28(例如5°/s)，接受所述绝对值δqo；计算装置29，从等级限制器28接收的所述绝对值|δqo|起确定特征15或者特征16(或者所有其他的类似特征)并将其转移到转换装置18的工作接触器b。
这样，当飞机在地面S上无制动地行驶时，特征14(或者有中性点N的所有类似特征)通过链17，19，a和c可用于控制深度舵8。
相反，当由装置20产生的制动命令在由计数器21预定的时间内作用在主起落架10的轮11上时，计算机21使转换装置18摆动，从而使公共接触器c与接触器b相连。这种情况下，由特征15(或者特征16或者其他所有在点δm＝0，δq＝-δqo的特征)出现在公共接触器c上以控制深度舵8。
当制动命令停止时，转换装置18重新摆动使得重新连接接触器a和c，并且特征14是公共接触器c上的新的可获得特征。当制动力矩CB消失时，等级限制器19可以消除附加抬升力矩。
根据本发明的为了改进飞行器制动效率的系统，不局限于由图6图示显示的实现方式，并示范性给出以更好理解发明。例如，图6的系统可以被改变以使产生特征14的装置17，和产生特征15或者16的计算器27具有公共部分。

Claims (7)

1.一种用于改进飞行器(1)在地面(S)行驶时制动效率的方法，所述飞行器(1)包括细长的机身(2)，该机身装备有：-位于所述机身(2)中部并包含装备有制动器的轮(11)的主起落架(10)；-可转向的前起落架(12)，位于所述机身(2)前部并用于在地面侧向引导所述飞行器，所述前起落架(12)具有不被制动的轮子(13)；以及-位于所述机身(2)后部并适于产生可改变的负升力(DP)的可控制的空气动力学表面(6，8)，其特征在于：-在预先的阶段，对由地面作用在前起落架(12)上的垂直力(Fav)确定一个参考值(Fav3)，当所述飞行器(1)在地面(S)行驶时所述参考值适于保证所述前起落架(12)的令人满意的效率从而用于侧向引导飞行器(1)；然后
在制动在地面(S)行驶的飞行器(1)期间：测量由地面实际施加在所述前起落架(12)上的瞬时垂直力(Fav)；并
操纵所述后部空气动力学表面(6，8)，使其产生一个负升力值(DP2)，其适于维持所述瞬时垂直力(Fav)的值至少大致等于所述参考值(Fav3)。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于所述负升力值(DP2)与所述飞行器(1)的速度一起减小。
3.根据权利要求1或2所述的方法，应用于包括可调整水平尾翼(6)和铰接在所述可调整水平尾翼(6)上的深度舵(8)的飞行器(1)，其特征在于，所述负升力值(DP2)至少部分地通过控制所述可调整水平尾翼(6)而获得。
4.根据权利要求1至3之一所述的方法，应用于一个其后部空气动力学表面包括深度舵(8)的飞行器(1)，其特征在于，所述负升力值(DP2)至少部分的通过控制所述深度舵(8)而获得。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述负升力值(DP2)通过只控制深度舵(8)而获得，并且改变根据转向命令(δm)给出所述深度舵(8)转向角度(δq)的特征，从而转向命令(δm)为零时，转向角度(δq)取一个抬升值(-δqo)。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于所述抬升值(-δqo)的绝对值|δqo|与所述飞行器(1)的速度一起减小。
7.用于实施根据权利要求6的方法的装置，设有产生根据转向命令(δm)给出深度舵(8)转向角度(δq)的特征(14)的装置(17，19)，所述特征(14)有一个中性点N(所述δq＝0并且δm＝0)，其特征在于，它包括：-当所述飞行器(1)在地面(S)行驶并制动时，用于连续测量施加在所述可转向前起落架(12)上垂直力(Fav)的装置(22)；-存储装置(23)，在其中储存所述参考值(Fav3)；-比较装置(24)，接收所述垂直力(Fav)的连续测量以及所述参考值(Fav3)并计算差值；-计算装置(27)，接收所述差值和对所述飞行器行驶速度(V)的测量，从而当转向命令(δm)为零时，对所述深度舵(8)的转向角度(δq)来说，该计算装置给出一个非零的抬升值(-δqo)，所述非零抬升值与飞行器速度(V)一起减小；-计算装置(29)，从所述非零抬升值起，确定一个改变的特征(15，16)，所述特征根据转向命令(δm)给出深度舵(8)的转向角度(δq)；-以及转换装置(18)，允许了根据主起落架(10)的轮(11)未被制动或者被制动的情况对所述深度舵(8)施加常用特征(14)或改变的特征(15，16)。
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