CN102658869A - 液压地面推进系统 - Google Patents

Abstract

一种用于飞行器的液压地面推进系统。所述系统包括轮、轴、飞行器功率接口装置、电动机、液压系统、驱动组件和控制器。所述轮以可旋转的方式耦接到轮轴。所述飞行器功率接口装置与飞行器电源相接。所述电动机与飞行器功率接口装置耦接并通过所述飞行器功率接口装置接收来自于飞行器电源的功率。所述液压系统由所述电动机驱动。所述驱动组件将轮轴机械地耦接到所述液压系统。所述驱动组件由液压系统机械地驱动。所述驱动组件将能量从所述液压系统传递到轮轴。所述控制器基于飞行员转矩命令来控制电动机和所述液压系统。

Description

液压地面推进系统

技术领域

本发明涉及一种飞行器地面推进系统。更具体地，本发明涉及一种液压地面推进系统。

背景技术

在滑行期间飞行器使用地面推进系统来控制起落架的轴和轮的速度和转矩。通常，飞行器发动机被用来作为推进动力。然而，使用飞行器发动机用于滑行效率较低并且给地面人员造成安全风险。可替换地，可以使用牵引杆/轮拖引器(wheel tug)。然而，使用牵引杆/轮拖引器用于推回和操纵会造成对地面支持人员和设备的依赖。此外，当在远程跑道之间工作时，飞行器必须承载牵引杆的额外的重量。牵引杆可重达数百磅。

另一个可替换的方法是使用一个或更多个更高功率的电动机来推进飞行器进行滑行。这些电动机需要液体套管冷却以避免超过电动机的最高温度。然而，在飞行期间由于着陆舱室(bay)区域的较低环境温度用于冷却电动机的冷却剂会冻结。此外，将冷却剂线导引通过收起的起落架是困难的。此外，使用电动机需要使用逆变器、整流器和放大器来改变电动机速度。这些装置也需要冷却。

发明内容

据此，公开了一种可以改变用于滑行的轮轴的转矩和速度的液压地面推进系统。该液压地面推进系统201不使用来自于发动机的功率，而是具有来自于辅助电源的功率输出。

该系统包括至少一个轮、至少一个轴、飞行器功率接口装置、电动机、液压系统、驱动组件及控制器。轮被以可旋转的方式耦接到轮轴上。电动机被耦接到飞行器功率接口装置并通过该飞行器功率接口装置接收来自于辅助功率源的功率。液压系统由电动机驱动。驱动组件将轮轴机械地耦接到液压系统。驱动组件由液压系统机械地驱动。驱动组件将能量从液压系统传递到轮轴。控制器基于飞行员转矩命令来控制电动机和液压系统。

控制器可以基于飞行员转矩命令和至少一个环境参数这二者来控制电动机和液压系统。该至少一个环境参数可以是但不限于轮速、飞行器状态(例如在空中或地面)、液压流体温度和排放壳体(drain case)压力。

控制器独立地控制可变排量液压泵和可变排量液压马达。

电动机是向液压系统提供电源的恒速交流电动机。

液压系统包括流体贮存器、可变排量液压泵、供给泵(charge pump)和可变排量液压马达。流体贮存器存储用于液压系统的液压流体。可变排量液压泵基于来自于控制器的第一排量控制信号可变地提供加压的液压流体。电动机向可变排量液压泵提供排量转矩。供给泵具有第一端和第二端。第一端附接到流体贮存器，第二端附接到可变排量液压泵。供给泵将液压流体从流体贮存器泵送到可变排量液压泵。供给泵由电动机驱动。可变排量液压马达基于来自于控制器的第二排量控制信号向驱动组件可变地提供机械能。可变排量液压马达被供给加压的液压流体。

液压系统还包括第一液压管线和第二液压管线。第一液压管线具有第一端和第二端。第一端连接到可变排量液压泵，第二端连接到可变排量液压马达。第二液压管线也具有第一端和第二端。第一端连接到可变排量液压马达，第二端连接到可变排量液压泵。

