KR101485312B1

KR101485312B1 - 견인봉 없는 비행기 터그

Info

Publication number: KR101485312B1
Application number: KR1020097026266A
Authority: KR
Inventors: 랜 브레이어; 아리 페리
Original assignee: 이스라엘 에어로스페이스 인더스트리즈 리미티드
Priority date: 2007-05-16
Filing date: 2008-04-02
Publication date: 2015-01-22
Also published as: JP2013224144A; EP2152584A1; TR201905299T4; BRPI0810298A2; US20080083851A1; KR20140041558A; CA2887075C; CA2687433C; CN101918277B; KR20100040802A; EP2155550A2; JP2015083460A; TWI398382B; CA2687433A1; WO2008139437A1; CA2887075A1; CN101918277A; TW200930621A; EP2155550A4; CN103803096B

Abstract

본 발명은 다수의 터그 휠 상에 장착된 섀시, 베이스 어셈블리, 비행기의 전방 착륙 기어의 휠을 지지하기 위해 베이스 어셈블리 상에 회전 가능하게 장착된 비행기 전방 휠 지지 터렛 어셈블리, 적어도 하나의 힘 센서, 섀시의 변위를 제공하도록 차례로 다수의 터그 휠을 드라이브시키도록 작동하는 적어도 하나의 터그 휠 드라이버 유닛, 비행기 지상 활주 동안 조향 가능한 터그 휠을 조향하도록 작동하는 적어도 하나의 터그 휠 조향 메커니즘, 및 비행기의 파일럿-제어식 브레이킹의 결과로 비행기의 전방 착륙 기어에 인가된 힘을 감소시키기 위해 적어도 하나의 터그 휠 드라이버 유닛을 작동시키도록 비행기의 파일럿-제어식 브레이킹을 표시하는 적어도 하나의 힘 센서에 적어도 부분적으로 응답하여 작동하는 적어도 하나의 터그 제어기를 포함하는, 견인봉 없는 비행기 터그를 개시한다.

Description

견인봉 없는 비행기 터그 {TOWBARLESS AIRPLANE TUG}

* 관련 출원의 참조

이하의 발행되지 않은 특허출원은 본 출원과 관련되고 그 명세서는 여기서 참조로 인용된다.

비행기를 이동시키기 위한 시스템 및 방법(SYSTEM AND METHOD FOR TRANSFERRING AIRPLANES)이라는 명칭의 2006년 9월 28일 출원된 미국 특허출원 11/528,647; 비행기를 이동시키기 위한 시스템 및 방법이라는 명칭의 2007년 5월 16일 출원된 미국 특허출원 11/798,777; 비행기를 이동시키기 위한 시스템 및 방법이라는 명칭의 2007년 9월 24일 출원된 PCT출원 IL2007/O0l172; 및 비행기를 이동시키기 위한 시스템 및 방법이라는 명칭의 2008년 1월 8일 출원된 PCT출원 IL2008/000036.

우선권은 37 CFR 1.78(a)(4) 및 (5)i 하에서 주장되고: 비행기를 이동시키기 위한 시스템 및 방법이라는 명칭의 2007년 5월 16일 출원된 미국 특허출원 11/798,777; 비행기를 이동시키기 위한 시스템 및 방법이라는 명칭의 2007년 9월 24일 출원된 PCT출원 IL2007/O0l172; 및 비행기를 이동시키기 위한 시스템 및 방법이라는 명칭의 2008년 1월 8일 출원된 PCT출원 IL2008/000036.

본 발명은 비행기의 지상 이동을 위한 시스템에 관한 것이고, 더욱 구체적으로는 공항에서 비행기를 이동시키도록 작동하는 지상 차량에 관한 것이다.

이하의 특허 공개공보는 이 기술 분야의 현재 상태를 나타낸다:

U.S.특허 6,945,354; 6,739,822; 6,675,920; 6,751,588; 6,600,992; 6,405,975; 6,390,762; 6,357,989; 6,352,130; 6,305,484; 6,283,696; 6,209,671; 5,860,785; 5,680,125; 5,655,733; 5,562,388; 5,549,436; 5,516,252; 5,511,926; 5,480,274; 5,381,987; 5,346,354; 5,314,287; 5,308,212; 5,302,076; 5,302,075; 5,302,074; 5,261,778; 5,259,572; 5,219,033; 5,202,075; 5,176,341; 5,151,003; 5,110,067; 5,082,082; 5,078,340; 5,054,714; 5,051,052; 5,048,625; 5,013,205; 4,997,331; 4,976,499; 4,950,121; 4,923,253; 4,917,564; 4,917,563; 4,913,253; 4,911,604; 4,911,603; 4,836,734; 4,810,157; 4,745,410; 4,730,685; 4,658,924; 4,632,625; 4,482,961; 4,375,244; 4,225,279; 4,113,041 및 4,007,890;

U.S.특허출원 2003/095854; PCT 특허출원 WO 93/13985; WO 89/03343 및 WO 98/52822; 그리고

특허출원 RU 2302980; RU 2271316; EP 1623924; EP 1190947; JP 2279497; JP 4138997; JP 57070741; JP 56002237; GB 1249465; DE 3844744; DE 4446048; DE 4446047; DE 4131649; DE 4102861; DE 4009419; DE 4007610; DE 19734238; DE 3534045; DE 3521429; DE 3327629; DE 3327628; DE 4340919; FR 2581965 및 FR 2675919.

본 발명은 비행기 지상 활주를 위한 신규한 로봇식 터그를 제공하는 것에 관한 것이다.

따라서 본 발명의 바람직한 실시예에 따르면, 적어도 일부가 조향 가능한(steerable) 터그 휠인 다수의 터그 휠 상에 장착된 섀시, 상기 터그 섀시 상에 장착된 베이스 어셈블리, 비행기의 전방 착륙 기어의 휠을 지지하기 위해 베이스 어셈블리 상에 회전 가능하게 장착된 비행기 전방 휠 지지 터렛 어셈블리, 비행기의 파일럿-제어식 브레이킹, 비행기의 감속 및 가속 중 하나 이상으로부터 초래된 적어도 하나의 전체적으로(generally) 수평인 방향으로 비행기의 전방 착륙 기어에 인가된 힘을 감지하도록 작동하는 하나 이상의 힘 센서, 상기 섀시의 변위를 제공하도록 회전 방향으로(in rotation) 상기 다수의 터그 휠을 드라이브 하도록 작동하는 하나 이상의 터그 휠 드라이버 유닛, 비행기 지상 활주(taxi) 동안 조향 가능한 터그 휠을 조향하도록 작동하는 하나 이상의 터그 휠 조향 메커니즘(tug wheel steering mechanism), 및 상기 비행기의 파일럿-제어식 브레이킹의 결과로 상기 비행기의 상기 전방 착륙 기어에 인가된 힘을 감소시키기 위해 상기 하나 이상의 터그 휠 드라이버 유닛을 작동시키도록 상기 비행기의 파일럿-제어식 브레이킹을 표시하는 하나 이상의 힘 센서의 출력에 적어도 부분적으로 응답하여 작동하는 하나 이상의 터그 제어기를 포함하는, 견인봉 없는 비행기 터그가 제공된다.

바람직하게, 견인봉 없는 비행기 터그는 적어도 비행기의 파일럿-제어식 지상 조향으로부터 초래되는 섀시에 대한 비행기 전방 휠 지지 터렛 어셈블리의 회전을 감지하도록 작동하는 하나 이상의 회전 탐지기를 포함하고, 하나 이상의 터그 제어기는 적어도 하나 이상의 터그 휠 조향 메커니즘의 작동을 제어하도록 작동하며, 하나 이상의 터그 제어기는 파일럿-제어식 조향에 의해 표시된 방향으로 섀시가 이동하도록 조향 가능한 터그 휠을 조향하기 위해 하나 이상의 터그 휠 조향 메커니즘을 작동시키도록 비행기의 파일럿-제어식 조향을 표시하는 하나 이상의 회전 탐지기의 출력에 적어도 부분적으로 응답하여 작동한다.

또한, 본 발명의 다른 바람직한 실시예에 따르면, 적어도 일부가 조향 가능한 터그 휠인 다수의 터그 휠 상에 장착된 섀시, 비행기의 전방 착륙 기어의 조향 가능한 휠을 지지하기 위해 섀시 상에 회전 가능하게 장착된 비행기 전방 휠 지지 터렛 어셈블리, 적어도 비행기의 파일럿-제어식 지상 조향으로부터 초래되는 섀시에 대해 비행기 전방 휠 지지 어셈블리의 회전을 감지하도록 작동하는 하나 이상의 회전 탐지기, 섀시의 변위를 제공하도록 차례로 다수의 터그 휠을 드라이브하도록 작동하는 하나 이상의 터그 휠 드라이버, 조향 가능한 터그 휠을 조향하도록 작동하는 하나 이상의 터그 휠 조향 메커니즘 및 적어도 하나 이상의 터그 휠 조향 메커니즘의 작동을 제어하도록 작동하는 하나 이상의 터그 제어기를 포함하는 견인봉 없는 비행기 터그가 제공되고, 하나 이상의 터그 제어기는 파일럿-제어식 조향에 의해 표시된 방향으로 섀시가 이동하도록 조향 가능한 터그 휠을 조향하기 위해 하나 이상의 터그 휠 조향 메커니즘을 작동시키도록 비행기의 파일럿-제어식 조향을 표시하는 하나 이상의 회전 탐지기의 출력에 적어도 부분적으로 응답하여 작동한다.

바람직하게, 비행기 전방 휠 지지 터렛 어셈블리는 베어링에 의해 섀시에 회전 가능하게 장착된다. 바람직하게, 견인봉 없는 비행기 터그는 달리 비행기의 전방 착륙 기어에 인가되는 터그의 관성력으로부터 초래되는 에너지를 흡수하기 위해 섀시 및 비행기 전방 휠 지지 터렛 어셈블리 사이에 장착된 하나 이상의 에너지 흡수기 어셈블리를 포함한다.

바람직하게, 견인봉 없는 비행기 터그는, 비행기의 전방 착륙 기어의 수평 회전 중심이 섀시에 대해 비행기 전방 휠 지지 터렛 어셈블리의 회전 중심에 놓이도록 비행기 전방 휠 지지 터렛 어셈블리 상에 비행기 휠을 위치시키기 위한 하나 이상의 비행기 휠 체결 어셈블리를 포함한다. 또한, 하나 이상의 비행기 휠 체결 어셈블리는, 비행기의 전방 착륙 기어 휠의 수평 회전 중심이 섀시에 대해 비행기 전방 착륙 기어 휠의 수평 회전 중심에 놓이도록 일정한 위치에 비행기 전방 착륙 기어 휠을 유지시도록 작동한다. 추가적으로 또는 대안적으로, 하나 이상의 비행기 휠 체결 어셈블리는, 비행기의 전방 착륙 기어 휠이 섀시에 대해 비행기 전방 휠 지지 터렛 어셈블리의 회전 중심에 놓이도록 일정한 위치에서 비행기 휠을 유지시키고 비행기 휠 지지 어셈블리 상에 비행기 휠을 위치시키기 위한 비행기 휠 크기에 맞춰진다.

