JP6522614B2 - 航空機自律プッシュバック - Google Patents

Description

本発明は、自律タキシングシステムを用いての地上における航空機の後退走行に関するのであり、特に本発明は後退時に行う航空機の減速に関する。

時により、航空機が地上にある間に航空機を後退方向に移動させる必要が生じる。例えば、航空機は頻繁に、プッシュバックトラクター又はタッグと称される車両によって、空港のゲートから後退方向に押し離されるのであり、これは所謂「プッシュバック」操作である。このトラクター又はタッグは、望まれれば、航空機を前進方向に移動させることもできる。一部の航空機は航空機自体の主エンジンを用いて自力で後退する能力を有しており、例えば逆推進力を「パワーバック」と称される操作で用いることができるが、エンジンからのジェット又はプロペラのウオッシュが付近のターミナル建屋又は施設に損傷をもたらし得るが故に、これは民間航空機では許されない

近時においては、航空機の１以上の着陸装置車輪を回転駆動して航空機が自力でタキシングできるようにする、自律車輪駆動タキシングシステムを、航空機に搭載することが提案されている。車輪駆動システムを用いて航空機着陸装置車輪を逆駆動する能力は、主エンジンの稼働なしでの自律プッシュバック操作を可能とし、また、１以上の主エンジンが稼働しているか又は稼働していない状態での前進タキシング操作も可能となる。自律プッシュバック操作はこの自律車輪駆動タキシングシステムを民間航空機にとって特に適しているものとするが、このシステムは多種の航空機に広範に適用することができ例えば次のものが含まれる：民間及び軍事用途；固定翼・回転翼及びパワード リフト；有人機及び無人機、等である。

従来的なプッシュバック操作では、制動はトラクターによって行われる。前脚着陸装置及びトラクターを損傷する危険があるため、ブレーキペダルの使用は一般に禁止されている。自律車輪駆動タキシングシステムでは、即ちトラクターユニットなしのシステムでは、制動は自律的に航空機に対して行われる必要がある。従来的な航空機制動システムは、この機能を果たすように通常設計されておらず、むしろ着陸フェーズにおける高エネルギー散逸、及び、タキシングフェーズにおける主エンジンの推力に対抗する形で作用する低エネルギー散逸により適している。したがって、一般的には、従来的な航空機制動システムは、自律プッシュバック操作時における制動には適していない。自律プッシュバックは、次のリスクをもたらす：航空機ティップオーバーのリスク（航空機がそのピッチング軸のまわりでノーズが上がる方向に回転する傾向であって、場合によってはテイルストライクを惹起し得る）及び航空機暴走（aircraft runaway）のリスク（自律プッシュバック操作が傾斜地で行われた場合であって、重力による加速の縦成分が接地時のタイヤの転がり抵抗を超えた場合に航空機が所望のプッシュバック速度を超えて加速してしまう場合）。

本発明の第１の態様は、接地時の航空機の後退運動中の航空機速度を制御する方法であって、航空機の少なくとも１つの着陸装置車輪にトルクを印加するステップであって、該トルクは着陸装置車輪の後退回転方向の回転と逆方向である、ステップを備える、方法であって、印加された該トルクは航空機縦方向安定性を保証するための制限値を超えない、方法、を提供する。

本発明のさらなる実施形態は、航空機の１以上の着陸装置車輪を回転駆動するための車輪駆動システムであって接地時に車輪を回転駆動して航空機の後退運動を達成することができる車輪駆動システムと、航空機の少なくとも１つの着陸装置車輪にトルクを印加する手段であって該トルクは着陸装置車輪の後退回転方向の回転と逆方向でありまた印加された該トルクは航空機縦方向安定性を保証するための制限値を超えない、手段とを有する航空機のための自律プッシュバックブレーキングシステム、を提供する。

縦方向安定性を確保するためには、プッシュバック操作中に印加される減速のためのトルクは航空機にティップオーバー事象のリスクをもたらすべきではない。したがって、トルク制限値は次の事項を満たすように選定されることができる：ａ）航空機がテイル側に傾くことにならないこと、及び／又はｂ）航空機の前脚着陸装置が接地を失うことにはならないこと、及び／又はｃ）前脚着陸装置車輪を介しての実質的に垂直な荷重は操舵センタリング装置が前脚着陸装置を直進状態に維持する閾値未満に落ち込むことにはならないこと。

トルク制限値は、トルクの印加時における次の１以上の瞬間的航空機パラメータ、即ち：航空機が動いている所の地面の傾斜角と；航空機の重心と；航空機の質量と；航空機の横軸（ｙ軸）のまわりの航空機慣性モーメントと；航空機の後退速度との１以上に基づいていることができる。

航空機の後退運動は、航空機に搭載されている車輪アクチュエータであって航空機の１以上の着陸装置車輪を回転駆動するためのアクチュエータ及び／又は航空機が動いている所の地面の傾斜角による重力によって達成されることができる。

自律プッシュバック操作での後退運動は、外部的なトラクターユニットが存在しない場合に自律的に達成される。もっとも、プッシュバック操作が命令されていない場合であっても、故意によらずしてパーキングブレーキが解除された場合にもプッシュバック暴走（pushback runaway）が惹起され得る。