液压系统还包括第一液压控制管线和第二液压控制管线。第一液压控制管线附接到可变排量液压泵并用于基于来自于控制器的第一排量控制信号来调节可变排量泵的排量。第二液压控制管线附接到可变排量液压马达并用于基于来自于控制器的第二排量控制信号来调节可变排量电动机的排量。

可变排量液压泵和可变排量液压马达是双向的。

可变排量液压马达、驱动组件、至少一个轮轴以及至少一个轮都布置在轮毂中。可变排量液压泵、流体贮存器、控制器以及电动机位于起落架舱室中。

当飞行器处于着陆前的预设时间段内时，控制器在可变排量液压马达被设置成空挡模式的情况下激活可变排量液压泵。

液压系统还包括第一温度控制系统，该第一温度控制系统用于基于来自于控制器的控制信号来冷却液压流体和加压的液压流体。

第一温度控制系统可以是强迫风冷却系统。

地面推进系统还包括第二温度控制系统，用于当液压流体的温度低于预设的阈值时加热液压流体。

第二温度控制系统包括温度传感器和加热元件。加热元件是电阻性加热元件。

地面推进系统还包括第二温度控制系统，用于当液压流体的粘度低于预设的阈值时加热液压流体。

加热元件位于流体贮存器附近。

地面推进系统还包括电动机冷却系统，用于冷却电动机。

驱动组件包括：齿轮箱，耦接到可变排量液压马达；离合器组件，耦接到至少一个轮轴，离合器组件具有第一位置和第二位置，第一位置是接合位置，第二位置是分离位置；以及剪切组件，所述剪切组件具有耦接到齿轮箱的第一端和耦接到离合器组件的第二端。剪切组件在齿轮箱和离合器组件之间具有机械剪切点，该机械剪切点中断齿轮箱和至少一个轮轴之间的机械链接，以在接合位置中离合器组件出故障的情况下允许至少一个轮自由地旋转。

齿轮箱包括适于以第一方向和第二方向旋转的至少一个齿轮，第一方向沿着向前的方向移动飞行器，第二方向沿着相反的方向移动飞行器。

至少一个轮包括第一轮和第二轮，至少一个轮轴包括第一轮轴和第二轮轴。第一轮以可旋转的方式耦接到第一轮轴，第二轮以可旋转的方式耦接到第二轮轴。地面推进系统还包括：第二可变排量电动机；第二驱动组件，该第二驱动组件机械地耦接到第二轮轴并机械地耦接到第二可变排量电动机；以及至少一个流体分配器，该至少一个流体分配器将来自于可变排量泵的加压的液压流体在可变排量电动机和第二可变排量电动机之间分配。

附图说明

本发明的这些和其它特征、益处及优点通过参照下面的附图将变得更加明显，贯穿所有附图，相似的附图标记表示相似的结构，其中：

图1示出了具有起落架的飞行器；

图2示出了根据本发明的地面推进系统的框图；

图3示出了根据本发明的驱动系统的框图；

图4示出了根据本发明的第一地面推进系统的一部分的示意图；

图5示出了根据本发明的第二地面推进系统的一部分的示意图；以及

图6示出了根据本发明的液压流体加热系统的框图。

具体实施方式

图1示出了飞行器1。该飞行器1具有用于滑行、起飞和着陆的三组轮：前起落架(nose gear)20A以及两个后/主起落架20B(统称为“轮组件”)。为了描述的目的，轮组件被描述为轮组件15。在着陆期间，轮组件20A和20B分别从起落架舱室15A和15B延伸。轮组件20A和20B的延伸由驾驶舱10中的飞行员控制。主发动机5用于在起飞期间推进飞行器1。然而，在滑行期间，使用此处所描述的液压地面推进系统来控制轴/轮的速度和转矩。

图2示出了根据本发明的液压地面推进系统201的框图。液压地面推进系统201可以被包括在前起落架20A和/或后/主起落架20B这二者中。液压地面推进系统201具有系统控制器205。系统控制器205可以位于飞行器1中的任何位置。系统控制器205向液压系统220输出排量命令以产生合适的系统输出速度和转矩。系统控制器205包括处理部分、诸如非易失性和易失性存储器的存储器、时钟和各种输入/输出接口，以与液压地面推进系统201的各种元件及飞行器控制器(未示出)相接。系统控制器205被编程以执行在此描述的功能。程序存储在存储器中。此外，系统控制器存储器包括在此描述的预设的阈值。