바람직하게, 비행기 전방 휠 지지 터렛 어셈블리는 비행기 이동 동안 비행기 전방 착륙 기어 휠의 기울어짐을 수용하기 위해 섀시에 대해 피봇 가능하게 장착된다. 대안적으로 또는 추가적으로, 견인봉 없는 비행기 터그는 푸쉬백 및 착륙 중 하나 이상 이후 지상 활주 동안 비행기 이동에 대한 작동의 비행기 파일럿-제어 모드 및 비행기 푸쉬백에 대한 작동의 터그 운전자-제어 모드를 갖는다.

바람직하게, 견인봉 없는 비행기 터그는 푸쉬백 및 착륙 중 하나 이상 이후 지상 활주 동안 비행기 이동을 위한 작동의 독립 모드를 갖는다. 또한, 작동의 독립 모드에서, 터그 제어기는 공항 지휘 통제 본부(airport command and control center)로부터 수신한 명령에 응답한다. 추가적으로 또는 대안적으로, 작동의 독립 모드에서, 터그 제어기는 터그 장착된 터그 위치 기능성으로부터 수신한 터그 위치 정보에 대해 그리고 미리-프로그램화된 드라이빙 경로 및 속도 제한에 대해 응답한다.

바람직하게, 견인봉 없는 비행기 터그는 이륙 구역으로부터 예비-푸쉬백 위치로 터그 귀환을 위한 작동의 독립 모드를 갖는다.

바람직하게, 견인봉 없는 비행기 터그는 터그 속도 제어 기능성을 갖고, 이는 터그가 공항에서 상이한 위치에서 상이한 속도 제한 이하의 속도로 이동하는 것을 가능하게 한다.

바람직하게, 하나 이상의 터그 제어기는 터그의 가속 및 감속을 제어하도록 작동하고, 이에 의해 비행기의 전방 착륙 기어에 인가된 힘을 제한하며, 적어도 하나의 터그 제어기는 적어도 하나의 힘 센서로부터의 입력 및 이하의 입력들 중 하나 이상을 이용하는 적어도 하나의 힘 피드백 루프를 이용한다: 터그에 의해 횡단된 비행기 이동 표면을 따른 다양한 위치에서의 알려진 기울기의 표시로서, 다양한 위치는 터그 위치 및 기울기 감지 기능성에 의해 적어도 하나의 터그 제어기로 확인되는, 알려진 기울기의 표시; 비행기에 인가된 풍력의 표시; 터그에 의해 횡단된 비행기 이동 표면을 따라 다양한 위치에서 알려진 비행기 및 터그 구름 마찰력의 표시로서, 다양한 위치는 위치 감지 기능성에 의해 적어도 하나의 터그 제어기로 확인되는, 표시; 및 장애물 탐지 표시. 다른 바람직한 실시예에서, 적어도 하나의 힘 피드백 루프는 적어도 하나의 센서로부터의 입력 및 이하의 입력들을 이용한다: 터그에 의해 횡단된 비행기 이동 표면을 따른 다양한 위치에서의 알려진 기울기의 표시로서, 다양한 위치는 터그 위치 및 기울기 감지 기능성에 의해 적어도 하나의 터그 제어기로 확인되는, 알려진 기울기의 표시; 비행기에 인가된 풍력의 표시; 터그에 의해 횡단된 비행기 이동 표면을 따라 다양한 위치에서 알려진 비행기 및 터그 구름 마찰력의 표시로서, 다양한 위치는 위치 감지 기능성에 의해 적어도 하나의 터그 제어기로 확인되는, 표시; 및 장애물 탐지 표시.

바람직하게, 적어도 하나의 터그 제어기는 터그의 속도를 제어하도록 작동하고, 이하의 입력들 중 하나 이상을 이용하는 하나 이상의 속도 피드백 루프를 이용한다: 비행기 메인 제어기로부터 적어도 하나의 터그 제어기로 공급된 원하는 속도 정보 및 속도 제한을 표시하는 비행기 이동 표면의 미리정해진 맵 및 터그 위치 감지 기능성을 이용하는 적어도 하나의 터그 제어기에 의해 얻어지는, 터그에 의해 횡단된 비행기 이동 표면을 따른 다양한 위치에서 알려진 원하는 속도의 표시.

바람직하게, 적어도 하나의 터그 제어기는 적어도 하나의 회전 탐지기에 의해 제공된 비행기 전방 착륙 기어 휠의 회전의 표시를 적어도 이용하는 적어도 하나의 위치 피드백 루프를 이용함에 의해 터그의 조향을 제어하도록 작동한다.

본 발명의 또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 적어도 일부가 조향 가능한 터그 휠인 다수의 터그 휠 상에 장착된 섀시, 비행기의 전방 착륙 기어의 회전 가능한 휠을 지지하기 위해 섀시에 장착된 비행기 휠 지지 어셈블리, 적어도 하나의 전체적으로 수평인 방향으로 비행기의 전방 착륙 기어에 인가된 힘을 감지하도록 작동하는 적어도 하나의 힘 센서, 섀시의 변위를 제공하도록 차레로 다수의 터그 휠을 드라이브하도록 작동하는 적어도 하나의 터그 휠 드라이버, 및 비행기의 전방 착륙 기어에 인가된 힘을 제한하도록 터그의 가속 및 감속을 제어하도록 작동하는 적어도 하나의 터그 제어기를 포함한 견인봉 없는 비행기 터그가 제공되고, 적어도 하나의 터그 제어기는 적어도 하나의 힘 센서로부터의 입력 및 이하의 입력들 중 하나 이상을 이용하는 적어도 하나의 힘 피드백 루프를 이용한다: 터그에 의해 횡단된 비행기 이동 표면을 따른 다양한 위치에서의 알려진 기울기의 표시로서, 다양한 위치는 터그 위치 및 기울기 감지 기능성에 의해 적어도 하나의 터그 제어기로 확인되는, 알려진 기울기의 표시; 비행기에 인가된 풍력의 표시; 터그에 의해 횡단된 비행기 이동 표면을 따라 다양한 위치에서 알려진 비행기 및 터그 구름 마찰력의 표시로서, 다양한 위치는 위치 감지 기능성에 의해 적어도 하나의 터그 제어기로 확인되는, 표시; 및 장애물 탐지 표시.

바람직하게, 적어도 하나의 터그 제어기는 적어도 하나의 힘 센서로부터의 입력 및 이하의 입력들 중 적어도 둘을 이용하는 적어도 하나의 피드백 루프를 이용한다: 터그에 의해 횡단된 비행기 이동 표면을 따른 다양한 위치에서의 알려진 기울기의 표시로서, 다양한 위치는 터그 위치 및 기울기 감지 기능성에 의해 적어도 하나의 터그 제어기로 확인되는, 알려진 기울기의 표시; 비행기에 인가된 풍력의 표시; 터그에 의해 횡단된 비행기 이동 표면을 따라 다양한 위치에서 알려진 비행기 및 터그 구름 마찰력의 표시로서, 다양한 위치는 위치 감지 기능성에 의해 적어도 하나의 터그 제어기로 확인되는, 표시; 및 장애물 탐지 표시.

바람직하게, 적어도 하나의 터그 제어기는 적어도 하나의 힘 센서로부터의 입력 및 이하의 입력들 중 모두를 이용하는 적어도 하나의 피드백 루프를 이용한다: 터그에 의해 횡단된 비행기 이동 표면을 따른 다양한 위치에서의 알려진 기울기의 표시로서, 다양한 위치는 터그 위치 및 기울기 감지 기능성에 의해 적어도 하나의 터그 제어기로 확인되는, 알려진 기울기의 표시; 비행기에 인가된 풍력의 표시; 터그에 의해 횡단된 비행기 이동 표면을 따라 다양한 위치에서 알려진 비행기 및 터그 구름 마찰력의 표시로서, 다양한 위치는 위치 감지 기능성에 의해 적어도 하나의 터그 제어기로 확인되는, 표시; 및 장애물 탐지 표시.

바람직하게, 견인봉 없는 비행기 터그는 달리 비행기의 전방 착륙 기어로 인가되는 터그의 관성력으로부터 초래되는 힘을 흡수하기 위해 섀시 상에 장착된 적어도 하나의 에너지 흡수기 어셈블리를 포함한다. 추가적으로 또는 대안적으로, 비행기 전방 휠 지지 터렛 어셈블리는 베어링에 의해 섀시 상에 회전 가능하게 장착된다.

바람직하게, 견인봉 없는 비행기 터그는, 비행기의 전방 착륙 기어가 섀시에 대해 비행기 휠 지지 어셈블리의 회전 중심에 놓이도록 비행기 휠 지지 어셈블리 상에 비행기 휠을 위치시키기 위한 적어도 하나의 비행기 휠 체결 어셈블리를 추가로 포함한다. 추가적으로, 적어도 하나의 비행기 휠 체결 어셈블리는, 비행기의 전방 착륙 기어 휠이 섀시에 대해 비행기 휠 지지 터렛 어셈블리의 회전 중심에 놓이도록 비행기 휠을 일정한 위치에 유지시키기도록 작동한다. 추가적으로 또는 대안적으로, 적어도 하나의 비행기 휠 체결 어셈블리는, 비행기의 전방 착륙 기어가 섀시에 대해 비행기 휠 지지 어셈블리의 회전 중심에 놓이도록 일정한 위치에 비행기 휠을 유지시키고 비행기 휠 지지 어셈블리 상에 비행기 휠을 위치시키기 위한 비행기 휠 크기에 맞춰진다.

바람직하게, 적어도 하나의 에너지 흡수기 어셈블리는 비행기에 대해 터그의 가속 또는 감속시 에너지를 흡수하는 다수의 피스톤을 포함한다.

바람직하게, 적어도 하나의 터그 제어기는 공항 지휘 통제 시스템으로부터의 입력 신호에 응답한다.

본 발명의 또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 적어도 일부가 조향 가능한 터그 휠인 다수의 터그 휠 상에 장착된 섀시, 비행기의 전방 착륙 기어의 회전 가능한 휠을 지지하기 위해 섀시 상에 장착된 비행기 휠 지지 어셈블리, 섀시의 변위를 제공하도록 차례로 다수의 터그 휠을 드라이브하도록 작동하는 적어도 하나의 터그 휠 드라이버, 및 터그의 속도를 제어하도록 작동하는 적어도 하나의 터그 제어기를 포함한 견인봉 없는 비행기 터그가 제공되고, 적어도 하나의 터그 제어기는 이동 경로를 따라 비행기 및 터그의 순간적인 위치의 표시 뿐만 아니라 공항에서 비행기 및 터그에 의해 횡단된 이동 경로를 따라 속도 제한의 맵핑을 이용하는 적어도 하나의 피드백 루프를 이용한다.

