CN102700716A - 安装在飞行器上的紧凑型电子滑行组件 - Google Patents

Abstract

本发明涉及安装在飞行器上的紧凑型电子滑行组件。飞行器的电子滑行系统(ETS)可包括与飞行器轮子共轴安装的驱动单元和驱动单元专用的电动机控制单元。电动机控制单元可彼此独立运行，以便第一驱动单元可以以不同于第二驱动单元的运行速度运行，驱动单元的独立运行可在飞行器滑行时提供增强的飞行器机动性。

Description

安装在飞行器上的紧凑型电子滑行组件

背景技术

本发明总的涉及飞行器起落架。更具体地，本发明涉及带有集成电子驱动系统的起落架，该集成的电子驱动系统用于在滑行时推进飞行器。

典型的飞行器飞临跑道后和飞离跑道前的跑道滑行由它的发动机提供推力。在每次飞行前和每次飞行后的典型飞行器滑行轨迹期间，发动机燃烧了相当大量的燃料。多数情况下，主发动机所提供的原动力多于成功完成一个滑行轨迹所需的原动力。在那方面，发动机推进的滑行可被认为是低效率的且可能导致高燃料成本和地面高度排放。

飞行器设计者已经找到一种更有效的方法来在滑行期间推进飞行器。电子滑行系统(ETS)已被提出以提供更高的效率。ETS可以通过使用电子马达为飞行器的滑行提供原动力来实现。虽然这种通用的ETS概念有望能提高效率，但在任何成功的ETS设计中，仍然有实际的应用问题需要解决。例如，希望ETS不降低飞行器轮子的制动能力和结构强度。同样，ETS的安装不能影响飞行器正常的起飞与着陆过程或飞行器的性能。此外，ETS不能给飞行器增加太多的重量。

可以看出，需要一种ETS，它不会给飞行器的制动系统带来负面影响或不以任何方式与飞行器的制动系统交互作用。此外，需要一种ETS，它能够在正常的起飞和着陆周期里不干预飞行器安全运行。同样，ETS系统尽可能少地影响现有飞行器的结构和重量(例如，起落架，起落架舱门，和轮室结构)。

发明内容

在本发明的一个方面，飞行器的电子滑行系统(ETS)可包括与飞行器轮子共轴安装的驱动单元；用于驱动单元的电动机控制单元；其中，电动机控制单元彼此独立工作，以使第一驱动单元可以以不同于第二驱动单元的运行速度的速度运行。

在本发明的另一个方面，ETS的驱动单元可包括与飞行器的轮子共轴布置的驱动电动机；与轮子共轴布置的可选择性接合的离合器组件；其中离合器组件位于轮子的内部。

还在本发明的另一方面，用于滑行带有ETS的飞行器的方法包括以下步骤：通过装在轮子上的驱动电机的转子产生气流为驱动电机预冷；驱动电机以使得飞行器的轮子旋转。

本发明的这些和其他特征、方面和优势将通过参考下面的附图、描述和权利要求更好地被理解。

附图说明

图1是根据本发明一个实施例的电子滑行系统(ETS)的示意图；

图2是图1中根据本发明实施例的ETS的框图；

图3是根据本发明实施例的带有附连的驱动单元的飞行器轮子的透视图；

图4是根据本发明实施例图3中的轮子和驱动单元的局部剖视图；

图5是根据本发明实施例气流回路穿过图3中的轮子和驱动单元的图解。

图6是根据本发明实施例的风扇组件的图解；并且

图7是根据本发明实施例用于滑行带有ETS的飞行器的方法的流程图。

具体实施方式

下面的具体描述是实施本发明的现有最佳预期模式。本描述不作为限定作用，而仅是用作说明本发明的总的原理的目的，因为本发明的范围由附属的权利要求最佳地限定。

各种有创造性的特征在下面将被描述，它们可各自独立使用或者与其他特征结合使用。

本发明总的提供用于飞行器的ETS。ETS可使用直接安装在起落架轮轴上的电动机。电动机可通过电能驱动，电能由飞行器的辅助动力单元(APU)驱动的起动器/发电机而产生。