着陸装置車輪にトルクを印加するステップは、摩擦ブレーキアセンブリを用いて車輪に制動トルクを印加することを含むことができる。

航空機の速度は測定されることができ、該速度が航空機縦方向安定性が保証されなくなる所定の制限値を超える場合には航空機のコックピットに指示が表示される。

制動トルクは、ブレーキング制御システム又はパーキングブレーキシステムによって達成されることができる。制動トルクは、パイロット入力、例えばコックピットブレーキペダル又はパーキングブレーキレバーを用いて、開始されることができる。

ブレーキング制御システムは、制動車輪のうち限られた個数のみに制動命令を送信することができる。例えば、航空機がＮ個の制動車輪を有している場合、ブレーキング制御システムは制動車輪のうちのｎ個へ制動命令を送信することができ、ここでｎ＜Ｎとされる。

ブレーキング制御システムは、摩擦ブレーキアセンブリに印加され得る最大制動締め付け圧を航空機縦方向安定性が保証される制限値を超えないように制限することができる。

最大制動締め付け圧は、航空機の質量及び縦方向の重心位置に依存するように可変とすることができる。

ブレーキング制御システムは、初期的には低い制動圧を命じて該圧は経時的に増大することとなる制動原則を実装することができる。

制動トルクは、車輪アクチュエータが航空機を後退駆動している間に印加されることができる。

車輪アクチュエータ及び制動トルクは、共通コントローラによって制御されることができる。コントローラは、航空機の速度の入力を受信し、また、車輪アクチュエータのトルク及び制動トルクを目標速度に向かって制御することができる。

代替的には、着陸装置車輪にトルクを印加するステップは、発電機を用いて車輪に制動トルクを印加することを含むことができる。

発電機は、航空機の電気的ネットワーク又は発電機によって生成された電気的エネルギーを散逸させるための抵抗器のいずれかに結合されていることができる。

好適には、発電機は、航空機の後退運動を達成するために航空機の着陸装置車輪の１以上を回転駆動させるのに用いられる原動機／発電機とされる。

原動機／発電機は駆動経路によって着陸装置車輪と選択的に結合されていることができる。好適には、駆動経路は、車輪のリムにマウントされたギアとピニオンとを含み、ピニオンは、ピニオンが車輪ギアと駆動的に係合している係合ポジションと、ピニオンが車輪ギアと物理的に分離されている非係合ポジションとの間で可動である。

本発明の実施形態については添付の図面を参照して以下説明するのであり、添付の図面については以下の通りである：

自律プッシュバック操作を行う航空機を示す図である。 傾斜地にある航空機を示す図である。 航空機の車輪駆動システムを示す図である。 自律プッシュバック操作時における航空機の縦方向安定性及び性能についての主要寄与要素に関してのプロット図である。 航空機のブレーキング制御システムを用いて航空機を制動する構成を示す図である。 航空機のパーキングブレーキを用いて航空機を制動する構成を示す図である。 航空機のブレーキング制御システムについてのランプ制動原則を示す図である。 航空機の車輪駆動システム及びブレーキング制御システムを制御するための制御構成を示す図である。 発電機によって生成された電力を航空機の電力ネットワークへと散逸するための構成を示す図である。 発電機によって生成された電力を抵抗器へと散逸するための構成を示す図である。

図１は、ノーズ２ａ及びテイル２ｂを含む機体２と、翼３と、主エンジン４と、前脚着陸装置５と、主着陸装置６とを有する航空機１を示す。航空機は２つの主着陸装置６を航空機の中心線の両側に１つずつ有しており、また、単一の前脚着陸装置５を有しており、三脚が形成されている。各着陸装置５，６は、２輪のディアブロ構成を有している。

本発明は先述のように多種の航空機タイプに適用可能であるが、航空機１は、短距離用単通路型旅客ジェット航空機の特色を例示している。特に、航空機は、より多くの又はより少ない個数の着陸装置を有することができ；また各着陸装置は１を含む任意の個数の車輪を含むことができる。

各主着陸装置６は、図３に詳細が示される車輪駆動システム１０を有している。車輪駆動システム１０は、主着陸装置６の車輪１つ（通常はアウトボード車輪であるが代替的にはインボード車輪であることができる）を回転駆動して航空機を地上でタキシングするためのものである。車輪駆動システム１０は航空機を後退させるためには、主エンジン４の稼働なくして運用される。車輪駆動システム１０は航空機を前進方向へタキシングさせるためには、１以上の主エンジンの稼働を伴って又は伴わずにして運用される。誤解を避けるために附言するに、前進方向は航空機の縦軸に沿ってノーズへ向かう方向であり、後退方向は航空機の縦軸に沿ってテイルへ向かう方向である。

図１では、方向を示す矢印たるＲによって示されているように後退中の航空機が示されており、着陸装置車輪は地面Ｇと接地しており、地面は実質的に水平、即ち水平線との関係での傾斜がゼロの状態、である。図２では、方向を示す矢印たるＲによって示されているように後退中の航空機１が示されており、着陸装置車輪は地面Ｇと接地しており、地面は水平線ｈとの関係で傾斜角アルファ（α）をなしている。