본 발명은 첨부된 도면과 함께 이하의 상세한 설명으로부터 더욱 완전하게 이해될 것이다.

도 1a는 본 발명의 바람직한 실시예에 따라 작동하고 구성된 견인봉 없는 비행기 터그를 도시한다.

도 1b는 도 1a에서 1B-1B 라인을 따라 절취된 본 발명의 바람직한 실시예에 따라 작동하고 구성된 견인봉 없는 비행기 터그의 단면도이다.

도 1c는 도 1a 및 1b의 견인봉 없는 비행기 터그의 평면도이다.

도 2a, 2b, 2c, 2d, 2e, 2f, 2g, 2h, 2i 및 2j는 도 1a-1c의 견인봉 없는 비행기 터그의 예비 푸쉬백(pre-pushback) 및 푸쉬백 작동에서 다양한 단계의 각각을 도시한다.

도 3a, 3b, 3c, 3d 및 3e는 본 발명의 일 실시예에 따라 도 1a-1c의 견인봉 없는 비행기 터그의 파일럿 제어된 지상 활주 작동에서의 다양한 단계의 각각을 도시한다.

도 4a, 4b, 4c, 4d 및 4e는 본 발명의 대안적인 실시예에 따라 도 1a-1c의 견인봉 없는 비행기 터그의 독립적인 지상 활주 작동에서의 다양한 단계의 각각을 도시한다.

도 5a, 5b, 5c, 5d 및 5e는 도 1a-1c의 견인봉 없는 비행기 터그의 독립적인 귀환 작동에서의 다양한 단계의 각각을 도시한다.

도 6a, 6b 및 6c는 도 1a-1c의 견인봉 없는 비행기 터그의 조향 기능의 각각의 개략도이다.

본 발명은 비행기 제트 엔진을 이용하지 아니하고 게이트로부터 이륙 활주로로 비행기를 지상 활주(taxi)시키기 위한 신규한 로봇 터그에 관한 것이다. 본 발명의 바람직한 실시예에 따르면, 로봇 터그는 비행기의 파일럿-제어식 지상활주 모드로 작동하는 것이 바람직한데, 이 때 비행기 파일럿은 비행기가 자체 엔진 파워 하에서 이동 중인 것처럼 조향 및 브레이킹하고 터그 속도가 제어기에 의해 제어된다. 비행기 지상 활주의 완료시, 터그는 공항 지휘 통제 시스템에 의해 제어되어 게이트의 예비 푸쉬백 위치로 독립적으로 되돌아가는 것이 바람직하다. 바람직하게, 터그 운전자는 푸쉬백 작동을 수행하고, 이후 그는 터그를 떠나며 비행기 파일럿은 지상 활주 동안 터그를 제어한다. 본 발명의 대안적인 실시예에 따르면, 터그는 비행기 지상 활주 동안 독립 작동 모드에서 작동할 수 있다. "독립적인(autonomous)"이란 용어는 공항 명령, 제어 및 통신 시스템의 제어 하에서의 작동을 포함하는 것으로서 넓은 의미로 전체적으로 이용되고, 바람직하게는 비행기 파일럿 오버라이드(override)에 영향을 받는다.

도 1a, 1b, 1c를 참고하면, 이들은 본 발명의 바람직한 실시예에 따라 작동하고 구성된 견인봉 없는 비행기 터그(100)를 도시한다. 도 1a, 1b, 및 1c에서 도시된 것처럼, 견인봉 없는 비행기 터그(100)는 6개의 휠 상에서 지지되는 섀시(102)를 포함하는 것이 바람직하고, 이 경우 6개의 휠은 전방 조향 가능한 휠(104, 106), 후방 조향 가능한 휠(108, 110), 그리고 중간 조향 불가능한 휠(112, 114)을 포함한다. 휠(112, 114)도 또한 대안적으로 조향 가능할 수 있다. 각각 도면 부호(115, 116, 117, 118)로 표시된 조향 가능한 휠(104, 106, 108, 110)의 회전 중심은 바람직하게 직사각형의 정점을 형성하고, 그 길이(A)는 터그(100)의 동일 측부 상의 각각의 전방 및 후방 휠의 회전 중심 사이에서의 분리에 의해 형성되며, 그 폭(B)은 각각의 전방 휠(104, 106)의 회전 중심(115, 116) 사이의 분리 그리고 각각의 후방 휠(108, 110)의 회전 중심(117, 118) 사이의 분리에 의해 형성된다.

각각의 휠(104, 106, 108, 110, 112, 114)은 제어기(119)로부터의 속도 및 토크 제어 신호에 응하여 차량 디젤 엔진(미도시)에 의해 구동된 대응하는 유압식 펌프(미도시)에 의해 전력을 받는 대응하는 유압식 모터(미도시)에 의해 제어 가능하게 구동되는 것이 바람직하다. 조향 가능한 휠의 각각(104, 106, 108, 110)은 제어기(119)로부터의 조향 제어 신호에 응답하여 하나 이상의 조향 피스톤(미도시)에 의해 조향 가능한 것이 바람직하다.

바람직하게 조향 휠(120), 브레이크(미도시) 및 선택적으로 다른 제어 장치를 포함한 운전자 제어 인터페이스 어셈블리는 바람직하게 제어기(119)와 인터페이스하고, 이에 의해 운전자가 푸쉬백 이전에 그리고 푸쉬백 동안, 및/또는 응급상황 혹은 터그 제어 시스템 기능 불량의 경우에 견인봉 없는 비행기 터그(100)의 작동을 지배하는 것을 가능하게 한다. 본 발명의 바람직한 실시예에 따르면, 견인봉 없는 비행기 터그(100)는 이륙 포인트 근처 또는 이륙 포인트로 지상 활주하도록 제어기(119)를 통해 비행기 파일럿 인 콘트롤(pilot in control; PIC) 하에서 작동한다. 이륙 포인트 근처에서, 제어기(119)는 GPS 센서 또는 다른 적절한 터그 위치 센서와 같은 터그 위치 센서(121)로부터 또는 공항 지휘 통제 본부로부터 받은 명령에 응답하여 비행기로부터 터그(100)를 자동적으로 분리되고(disengages), 터그(100)는 제어기(119)의 제어 하에서 작동하여 이륙 포인트로부터 원하는 예비 푸쉬백 위치로 독립적으로 귀환한다. 또한, 터그(100)는 바람 센서(122), 제어기(119)로 출력하는 예를 들어 Velodyne HDL-64E 레이저 스캐너와 같은 레이저 센서 및/또는 레이더와 같은 하나 이상의 장애물 탐지 센서(123), 그리고 원격 지휘 통제 센터에 의해서와 같이 터그(100)의 원격 구동을 가능하게 하는 하나 이상의 구동 카메라(124)를 장착하고 있는 것이 바람직하다. 구동 카메라(124)선택 가능한 팬과 경사를 갖도록 회전 가능할 수 있고, 이에 의해 작동자가 터그(100) 상에서 또는 그 근처에서 다양한 위치들을 보는 것을 가능하게 한다.

본 발명의 바람직한 실시예에 따르면, 회전 가능한 비행기 전방 착륙 기어 휠 지지 터렛(125)은 수평 베이스 어셈블리(126) 상에 피봇 가능하게 그리고 회전 가능하게 장착된다. 도면 부호(127)에 의해 표시된 터렛(125)의 회전의 정상 상태 중심은 각각의 조향 가능한 휠(104, 106, 108, 110)의 회전 중심(115, 116, 117, 118)에 의해 형성된 직사각형의 기하학적 중심인 것이 바람직하다.

수평 베이스 어셈블리(126)는 섀시(102)에 대해서 수평 베이스 어셈블리(126)의 이동의 자유(freedom of movement)의 제한된 양을 가능하게 하고, 각각이 섀시(102) 및 수평 베이스 어셈블리(126)에 피봇 가능하게 커플링된 다수의 에너지 흡수 피스톤(128)을 바람직하게 포함하는 에너지 흡수기 어셈블리에 의해 체결된다(engage). 바람직하게 하중 셀(129)인 힘 센서는 제어기(119)로 출력하는 에너지 흡수 피스톤(128)의 각각과 연관되는 것이 바람직하고 차량 가속 및 감속을 제어하는 제어기(119)에 의해 이용된다.

수평 베이스 어셈블리(126)는 한 쌍의 전방 걸림 지지대(forward hanging supports; 132) 상에서 횡방향으로 연장하는 지지 막대(131)로부터 매달림(suspended)에 의해 그리고 섀시(102)로 피봇 가능하게 장착된 한 쌍의 후방 걸림 지지대(132) 상에서 매달림에 의해 섀시(102)로 피봇 가능하게 장착된다. 걸림 지지대(132)는 피봇 가능하게 장착된 에너지 흡수 피스톤(128)에 의해 체결된다. 주변 베이스 부재(130)를 걸림 지지대(132)로 장착시키는 것은 피봇 가능한 굴대(133)에 의해 이루어지는 것이 바람직하고, 이러한 굴대는 주변 베이스 부재(130)에 일체화되어 형성될 수 있거나 또는 그렇지 아니할 수 있다.

터렛(125)은 큰 하중 용량 베어링(135)과의 체결로 그로부터 외부로 연장하는 한 쌍의 피봇 막대(134)에 의해 베이스(126)로 피봇 가능하게 그리고 회전 가능하게 장착되는 것이 바람직하고, 이는 차례로 베이스(126)에 형성된 360도 주변 베어링 레이스(136)와 체결한다. 이러한 배열은 베이스 부재(130), 수평 베이스 어셈블리(126), 및 섀시(102)에 대해서 터렛(125)의 비교적 낮은 마찰 회전성 및 기 울기성(tiltability)을 제공한다.

직립한 프레임(140)은 터렛(125) 상의 비행기 전방 착륙 기어 휠을 정렬하기 위해 터렛(125) 상에 고정되게 장착된다. 비행기 전방 착륙 기어 휠 정지 바아(142)는 비행기 전방 착륙 기어 휠의 상이한 크기에 대해 터렛(125)을 적합하게 하도록 터렛(125) 상에 앵커된 정지 바아 위치 피스톤(144)에 의해 직립한 프레임(140)에 대해 선택적으로 위치하는 것이 바람직하다. 터렛(125)의 회전 방향은 전위차계(potentiometer)와 같은 회전 센서(145)에 의해 감지되는 것이 바람직하고, 이는 제어기(119)로 터렛 회전 방향 입력을 제공한다. 터렛(125)의 회전 방향은 터렛 회전 모터(146)에 의해 지배될 수 있다.