现在参见附图1，可安装在飞行器12上的ETS 10的一个示意性实施例以图解的形式显示。系统10可包括安装在轮16的轴上的电驱动单元14。动力供给18可以从APU32(见附图2)传输动力到ETS动力分配单元20。飞行员接口单元22可通过接口电缆24连接到ETS动力分配单元20。根据飞行员的适当指令，电能可通过ETS供给器26传输给电驱动单元14。

现在参见附图2，方框图可图示ETS10的一些相互连接的特征。驱动单元14可直接安装在那些外侧轮16上。驱动单元14可通过专用的电动机控制单元28控制。电动机控制单元28可通过飞行员接口单元20而被飞行员控制。电能可从由APU32驱动的起动器/发电机30供应到电动机控制器28。电能可通过传统的母线34、接触器36和专用的AC/DC转换器38供应。

因为每个驱动单元14可通过专用的电动机控制单元28控制，因此驱动单元14可以彼此独立运行。例如，左手边的驱动单元14可以比右手边的驱动单元14旋转得更慢。这将产生飞行器12的左转弯。换而言之，本发明的ETS10可用于在飞行器滑行时操控飞行器12转向。

此外，当右手边的驱动单元14顺时针旋转时，左手边的驱动单元14可以逆时针旋转。在此运行状态下，即使左手边和右手边的驱动单元14可能都与飞行器12的外侧轮子16接合，飞行器12仍可以被在前进方向上推进。

驱动单元14同样可以被控制用来产生飞行器12的反向运动。若那样的话，驱动单元14被有利地控制以便飞行器12的反向运动由再生制动停止。通过使用受控制的再生制动，飞行器12可以被缓慢地减速以便它油箱内的燃料不向后移动。这就阻止了伴随飞行器反向运动存在的一个潜在问题，即，如果燃料向后移动则飞行器的重心将后移。这种不希望的燃料移动可能会引起飞行器12的倾斜，使前轮从地面抬起且尾部停留在地面上。

现参照图3，显示了一个外侧轮子16。为了清楚起见，轮子16没有带轮胎地显示。轮子16可包括一个轮毂16-1和轮缘16-2。在本发明的示例实施例中，轮子16可以具有拼合毂结构。轮子16可具有分模线16-3，沿着分模线16-3，轮子16出于安装和去除轮胎的目的予以分开。驱动单元14可邻近外侧轮缘16-2安装，并与轮子16共轴。有利地，驱动单元14的外径可以不大于轮缘16-2的外径。

现参照图4，轮子16的局部剖视图阐释了驱动单元14的多个发明特征。驱动单元14可包括由轮轴40同心支撑的驱动电机14-1。在那点上，驱动电机14-1可认为是装在轮子上的驱动电机。有利地，驱动电机14-1可以是分段电磁阵列(SEMA)电动机。驱动电机14-1的转子14-1-1可适于绕轮轴40旋转。转子14-1-1可连接以驱动离合器组件14-2。离合器组件14-2可选择性地与轮子16接合。换而言之，当离合器组件14-2被接合时，轮子16被驱动电机14-1驱动。相反地，当离合器组件14-2被分离时，轮子16和电机转子14-1-1可彼此独立地转动。

在示例性实施例中，轮子16可具有第一轮毂部分16-1-1和第二轮毂部分16-1-2。分模线16-3限定两个轮毂部分16-1-1和16-1-2被分开的位置。图4中，轮毂部分16-1-1示出在分模线16-3的左边，轮毂部分16-1-2示出在分模线16-3的右边。制动器组件42并入轮毂部分16-1-1。离合器组件14-2置于轮毂部分16-1-2中。电动机14-1位于轮毂部分16-1-2的外侧，毗邻轮缘16-2。

