CN109715495B - 航空器的转向控制装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种能够提高航空器的行驶稳定性的航空器的转向控制装置。转向控制装置(1)内的实际转向角度决定部(13)根据实际转向量来决定实际转向角度。操作角度设定部(12)根据操作量来决定与操舵装置相应的操作角度。目标角度设定部(14)设定转向轮的目标角度。控制状态切换部(11)在实施用于使转向轮转向的转向控制以使实际转向角度成为目标角度的有效状态和不实施转向控制的无效状态之间进行切换。当转向控制状态切换到有效状态时，目标角度设定部(14)内的校正部(141)将目标角度设定为从操作角度向实际转向角度接近了的角度。在转向控制状态切换到有效状态之后，校正部(141)还使目标角度随着时间经过接近操作角度。

Description

航空器的转向控制装置

技术领域

本发明涉及一种转向控制装置，更详细地说涉及一种航空器的转向控制装置。

背景技术

关于航空器的降落装置的转向控制装置，例如在日本专利第5860741号(专利文献1)中有所公开。在航空器进行地面行驶且航空器的行驶速度变为规定速度以下的情况下，该控制装置将基于转向机构的转向操作(以下称为转向控制)从无效的状态(以下称为无效状态)切换到有效的状态(以下称为有效状态)。即，即使航空器进行地面行驶，基于转向机构的转向操作也保持无效状态，直到航空器的行驶速度变为规定速度以下为止。由此，即使在航空器着陆时转向轮的朝向与航空器的行进方向不同，也在转向轮着地的同时，转向轮的朝向向阻力最小的航空器的行进方向变化。其结果，抑制过大的横向负荷作用于转向轮。

专利文献1：日本专利第5860741号

发明内容

发明要解决的问题

然而，在专利文献1公开的转向控制装置中，当航空器开始地面行驶且转向控制从无效状态切换到有效状态时，存在以下情况：转向轮应转向的角度即根据飞行员对方向舵等的操作所决定的操作角度与转向轮的实际转向角度之差大。在这种情况下，转向控制装置以使实际转向角度成为操作角度的方式来使转向轮转向。因此，导致转向轮急剧地动作。这种转向轮的急剧的动作会降低航空器的行驶稳定性。

本发明的目的在于提供一种能够提高航空器的行驶稳定性的航空器的转向控制装置。

用于解决问题的方案

本实施方式的航空器的转向控制装置控制转向装置，该转向装置能够使航空器的降落装置的转向轮进行转向，该转向装置具备：实际转向角度探测装置，其探测转向轮的实际转向量；操舵装置，其包含操舵构件和用于探测对操舵构件的操作量的操作量探测装置；以及驱动装置，其使转向轮进行转向。转向控制装置具备实际转向角度决定部、操作角度决定部、目标角度设定部以及控制状态切换部。实际转向角度决定部根据实际转向量来决定转向轮的实际转向角度。目标角度设定部根据操作量来决定与操舵装置相应的操作角度。目标角度设定部设定转向轮的目标角度。控制状态切换部在实施用于使转向轮进行转向的转向控制以使实际转向角度成为目标角度的有效状态和不实施转向控制的无效状态之间进行切换。在通过控制状态切换部从无效状态切换到有效状态时，目标角度设定部以使目标角度成为从操作角度向实际转向角度接近了的角度的方式决定目标角度，在从无效状态切换到有效状态之后，目标角度设定部使目标角度随着时间经过接近操作角度。

发明的效果

本发明的航空器的转向控制装置能够提高航空器的行驶稳定性。

附图说明

图1是第一实施方式中的转向控制装置和转向装置的功能框图。

图2是图1中的转向控制装置的功能框图。

图3是表示以往的转向控制装置中的操作角度和实际转向角度的随着时间经过的变化的图。

图4是表示不同于图3的、以往的转向控制装置中的操作角度和实际转向角度的随着时间经过的变化的图。

图5是表示本实施方式的转向控制装置中的操作角度和目标角度的随着时间经过的变化的图。

图6是表示与图5对应的操作角度和实际转向角度的随着时间经过的变化的图。

图7是表示本实施方式的转向控制的动作的整体流程图。

图8是表示图7中的转向控制处理的详细情况的流程图。

图9是表示图8中的目标角度过渡校正处理的详细情况的流程图。

图10是表示第二实施方式的转向控制处理的详细情况的流程图。

图11是表示图10中的目标角度过渡校正处理的详细情况的流程图。

图12是表示第三实施方式的转向控制处理的详细情况的流程图。

图13是表示不同于图5的本实施方式的转向控制装置中的操作角度、目标角度以及实际转向角度的随着时间经过的变化的图。

图14是表示不同于图5和图13的本实施方式的转向控制装置中的操作角度、目标角度以及实际转向角度的随着时间经过的变化的图。

具体实施方式

本实施方式的航空器的转向控制装置用于控制转向装置，该转向装置能够使航空器的降落装置的转向轮进行转向，该转向装置具备：实际转向角度探测装置，其探测转向轮的实际转向量；操舵装置，其包含操舵构件和用于探测对操舵构件的操作量的操作量探测装置；以及驱动装置，其使转向轮进行转向。转向控制装置具备实际转向角度决定部、操作角度决定部、目标角度设定部以及控制状态切换部。实际转向角度决定部根据实际转向量来决定转向轮的实际转向角度。目标角度设定部根据操作量来决定与操舵装置相应的操作角度。目标角度设定部设定转向轮的目标角度。控制状态切换部在实施用于使转向轮进行转向的转向控制以使实际转向角度成为目标角度的有效状态和不实施转向控制的无效状态之间进行切换。在通过控制状态切换部从无效状态切换到有效状态时，目标角度设定部以使目标角度成为从操作角度向实际转向角度接近了的角度的方式决定目标角度，在从无效状态切换到有效状态之后，目标角度设定部使目标角度随着时间经过接近操作角度。