선택적으로 위치 가능한 클램프 조립체(147)는 터렛(125) 상에 장착되고 직립한 프레임(140)에 연결되는 것이 바람직하고, 터렛(125)으로 비행기 전방 착륙 기어 휠을 선택적으로 클램프하도록 작동함에 의해 비행기 전방 착륙 기어 휠의 회전 중심은 터렛(125)의 회전 중심(127)에 정확하게 가능한 놓이고, 상기에서 언급된 것처럼 터렛의 회전 중심은 조향 가능한 휠(104, 106, 108, 110)의 회전 중심에 의해 형성된 직사각형의 기하학적 중심에 놓인다.

바람직하게, 하중 셀(148)과 같은 힘 센서는 선택 가능하게 위치 가능한 클램프 조립체(147)의 전방을 향한 표면에 장착되고 정지 바아(142)의 후방을 향한 표면에 장착되며, 이에 의해 비행기 전방 착륙 기어 휠을 체결시킴으로써 견인되는 비행기의 가속 및 감속 중 하나 이상에 대해 터그(100)의 가속 및 감속 중 하나 이상에서의 차이에 의해서와 같이 비행기 전방 착륙 기어 휠에 그리고 따라서 비행기 전방 착륙 기어에 가해지는 수평면에서의 힘을 감지한다.

기울어진 비행기 전방 착륙 기어 휠 램프(150)는 베이스 부재9130)로 장착되는 것이 바람직하다. 피스톤 조립체(152)와 체결하는 비행기 전방 착륙 기어 휠의 쌍은 비행기 전방 착륙 기어를 푸쉬하고 리프트하며 터렛(125) 상으로 비행기 전방 착륙 기어 휠을 위치시키기 위해 제공되는 것이 바람직하다.

본 발명의 특별한 특징은, 하중 셀(148)과 같은 힘 센서가 하나 이상의 일반적으로 수평인 방향으로 전방 착륙 기어에 가해진 힘을 감지하도록 작동하는 것이고, 이는 적어도 비행기의 파일럿-제어식 브레이킹으로부터 초래되며 터그 감속을 일으키고 터그 가속으로부터 초래된다. 제어기(119)는 특히 비행기 파일럿 제어 브레이킹을 나타내는 힘 센서의 출력에 응답하여 적어도 부분적으로 작동하고, 그 결과 비행기의 감속을 초래하여 터그(100)의 휠을 구동하는 유압식 모터로 속도 및 토크 제어 신호를 제공한다. 이러한 제어는 비행기의 전방 착륙 기어에 가해진 힘을 최대 허용된 힘으로 감소하고 제어하는 것과 같은 것이며, 이 최대 허용된 힘은 비행기 파일럿 제어된 브레이킹의 결과로서 비행기의 전방 착륙 기어에 손상을 입히지 않을 것이고, 그 결과 터그 감속 및/또는 터그 가속을 초래한다.

본 발명의 특별한 특징은 회전 센서(145)가 베이스 조립체(126)에 대해서 터렛(125)의 회전을 감지하도록 작동하고, 이는 비행기의 전방 착륙 기어를 통해 비행기 파일럿 조향에 의해 만들어지며, 제어기(119)는 회전 센서(145)의 출력에 기초하여 그리고 비행기 파일럿 조향 명령에 응하여 조향 가능한 휠(104, 106, 108, 110)의 조향을 제어하도록 작동한다.

본 발명의 추가적인 특별한 특징은, 하중 셀(129, 148)과 같은 힘 센서가 적어도 하나의 전체적으로 수평인 방향으로 전방 착륙 기어에 가해진 힘을 감지하도록 작동함으로써 제어기(119)가 하나 이상의 힘 센서의 출력을 이용하는 하나 이상의 힘 피드백 루프를 사용하고, 이하의 입력 중 하나 이상 및 파일럿 제어된 브레이킹을 감지함에 의해 터그의 가속 및 감속을 제어하도록 작동한다는 것이다:

터그(100)에 의해 횡단되는 비행기 이동면을 따라 다양한 위치에서 알려진 기울기에 의해 유도된 힘의 표시로서, 이 경우 위치는 위치 감지 기능성에 의해 제어기로 확인된다;

비행기에 가해진 바람 힘의 표시로서, 바람 힘에 대한 정보는 비행기 및/또는 터그 장착된 바람 센서로부터 제어기로 공급된다; 그리고

터그에 의해 횡단되는 비행기 이동면을 따라 다양한 위치에서 비행기 구름 마찰력 및 알려진 터그의 표시로서, 위치는 위치 감지 기능성에 의해 제어기로 확인됨.

본 발명의 추가적인 특별한 특징은, 비행기 및 터그(100)의 이동 경로를 따라 터그(100)의 위치를 표시하고, 터그 위치 센서의 출력 및 제어기(119)에 임베디드된 적절한 공항 지도를 이용하며, 비행기 및 터그에 의해 횡단된 이동 경로를 따라 알려진 속도 제한에 기초한 하나 이상의 속도 피드백 루프를 이용함에 의해 터그(100)의 속도를 제어하도록 제어기(119)가 작동한다는 점이다.

본 발명의 실시예에 따르면, 레이저 범위 파인더의 쌍은 터그(100)의 종축 및 비행기의 종축 사이의 각 관계를 확인하기 위해 터그(100)의 섀시(102) 상에 장착된다. 터그(100)의 종축 및 비행기의 종축 사이의 각 관계는 도 4a-4e에서 이하에서 설명되는 것과 같이 작동의 독립적인 지상 활주 모드에서 특히 이용된다.

이제 도 2a, 2b, 2c, 2d, 2e, 2f, 2g, 2h, 2i를 참고하면, 이들은 바람직하게 터그 운전자 제어 하에서 도 1a-1c의 견인봉 없는 비행기 터그의 예비 푸쉬백 및 푸쉬백 작동에서의 다양한 단계의 각각을 도시한다.

도 2a에서 보는 것처럼, 본 발명의 바람직한 실시예에 따라 작동되고 구성된 견인봉 없는 비행기 터그(100)는 푸쉬백을 기다리면서 비행기(202)를 향해 화살표(200)에 의해 표시된 방향으로 터그 운전자의 제어 하에서 이동된다. 도 2b는 램프(150) 상에 위치한 전방 착륙 기어 휠(204)을 도시한다. 도 2c는 터렛(125)으로 비행기 전방 착륙 기어 휠을 위치시키고 비행기 전방 착륙 기어를 리프트하고 푸쉬하기 위한 전방 착륙 기어 휠(204)과 체결된 채로 위치한 전방 착륙 기어 휠 체결 피스톤 조립체(152)를 도시한다. 도 2d는 특별한 비행기(202)의 특별한 비행기 전방 착륙 기어 휠(204)을 수용하기 위해 정지 바아 위치 피스톤(144)에 의해 직립한 프레임(140)에 대해 비행기 전방 착륙 기어 휠 정지 바아(142)를 적절하게 위치시킨 것을 도시한다. 도 2e는 터렛(125)으로 푸쉬된 전방 착륙 기어 휠(204)을 도시한다.

도 2f는 적절하게 위치한 정지 바아(142)에 대해 피스톤 조립체(152)에 의해 푸쉬된 비행기 전방 착륙 기어 휠(204)을 도시하고, 이에 의해 비행기 전방 착륙 기어 휠(204)의 회전축은 터렛(125)의 회전 중심(127)에 정확하게 가능한 놓이는 것이 바람직하며, 이는 상기에서 언급된 것처럼 조향 가능한 휠(104, 106, 108, 110)의 회전 중심에 의해 형성된 직사각형의 기하학적 중심에 또는 이에 인접하여 놓인다.

도 2g 및 2h는, 터렛(125)의 회전 중심(127)에 가능한 정확하게 비행기 전방 착륙 기어 휠의 회전 중심이 놓이도록 터렛(125)으로 비행기 전방 착륙 기어 휠을 클램프하기 위해 비행기 전방 착륙 기어 휠(204)과 선택 가능하게 위치 가능한 클램프 어셈블리(147)의 개별적인 클램프의 체결 및 비행기 전방 착륙 기어 휠(204)과의 체결로부터 벗어난 개별적인 피스톤 조립체(152)의 수축 순서를 도시한다. 도 2i는 터그 운전자의 제어 하에서 터그(100)에 의해 비행기(202)의 푸쉬백을 도시한다. 도 2j는 푸쉬백의 완료 이후 터그 운전자가 터그(100)를 떠나는 것을 도시한다. 본 발명의 대안적인 실시예에 따르면, 운전자는 지상 활주의 전부 또는 일부 동안 터그(100)에 있고, 엔진 시동 이후 비행기로부터 터그를 분리하는데 관여할 수 있다.

도 3a, 3b, 3c, 3d 및 3e를 이제 참고해보면, 이들은 제어기(119)의 도움으로 비행기 파일럿 제어 하에서 도 1a-1c의 견인봉 없는 비행기 터그(100)의 지상 활주 작동에서의 다양한 단계들을 도시적으로 나타낸다.

도 3a는 종래의 비행기 조향 장치(206) 또는 페달(미도시)을 이용하여 비행기 파일럿에 의한 비행기 전방 착륙 기어 휠(204)의 회전을 도시하고, 이는 베이스 부재(130)에 대해 터렛(125)의 대응하는 회전을 일으킨다. 터렛(125)의 회전은 회전 센서(145)에 의해 즉시 감지되고, 이는 제어기(119)로 출력을 제공하여, 그 결과 터그(100)의 조향 가능한 휠(104, 106, 108, 110)의 즉시적인 회전을 초래하며, 이는 도 6a-6b를 참고하여 더욱 자세하게 이하에서 설명된다.

제어기(119)는 도면 부호 (210)으로 여기서 표시되는 터그(100)의 종축으로 터렛(125)의 방향 및 비행기 파일럿에 의해 조향되는 전방 착륙 기어의 휠(204)의 방향 사이의 각(α)을 표시하는 회전 센서(145)로부터의 입력을 받는 피드백 제어 루프에 따라 터그(100)의 조향을 수행하는 것이 바람직하다. 제어기(119)는 도 6a-6c를 참고하여 이하에서 설명되는 것처럼 각각의 각(β1, β2, β3, 및 β4)에서 터그 조향 가능한 휠(104, 106, 108, 110)을 회전시키고, 터그(100)를 구동시켜 각(α)이 0으로 가게 된다.

도 3b는 터그(100)를 배향시키도록 터그(100)의 이동 동안의 중간 단계를 도시하고, 이에 의해 비행기(202)는 비행기 파일럿에 의해 지시되는 방향으로 터그(100)에 의해 끌어당겨진다. 이 단계에서, 터렛(125) 및 터그(100)의 종축(210) 사이의 각(α)은 도 3a에서 도시된 것의 1/2로 도시된다. 각(γ)은 비행기(202)에 대해 터그(100)의 회전에 의해 도면 부호 (220)에 의해 여기서 표시된 터그(100)에 의해 견인되는 비행기(202)의 종축 및 터그(100)의 종축(210) 사이의 각으로 표시된다.