液压系统220由恒速交流电动机210(“交流电动机”)驱动。参照图4和图5更加详细地描述液压系统220。

在飞行器的滑行操作期间，飞行器的发动机5被关闭。飞行器辅助功率单元(auxiliary power unit，APU)200向飞行器115V交流总线(未示出)提供功率，该飞行器115V交流总线通过系统控制器205连接到交流电动机210。交流电动机210在不使用时被关闭。系统控制器205将有效地开启和关断从APU 200到交流电动机210的功率。飞行员使用用户输入部分(例如驾驶舱界面)245来控制滑行的速度和方向。用户输入部分245可以是但不限于操纵杆和油门踏板。系统控制器205持续地监控来自用户输入部分245的飞行员命令。此外，系统控制器205可以监控环境传感器250并根据需要调节速度和转矩。环境传感器250可以是但不限于温度传感器和速率传感器，该速率传感器感测轮的速度或速率。温度传感器检测流经液压系统250的液压流体的温度。此外，系统控制器205可以监控其他飞行器和系统参数，例如但并不限于空中/地面状态(即，轮上的重量)、液压流体温度及排放壳体压力。来自于环境传感器250的数据通过数据总线(未示出)对系统控制器205可用。

交流电动机210可以使用小型冷却系统被冷却，例如但不限于强迫风系统。此外，如果交流电动机210和由交流电动机210驱动的液压泵容置在相同的组件中，电动机所产生的热可以通过液压流体从电动机带走。

如后面将要详细描述的，系统控制器205还控制加热系统255，该加热系统255用于当飞行器1位于空中且环境温度较低时防止液压流体冻结。后面将会参照图6更详细地描述加热系统255。

液压系统220机械地耦接到驱动组件230。图3示出了驱动组件230。如图3所示，驱动组件230包括具有至少一个齿轮的齿轮箱300以增加输出转矩。齿轮箱300位于液压马达输出和轮/轴240之间。齿轮被配置成沿向前和相反的方向旋转。

驱动组件230中的离合器320位于齿轮箱300和轮/轴240之间以允许起飞和着陆期间的惯性滑行。离合器320具有两个位置，一个位置将轮/轴240接合到齿轮箱300，而另一个位置将轮/轴240与齿轮箱300分离。每当液压地面推进系统201正提供转矩来移动轮/轴240时离合器320被接合。当着陆、起飞、断电或在滑行速度超过了预定的阈值的情况下离合器320被分离。离合器320可以是双向自由轮离合器。此外，离合器320可以是摩擦类型离合器或牙嵌离合器。这种类型的离合器需要由系统控制器205提供的控制信号和驱动装置。

机械剪切组件310位于齿轮箱300和离合器320之间以便于在接合位置中离合器出故障的情况下断开轮/轴240和齿轮箱300之间的机械链接。驱动组件230和轮/轴240都位于轮毂或轮组件20内。

轮附接到轴并被配置成正向或反向自由旋转。

图4示出了根据本发明的电动机210、液压系统220和驱动组件230的示意图。

交流电动机210驱动可变排量液压泵400，通过第一液压管线450向液压马达430提供加压的液压流体。液压流体存储在贮存器420中。供给泵405将液压流体从贮存器420泵送到液压泵400的低压力侧。供给泵405和液压泵400在相同的转矩传递机构、例如但不限于轴上连接如交流电动机210，这样交流电动机210还驱动供给泵405。液压流体通过第二液压管线455从液压马达430返回到液压泵400。此外，在可变排量液压泵400和可变排量液压马达430中通过内部泄漏失去的液压流体流到壳体引流管(case drain)460、流经热交换器425及过滤器410，且然后存储在贮存器420中。壳体引流管在图4和图5中通过虚线表示。

