CN117698998A - 飞行器 - Google Patents

飞行器 Download PDF

Info

Publication number
CN117698998A
CN117698998A CN202310905280.XA CN202310905280A CN117698998A CN 117698998 A CN117698998 A CN 117698998A CN 202310905280 A CN202310905280 A CN 202310905280A CN 117698998 A CN117698998 A CN 117698998A
Authority
CN
China
Prior art keywords
aircraft
receiving element
energy
energy receiving
ground
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202310905280.XA
Other languages
English (en)
Inventor
迪迪埃·沙赛涅
奥利维耶·克雷佩尔
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus SAS
Original Assignee
Airbus SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus SAS filed Critical Airbus SAS
Publication of CN117698998A publication Critical patent/CN117698998A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface 
    • B64C25/405—Powered wheels, e.g. for taxing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60L—PROPULSION OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; SUPPLYING ELECTRIC POWER FOR AUXILIARY EQUIPMENT OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRODYNAMIC BRAKE SYSTEMS FOR VEHICLES IN GENERAL; MAGNETIC SUSPENSION OR LEVITATION FOR VEHICLES; MONITORING OPERATING VARIABLES OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRIC SAFETY DEVICES FOR ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES
    • B60L5/00—Current collectors for power supply lines of electrically-propelled vehicles
    • B60L5/38—Current collectors for power supply lines of electrically-propelled vehicles for collecting current from conductor rails
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F1/00—Ground or aircraft-carrier-deck installations
    • B64F1/002—Taxiing aids
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60L—PROPULSION OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; SUPPLYING ELECTRIC POWER FOR AUXILIARY EQUIPMENT OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRODYNAMIC BRAKE SYSTEMS FOR VEHICLES IN GENERAL; MAGNETIC SUSPENSION OR LEVITATION FOR VEHICLES; MONITORING OPERATING VARIABLES OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRIC SAFETY DEVICES FOR ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES
    • B60L2200/00—Type of vehicles
    • B60L2200/10—Air crafts

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)
  • Current-Collector Devices For Electrically Propelled Vehicles (AREA)

Abstract

本发明涉及一种飞行器，该飞行器包括：至少一个电力驱动系统(26)，该至少一个电力驱动系统被配置成驱动起落架的轮子(24)旋转；以及至少一个能量接收元件(28)，该至少一个能量接收元件被配置成向电力驱动系统(26)供电并与地面(S)上存在的能量发射元件(32)配合，这些能量接收和发射元件(28，32)形成电能传输装置，该电能传输装置允许在飞行器在地面(S)上移动时从能量发射元件(32)向能量接收元件(28)传输电能。这种解决方案使得可以减小飞行器的机载重量以及燃料消耗，因为飞行器不再为了在地面上移动而消耗燃料。

Description

飞行器
技术领域
本申请涉及一种飞行器，该飞行器包括至少一个能量接收元件、和由能量接收元件供电并被配置成使飞行器在地面上移动的至少一个电力驱动系统。
背景技术
在起飞前或降落后，飞行器通过在其驻停区与起飞和降落跑道之间的机场设施滑行道上滑行而在地面上移动。为了在地面上移动，飞行器使用其推进组件和/或其辅助动力单元(APU)产生的推力。
这种解决方案不是最佳的，因为飞行器为了在地面上移动，会以消耗储存在其油箱中的燃料的形式消耗能量，这导致飞行器的燃料消耗和机载重量增加。
本发明的目的在于弥补现有技术的全部或一些缺陷。
发明内容
为此，本发明涉及一种飞行器，该飞行器包括至少一个起落架，该至少一个起落架具有被配置成当飞行器在地面上移动时在地面上滚动的至少一个轮子。
根据本发明，该飞行器包括：至少一个电力驱动系统，该至少一个电力驱动系统被配置成驱动轮子旋转；以及至少一个能量接收元件，该至少一个能量接收元件被配置成向该电力驱动系统供电并与该地面上存在的能量发射元件配合，该能量接收和发射元件形成电能传输装置，该电能传输装置允许在飞行器在地面上移动时从能量发射元件向能量接收元件传输电能。
根据本发明，该能量接收元件包括至少一个脚轮，该至少一个脚轮被配置成在地面上滚动并与地面保持给定距离。
这种解决方案使得可以减小飞行器的机载重量以及燃料消耗，因为飞行器不再为了在地面上移动而消耗燃料。此外，能量接收元件的脚轮使得可以在能量接收元件与地面上的能量发射元件之间保持固定距离，因此在能量接收元件与发射元件之间保持恒定间隙。
根据另一特征，能量接收元件是电磁感应元件，该电磁感应元件被配置成当其位于能量发射元件产生的磁场中时产生电流。
根据另一特征，能量接收元件与轮子是分开的。
根据另一特征，该飞行器包括至少一个部署系统，该至少一个部署系统被配置成使能量接收元件在部署位置与缩回位置之间移动，在该部署位置，该能量接收元件与该能量发射元件配合，在该缩回位置，该能量接收元件不会在飞行器飞行时产生气动扰动。
根据另一特征，该部署系统具有：吊挂架，该吊挂架具有第一端部和第二端部，该第一端部由铰接件连接至该飞行器的能够在该部署位置与缩回位置之间移动的一部分，该第二端部连接至该能量接收元件；以及至少一个致动器，该至少一个致动器被配置成使该能量接收元件在第一位置与第二位置之间移动。
根据另一特征，能量接收元件是与飞行器的一部分成一体，所述飞行器部分能够在部署位置与缩回位置之间移动，能量接收元件相对于飞行器的此活动部分固定。
根据另一特征，该电力驱动系统定位在起落架并与轮子分开，该起落架包括将轮子和电力驱动系统连接的联接系统。
根据另一特征，电力驱动系统以轮子马达的方式集成在轮子中。
附图说明
进一步的特征和优点将从本发明的以下描述中变得明显，该描述仅仅是通过举例方式参照附图给出的，在附图中：
-图1是展示了本发明的一个实施例的配备有能量接收元件的飞行器的侧视图，
-图2是展示了本发明的一个实施例的配备有能量发射元件的机场设施的一部分的俯视图，
-图3是展示了本发明的一个实施例的包括非接触型能量接收元件的飞行器起落架的一部分的侧面示意性描绘，
-图4是展示了本发明的一个实施例的包括基于接触型能量接收元件的飞行器起落架的一部分的侧面示意性描绘，
-图5是展示了本发明的一个实施例的包括电力驱动系统和能量接收元件的飞行器起落架的一部分的立体图，
-图6是展示了本发明的一个实施例的起落架的一部分的侧面示意性描绘，
-图7是展示了本发明的另一实施例的起落架的一部分的侧面示意性描绘，
-图8是展示了本发明的另一实施例的起落架的一部分的侧面示意性描绘，以及
-图9是展示了本发明的另一实施例的起落架的一部分的侧面示意性描绘。
具体实施方式
根据图1中可见的实施例，飞行器10包括：机身12，机身在机头12.1与机尾12.2之间延伸；机翼14，机翼连接至机身12；前起落架16，前起落架连接至机身12并且定位在机头12.1处或附近；以及两个主起落架18，这两个主起落架连接至机身12或机翼14。
每个前起落架16或主起落架18都能够在如图1中展示的部署位置与缩回到起落架舱中的位置(未示出)之间移动。
当飞行器10在地面S上移动时，前起落架16或主起落架18处于部署位置，而当飞行器飞行时、尤其是在巡航阶段时，前起落架或主起落架处于缩回位置。
根据一个实施例，前起落架16或主起落架18包括：支柱20，该支柱具有第二端部和通过铰接件连接至机身的第一端部；至少一个轮子支撑件22，该至少一个轮子支撑件连接至支柱20的第二端部并且大体上垂直于支柱20；至少一个轮子24，该至少一个轮子被安装成能够在轮子支撑件22上枢转；以及致动器(未示出)，该致动器被配置成使支柱20在部署位置与缩回位置之间枢转。根据一种构型，前起落架16或主起落架18包括在支柱20的两侧上延伸的两个轮子支撑件22、22’，以及定位在支柱20的两侧上的两个轮子24、24’(一个以虚线示出)。
每个轮子24、24’包括轮辋24.1和轮胎24.2，轮辋安装在轮子支撑件22上，轮胎安装在轮辋24.1上并具有当飞行器10在地面S上移动时与地面S接触的胎面24.3。
未对前起落架16或主起落架18进行更详细描述，因为前起落架或主起落架可以与现有技术中的相同。无论该实施例如何，飞行器都包括至少一个起落架16、18，该至少一个起落架包括至少一个轮子24、24’，该起落架被配置成采用轮子24、24’不与地面S接触的缩回位置，并且被配置成当飞行器在地面S上移动时采用轮子24、24’与地面S接触并在地面S上滚动的部署位置。
飞行器10包括至少一个电力驱动系统26，该至少一个电力驱动系统用于驱动至少一个起落架16、18的至少一个轮子24旋转。
根据图3至图8中可见的布置，电力驱动系统26定位在起落架16、18处、在支柱20的第二端部附近，更具体地在两个轮子24、24’之间。根据这种布置，电力驱动系统26与轮子24、24’是分开的，并且起落架16、18包括将轮子24、24’与电力驱动系统26连接的联接系统。
根据图9中可见的另一种布置，电力驱动系统26以轮子马达的方式集成在起落架16、18的轮子24、24’之一中。
根据一个实施例，飞行器10包括单个电力驱动系统26，该单个电力驱动系统联接至一个或多个轮子24、24’或集成在轮子24、24’中。作为变体，飞行器10包括多个电力驱动系统26，每个电力驱动系统联接至一个或多个轮子24、24’或集成在轮子24、24’中。电力驱动系统26同样可以安装在主起落架18之一或前起落架16。
根据一个特征，飞行器10包括至少一个能量接收元件28，该至少一个能量接收元件通过电气连接30连接至至少一个电力驱动系统26并且被配置成与地面S上存在的能量发射元件32配合，该能量接收元件28和能量发射元件32形成电能传输装置，该电能传输装置允许在飞行器在地面S上移动时从能量发射元件32向能量接收元件28传输电能。因此，能量接收元件28被配置成向一个或多个电力驱动系统26供电，并且在飞行器在地面S上移动时捕获地面S上存在的电能。
根据一个实施例，能量接收元件28被配置成采取第一部署位置和第二缩回位置，在该第一部署位置，该能量接收元件与能量发射元件32配合，在该第二缩回位置，该能量接收元件定位在机身12或机翼14内并且不会在飞行器飞行时产生气动扰动。当能量接收元件28与能量发射元件32之间可以进行电能传输时，能量接收元件28被视为与能量发射元件32配合。
根据图1中可见的第一实施例，飞行器10包括至少一个部署系统34，该至少一个部署系统具有：吊挂架36，该吊挂架具有第一端部36.1和第二端部36.2，该第一端部由铰接件38连接至机翼14之一或机身12，该第二端部连接至能量接收元件28；以及至少一个致动器，该至少一个致动器被配置成使能量接收元件28在第一位置与第二位置之间移动。
根据图7中可见的另一实施例，能量接收元件28是与飞行器10的能够在部署位置与缩回位置之间移动的一部分(比如前起落架16或主起落架18)成一体，并且相对于飞行器的该活动部分固定。
根据图3和图4中可见的另一实施例，飞行器10包括部署系统34，该部署系统具有吊挂架36，该吊挂架具有第一端部36.1和第二端部36.2，该第一端部由铰接件38连接至飞行器10的能够在部署位置与缩回位置之间移动的一部分(比如，前起落架16或主起落架18)，该第二端部连接至能量接收元件28。部署系统34还包括至少一个致动器40，该至少一个致动器被配置成使能量接收元件28在第一位置与第二位置之间移动。
无论这些多种不同的实施例如何，飞行器10都包括至少一个部署系统34，该至少一个部署系统被配置成使能量接收元件28在第一位置与第二位置之间移动。视情况而定，部署系统34可以专用于能量接收元件28或飞行器的与能量接收元件28连接的另一部分(比如起落架)，或者可以专用于能量接收元件28并与飞行器的能够在部署位置与缩回位置之间移动的另一部分(比如起落架)的另一部署系统相关联。
根据图3和图4中可见的实施例，飞行器10在能量接收元件28与电力驱动系统26之间包括电能处理系统44，比如逆变器。飞行器10还可以在能量接收元件28与电力驱动系统26之间包括至少一个电能储存系统，比如电池。
根据图3和图5至图9中可见的实施例，电能传输装置为非接触型。根据感应技术，地面S上存在的能量发射元件32被配置成产生电磁场，并且能量接收元件28是电磁感应元件，该电磁感应元件被配置成当位于能量发射元件32产生的磁场中时产生电流。在这种情况下，能量接收元件28包括至少一个线圈。
根据一个实施例，能量接收元件28与轮子24、24’是分开的，并且包括当能量接收元件28处于第一部署位置时面向地面S的至少一个作用面F28，能量接收元件28的一个或多个线圈定位在作用面F28附近。能量接收元件28的线圈的数量和布置被确定成使得线圈覆盖基本上等于作用面F28的区域。
举例而言，对于约为90kW的电功率和约为20mm的间隙，作用面F28的表面积约为10dm2至15dm2，这大概相当于边长为35cm的正方形。就几何形状而言，接收元件28具有约为2cm厚的板的形状(垂直于作用面F28测得的尺寸)。
根据一种构型，能量接收元件28包括至少一个脚轮46，该至少一个脚轮被配置成当能量接收元件28处于第一部署位置时在地面S上滚动，并与地面S保持给定距离以便在能量接收元件28和能量发射元件32之间保持恒定间隙。
根据图8和图9中可见的其他实施例，飞行器包括多个能量接收元件28，该多个能量接收元件集成在轮子24、24’中、更特别地在轮子24、24’的轮胎24.2的胎面24.3中，并且分布在轮子24、24’的圆周上。根据这些实施例，能量接收元件28是呈分布在胎面24.3的整个圆周、更特别地在胎面24.3的各层之间的板的形式。
根据图4中可见的另一实施例，电能传输装置为基于接触型。根据一种构型，能量接收元件28是垫状物，该垫状物与轮子24、24’是分开的，能够在部署位置与缩回位置之间移动，并且被配置成在处于部署位置时与能量发射元件32接触。
根据另一种构型，能量接收元件28是集成在起落架16、18的轮子24、24’之一中的垫状物，该垫状物在胎面24.3的整个圆周上延伸。
根据一种构型，飞行器包括返回元件48，该返回元件用于使能量接收元件28与能量发射元件32以基本上恒定的接触压力接触。
如图2所展示的，机场设施50包括至少一个驻停区52、至少一个起飞和降落跑道54、以及连接驻停区52与起飞和降落跑道54的至少一个滑行道56。
起飞前，飞行器10沿着第一滑行道56上的第一轨道58从驻停区52移动至起飞和降落跑道54。着陆后，飞行器10沿着连接起飞和降落跑道54与驻停区52的第二滑行道56’上的第二轨道58’。机场设施50可以包括单个滑行道56，并且飞行器可以沿着驻停区52与起飞和降落跑道54之间的单个轨道58。
机场设施50包括至少一个能量发射系统60，该至少一个能量发射系统包括至少一个能量发射元件32、以及被配置成向能量发射元件32供电的至少一个电力供应装置62。
根据图3和图4中可见的实施例，能量发射系统60包括沿着轨道58延伸的单个连续能量发射元件32。
在图3中可见的非接触型电能传输装置的情况下，能量发射元件32是呈沿轨道58延伸的电磁元件64的形式，比如至少一个线圈。
在图4中可见的基于接触型电能传输装置的情况下，能量发射元件32是呈沿轨道58延伸的导轨66或导电电缆的形式。
根据第一构型，能量发射元件32是静止的并且相对于地面S突出定位或者与地面S齐平。
根据另一种构型，能量发射元件32能够在能量发射元件32低于地面S或与之齐平定位的缩回位置、和与能量发射元件32相对于地面S突出或与地面S齐平定位的部署位置之间移动。在这种情况下，能量接收元件28可以相对于起落架16、18固定。
根据另一实施例，机场设施50包括陆地交通工具，该陆地交通工具支撑能量发射元件32并且集成电力供应装置62。根据这种构型，当飞行器10在驻停区52与起飞和降落跑道54之间移动时，飞行器10和陆地交通工具沿着轨道58彼此跟随。
根据在图6至图9中可见的另一实施例，能量发射系统60包括彼此间隔开并沿着轨道58分布的多个能量发射元件32。根据这种实施例，每个能量发射元件32是呈包括至少一个线圈的板的形式。
根据第一构型，每个能量发射元件32是静止的。根据另一种构型，每个能量发射元件32能够在其与能量接收元件28配合的部署位置、和不与能量接收元件28配合的缩回位置之间移动。
飞行器配备有至少一个能量接收元件28、以及由能量接收元件28供电并且被配置成使飞行器在地面S上移动的电力驱动系统26，并且机场设施50配备有被配置成与飞行器10的能量接收元件28形成电能传输装置的能量发射元件32，这使得可以减小飞行器的机载重量以及燃料消耗，因为飞行器不再为了在地面上移动而消耗燃料。这还使得可以降低机场设施50的噪声和CO2排放。
根据一种构型，机场设施50包括自动导向系统，该自动导向系统用于飞行器在滑行道56上滑行。根据这种构型，接收元件28和发射元件32可以执行导线引导功能。

Claims (9)

1.一种飞行器，所述飞行器包括：至少一个起落架(16，18)，所述至少一个起落架具有被配置成在所述飞行器在地面(S)上移动时在所述地面(S)上滚动的至少一个轮子(24，24’)；至少一个电力驱动系统(26)，所述至少一个电力驱动系统被配置成驱动所述轮子(24)旋转；以及至少一个能量接收元件(28)，所述至少一个能量接收元件被配置成向所述电力驱动系统(26)供电并与所述地面(S)上存在的能量发射元件(32)配合，所述能量接收和发射元件(28，32)形成电能传输装置，所述电能传输装置允许在所述飞行器在所述地面(S)上移动时从所述能量发射元件(32)向所述能量接收元件(28)传输电能，所述能量接收元件(28)包括至少一个脚轮(46)，所述至少一个脚轮被配置成在所述地面(S)上滚动并与所述地面(S)保持给定距离。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述能量接收元件(28)是电磁感应元件，所述电磁感应元件被配置成当位于所述能量发射元件(32)产生的磁场中时产生电流。
3.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中，所述能量接收元件(28)与所述轮子(24，24’)是分开的。
4.根据权利要求2和3所述的飞行器，其中，所述能量接收元件(28)包括至少一个脚轮(46)，所述至少一个脚轮被配置成在所述地面(S)上滚动并与所述地面(S)保持给定距离。
5.根据前述权利要求之一所述的飞行器，包括至少一个部署系统(34)，所述至少一个部署系统被配置成使所述能量接收元件(28)在部署位置与缩回位置之间移动，在所述部署位置，所述能量接收元件(28)与所述能量发射元件(32)配合，在所述缩回位置，所述能量接收元件(28)不会在所述飞行器飞行时产生气动扰动。
6.根据前一项权利要求所述的飞行器，其中，所述部署系统(34)具有：吊挂架(36)，所述吊挂架具有第一端部(36.1)和第二端部(36.2)，所述第一端部由铰接件(38)连接至所述飞行器(10)的能够在部署位置与缩回位置之间移动的一部分，所述第二端部连接至所述能量接收元件(28)；以及至少一个致动器(40)，所述至少一个致动器被配置成使所述能量接收元件(28)在第一位置与第二位置之间移动。
7.根据权利要求5所述的飞行器，其中，所述能量接收元件(28)是与所述飞行器(10)的能够在部署位置与缩回位置之间移动的一部分成一体，并且相对于所述飞行器的此活动部分固定。
8.根据前述权利要求之一所述的飞行器，其中，所述电力驱动系统(26)定位在所述起落架(16，18)并与所述轮子(24，24’)分开，并且其中所述起落架(16，18)包括将所述轮子(24，24’)和所述电力驱动系统(26)连接的联接系统。
9.根据权利要求1至7之一所述的飞行器，其中，所述电力驱动系统(26)以轮子马达的方式集成在所述轮子(24，24’)中。
CN202310905280.XA 2022-09-15 2023-07-21 飞行器 Pending CN117698998A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2209265 2022-09-15
FR2209265 2022-09-15