本实施方式的转向控制装置在从转向轮着地起经过了足够的时间时判定为航空器着地，并将转向控制设为有效。此时，不是将与操舵装置的操作量相应的操作角度而是将从操作角度向实际转向角度接近了的角度设为目标角度来使转向轮转向。而且，目标角度随着时间经过接近操作角度。这样，本实施方式的转向控制装置在执行基于操作角度的转向轮的转向(以下称为常规控制)之前，执行基于校正后的目标角度的转向轮的转向(以下称为过渡控制)。由此，即使在地面行驶开始时实际转向角度ASA(Actual Steering Angle)大为背离操作角度TSA(Target Steering Angle)，也能够抑制转向轮急剧地动作。其结果，能够提高航空器的行驶稳定性。

也可以是，上述目标角度设定部使目标角度以如下方式接近操作角度，使从无效状态切换到有效状态之后的目标角度的每单位时间的变化量小于通过驱动装置能够实现的实际转向角度的每单位时间的最大变化量。

在这种情况下，能够进一步抑制转向轮的急剧的动作。

也可以是，当操作角度以比目标角度的每单位时间的变化量大的每单位时间的变化量向背离目标角度的方向变化时，目标角度设定部使目标角度以如下方式接近操作角度，使目标角度的每单位时间的变化量变为操作角度的每单位时间的变化量以上。

在过渡控制中，有时通过飞行员等的操作有意地使转向轮急剧地动作。在发生这种例外动作的情况下，目标角度设定部使目标角度以操作角度的每单位时间的变化量以上的变化量来变化。因此，驱动装置使转向轮以操作角度的每单位时间的变化量以上的变化量来进行转向。其结果，在发生例外动作的情况下，能够使转向轮按照飞行员等的操作来急剧地动作。

也可以是，上述目标角度设定部使目标角度以如下方式接近操作角度，使操作角度与目标角度之间的角度差随着时间经过而减少。

在这种情况下，如下地设定目标角度：即使在实施过渡控制过程中飞行员等操作操舵构件来使操作角度大为背离目标角度，目标角度与该操作角度之间的角度差也比以往小。因此，即使在过渡控制过程中操作角度发生较大变动，也按照操作角度的变化来增减目标角度的变化量，并在规定的时间内结束过渡控制。

也可以是，当通过控制状态切换部从无效状态切换到有效状态时，目标角度设定部使目标角度与实际转向角度一致。

在这种情况下，能够进一步抑制在转向轮着地后开始地面行驶且转向控制成为有效时转向轮急剧地动作。

以下，参照附图详细地说明本发明的实施方式。对图中相同或者相当的部分附加相同标记，不重复其说明。

[第一实施方式]

[转向装置的整体结构]

图1是表示本实施方式的转向装置的整体结构的功能框图。参照图1，转向装置100能够使航空器的降落装置的转向轮6转向。

转向装置100具备转向控制装置1、操舵装置2、驱动装置5以及实际转向角度探测装置7。

操舵装置2由飞行员、作业员等操作员(以下称为飞行员等)操作，输出与其操作量相应的信号。操舵装置2具备操舵构件21和操作量探测装置22。操舵构件21是飞行员等为了操舵而操作的构件，例如是方向舵踏板(Rudderpedals)。操作量探测装置22探测飞行员等对操舵构件21的操作量。操作量探测装置22还将与探测到的操作量相应的信号(以下称为操作量信号)SI2输出到转向控制装置1。

着地探测装置3与转向装置100连接。着地探测装置3探测转向轮6是否着地。例如在对转向轮6施加了基准值以上的外力时(也就是说，转向轮6着地时)，着地探测装置3将高电平(H电平)的WOW(Weight On Wheel：机轮承重)信号SI3输出到转向控制装置1。另一方面，当施加于转向轮6的外力小于基准值时(也就是说，航空器在飞行中时)，着地探测装置3将低电平(L电平)的WOW信号SI3输出到转向控制装置1。着地探测装置3既可以是根据外力来直接变更WOW信号SI3的电平那样的结构，也可以是根据具备转向轮的起落架结构构件的与外力相应的机械变化来变更WOW信号SI3的电平那样的结构。

液压源4与转向装置100连接。液压源4将被加压的液压油提供给驱动装置5。液压源4还回收从驱动装置5排出的液压油。总之，液压源4使液压油在驱动装置5内循环。

驱动装置5按照来自转向控制装置1的指示使转向轮6转向。驱动装置5的结构不受特别限制，只要驱动装置5能够按照来自转向控制装置1的指示使转向轮6转向即可。在图1中，驱动装置5包含伺服阀51、致动器52以及截止阀53。

截止阀53配置于液压源4与伺服阀51之间，与液压源4和伺服阀51连接。截止阀53根据来自转向控制装置1的控制指令SI53来允许或停止来自液压源4的被加压的液压油向驱动装置5内的流入。当截止阀53打开时，被加压的液压油供给到伺服阀51。因而，驱动装置5处于可控状态。当截止阀53关闭时，停止来自液压源4的液压油的流入，并且形成致动器52内的液压油的循环。因而，驱动装置5处于控制停止状态，转向装置100处于通过施加到转向轮6的外力能够使致动器52与转向轮6一起自由移动的自由脚轮状态。

伺服阀51配置于截止阀53与致动器52之间，与截止阀53和致动器52连接。当截止阀53打开时，伺服阀51接受经由了截止阀53的来自液压源4的被加压的液压油，根据来自转向控制装置1的控制指令SI51来调节向致动器52供给的液压油量，并且使致动器52连续地工作。

致动器52配置于转向轮6与伺服阀51之间，与转向轮6和伺服阀51连接。致动器52通过经由伺服阀51所供给的液压油的压力来机械地使转向轮6转向。

实际转向角度探测装置7探测转向轮6的实际转向量。在本例中，实际转向角度探测装置7探测驱动装置5的致动器52的行程量来作为实际转向量。实际转向角度探测装置7将实际转向量信号SI7输出到转向控制装置1。

[转向控制装置1的结构]

本实施方式的转向控制装置1通过控制驱动装置5来调整转向轮6的实际转向角度ASA。图2是转向控制装置1的功能框图。参照图2，转向控制装置1具备控制状态切换部11、操作角度决定部12、实际转向角度决定部13、目标角度设定部14以及指示部15。

控制状态切换部11接受从着地探测装置3输出的WOW信号SI3，判定是否处于转向轮6着地后稳定的地面行驶状态。在判定为处于稳定的地面行驶状态的情况下，控制状态切换部11将转向控制切换到有效状态。在判定为不处于稳定的地面行驶状态的情况下，控制状态切换部11将转向控制切换到无效状态。

操作角度决定部12接受从操舵装置2输出的操作量信号SI2，决定操作角度TSA。操作角度决定部12存储有操作角度表，该操作角度表中登记有例如与操作量相对应的角度。操作角度决定部12根据操作角度表来每隔规定时间(每当执行后述的转向控制处理时)将与接收到的操作量信号SI2相对应的角度决定为操作角度TSA并进行存储。

实际转向角度决定部13接受从实际转向角度探测装置7输出的实际转向量信号SI7，决定实际转向角度ASA。实际转向角度决定部13存储有实际转向角度表，该实际转向角度表中登记有例如与实际转向量(在本例中是致动器52的行程量)相对应的角度。实际转向角度决定部13根据实际转向角度表来每隔规定时间(每当执行后述的转向控制处理时)将与接受到的实际转向量信号相对应的角度决定为实际转向角度ASA并进行存储。

目标角度设定部14设定转向轮6的目标角度TA(Target Angle)。目标角度设定部14包含校正部141和切换部142。

目标角度设定部14的校正部141决定过渡控制中的目标角度TA。最迟在转向控制成为有效状态时开始过渡控制。校正部141在转向控制成为有效状态的时间点之前将目标角度TA设为从操作角度TSA向实际转向角度ASA接近了的值。在本例中，校正部141使目标角度TA与实际转向角度ASA一致。校正部141还在转向控制成为有效之后使目标角度TA随着时间经过而接近操作角度TSA。具体地说，每当执行后述的目标角度更新处理S20时，校正部141更新目标角度TA并使目标角度TA接近操作角度TSA。

目标角度设定部14的切换部142在过渡控制和常规控制之间进行切换。切换部142最迟在转向控制成为有效的时间点开始过渡控制(由校正部141决定目标角度TA)，在转向控制成为有效之后，当目标角度TA达到操作角度TSA时停止过渡控制(由校正部141决定目标角度TA)，之后，在转向控制为有效的期间，利用操作角度TSA的值来更新目标角度TA(常规控制)。在本说明书中，目标角度TA达到操作角度TSA意味着操作角度TSA与目标角度TA之差小于基准值或者目标角度TA超过了操作角度TSA。也就是说，即使在目标角度TA与操作角度TSA不严格一致的情况下，如果目标角度TA是接近操作角度TSA的值，则视为目标角度TA达到操作角度TSA。

当控制状态切换部11将转向控制切换到有效状态时，指示部15向驱动装置5输出打开截止阀53那样的控制指令SI53和用于控制伺服阀51使得转向轮6进行转向直到转向轮6的实际转向角度ASA达到目标角度TA为止的控制指令SI51。当控制状态切换部11将转向控制切换到无效状态时，指示部15向驱动装置5输出关闭截止阀53那样的控制指令SI53和使伺服阀51成为中立位置那样的控制指令SI51。

[本实施方式的转向控制装置1的动作概要]

说明具备上述结构的转向控制装置1的动作概要。

首先，说明以往的转向控制装置的动作。图3是表示以往的转向控制装置中的操作角度TSA和实际转向角度ASA的随着时间经过的变化的图。图中的单点划线是操作角度TSA，实线是实际转向角度ASA。参照图3，假定在转向轮6着地后开始地面行驶，然后转向控制在时刻t1成为有效状态。在图3中，在飞行中和转向轮6着地后转向控制成为有效状态之前，操作角度TSA和转向轮的实际转向角度ASA几乎一致。转向控制状态在时刻t1成为有效状态之后，转向控制装置使转向轮6进行转向，使得实际转向角度ASA成为操作角度TSA。因此，时刻t1以后也同样地，操作角度TSA与转向轮的实际转向角度ASA几乎一致。在时刻t1以后，例如在通过飞行员操作操舵构件21而使操作角度TSA随时间经过增加的情况下，实际转向角度ASA也追随操作角度TSA增加。

然而，在以往的转向控制装置的情况下产生如下问题。如图4所示，当转向控制在时刻t1成为有效状态时，假定由于某种原因导致实际转向角度ASA与操作角度TSA大为不同。例如，假定当航空器以在空中操作角度TSA和实际转向角度ASA都处于中立位置(没有操舵的状态)的状态着陆时，由于侧风等的影响而使航空器的前后方向偏离行进方向。此时，伴随着转向轮6的着地，转向轮6的朝向成为行进方向，实际转向角度ASA从中立位置偏离，实际转向角度ASA有可能与操作角度TSA大为不同。在这种情况下，在时刻t1之后转向控制装置使转向轮转向，使得实际转向角度ASA与操作角度TSA一致。如图4所示，在时刻t1，实际转向角度ASA是A2°，大为背离操作角度TSA的A1°。因此，转向控制装置指示驱动装置，以驱动装置能够实现的每单位时间的最大变化量来使转向轮6进行转向。其结果，如图4所示，从时刻t1起在微小时间Δt的短时间内，转向控制装置使转向轮急剧地移动，来使实际转向角度ASA与操作角度TSA一致。在这种情况下，转向轮急剧地移动，因此航空器的行驶稳定性下降。

因此，本实施方式的转向控制装置1在实施使用操作角度TSA作为目标角度TA的常规控制之前，实施使用接近实际转向角度ASA的目标角度TA的过渡控制。由此，能够抑制如所述那样的、由于操作角度TSA与实际转向角度ASA之差大而引起的转向轮的急剧的动作。下面说明这点。

图5是用于说明本实施方式中的转向控制装置1的动作的图。图6是表示图5的动作时的实际转向角度ASA与操作角度TSA之间的关系的图。在图5和图6中，也假定转向控制在时刻t1成为有效状态。

转向控制装置1最迟到时刻t1将目标角度TA设为从操作角度TSA向实际转向角度ASA接近了的角度，直到成为时刻t1为止重复该处理(图5中二点划线)。在图5中，转向控制装置1将目标角度TA设为与实际转向角度ASA相同的值(A2°)。

转向控制装置1还在时刻t1之后使目标角度TA随着时间经过而接近操作角度TSA(参照图5)。其结果，实际转向角度ASA一边追随随着时间经过而增加的目标角度TA一边接近操作角度TSA(参照图6)。

当在时刻t1转向控制成为有效状态时，如图6所示，实际转向角度ASA与操作角度TSA大为背离。然而，如图5和图6所示，转向控制装置1使转向轮6转向(过渡控制的实施)，使实际转向角度ASA追随接近实际转向角度ASA的目标角度TA来代替使实际转向角度ASA追随操作角度TSA。因此，能够抑制如图4所示那样的紧接在时刻t1之后转向轮6的动作急剧地变化的情况。

参照图5，使目标角度TA随着时间经过接近操作角度TSA的结果是，在时刻t2目标角度TA达到操作角度TSA。此时，转向控制装置1切换为使用操作角度TSA作为目标角度TA的常规控制，然后使转向轮6转向，使得实际转向角度ASA追随操作角度TSA。

如以上那样，本实施方式的转向控制装置1设定从操作角度TSA向实际转向角度ASA接近了的目标角度TA，在着陆后的转向控制开始时实施使用了该目标角度TA的过渡控制。而且，当目标角度TA达到了操作角度TSA时，实施使用操作角度TSA作为目标角度TA的常规控制。通过实施过渡控制，能够抑制转向轮6急剧地动作。因此，能够提高着陆后航空器进行地面行驶的稳定性。以下，使用流程图来详细描述转向控制装置1的动作。在以后的说明中，在转向轮6的转向中，将航空器的前后方向与转向轮的方向一致的情况下的实际转向角度ASA设为0°。而且，将从上方观察转向轮6时的顺时针的旋转方向以正(+)来表现，将逆时针的旋转方向以负(-)来表现。

[转向控制装置1的动作]

图7是表示从面向着陆的接近开始经过着地、地面行驶直至航运结束为止的转向控制的概要的整体流程图。在图7中，省略不影响本发明的处理。当转向控制装置1的电源被接通时(S100中“是”)，转向控制装置1执行转向控制处理(S200)。在本实施方式中，设想为在航运过程中始终接通转向控制装置1的电源。因此，直至结束航运后关闭转向控制装置1的电源为止，转向控制装置1重复执行转向控制处理(S200)。

[转向控制处理(S200)]

图8是转向控制处理(S200)的流程图。

[直到转向控制状态成为有效状态为止的动作(直到时刻t1为止的动作)]

在转向控制处理(S200)中，首先由转向控制装置1内的操作角度决定部12来决定操作角度TSA(S1和S2)，由实际转向角度决定部13决定实际转向角度ASA(S3和S4)。具体地说，操作角度决定部12从操舵装置2获取操作量信号SI2(S1)。操作角度决定部12根据操作量信号SI2来决定操作角度TSA(S2)。同样地，实际转向角度决定部13从实际转向角度探测装置7获取实际转向量信号SI7(S3)，根据实际转向量信号SI7来决定实际转向角度ASA(S4)。

转向控制装置1还判断是否处于转向轮6着地面后稳定的地面行驶中(S5和S6)。具体地说，控制状态切换部11获取WOW信号SI3，当WOW信号SI3在规定的时间内持续为H电平的情况下，判断为处于转向轮6着地后稳定的地面行驶中，将转向控制切换为有效状态。除此以外的情况下，将转向控制切换为无效状态。此外，在本实施方式中，根据WOW信号SI3来实施地面行驶的判断，但是用于稳定的地面行驶的判断的信号不限于WOW信号SI3。例如也可以利用机体速度信号等其它的信号来实施地面行驶的判断。另外，也可以将WOW信号SI3和机体速度信号等多个信号进行组合来实施地面行驶的判断。