任何已知类型的可变排量液压泵400都可用在可变液压系统220中，可变排量液压泵包括但不限于轴向活塞泵。轴向活塞泵包括旋转斜盘和多个活塞。旋转斜盘连接到活塞。当活塞旋转时，旋转斜盘的角度使活塞移入其各自的汽缸(cylinder)中且从其移出。在输出端，旋转阀将每个汽缸分别交替地连接到第一或第二液压管线450、455。

液压流体的流速可以改变。例如，在轴向活塞泵中，可以通过调节液压泵400中的旋转斜盘(未示出)的角度来改变液压流体的流速。如果旋转斜盘与(活塞的)旋转轴垂直，将没有流体流动。随着旋转斜盘的角度增加，大量的流体被泵送。

第一液压管线450是高压力管线而第二液压管线455或回流管线是低压力管线。卸压阀415防止液压流体的过大压力的累积进入过滤器410。

此外，设置有热交换器425以防止较大的温度增加。热交换器425可以是但不限于强迫风系统。如果交换器通过风机提供其自身的强迫风，热交换器425可以由系统控制器205控制。环境传感器250感测液压流体的温度。感测的温度通过数据总线(未示出)传送到系统控制器205。当感测的温度大于预设的阈值时，系统控制器205向热交换器425输出控制信号。响应于该控制信号，热交换器425冷却液压流体。

在至供给泵405的回流管线中包括有过滤器410以去除来自于液压流体的残渣。

止回阀435位于第一和第二液压管线450、455中。止回阀允许液压流体从低压力(供给)管线465分别传递到第一或第二液压管线450、455。止回阀435提供液压流体以灌注液压系统220中的管线。

在第一和第二液压管线中(分别在低压力(供给)管线与第一和第二液压管线450、455之间)也包括有卸压阀415以防止液压系统220被过度加压。

如图4所示，液压马达430位于轮组件20中。液压系统220的其余部分位于起落架舱室15中。此外，交流电动机210可以位于起落架舱室15中。可替换地，液压系统220的其余部分可以位于驾驶舱10附近。系统控制器205可以位于驾驶舱10或起落架舱室15中。图4和图5中的虚线示出了起落架舱室15和轮组件20之间的划分。

系统控制器205基于飞行员转矩命令分别控制可变液压泵和电动机400、430的排量，从而最终控制转矩和速度。分别通过第一和第二排量控制管线440、445中的压力来控制排量。系统控制器205输出两个排量信号：一个信号用于泵排量，而另一个信号用于电动机排量。排量信号分别被输入到第一和第二控制阀480、485。第一和第二控制阀480、485将来自于系统控制器205的电控制信号转换成液压信号，该液压信号被馈送给液压泵400和液压马达430。可替换地，来自于系统控制器205的电控制信号可以被直接地馈送给液压泵400和/或电动机430(如果泵/电动机具有电排量控制)。

系统控制器205接收飞行员转矩命令。该飞行员转矩命令被转换成用于液压泵400和/或电动机430的排量控制信号。可以使用排量查找表将转矩命令转换成排量命令。该查找表包括对应于泵/电动机的当前速度/转矩和转矩命令的变化的排量命令。可替换地，系统控制器205可以根据转矩命令及泵/电动机的速度/转矩计算排量命令。当飞行员要求更大的功率或速度时，更多的液压流体被提供给液压马达430。

如上所述，输入到液压泵400的交流电动机210的速度完全独立于输出速度和转矩。

如图4所示，当液压流体以顺时针方向移动时发生正向推进。当液压流体以逆时针方向移动时发生反向推进。系统控制器205也可以通过排量命令来改变运动的方向。例如，在斜盘度为正时，当命令成负的斜盘角度时，液压泵400向相对的液压管线即第二液压管线455加压而不是向第一液压管线加压。如果高压力管线和低压力管线相对于电动机输入和输出交换，液压马达430将反转方向。

