CN101238031A - 具有动力装置的前机身航空器轮子系统 - Google Patents

Abstract

一种用于航空器(12)的有动力装置的前端航空器轮子系统(130)，包括从所述航空器(12)延伸的起落架(104)。轮轴(136)耦接到所述起落架(104)。轮子(134)耦接到所述轮轴(136)。轮子马达(106)耦接到所述轮轴(136)和轮子(134)。控制器(120)耦接到所述轮子马达(106)并旋转所述轮子(134)。使航空器(12)滑行的方法，包括在所述航空器(12)着陆期间，允许所述航空器(12)的轮子(14)自由旋转。从所述航空器(12)的辅助供电单元(73)把电力传输到所述轮子马达(106)。通过所述轮子马达(106)旋转所述轮子(134)。通过一个或多个选自机载控制器(18、118、120)和机外控制器(45、58、59)的控制器控制所述航空器(12)的转向以及所述轮子(134)的速度。

Description

具有动力装置的前机身航空器轮子系统

技术领域

本发明总地来说涉及航空器地面支持系统和自动受控的地面机动性。更确切地说，本发明涉及在航空器的地面滑行期间提供受控机动性的集成系统和方法。

背景技术

在航空工业中所希望的是提供有效的航空器维护和地面机动性。往返于登机门的滑行以及执行各种维护任务所需要的时间直接关系到航空器能够在飞行中所度过的时间量。航空器能够飞行的时间越长，从航空器能够得到的利润就越高。

一般通过给一个或多个所述主航空发动机提供动力和使用拖车或航空牵引车实现往返于登机门的航空器滑行。在飞行员控制下的航空器用来自于一个或多个主发动机的动力低速滑行直到并进入所述登机门。当航空器接近登机门时地勤人员帮助引导航空器。当在进入所述登机门之前停放所述航空器时，由于拥塞或其他耽搁，可用拖车把所述航空器引入所述登机门。当所述航空器离开所述登机门时一直用拖车使所述飞机后退离开所述登机门。当所述航空器离开所述登机门时它的一个或多个主发动机运行同时该航空器被向后推。一旦所述航空器位于向前移动的位置，那么当所述拖车与所述航空器脱开时航空器可以继续前行并且使用来自一个或多个主发动机的推力在所述滑行道上行进。

在地面操作期间，根据燃料费、排放费、降噪费、由于喷射气流冲击波引起的损坏的修理费、由于航空器与地面设备碰撞的费用、与由当前的滑行过程、人员和装备引起的损坏相关的航空器修理费以及地勤人员和托拽操作的劳务费，航空器的调度会形成很大的开支。

因此希望提供克服了以上所述和其他相关的缺点的改进的航空器地面操作方法和系统以便使航空器滑入和滑出机场终端登机门。

发明内容

本发明的一个实施例提供了一种用于航空器的有动力装置的前端航空器轮子系统。本系统包括从所述航空器延伸的起落架。轮子和轴与所述起落架连接。轮子可与前端起落架轮轴连接。轮子马达与轮轴和轮子连接。控制器与所述轮子马达连接并通过设置所述轮子马达的电流、电压和频率以满足所需速度来响应飞行员对航空器速度的需要。

本发明的另一实施例提供了一种从所述终端登机门到所述主发动机动力增大到能用于起飞的位置或者到着陆之后所述主发动机可以关闭的位置使航空器滑行的方法。经由马达控制器，电力就从所述航空器的辅助供电单元传送到所述轮子马达。通过所述轮子马达使所述轮子旋转。通过一个或多个控制器操纵所述航空器并控制所述轮子的速度。通过飞行员的机上控制或通过由机外系统传送到所述马达和驾驶控制器的信号调整方向和速度。在所述航空器的着陆或起飞期间，所述方法允许每个航空器前端起落架轮子自由旋转。基本控制功能以控制器输入为基础。然而也可把外部命令输入到所述控制器。

本发明的实施例提供了几种优点。优点之一是提供了起落架轮子马达，该马达允许飞行员或远程控制系统不使用所述航空器主发动机而控制所述登机门并控制航空器的滑行环境。这就提高了到达和离开的效率以及地面操作的生产率。这也降低了地面操作的燃油费、噪音污染、空气污染以及地面水的污染、劳务费用、由于离散信号源与其它车辆的影响而造成的航空器的损坏、选通时间、由于喷射气流冲击波而造成的损坏，并且不需要拖动操作。去除地面支撑装备也增加了可利用的登机门空间以便更高效的使用机场设施。

而且，本发明的多个实施例所提供的另一个优点是提供了起落架轮子马达，该马达允许相关轮子在高速运行期间自由旋转以及在低速运行期间与所述马达接合。高速运行可参照当所述航空器的速度超速驱动所述马达速度时，这可借助于自动脱离的锥形离合器装置来实现。在高速运行期间或当希望减小的轮子速度以吸收或存储能量时，所述轮子马达可被用作发电机或在某种程度被用作制动器。在峰荷情况下，例如在脱开运动期间或在航空器加速期间可以利用所存储的能量。在低速运行期间可把所述轮子马达用作驱动源。也可这样操作所述轮子马达以便在着陆之前预先旋转所述轮胎，因此，就减小了所述前端起落架、轮胎和轮子马达组件上的磨损和高扭转惯性载荷。

本发明的实施例所提供的另一优点是提供了集成操作的地面支撑系统，该系统通过单个控制源遥控多个航空器的地面调度。此优点允许和谐地安排机场运动中的所有航空器的总的机动性，这就方便了采取更紧密的间隔标准同时也提供了更大的安全余量。这对机场总的吞吐量具有有益的影响并允许对用户的航线有更好地运行余度同时减缓未来机场扩展计划的程度。

附图说明

通过参照下面的详细描述并结合附图，将会更好地理解本发明自身以及另外的目的和伴随的优点。

图1是用于航空器的集成操作的地面支持系统的俯视图，此图根据本发明的实施例说明了包括航空器到达的航空器导引和机动性；

图2是根据本发明的实施例的航空器导引和机动性系统的透视图；

图3是根据本发明的实施例的起落架控制系统的方框示意图；

图4是示出根据本发明的实施例的轮马达结构的具有动力的前机身航空器起落架系统下部的截面图；

图5是根据本发明的实施例的单轮马达结构的半截面的放大视图；

图6是根据本发明的实施例的单轮马达结构的立体截面图；

图7是示出根据本发明的实施例控制地面操作和航空器滑行的方法的逻辑流程图；

图8是根据本发明的另一实施例的燃料加油栓供给系统的透视图；

图9是根据本发明的另一实施例的机器视觉对准系统的透视图；

图10是根据本发明的另一实施例的包括排放系统的燃料加油栓供给和制动冷却系统的透视图；

图11是示出根据本发明的实施例的航空器主服务系统的集成操作地面支持系统的侧透视图；以及

图12是根据本发明的实施例的停机坪对接服务系统的透视图。

具体实施方式

在下面的每一图中，相同的附图标记被用于指代相同的部件。虽然参照控制地面操作和航空器滑行的系统和方法对本发明进行了说明，但是本发明也可适于各种场合和系统：包括航空系统、岸基车辆系统，或其它需要类似控制的领域中已知的应用场合或系统。

在下述说明中，描述了相应于一种结构的实施例的各种操作参数和部件。这些具体参数和部件被作为例子包括进来而不意味着限制。

而且，在下面的描述中，所述术语“轮马达”指得是直接连接至轮并用于使轮旋转的任何马达。被单独地耦接到所述航空器并被用于飞行操作中的航空器的主涡轮发动机不被认为是轮马达。在此所提到的涡轮发动机并不表示对被包含于此的技术和实施例的限制，其中所述技术和实施例可被应用到具有其它类型的发动机比如涡轮螺旋桨发动机和内燃往复式发动机的航空器。轮马达的示例参照图2-6的实施例示出。虽然所示出的轮子马达被直接连接并安装到相关起落架的轮轴上，但是对本领域技术人员来说，也可以想象出其它的的轮马达。

另外，所述术语“自由旋转”指得是从所述驱动马达脱开时轮以最小阻力旋转的能力。在这种情况下，所述轮子可超速驱动所述马达。只要所述轮子由所述马达向回驱动时，换句话说，所述轮子以超过马达速度的速度驱动所述马达时，所述轮子可自动从所述马达脱开。所述术语自由旋转一般意味着一个实物，比如轮子，被脱开并能在其轴承上旋转而没有来自各个部件例如齿轮、离合器和马达的阻力。然而，本申请中所述术语自由旋转意味着从阻止其旋转和/或为其旋转供应能量的设备脱开。在自由旋转模式期间，轮子可与轮马达接合，所述轮马达可被用作发电机或制动器。这在下面进一步的详细描述中进行解释。

现在参照图1，图1是用于航空器12的集成操作的地面支持系统10的俯视图，该图示出了根据本发明的实施例包括航空器到达的航空器导引和机动性。所述地面支持系统10能够在不依靠拖动牵引车的情况下使得所述航空器12能够完全自主地运动。这是通过保持飞行员对所有地面运动的直接控制以及完全的超控权利来实现的。

要指出的是如图1所示的航空器12只是为了举例。本发明可被应用于本领域中已知的各种其它航空器。所述地面支持系统10包括所述航空器12。所述航空器12可包括用于引导所述航空器12往返于终端14的机载航空器终端对接控制系统40。

所述机载系统40包括主控制器18、全球定位系统(GPS)或导航系统42，其与GPS卫星43(只示出了一个)和中央塔45通讯并被所述控制器44用来当降落在地面时将所述航空器12引导到所述终端14。这种引导可被称为车辆自由停机坪(ramp)操作。

所述主控制器18在所述航空器12的主发动机37功率下降或关闭状态下允许正常的地面滑行和登机门操作并依靠来自航空器辅助动力装置的动力操作集成到前机身轮毂的电动轮马达。当然，虽未示出，轮马达可被并入起落架中而不是被并入前机身起落架中。图2-6示出的是辅助供电单元、电动轮马达和前机身轮毂的例子。只用辅助动力操控地面上的航空器12的并入装置能使所述主发动机37能够关闭。这能使登机门完全自动地运行。这也能使所有的航空器的地面运动处于单独远端源例如所述塔45的控制之下。

在另一实施例中，可由本行业中已知的地面电源的任何一个或多个装置为所述马达轮提供动力。所述地面电源分布和输出更进一步地降低了机场的噪音、空气和水污染。

所述机场基础设施包括维护工作计划和支持46并可经由所述塔45或地面天线47与航空器54通信。当所述航空器12和54到达时可准备好为执行在飞行中发现的计划外的服务要求所需的系统、装备和人员。

当在停机坪51上时，导引/控制信号39在所述塔45和所述航空器54之间被传送和接收。这确保维持足够的地面间隔并使离散信号源的地面运动损坏最小化。所述导引信号既用于到达又用于离开，如到达箭头83和后退箭头85所示。

当航空器在地面上时会发生对航空器最大程度的损坏。当滑行和与其他航空器或地面设备相撞时或当由维护工作车辆而停泊在终端登机门时可能会发生损坏。另一损坏源是当滑行时所述主发动机吸入停机坪碎片。通过相应于所述滑行操作而运行APU，就可大大降低由吸入停机坪碎片引起的发动机损坏。所述机载系统40通过自动装置引导所述航空器12并在运动的同时控制每个独立航空器的速度和位置。所述机载系统40通过自动导航由塔控制并被用于地面运动。通过使特定机场的航空器处于受控运动，就可降低地面间隔的要求。降低地面间隔的要求增加了机场容量同时降低了与其他航空器和物体相撞的危险。

一旦所述航空器12紧密接近所述终端14，就用精确导引系统50替代导航系统42。所述精确导引系统50采用本领域已知的机器视觉受控机器人技术把所述航空器12精确地引导到合适的停机口或登机门。也可采用所述停机坪51上邻近登机门的近端导向跑道或引导线路52，所述导向跑道和引导线路52用于快速而精确地把所述航空器12引导到合适的停机口或登机门。

所述地面支持系统10利用GPS交叉跑道和停机坪路线控制。所述GPS交叉跑道是指当滑行往返于终端停机坪区域53时所述航空器12穿过的跑道之间的路面连接。停机坪路线控制是指所述停机坪51上航空器54的位置控制，这可以包括航空器12的控制以及本领域中其它已知航空器。航空器的位置经由基于地面并可能在停机坪导向带55中或其上的天线阵列41通过包括GPS的导引系统50监控。通过机器视觉进行最终的精确导引。基于地面的天线阵列41在确定航空器位置时可被用于进行方位导航。航空器54的控制可以是专门用于根据单个机场要求和结构而定的软件。航空器54导航能力也被控制系统用来确保准确的定位和在紧急情况过程中允许出现故障的能力。GPS交叉跑道和停机坪路线控制与所述引导线52协调使用能用最小的系统执行费用实现快速的地面运动和控制以及精确的登机门对准。在本发明的一个实施例中，所述引导线52是连续的以便保持对所述航空器12的控制。

一旦所述航空器12抵达所述终端14，基于机器视觉技术的系统在垂直和水平方向上使所述停机口定向。对准后，桥例如桥16就伸出并与所述航空器54连接。一旦所述航空器54与桥16对接，那么一个和多个航空器门将打开，并对航空器54进行维护。

现在参照图2，该图示出了根据本发明的实施例的航空器导引和机动性系统56的透视图。导引和机动性系统56包括马达驱动的变速杆和转向控制板57，该转向控制板57与GPS卫星例如卫星58通信，以及无线电控制塔59。控制板57接收来自GPS卫星58的位置信息以用于控制运动。控制板57也接收来自塔59的无线电控制信号用于控制往返于终端登机门的速度和路线。导引和机动性系统56还包括电子和电气控制分配舱53、动力转向单元61、具有动力装置的前机身航空器轮系统62以及动力传输系统65。所述轮子系统62具有多个包括牵引轮马达63(所述轮组件和轮马达在图4-6中最佳示出)的轮组件。导引和机动性系统56可接收来自塔45的信号以便控制所述航空器12往返于终端登机门的滑行。这就不需要常见的用于这种滑行的轮护送员和尾部护送员。

分配舱53为航空器电子系统提供电子控制和电力。控制板57可以是所示的分配舱53的一部分或是独立的。

通过使用与航空器12的导航能力相一致的导引系统56，动力控制单元61被用来自主地操控航空器12。航空器12的飞行员经由座舱超控67或航空器12外部的机场权力控制区可以超控动力转向机构61。