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN117698998A true CN117698998A (zh) 2024-03-15

Family

ID=84362538

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202310905280.XA Pending CN117698998A (zh) 2022-09-15 2023-07-21 飞行器

Country Status (3)

Country Link
US (1) US20240092478A1 (zh)
EP (1) EP4339096A1 (zh)
CN (1) CN117698998A (zh)

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB9408075D0 (en) * 1994-04-22 1994-06-15 Greenlite Limited Improvements in or relating to aircraft
US8123163B2 (en) 2007-04-20 2012-02-28 The Boeing Company Aircraft kinetic landing energy conversion system
FR3006990B1 (fr) 2013-06-14 2015-07-17 Eads Europ Aeronautic Defence Dispositif pour le deplacement au sol des aeronefs

Also Published As

Publication number Publication date
EP4339096A1 (fr) 2024-03-20
US20240092478A1 (en) 2024-03-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111356633B (zh) 用于飞行器的自主起飞和着陆的电车系统和方法
US8474749B2 (en) Aircraft including an undercarriage motor
US8181725B2 (en) Aircraft tug
US11292585B2 (en) STOL aircraft
EP2948375B1 (en) Aircraft thrust, assembly, and methods
US20140061374A1 (en) Method for increasing landing gear effective life and aircraft landing cycles
CN101238031A (zh) 具有动力装置的前机身航空器轮子系统
US9340303B2 (en) Aircraft gate parking and servicing method
WO2018208629A1 (en) Transportation system
US9334047B2 (en) Method and system for the powered self push back of an aircraft
WO2009125213A2 (en) An aircraft landing gear arrangement and a nose landing gear assembly
CN102015452A (zh) 用于飞机起飞、着陆和滑跑过程的基于地面的设备
US11618587B2 (en) Ground maneuver assistance system for aircraft
US20200307777A1 (en) Optimizing ground movement in a wide-body aircraft equipped with non-engine drive means
US9688393B2 (en) Aircraft auxiliary drive wheel taxi system
US4298175A (en) Airplane wing and undercarriage construction
US10196133B2 (en) Method for accelerated powered self push back of an aircraft
US20210354807A1 (en) Autonomous vehicle battery carrier to support electric aircraft taxiing and takeoff
CN109641668A (zh) 飞机滑行的改进
CN117698998A (zh) 飞行器
US20110073706A1 (en) Aircraft tug
WO2022081129A1 (en) Vehicle battery carrier for aircraft ground support
GB2623502A (en) Unmanned aircraft
CN116552840A (zh) 一种飞翼式远距离新能源充电机器人
WO2024003527A1 (en) Unmanned aircraft

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication