CN102411370B - 控制沿地面滑行的飞机的偏航运动的方法 - Google Patents

控制沿地面滑行的飞机的偏航运动的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN102411370B
CN102411370B CN201110305918.3A CN201110305918A CN102411370B CN 102411370 B CN102411370 B CN 102411370B CN 201110305918 A CN201110305918 A CN 201110305918A CN 102411370 B CN102411370 B CN 102411370B
Authority
CN
China
Prior art keywords
setting value
angle
aircraft
yawing
yaw speed
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201110305918.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102411370A (zh
Inventor
D·勒梅
D·弗兰克
M·巴赛特
Y·查马拉德
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Landing Systems SAS
Original Assignee
Messier Bugatti Dowty SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Messier Bugatti Dowty SA filed Critical Messier Bugatti Dowty SA
Publication of CN102411370A publication Critical patent/CN102411370A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102411370B publication Critical patent/CN102411370B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/0083—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots to help an aircraft pilot in the rolling phase
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface 
    • B64C25/50—Steerable undercarriages; Shimmy-damping
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T70/00—Locks
    • Y10T70/50—Special application
    • Y10T70/5611—For control and machine elements
    • Y10T70/5646—Rotary shaft
    • Y10T70/565—Locked stationary
    • Y10T70/5655—Housing-carried lock
    • Y10T70/5664—Latching bolt

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Steering Control In Accordance With Driving Conditions (AREA)
  • Regulating Braking Force (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明涉及一种控制沿地面滑行的飞机(1)的偏航运动的方法，飞机包括至少一个带有一个用于承载轮子的、可操控的底部部分(3)的第一起落架(2)。根据本发明，该方法包括如下步骤：-以偏航速率设定值为基础，确定轮子转向预置角θp；-采用以偏航速率设定值作为输入并产生操控底部部分的命令的闭环控制，以通过等于预置角θp与角θz之和的转向角θc来操控该操控底部，角θz由考虑偏航速率设定值和当可操控底部部分由转向角θc操控时所测的偏航速率之间的误差而确定。

Description

控制沿地面滑行的飞机的偏航运动的方法
技术领域
本发明涉及一种控制沿地面滑行的飞机的偏航运动的方法。
回顾可知，飞机包括一套起落装置，该装置包括一些起落架，以期提供飞机和地面间的交接面。
背景技术
通常，飞行员通过作动操纵杆(舵杆踏板、操纵轮等)来控制沿地面滑行的飞机的偏航运动。在飞机至少具有带一个用于承载轮子的可操控底部部分的起落架的情况下，操纵杆通过一个依赖于飞机速度的控制器，直接作用在可操纵的底部部分。
由Mr.Jean DUPREZ在2004年Airbus France-LAAS发表的题为Automatisation du pilotage au sol pour la navigation portuaire[Automation of groundsteering for port navigation的文章(可通过访问论文网站获得：http://tel.archives-ouvertes.fr/)揭示了如何改进控制器以在控制偏航运动过程中为飞行员提供更大的助力。这篇论文描述了如下方法：
-以由操纵杆产生的命令为基础，确定一个预置角，通过预置角操控起落架的底部部分的轮子。
-采用预置角作为其输入并在该处产生一个校正的闭环控制，
-通过一个等于已从预置角中减去校正值的转向角操控该底部部分。
发明目的
本发明的目的是提供一种控制沿地面滑行的飞机的偏航运动的方法，其中用于底部部分的转向角采用一种不同类型的闭环控制。
发明内容
为达到此目的，提出了一种控制沿地面滑行的飞机的偏航运动的方法，飞机包括至少一个带有用于承载轮子的可操控的底部部分的第一起落架。
根据本发明，该方法包括如下步骤：
-以偏航速率发定值为基础，确定轮子转向预置角；
-采用以偏航速率设定值作为输入并产生操控底部部分的命令的闭环控制，以使该命令通过转向角来操控它，该转向角等于预置角与考虑到当可操控底部部分被转向角操控时偏航速率设定值与所测得的偏航速率的偏差所确定的角度之和。
因此，是通过控制关于底部部分预置位置的转向角来操控底部部分的。
根据本发明的一个优选实施例，应用该方法的飞机进一步包括至少两个分别位于机身左边和右边，并且其轮子与转矩施加构件相连的主起落架，本方法包括对于左、右两个主起落架的转矩施加构件产生两个加速度设定值的步骤，以便该构件受到激发，在飞机上产生一个偏航力矩来补充由第一起落架产生的偏航力矩，从而在飞机上产生的总偏航力矩可以使飞机遵循偏航速率设定值。
转矩施加构件是，例如，摩擦刹车装置和/或自推进运动装置，自推进运动装置包括发动机。
根据本发明，该方法使得可以通过分配偏航力矩，同步地控制第一起落架的底部部分的转向和主起落架的旋转速度差速。飞行员将不再担心如何分配控制命令以作用于底部部分的转向和主起落架的轮子的加速度。
附图说明
本发明将参照以下附图，通过对根据本发明的一个非限定的特定实施例的如下描述来更好地说明：
-图1是根据本发明的方法如何实现的方框图。
-图2是根据本发明的方法在一个优选实施例中如何实现的方框图。
具体实施方式
图1中详细说明了根据本发明的方法在飞机1上的应用，该飞机1包括至少一个第一起落架，该第一起落架带有用于承载轮子的可操控的底部部分。此处的飞机1包括位于机身前部且带有可由致动器100操控的底部部分3的辅助起落架2。控制构件200控制底部部分3的致动器100.
想要使得沿地面滑行的飞机1产生偏航运动的飞行员，可以作动许多操纵杆(诸如舵杆踏板或操纵轮等)以产生偏航速率设定值
以偏航速率设定值为基础，计算机4经过计算确定预置角θp，并通过该预置角θp操控底部部分3的轮子。在该实例中，该计算与前述理论中已解释过的计算方法相同。
与此同时，以偏航速率设定值为基础，单变量校正器5确定将在飞机1中由辅助起落架2产生的偏航力矩设定值Mza，这样，产生的偏航力矩Mza将允许飞机1遵循偏航速率设定值。接下来，第二计算机6将偏航力矩设定值Mza转变为角度设定值θz。然后产生转向角设定值θc用于控制构件200，该转向角θc等于预置角θp与从偏航力矩设定值Mza中推导的角度θz之和。以转向角设定值θc为基础，控制构件200控制致动器100以通过转向角θc来操纵底部部分3。
根据本发明，在偏航运动的任何时刻，飞机1的偏航速率都被测量。基于所测的偏航速率和偏航速率设定值单变量校正器5将偏航速率设定值和当可操控底部部分3通过转向角θc操控时所测的偏航速率间的误差纳入考虑后确定偏航力矩设定值Mza。因此，由偏航力矩设定值Mza直接推出的角度设定值θz，也将偏航速率设定值与所测的偏航速率间的误差纳入考虑后来确定。
由于预置，飞机1的偏航速率快速收敛到偏航速率设定值接下来，通过对关于预置角的转向角θc的控制7，飞机1的偏航速率至少在底部部分的转向操作的正常条件下，被迫遵从偏航速率设定值
这里，偏航运动的任何时刻，转向角θm被测量。基于所测的转向角θm，第二计算机6将转向角设定值θc和所测的转向角θm之间的误差纳入考虑，由偏航力矩设定值Mza直接确定角度设定值θz。通过使用对转向角θc的控制8，在第一控制7没有直接并入转向角设定值θc与所测的转向角θm之间的误差的情况下，获得遵循转向角设定值θc的转向角。
参照图2，飞机1进一步包括至少两个分别位于机身后部左边和右边且其轮子分别与转矩施加构件11，12相连的主起落架9、10。通过在飞机1上施加转矩，所述的构件11，12能够产生左主起落架9的轮子的旋转速度与右主起落架10的轮子的旋转速度的差速。根据一个优选实施例，本发明的方法将转矩施加构件11、12合并，以便同步地控制起落架1的底部部分3的转向和主起落架9、10之间的旋转速度的差速。
为此，基于偏航速率设定值然后多变量校正器50同时确定飞机1上将由辅助起落架2产生的偏航力矩设定值Mza和飞机1上由转矩施加构件11、12产生的附加偏航力矩设定值Mzp，以便由辅助起落架2和转矩施加构件11、12产生的总力矩将允许飞机1遵循偏航速率设定值
在本身已知的方式中，转矩施加构件11、12由控制模块13控制。基于附加偏航力矩设定值Mzp，控制模块13对于转矩施加构件11、12产生两个加速度设定值Γg、Γd。在特定情况下(潮湿的跑道，有缺陷的加速方式，等等)，可能发生所述的构件中的一个或多个不能产生超过限定加速度的加速度，因而阻止附加偏航力矩设定值Mzp的获取。在此情况下，饱和信号Satg、Satd由左主起落架9或右主起落架10发送到控制模块13，然后控制模块13在产生可以向所要求的附加偏航力矩设定值Mzp最佳收敛的加速度设定值Γg、Γd时，将此饱和情况纳入考虑。
根据本发明，基于偏航速率测量值和偏航速率设定值多变量校正器50同时确定由辅助起落架2产生的偏航力矩设定值Mza和由转矩施加构件11、12产生的附加偏航力矩设定值Mzp，这样总偏航力矩将允许飞机1遵循偏航速率设定值为此，多变量校正器50将偏航速率设定值和当可操控底部部分3通过转向角θc操控时所测的偏航速率之间的误差纳入考虑，并且转矩施加构件11、12以加速度Γg、Γd被驱动旋转。对转矩施加构件11、12的加速度的控制也是通过使用第一控制7获得。
在本例中，第三计算机14将偏航速率设定值转变为旋转速度差速设定值Δωc，所述的设定值然后被转发到多变量校正器50。此外，在偏航运动的任一时刻，左边、右边的主起落架9、10的轮子的平均旋转速度分别被测量。基于所测的平均转速第四计算机15确定测量的旋转速度差速Δωm，该速度差速随后被转发到多变量校正器50。基于旋转速度差速设定值Δωc和所测的旋转速度差速Δωm，多变量校正器50将旋转速度差速设定值Δωc和所测的旋转速度差速Δωm之间的误差纳入考虑，然后确定将由转矩施加构件11、12产生的附加偏航力矩设定值Mzp。使用第三控制16，在第一控制7没有直接合并旋转速度差速设定值Δωc和所测的旋转速度差速Δωm之间误差的情况下，获得左边和右边的主起落架9、10的轮子的、遵循加速度设定值Γg、Γd的加速度。
当然，本发明不限于所述的实施例，且在不背离本发明权利要求范围的情况下，实施差异可以变动。
特别地，这里所述的主起落架9、10的轮子的加速度包括轮子的正加速度和轮子的负加速度，其中负加速度也被称为减速。
尽管已经提到飞机1包括位于前端的辅助起落架2和位于后部的两个主起落架9、10，起落架当然还可以有其它方式。进一步地，飞机1可以包括数量大不相同的起落架，且每个起落架可包括数量大不相同的轮子。

Claims (6)

1.一种控制沿地面滑行的飞机(1)的偏航运动的方法，飞机包括至少一个带有用于承载轮子的、可操控的底部部分(3)的第一起落架(2)，所述方法的特征在于它包括如下步骤：
-基于偏航速率设定值，确定轮子转向预置角θp；
-采用以偏航速率设定值作为输入并产生操控底部部分的命令的闭环控制，以通过等于预置角θp与角θz之和的转向角θc来操控所述底部部分，其中角θz由考虑偏航速率设定值和当可操控底部部分由转向角θc操控时所测的偏航速率之间的误差而确定。
2.根据权利要求1所述的方法，其中转向角θc等于预置角θp和角θz之和，角θz由考虑要求的转向角θc与所测的转向角θm之间的误差进一步确定。
3.根据权利要求1所述的方法，应用所述方法的飞机进一步包括至少两个分别位于机身左边和右边且其轮子与转矩施加构件(11，12)相连的主起落架(9，10)，所述方法包括对于左边和右边的主起落架(9，10)的转矩施加构件(11，12)而产生两个加速度设定值Γg、Γd的步骤，以便所述构件因此被激励，在飞机上产生偏航力矩Mzp来补充由第一起落架(2)产生的偏航力矩Mza，以使在飞机上产生的总偏航力矩允许飞机遵循偏航速率设定值
4.根据权利要求3所述的方法，其中产生加速度设定值Γg、Γd时，将偏航速率设定值和所测的偏航速率之间的误差纳入考虑。
5.根据权利要求4所述的方法，其中产生加速度设定值Γg、Γd时，将进一步考虑左边和右边主起落架(9，10)的轮子之间的旋转速度差速设定值Δωc和所测的左边和右边主起落架(9，10)的轮子之间的旋转速度差速Δωm。
6.根据权利要求3所述的方法，其中产生加速度设定值Γg、Γd时，将左、右主起落架(9，10)的轮子加速度Satg、Satd中的饱和纳入考虑。
CN201110305918.3A 2010-08-18 2011-08-16 控制沿地面滑行的飞机的偏航运动的方法 Active CN102411370B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1056655A FR2963968B1 (fr) 2010-08-18 2010-08-18 Procede de gestion d'un mouvement de lacet d'un aeronef roulant au sol.
FR1056655 2010-08-18

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102411370A CN102411370A (zh) 2012-04-11
CN102411370B true CN102411370B (zh) 2014-09-10

Family

ID=43506288

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201110305918.3A Active CN102411370B (zh) 2010-08-18 2011-08-16 控制沿地面滑行的飞机的偏航运动的方法

Country Status (6)

Country Link
US (1) US8666598B2 (zh)
EP (1) EP2420909B1 (zh)
CN (1) CN102411370B (zh)
BR (1) BRPI1103811A2 (zh)
CA (1) CA2750071C (zh)
FR (1) FR2963968B1 (zh)

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB201220618D0 (en) * 2012-11-16 2013-01-02 Airbus Operations Ltd Landing gear force and moment distributer
EP2951656B1 (en) * 2013-01-31 2019-01-16 Flir Systems, Inc. Stabilized directional control systems and methods
US9472110B2 (en) * 2013-12-03 2016-10-18 Honeywell International Inc. Aircraft taxi path guidance and display
US20150375854A1 (en) * 2014-06-27 2015-12-31 Honeywell International Inc. Differential steering control of electric taxi landing gear
GB2534915A (en) * 2015-02-05 2016-08-10 Airbus Operations Ltd Method and apparatus for control of a steerable landing gear
GB2540182A (en) 2015-07-08 2017-01-11 Airbus Operations Ltd Aircraft steering system controller
CN105083587B (zh) * 2015-08-14 2017-04-19 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种起落架加载中的载荷修正方法
FR3044811B1 (fr) * 2015-12-08 2018-01-12 Airbus Operations Procede et dispositif d'estimation d'une vitesse laterale et d'une position laterale d'un aeronef, lors d'une phase de roulage de l'aeronef.
EP3232284B1 (en) 2016-04-11 2019-09-11 Airbus Operations Limited Method and apparatus for control of a steerable landing gear
CN106586026B (zh) * 2016-12-06 2019-01-08 中国航空工业集团公司洛阳电光设备研究所 一种飞机相对跑道侧向偏差速率的测量方法

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3774340A (en) * 1972-06-19 1973-11-27 Marvin Glass & Associates System for operating miniature vehicles
US4482961A (en) * 1981-09-18 1984-11-13 The Boeing Company Automatic control system for directional control of an aircraft during landing rollout
US4621833A (en) * 1985-12-16 1986-11-11 Ford Motor Company Control system for multistable suspension unit
DE19638316C1 (de) * 1996-09-19 1998-02-19 Lemfoerder Metallwaren Ag Kraftfahrzeuglenksäulenbaueinheit
US5906120A (en) * 1998-04-09 1999-05-25 Ford Global Technologies, Inc. Automotive vehicle steering column lock mechanism
US6814413B2 (en) * 2001-05-31 2004-11-09 Delphi Technologies, Inc. Hydraulic brake and steering assist system
US7143864B2 (en) * 2002-09-27 2006-12-05 Ford Global Technologies, Llc. Yaw control for an automotive vehicle using steering actuators
US7281684B2 (en) * 2005-02-23 2007-10-16 The Boeing Company Systems and methods for braking aircraft, including braking intermediate main gears and differential braking
US7798263B2 (en) * 2006-05-03 2010-09-21 Tandy Engineering & Associates, Inc. Stability enhancing system for tow-vehicle and trailer assembly combination with two processors
US7731302B2 (en) * 2006-05-03 2010-06-08 Tandy Engineering & Associates, Inc. Stability enhancing system for tow-vehicle towing trailer assembly
FR2924831B1 (fr) * 2007-12-11 2010-11-19 Airbus France Procede et dispositif de generation d'un ordre de vitesse de lacet pour un aeronef roulant au sol

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
《Automatisation du pilotage au sol pour la navigation aéroportuaire》;Jean DUPREZ;《UNIVERSITE TOULOUSE III博士论文》;20040924;第4章 *
Jean DUPREZ.《Automatisation du pilotage au sol pour la navigation aéroportuaire》.《UNIVERSITE TOULOUSE III博士论文》.2004,第4章.

Also Published As

Publication number Publication date
CN102411370A (zh) 2012-04-11
US8666598B2 (en) 2014-03-04
FR2963968A1 (fr) 2012-02-24
CA2750071C (fr) 2014-08-05
CA2750071A1 (fr) 2012-02-18
US20120046834A1 (en) 2012-02-23
EP2420909B1 (fr) 2014-12-10
FR2963968B1 (fr) 2013-07-05
EP2420909A1 (fr) 2012-02-22
BRPI1103811A2 (pt) 2015-08-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102411370B (zh) 控制沿地面滑行的飞机的偏航运动的方法
US11092974B2 (en) Combined pitch and forward thrust control for unmanned aircraft systems
CN111114761B (zh) 飞行器起落架纵向力控制
EP2920070B1 (en) Landing gear force and moment distributor
US9446838B2 (en) Systems for inceptor control in fly-by-wire aircraft systems
CN106335633B (zh) 用于飞行器起落架性能监测的数据处理单元
US8002220B2 (en) Rate limited active pilot inceptor system and method
US9452826B2 (en) Method of controlling an electric motor for driving rotation of an aircraft wheel
CN106335634B (zh) 飞行器及其转向系统、转向方法和转向系统控制器
US20140209739A1 (en) Method and device for lateral control of a taxiing aircraft
CN105857586B (zh) 用于控制可转向起落架的方法和设备
US20080133074A1 (en) Autonomous rollout control of air vehicle
EP3232284B1 (en) Method and apparatus for control of a steerable landing gear
US20220365531A1 (en) Heading control system
Zhu et al. A new optimal driver command interpreter for vehicle dynamics control
Popowski et al. analysis of Methods used to eliMinate the ProPeller sliPstreaM effect in single-engine aircraft

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant