CN103241370A - 对飞行器起落架的可转向部分的转向指令进行管理的方法 - Google Patents

Abstract

一种对飞行器（1）的前端起落架（2）的可转向部分（3）的转向指令进行管理的方法，该方法实施伺服控制来对转向致动器（6）进行伺服控制，以产生用于可转向部分（3）的角位置设定值（θ_设定），伺服控制包括通过从角位置设定值（θ_设定）减去参考角（θ_估计）来计算误差（ε）。根据本发明，参考角（θ_估计）是根据飞行器（1）的纵向速度（V_纵向）和偏航速率（τ）通过计算而确定的角度。

Description

对飞行器起落架的可转向部分的转向指令进行管理的方法

技术领域

本发明涉及一种对飞行器起落架的可转向部分的转向指令进行管理的方法

背景技术

大多数现代飞行器具有位于飞行器机身前端下方的前端起落架。通常，通过对承载轮子的前端起落架的可转向底部的转向进行控制来控制飞行器在地面上的转向，且对于转向致动器、例如具有齿条的致动器或者转动式致动器或者实际上推拉装置产生转向命令，该具有齿条的致动器或转动式致动器与受限制随着可转向底部转动的齿环协配。

关于来自驾驶舱的指令命令对辅助起落架的可转向部分的角位置进行伺服控制。通过使用比例积分微分（PID）类型的控制器以传统的方式来执行此种伺服控制，该控制器输出指令电流用以输送至转向致动器。

指令命令通过操作专门为此目的而设置的转向轮或踏板或者同时操作这两个构件的驾驶员或副驾驶员而产生。用于感测前端起落架的角位置的传感器测量可转向部分的角位置，以对指令命令进行伺服控制。这些传感器通常是转动式可调差动变压器（RVDT）传感器或电位计类型的传感器。

例如由于轮胎未适当充气、由于起落架失去平衡或者由于传感器定位变化，使用这些角传感器来确定飞行器的转向角使得转向控制器容易产生测量误差。

此外，这些角传感器在前端起落架上位于尤其是外露的区域中，尤其会经受高水平的机械应力、经受大的温度变化并且经受高水平的湿气。这些传感器的可靠性由于它们的位置而退化，这意味着需要频繁地更换这些传感器。

发明内容

本发明的目的是提供一种对飞行器起落架的可转向部分的转向指令进行管理的方法，以能够产生更精确且更可靠的指令。

为了实现该目的，本发明提供一种对飞行器的前端起落架的可转向部分的转向指令进行管理的方法，该方法实施伺服控制来对转向致动器进行伺服控制，以产生用于可转向部分的角位置设定值，伺服控制包括通过从角位置设定值减去参考角来计算误差。根据本发明，参考角是根据飞行器的纵向速度和偏航速率通过计算而确定的角度。

该指令管理方法无需使用角传感器来确定参考角。从例如通过惯性单元提供的纵向速度和偏航速率来获得该参考角。因此，飞行器的转向指令直接基于飞行器的实际运动特征，并且不再基于由经受各种误差源的角度测量传感器输送的角位置测量值。

附图说明

参见所附的附图并且基于下文描述会更好地理解本发明，附图中：

图1是在地面上滑行的飞行器的示意平面图；

图2是示出实施用于管理转向指令的本发明方法的飞行器的转向控制系统的体系结构的视图；以及

图3是示出用于管理转向指令的本发明方法的特定实施例的框图。

具体实施方式

参见图1和2，飞行器1具有前端起落架2，该前端起落架包括可转向底部3，而该可转向底部具有承载两个轮子5的轮轴4。

在该示例中，前端起落架2具有推拉型的转向致动器，该转向致动器包括具有缸体7和杆件8的两个致动器6，缸体7枢转地安装在起落架上，而杆件8使其端部联接于套环9，该套环9安装成相对于起落架转动。套环9自身通过剪形连接件（未示出）连接于可转向底部。转动阀10用于连接致动器6的腔室，以根据致动器的角位置而进行压力馈送或压力恢复。致动器6经由转动阀10连接于液压单元11，该液压单元承载伺服阀12，该伺服阀接收来自控制器13的控制电流。所有这些都是众所周知的，并且仅仅借助说明而提及。