如图4所示，使用一个液压马达430来提供用于驱动组件230的转矩。当轮/轴240组件包括以可旋转的方式附接到一个轴的一个轮时使用该配置。

图5示出了根据本发明的第二地面推进系统的一部分的示意图。当轮/轴240组件包括多个轮和轴且其中一个轮附接到轴时使用图5中示出的配置。已参照图4描述了图5描绘的许多元件及特征，在此不再赘述。驱动组件230周围的虚线示出驱动组件不是液压系统220的一部分。每个轮/轴240具有自身的驱动组件230。每个驱动组件230被配置成由分离的可变液压马达430独立地驱动。来自于液压泵400的液压流体在液压马达430之间通过流量分配器510被分配。流量分配器510由系统控制器205控制。液压流体的流量可以在液压马达430之间被不均匀地分配以提供不同的流速。此外，对每个液压马达430的排量可以分别通过第三和第四排量控制管线500、505分离地改变，其中每个控制管线分别包括控制阀525、530。系统控制器205以与上述相同的方式向第三和第四控制阀525、530发出单独的排量命令以分离地控制每个液压马达430。在飞行员输入命令以移动飞行器1的情况下上述方法特别有效。位于转弯半径内侧的轮/轴240会被要求比转弯半径外侧的轮/轴更慢地转动。系统控制器205将接收到的转矩命令转换为针对可变液压马达430的单独的排量命令和针对流量分配器510的流量分配命令。

图6示出了根据本发明的液压流体加热系统255的框图。液压流体加热系统255加热液压流体以防止当飞行器1处于空中时由于较低的环境温度流体冻结。液压流体加热系统255包括传感器600和加热元件605。传感器600可以是但不限于温度传感器或粘度传感器。加热元件605可以是但不限于电阻性加热元件。加热元件605位于液压流体管线450、455、515、520附近。此外，加热元件605位于贮存器420的周围。

表示感测值的信号被传输到系统控制器205。系统控制器205将感测值与预设的阈值进行比较。例如，如果感测的温度比预设温度低，系统控制器205激活加热元件605。系统控制器205向加热元件605发出控制信号。系统控制器205将临时地从APU 200向加热元件605供应功率。

在滑行后，系统控制器205关闭地面推进系统。APU 200从交流电动机210断开，中断至泵400和液压马达430的排量命令。离合器305从轮/轴240分离，主发动机5被通电以提供起飞所需的推力。

当接近着陆时，系统控制器205预加热液压系统220。系统控制器205向液压马达430发出命令以将电动机置于空挡模式。系统控制器205可以在其通过用户输入部分245接收到飞行员命令时发出命令。可替换地，系统控制器205可以在着陆前的预设时间自动发出命令。时间将基于总的预期飞行时间和当前时间。从驾驶舱10检索到总的预期飞行时间。一旦系统控制器205检测到液压马达430处于空挡模式，系统控制器205将115V交流电气总线连接到交流电动机210，从而向液压系统220提供功率。液压泵400将冷的流体泵送到第一液压管线450。供给泵405将液压流体从贮存器420泵送到液压泵400。液压流体当分别流经第一和第二液压管线450、455时变热。此外，流体通过与贮存器420中的加热的流体混合和通过液压系统220中的自然压力损失而变热。

此外，在即将着陆前，轮/轴240可以被预旋转。这将避免轮上的磨损和震动。系统控制器205将115V交流电气总线暂时连接到交流电动机210，从而为液压系统220提供功率。115V交流可以由耦接到主飞行器发动机5的发电机提供功率。液压泵400、供给泵405及液压马达430被激活。系统控制器205分别通过第一和第二排量控制管线440、445或分别通过第一、第三及第四排量控制管线440、500、505向液压泵400及液压马达430发出低排量命令。如果轮组件20包括多于一个轮，系统控制器205向流量分配器510发出命令以分配液压马达430之间的流量。通过第一液压管线450的流速较小，因此轮/轴240将缓慢地旋转。排量和流速可以逐渐增加，即当即将着陆时增大。

本领域的普通技术人员会意识到，本发明可以作为系统、方法或计算机程序产品来实施。因此，本发明可以采用完全硬件实施例的形式、完全软件实施例(包括固件、常驻软件、微代码等)的形式或结合软件和硬件方面的实施例的形式，在此可全部通称为“系统”。

本发明的各个方面可以实施为程序、软件、包含在计算机或机器可使用或可读介质中的计算机指令，在计算机、处理器和/或机器上执行该指令时该指令使计算机或机器执行在此公开的方法的步骤。还提供了一种机器可读的程序存储装置，该程序存储装置有形地实施机器可执行的程序指令，来执行本公开所描述的各种功能和方法。

本发明的系统和方法可以在通用计算机或专用计算机系统上实施和运行。计算机系统可以是任何已知或将成为已知的系统。

上面的描述提供了说明性的示例，但应理解本发明不限于这些特定的示例。因此，在不脱离由所附的权利要求限定的本发明的精神或保护范围的情况下，本领域的普通技术人员可以做出各种改变和修改。

Claims (27)

1.一种用于飞行器的地面推进系统，包括：

至少一个轮轴；

至少一个轮，所述至少一个轮以可旋转的方式耦接到所述至少一个轮轴；

飞行器功率接口装置，所述飞行器功率接口装置与飞行器电源相接；

电动机，所述电动机耦接到所述飞行器功率接口装置并通过所述飞行器功率接口装置接收来自于所述飞行器电源的功率；

液压系统，所述液压系统由所述电动机驱动；

驱动组件，所述驱动组件机械地耦接到所述至少一个轮轴并机械地耦接到所述液压系统，所述驱动组件由所述液压系统机械地驱动，所述驱动组件将能量从所述液压系统传递到所述至少一个轮轴；以及

控制器，所述控制器用于基于飞行员转矩命令来控制所述电动机和所述液压系统。

2.根据权利要求1所述的用于飞行器的地面推进系统，其中，所述电动机是恒速交流电动机，用于向所述液压系统提供电源。

3.根据权利要求1所述的用于飞行器的地面推进系统，其中，所述液压系统包括：

流体贮存器，所述流体贮存器用来存储用于所述液压系统的液压流体；

可变排量液压泵，所述可变排量液压泵根据来自于所述控制器的第一排量控制信号可变地供给加压的液压流体，所述电动机向所述可变排量液压泵提供排量转矩；

供给泵，所述供给泵具有第一端和第二端，所述第一端附接到所述流体贮存器，所述第二端附接到所述可变排量液压泵，所述供给泵将所述液压流体从所述流体贮存器泵送到所述可变排量液压泵，所述供给泵由所述电动机驱动；以及

可变排量液压马达，所述可变排量液压马达根据来自所述控制器的第二排量控制信号向所述驱动组件可变地提供机械能，对所述可变排量液压马达提供所述加压的液压流体。

4.根据权利要求3所述的用于飞行器的地面推进系统，其中，所述液压系统还包括：

第一液压管线，所述第一液压管线具有第一端和第二端，所述第一端连接到所述可变排量液压泵，所述第二端连接到所述可变排量液压马达；以及

第二液压管线，所述第二液压管线具有第一端和第二端，所述第一端连接到所述可变排量液压马达，所述第二端连接到所述可变排量液压泵。

5.根据权利要求4所述的用于飞行器的地面推进系统，其中，所述液压系统还包括：

第一液压控制管线，所述第一液压控制管线附接到所述可变排量液压泵，用于根据来自于所述控制器的所述第一排量控制信号来调节所述可变排量泵的排量；以及

第二液压控制管线，所述第二液压控制管线附接到所述可变排量液压马达，用于根据来自于所述控制器的所述第二排量控制信号来调节所述可变排量电动机的排量。

6.根据权利要求3所述的用于飞行器的地面推进系统，其中，所述液压系统还包括：

第一温度控制系统，所述第一温度控制系统用于基于来自所述控制器的控制信号来冷却所述液压流体和所述加压的液压流体。

7.根据权利要求6所述的用于飞行器的地面推进系统，其中，所述第一温度控制系统包括强迫风冷却装置。

8.根据权利要求3所述的用于飞行器的地面推进系统，其中，所述驱动组件包括：

齿轮箱，所述齿轮箱耦接到所述可变排量液压马达；

离合器组件，所述离合器组件耦接到所述至少一个轮轴，所述离合器组件具有第一位置和第二位置，所述第一位置是接合位置，所述第二位置是分离位置；以及

剪切组件，所述剪切组件具有第一端和第二端，所述第一端耦接到所述齿轮箱，所述第二端耦接到所述离合器组件。

9.根据权利要求8所述的用于飞行器的地面推进系统，其中，所述剪切组件具有位于所述齿轮箱和所述离合器组件之间的机械剪切点，所述机械剪切点断开所述齿轮箱和所述至少一个轮轴之间的机械链接，以在所述接合位置中所述离合器组件出故障的情况下允许所述至少一个轮自由旋转。

