CN114313234B - 多轮起落架转向系统及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种多轮起落架转向系统及其控制方法，其包括：数据采集模块，数据采集模块具有对地速度采集模块以及转向角度采集模块；数据处理模块，数据处理模块与数据采集模块电通信，并且数据处理模块具有数据存储模块以及数据判断模块；以及输出模块，输出模块根据数据判断模块的判断结果发出控制信号，其中，输出模块与阀组件电通信，并且阀组件控制多轮起落架的第一减震器和第二减震器的状态，其中当数据判断模块判断结果为是，则输出模块向阀组件发出第二控制信号，使得第一减震器和第二减震器处于第二状态，并且当数据判断模块判断结果为否，则输出模块向阀组件发出第一控制信号，使得第一减震器和第二减震器处于第一状态。

Description

多轮起落架转向系统及其控制方法

技术领域

本发明涉及一种多轮起落架转向系统，属于民用飞行器控制系统设计领域。另外，本发明还涉及一种多轮起落架转向系统的控制方法。

背景技术

大型飞机的主起落架通常采用带车架的多轮起落架，甚至具有多于两个主起落架。当飞机在地面滑行时，经常有急转弯的需求，例如在跑道上转向180度。为了防止轮胎与地面摩擦并且减少轮胎磨损和对机场跑道的损伤，主起落架的车架的轮轴之一通常设置有某种形式的转向结构。

对于现有技术中多于4个轮子(通常为6个)的主起落架，一些现有机型上的多轮起落架集成了转弯功能，主起落架的车架的轮轴之一可以转动，采用作动器可实现前轮、主起轮配合同步转弯，以此降低飞机在地面滑行时的转弯半径，并且也减小对轮胎以及对机场跑道的损伤。

例如，US5242131A《A Steering Landing Gear》介绍了一种大型飞机主起轮的转向装置，在六轮车架上设置针对前侧对轮或后侧对轮的轮轴的主动致动的转动装置，实现前轮、主起轮同步转向。

例如，EP1958873B1《Landing Gear with Steerable Axle》在US5242131A的基础上提出了一种带锁定装置的主起轮的转向装置，其中的锁定装置可以保持主轮可旋转的轮轴在起飞与着陆阶段保持在中立位置。

例如，CN103038131B《具有转向架的起落架及其操作方法》介绍了一种大型飞机主起后轮的转向装置，通过铰接机构的形状设计，提出了一种无需锁定装置的可锁定转向机构。

然而，现有技术中的前转向轮与主起落架转向轮协同转弯需要实时感测飞机的地速、转向角度等信息并且需要对主起落架转向轮进行实时控制，因此需要多个感测装置和致动装置，复杂且众多装置和线路布置在安装空间、飞机重量、后期维护等方面带来了挑战。

因此，仍然存在对现有多轮起落架转向系统作进一步改进的需求。

发明内容

针对现有技术的上述问题，本发明的目的在于提供一种多轮起落架转向系统，减少对感测装置和致动装置的需求，使得转向系统的结构简明、易维护。

为解决上述问题，本发明提供了一种多轮起落架转向系统，其包括：数据采集模块，数据采集模块具有：对地速度采集模块，对地速度采集模块采集飞机的对地速度信息；以及转向角度采集模块，转向角度采集模块采集飞机的转向角度信息；数据处理模块，数据处理模块与数据采集模块电通信，并且数据处理模块具有：数据存储模块，数据存储模块分别将所采集的飞机的对地速度信息和飞机的转向角度信息作为基准数据存储；以及数据判断模块，数据判断模块判断飞机的对地速度信息和飞机的转向角度信息是否同时处于各自预定的阈值范围内；以及输出模块，输出模块根据数据判断模块的判断结果发出控制信号，其中，输出模块与阀组件电通信，并且阀组件控制多轮起落架的第一减震器和第二减震器的状态，其中当数据判断模块判断结果为是，则输出模块向阀组件发出第一控制信号，使得第一减震器和第二减震器处于第一状态，并且当数据判断模块判断结果为否，则输出模块向阀组件发出第二控制信号，使得第一减震器和第二减震器处于第二状态。

根据本发明的一个方面，在第一状态中，第一减震器的气腔与第二减震器的气腔联通，并且，第一减震器的油腔与第二减震器的油腔联通；以及在第二状态中，第一减震器的气腔与第二减震器的油腔联通，并且，第一减震器的油腔与第二减震器的气腔联通。

根据本发明的一个方面，在第一状态中，阀组件切换到第一位置，使得第一减震器的气腔与第二减震器的气腔联通，并且，第一减震器的油腔与第二减震器的油腔联通；以及在第二状态中，阀组件切换到第二位置，使得第一减震器的气腔与第二减震器的油腔联通，并且，第一减震器的油腔与第二减震器的气腔联通。

根据本发明的一个方面，阀组件是两位四通阀，并且安装在多轮起落架的支柱外周上并且靠近第一轮轴。

根据本发明的一个方面，对地速度采集模块包括对地速度传感器以获得飞机轮子的转速和/或飞机固定点位与地面相对速度，以采集对地速度信息。

根据本发明的一个方面，对地速度传感器安装于多轮起落架的轮子附近。

根据本发明的一个方面，转向角度采集模块包括转向位置传感器以获得飞机前轮的转向运动幅度，以采集转向角度信息。

根据本发明的一个方面，转向位置传感器安装于前轮的支柱附近。

本发明还提供了一种多轮起落架转向系统的控制方法，多轮起落架转向系统的控制方法包括：使用数据采集模块的对地速度采集模块采集飞机的对地速度信息；使用数据采集模块的转向角度采集模块采集飞机的转向角度信息；将所采集的飞机的对地速度信息和转向角度信息作为基准数据存储在数据处理模块的数据存储模块中；使用数据处理模块的数据判断模块将飞机的对地速度信息和飞机的转向角度信息与数据判断模块中预存储的阈值范围比较；当判断飞机的对地速度信息和飞机的转向角度信息同时处于阈值范围内时，使用输出模块对阀组件发出第二控制信号，阀组件控制第一减震器和第二减震器处于第二状态；当判断飞机的对地速度信息和飞机的转向角度信息中的至少一项不在阈值范围内时，使用输出模块对阀组件发出第一控制信号，阀组件控制第一减震器和第二减震器处于第一状态。

本发明的多轮起落架转向系统和控制方法，与现有系统和方法相比，提供了主起落架在地面滑行的对中模式与随动模式，并且可以根据场景控制对中模式以及随动模式的切换。

附图说明

为了更完全理解本发明，可参考结合附图来考虑示例性实施例的下述描述。附图比例是示意性，不必按比例绘制，而是旨在更清楚说明。在附图中：

图1是根据本发明的优选实施例的多轮起落架转向系统的模块图；

图2是根据本发明的优选实施例的多轮起落架的侧视图；

图3是图2的多轮起落架的俯视图；

图4是根据本发明的优选实施例的多轮起落架的阀组的示意图；以及

图5是根据本发明的优选实施例的多轮起落架转向系统的控制方法的流程图。

附图标记列表：

10 支柱

20 车架

21 车架梁

22 第二轮轴

23 第一轮轴

24 枢转轴

30a 第一减震器

30b 第二减震器

31a 第一减震器的气腔

31b 第二减震器的气腔

32a 第一减震器的油腔

32b 第二减震器的油腔

40 阀组件

110 数据采集模块

111 对地速度采集模块

112 转向角度采集模块

120 数据处理模块

121 数据存储模块

122 数据判断模块

130 输出模块

具体实施方式

下面将结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本发明的保护范围。

在本发明的各实施例中，定义“纵向方向”为x轴方向，并且“向前”为x轴负方向；定义“横向方向”为y轴方向，并且向左为y轴负方向；定义“竖直方向”为z轴方向，并且向上为z轴正方向。

图1示意性地示出根据本发明的优选实施例的多轮起落架转向系统，其包括采集飞机信息的数据采集模块110和与数据采集模块110电通信的数据处理模块120。

在优选实施例中，数据采集模块110对应地采集飞机的地速和转向角度信息。数据采集模块110可以具有对地速度采集模块111和转向角度采集模块112，对地速度采集模块111采集飞机的对地速度信息，而转向角度采集模块112采集飞机的转向角度信息。

同时地，与数据采集模块110电通信的数据处理模块120将所采集的飞机信息作为基准数据存储并且与预设值比较，确定是否需要对飞机的多轮起落架转向系统进一步操作。

数据处理模块120可以具有数据存储模块121和数据判断模块122，数据存储模块121分别将所采集的飞机的对地速度信息与转向角度信息关联起来并且作为基准数据存储，而数据判断模块122将存储的基准数据与各自预定的阈值范围进行比较，判断是否处于阈值范围内。

在优选实施例中，较佳地，当且仅当对地速度小于30英尺每并且转向角度大于60度时，判断结果为“否”，控制本发明的起多轮起落架转向系统进入第二状态(地面随动模式，将在下文结合图4详细描述)，可有效减小主轮在大角度转弯因剪切力过大对道面的伤害。

此外，根据本发明的多轮起落架转向系统还可以包括输出模块130，用于对多轮起落架转向系统的下游装置提供控制信号。在本发明的优选实施例中，多轮起落架转向系统还包括可操作控制的阀组件40和两个减震器30a、30b。输出模块130与阀组件40电通信，并且阀组件40控制多轮起落架的两个减震器30a、30b的状态。

现在转到图2和图3，示意性地示出了用在本发明的优选实施例的多轮起落架转向系统中的多轮起落架，其包括支承飞机主体的支柱10和联接在支柱10下方的车架20，车架20装有多对轮子，较佳地，轮子的数量可以是三对，即六轮起落架。

图2示意性地示出了优选实施例的六轮起落架的侧视图，其中车架20包括与支柱10联接并且在纵向方向上延伸的车架梁21。图3示意性地示出了图2的多轮起落架的俯视图。这样，先前介绍的部件在后续的图中都被类似地编号，为简洁起见不再重新介绍。

在图3中，车架梁21在后端处设有枢转轴24，并且第一轮轴23可枢转地安装到车架梁21的枢转轴24，使得第一轮轴23以及安装于第一轮轴23两端的转向轮能够围绕枢转轴24进行转向运动。此外，车架梁21在前端和中间都安装有第二轮轴22，并且第二轮轴22的两端分别设有直行轮。

在优选实施例中，多轮起落架额外包括相对于车架20的纵向轴线对称布置的两个减震器30a、30b(包括左侧的第一减震器30a和右侧的第二减震器30b)，减震器为对称布置，可以设定为受到阀组件40操作地控制两个减震器30a、30b的收缩和延伸，以允许该多轮起落架的可转的第一轮轴23在着陆前和地面滑行时保持对中。并且由于减震器本身具有一定阻尼，在飞机大角度转弯并且可转的第一轮轴23被动地随飞机转向运动而进行转向运动时，两个减震器30a、30b可以收缩和延伸，可以在不增加额外设备的情况下实现多轮起落架的随动转弯，从而减小多轮起落架的对道面的剪切力。

在优选实施例中，如图3所示，左侧的第一减震器30a的第一端联接到支柱10而第二端联接到第一轮轴23，并且联接在左侧的转向轮与枢转轴24之间，第二减震器30b的第一端联接到支柱10而第二端联接到第一轮轴23，并且联接在右侧的转向轮与枢转轴24之间。

下文将根据图4描述根据本发明的多轮起落架转向系统的优选实施例，其中减震器30a、30b通过阀组件40连通并且实现受控的收缩和延伸。其中，当数据判断模块122判断结果为“是”，则输出模块130向阀组件40发出第一控制信号，使得第一减震器30a和第二减震器30b处于第一状态，并且当数据判断模块122判断结果为“否”，则输出模块130向阀组件40发出第二控制信号，使得第一减震器30a和第二减震器30b处于第二状态。

在第一状态中，第一减震器30a的气腔31a与第二减震器30b的气腔31b相连，并且，第一减震器30a的油腔32a与第二减震器30b的油腔32b相连。由于两个气腔相连并且两个油腔相连，因此两个减震器30a、30b的油腔压力相同并且气腔压力相同，两个可伸缩的作动筒的压力情况始终保持相等，故伸长与收缩的长度也完全一样。

在飞机的地面滑行时，由于跑道的路况问题(两侧轮子处的跑道情况不对称或者跑道上有砂石等)可能导致飞机的起落架的左右两侧轮子承受的不对称载荷。处于第一状态中的减震器30a、30b在抵消震动的同时可以抵消上述的不对称载荷，允许后侧的第一轮轴23更加不易发生偏转，或者至少在不对称载荷消失后自纠正，即自动偏转回正，从而避免在地面滑行阶段可转的第一轮轴23持续偏转而产生冲出跑道的风险。此外，在第一状态中不锁死减震器30a、30b，因此可以防止过于磨损减震器。

在第二状态中，第一减震器30a的气腔31a与第二减震器30b的油腔32b相连，并且，第一减震器30a的油腔32a与第二减震器30b的气腔相连。由于一侧的油腔与另一侧的气腔相连，因此当一侧的作动筒伸长时，另一侧的作动筒将缩短。

所以当飞机的前轮转弯时，处于第二状态中的减震器30a、30b使得车架20后侧的第一轮轴23并且因此转向轮23a、23b可以被动地随飞机转弯而转动，既随动。从而可以有效减轻多轮起落架对跑道地面的剪切力。此外无需增加额外的装置提供随动功能，因此不会增加过多重量。

在优选实施例中，如图3所示，第一减震器30a的气腔和油腔与第二减震器30b的气腔和油腔通过阀组件40和对应的管路相连。减震器的油气弹簧中的液压油无需与外部油罐连通，有利于维护。较佳地阀组件40是两位四通阀，其具有可机械切换的直接连通构件和交叉连通构件以实现连接方式的切换。

在第一状态中，收到来自输出模块130的第一控制信号的阀组件40切换到第一位置，使得第一减震器30a的气腔与第二减震器30b的气腔联通，并且，第一减震器30a的油腔与第二减震器30b的油腔联通。

在第二状态中，收到来自输出模块130的第二控制信号的阀组件40切换到第二位置，使得第一减震器30a的气腔与第二减震器30b的油腔联通，并且，第一减震器30a的油腔与第二减震器30b的气腔联通。

在优选实施例中，阀组件40可以安装在支柱10后侧的外周上，以更为靠近第一轮轴23，并且支柱10可以阻挡从前方，即航向方向而来的可能的飞鸟或砂石撞击，以免损坏阀组件40。

在优选实施例中，对地速度采集模块111可以包括对地速度传感器以获得飞机轮子的转速和/或飞机固定点位与地面相对速度，以采集对地速度信息。对地速度传感器可以，但不限于安装于多轮起落架的轮子附近。

在优选实施例中，转向角度采集模块112在优选实施例中，包括转向位置传感器以获得飞机前轮的转向运动幅度，以采集转向角度信息。转向位置传感器可以，但不限于安装于前轮的支柱附近。

在优选实施例中，数据采集模块110的对地速度采集模块111和转向角度采集模块112可以通过线缆连接到数据处理模块120。

下面将根据图5来描述根据本发明的多轮起落架转向系统的控制方法200。

当飞机开始201着陆时，方法200可以包括步骤202，“采集对地速度信息”，启用对地速度采集模块111，例如获得飞机轮子的转速或者飞机固定点位与地面相对速度，以采集飞机的对地速度信息。

方法200还可以包括步骤203，“采集转向角度信息”，当前轮收到转向命令时启用转向角度采集模块112，例如获得飞机前轮的转向运动幅度，以采集飞机的转向角度信息。

方法200还可以包括步骤204，“与预存储的阈值范围比较”将所采集的飞机的对地速度信息和转向角度信息作为基准数据存储在数据处理模块120的数据存储模块121中，并且使用数据处理模块120的数据判断模块122调取基准数据并且将飞机的对地速度信息和转向角度信息与数据判断模块122中预存储的阈值范围比较，随后得出判断结果205。

当判断飞机的对地速度信息和飞机的转向角度信息同时处于各自的阈值范围内时，使用输出模块130对阀组件40发出第二控制信号，阀组件40控制第一减震器30a和第二减震器30b处于第二状态；

当判断飞机的对地速度信息和飞机的转向角度信息中的至少一项不在阈值范围内时，使用输出模块130对阀组件40发出第一控制信号，阀组件40控制第一减震器30a和第二减震器30b处于第一状态。

本发明的多轮起落架转向系统和控制方法，与现有系统和方法相比，提供了主起落架在地面滑行的对中模式与随动模式，并且可以根据场景控制对中模式以及随动模式的切换。

通过控制阀组件切换多轮起落架转向轮的状态，在第一状态下可以使主起落架的可转向轮保持对中，而在第二状态下可以使主起落架在飞机大角度转弯时被动地随飞机转动，从而减小多轮起落架对道面的剪切力，避免破坏跑道。

尽管以上已经描述了各种实施例，但应当理解，它们以示例而非限制的方式提出。对相关领域技术人员而言显而易见的是，所公开的主题可以其它特定的形式实施而不脱离其精神和必要特征。因此，以上所描述的实施例在所有方面被认为是示例性而非限制性的，并不作为对本发明做任何限制的依据。

Claims (8)

1.一种多轮起落架转向系统，所述多轮起落架转向系统包括：

数据采集模块(110)，所述数据采集模块(110)具有：

对地速度采集模块(111)，所述对地速度采集模块(111)采集飞机的对地速度信息；以及

转向角度采集模块(112)，所述转向角度采集模块(112)采集所述飞机的转向角度信息；

数据处理模块(120)，所述数据处理模块(120)与所述数据采集模块(110)电通信，并且所述数据处理模块(120)具有：

数据存储模块(121)，所述数据存储模块(121)分别将所采集的所述飞机的对地速度信息和所述飞机的转向角度信息作为基准数据存储；以及

数据判断模块(122)，所述数据判断模块(122)判断所述飞机的对地速度信息和所述飞机的转向角度信息是否同时处于各自预定的阈值范围内；以及

输出模块(130)，所述输出模块(130)根据所述数据判断模块(122)的判断结果发出控制信号，

其特征在于，

所述输出模块(130)与阀组件(40)电通信，并且所述阀组件(40)控制所述多轮起落架的第一减震器(30a)和第二减震器(30b)的状态，其中所述多轮起落架包括：

支柱(10)，以及

车架(20)，所述车架(20)联接在所述支柱(10)下方，所述车架(20)包括：

车架梁(21)；以及

第一轮轴(23)，所述第一轮轴(23)枢转地安装到所述车架梁(21)的枢转轴(24)，使得所述第一轮轴(23)以及安装于所述第一轮轴(23)两端的第一转向轮(23a)和第二转向轮(23b)能够围绕所述枢转轴(24)进行转向运动，

所述第一减震器(30a)的第一端联接到所述支柱(10)，并且所述第一减震器(30a)的第二端联接到所述第一轮轴(23)并且联接在所述第一转向轮(23a)与所述枢转轴(24)之间；以及

所述第二减震器(30b)的第一端联接到所述支柱(10)，并且所述第二减震器(30b)的第二端联接到所述第一轮轴(23)并且联接在所述第二转向轮(23b)与所述枢转轴(24)之间，

当所述数据判断模块(122)判断结果为是，则所述输出模块(130)向所述阀组件(40)发出第一控制信号，使得所述第一减震器(30a)和所述第二减震器(30b)处于第一状态，在所述第一状态中，所述第一减震器(30a)的气腔与所述第二减震器(30b)的气腔联通，并且，所述第一减震器(30a)的油腔与所述第二减震器(30b)的油腔联通，并且

当所述数据判断模块(122)判断结果为否，则所述输出模块(130)向所述阀组件(40)发出第二控制信号，使得所述第一减震器(30a)和所述第二减震器(30b)处于第二状态，在所述第二状态中，所述第一减震器(30a)的气腔与所述第二减震器(30b)的油腔联通，并且，所述第一减震器(30a)的油腔与所述第二减震器(30b)的气腔联通。

2.根据权利要求1所述的多轮起落架转向系统，其特征在于，

在所述第一状态中，所述阀组件(40)切换到第一位置，使得所述第一减震器(30a)的气腔与所述第二减震器(30b)的气腔联通，并且，所述第一减震器(30a)的油腔与所述第二减震器(30b)的油腔联通；以及

在所述第二状态中，所述阀组件(40)切换到第二位置，使得所述第一减震器(30a)的气腔与所述第二减震器(30b)的油腔联通，并且，所述第一减震器(30a)的油腔与所述第二减震器(30b)的气腔联通。

3.根据权利要求1所述的多轮起落架转向系统，其特征在于，

所述阀组件(40)是两位四通阀，并且安装在所述多轮起落架的支柱(10)外周上并且靠近第一轮轴(23)。

4.根据权利要求1所述的多轮起落架转向系统，其特征在于，

所述对地速度采集模块(111)包括对地速度传感器以获得所述飞机的轮子的转速和/或飞机固定点位与地面相对速度，以采集所述对地速度信息。

5.根据权利要求4所述的多轮起落架转向系统，其特征在于，

所述对地速度传感器安装于所述多轮起落架的轮子附近。

6.根据权利要求1所述的多轮起落架转向系统，其特征在于，

转向角度采集模块(112)包括转向位置传感器以获得所述飞机的前轮的转向运动幅度，以采集所述转向角度信息。

7.根据权利要求6所述的多轮起落架转向系统，其特征在于，

所述转向位置传感器安装于所述前轮的支柱附近。

8.一种多轮起落架转向系统的控制方法，所述多轮起落架转向系统的控制方法(100)包括：

使用数据采集模块(110)的对地速度采集模块(111)采集飞机的对地速度信息；

使用数据采集模块(110)的转向角度采集模块(112)采集所述飞机的转向角度信息；

将所采集的所述飞机的对地速度信息和转向角度信息作为基准数据存储在数据处理模块(120)的数据存储模块(121)中；

使用数据处理模块(120)的数据判断模块(122)将所述飞机的对地速度信息和所述飞机的转向角度信息与所述数据判断模块(122)中预存储的阈值范围比较；

使用输出模块(130)对阀组件(40)发出控制信号，并且所述阀组件(40)控制多轮起落架的第一减震器(30a)和第二减震器(30b)的状态，其中所述多轮起落架包括：

支柱(10)，以及

车架(20)，所述车架(20)联接在所述支柱(10)下方，所述车架(20)包括：

车架梁(21)；以及

第一轮轴(23)，所述第一轮轴(23)枢转地安装到所述车架梁(21)的枢转轴(24)，使得所述第一轮轴(23)以及安装于所述第一轮轴(23)两端的第一转向轮(23a)和第二转向轮(23b)能够围绕所述枢转轴(24)进行转向运动，

所述第一减震器(30a)的第一端联接到所述支柱(10)，并且所述第一减震器(30a)的第二端联接到所述第一轮轴(23)并且联接在所述第一转向轮(23a)与所述枢转轴(24)之间；以及

所述第二减震器(30b)的第一端联接到所述支柱(10)，并且所述第二减震器(30b)的第二端联接到所述第一轮轴(23)并且联接在所述第二转向轮(23b)与所述枢转轴(24)之间，

当判断所述飞机的对地速度信息和所述飞机的转向角度信息同时处于所述阈值范围内时，使用所述输出模块(130)对所述阀组件(40)发出第二控制信号，所述阀组件(40)控制所述第一减震器(30a)和所述第二减震器(30b)处于第二状态，在所述第二状态中，所述第一减震器(30a)的气腔与所述第二减震器(30b)的油腔联通，并且，所述第一减震器(30a)的油腔与所述第二减震器(30b)的气腔联通；

当判断所述飞机的对地速度信息和所述飞机的转向角度信息中的至少一项不在所述阈值范围内时，使用所述输出模块(130)对所述阀组件(40)发出第一控制信号，所述阀组件(40)控制所述第一减震器(30a)和所述第二减震器(30b)处于第一状态，在所述第一状态中，所述第一减震器(30a)的气腔与所述第二减震器(30b)的气腔联通，并且，所述第一减震器(30a)的油腔与所述第二减震器(30b)的油腔联通。