在着陆之前，轮系统62被用于停机坪上的运动和机动性，也被用于所述航空器轮例如前轮69的预旋转。轮马达63直接连接前轮69并使其旋转。轮马达63可位于前轮69的轮毂内或其它地方并可以是牵引马达型的。现代牵引马达能够产生很大的扭矩/重量比。轮马达63可在航空器12着陆在机场跑道之前被旋转起来并降低轮胎磨损和前机身起落架轮胎和马达组件上的惯性加速载荷。轮马达63的预旋转也增加了在光滑跑道上的间断顺序期间的控制。轮马达63可以是交流(AC)马达或直流(DC)马达。轮马达63由导引系统56或航空器12的飞行员启动。轮马达63可在不使用致动器的情况下来减小航空器12的滑动或滑行速度，这可降低与制动器磨损相关的费用。

加入轮马达组件从经济上使得航空器12的地面机动性要求更容易实现。轮马达组件可被用于替换发动机的推力和牵引卡车或被用于与发动机的推力和牵引卡车相结合。使用轮马达组件最小化了人为误差并增加了航空器12的安全性和整体性。

轮马达组件可通过GPS系统42登上导向跑道52并因此允许导向跑道52和所述基于地面的无线电天线阵列按照规定的指向和控制路线精确地引导航空器12往返于对接终端14。所述轮马达组件可被机场的集中式计算机地面控制系统所控制以确保地面交通的适当间隔并显著提高地面机动性的效率、安全和速度。当在所述停机坪上滑行时，可用所述轮马达组件替代航空器主发动机，这减少了燃料的消耗。使用所述轮马达组件也就不需要地勤人员引导航空器12。

动力传输系统65包括输电线71和辅助供电单元(APU)73。电力经由输电线71从APU 73提供给分配舱53。APU 73可以是本领域已知的各种型号和类型。

导引系统56也可包括超电容器75的组以便在峰荷需求期间，例如当航空器12从静止位置开始运动或快速加速时提供给载荷。这一在运动开始时遇到的初始载荷有时被称为突变载荷。导引系统56也可包括传感器77用于紧密邻近处的导引。传感器77连接到控制板57。传感器77探测航空器12前面的目标，例如终端登机门并产生彼此邻近的信号，所述邻近信号可被机器视觉设备用来精确地定位航空器12。

在机场13附近的范围内，当使用导引控制系统56以便当在地面上时引导所述航空器的运动时，导引系统56可支持传统结构的航空器并可把主发动机用作动力机动性。当以这样的方式使用时，所述导引控制保护所述航空器使其免受离散信号源的损坏，例如来自于引导过度或操控不足，也可以使其免受由自停机坪和滑行跑道碰撞引起的损坏。

航空器12还可包括动态制动组件90。通过沿航空器运动的相反方向将所述电能引入马达63，可控制供给用来驱动所述轮子69的电能以便降低航空器12的速度。当在被外力驱动时例如在着陆期间，轮马达63的电场可作为发电机。轮马达63的电场被正向地穿过从而产生大量的电磁场能量。动态制动能够供给足够的能量从而给所述超电容器75充电，这可把所述能量储存下来以便需要时利用。当航空器开始运动时或在马达轮子动力下更高速率的加速时，所存储的能量可被用作开始启动的能量。一旦所储存的能量被完全用掉，所述马达63就从所述动态模式脱开以进行自由旋转从而避免发生过度充电的情况。

现在参照图3，示出了根据本发明的实施例的起落架控制系统62的方框示意图。所述控制系统62包括配电电路100、控制电路102以及起落架104。配电电路100将往返于所述APU 73的动力供给到所述起落架104。控制电路102被用来控制起落架104内的电动设备。起落架104包括轮马达106和动力转向马达108。

配电电路100包括APU 73、APU发电机110、配电盘112以及功率转换器114。APU 73和APU发电机110被用于储存和产生电能。APU 73和APU发电机110提供电能，所述电能可被用到地面上或空中以便执行各种的车辆系统任务。APU 73和APU发电机110也可用于为应急操作和备用的电力需要提供电能。配电盘112在APU 73和APU发电机110以及其他车辆系统和设备例如控制电路102和起落架104之间分配电能。

功率转换器114转换配电盘112和所述各种车辆系统和设备之间的电能。该功率转换器114可用作AC/DC转换器、DC/AC转换器，也用作降频变频器、升频变频器或本领域中已知的其它整流器。功率转换器114提供所希望的电压、电流和波形以便产生移动或驱动所述航空器所要求的扭矩。功率转换器114的输入以完全集成的人工驾驶和速度控制设备为基础，例如人工输入装置116，所述人工输入装置116产生传送至动力转向控制单元118和轮马达控制器120的命令信号。

控制电路102包括主控制器18、动力转向控制单元118和轮马达控制器120。主控制器18具有用于接收来自人工输入装置116和来自接收器122的控制信号的输入端。主控制器18接收来自飞行员和来自接收器122的信号或命令并响应于该命令通过轮马达控制器120和动力转向控制单元118控制轮马达106和动力转向马达108的信号。接收器122可从如上所述的控制塔或卫星接收控制信号，例如控制信号39。控制器18、118和120可以是基于微处理器的控制器，例如具有中央处理单元、内存(RAM和/或ROM)以及相关输入和输出总线的计算机。控制器18、118和120可以是或包括专用的集成电路或由本领域中已知的其他逻辑器件所形成。控制器18、118和120可被结合到或并入如所示的单个控制单元或分开的独立控制器。控制器18、118和120也可以是控制板57的一部分。

轮马达控制器120具有用于轮马达106软起动循环的控制逻辑。供给轮马达106的电能逐渐增加或沿坡度上升直到可以降低对马达106和其它航空器传动装置的起动冲击。

轮马达106可被用作制动器以便当向下坡滑行时防止所述航空器速度增加。这可通过正向和逆向驱动模式之间的交替来实现。轮子马达106可被用于使所述航空器运动较短的距离并静止地持续较短的时间以便能移除止轮块(未示出)。

现在参照图4-6，示出了根据本发明实施例的图示轮马达结构例子的具有动力装置的前机身航空器起落架系统130的实例的下部的截面视图和立体图。所述起落架系统130包括控制系统62，以及如所示，一对安装在一对轮缘/轮子134上的轮胎132。轮子134通过轮缘轴承138可自由的在轴架136上旋转。轮子134也可通过轮子马达106旋转或被用作用于恢复再生能量的旋转能源的来源。

轮马达106可被设计为可正向和反向运转。轮马达106可包括多种接合和脱离机构。双重起动锥形机构可被用于正向和反向接合或当希望正向超速和反向锁定时可使用反向档圈(棘爪)机构。下面描述双重起动锥形机构的例子。虽然示出了一定数量的轮胎、轮子和轮马达，但是它们中每一个可利用的数量取决于所述航空器和设计结构。

如所示的每个轮马达106包括具有绕组144的定子142，所述绕组被刚性固定到所述轴136并被转子146部分地包含。所述转子146可关于轴136在转子轴承148上自由旋转。在定子142和转子146之间产生磁场，所述磁场会引起转子146的旋转。当转子146旋转时，它通过环形齿轮152使行星齿轮系统150的行星齿轮149旋转。环形齿轮联接螺栓154穿过行星齿轮152延伸并被固定到转子146。行星齿轮148被安装在承载构件156上，该承载构件也被固定到轴136。行星齿轮149通过行星轴承158在承载构件156上旋转。行星螺栓160穿过承载构件156和行星轴承158延伸并被固定到所述行星齿轮149。当行星齿轮149旋转时，它使中心齿轮162旋转，所述中心齿轮162通过中心齿轮螺栓166被固定到致动螺钉164。致动螺钉164绕致动螺钉轴承168上的轴136旋转。定子142、承载构件156以及轴承148和168通过分离环170被在轴136上分隔。环170维持所述轮子马达组件的定位。轴承138、148、158和168可以是各种类型、尺寸、形状和样式。在产生相对于所述航空器滚动阻力的足够马达转矩的应用中，所述行星齿轮系统可去掉并通过超速离合器机构的直接驱动被替换。

当致动螺钉164旋转时，它沿着轴136的中心线174横向驱动双锥形离合器172。当转子146沿第一方向旋转时，具有致动螺钉164的螺纹接合176引起双锥形离合器172横向向内朝转子146运动以便与第一离合器反应板178接合。当转子146沿第二或相反方向旋转时，致动螺钉164引起双锥形离合器172横向朝外运动以便与第二离合器反应板180接合。与单个整体反应板相反，为了组装容易，利用两个离合器反应板。

当轮子134的速度增加到大约等于或大于致动螺钉164的旋转速度时，双锥形离合器172从反应板178和180脱开以允许轮子134自由旋转，例如在航空器起飞或着陆期间。连接在中心齿轮162和双锥形离合器172之间的脱离弹簧182被用来使反应板178和180脱离以便轮子134自由旋转。当脱开反应板178和180时，航空器主发动机与轮子马达106相反提供动力。

轮缘连接螺栓184穿过轮子134延伸并把轮子134固定到离合器板178和180。轮缘装配螺栓186被用来把每一个轮子134的外轮缘的两半圆片188与内轮缘的两半圆片190相互连接。内轮缘的半圆片190依靠在内轮子轴承192上，外轮缘的半圆片依靠在外轮缘轴承194上。把轴承192和194通过触片固定在适当的位置。

绕组144通过电线200接收电能，并耦接穿过电螺栓202。电线200包括被绝缘材料208分隔开的电源线204和地线206所述绝缘材料被包含在螺栓202中。电螺栓202穿过轴136延伸到定子142中并被固定到所述轴136。地线206可被连接到接头210，所述接头被布置在轴136上并被安装在轴136和定子142、承载构件156和转子轴承148之间。

在航空器滑行维护要求的设计力矩/速度的运行范围内，行星齿轮系统150与轮子马达106相结合降低了运行所需的马达尺寸和重量。当使用了具有足够扭矩输出并满足重量和尺寸要求的轮子马达时，行星齿轮系统150可以去掉。

现在参照图7，示出了根据本发明的实施例的控制航空器的地面操作和滑行方法的逻辑流程图。

在步骤250中，在高速状态期间例如在航空器的着陆或起飞期间，允许一个或多个航空器轮子自由旋转。高速状态不是指所述航空器往返于终端的滑行。

在步骤252中，所述轮子可在所述航空器着陆之前预先旋转以便当着陆时使磨损和系统冲击最小。动力就被从APU或主发动机动力单元传送到一个或多个连接到所述轮子的轮子马达。主控制器和轮子马达控制器例如控制器18和120，把动力供给给所述轮子马达的定子和转子以便建立磁场从而产生起动轮胎旋转所需要的扭矩/速度比。所供给的动力可沿斜面向上增加以逐渐增加所述轮子的速度。

在步骤254中，如上所述，当所述航空器着陆时所述主发动机就解除动力进入空载状态而所述轮子马达用APU提供动力。当所述航空器的速度降低到接近滑行的速度时，所述主发动机解除动力和/或被关闭。通过所述轮子马达进行滑行，因此轮子马达的速度增加。当所述轮子马达的速度大于所述轮子的速度时，所述轮子马达就被接合以驱动或旋转所述轮子。因为所述航空器由所述轮子马达驱动，所述主发动机可以空转预定的空载时间或冷却时间。确定所冷却时间以使得所述主发动机在安全关闭之前和关闭期间处于适当的温度。在步骤256中，在预定的空载时间之后，所述主发动机关闭。

在步骤258中，在起飞期间，所述轮子马达被解除动力而主发动机动力增加到能够提供飞行所需要的推力。当所述航空器的速度增大时所述主控制器和轮子马达控制器逐渐减小提供到轮子马达的动力，所述驱动动力转换并由所述主驱马达动提供。

在步骤260中，所述航空器往返于终端而滑行。在步骤260A中，通过所述机载控制器或机外控制器例如塔45操纵所述航空器并控制所述轮子的速度。可产生转向和速度控制指令信号并把所述指令信号发送到轮子马达控制器。指令信号可由人工输入设备或接收器例如输入设备116和接收器122接收。

在步骤260B中，动力转换信号响应于人工转向和速度控制指令信号而产生。所述动力转换信号包括例如电压、电流以及适当的轮子马达运行所希望的波形。

在步骤260C中，反馈被提供给飞行员使得飞行员直接感觉到航空器的地面调度。所述反馈可以是从那些以上所述的轮马达、转向马达、整流器和控制器中产生或发送的反馈信号的形式。

在步骤260D中，例如在紧急情况期间，可通过人工输入设备产生超控控制信号。

现在参照图8，其示出了根据本发明的另一实施例的栓式燃料供应系统720的透视图。所示的燃料栓式供应系统720是四点栓式系统，它包括两对从停机坪724延伸并连接到航空器726的燃料栓722。每个燃料栓722也可具有用于从航空器726把烟气推走的内供给管(未示出，但是类似于内管233)和外护层728。燃料栓722可连接在航空器726机翼与机身接合处730的机舱内一侧，或可连接到航空器726上其它位置。

现在参照图9，其示出了根据本发明的另一个实施例的机器视觉对准系统750的透视图。对准系统750包括照相机752和对准联接器754。通过车载系统，对准系统750可与前端航空器起落架系统结合使用以便把照相机752与联接器754对准。对准系统750和所述前端航空器起落架系统辅助把航空器758的燃料输入口对准回流和蒸汽收集套756。图9的实例性实施例也图示了通过停机坪762和航空器758的制动系统764之间的冷却剂管路760提供制动冷却剂。所述制动冷却剂管路是对本发明另一实施例中使用的停机坪空冷系统的另一可选实施例。

现在参照图10，其示出了根据本发明的另一实施例的并入排水系统852的燃料栓式供给和制动冷却系统850的透视图。燃料供给和制动冷却系统850包括类似于对准系统750具有照相机856和对准联接器858的机器视觉对准系统854。燃料供给和制动冷却系统850也包括具有回流和蒸汽收集套860和溢出收集器862的燃料输入口。停机坪上回流和蒸汽收集套860附近的任何溢出的液体或燃料通过地下的溢出收集器862排入到停机坪下的层面864并与航空器866隔离。燃料管868连接到回流和蒸汽收集套860以及燃料控制阀870，所述燃料控制阀870被用来调节进入航空器866的燃料流量。流体排放管871位于停机坪下的层面864并排出此处的流体。

另外，停机坪制动冷却介质出口872设置为允许冷却空气从停机坪874排出并被对准航空器866的制动器(未示出)。出872用作空气出口以及溢出收集器。周围的空气流过出口872。从所述制动器附近的航空器866渗漏的任何液体通过出口872排出并被收集到收集器876，最终排出排放管878。空气供给管880耦接到液面882以上的收集器876，这样所述空气就不能流过包含在其中的任何液体。对准所述制动器的空气用箭头881表示。

现在参照图11，其示出了根据本发明的实施例图示主服务系统300的集成支持系统10’的侧向透视图。主服务系统300包括主控制对空布板通信联络站350和多个主服务支持子系统351。主站350经由多个主服务联接器耦接到航空器12。所述主服务联接器包括第一系列的联接器352和第二系列的联接器354。第一联接器352位于主站350上。第二联接器354位于航空器12上并与第一联接器352配合。主服务子系统351包括燃料系统360、电源系统362、水系统364、空气系统366和制动冷却系统368，这些都是通过站控制器370被控制的。

每一个主要子系统351具有相关的管道372，所述管道372从界面终端穿过维护管道延伸部分373延伸到相关的第一联接器352。在燃料栓374和电联接器376之间存在较大的间隔距离以便防止电弧到燃料中。也可利用本领域中已知的其他隔离技术以便将电联接器376与燃料栓374分开。燃料是通过燃料栓374传送的而不是通过燃料箱，这使由冷浸的燃料引起的防冻要求最低并常年地提供恒定且所希望的温度的燃料。

燃料系统360、水系统364、空气系统366和制动系统368都有相关的泵400、确切地说是燃料泵402、饮用水泵404、灰色水真空泵406、棕色水真空泵408、空气起动泵410、空调泵412和制动冷却剂泵414。泵400可位于主站350内或位于界面终端或一些其他的中央位置的其它位置，由此多个界面终端可共享和接近的位置。

当利用双主站时，通过延伸到并耦接于航空器12每一侧的燃料口411(只显示出一个)的高压加燃料栓374给航空器12补给燃料。机器视觉420确保联接器354在它们适当的方向上对准同时备用传感器420确保直到耦接完成时燃料才开始流动。传感器420可以是接触极限传感器的形式，当完全起动夹紧机构421时该传感器420就被激活。可通过连续性传感器支持传感器420，该连续性传感器指示所述夹紧机构何时处于完全夹紧的位置。来自航空器燃料储存系统432的反馈传感器430指示何时完成添加燃料以及何时燃料箱434被适当地充满。减压阀和回流设备429可被用来确保任何系统的失灵不会导致溢出。回流设备429可位于进入燃料箱434的平面或点处以便防止燃料被留在联接器354和所述航空器的燃料箱之间的较低水平面的管道或管路(未示出)中。在充满之后，所述较低平面的管路中此时可以是惰性气体。

燃料栓374可以是双层壁面并包括具有外套435的内管433。燃料通过内管433供应。外套435被用来收集蒸汽也用作降压回流系统。反馈传感器430被连接到燃料系统432。所述界面终端的燃料供给结构为地下燃料存储做准备。

电源和饮用水联接器像燃料联接器374那样配合。真空联接器连接到收集器排放管452。废物槽454然后可被抽真空。空调联接器连接到航空器通风道系统458。所述发动机起动空气联接器连接到航空器发动机起动空气管路462。所述制动冷却剂联接器被连接到航空器制动系统476的冷却管路474。当利用动态场制动器时，制动系统476中的散热可通过本领域已知的其他技术而不是使用制动冷却剂478收容。由于空间的限制，所述电源联接器、饮用水联接器、真空联接器、空调联接器、发动机起动空气联接器以及制动冷却剂联接器的不是每一个都被用数字表示，但都被示出并且大体都被指明并包括在第一联接器352中。

通过航空站控制器370，主站350调节供给给航空器12以及从航空器12用泵抽出的流体、空气和电能的量。控制板的操作员可监控主站350并关闭非适当操作的任何子系统351或主控制器370可位于该系统中并自身关闭一个或多个子系统351。虽然对于航空器12的一侧示出了一个单一的主站，但是可利用任何数量的主站。

主站350也包括静态接触的中立连接件480，在被其他联接器352和354连接之前所述静态接触的中立连接件480与航空器12连接。中立连接件480消除了任何可存在于航空器12和所述界面终端之间的静电。

用于系统完好和维护的监控的卸载/加载界面联接器484也被设置在主站350中。卸载/加载界面联接器484耦接到并用于航空器机载电力系统和电控的机外监视、检验和调节。

界面终端14可延伸到航空器12并因此维护管道373也是可延伸的。主站350可控制所述界面终端的延伸部分。维护管道373是可伸缩性的，并可被延伸到航空器12或从航空器12缩回。

现在参照图12，其示出了根据本发明实施例的停机坪界面服务系统700的透视图。停机坪界面服务系统700从停机坪702延伸出来并耦接到航空器704。停机坪界面服务系统700可多个位置耦接到航空器704。停机坪界面服务系统700对航空器704提供主要服务。把管道706耦接到航空器704，如所示，也把燃料、空气、电能、水和冷却剂供给给航空器704。液体，例如饮用水系统和灰水可以从航空器704排除或更换。

本发明提供集成的地面支持系统，所述地面支持系统缩短了登机门周转次数，并且对于航空公司和飞行的公众都是方便和有效的。所述集成系统的结构缩短了登机门周转周期，减少了地面支持人员、地面支持装备，还减少了通过由于支持活动而航空器损坏的危险。本发明也改善了机场跑道的容量、登机门以及机场的吞吐量，这减小了对机场扩展计划的长期需要。本发明也将需要用于航空器维护的地面支持设备减到最少。

对于本领域技术人员而言，上述设备和方法能够适用于多种应用和系统中，这包括：航空系统、岸基车辆系统、水基渡船和船舶系统，或本领域已知的其他需要车辆维护的应用或系统。在不偏离本发明的真正范围内也可对以上所述的发明进行变化。

Claims (25)

1.一种用于航空器的具有动力装置的前机身航空器轮系统，包括：

起落架，所述起落架从所述航空器延伸；

至少一个轮轴，所述轮轴连接到所述起落架；

至少一个轮，所述轮连接到所述至少一个轮轴；

至少一个轮马达，所述轮马达连接到所述至少一个轮轴和所述至少一个轮；和

控制器，所述控制器连接到所述至少一个轮马达并使所述至少一个轮旋转。

2.如权利要求1所述的系统，其中，所述控制器通过所述至少一个轮马达导引所述航空器往返于终端登机门。

3.如权利要求1所述的系统，还包括连接到所述控制器的接收器，所述控制器接收远端产生的控制信号并响应所述控制信号调度所述航空器。

4.如权利要求1所述的系统，其中，所述起落架是航空器前机身起落架。

5.如权利要求1所述的系统，还包含辅助供电单元或基于地面的电力供给和输送系统，所述至少一个轮马达连接并接收来自所述辅助供电单元或基于地面供给的电力。

6.如权利要求1所述的系统，还包括产生控制信号的导引控制系统，所述控制器响应所述控制信号调度所述航空器。

7.如权利要求1所述的系统，其中，所述控制器在所述至少一个轮马达接合之前或接合过程中除去航空器主发动机的动力。

8.如权利要求1所述的系统，其中，所述控制器响应飞行员指令信号调度所述航空器。

9.如权利要求1所述的系统，其中，所述至少一个轮马达包括：

转子；以及

定子。

10.如权利要求1所述的系统，还包括驱动组件，所述驱动组件连接到所述至少一个轮马达和所述至少一个轮并在它们之间传送能量。

11.如权利要求10所述的系统，其中，所述驱动组件包括齿轮，所述控制器沿第一方向旋转所述齿轮从而使所述航空器向前运动以及沿第二方向旋转所述齿轮从而使所述航空器向后运动。

12.如权利要求10所述的系统，其中，当所述轮以大约等于或大于所述至少一个轮的旋转速度旋转时，所述驱动组件从所述至少一个轮脱开。

13.如权利要求10所述的系统，其中，所述驱动组件包括：

至少一个齿轮；和

离合器组件，所述离合器组件连接到所述至少一个齿轮；

所述至少一个齿轮和所述离合器组件使所述至少一个轮与所述至少一个轮马达接合。

14.如权利要求13所述的系统，其中，所述离合器组件是双重起动锥形机构。

15.如权利要求1所述的系统，其中，在航空器着陆之前，所述控制器预先旋转所述至少一个轮。

16.如权利要求1所述的系统，其中，所述至少一个轮马达以马达、发电机和制动器中的至少一个运行。

17.如权利要求1所述的系统，还包括航空器终端配合系统。

18.如权利要求17所述的地面支持系统，其中，所述航空器终端配合系统采用机器视觉技术系统的形式。

19.如权利要求17所述的地面支持系统，其中，所述航空器终端配合系统包括对接联接器。

20.如权利要求17所述的地面支持系统，其中，所述航空器终端配合系统包括全球定位系统。

21.如权利要求17所述的地面支持系统，其中，所述航空器终端配合系统包括精确导引系统，所述精确导引系统遵循将所述至少一个航空器配合到所述至少一个机场对接终端停机口的引导。

22.一种集成操作的地面机动性系统包括：

位于远端的机外控制器，所述机外控制器发送控制信号；和

至少一个包含具有动力装置的前机身航空器轮系统的航空器，包括：

从所述至少一个航空器延伸的起落架；

至少一个轮轴，所述至少一个轮轴连接到所述起落架；

至少一个轮，所述至少一个轮连接到所述轮轴；

至少一个轮马达，所述至少一个轮马达连接到所述轮轴和所述至少一个轮；和

机载控制器，所述机载控制器连接到所述至少一个轮马达并响应所述控制信号使所述至少一个轮旋转。

23.如权利要求22所述的系统，还包括连接并向所述机载控制器提供导引信息的全球定位系统。

24.一种使航空器滑行的方法，包括：

在航空器处于高速状态的过程中，允许航空器的至少一个轮自由旋转；

将电力从所述航空器的辅助供电单元传送到所述至少一个轮马达；

通过所述至少一个轮马达使所述至少一个轮旋转；和

通过从机载控制器和机外控制器中的至少一个中选出的至少一个控制器，使所述航空器的转向并控制所述至少一个轮的速度。

25.如权利要求24所述的方法，还包括使所述至少一个轮的速度从静止起逐渐增加。

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