10.根据权利要求8所述的用于飞行器的地面推进系统，其中，所述齿轮箱包括适于沿第一方向和第二方向旋转的至少一个齿轮，所述第一方向沿着向前的方向移动所述飞行器，所述第二方向沿着相反的方向移动所述飞行器。

11.根据权利要求6所述的用于飞行器的地面推进系统，还包括：

第二温度控制系统，所述第二温度控制系统用于当所述液压流体的温度低于预设的阈值时加热所述液压流体。

12.根据权利要求11所述的用于飞行器的地面推进系统，其中，所述第二温度控制系统包括温度传感器和加热元件。

13.根据权利要求12所述的用于飞行器的地面推进系统，其中，所述加热元件是电阻性加热元件。

14.根据权利要求6所述的用于飞行器的地面推进系统，还包括：

第二温度控制系统，所述第二温度控制系统用于当所述液压流体的粘度低于预设的阈值时加热所述液压流体。

15.根据权利要求12所述的用于飞行器的地面推进系统，其中，所述加热元件位于所述流体贮存器附近。

16.根据权利要求3所述的用于飞行器的地面推进系统，其中，所述可变排量液压马达具有空挡模式，且当所述飞行器处于着陆前的预设的时间段内时，所述控制器在所述可变排量液压马达被设为所述空挡模式的情况下激活所述可变排量液压泵。

17.根据权利要求2所述的用于飞行器的地面推进系统，还包括电动机冷却系统，所述电动机冷却系统用于冷却所述电动机。

18.根据权利要求4所述的用于飞行器的地面推进系统，其中，所述可变排量液压泵和可变排量液压马达是双向的。

19.根据权利要求3所述的用于飞行器的地面推进系统，其中，所述可变排量液压马达、所述驱动组件、所述至少一个轮轴和所述至少一个轮位于轮毂中。

20.根据权利要求3所述的用于飞行器的地面推进系统，其中，所述可变排量液压泵、所述流体贮存器、所述控制器和所述电动机位于起落架舱室中。

21.根据权利要求1所述的用于飞行器的地面推进系统，其中，所述控制器根据飞行员转矩命令和至少一个环境参数来控制所述电动机和所述液压系统。

22.根据权利要求21所述的用于飞行器的地面推进系统，其中，所述至少一个环境参数是轮速。

23.根据权利要求21所述的用于飞行器的地面推进系统，其中，所述至少一个环境参数是飞行器状态，所述飞行器状态选自：位于空中和位于地面。

24.根据权利要求21所述的用于飞行器的地面推进系统，其中，所述至少一个环境参数是液压流体温度。

25.根据权利要求21所述的用于飞行器的地面推进系统，其中，所述至少一个环境参数是排放壳体压力。

26.根据权利要求3所述的用于飞行器的地面推进系统，其中，所述控制器独立地控制所述可变排量液压泵和所述可变排量液压马达。

27.根据权利要求3所述的用于飞行器的地面推进系统，其中，所述至少一个轮包括第一轮和第二轮，所述至少一个轮轴包括第一轮轴和第二轮轴，所述第一轮以可旋转的方式耦接到所述第一轮轴，所述第二轮以可旋转的方式耦接到所述第二轮轴，所述系统还包括：

第二可变排量电动机；

第二驱动组件，所述第二驱动组件机械地耦接到所述第二轮轴并机械地耦接到所述第二可变排量电动机；以及

至少一个流体分配器，所述至少一个流体分配器将来自于所述可变排量泵的所述加压的液压流体在所述可变排量电动机和所述第二可变排量电动机之间分配。

Images