为了使前端起落架2的可转向部分3且由此使飞行器1转向，对于驾驶员和副驾驶员各自提供有转向轮14和踏板15，使得他们能向控制器13发出角命令θ_命令（在图3中示出）。控制器13然后产生指令电流I_指令。出于该目的，设置在控制器13中的转换器16开始将角命令θ_命令转换成用于伺服控制的设定角θ_设定。伺服控制包括用于计算误差ε的误差计算装置，该误差计算装置通过减法器17来执行，该减法器从设定角θ_设定中减去前端起落架2的可转向部分3的估计转向角θ_估计。此后，PID控制器18作用于误差ε，以根据误差ε产生指令电流I_指令。然后，将指令电流I_指令传送至伺服阀12。根据该指令电流I_指令，伺服阀确定液压流体经由液压单元11输送至致动器6的速率。然后，致动器6的杆件8一起用于转动可转动底部3，以使该可转动底部以有效角θ_有效定向。

为了在某一瞬时t确定前端起落架的估计转向角θ_估计，并且由此为了校正设定角θ_设定，本发明的管理方法利用飞行器1的纵向速度数值V_纵向和飞行器1的偏航速率。该信息通过飞行器1的惯性单元19输送。

在图1中可示出估计转向角θ_估计。该估计转向角θ_估计是飞行器的纵向轴线X和垂直于前端起落架2的轮轴4的轴线Y的轴线X'之间的角度。在瞬时t时的飞行器1的瞬时转动中心C处可观察到，θ_估计也是轴线Y和穿过该瞬时转动中心C并且垂直于纵向轴线X的线条Y'之间的角度。因此，线条Y'穿过主起落架的轮轴轴线。

基于纵向速度的数值V_纵向、偏航速率τ以及线条Y'和飞行器1的前端起落架2之间的距离L，在控制器13中实施的计算功能20输送前端起落架2的估计角θ_估计的估计值，该估计值通过使用以下公式来获得：

使用以下单位来表示该公式中的变量：

θ_估计以角度计量；

V_纵向以米/秒计量；

L以米计量；以及

τ以度/秒计量。

前端起落架2的估计角θ_估计在管理方法中用于实施图3所示的伺服控制。

上述公式用于输送V_纵向的数值非零的θ_估计的估计值。实际上，为速度V_纵向限定最小阈值，低于该阈值，则不再计算估计角θ_估计。在速度V_纵向低于该最小阈值时，还采取措施对转向致动器进行减压，以避免起落架发生任何不合时宜的转动。

当然，本发明并不限于上文所述的特定实施例，而是覆盖落入由权利要求书所限定的本发明范围内的任何变型。

虽然描述了包括减法器和PID电路的伺服控制回路，但也可使用任何类型的至少包括通过从设定角减去参考角来计算误差的伺服控制，该参考角根据飞行器的纵向速度和偏离速率来确定。

虽然本发明如上所述应用于转向致动器具有由伺服阀提供动力的液压致动器的前端起落架，但本发明同样也可应用于转向致动器具有一个或多个由控制器（或EMAC）提供动力的机电致动器的起落架。

Claims (4)

1.一种对飞行器（1）的前端起落架（2）的可转向部分（3）的转向指令进行管理的方法，所述方法实施伺服控制来对转向致动器（6）进行伺服控制，以产生用于所述可转向部分（3）的角位置设定值（θ_设定），所述伺服控制包括通过从所述角位置设定值（θ_设定）减去参考角（θ_估计）来计算误差（ε），所述方法的特征在于，所述参考角（θ_估计）是根据所述飞行器（1）的纵向速度（V_纵向）和偏航速率（τ）通过计算而确定的角度。

2.如权利要求1所述的管理转向指令的方法，其特征在于，使用如下公式来确定所述参考角：

其中V_纵向是所述飞行器的纵向速度，τ是所述飞行器的偏航速率，且L是所述飞行器的主起落架和所述前端起落架（2）之间的距离。

3.如权利要求1或权利要求2所述的管理转向指令的方法，其特征在于，所述伺服控制通过伺服控制回路来执行，所述伺服控制回路包括PID控制器（18），用以根据误差（ε）来产生用于所述致动器（6）的转向指令（I_指令）。

4.如权利要求1至3中任一项所述的管理转向指令的方法，其特征在于，在设置于所述飞行器（1）中的控制器（13）内实施所述伺服控制，所述控制器（13）向指令构件（12）输送指令电流（I_指令），用以向所述转向致动器（6）输送校准功率。

Images