CN102849208A - 飞机起落架的可转向部分的转向控制方法 - Google Patents

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    • B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface 
    • B64C25/50—Steerable undercarriages; Shimmy-damping

Abstract

本发明涉及一种飞机起落架的可转向部分（2、3、4、5）的转向控制方法，该飞机起落架配装有转向件（6）和至少两个角度位置传感器（8，8），转向件用于使可转向部分转向，至少两个角度位置传感器用于感测可转向部分的角度位置以传送表示可转向部分的角度位置（θ1，θ2）的相应信号，其中转向件通过伺服控制使用表示可转向部分的角度位置的信息来控制。根据本发明，所使用的表示角度位置的信息是由至少两个角度位置传感器感测的角度位置的平均值（θ平均）。

Description

飞机起落架的可转向部分的转向控制方法
技术领域
本发明涉及一种飞机起落架的可转向部分的转向控制方法。
背景技术
某些起落架包括可转向底部，这尤其应用于前轮起落架，由此使得飞机能够在地面上转向。为此目的，该起落架配装有致动器（推拉构造中的千斤顶、与小齿轮啮合的齿条），使得可转向部分能够响应于由借助于例如驾驶舱内方向盘产生的转向命令而枢转。
借助于布置在起落架上的角度位置传感器提供反馈，以测量可转向部分的角度位置并传送角度位置信号，其用来形成用于伺服控制角度位置的反馈环。
以已知方式，通过第二角度位置传感器而设置双重角度位置传感器，从而产生两个角度位置信号。这些信号中仅一个信号用于伺服控制角度位置，另一角度位置信号用于监测第一角度位置传感器的正确运行。在两个信号之间不一致的情况下，伺服控制中断，并允许起落架的可转向部分自由回转。然后飞机驾驶员可通过差分制动使飞机转向。
业已发现在某些情况下，尤其在进行紧急转弯时，或实际上在制动的同时沿直线行驶时，或仅仅在飞机是前部较重、由此在起落架上产生大静力的情况下，由角度位置传感器传送的信号可能相对于起落架的可转向部分实际达到的转向角度偏离一定的量。
发明内容
本发明的目的是提供一种改进的飞机起落架的可转向部分的控制方法，以及尤其涉及伺服精度的改进。
为了实现该目的，本发明提供一种飞机起落架的可转向部分的转向控制方法，该飞机起落架配装有转向件和至少两个角度位置传感器，转向件用于使可转向部分转向，至少两个角度位置传感器用于感测可转向部分的角度位置以传送表示可转向部分的角度位置的相应信号，其中转向件通过伺服控制使用表示可转向部分的角度位置的信息来控制。根据本发明，所使用的表示角度位置的信息是由至少两个角度位置传感器感测的角度位置的平均值。
因此，表示可转向部分的角度位置的信息对于起落架的变形较不敏感，这种变形可能会干扰角度位置传感器传送的信号。这种变形尤其发生在上述环境下。
较佳地，角度位置传感器以直径相对方式布置在起落架上，相对于飞机的对称平面布置在起落架两侧。
这样，影响角度位置传感器之一的位置误差被影响另一角度位置传感器的位置误差更有效地补偿。
附图说明
参见所附各图可更好地理解本发明，附图中：
图1是具有可转向底部的飞机起落架的示意性侧视图；
图2是图1起落架的平面图；以及
图3是示出本发明中角度位置如何被伺服控制的示意图。
具体实施方式
参照附图，飞机前轮起落架通常包括铰接安装到飞机结构的撑杆1。支架件（未示出）在飞机结构与撑杆之间延伸以使撑杆1、且因此使起落架稳定在所示展开位置。
杆2在撑杆1内滑动，且杆的底部承载有接纳轮4的轴3。套环5安装成在撑杆1的底部上转动，从而使其能够通过转向件受控地转向，转向件在该实例中由推拉安装的致动器6构成。套环5和杆2由剪刀状连杆7限制成共同转动，从而套环5的转向使杆2转向且因此也使轮4转向。角度位置传感器8布置在撑杆上以测量套环5的角度位置，且因此测量轮4的角度位置。角度位置传感器8传送角度位置信号，该角度位置信号由布置在飞机上的转向计算机使用以响应于由飞行员通过按压踏板或通过转动转向盘产生的转向命令来控制轮4的转向。
所有这些都是公知的，且仅用来使信息完整，从而设定本发明的使用环境。
根据本发明，转向计算机适于计算由角度位置传感器8感测的角度位置的平均值并使用该平均值来通过适当控制转向件的致动器6而实施轮4的角度位置的伺服控制。
使用由传感器感测的角度位置的平均值用于减小起落架变形的影响，且尤其是飞机转弯时起落架经受的侧向偏转。已知转向的同时，作用在轮胎上的侧向力倾向于使起落架偏转，由此改变由每个传感器产生的角度信息。但是，如果角度位置传感器关于包含飞机纵向轴线的纵向对称平面P（如图2所示）对称地布置在起落架上，则传感器之一由于起落架的侧向偏转而经受的变化基本上被另一角度位置传感器所经受的相反变化补偿，从而由两传感器感测的位置的平均值实际上更表示轮的实际角度位置。这改进了角度位置信息的质量，且因此改进伺服控制的精度。同样，当沿直线制动时，或者在飞机头部较重时，起落架经受纵向偏转，这会产生由传感器感测的角度位置的误差。取角度位置的平均值使得能够至少部分地补偿这种偏转引起的变形的影响。
图3示出伺服控制，其中可以看出反馈信号θ平均由两角度位置传感器8感测的角度位置θ1和θ2的平均值构成。更精确地，由转向计算机执行的伺服控制包括计算例如来自驾驶舱的转向轮的转向设定点θ与反馈信号θ平均之间的误差ε。在该实例中将误差馈送到比例积分差分（PID）控制器10，该比例积分差分控制器产生施加到伺服阀11的控制电流i，该控制电流i馈送到转向件的致动器6。角度位置传感器8通过感测相应的角度位置θ1和θ2而作出响应，将角度位置θ1和θ2相加并然后除以2来得到用作反馈信号的算术平均值。
用处于对称位置的传感器，可假设角度位置传感器由于起落架所经受的干扰变形以相同方式（但沿相反方向）受到影响。则有利的是使用由各角度位置传感器产生的角度位置信号的算术平均值。角度位置传感器较佳地以直径相对方式布置。
但是，如果角度位置传感器不是对称布置，则有利的是使用角度位置信号的加权平均值来考虑每个角度位置传感器对起落架转弯时所经受干扰变形的相应敏感度。

Claims (4)

1.一种飞机起落架的可转向部分（2、3、4、5）的转向控制方法，所述飞机起落架配装有转向件（6）和至少两个角度位置传感器（8，8），所述转向件用于使所述可转向部分转向，所述至少两个角度位置传感器用于感测所述可转向部分的角度位置以传送表示所述可转向部分的角度位置（θ1，θ2）的相应信号，其中所述转向件通过伺服控制使用表示所述可转向部分的所述角度位置的信息来控制，其特征在于，所使用的表示所述角度位置的信息是由所述至少两个角度位置传感器感测的角度位置的平均值（θ平均）。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述角度位置传感器关于所述飞机的纵向对称平面以对称方式布置在所述起落架上。
3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述角度位置传感器以直径相对方式放置在所述起落架上。
4.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述角度位置信号的所述平均值是算术平均值。
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