車輪駆動システム
図３は車輪駆動システム１０についての部分的な概略図である。主着陸装置６は、上部伸縮部（主フィッティング）と下部伸縮部（スライダ）１３とを含む伸縮緩衝主脚１２を含む。上部伸縮部は、航空機の機体又は翼（不図示）にその上端（不図示）で取り付けられている。下部伸縮部は、車輪ペア１６を搭載する車軸１４を支持するのであり、主脚の各側に１つ配される。各車輪は、ハブ１８によって支持されたタイヤを備える（明確化のため、図３では、１つの車輪１６のハブ１８のみが示されている。）。車輪１６は、車軸１４のまわりを回転するように配置されてタキシングや着陸等の航空機の地上運動を可能とする。

各車輪ハブ１８は、タイヤ（不図示）を保持するためのリム１９を有している。車輪駆動システム１０は、ハブ１８に取り付けられていて車輪１６と共に回転することができる被駆動ギア２０を含み、該被駆動ギア２０は、リングのまわりに延びて連続的なトラックを形成するローラー３６のシリーズによって接続された２つの剛体アニュラリング３５によって形成されたローラーギア３４を備える。ローラー３６は、それぞれピン（不図示）のまわりで回転することができ、これはアニュラリング３５の間に広がってアニュラリング３５間の剛性連結を形成する。アニュラリング３５の１つは、ハブ１８への剛性連結を提供する複数の拡張タブ３７を備える。

車輪駆動システム１０は、ギアボックス７０を介して出力スプロケット６０（駆動ピニオン）を回転させるモータ５２を備える車輪アクチュエータ５０をさらに備える。スプロケット６０は、ローラーギア３４のローラー３２とインターロックできる放射状に延びている歯を有するホイールタイプスプロケットである。

車輪アクチュエータ５０は、着陸装置の車軸１４に剛結合されておりかつモータ５２と枢動軸のまわりで枢動可能に連結されたブラケットによって支持されている。代替的には、車輪アクチュエータ５０は、上部伸縮部（主フィッティング）又は下部伸縮部１３（スライダ）上にマウントされることができる。直接駆動ローラースクリュー電気機械的リニアアクチュエータ等のリニアアクチュエータ５８が、（車軸１４に最も近い端部にて）ブラケット５６とモータ５２との間に延びる。これにより、アクチュエータ５８のリニア運動は車輪アクチュエータ５０の回転運動に変換され、これにより、スプロケット６０は、スプロケット歯がローラーギア３４のローラー３２とインターロックする係合ポジションと、スプロケット歯がローラーギア３４のローラー３２と物理的に分離されている非係合ポジションとの間で可動となる。したがって、スプロケット６０は、係合ポジションと非係合ポジションとの間で、ローラーギア３４の回転軸との関係で実質的に半径方向に移動される。

車輪駆動システム１０は多様な形式とされることができることが理解されよう。図示の車輪駆動システム１０はオープンギアード配置の例であり、該例では車輪駆動システムの係合化／非係合化は、駆動ピニオンを実質的に半径方向へ移動させて被駆動ギアとの関係で確動的係合をもたらす／もたらせないことによって行われる。駆動ピニオン及び被駆動ギアはそれぞれ次の態様で形成されることができる：スプロケットとローラーギア（図示）；スプロケットとローラーチェイン；ローラーギアとスプロケット；ローラーチェインとスプロケット；又は例えば平歯車等の鋸歯状のギア。代替的には、駆動ピニオンは、実質的に軸方向に（駆動ピニオンの回転軸に沿って）移動して被駆動ギアとの関係で駆動的係合状態に入ったりそれから離脱したりすることができる。

さらなる代案としては、モータと被駆動車輪との間にクラッチ装置を設けることができる。モータは、車輪ハブ内に設置されるか又は車輪に隣り合ってマウントされることができる。被駆動車輪は、モータと被駆動車輪との間の駆動経路の一部と恒久的に係合しており、クラッチ装置はモータと被駆動車輪との間の駆動経路を成立させるか又は断絶させるかすることができる。駆動経路と被駆動車輪との間の係合は、ギアード駆動又は摩擦駆動とすることができる。

図示されているのは１つの車輪１６の駆動するための車輪駆動システム１０の要素だけであるが、これら要素は他の車輪１６についても観念される。即ち、各車輪１６毎に、１つの車輪駆動システム１０を設けることができる。４輪以上の車輪１６を有する着陸装置１０については、各車輪１６に又はそのうちの２輪のみに車輪駆動システム１０を設けることができる。他の実施形態では、２つの車輪駆動システム１０の間で１つのモータ５２を共有することが可能たり得る。即ち、モータ５２は、各駆動システムの出力スプロケットを回転させるように配置されることができる。追加的に又は代替的には、車輪駆動システムは、前脚着陸装置５の１以上の車輪を駆動することができる。

車輪ハブ１８の中には摩擦ブレーキ配置があり、概括的に符号４０で表されている。摩擦ブレーキ配置４０は、従来的なタイプとされることができ、それ故ここでは詳述しない。もっとも、一般的には、航空機摩擦ブレーキ配置は、固定子部分と、炭素ディスクのスタックを備える回転子部分とを含む。油圧的に又は電気的に操作されるブレーキアクチュエータが炭素スタックに対しての圧力を増大させて、車輪の回転トルクを熱に変換してそれによって航空機を減速させる。ブレーキアクチュエータは、航空機のブレーキング制御システム（ＢＣＳ、braking control system）によって制御される。ＢＣＳは、例えばパイロット入力やオートパイロット入力等の入力に応答するのであり、また、適宜制動圧を命令する。

航空機縦方向安定性
着陸装置５，６の三脚状の配置は、航空機が地面上で前進方向に移動している場合には一般的には航空機縦方向において安定しており、航空機は主着陸装置の摩擦ブレーキによって減速されることになる。他方で、研究によると、航空機が自律プッシュバック操作適用運用を行っている場合、摩擦ブレーキによるわずかなレベルの制動トルクが、航空機縦方向安定性を害し、また、ティップオーバー事象のリスクを招来せしめるのに十分たり得るということが示されている。

プッシュバックティップオーバー
縦方向安定性との関係では、３つの異なるティップオーバー事案が特定されている：
・テイルストライク − 航空機のノーズが上昇してまたテイルが地面に接触する。
・ノーズリフトアップ − 前脚着陸装置の車輪が瞬間的に接地を失うが航空機はテイルに乗らない。
・ステアリングカム係合 − 前脚着陸装置ステアリングセンタリングカムに掛かる荷重が、センタリングカムが係合して前脚着陸装置の車輪をインライン状態（航空機中心線に沿って前方に向くゼロ度ポジション）に維持することとなる所定レベル未満になる。

図４は、特定の航空機パラメータが航空機縦方向安定性（ｘ軸）及び航空機性能（ｙ軸）に与える影響を示す図である。考慮されるパラメータは次の通りである：
・航空機質量
・航空機縦方向重心（ＣＧ Ｘ）位置
・エプロン（地面）傾斜
・ピッチ（ｙ）軸まわりの慣性モーメント、Ｉｙｙ
・自律プッシュバック速度
・ブレーキゲイン
・制動ライズ時間（命じたレベルまでにブレーキ圧を増大させるための時間）

これらのパラメータのうち、後ろよりのＣＧ位置と高いプッシュバック速度及び高いエプロン傾斜角との組み合わせが、自律プッシュバック操作中のティップオーバー事象の最大のリスクをもたらし得るということが特定されている。図４には図示されていないが、後ろよりのＣＧの場合、より高い質量は航空機縦方向安定性により有害な影響をもたらす。

プッシュバック暴走
自律プッシュバックが傾斜地で行われた場合のプッシュバック暴走状態のシミュレーションも行われている。重力加速の縦成分が、運動方向に重力の成分を追加する。航空機縦軸に対しての重力成分が、空力抵抗と地上の摩擦力との和よりも大きい場合、暴走条件に遭遇する。暴走現象は、航空機質量によって影響されない。ゲートにおいて達成可能な最大の傾斜角は１．１５度あるいは２％であると仮定される。研究によると、タクシーウエイ傾斜地上で制約を伴わずに自律プッシュバックを行うべきとした場合、プッシュバック暴走から保護するためには比較的低い減速力を印加する手段を航空機に設ける必要がある、ということが示されている。

プッシュバックティップオーバー及び／又はプッシュバック暴走に対しての解決法たる設計
様々な解決法たる設計が見出されており、これらについて詳述する。

１． パイロットブレーキングを伴うプッシュバック速度制限
１つの解決法は、プッシュバック速度を制限することである。最悪局面の場合のパラメータ組み合わせ（ブレーキゲイン、傾斜、質量、ＣＧ、．．．）を選定することによって、ティップオーバーのリスクをもたらさずにして航空機ＢＣＳが全力制動圧を印加することのできる特定の航空機タイプについての上限たる制限速度を特定することができる。この解決法はティップオーバーのリスクを無くすことになる一方で制限速度はおそらく相当に低くなるであろう、例えば１ノット前後。このプッシュバック速度は、商業的に非現実的な速度であると判定され得る。

図５に示すように、航空機速度が例えば車輪速度センサ１００（代替的には、航空機の慣性基準センシングシステム、ＧＰＳシステム又は車輪駆動システム内のレゾルバ）によって検出されるのであり、これが制限速度１０２以上であると判断された場合、コックピット指示１０４がパイロットに対して後退についての制限速度に達したことを警告する。例えば視覚的な、聴覚的な又は触覚的な指示を受けた際、パイロットは、従来的なフットブレーキペダル１０６を用いて反応することを要求されることになる。ＢＣＳ１０８は、通常の態様でブレーキング入力を解釈するのであり、また、ブレーキペダル偏位度合いに応じて制動圧を車輪ブレーキアセンブリ１１０に命令する。全力制動圧に達するまでの任意の制動圧がティップオーバー事象のリスクをもたらさないように自律タキシング制限速度が選択されているため、パイロットは任意のブレーキ入力を発して航空機を停止させることができる。

従来的な航空機ＢＣＳの構成要素は、一般的には、特に低い制動圧において、相当な不正確性を有している。例えば、従来的な油圧航空機制動システムでは、ゼロトルク圧（ＺＴＰ、即ちゼロの制動トルクを印加することになる制動システム圧）が１５〜２０ｂａｒあたりの名目値をとり得る。しかし、実際のＺＴＰは、この名目値よりも格段に低い値、例えば約１０ｂａｒの値をとり得る。さらに、ブレーキアクチュエータでの油圧を調節している弁は、低制動圧では＋／−５ｂａｒの許容差を有していることができる。さらなる不正確性の原因がある。

これらのＢＣＳでの不正確性により、自律タキシング制限速度未満に速度を維持するためにパイロットがブレーキ入力を発した場合、パイロットが航空機を円滑に停止させることが困難となり得る。これは、不快で不連続的なプッシュバック操作を結果としてもたらす。

部分的な解決法は、自律タキシング速度を上述のよりも高い制限速度に制限して、また、ティップオーバーのリスクがより高いＣＧエンベロープの領域、即ち高質量かつ後ろよりＣＧの領域、を除外して航空機について許容される質量−ＣＧ組み合わせを減らすことである。航空機についての質量−ＣＧエンベロープの先端領域は、相応に制約される必要がある。しかし、ＣＧエンベロープにおける制約は、航空機の操作の柔軟性における制約となる。

２． パーキングブレーキの使用
別の解決法は、改造されたパーキングブレーキを用いて航空機を停止させる。特に、油圧システム内のフローレートを制限する１以上のリストリクタを通じて、制動印加のライズレートを制限することができる。許容可能な旅客快適レベル（縦方向減速が０．２Ｇ未満と仮定。）の範囲内で航空機を停止させることができる許容可能なライズレートを、各速度について評価するシミュレーションが行われた。研究によると、プッシュバック速度の増大に応じて制動ライズ時間が急激に増大することになる。

この解決法を実現化するに際しては、制動ライズ時間を許容可能な域内に保つのであれば、依然として最大プッシュバック速度を低い速度に制限することが必要になる。パーキングブレーキライズ時間は一般的に航空機の全ての操作に適用されるため、例えばエンジンを用いて又は（車輪タキシングとエンジンタキシング操作を組み合わせて行う）ハイブリッドな態様でタキシングする場合等のその性能が制限されているという限りでは制動ライズ時間を増大させることは実現可能とは考えられない。したがって、低いプッシュバック速度制限が設けられる必要があり、これは先述の解決法１と似ている。むしろ、解決法１が選好される場合もあり得る。

図６はパーキングブレーキ解決法の実装を示しており、これはプッシュバック速度がプッシュバック速度制限値以上になったことを示すコックピット指示１０４に頼っている。コックピット指示１０４に応答して、パイロットはコックピット内のパーキングブレーキレバー１１２を操作する必要があり、該レバーがパーキングブレーキ１１６を制御し、該パーキングブレーキは制動ライズリミッタ１１４を有し、該リミッタによって減速が許容可能な旅客快適レベル（縦方向減速が０．２Ｇ未満と仮定。）内にとどまることが保証される。

３． 制限された個数のブレーキを用いての制動
さらなる解決法は、制限された個数のブレーキを用いての制動を命令することを伴う。同じ航空機レベル減速力を達成するためには、削減された個数のブレーキに対してより高い制動圧を命じることが必要となる。

代替制動のためには、制動命令が車輪ペア（例えば、航空機の各側に１つずつの主着陸装置車輪）へと送信されるのであり、それ故最少の制動車輪個数は２になる。この場合、命令される締め付け制動圧は、主着陸装置６の全４輪が制動される基準となる事案の約２倍まで高められることができる。

通常の制動のためには、単一の制動命令を１つの主着陸装置車輪へと送信することができる。この場合、命令される締め付け制動圧は主着陸装置６の全４輪が制動される基準となる事案の約４倍まで高められることができる。

この解決法のみではティップオーバーのリスクを伴わない全力制動圧を達成することができない場合があるが、本願にて提示する１以上の他の解決法と組み合わせて使用することができる。

４． 単一又は可変の最大制動圧制限
この解決法では、総合的な制動圧制限値が設定されて、航空機ティップオーバーが惹起されるほど制動締め付け圧が決して高くならないことを保証する。好適には、このような圧力制限は、ＣＧ−質量図内の各操作ポイントについてカスタマイズされて、航空機荷重状態に応じてシステムに適用可能な最大圧を最適化する。各着陸装置脚部を介した垂直荷重（ばね上質量）を例えば歪みゲージを主ストラット上で用いて正確に測定することによって、並びに、各着陸装置のばね下質量についての予備知識を有することによって、航空機のＣＧ Ｘ位置及び質量を決定することができる。これらの値をＣＧ−質量図にプロットすることによって、最大制動締め付け圧を決定することができる。

５． ランプ制動原則
ノーズリフトアップについての臨界的事案における航空機の動的応答を分析するに、制動印加直後にノーズリフトアップの「ピーク」があり、該ピークにおいては前脚着陸装置の緩衝装置が延びてピッチ角が最大値に至る。その後、航空機は自重によりノーズを再び下ろす傾向に至る。

この解決法は、ノーズリフトアップの防止を図り、及び、制動時における最適化された性能を取得しようとする。このために、該解決法は、ノーズリフトアップが発生しないことを保証する最大の圧力を初期的に命令して、ノーズリフトアップ「ピーク」後においては制動命令を最大システム圧まで漸増させる制動原則を実施する。

圧力の増加は、初期的には極めて緩慢であり、ノーズリフトアップピークを無事越した後には極めて急激になる。このような挙動は、指数関数でモデル化されることができ、例えば次の通りである：

図７は、経時的にシステム制動圧がどのように変化するかを図示するのであり、ここで、Ｐ２は最終圧（最大システム圧）であり、Ｐ１は初期圧（ノーズリフトアップの不発生を保証するための最大初期圧）であり、Ｔは制動印加時から全力ブレーキ印加時までの合計時間である。パラメータτは、ランプ原則（ramp law）の挙動を調節する。大きい値のτはランプ原則の第１の部分をより平らにして、また、第２の部分をより急傾斜なものとするのであり、その逆もまた然りである。

性能面で妥協せずに安定性が保証されるため（全ての事案において全力制動印加がＴ秒以内に達成される）、この解決法が選好され得るが、従来的な制動システムによって導入される低い精度による制限を考慮する必要がある。

６． 車輪アクチュエータモータに対抗しての制動
航空機に減速力をもたらすために従来的な制動システムを用いることの主要な制約には、航空機ティップアップのリスクを冒さずにして印加することのできる制動圧の上限が低いという点と、従来的な制動システムの極めて低い圧における精度が低いという点とが両方含まれる。

両方の制約を緩和し得る解決法は、自律車輪駆動タキシングシステムをＢＣＳと併用的に使用することを含む。運動方向における車輪駆動タキシングシステムトルクの量は、幾ばくかの減速をもたらすために制動システムに対して要求されるべき追加的トルクであり、また、ＢＳＣＳの不正確性は、車輪駆動タキシングシステムトルクを微調整して広域的減速トルクが十分に正確であることを保証することによって相殺し得る。

この解決法は、プッシュバック暴走問題との関係で特に有益であり、該問題で要求される制動トルクは極めて低いものであり、また特定のパラメータ（例えば、傾斜、質量、ブレーキゲイン、．．．）に強度に依存するものである。

図８は、プッシュバック時における車輪駆動タキシングシステムトルクを調節するための閉ループ速度コントローラ２００の例を示す。パイロットからバイナリプッシュバック命令が送信されると、自律車輪駆動タキシングシステム（あるいは「ｅＴａｘｉ」）の原動機２０４がプッシュバック速度をターゲットするのであり、エプロン傾斜がない場合には航空機によって速度２０６が達成及び維持されるのであり、また、制動を印加する必要がない。

（運動方向においての）下り勾配斜面が存在する場合には航空機は先述のように加速する傾向にあり、また、航空機が目標速度に所定の許容誤差を加算した速度即ち閾値速度２０８を超えた場合、特定量の制動がＢＣＳ２１２に対して命令２１０される。

追加的な制動トルク２１４は航空機を減速させる方向に働く「追加的」な抵抗力として機能するのであり、それ故にｅＴａｘｉ速度コントローラ２００は速度維持のために必要なトルク量を減少させるのであり、そのためｅＴａｘｉ及び制動の総合貢献としては、ｅＴａｘｉコントローラによって正確に制御された減速力がもたらされる。

傾斜が減少してプッシュバック暴走制限値未満に落ち込むと、ｅＴａｘｉシステムはトルクコントローラを飽和させて提供される制動に合致するようにする。これが起きると、ｅＴａｘｉコントローラ２００は制動解除を命令する。なぜならば、該コントローラが傾斜の終点を検知したことになっているからである。

７． ｅタクシーシステムを介しての制動
解決法は、（発電機として用いられる）ｅＴａｘｉ電気モータ３００で生成されたパワーの散逸を用いて航空機を停止させるために必要なトルクを提供する。この解決法では、（図９に示すような）航空機電気的ネットワーク３０２へとパワーを吐き戻す能力又は抵抗器３０４を用いて（図１０に示すような）ジュール効果によってエネルギーを散逸させる能力が必要となる。

最大航空機質量Ｍとプッシュバック速度Ｖとを考慮すると、（原動機／発電機効率が１００％であるという理想的事案における）散逸されるべき最大運動エネルギーＫは：
となる。

抵抗器を通じて散逸される熱量及び到達できる最大ブレーキ温度Ｔｍａｘによって、航空機レベルでの抵抗器の最少要求質量が決定される。３回の全力ブレーキ印加と、初期ブレーキ温度Ｔ１と、抵抗器質量ｍ_ｒｅｓとを仮定すると、次の通りである：
ここで、Ｃ_ｓは抵抗器として選択された材料の比熱係数であり、また、ΔＴ＝Ｔｍａｘ−Ｔ１である。電気／機械系統において損失がないと仮定した場合における、抵抗器を介して制動印加毎に散逸されるべき機械的パワーは次の通りである：

機械的パワーは、制動のための時間間隔ΔＴにわたっての運動エネルギーであり、また、ジュール効果によって散逸された電気的パワーに等しく、モータ内で誘導される逆起電力εの関数として表すと次の通りである：

抵抗器が熱を散逸させる単なるワイヤとして形成されていると仮定すると（即ち絶縁及び抵抗器のケースを考慮しなければ）、抵抗値Ｒは、オームの第２法則によって抵抗器の質量及びジオメトリについての関数として表すことができる：
ここで、ρは材料の抵抗率であり、ｌは抵抗器内のワイヤの長さであり、Ａはワイヤの断面積であり、Ｖはワイヤの総体積であり、δは材料の密度である。したがって次式が得られる：
並びに
であり、ここでＣ_ｍは選択された材料に依存する定数である。

εはシステムが許容できなければならない逆起電力の量である。この量を最小化するために、時間間隔（制動の期間）が増大されなければならず、また、低いＣ_ｍを提供する材料を選択しなければならない。これは即ち、抵抗率が低く（優良な伝導体であり）、高密度であり、比熱係数が高い材料を選択するべきであることを意味する。適切な候補材料には、鋼鉄、銅及びアルミニウムが含まれ、銅又は鋼鉄が望ましい。

抵抗器の重量及び占有空間インパクトに関しては、抵抗器ワイヤのまわりの一定した量の絶縁物質をも考慮に入れる必要があり、質量及び体積は加算される。利用可能な空間内での散逸を最適化するためには、例えば着陸装置毎に少なくとも１つの抵抗器を設ける等して散逸すべきパワー量をより多くの抵抗器間に分散させることが好適とされ得る。

電気モータ内で生成されたパワーの散逸に関しては、車輪駆動システム１０は逆駆動され得るものである必要がある。図３に示す車輪駆動システム１０は特に適切である。なぜならば、車輪駆動システムの稼働中においてスプロケット６０はローラーギア３４と確動的メッシング係合状態にあるからである。車輪とモータとの間の駆動経路内にオーバーランニングクラッチを含む他の車輪駆動システムは適切でないことになる。なぜならば、これらは、駆動トルクがモータから車輪へと伝達されることのみを許し、逆を許さないからである。

図３に示すクラッチレス車輪駆動システム１０はまた別の点でも特に有益である。なぜならば、システムが非係合ポジションに移された場合の駆動ピニオンと被駆動ギアとの間の物理的分離が、着陸時に車輪とモータとの間で駆動経路が存在しないことを保証するからである。

本発明を１つ以上の好適な実施形態につき説明したが、添付の特許請求の範囲で説明されているように、本発明の範囲から逸脱することなく様々な変更又は改変を行うことができることを理解されたい。

Claims (32)

1. 接地時の航空機の後退運動中の航空機速度を制御する方法であって、
   前記航空機の少なくとも１つの着陸装置車輪にトルクを印加するステップであって、前記トルクは前記着陸装置車輪の後退回転方向の回転と逆方向である、ステップ
   を備える、方法であって、
   印加された前記トルクは航空機縦方向安定性を保証するための制限値を超えず、
   前記着陸装置車輪にトルクを印加するステップは摩擦ブレーキアセンブリを用いて前記車輪に制動トルクを印加することを備え、
   前記制動トルクはパーキングブレーキシステムによって達成される、
   方法。
2. 印加された前記トルクは航空機縦方向安定性が保証される制限値を超えず、前記航空機はテイル側に傾くことにならない、請求項１に記載の方法。
3. 印加された前記トルクは航空機縦方向安定性が保証される制限値を超えず、前記航空機の前脚着陸装置が接地を失うことにはならない、請求項１又は２に記載の方法。
4. 印加された前記トルクは航空機縦方向安定性が保証される制限値を超えず、前脚着陸装置車輪を介しての実質的に垂直な荷重は操舵センタリング装置が前記前脚着陸装置を直進状態に維持する閾値未満に落ち込むことにはならない、請求項１〜３のいずれかに記載の方法。
5. 前記トルク制限値は前記トルクの印加時における次の１以上の瞬間的航空機パラメータ、即ち：前記航空機が動いている所の地面の傾斜角と；前記航空機の重心と；前記航空機の質量と；前記航空機の横軸（ｙ軸）のまわりの航空機慣性モーメントと；前記航空機の後退速度との１以上に基づいている、請求項１〜４のいずれかに記載の方法。
6. 前記航空機の後退運動は、前記航空機に搭載されている車輪アクチュエータであって前記航空機の１以上の着陸装置車輪を回転駆動するためのアクチュエータによって達成される、請求項１〜５のいずれかに記載の方法。
7. 前記航空機の後退運動は外部的なトラクターユニットが存在しない場合に自律的に達成される、請求項１〜６のいずれかに記載の方法。
8. 前記航空機の後退運動は前記航空機が動いている所の地面の傾斜角による重力によって達成される、請求項１〜７のいずれかに記載の方法。
9. 前記航空機の速度は測定されて、該速度が前記航空機縦方向安定性が保証されなくなる所定の制限値を超える場合には前記航空機のコックピットに指示が表示される、請求項１〜８のいずれかに記載の方法。
10. 前記制動トルクはパイロット入力によって開始される、請求項１〜９のいずれかに記載の方法。
11. 前記制動トルクはブレーキング制御システムによって達成される、請求項１〜１０のいずれかに記載の方法。
12. 前記航空機はＮ個の制動車輪を有しており、また、前記ブレーキング制御システムは制動車輪のうちのｎ個へ制動命令を送信するのであってｎ＜Ｎとされる、請求項１１に記載の方法。
13. 前記ブレーキング制御システムは前記摩擦ブレーキアセンブリに印加され得る最大制動締め付け圧を前記航空機縦方向安定性が保証される制限値を超えないように制限する、請求項１１に記載の方法。
14. 前記最大制動締め付け圧は前記航空機の質量及び縦方向の重心位置に依存するように可変である、請求項１３に記載の方法。
15. 前記ブレーキング制御システムは初期的には低い制動圧を命じて該圧は経時的に増大することとなる制動原則を実装する、請求項１１に記載の方法。
16. 前記制動トルクは前記車輪アクチュエータが前記航空機を後退駆動している間に印加される、請求項６、又は請求項６を引用する請求項７〜１５のいずれかに記載の方法。
17. 前記車輪アクチュエータ及び前記制動トルクは共通コントローラによって制御される、請求項１６に記載の方法。
18. 前記コントローラは前記航空機の速度の入力を受信し、また、前記車輪アクチュエータのトルク及び前記制動トルクを目標速度に向かって制御する、請求項１７に記載の方法。
19. 航空機の１以上の着陸装置車輪を回転駆動するための車輪駆動システムであって接地時に前記車輪を回転駆動して前記航空機の後退運動を達成することができる車輪駆動システムと、前記航空機の少なくとも１つの着陸装置車輪にトルクを印加する手段であって前記トルクは前記着陸装置車輪の後退回転方向の回転と逆方向でありまた印加された前記トルクは航空機縦方向安定性を保証するための制限値を超えない、手段とを有する航空機のための自律プッシュバックブレーキングシステムであって、
    前記車輪に制動トルクを印加するための摩擦ブレーキアセンブリと、前記摩擦ブレーキアセンブリへ制動命令を送信するためのパーキングブレーキシステムとをさらに備える、システム。
20. 前記航空機の地面に対しての相対的な速度を決定するためのセンサをさらに備える、請求項１９に記載のシステム。
21. 前記航空機の速度が前記航空機縦方向安定性が保証されなくなる所定の制限値を超えた際に指示をパイロットへと発するコックピットインジケータをさらに備える、請求項２０に記載のシステム。
22. 前記摩擦ブレーキアセンブリへ制動命令を送信するためのブレーキング制御システムをさらに備える、請求項１９〜２１のいずれかに記載のシステム。
23. 前記ブレーキング制御システムはパイロットブレーキング入力を受信するように構成される、請求項２２に記載のシステム。
24. 前記航空機はＮ個の制動車輪を有しており、また、前記ブレーキング制御システムは制動車輪のうちのｎ個へ制動命令を送信するように構成されておりｎ＜Ｎとされる、請求項２２又は２３に記載のシステム。
25. 前記ブレーキング制御システムは前記摩擦ブレーキアセンブリに印加され得る最大制動締め付け圧を前記航空機縦方向安定性が保証される制限値を超えないように制限するように構成される、請求項２２又は２３に記載のシステム。
26. 前記最大制動締め付け圧は前記航空機の質量及び縦方向の重心位置に依存するように可変である、請求項２５に記載のシステム。
27. 前記ブレーキング制御システムは初期的には低い制動圧を命じて該圧は経時的に増大することとなる制動原則を実装するように構成される、請求項２２又は２３に記載のシステム。
28. 前記ブレーキング制御システムは車輪駆動システムが前記航空機を後退駆動している間に前記制動トルクを印加するように構成される、請求項１９〜２７のいずれかに記載のシステム。
29. 前記車輪駆動システムのトルク及び前記制動トルクを制御するための共通コントローラをさらに備える、請求項２８に記載のシステム。
30. 前記コントローラは前記航空機の速度の入力を受信し、また、前記車輪駆動システムのトルク及び前記制動トルクを目標速度に向かって制御するように構成される、請求項２９に記載のシステム。
31. 前記車輪駆動システムは、前記着陸装置の車軸、主フィッティング又はスライダ部に固定的に結合されたブラケットによって支持されている、請求項１９〜３０のいずれかに記載のシステム。
32. 請求項１９〜３１のいずれかに記載の自律プッシュバックブレーキングシステムを含む航空機。