当航空器正在飞行中的情况下，WOW信号SI3是L电平，因此控制状态切换部11判断为不处于转向轮6着地后稳定的地面行驶中，将转向控制切换到无效状态(S6中“否”)。在这种情况下，指示部15对驱动装置5内的截止阀53输出关闭阀的指示(SOV关闭指令)作为控制指令SI53(S14)。截止阀53接受SOV关闭指令，将阀设为关闭状态。其结果，不向驱动装置5内供给被加压过的液压油，驱动装置5成为控制停止状态。在这种情况下，转向轮6没有被驱动装置5控制，而是处于在受到了外力的情况下能够在转向方向上自由旋转的自由脚轮状态。此外，在前次的步骤S6中的处理中已经切换为无效状态的情况下，控制状态切换部11维持无效状态。

在步骤S14之后，目标角度设定部14将常规控制标志设定为“0”(S15)。在此，常规控制标志是表示转向控制装置1是实施常规控制还是实施过渡控制的标志。在常规控制标志为“0”的情况下，意味着转向控制装置1正在实施过渡控制。在常规控制标志为“1”的情况下，意味着转向控制装置1正在实施常规控制。

在将常规控制标志设定为“0”之后，目标角度设定部14内的校正部141将目标角度TA设定为与实际转向角度ASA相同的值(图5中A2°)(S16)。直到时刻t1为止，转向控制处理(S200)重复实施该处理。由此，在时刻t1时，目标角度TA与实际转向角度ASA一致。

[转向控制状态成为有效状态时以后的动作(时刻t1以后的动作)]

重复实施转向控制处理(S200)的结果是，在时刻t1，控制状态切换部11判断为处于转向轮6着地后稳定的地面行驶中，将转向控制切换为有效状态(S6中“是”)。此时，指示部15将驱动装置5设为可控状态(S7)。具体地说，指示部15对驱动装置5内的截止阀53输出打开阀的指示(SOV打开指令)作为控制指令SI53(S7)。此时，截止阀53接受SOV打开指令，将阀设为打开状态。其结果，向驱动装置5内供给被加压的液压油，驱动装置5成为能够使转向轮6转向的状态(可控状态)。

接着，目标角度设定部14确认常规控制标志(S8)。常规控制标志在时刻t1是0(S8中“否”)，因此目标角度设定部14识别当前时间点是过渡控制。因此，目标角度设定部14执行目标角度更新处理来更新目标角度TA(S20)。

[目标角度更新处理(S20)]

图9是图8中的目标角度更新处理(S20)的流程图。在目标角度更新处理(S20)中，目标角度设定部14的校正部141使目标角度TA随着时间经过接近操作角度TSA。

具体地说，校正部141首先根据下式来计算操作角度变化量(S21)。

操作角度变化量＝操作角度TSA-在前次的转向控制处理中所决定的操作角度TSA

接着，对目标角度TA和操作角度TSA进行比较(S22)。在目标角度TA小于操作角度TSA(S22中“是”)、且在步骤S21中求出的操作角度变化量是预先设定的目标角度TA的每单位时间(在本实施例中为每计算周期)的正的变化量“Δ1”以下的情况下(S23中“否”)，校正部141如下式那样更新目标角度TA(S25)。

目标角度TA＝在前次的转向控制处理中设定出的目标角度TA+Δ1

另一方面，在步骤S22中的比较结果是目标角度TA为操作角度TSA以上(S22中“否”)、且操作角度变化量是预先设定的目标角度的每单位时间的负的变化量“-Δ1”以上的情况下(S26中“否”)，校正部141如下式那样更新目标角度TA(S27)。

目标角度TA＝在前次的转向控制处理中设定出的目标角度TA-Δ1

总之，校正部141随着从时刻t1开始的时间经过(每当实施目标角度更新处理(S20)时)，更新目标角度TA使其向操作角度TSA的方向变化每单位时间的变化量Δ1。

返回到图8，在通过目标角度更新处理(S20)更新了目标角度TA之后，目标角度设定部14的切换部142判断更新后的目标角度TA是否达到了操作角度TSA(S12)。如上所述，在步骤S12中，如果目标角度TA与操作角度TSA之差为基准值以下、或者目标角度TA超过操作角度TSA，则视为目标角度TA达到了操作角度TSA。

当在步骤S12中目标角度TA没有达到操作角度TSA的情况下(S12中“否”)，转向控制装置1继续进行过渡控制(常规控制标志保持“0”)。

指示部15计算出控制指令SI51使得转向轮6进行转向以使实际转向角度ASA成为目标角度TA(在此是在S20中设定出的过渡控制中的目标角度TA)(S10)。然后，指示部15对驱动装置5(的伺服阀51)输出计算得到的控制指令SI51(S11)。

驱动装置5接受控制指令SI51，驱动伺服阀51。其结果，转向轮6进行工作，实际转向角度ASA接近过渡控制中的目标角度TA。

转向控制装置1在执行了步骤S11之后，只要电源接通(图7中的S100中“是”)，则返回到步骤S1来重复转向控制处理(S200)。由此，如图5和图6所示，在时刻t1后目标角度TA随着时间经过而接近操作角度TSA(参照图5)。其结果，实际转向角度ASA接近操作角度TSA(图6)。

[目标角度TA达到了操作角度TSA时的动作(图5中时刻t2以后的动作)]

在图5中的时刻t1以后重复执行转向控制处理(S200)的结果是，在时刻t2，目标角度设定部14中的切换部142判断为过渡控制中的目标角度TA达到了操作角度TSA(图8中的S12中“是”)。此时，实施常规控制，因此目标角度设定部14将常规控制标志设为“1”(S13)。并且，切换部142将目标角度TA设为与操作角度TSA相同的值来代替将目标角度TA设为由目标角度设定部14中的校正部141更新得到的值(S9)。

通过上述动作，从过渡控制切换到常规控制。以后，在执行转向控制处理(S200)的期间，只要常规控制标志是“1”(S8中“是”)，则转向控制装置1重复执行常规控制。指示部15计算控制指令SI51使得转向轮6进行转向直到实际转向角度ASA成为目标角度TA(操作角度TSA)为止(S10)，并对驱动装置5(的伺服阀51)输出计算得到的控制指令SI51(S11)。驱动装置5根据控制指令SI51使转向轮6转向，来使实际转向角度ASA追踪目标角度TA(操作角度TSA)。

通过以上的动作，转向控制装置1使目标角度TA与实际转向角度ASA一致直到转向控制成为有效状态为止(直到图5中的时刻t1为止的期间)。然后，转向控制装置1从时刻t1起实施过渡控制，使用由校正部141更新得到的目标角度TA来使实际转向角度ASA变化，直到目标角度TA达到操作角度TSA为止。当目标角度TA在时刻t2达到了操作角度TSA时，转向控制装置1实施常规控制代替实施过渡控制，使用与操作角度TSA为相同值的目标角度TA来使实际转向角度ASA变化。由此，能够抑制转向轮6的急剧的动作。

[初始动作中的例外动作]

如上所述，在转向控制装置1中，在过渡控制过程中随着时间经过使目标角度TA从时刻t1的实际转向角度ASA的值逐渐地接近操作角度TSA。由此，抑制着陆时由于实际转向角度ASA和操作角度TSA之差大而引起的转向轮6的快速的动作。然而，在时刻t1以后的过渡控制中，有时飞行员操作操舵构件21，以至少比目标角度TA的每单位时间的变化量Δ1大的变化量来使操作角度TSA向与目标角度TA的变化方向相同的方向有意地背离目标角度TA。在发生了这种例外动作的情况下，当在过渡控制过程中使每单位时间(计算周期)的变化量固定来改变目标角度TA时，无论飞行员是否有意地要求了急剧的变化，转向轮6的转向都不响应飞行员的操作，转向轮6的转向保持迟缓。

本实施方式的转向控制装置1也应对这种例外动作。具体地说，当由于飞行员等而发生了上述例外动作时，即在图9中的目标角度更新处理(S20)中通过步骤S21计算得到的操作角度变化量超过预先设定的目标角度的每单位时间的正的变化量“Δ1”或者负的变化量“-Δ1”的情况下(S23中“是”或者S26中“是”)，目标角度设定部14中的切换部142将目标角度TA设定为与操作角度TSA相同的值(S24)。由此，转向控制装置1判定为目标角度TA达到了操作角度TSA(图8中的S12中“是”)，因此成为常规控制，在将常规控制标志设为“1”的基础上，输出控制指令SI51(图8中的S9、S10以及S11)使得实际转向角度ASA追踪与操作角度TSA为相同值的目标角度TA。其结果，在由于飞行员等而发生了上述的例外动作的情况下，转向轮6根据飞行员等的操作来迅速地工作。

在步骤S24中将目标角度TA设为操作角度TSA，但是只要使目标角度TA的每单位时间的变化量为所述操作角度变化量以上来使目标角度TA接近操作角度TSA即可。即使在这种情况下，转向轮6也能够根据飞行员等的操作来迅速地工作。

[第二实施方式]

在第一实施方式中，在目标角度更新处理(S20)中，目标角度设定部14中的校正部141进行以下动作：使目标角度TA随着时间经过(每当执行处理时)向操作角度TSA的方向变化固定的每单位时间的变化量Δ1，在操作角度TSA从目标角度TA向与目标角度TA的变化方向相同的方向急剧地背离的情况下，立即使目标角度TA与操作角度TSA一致并切换到常规控制。然而，也可以由校正部141以以下方式更新目标角度TA：无论操作角度TSA的变化量的大小如何，都使目标角度TA和操作角度TSA之间的角度差随着时间经过(每当执行处理时)而减少。以下说明第二实施方式。

第二实施方式的转向控制装置1的结构与第一实施方式相同。图10是第二实施方式的转向控制装置1中的转向控制处理(S300)的流程图。参照图10，转向控制处理(S300)与图8的转向控制处理(S200)相比，在步骤S16之后执行步骤S30。转向控制处理(S300)还实施目标角度更新处理(S40)来代替实施目标角度更新处理(S20)。转向控制处理(S300)的其它动作与转向控制处理(S200)相同。以下说明转向控制处理(S300)的动作。

[直到转向控制状态成为有效状态为止的动作(直到时刻t1为止的动作)]

参照图10，转向控制装置1决定操作角度TSA(S1和S2)，并决定实际转向角度ASA(S3和S4)。转向控制装置1还判定是否处于转向轮6着地后稳定的地面行驶中(S5和S6)。在时刻t1之前的情况下，不处于转向轮6着地后稳定的地面行驶中(S6中“否”)。因此，转向控制是无效状态，转向控制装置1输出SOV关闭指令(S14)，并将常规控制标志设为“0”(S15)。并且，转向控制装置1内的目标角度设定部14对目标角度TA设定与实际转向角度ASA相同的角度(在图5中A2°)(S16)。

在以上的工序之后，目标角度设定部14根据下式来计算操作角度TSA和目标角度TA之间的角度差(S30)。

角度差＝|操作角度TSA-目标角度TA|

总之，角度差是操作角度TSA和目标角度TA的绝对差。

在步骤S30中算出了角度差之后，返回到步骤S1来重复处理。

[转向控制状态成为有效状态时以后的动作(时刻t1以后的动作)]

在时刻t1中，通过控制状态切换部11判断为转向轮6着地后开始稳定的地面行驶(S6中“是”)。此时，与图8相比，目标角度设定部14实施图11所示的目标角度更新处理(S40)来代替实施图9的目标角度更新处理(S20)。

参照图11，在目标角度更新处理(S40)中首先由目标角度设定部14中的校正部141根据下式来更新角度差(S41)。

角度差＝前次的角度差-Δ2

在此，Δ2是规定的角度。总之，在本实施方式的情况下，每当实施临时角度更新处理(S40)时，使目标角度TA和操作角度TSA之间的角度差减小。也就是说，在实施过渡控制的过程中以如下方式设定目标角度TA：即使由飞行员等操作操舵构件21来使操作角度TSA向与目标角度TA的变化方向相同的方向大为背离目标角度TA，目标角度TA与该操作角度TSA之间的角度差也比前次小。也就是说，在本实施方式中，与操作角度TSA的变动对应地自动地调节目标角度TA的变化量。因此，即使操作角度TSA发生了变动，过渡控制也在根据转向控制状态切换到有效状态的时间点下的角度差所决定的规定时间内结束，从过渡控制切换为常规控制(基于操作角度TSA的转向)。其结果，在由于飞行员等而发生了上述例外动作的情况下，转向轮6根据飞行员等的操作来迅速地工作。

目标角度设定部14中的校正部141在步骤S41中更新了角度差之后，更新目标角度TA以实现所更新的角度差(S42～S44)。具体地说，校正部141对目标角度TA和操作角度TSA(S42)进行比较。在目标角度TA小于操作角度TSA的情况下(S42中“是”)，校正部141根据下式来更新目标角度TA(S43)。

目标角度TA＝操作角度TSA-步骤S41中算出的角度差

另一方面，当在步骤S42中目标角度TA为操作角度TSA以上的情况下(S42中“否”)，校正部141根据下式来更新目标角度TA(S44)。

目标角度TA＝操作角度TSA+步骤S41中算出的角度差

在结束以上的工序之后，进入到图10中的步骤S12。以后的动作与第一实施方式的转向控制处理S200(图8)相同。

[第三实施方式]

在上述的实施方式中，在航空器着陆时，直到转向轮6着地后变成稳定的地面行驶为止(在时刻t1之前)，转向轮6处于自由脚轮状态。因而，考虑到有以下可能：在此期间转向轮6受到了某种外力的情况下，转向轮6意外地旋转从而朝向与航空器的直行方向大为不同的方向。因此，在第三实施方式中实施如下控制(以下称为中立控制)：在直到转向轮6着地后变成稳定的地面行驶为止的转向控制的无效状态中，不使转向轮6为自由脚轮状态，而是与飞行员等的操作无关地将转向轮6的实际转向角度ASA维持为航空器在地面行驶中直行的情况下的实际转向角度(0°)。在该实施方式中，实际转向角度ASA在转向控制状态为无效状态的期间始终被控制为维持0°，但当转向控制状态切换到有效状态时，在由于飞行员等的操作而操作角度TSA从0°偏离的情况下，操作角度TSA和实际转向角度ASA将不同。在这种情况下，在本实施方式中也能够抑制转向轮6的急剧的动作。以下说明第三实施方式。

第三实施方式的转向控制装置1的结构与第一实施方式相同。图12是第三实施方式的转向控制装置1中的转向控制处理(S400)的流程图。参照图12，在转向控制处理(S400)中，转向控制装置1在决定了操作角度TSA和实际转向角度ASA(S1～S4)之后，输出SOV打开指令(S7)。也就是说，在转向控制处理(S400)中，截止阀53始终打开，驱动装置5始终是可控状态。

在图12中，在实施了步骤S7之后，由控制状态切换部11执行地面行驶判断(S5和S6)。在作为判断的结果不是转向轮6着地后稳定的地面行驶中的情况下(S6中“否”)，目标角度设定部14将常规控制标志设为0(S15)、将目标角度TA设定为0°(也就是说，是航空器在地面行驶时直行的情况下的转向轮6的实际转向角度、即中立位置)(S31)。

在设定了目标角度TA之后，转向控制装置1的指示部15计算并输出用于使转向轮6转向的控制指令(S10和S11)。由此，转向轮6的实际转向角度ASA被控制为维持0°直到转向轮6着地后开始稳定的地面行驶为止(S6中成为“是”为止)。其它的动作与第一实施方式相同。

根据以上的动作，在本实施方式中，直到转向控制状态成为有效状态为止，转向轮6的实际转向角度ASA始终被控制为0°，因此在转向轮6着地时能够可靠地使转向轮6的方向与航空器的前后方向一致。另一方面，当在转向控制状态成为有效状态时由于飞行员等的操作而操作角度TSA从0°较大地偏离的情况下，也能够与第一实施方式同样地抑制转向轮6的急剧的动作。

以上说明了本发明的实施方式。然而，上述的实施方式只不过是用于实施本发明的例示。因而，本发明不限于上述的实施方式，能够在不超出其精神的范围内适当变更上述的实施方式来实施。

在上述的实施方式中，在转向控制状态成为有效状态之前(时刻t1之前)，将目标角度TA设为与实际转向角度ASA相同的角度A2°(参照图5)。然而，如图13所示，即使目标角度TA与实际转向角度ASA不一致，只要目标角度TA是从操作角度TSA向实际转向角度ASA接近了的角度即可。在这种情况下，当转向控制状态成为有效状态时，虽然直到实际转向角度ASA成为目标角度TA为止转向轮6进行动作，但是与以往相比能够将转向轮6急剧地动作的角度范围收窄。因此，地面行驶时的稳定性高于以往。

在上述的实施方式中，在时刻t1之前的转向控制状态为无效状态的期间，使目标角度TA接近实际转向角度ASA。然而，也可以如图14所示那样在时刻t1时使目标角度TA接近实际转向角度ASA。总之，只要在转向控制状态成为有效状态的时刻t1时目标角度TA从操作角度TSA向实际转向角度ASA接近即可。

在上述的实施方式中，在时刻t2目标角度TA达到了操作角度TSA时，转向控制装置1从过渡控制向常规控制切换，实施基于操作角度TSA的转向。然而，转向控制装置1也可以不实施常规控制而是继续过渡控制。在这种情况下，目标角度TA也随着时间经过而接近操作角度TSA。因此，能够抑制实际转向角度ASA在转向控制从无效状态切换到有效状态时急剧地变化，并且使实际转向角度ASA接近操作角度TSA。

在上述的实施方式中，操舵构件21是方向舵踏板。然而，操舵构件21不限于方向舵踏板。操舵构件21也可以是例如操纵杆等。只要操作量探测装置22能够探测操作量，对操舵构件21并没有特别限定。

在上述的实施方式中，驱动装置5具备伺服阀51、致动器52以及截止阀53，并从液压源4接受被加压的液压油的供给。然而，驱动装置5和液压源4不限于此。也可以是，驱动装置5通过电动来使转向轮6转向，代替液压源4从电源接受电力的供给。只要驱动装置5能够使转向轮6转向，对驱动装置5的结构并没有特别限定。

在上述的实施方式中，操作角度决定部12使用登记有操作量和角度的表来决定操作角度TSA。然而，操作角度决定部12也可以通过其它的方法来决定操作角度TSA。例如操作角度决定部12也可以根据操作量信号SI2来计算操作角度TSA。实际转向角度决定部13同样地也可以根据实际转向量信号SI7来计算实际转向角度ASA。

附图标记说明

1：转向控制装置；2：操舵装置；3：着地探测装置；4：液压源；5：驱动装置；6：转向轮；7：实际转向角度探测装置；11：控制状态切换部；12：操作角度决定部；13：实际转向角度决定部；14：目标角度设定部；15：指示部；21：操舵构件；22：操作量探测装置；141：校正部；142：切换部。

Claims (5)

1.一种航空器的转向控制装置，其用于控制转向装置，该转向装置能够使航空器的降落装置的转向轮进行转向，该转向装置具备：实际转向角度探测装置，其探测所述转向轮的实际转向量；操舵装置，其包含操舵构件和用于探测对所述操舵构件的操作量的操作量探测装置；以及驱动装置，其使所述转向轮进行转向，该转向控制装置的特征在于，具备：

实际转向角度决定部，其根据所述实际转向量来决定所述转向轮的实际转向角度；

操作角度决定部，其根据所述操作量来决定与所述操舵装置相应的操作角度；

目标角度设定部，其设定所述转向轮的目标角度；以及

控制状态切换部，其在实施用于使所述转向轮进行转向的转向控制以使所述实际转向角度成为所述目标角度的有效状态和不实施所述转向控制的无效状态之间进行切换，

其中，在通过所述控制状态切换部从所述无效状态切换到所述有效状态时，所述目标角度设定部以使所述目标角度成为从所述操作角度向所述实际转向角度接近了的角度的方式决定所述目标角度，在从所述无效状态切换到所述有效状态之后，所述目标角度设定部使所述目标角度随着时间经过接近所述操作角度。

2.根据权利要求1所述的航空器的转向控制装置，其特征在于，

所述目标角度设定部使所述目标角度以如下方式接近所述操作角度，使从所述无效状态切换到所述有效状态之后的所述目标角度的每单位时间的变化量小于通过所述驱动装置能够实现的所述实际转向角度的每单位时间的最大变化量。

3.根据权利要求2所述的航空器的转向控制装置，其特征在于，

当所述操作角度以比所述目标角度的每单位时间的变化量大的每单位时间的变化量向背离所述目标角度的方向变化时，所述目标角度设定部使所述目标角度以如下方式接近所述操作角度，使所述目标角度的每单位时间的变化量变为所述操作角度的每单位时间的变化量以上。

4.根据权利要求1所述的航空器的转向控制装置，其特征在于，

所述目标角度设定部使所述目标角度以如下方式接近所述操作角度，使所述操作角度与所述目标角度之间的角度差随着时间经过而减少。

5.根据权利要求1所述的航空器的转向控制装置，其特征在于，

当通过所述控制状态切换部从所述无效状态切换到所述有效状态时，所述目标角度设定部使所述目标角度与所述实际转向角度一致。

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