CN101254824A - 用于管理飞机的轮子转向控制的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于管理装有至少一个在转向控制下可转向的轮子的飞机起落架的转向控制的方法，这种方法包括以下步骤：一监测飞机的一个或几个滑行参数(51、54、64、59、61)，以确定所述飞机是否进入了拖曳状态；如果飞机进入了拖曳状态，就将转向控制设定于可转向轮子的自由转向模式；如果飞机脱离了拖曳状态，就启动转向控制，使可转向的轮子的转向角度由该转向控制来控制。

Description

用于管理飞机的轮子转向控制的方法

技术领域

本发明涉及一种用于管理飞机轮子的转向控制的方法。

背景技术

在机场，尤其是在航站楼附近，往往是用牵引车拖曳飞机。众所周知，为此，需要用牵引杆把飞机连接于牵引车，牵引杆固定于飞机的辅起落架上的固定点。更确切地说，固定点是在装有轮子的辅起落架的下部。用专门适用于拖曳飞机的牵引车通过辅起落架的轮子直接拖曳飞机也是已知的。为了使起落架的下部转向以跟随牵引车施加的拖动，重要的是，要使起落架的下部与飞机的其余部分转动地脱离联接。

这样的脱离联接可通过解开把该下部连接于轮子转向构件的力矩连杆的臂来做到，轮子转向构件的功能包括响应飞机驾驶员发出的转向指令而使轮子转向。这种方法有一个缺点，就是需要地勤操作员尽可能靠近辅起落架地参与，如果飞机驾驶员不适时地操动了转向构件，那可是很危险的。此外，在完成拖曳之后，有时很难把力矩连杆的臂彼此连接起来。加之，地勤操作员有可能在完成拖曳时忘记了连接力矩连杆的臂。

这样的脱离联接也可通过停用转向控制即把转向控制放在一种自由转向模式来做到，在这种自由转向模式中，转向构件变成被动的并放开了起落架下部而使其可自由转动，这就不必使力矩连杆的臂脱解。在这后一情况中，辅起落架一般装备有中立杆，地勤操作员可操动这个中立杆而把转向控制放在自由转向模式。然后，地勤操作员必须再一次尽可能接近辅起落架地操动这个中立杆。此外，这个杆装在定位在辅起落架上的中立构件上，它们都是在没有遮盖的区域，可能暴露于坏的天气和振动，这些情况可能导致这个杆或相关的接触器失灵。那么，拖曳可在转向控制没有被放在自由转向模式时进行，这样，这种非中立化的转向控制试图对抗由拖曳飞机的牵引车引起的轮子的任何转向而将轮子保持在由转向控制要求的方位，这可能导致拖曳杆及其在辅起落架上的钩子性能退化，甚至在某些情况中可能导致转向构件的不利疲劳。此外，地勤操作员可能根本就忘记了操动中立构件，这可能引起同样的缺点。

为了弥补上述缺点，曾想出把中立杆定位在有遮盖的地方，就是直接在飞机座舱内。这样，飞机驾驶员自己可操动中立杆而把转向构件放在自由转向模式，以使飞机的拖曳成为可能。但是飞机驾驶员也有可能忘记操动中立杆，这可能引起同样的缺点。而且，在飞机驾驶员不是在飞机上时，需要有第二操作员承担控制责任来操动这个杆，这是不实际的。

发明内容

本发明的目的是提供另一种解决办法，其可避免上述缺点。

为达到以上目的，本发明提供一种用于管理飞机起落架的至少一个可转向的轮子的转向控制的方法，这种方法包括：

-监测飞机的至少一个滑行参数，以确定飞机是进入了拖曳状态还是脱离了拖曳状态；

-如果飞机进入了拖曳状态，就自动地将转向控制放在自由转向模式；

-如果飞机脱离了拖曳状态，就自动地重新启动转向控制。

这样，在拖曳状态被认定了时，也就是如果拖曳是正在进行，转向控制就被自动地放在自由转向模式，这样，在拖曳的进行中不会有损坏转向控制的危险。然后，只要飞机一脱离拖曳状态，转向控制就被自动地重新启动，这将使飞机驾驶员能够在飞机滑行过程中确实地掌握转向控制。