电动机14-1、制动器组件42和离合器组件14-2的相对位置是有利的，其原因有许多。首先，制动器组件42在轮子16中所处的位置与现有飞行器的许多常规轮子内的制动器组件的常规位置是一致的。因此，此类常规的轮子可以为ETS的运行进行改进而无需对它们的制动器组件进行重新配置。

其次，常规的飞行器轮子通常在它们的外侧轮毂部分有一个中空腔。在本发明的本实施例中，离合器组件14-2可以内置于这个中空的轮毂部分(即，轮毂部分16-1-2)。这种布置提供了驱动单元14的减少的轴向突出。换而言之，驱动单元14仅延伸超出轮缘16-2有限的轴向距离。这样看来，将驱动单元14安置在如图2所示的外侧轮子16上是有利的。当飞行器起飞后轮子16收回时，驱动单元14可在向下位置上被定向。因此，飞行器很容易改进加装有发明的ETS，因为仅需对起落架舱门(没有显示)的有限改进就能容纳最小程度延伸的驱动单元14。如果驱动单元装在内侧轮子上，就需要机身的大的结构改造以容纳起落架收回时的驱动单元。

本发明的本实施例的另外一个优点就是电动机14-1的直径比轮毂部分16-1-2的内部大。SEMA电动机直径的增加导致增大的扭矩可获量。

同样需要注意的是驱动单元14可包括可独立于驱动电动机14-1运行的鼓风机电动机14-3。有利地，鼓风机电动机14-3可以是SEMA电动机。

现参照图5，驱动单元14和轮子16的局部剖视图阐述本发明的示例性实施例的冷却特征。一系列阴影箭头代表电动机冷却气流回路44。一系列的非阴影箭头表示制动器冷却气流回路46。

鼓风机电动机14-3可以按要求的旋转速度运行而不顾驱动电机14-1以何种转速运行。因此，可沿电动机冷却气流回路44引起强制气流。气流回路44可通过驱动电机14-1的转子14-1-1的各个部件之间。由于强制冷却，即使当它具有低旋转速度时，驱动电机14-1仍可以以高扭矩输出的方式运行。事实上，由于鼓风机电动机14-3产生的冷却作用，驱动电机14-1可以在过载电流条件下安全工作一段延长的时间。这个特征使得可以使用相对较小且容易装载的驱动电机，尽管存在与飞行器12运动相关联的高扭矩需求。

制动冷却气流回路48可通过制动器组件42并通过驱动电机14-1以从驱动单元14排出。经过回路48的气流可由驱动电机14-1的运行而强制产生。可采用风扇叶片总成50(见图6)随电动机14-1的转子14-1-1旋转。这样的布置在飞行器已经到达并在着陆后停在登机口之后特别有用。制动器组件42由于在着陆过程中制动的缘故可能会很热。当飞行器停下来，离合器组件14-2使驱动电机14-1从轮子16脱离且驱动电机14-1可以以高速运行。驱动电机14-1的高速运行将推动风扇叶片总成50以相应的高速运行。引起的冷却气流可有利地通过制动器组件42(沿气流回路48)从而冷却该制动器组件。

现在返回参照图3，可以看出保护罩16-4连接在轮子16上并可以覆盖在驱动单元14的一部分上面。保护罩16-4可适于以与轮子16相同的转速旋转。保护罩16-3可用于在飞行器12的高速滑行转弯过程中有效地保护轮胎免于损伤。在一些高速转弯中，轮胎(没有显示)可能挠曲以致它的侧壁(没有显示)可能突出超过轮子16的轮缘16-2。进一步地，侧壁的突出部分可突出到轮缘16-2下方。在这种情况下，侧壁可能与保护罩16-4接触。侧壁和驱动单元14之间的接触将由于保护罩16-4的存在而被阻止。没有此特征，轮胎可能会损伤，因为驱动电机14-1可以以不同于轮子16的转速旋转。轮胎和电动机14-1之间的接触将导致对轮胎的损伤。

现参照图7，流程图700阐述用于滑行带ETS的飞行器的示例性方法。步骤702中，鼓风机电动机可被启动(例如，飞行员可操作飞行员接口单元22来启动驱动单元14的鼓风机电动机14-3以促进冷却气流流过驱动电动机14-1的转子14-1-1以预冷驱动电机)。在步骤704中，驱动单元通过接合离合器组件而与轮子接合(例如，离合器组件14-2将被接合以便转子14-1-1的旋转可以带动轮子16的旋转)。在步骤706中，电流将施加到驱动单元以移动飞行器(例如，飞行员可操作飞行员接口单元22来将电能从电动机控制单元28施加到驱动单元14以产生所需的轮子16的转动和飞行器的向前或向后的运动)。在步骤708中，飞行器可被滑行至起飞位置。在步骤710中，驱动单元可与轮子脱离(例如，飞行员可操控飞行员接口单元22以分离离合器组件14-2)。在步骤712中，飞行器可以常规的方式执行起飞。

在步骤714中，飞行器可以常规的方式执行着陆(例如，执行着陆时分离离合器组件14-2以便轮子16不产生驱动电机14-1的旋转)。在步骤716中，在飞行器已经停在着陆跑道上后，驱动单元可与轮子接合(例如，飞行员可操控飞行员接口单元22来接合离合器组件14-2)。在步骤718中，电流被施加到驱动单元以移动飞行器(例如，飞行员可操控飞行员接口单元22来将电能从电动机控制单元28施加到驱动单元14以产生所需的轮子16的转动和飞行器的移动)。在步骤720中，飞行器被滑行至登机门。在步骤722中，离合器组件被分离。在步骤724中，驱动电机可运行用来冷却制动器组件(例如，驱动电机14-1可以高速运行以便风扇组件50可产生冷却气流通过制动器组件42)。

当然，应该明白的是，前述涉及本发明的示例性实施例并且在不背离如下权利要求所述的本发明的精神和范围的情况下可以作出修改。

Claims (10)

1.一种电子滑行系统(ETS)的驱动单元(14)，包括：

与飞行器的轮子(16)共轴布置的驱动电机(14-1)；

与轮子共轴布置的可选择性地接合的离合器组件(14-2)；并且

其中，离合器组件位于轮子内部。

2.根据权利要求1所述的驱动单元，其中，驱动电机是分段电磁阵列(SEMA)电机。

3.根据权利要求1所述的驱动单元，进一步包括：

鼓风机电动机(14-3)；

其中，鼓风机电动机与驱动电机共轴布置；以及

其中，鼓风机电动机以不同于驱动电机的转速运行。

4.根据权利要求3所述的驱动单元，其中，鼓风机电动机提供通过驱动电机的转子(14-1-1)的气流以使驱动电机能在过载电流状态下运行。

5.根据权利要求3所述的驱动单元，其中，鼓风机电动机是SEMA电机。

6.根据权利要求1所述的驱动单元，进一步包括：

用于产生通过轮子的制动器组件(42)的冷却气流的风扇组件(50)；并且；

其中，风扇组件连在驱动电机的转子(14-1-1)上。

7.根据权利要求6所述的驱动单元，其中，驱动电机可在离合器组件分离时运行，以使风扇组件能在飞行器停止时产生冷却气流。

8.根据权利要求1所述的驱动单元，其中，驱动电机具有的外径小于轮子的轮缘(16-2)的外径。

9.根据权利要求8所述的驱动单元，其中，驱动电机具有的外径大于轮子的轮毂(16-1)的内径。

10.根据权利要求1所述的驱动单元，其中，驱动电机布置在保护罩(16-4)中，该保护罩附接到轮子以阻止驱动电机对飞行器轮胎的损伤。

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