采用这种方法，可取消中立杆和与那种杆的使用相关联的所有缺点：不可靠、操作员可能疏忽、等等。采用这种方法，还可避免操作员除可能的拖曳杆钩挂之外的对起落架本身的任何干预，这可确保安全。

按照第一实施例，拖曳状态对应于飞机有可能被拖曳的潜在的拖曳状态。优选的是，这种状态对应于检测到以下事件：飞机已经停止了某些时间，以及制动控制已经停用了某些时间。

按照本发明的一个特定方面，响应检测到表明拖曳状态已结束的事件，以及优选的是，在下列事件中的至少一个事件出现时，转向控制可被重新启动：

-发动机推力超过预先确定的阈值；

-飞机非滑行速度超过预先确定的阈值；

-受控的转向角速度超过预先确定的阈值；

-制动控制被启动。

这样，只要检测到表明拖曳状态已结束的事件，转向控制就被自动地重新启动，而使飞机驾驶员确实掌握转向控制权。

附图说明

阅读以下说明并参照附图，将会对本发明有更好的理解，各附图中：

图1是辅起落架的视图，拖曳杆已紧固于其上；

图2是图1的起落架的转向控制的液压系统原理图；

图3是本发明的方法的第一实施例的用于使转向控制过渡到自由转向模式的逻辑图；

图4是图3的逻辑的另一个方案；以及

图5是本发明的方法的第二实施例的用于使转向控制过渡到自由转向模式的逻辑图。

具体实施方式

现在参照图1，飞机的辅起落架包括箱子1，其直接连接于飞机结构并且支柱2以可伸缩的方式安装在其中而与箱子1一起构成缓冲器。支柱2的下端装有两个轮子3。箱子1包括有套环5的转向构件4，套环5安装成可绕箱子1转动并可被转向作动筒6驱动。套环5通过有两个铰接臂的力矩连杆7连接于支柱2，这样，支柱2的角度位置就由套环5的角度位置决定。为了使轮子3转向，只需控制转向作动筒6而使套环5转动，而套环5将通过力矩连杆7驱使支柱2转动。为了控制转向作动筒6，飞机设有给转向作动筒6提供液压动力的液压回路，如图2所示，该液压回路可响应飞机驾驶员的指令选择性地给转向作动筒6提供动力，以转动套环5，进而使轮子3转向。

液压回路包括表示在虚线框内的连接块10，其通过由计算机50控制的阀门11连接于飞机的液压回路的压力管路和回油管路。液压连接块10有两两成组的四个出口，以便通过转阀12选择性地给两个转向作动筒6的四个腔室供给液压。液压连接块10包括由计算机50控制的伺服阀13，其可响应飞机驾驶员的转向指令而将液压分配给转向作动筒6。液压连接块10的各出口中的两个出口关联于伺服阀13的第一出口14，而另两个口关联于伺服阀13的第二出口15。

液压连接块10包括短路阀门16，在液压连接块10不被供油时(这意味着在阀门11处在回油位置时)，短路阀门16可将出口14、15短路。短路位置使得可以在轮子的被迫转向过程中例如在拖曳作业过程中把液压流体从作动筒6的容积逐渐减小的腔室向作动筒6的容积逐渐增大的腔室里转移。容积之差由连接于两个短路阀门16之间的中点的蓄能器17吸收。

在液压连接块10加压时，两个短路阀门16受液压控制而被关闭(见点线20内的管路)，出口14、15因此而被隔离。为了补偿液压流体的容积之差，可由蓄能器17通过单向阀18向出口14、15中的任一个供油。此外，减压阀19可使从作动筒6来的液压流体通过出口14、15中的任一个向蓄能器17溢流。

为了保持蓄能器17处于压力下并防止其向回油管路放空，液压连接块10包括定位在液压连接块10回油管路上的校准的阀门15。这个校准的阀门15使得可把由液压连接块10和作动筒6构成的组件保持在高于回油压力的校准压力，这可避免连接块10内和作动筒6内出现任何空泡。在液压连接块10处在压力下时，若是蓄能器17部分地放空了，供油管路21可通过限流阀22充注蓄能器17。

所有这些都是已知的，这里加以说明是因为本发明要用它们。

本发明旨在响应计算机50检测到的正在被拖曳的或有可能被拖曳的飞机的拖曳状态把转向控制放在自由转向模式，并在飞机脱离拖曳状态或称不是处在拖曳状态时使转向控制无效。通过监测飞机的一个或几个滑行参数可检测到这样的状态(在实际应用中，可以按照预先确定的逻辑把各个信号组合起来)，这些参数诸如飞机的速度、制动指令、轮子转向角速度、等等。

事实上，在这一情况中，可以用以下两个措施中的至少一个做到自由转向：

-计算机50对阀门11发出指令而将其放在回油位置。这时液压连接块10不再承受飞机的压力，以及短路阀门16被放在短路位置。在飞机被拖曳而可能引起套环5的被迫转动时，在作动筒6的容积被减小的各腔室和作动筒6的容积被增大的各腔室之间通过短路阀门16发生流体转移，而容积之差由蓄能器17来存储或输送。这种措施在下文将被称为“转向液压连接块回油”。或者，

-计算机50对伺服阀13发出指令，使它不理会来自飞机驾驶员的转向指令而仍保持在中位。阀门11保持在加压位置，会使液压连接块10仍被供油，而短路阀门16保持关闭。但是，在飞机被拖曳而可能导致套环5的被迫转动时，在作动筒6的容积被减小的各腔室和作动筒6的容积被增大的各腔室之间通过单向阀18和减压阀19发生流体转移，压力差由蓄能器17来存储或输送。按照一种特定的配置，如果伺服阀是锚定型式的，在伺服阀的滑阀被保持在中位时，至少通过伺服阀的滑阀和套筒之间现有的各个孔发生部分地流体转移，这可防止液压连接块10内的压力升高且阻止减压阀19的工作。伺服阀13的这种中立化可允许轮子3自由转向。这种措施在下文中将被称为“伺服阀中立化”。

作为选项，可以同时地采用这两个措施。

按照本发明的方法的表示于图3的第一实施例，计算机50监测飞机停止信号51，如果飞机是停止的(或是在以非常低的残余速度滑行着)，这个信号是1，如果飞机在运动着，它就是0。在停止信号51在一定的时间T1(几秒的量级)内保持为1时，停止信号51被发送到上升沿确认器52，其输出变为1。上升沿确认器52的这一输出被发送给第一“与”门53。

还有，计算机50监测来自例如飞机的制动计算机的受控制动信号54，例如飞机驾驶员在舵杆上的按压或任何其它制动指令。如果制动控制被启用了，制动信号54是1。制动信号54被发送到反相器55，然后反相器55的输出被发送到上升沿确认器56。然后当制动控制被停用时，制动信号54变成0。反相器55的输出变成1，而上升沿确认器56的输出在几秒量级的时间T2之后才变成1，在这个过程中，上升沿确认器56的输入保持为1。上升沿确认器56的输出是“与”门53的第二输入。

第一“与”门53的输出是双稳态触发器57的第一输入S。在第一输入S变成1时双稳态触发器57的输出变成1，以及双稳态触发器57的输出不管输入S的后续数值是什么仍保持为1。双稳态触发器57的输出变成1意味着飞机是处在一种潜在的拖曳状态(飞机已经停止一些时间并且各制动器已经释放了一些时间)。然后双稳态触发器57的输出变成1可使液压连接块10回油，这样就可任选地进行拖曳，而不会有转向控制试图抵抗由拖曳引起的轮子的被迫转向。

可响应检测到表明飞机已明显地不再是处在拖曳状态的事件来进行拖曳状态的脱离，亦即转向控制的重新启动。为此目的，可利用双稳态触发器57的第二输入R*，其变成1可使双稳态触发器57的输出复位，这可使阀门11回到给液压连接块10供油的位置。

在这一情况中，选择监测四个特定的事件：

-发动机推力超过阈值P1；

-飞机滑行速度超过阈值V1；

-受控的转向角速度超过阈值ω1；

-制动指令的出现。

在实际应用中，以“或”门58的输出作为双稳态触发器57的第二输入R^*，而“或”门58的四个输入如下：

1.比较器63把发动机推力信号64与阈值P1进行比较而发出的输出，如果发动机推力64超过阈值P1，比较器63就输出1。推力阈值P1选择为稍稍大于发动机空转速度推力；

2.比较器62把飞机滑行速度59与速度阈值V1进行比较而发出的输出，如果飞机滑行速度59超过或等于速度阈值V1，比较器62就输出1。在实际应用中，阈值V1选择为批准的最大拖曳速度；

3.比较器60把受控的转向角速度信号61与阈值ω1进行比较而发出的输出，如果受控的转向角速度超过阈值ω1，即如果飞机驾驶员通过手轮或舵杆或计算机本身启动了转向角度控制，致使所请求的转动角速度超过了阈值ω1，比较器60就输出1。在实际应用中，阈值ω1可选择得小一点，但考虑到剩余噪声会影响信号，最好不要等于0。当然，转向控制角速度信号是角速度信号的绝对值，其不考虑由飞机驾驶员请求的转向方向；

4.受控的制动信号54。

当“或”门58的各输入之一变成1时，它的输出就变成1，这可使双稳态触发器57的输入复位。于是阀门11被转到供油位置。转向控制被重新启动。

这样，计算机50在监测飞机的一个或几个滑行参数的同时检测飞机的有可能被拖曳的状态并响应这一检测结果把转向控制放在自由转向模式，这样就可有效地进行拖曳而没有任何性能退化的危险。只要计算机50认定表明飞机已经明显地脱离了潜在的拖曳状态的事件，就可进行转向控制的重新启动。

按照图4所示的一个改变方案，只要已经检测到拖曳是在有效地进行中，就可请求液压连接块回油。按照这一实施方式，可响应检测到潜在的拖曳状态的出现而使伺服阀中立化，而液压连接块只有已经检测到拖曳是在进行时才能被放在回油位置。于是，可避免会引起液压连接块和它的部件的磨损的压降和加压，以及还可避免阀门11的没有用处的启动。

为此目的，再次全面采用图3的逻辑。图4中，没有把整个逻辑详细表示出来，但可看到双稳态触发器57和“或”门58，它们各自的输入与图3中表示的严格地类似。

但是在这一情况中，双稳态触发器57的输出不仅引起液压连接块的回油，而且如上所述，也使伺服阀13中立化。

双稳态触发器57的输出构成第二“与”门70的两个输入之一，这个输出是用于请求液压连接块10的回油位置。

“与”门70的两个输入中的另一个由以下信号构成。计算机50监测转向有效角速度信号71(应该注意到，不应把这个响应转向指令或响应由牵引车施加的转向的转向有效角速度，就是套环5在箱子1上转动的角速度，混淆于受控的转向角速度信号61，受控的转向角速度信号61是由飞机驾驶员或计算机给出的转向指令中请求的或从其导出的角速度)。转向有效角速度信号71被供给到比较器72，而比较器72把转向有效角速度信号71与阈值ω2进行比较，如果转向有效角速度超过该阈值，比较器72就输出1。当然，这里的信号是转向有效角速度信号的绝对值，其不考虑有效转向方向。

比较器72的输出构成“与”门70的第二输入。当转向有效角速度信号71大于阈值ω2时，这个第二“与”门的第二输入变成1，这与一直没有转向请求的事实(“或”门58的输入3)一起意味着，拖曳作业是正在进行。由于第二“与”门70的第一输入仍是1，第二“与”门70的输出变成1。

接着，“与”门70的输出是第二双稳态触发器76的输入S。当“与”门70的输出变成1时，第二双稳态触发器76的输出就变成1，并且即使在该“与”门的输出变成0时仍保持为1。这时，正是第二双稳态触发器76的输出使液压连接块设定于回油位置。当第二双稳态触发器76的第二输入R*变成1时，它的输出就被复位。可以看出，第二双稳态触发器76的输入R*和第一双稳态触发器57的输入R*是同一个信号，就是“或”门58的输出。

因此，按照本发明的第一方面，在检测到潜在的拖曳状态时，伺服阀13就被中立化，如果这时要进行拖曳作业，这允许安全地进行。如果没有拖曳作业要进行以及如果出现了标志潜在的拖曳状态已结束的事件之一，那么可重新启动伺服阀，这可在很短的时间内做到。然后当潜在的拖曳状态不再存在时，启动了的转向控制很快可由飞机驾驶员来掌握。还有，液压连接块在这时仍保持加压，这样就不会有可能影响疲劳强度的压降或加压发生。只有检测到的套环的有效转动角速度表明拖曳作业是在有效地进行时，同时没有转向被请求(“或”门58的输入3)，液压连接块10才将被定位在回油状态。

由于液压连接块10是在回油位置，伺服阀13在拖曳过程中的不适时的启动就因液压连接块10不再处于压力下而不起作用。液压连接块10的这样的回油位置可确保提高安全性。

还可按照图5所示的另一个逻辑来实现本发明。可以看出，双稳态触发器57′类似于前一逻辑中的双稳态触发器57。但双稳态触发器57′的第一输入S是直接由经上升沿确认器52处理的停止的飞机的信号51构成。与前一逻辑中一样，双稳态触发器57′的第二输入R*由“或”门58的输出构成，其包括完全相同的输入。

双稳态触发器57′的输出被供给到“与”门70′，这个“与”门类似于图4中的“与”门70，所不同的是，它的第二输入现在是由一个辅助“与”门78的输出构成，而辅助“与”门78的两个输入说明如下：

1.受控的转向角速度信号61被送到比较器60，该比较器将受控的转向角速度与阈值ω1进行比较。比较器60的输出被发送给反相器80，而反相器80的输出被供给到上升沿确认器81(它的延迟考虑了转向控制的动态特性)，而上升沿确认器81的输出是辅助“与”门78的第一输入。

2.转向有效角速度信号71被送到比较器72，该比较器将这个转向有效角速度与阈值ω2进行比较。比较器72的输出是辅助“与”门78的第二输入。

如上所述，这里是考虑转向有效角速度信号和受控的转向角速度信号的绝对值。

然后，与图4中一样，“与”门70′的输出是第二双稳态触发器76的输入S。如同上述，这个第二双稳态触发器76的第二输入R*由“或”门58的输出构成。第二双稳态触发器76的输出变成1就可把转向控制改变到自由转向模式，在这一情况中，是通过把液压连接块10设定到回油位置。

这一逻辑的运行如下。在飞机已停止了一段时间T1时，双稳态触发器57′的输出变成1。然后，飞机是处于一种可能被拖曳的中间状态。但是，这里已经选择为不是响应检测到飞机的简单停止就把转向控制放在自由转向模式。实际上，如果飞机随后被直线地向前拖曳，转向控制可保持为被启动状态，这不妨碍直线地向前拖曳。但是，这样的被直线地向前拖曳的能力在大多数情况下当然不能适应于牵引车使飞机转弯的真正拖曳。显然，不能把直线地向前拖曳看作是真正的拖曳作业。那么，应该选择为，只要有转弯的真正的拖曳作业已经开始，就应把转向控制放在自由转向模式。所以，还应监测以下的附加状态：

-受控的转向角速度61在至少与确认器81相关的时间T4内没有超过阈值ω1；以及

-由转弯牵引车施加于例如轮子和套环的转向有效角速度71超过阈值ω2。

于是，转向控制响应被证实的或称有效的拖曳状态的检测结果而被设定于自由转向模式。除非在有效地进行真正的拖曳作业(这是指包括转弯)，转向控制仍总是在起作用。

这样，在图示的各个逻辑中，对第二组若干个滑行参数进行监测，以检测潜在的拖曳状态或真正的拖曳状态，以及响应这一检测结果而停用转向控制。若检测结果表明飞机不再是处于拖曳状态，就响应这一检测结果而再启动转向控制。

应该注意到，按照本发明，检测表明拖曳状态已结束的事件使得可以弥补计算机的出错，计算机可能会错误地把转向控制设定于自由转向模式而飞机却不是处于拖曳状态。事实上，在非被拖滑行阶段(例如在着陆时或在机场的滑行道上自主行进过程中)，用于检测表明拖曳状态的结束的事件的监测信号也是这样的滑行阶段的指示：在滑行的一个时刻例如飞机的速度超过阈值V1那一时刻或发动机推力超过阈值P1那一时刻，“或”门58的输出必然变成1。然后，这个双稳态触发器或各双稳态触发器被复位，这将引起转向控制的重新启动。这时飞机驾驶员可以确信转向控制将在拖曳状态结束时或在不适时地改变到自由转向模式之后被自动地启动，这样，在这一阶段中当需要转向控制时却没有可用的转向控制的危险是非常小的。

大致地说，重要的是应注意到，拖曳状态是由滑行参数组合(图3和4中的信号51、54以及图5中的信号51、61、71)来证实，这一参数组合不同于表明拖曳状态的结束或不存在拖曳状态的那个滑行参数组合(图3、4、5中的信号64、59、61、54)。这就可以避免已有技术的那种只用非滑行参数(来自连接于牵引杆的传感器的信号值)来决定是否应启动或停用转向控制的情况。在那种情况中，如果信号不可靠，可能产生不适时的停用或启动。

按照本发明，通过选择两个不同的滑行参数组合来验证飞机是否处于拖曳状态，转向控制的管理就不是仅依赖信号的数值，不管它是被监测的还是用逻辑门得到的。

当然，这里给出的两个组合是为说明的目的而给出的，也可以考虑用任何其它的滑行参数组合，如果需要，每个组合可以只是滑行参数。可以决定只监测滑行参数，但这个参数的数值必须是可靠得足以确定飞机处于拖曳状态还是处于非拖曳状态。

本发明不限于以上的描述，而是涵盖属于权利要求书所定义的范围内的任何变化方案。

更具体地说，尽管是用液压转向控制图解说明了本发明，但是本发明当然可以对飞机采用电的转向控制。

在图示的逻辑中，虽然采用转向有效角速度信号和受控的转向角速度信号，但是当然可以通过分别获得适当过滤的转向有效角度和受控转向角度信号来对这些信号进行重组。

当然，应该先对全部所用的信号进行恰当的处理(过滤、去除噪声)，而后再送去由转向控制管理逻辑进行处理，这是本技术领域的专业人员都知道的。

最后，虽然说明了为实现上述逻辑需监测某些滑行参数，但是当然可以把监测的滑行参数的个数减少几个或增加几个。这样，例如可以决定，只要检测到飞机的停止，就把转向控制转到自由转向模式。也可以监测飞机的纵向加速度信号来重新启动转向控制。

Claims (10)

1.一种用于管理装有至少一个在转向控制下可转向的轮子的飞机起落架的转向控制的方法，这种方法包括：

-监测所述飞机的至少一个滑行参数(51、54、64、59、61；51、54、64、59、61、71)，以确定所述飞机是否进入了拖曳状态；

-如果所述飞机进入了所述拖曳状态，就将所述转向控制设定于所述可转向轮子的自由转向模式；

-如果所述飞机脱离了所述拖曳状态，就重新启动所述转向控制，使所述可转向的轮子的转向角度由所述转向控制来控制。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，进行几个滑行参数的第一逻辑组合，以定义一个事件，该事件的出现表明所述飞机进入了所述拖曳状态。

3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，进行几个滑行参数的不同于所述第一逻辑组合的第二逻辑组合，以定义一个事件，该事件的出现表明飞机脱离了所述拖曳状态。

4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述拖曳状态对应于潜在的拖曳状态，在这个潜在的拖曳状态，所述飞机有可能被拖曳。

5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，在检测到下列事件时，所述飞机就进入所述潜在的拖曳状态：

-所述飞机已经停止了某些时间(51、52)；以及

-某些时间以来制动控制一直没有被启动(54、55、58)。

6.如权利要求5所述的方法，其特征在于，该方法应用于包括伺服阀(13)的液压转向控制，通过使所述伺服阀中立，将所述转向控制放在所述自由转向模式。

7.如权利要求6所述的方法，其特征在于，如果在使所述伺服阀中立之后检测到所述轮子的转向有效角速度(71、72)超过预先确定的阈值，将所述转向控制进一步放在液压回油位置。

8.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述拖曳状态对应于拖曳是在有效地进行过程中的有效拖曳状态。

9.如权利要求8所述的方法，其特征在于，在检测到下列事件时，所述飞机进入所述有效的拖曳状态：

-所述飞机已经停止了某些时间(51、52)；

-所述轮子的转向有效角速度超过预先确定的阈值(71、72)；以及

-所述轮子的受控转向角速度某些时间以来没有保持超过所述阈值(61、60、80、81)。

10.如权利要求3所述的方法，其特征在于，在检测到下列事件时，所述飞机脱离所述拖曳状态：

-发动机推力超过预先确定的阈值(63、64)；或

-所述飞机的滑行速度超过预先确定的阈值(59、62)；或

-受控的转向角速度超过预先确定的阈值(60、61)；或

-制动控制已被启动(54)。

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