도 3c는 비행기(202)의 전방 착륙 기어의 휠(204)에 대해 배향된 터그(100)를 도시하고, α는 0이다. 터그 조향 가능한 휠(104, 106, 108, 110)의 각(β1, β2, β3, β4)은 각각 일반적으로 0이 아니다. 이 단계에서, 터그(100)에 의해 견인되는 비행기(202)의 종축(220) 및 터그(100)의 종축(210) 사이의 각(γ)은 도 3b의 γ보다 작은데, 비행기(202)가 회전하기 시작했기 때문이다.

도 3d는 페달(222)을 비행기 파일럿이 프레스함에 의해, 비행기(202)가 브레이킹되는 것을 도시한다. 비행기(202)의 브레이킹은 비행기(202)의 주요 착륙 기어(미도시) 상의 브레이크에 의해 수행되고, 클램프(147) 상의 로드 셀(load cells; 148)에 의해 감지된 힘의 인가를 즉시 야기하며, 그 출력은 제어기(119)에 의해 수신되고, 이는 터그(100)를 즉시 감속시킨다. 비행기(202)의 브레이킹 및 터그(100)의 대응하는 감속 사이에는 시간 지연이 있기 때문에, 로드 셀(129)에 의해 즉시 감지되는 후방 에너지 흡수 피스톤(128)으로 힘이 가해진다. 후방 에너지 흡수 피스톤(128)은 터그(100)에 대해 비행기(202)를 브레이킹함에 의해 만들어진 에너지를 흡수한다. 이 단계에서, 로드 셀(129)은 로드 셀(148)에 대한 백업(back up)으로서 작용한다.

도 3e는 특히 로드 셀(148, 129)과 같은 힘 센서로부터 수신한 입력에 응답하여 제어기(119)에 의해 지배된 터그(100)의 제어된 가속을 도시하고, 이에 의해 비행기 지상 활주 속도가 비행기 이동 경로를 따라 미리정해진 위치에서 미리정해진 속도 제한 내에 있게 되며, 이하의 인자 중 하나 이상, 바람직하게는 모두를 고려하여 전방 착륙 기어에 가해진 힘이 미리정해진 한계를 초과하지 않는 것을 보장한다:

터그(100)에 의해 횡단된 비행기 이동 표면을 따라 다양한 위치에서 알려진 기울기에 의해 유도된 힘, 이 경우 다양한 위치는 터그 장착 터그 위치 센서(121)에 의해 제공되는(도 1a-1c) GPS 기능성과 같은 위치 감지 기능성(functionality)에 의해 제어기(119)로 확인됨;

비행기(202)에 가해진 풍력(wind forces), 풍력에 관한 정보는 터그 장착 바람 센서(122)와 같은 공항 또는 터그 장착 바람 센서, 그리고 바람직하게는 공항 지휘 통제 기능성을 통해서 제어기(119)로부터 공급됨; 그리고

터그(100)에 의해 횡단된 비행기 이동 표면을 따라 다양한 위치에서 터그(100) 및 비행기(202) 구름 마찰력(rolling friction forces), 다양한 위치는 터그 위치 센서(121) 및 바람직하게는 공항 지휘 통제 기능성을 통해 제공되는 위치 감지 기능성에 의해 제어기(119)로 확인됨.

또한, 도 3e는 비행기(202)의 비행기 파일럿 브레이킹에 뿐만 아니라 장애물 센서(123)(도 1a-1c)에 의해 감지된 장애물의 탐지에도 응답하여 터그(100)의 제어된 감속을 고려한다. 터그 감속은 특히 로드 셀(148, 129)과 같은 힘 센서로부터 수신한 입력에 응하여 제어기(119)에 의해 지배되고, 이에 의해 비행기와 터그간의 조율된(coordinated) 감속비를 보장하며, 이로써 비행기(202)의 전방 착륙 기어에 인가되는 힘을 미리정해진 힘 한계 내로 제한한다.

파일럿 브레이킹에 의해 가해진 힘 및 전방 착륙 기어 상의 일반적인 견인력 사이에서 구분하기 위해, 제어기(119)는 상기 설명된 인자들 중 하나 이상, 바람직하게는 전부를 고려하고, 이는 센서(120, 121, 122, 123)와 같은 다양한 센서 및 카메라(124)로부터의 데이터에 의해 표시된다.

제어기(119)는 터그(100)의 가속 및 감속을 지배하도록 작동되고, 이에 의해 바람직하게 속도 제어 피드백 루프를 이용함에 의해 원하는 터그 속도를 유지한다. 제어기(119)는 터그 이동 경로의 다양한 영역들에서 관련 터그 속도 제한을 나타내 는 공항의 임베디드 맵(embedded map)을 갖는다. 이 속도 제한 정보는 터그 위치 센서(121)에 의해 바람직하게 제공되는 터그(100)의 순간적인 위치를 나타내는 정보와 조화된다. 제어기(119)는 터그(100)의 순간적인 속도를 나타내는 관성 네비게이션 시스템을 포함하는 것이 바람직하다. 피드백 루프는 터그(100)의 순간적인 위치에 대해 속도 제한을 초과하지 않도록 그리고 초과하도록 가능한 가깝게 실제 속도를 야기하도록 작동한다.

또한, 제어기(119)는 터그(100)의 가속 및 감속을 지배하도록 작동하고, 이에 의해 바람직하게 힘 제어 피드백 루프를 이용함에 의해 비행기 총중량(gross weight)의 현재 6%인 수용 가능한 한계로 비행기(202)의 전방 착륙 기어로 가해진 수평힘을 제한한다. 제어기(119)는 로드 셀(148, 129)로부터 입력을 수신하고, 이는 비행기(202)의 전방 착륙 기어에 가해진 힘의 합을 표시하고, 이는 특히 터그(100) 및/또는 비행기(202)의 가속 또는 감속 그리고 바람, 경사, 구름 마찰로부터 초래된 것이다. 힘 피드백 루프는 충분하게 수용 가능한 한계 미만으로 로드 셀(148, 129)에 의해 감지된 힘을 유지하기 위해 터그(100)를 가속 또는 감속시키도록 작동하고, 이에 의해 비행기(202) 또는 터그(100)의 예상하지 못한 가속 또는 감속을 위한 마진(margin)을 남긴다.

이제 도 4a, 4b, 4c, 4d, 4e를 참고하면, 이들은 본 발명의 대안적인 실시예에 따라 도 1a-1c의 견인봉 없는 비행기 터그의 독립적인 지상 활주 작동에서의 다양한 단계의 예시를 도시한다. 독립적인 지상 활주 작동은 터그(100)의 드라이버에의해 또는 푸쉬백의 완료를 따르는 공항 지휘 통제 본부로부터의 명령에 응하여 자동적으로 개시될 수 있다.

독립적인 지상 활주 작동에서, 터렛9125)의 기능은 수평면에서 전방 착륙 기어에 가해진 힘을 감소시키는 것이고; 특히 비행기의 종축(220)에 일반적으로 평행한 비행기 파일럿에 의해 선택된 마지막 위치에서 전방 착륙 기어 휠(204)의 위치를 유지함에 의해 특히 토크를 0으로 감소시킨다. 결과적으로 전방 착륙 기어는 터그(100)가 그 이동 경로를 따라 노즈를 변경시키는 동안 그 위치에서 유지된다. 이는 터그(100)의 대부분의 조향에서 터렛은 터그(100)의 방향과 반대 방향으로 회전할 것이라는 것을 의미한다.

독립적인 터그 제어는, 로드 셀(148, 129)에 의해 즉시 감지되는 주요 착륙 기어 상에서 비행기 브레이크를 작동시킴에 의해 비행기 파일럿에 의해 즉시 분리될(overriden) 수 있다.

독립적인 지상 활주는 공항 지휘 통제 본부의 향상된 C4 기능성을 이용하고, 이는 공항에서 지상 활주하는 비행기 모두의 지상 활주 경로 및 속도를 조화시키고 최적화하며, 이하의 입력 사항을 이용한다:

공항에서 지상 활주하는 모든 비행기들의 위치;

모든 비행기 지상 활주 관제(管制) 승인(clearance) 및 지상 활주 경로의 계산; 및

비행장 기상 조건 및 유도로(taxiway) 지상 이동 조건.

이러한 향상된 C4 기능성은 바람직하게 이하의 기능을 제공한다:

활주로 침입을 피함;

지상 활주 동안 최소 시작 및 정지를 보증하도록 모든 비행기에 대해 최적의 지상 활주 속도를 계산;

유도로 상에서의 교통 혼잡을 최소화; 및

오작동 또는 응급상황의 경우에 즉시적인 파일럿 제어를 가능하게 함.

도 4a는 독립적인 지상 활주 작동의 시작에서 비행기(202) 및 터그(100)의 최초 방향을 도시한다. 비행기 전방 착륙 기어 휠(204)은 비행기의 종축(220)에 대해 그리고 터그(100)의 종축(210)에 대해 평행하게 놓인다. 또한, 터그(100)의 조향 가능한 휠(104, 106, 108, 110)은 축(210, 220)에 평행하게 놓인다.

도 4b는, 바람직하게 C4(Commnad, Control, &Communication Center; 명령, 제어 및 통신 센터) 시스템에 기초할 수 있는 공항 지휘 통제 시스템(250)으로부터 수신한 교통 제어 지시에 응하는 제어기(119)의 제어 하에서의 터그(100)의 최초 회전을 도시한다. 도 4b에서 도시된 것처럼, 이 실시예에서, 비행기 파일럿은 응급 브레이킹을 제외하고는 종래의 비행기 조향 장치(steering tiller; 206) 또는 페달(미도시)을 이용하지 않는다. 터그(100)의 원하는 조향은 터그(100)의 조향 가능한 휠(104, 106, 108, 110)의 회전에 의해 제어기(119)로부터의 적절한 지시에 응하여 만들어진다. 비행기(202)의 전방 착륙 기어로의 토크의 인가를 피하기 위해, 터렛(125)은 비행기의 종축(220) 및 터그의 종축(210) 사이의 각(α)과 동일한 크기이나 반대 방향인 각(-α)만큼 터렛 회전 모터(146)에 의해 회전된다. 터렛(125)의 회전은 제어기(119)로 피드백 출력을 제공하는 회전 센서(145)에 의해 감지된다.

제어기(119)는 두 개의 피드백 제어 루프에 따라 터렛 회전 모터(146)에 의해 터렛(125)의 회전 및 조향 가능한 휠(104, 106, 108, 110)을 조향함에 의해 터그(100)의 조향을 수행하는 것이 바람직하다. 하나의 피드백 루프는 터그(100)의 방향이 공항 지휘 통제 시스템(250)에 의해 확립된 미리정해진 이동 경로를 따라가는 것을 보장한다. 제 2 피드백 루프는 레이저 범위 파인더(laser range finder; 154)를 이용하고, 이에 의해 전방 착륙 기어 휠(204)이 비행기의 종축(220)에 평행하게 정렬되는 것을 보장한다. 레이저 범위 파인더(154)는 비행기(202)의 종축(220) 및 터그(100)의 종축(210) 사이의 각(α)을 확인한다. 제어기(119)는 터렛(125)이 각(-α)만큼 종축(210)에 대해 회전하는 것을 보장하고, 이에 의해 전방 착륙 기어 휠(204)은 항상 비행기의 종축(220)과 정렬되어 유지되는 것을 보장한다.

도 4c는 터그(100)의 회전의 추가적인 단계를 도시한다. 이 단계에서, 비행기(202)의 종축(220) 및 터그(100)의 종축(210) 사이의 각(α) 및 터그(100)의 종축(210) 및 터렛(125) 사이의 각(-α)은 도 4b에서 도시된 각의 두배로 도시된다.

도 4d는 바람직하게 브레이킹 페달(222) 상에 비행기 파일럿 프레싱에 의해 비행기 파일럿에 의한 작동의 독립적인 모드의 분리를 도시한다. 이러한 분리는 도 3a-3e와 관련하여 상기에서 설명된 것과 같이 비행기 파일럿이 터그(100)의 조향을 제어하는 것을 가능하게 하고 및/또는 응급상황 브레이킹에 대해서 일 수 있다. 비행기(202)의 브레이킹은 비행기(202)의 주요 착륙 기어(미도시) 상의 브레이크에 의해 수행되고, 클램프(147) 상의 로드 셀(148)에 의해 감지된 힘의 인가를 즉시 가능하게 하며, 그 출력은 터그(100)를 즉시 감속시키는 제어기(119)에 의해 수신된다.

제어기(119)는 터그(100)의 독립적인 모드 작동을 자동적으로 종료시키고, 도 3a-3e와 관련하여 상기에서 설명된 것처럼 터그를 비행기 파일럿 제어 작동으로 복귀시킨다.

비행기(202)의 브레이킹 및 터그(100)의 대응하는 감속 사이의 시간 지연 때문에, 힘은 로드 셀(129)에 의해 즉시 감지되는 후방 에너지 흡수 피스톤(128)으로 가해진다. 후방 에너지 흡수 피스톤(128)은 터그(100)에 대해 비행기(202)의 브레이킹에 의해 만들어진 에너지를 흡수한다. 이 단계에서, 로드 셀(129)은 로드 셀(148)에 대한 백업으로서 작용한다.

독립적인 작동 모드로의 귀환은 일반적으로 이스라엘의 Astronautics Ltd.사로부터 상업적으로 구입 가능한 Electronic Flight Book(EFB)를 통해 전송된 파일럿 명령 또는 공항 지휘 통제 시스템(250)으로부터의 입력을 요구한다.

도 4e는 특히 로드 셀(148, 129)과 같은 힘 센서로부터 그리고 공항 지휘 통제 본부(250)로부터 수신한 입력에 응답하여 제어기(119)에 의해 지배된 독립적인 작동 모드에서 터그(100)의 제어된 가속을 도시하고, 이는 비행기 이동 경로를 따라 미리정해진 위치에서 미리정해진 속도 제한 내에 있는 비행기 지상 활주 속도를 제공하며 이하의 요소 중 하나 이상 바람직하게는 모두를 고려하여 전방 착륙 기어에 가해진 힘이 미리정해진 한계를 초과하지 않음을 보장한다:

터그(100)에 의해 횡단된 비행기 이동 표면을 따라 다양한 위치에서 알려진 기울기에 의해 야기된 힘, 다양한 위치들은 터그 장착된 터그 위치 센서(121)에 의해 여기서 제공된 GPS 기능성과 같은 위치 감지 기능성에 의해 제어기(119)로 확인됨(도 1a-1c);

비행기(202)에 가해진 풍력, 풍력에 관한 정보는 터그 장착 바람 센서(122)와 같은 공항 또는 터그 장착 바람 센서, 그리고 바람직하게는 공항 지휘 통제 기능성을 통해서 제어기(119)로부터 공급됨; 그리고

터그(100)에 의해 횡단된 비행기 이동 표면을 따라 다양한 위치에서 터그(100) 및 비행기(202) 구름 마찰력, 다양한 위치는 터그 위치 센서(121) 및 바람직하게는 공항 지휘 통제 기능성을 통해 제공되는 위치 감지 기능성에 의해 제어기(119)로 확인됨.

파일럿 브레이킹에 의해 인가된 힘 및 전방 착륙 기어 상의 수직 견인력(normal traction forces) 사이를 구별하기 위해, 제어기(119)는 상기 설명된 인자들 중 하나 이상, 바람직하게는 모두를 고려하고, 이들은 센서(120, 121, 122, 123)와 같은 다양한 센서로부터의 데이터에 의해 표시된다.

또한, 도 4e는 비행기(202)의 비행기 파일럿 브레이킹에 대해서 뿐만 아니라 장애물 센서(123) 또는 드라이빙 카메라(124)(도 1a-1c) 중 하나에 의해 감지된 장애물의 탐지 또는 공항 지휘 통제 본부(250)로부터 수신된 제어 지시에 대해서 응답하여 터그(100)의 제어된 감속을 나타낸다. 터그 감속은 특히 로드 셀(148, 129)과 같은 힘 센서로부터 수신한 입력에 응답하여 제어기(119)에 의해 지배되고, 이에 의해 비행기 및 터그 사이의 조화된 감속비를 보장하고, 이에 의해 미리정해진 힘 제한 내에서 비행기(202)의 전방 착륙 기어로 가해진 힘을 제한한다.

제어기(119)는 터그(100)의 가속 및 감속을 지배하도록 작동하고, 이에 의해 바람직하게 속도 제어 피드백 루프를 이용함에 의해 원하는 터그 속도를 유지한다. 제어기(119)는 터그 이동 경로의 다양한 영역에서 관련 터그 속도 제한을 나타내는 공항의 임베디드 맵을 갖는다. 이러한 속도 제한 정보는 터그(100)의 순간적인 위치를 나타내는 정보와 조화를 이루고, 이는 바람직하게 터그 위치 센서(121)에 의해 제공된다. 제어기(119)는 터그(100)의 순간적인 속도를 나타내는 관성 네비게이션 시스템을 포함하는 것이 바람직하다. 피드백 루프는 터그의 순간적인 위치에 대한 속도 제한을 초과하고 그리고 초과하지 않도록 가능한 밀접하게 실제 속도가 되도록 한다.

또한, 제어기(119)는 터그(100)의 가속 및 감속을 지배하도록 작동하고, 이에 의해 바람직하게 힘 제어 피드백 루프를 이용함에 의해 비행기 총중량의 현재 6%인 수용 가능한 한계로 비행기9202)의 전방 착륙 기어로 가해진 수평 힘을 제한한다. 제어기(119)는 로드 셀(148, 129)로부터 입력을 수신하고, 이는 비행기의 전방 착륙 기어에 가해진 힘의 합을 나타내며, 이는 특히 터그(100) 및/또는 비행기(202)의 가속 또는 감속, 구름 마찰, 경사, 바람으로부터 초래된다. 힘 피드백 루프는 터그(100)를 가속 또는 감속시키도록 작동하고, 이에 의해 전방 착륙 기어의 수용가능한 힘 한계보다 충분히 작게 로드 셀(148, 129)에 의해 감지된 힘을 유지시키고, 이에 의해 비행기(202) 또는 터그(100)의 예기치 못한 가속 또는 감속에 대한 마진을 남긴다.

터그(100) 및 견인된 비행기(202)의 지상 활주 속도가 일반적으로 작동의 비행기 파일럿 제어된 지상 활주 모드인 경우와 같은 도 4a-4e에서 도시된 작동의 독립적인 지상 활주 모드에서 작동할 때, 본 발명의 특징은 비행기 파일럿은 비행기 조향 장치(206)에 의해 터그 조향을 계속하고 비행기 브레이킹을 인가함에 의해 작동의 파일럿-제어 모드로 스위치하도록 독립적인 시스템을 분리시킬 수 있다. 또한, 비행기 파일럿은 응급 상황에서 비행기 브레이킹을 가할 수 있다.

효과적인 지상 활주 작동은 공항에서 모든 비행기의 지상 이동이 일체화된 방식으로 지휘 통제 시스템(250)에 의해 관리된다는 사실에 의해 작동의 독립적인 지상 활주 모드에서 제공되고, 따라서 비행기 라인의 이륙을 기다리는 것을 피한다. 도 4e에서 도시된 것처럼, 지휘 통제 시스템(250)은 모든 비행기의 이동을 일체화시키고, 이에 의해 비행기는 가능한 시작 및 정지 이동을 피하고 지상 활주 동안 그 사이의 원하는 간격을 유지한다.

도 5a, 5b, 5c, 5d, 5e를 참고하면, 이는 이륙 구역으로부터 예비-푸쉬백 위치로 터그(100)의 귀환을 위해 그리고 터그 지상 활주를 위해 제어기(119)를 통해 공항 타워에서의 지휘 통제 시스템의 제어 하에서 도 1a-1c의 견인봉 없는 비행기 터그(100)의 작동의 독립적인 모드의 다양한 단계들을 각각 도시한다.

도 5a, 5b, 5c는 비행기 전방 착륙 기어 휠(204)로부터 터그(100)의 분리를 도시한다. 비행기로부터 터그(100)의 분리는 비행기의 엔진이 비행기 파일럿에 의해 시동된 이후 일반적으로 수행된다. 본 발명의 일 실시예에서, 지휘 통제 시스템(250)은 분리를 수행하도록 터그(100)에 명령한다. 대안적으로, 터그에 의한 분리는 이륙 지점에 인접한 미리정해진 분리 위치에서 터그의 감지된 위치에서 자동적으로 구동된다. 분리 지시는 제어기(119)로 무선으로 통신되는 것이 바람직하다. 터그의 분리에 대한 지시에 응답하여, 선택적으로 위치 가능한 클램프 어셈블리(147)는 비행기 전방 착륙 기어 휠(204)과의 클램핑 체결로부터 분리되고, 터그(100)는 전방으로 이동되며, 그 동안 비행기 파일럿은 비행기(202)를 브레이킹하고 비행기 조향장치(206)를 제어하며, 이에 의해 비행기 전방 착륙 기어 휠이 램프(150) 아래로 구르는 것을 가능하게 하고 비행기(220)의 종축에 평행하게 전방 착륙 기어를 유지시키며, 램프(150)는 이에 대해 전방으로 이동된다.

안전 운전자가 터그(100)에 존재하는 경우의 본 발명의 대안적인 실시예에 따르면(미도시), 이러한 분리는 종래의 방식으로 안전 운전자에 의해 수행될 수 있고, 안전 운전자에 의해 음성 통신 코드(voice communications cord)의 단절에 의해 일반적으로 수행된다.

도 5d는 제어기(119)에 의해 지배된 터그의 제어된 조향 및 가속을 도시하고, 이에 의해 이륙 구역으로부터 예비-푸쉬백 위치로의 미리정해진 터그 독립 이동 경로를 따라 미리정해진 위치에서 미리정해진 속도 제한 내에 있는 터그 이동 속도를 제공하고, 이 경우 이하의 인자들 중 하나 이상, 바람직하게는 모두를 고려한다:

터그 위치 센서(121)에 의해 표시된 터그(100)의 순간적인 위치;

센서(123) 또는 카메라(124)로부터 받은 장애물 탐지 정보;

공항 지휘 통제 시스템(250)에 의해 제공되는 터그 이동 경로를 따라 다른 차량의 위치 상의 실시간 정보; 및

이륙 위치로부터 예비-푸쉬백 위치로의 터그(100)의 하나 이상의 미리정해진 이동 경로를 나타내는 정보. 이러한 정보는 공항 지휘 통제 시스템(250)에 의해 실시간으로 제공되거나 또는 제어기(119)에 저장될 수 있다.

도 5e는 예비-푸쉬백 위치에서 제어기(119)에 의해 지배되는 터그의 제어된 감속 및 파킹을 도시한다.

도 6a, 6b, 6c를 참고하면, 이들은 도 1a-1c의 견인봉 없는 비행기 터그(100)의 조향 기능성을 각각 개략적으로 도시하고, 이는 비행기(202)의 액커맨 조향(Ackerman steering)을 제공한다.

도 6a로 돌아가면, 이는 비행기(202)의 종축(220)을 따라 그 전방 착륙 기어 휠(204)이 앞으로 똑바로 조향된 비행기(202)를 도시하고, 이하의 파라미터가 표시된다:

L = (306, 308)에 의해 여기서 표시된 메인 착륙 기어를 연결하는 라인(304) 및 전방 착륙 기어 휠(204)의 회전축(302) 사이에서 비행기(202)의 종축(220)을 따른 거리;

A = 후방 조향 가능한 휠(108, 110)의 중심을 연결하는 라인(310) 및 터그(100)의 전방 조향 가능한 휠(104, 106)의 중심을 연결하는 라인(312) 사이의 종축 거리;

B = 터그(100)의 휠(104, 106)의 중심 사이 및 휠(108, 110)의 중심 사이의 횡단 거리; 및

C = 라인(304)을 따라 메인 착륙 기어(306, 308) 사이의 거리.

도 6b는 터그(100)의 섀시(102)에 대해 터렛(1250)의 대응하는 회전을 만드는 조향 장치(206)를 이용한 비행기 파일럿 조향에 응하여 각(α)만큼 회전된 전방 착륙 기어 휠(204)을 구비한 비행기(202)를 도시한다. 제어기(119)는 터그 조향 가능한 휠(104, 106, 108, 110)의 회전을 일으키고, 이에 의해 터그(100)의 재배향을 야기하며, 이로써 α는 도 3a-3e를 참고하여 위에서 설명된 것처럼 0으로 간다. 또한, 제어기(119)는 터그(100)의 움직임을 제어하고, 이에 의해 비행기의 액커맨 조향이 도 6b에 도시된 것처럼 이루어지며, 이 때 이하의 파라미터에 따른다:

R + C/2 = 비행기(202)의 회전의 순간적 반경;

α = 비행기(202)의 종축(220)에 대한 전방 착륙 기어 휠(204)의 회전 각; 및

β_i = 터그(100)의 휠의 조향 각(i= 104, 106, 108, 110).

바람직하게, α의 함수인 βi의 계산은 다음과 같다:

L/[R + C/2] = tanα >>>> R = L/tanα-C/2

tanβ₁₀₈ = [L-A/2cosα-B/2sinα]/[L/tanα+A/2-B/2sinα]

tanβ₁₁₀ = [L-A/2cosα+(A/2tanα+B/2)sinα]/[L/tanα+(A/2tanα+B/2)cosα]

tanβ₁₀₄ = [L+A/2cosα+B/2sinα]/[L/tanα-A/2+B/2sinα]

tanβ₁₀₆ = [L+A/2cosα-(A/2tanα+B/2)sinα]/[L/tanα-(A/2tanα+B/2)cos α]

도 6c는 바람직한 터그 조향 알고리즘에 따른 터그(100)의 작동을 도시하고, 이에 의해 터그(100)는 비행기(202)에 대해 재배향되며, 이로써 α는 0이다. 도 3a-3e를 참고하여 상기에서 언급된 것처럼, 제어기(119)는 상기에서 설명된 것처럼 조향 가능한 터그 휠(104, 106, 108, 110)을 회전시킴에 의해 터그(100)를 재배향시키고, 이에 의해 회전 센서(145)에 의해 감지된 각(α)을 0으로 감소시킨다. 제어기(119)는 터그(100)의 배향을 일으키도록 응답하는 것이 바람직한데, 이에 의해 터그-견인된 비행기(202)의 회전의 순간적인 반경(R+C/2)은 비행기(202) 그 자체의 회전의 순간적인 반경(R+C/2)과 동일하고, 이에 의해 도 3a-3e의 실시예에서 비행기의 파일럿은 비행기를 동일한 방식으로 조향하는데, 이에 의해 비행기는 터그(100)에 의해 끌어당겨지는지 또는 그 자체의 파워 하에서 나아가는지 한다.

본 발명은 상기에서 특히 설명되고 도시된 것에 의해 제한되는 것은 아니라고 당업자는 이해할 것이다. 본 발명은 상기에서 설명된 다양한 특징들의 조합 및 하위 조합 모두뿐만 아니라 이의 개조를 포함하고, 이는 종래 기술에서는 나타나지 아니하고 이전의 상세한 설명을 읽을 때 당업자에게 발생할 것이다.

Claims

견인봉 없는 비행기 터그로서,

(a) 복수의 터그 휠들 상에 장착되는 섀시(chassis)로서, 상기 터그 휠들 중 적어도 일부가 조향 가능한 터그 휠들이며 상기 터그 휠들 중 적어도 일부가 드라이브 가능한 터그 휠들인, 복수의 터그 휠들 상에 장착되는 섀시;

(b) 상기 섀시에 연결되어 회전가능하게 장착되고, 비행기의 전방 착륙 기어의 하나 이상의 휠을 지지하도록 작동하는 비행기 휠 지지 터렛 어셈블리;

(c) 상기 휠 지지 터렛 어셈블리에 연결되고 상기 섀시에 대한 상기 휠 지지 터렛 어셈블리의 회전을 감지하도록 그리고 비행기의 파일럿-제어식 지상 조향의 방향을 표시하는 출력을 발생시키도록 작동하는 하나 이상의 회전 센서로서, 상기 휠 지지 터렛 어셈블리의 회전은 적어도, 상기 비행기의 파일럿-제어식 지상 조향에 의해 발생된 전방 착륙 기어의 조향 제어 유도 이동으로부터 초래되는, 하나 이상의 회전 센서;

(d) 상기 드라이브 가능한 터그 휠들을 드라이브하도록 작동하는 하나 이상의 터그 휠 드라이버 유닛;

(e) 상기 조향 가능한 터그 휠들을 조향하도록 작동하여 상기 섀시의 조향을 제공하는 하나 이상의 터그 휠 조향 메커니즘;

(f) 상기 섀시가 상기 회전 센서의 상기 출력에 표시된 방향으로 이동하도록 상기 조향 가능한 터그 휠들의 조향을 야기하기 위해, 적어도 상기 회전 센서의 상기 출력에 응답하여 적어도 상기 터그 휠 조향 메커니즘의 작동을 제어하도록 작동하는 하나 이상의 터그 제어기;

(g) 상기 휠 지지 터렛 어셈블리를 지지하는 수평 베이스 어셈블리로서, 상기 수평 베이스 어셈블리와 상기 섀시 사이에 장착된 하나 이상의 에너지 흡수기 어셈블리에 의해 상기 섀시와 체결되고 그리고 상기 비행기에 대한 상기 비행기 터그의 가속 및 감속 중 하나 이상의 차이로부터 초래되는 에너지를 흡수하도록 작동되는, 수평 베이스 어셈블리; 및

(h) 상기 에너지 흡수기 어셈블리에 인가되는 힘들을 감지하도록 상기 에너지 흡수기 어셈블리와 체결되게 위치되고 비행기 터그에 의해 견인되는 비행기의 가속 및 감속 중 하나 이상에 대한 상기 비행기 터그의 가속 및 감속 중 하나 이상의 차이를 표시하는 출력을 발생시키도록 작동되는 하나 이상의 제 1 힘 센서로서, 상기 차이는 적어도 상기 터그에 인가되는 터그 견인력 및 상기 비행기의 파일럿-제어식 감속에 의해 유발되는, 하나 이상의 제 1 힘 센서;를 포함하며;

상기 터그 제어기는 적어도 상기 제 1 힘 센서의 상기 출력에 응답하여, 미리정해진 한계들 내에서 상기 비행기의 상기 전방 착륙 기어로 인가되는 힘들을 유지하도록, 상기 터그 휠 드라이버 유닛을 제어하도록 추가로 작동하는,

견인봉 없는 비행기 터그.
제 1 항에 있어서,

하나 이상의 전체적으로 수평인 방향으로 상기 전방 착륙 기어 휠에 인가되는 힘들을 감지하도록 하나 이상의 전방 착륙 기어 휠과 체결되게 작동하며, 비행기 터그에 의해 견인되는 비행기의 가속 및 감속 중 하나 이상에 대한 상기 비행기 터그의 가속 및 감속 중 하나 이상의 차이를 표시하는 출력을 발생시키도록 추가로 작동되며, 상기 차이는 적어도 비행기의 파일럿-제어식 감속에 의해 유발되는, 하나 이상의 제 2 힘 센서를 더 포함하며,

상기 터그 제어기는 적어도 상기 제 2 힘 센서의 상기 출력에 응답하여, 미리정해진 한계들 내에서 상기 비행기의 상기 전방 착륙 기어에 인가된 힘들을 유지하도록, 상기 터그 휠 드라이버 유닛을 제어하도록 추가로 작동하는,

견인봉 없는 비행기 터그.
제 1 항에 있어서,

(a) 상기 휠 지지 터렛 어셈블리를 지지하는 수평 베이스 어셈블리로서, 상기 수평 베이스 어셈블리와 상기 섀시 사이에 장착된 하나 이상의 에너지 흡수기 어셈블리에 의해 상기 섀시에 체결되고 그리고 비행기 터그에 의해 견인되는 비행기의 가속 및 감속 중 하나 이상에 대한 상기 비행기 터그의 가속 및 감속 중 하나 이상의 차이로부터 초래되는 에너지를 흡수하도록 작동하는, 수평 베이스 어셈블리; 및

b) 상기 에너지 흡수기 어셈블리에 인가되는 힘들을 감지하도록 상기 에너지 흡수기 어셈블리와 체결되게 위치되고 그리고 비행기에 대한 상기 비행기 터그의 가속 및 감속 중 하나 이상의 차이를 표시하는 출력을 발생시키도록 작동하는 하나 이상의 제 1 힘 센서로서, 상기 차이는 적어도, 상기 터그에 인가되는 터그 견인력 및 상기 비행기의 파일럿-제어식 감속에 의해 발생되는, 하나 이상의 제 1 힘 센서를 더 포함하며,

상기 터그 제어기는 적어도 상기 제 1 힘 센서의 상기 출력에 응답하여, 미리정해진 한계들 내에서 상기 비행기의 상기 전방 착륙 기어로 인가되는 힘들을 유지하도록, 상기 터그 휠 드라이버 유닛을 제어하도록 작동하는,

견인봉 없는 비행기 터그.
제 3 항에 있어서,

상기 터그 제어기는 하나 이상의 힘 피드백 루프로서, 아래 (a) 내지 (c)를 포함하는 그룹으로부터 선택된 하나 이상의 입력 및 상기 힘 센서들 중 하나 이상에 의해 발생된 출력을 입력으로 하는 것을 특징으로 하는, 하나 이상의 힘 피드백 루프를 채택함으로써 미리정해진 한계들 내에서 상기 비행기의 상기 전방 착륙 기어에 인가되는 힘들을 유지하도록 작동하며,

상기 아래 (a) 내지 (c)를 포함하는 그룹은,

(a) 상기 터그에 의해 횡단된 비행기 이동 표면을 따라 다양한 위치들에서 알려진 기울기들의 표시;

(b) 상기 비행기에 인가된 풍력들의 표시;

(c) 상기 터그에 의해 횡단된 비행기 이동 표면을 따라 다양한 위치들에서 알려진 비행기 및 터그 구름 마찰력의 표시인,

견인봉 없는 비행기 터그.
제 3 항에 있어서,

상기 비행기 또는 상기 비행기 터그의 예상하지 못한 가속들 또는 감속들을 위한 마진을 남길 수 있을 만큼, 상기 미리정해진 한계들은 전방 착륙 기어의 수용가능한 힘 한계보다 작은,

견인봉 없는 비행기 터그.
제 1 항에 있어서,

상기 터그 제어기는 상기 터그의 속도를 제어하도록 추가로 작동하고 아래의 입력들 중 하나 이상을 이용하는 하나 이상의 속도 피드백 루프를 채택하도록 구성되며,

상기 아래의 입력들은,

(a) 상기 터그에 의해 횡단된 비행기 이동 표면을 따라 다양한 위치들에서 알려진 원하는 속도의 표시로서, 터그 위치 감지 기능성 및 이를 따라 속도 제한들을 표시하는 상기 비행기 이동 표면의 미리정해진 맵을 이용하여 상기 터그 제어기에 의해 얻어지는, 알려진 원하는 속도의 표시,

(b) 비행기 메인 파일럿 제어기로부터 상기 터그 제어기에 의해 얻어진 알려진 원하는 속도의 표시,

(c) 도로 및 환경 조건들을 따라 공항에서 상기 터그 및 상기 비행기에 의해 횡단된 이동 경로를 따른 속도 제한들의 매핑(mapping),

(d) 이동 경로를 따른 상기 비행기 및 상기 터그의 순간 위치의 표시, 및

(e) 상기 터그에 의해 횡단된 이동 경로를 따른 장애물들의 표시인,

견인봉 없는 비행기 터그.
제 1 항에 있어서,

상기 비행기의 상기 전방 착륙 기어의 수직 회전 축선이 상기 섀시에 대해 상기 비행기 휠 지지 터렛 어셈블리의 회전 중심을 통과하도록, 상기 비행기 휠 지지 터렛 어셈블리 상에 상기 비행기 휠들을 위치시키기 위한 하나 이상의 전방 비행기 휠 체결 어셈블리를 더 포함하는,

견인봉 없는 비행기 터그.
제 7 항에 있어서,

상기 비행기 휠의 수직 회전 라인이 상기 비행기 휠 지지 터렛 어셈블리의 수직 회전 축선을 따라 놓이도록, 상기 비행기 휠 체결 어셈블리가 상기 비행기 휠 지지 어셈블리 상에 상기 비행기 휠들을 위치시키기 위한 비행기 휠 크기에 맞춰지는(adaptive),

견인봉 없는 비행기 터그.
제 1 항에 있어서,

상기 비행기 휠 지지 터렛 어셈블리가 상기 섀시에 피봇가능하게 연결되는 수평 베이스 어셈블리 상에 장착되어 비행기 이동 동안 상기 비행기 전방 착륙 기어 휠들의 기울어짐를 수용하는,

견인봉 없는 비행기 터그.
제 1 항에 있어서,

상기 터그 제어기는 공항 지휘 통제 본부로부터 수신된 명령들에 추가로 응답하는,

견인봉 없는 비행기 터그.
제 1 항에 있어서,

상기 터그 제어기는 미리-프로그램된 드라이빙 경로들 및 속도 제한들에 추가로 응답하는,

견인봉 없는 비행기 터그.
제 1 항에 있어서,

상기 터그 제어기는 적어도 상기 비행기 휠 지지 터렛 어셈블리에 클램핑된 상기 비행기 전방 착륙 기어 휠들의 회전의 표시를 이용하는 하나 이상의 위치 피드백 루프를 채택함으로써 상기 터그의 조향을 제어하도록 작동하며, 상기 표시는 상기 회전 센서에 의해 제공되는,

견인봉 없는 비행기 터그.
견인봉 없는 비행기 터그로서,

(a) 복수의 터그 휠들 상에 장착되는 섀시(chassis)로서, 상기 터그 휠들 중 적어도 일부가 조향 가능한 터그 휠들이며 상기 터그 휠들 중 적어도 일부가 드라이브 가능한 터그 휠들인, 복수의 터그 휠들 상에 장착되는 섀시;

(b) 상기 섀시에 연결되어 회전가능하게 장착되고 비행기의 전방 착륙 기어의 하나 이상의 휠을 지지하도록 작동하는, 비행기 휠 지지 터렛 어셈블리;

(c) 상기 휠 지지 터렛 어셈블리를 지지하는 수평 베이스 어셈블리로서, 상기 수평 베이스 어셈블리와 상기 섀시 사이에 장착된 하나 이상의 에너지 흡수기 어셈블리에 의해 상기 섀시와 체결되는, 수평 베이스 어셈블리;

(d) 상기 휠 지지 터렛 어셈블리에 연결되고 상기 섀시에 대한 상기 휠 지지 터렛 어셈블리의 회전을 감지하도록 작동하고 그리고 비행기의 파일럿-제어식 지상 조향의 방향을 표시하는 출력을 발생시키도록 추가로 작동하는 하나 이상의 회전 센서로서, 상기 휠 지지 터렛 어셈블리의 회전은 적어도, 상기 비행기의 파일럿-제어식 지상 조향에 의해 발생된, 전방 착륙 기어의 조향 제어 유도 이동으로부터 초래되는, 하나 이상의 회전 센서;

(e) 하나 이상의 전체적으로 수평인 방향으로 상기 전방 착륙 기어 휠에 인가되는 힘들을 감지하도록 하나 이상의 전방 착륙 기어 휠과 체결되게 작동하며, 비행기 터그에 의해 견인되는 비행기의 가속 및 감속 중 하나 이상에 대한 상기 비행기 터그의 가속 및 감속 중 하나 이상의 차이를 표시하는 출력을 발생시키도록 추가로 작동되며, 상기 차이는 적어도 비행기의 파일럿-제어식 감속에 의해 유발되는, 하나 이상의 제 2 힘 센서;

(f) 상기 에너지 흡수기 어셈블리에 인가되는 힘들을 감지하도록 상기 에너지 흡수기 어셈블리와 체결되게 위치되고 비행기 터그에 의해 견인되는 비행기의 가속 및 감속 중 하나 이상에 대한 상기 비행기 터그의 가속 및 감속 중 하나 이상의 차이를 표시하는 출력을 발생시키도록 작동되는 하나 이상의 제 1 힘 센서로서, 상기 차이는 적어도 상기 비행기의 파일럿-제어식 감속에 의해 유발되는, 하나 이상의 제 1 힘 센서;

(g) 상기 센서들에 의해 발생되는 출력들 중에서 하나 이상의 출력에 응답하여 상기 터그의 작동을 제어하도록 작동하는 하나 이상의 터그 제어기를 포함하는,

견인봉 없는 비행기 터그.
견인봉 없는 비행기 터그로서,

(a) 복수의 터그 휠들 상에 장착되는 섀시로서, 상기 터그 휠들 중 적어도 일부가 조향 가능한 터그 휠들이며 상기 터그 휠들 중 적어도 일부가 드라이브 가능한 터그 휠들인, 복수의 터그 휠들 상에 장착되는 섀시;

(b) 상기 섀시에 연결되어 회전가능하게 장착되고, 비행기의 전방 착륙 기어의 하나 이상의 휠을 지지하도록 작동하는 비행기 휠 지지 터렛 어셈블리;

(c) 상기 휠 지지 터렛 어셈블리를 지지하는 수평 베이스 어셈블리로서, 상기 수평 베이스 어셈블리와 상기 섀시 사이에 장착된 하나 이상의 에너지 흡수기 어셈블리에 의해 상기 섀시와 체결되는, 수평 베이스 어셈블리;

(d) 상기 드라이브 가능한 터그 휠들을 드라이브하도록 작동하는 하나 이상의 터그 휠 드라이버 유닛;

(e) 상기 에너지 흡수기 어셈블리에 인가되는 힘들을 감지하도록 상기 에너지 흡수기 어셈블리와 체결되게 위치되고 비행기 터그에 의해 견인되는 비행기의 가속 및 감속 중 하나 이상에 대한 상기 비행기 터그의 가속 및 감속 중 하나 이상의 차이를 표시하는 출력을 발생시키도록 작동되는 하나 이상의 제 1 힘 센서로서, 상기 차이는 적어도 비행기의 파일럿-제어식 감속에 의해 유발되는, 하나 이상의 제 1 힘 센서; 및

(f) 적어도 상기 제 1 힘 센서의 상기 출력에 응답하여, 미리정해진 한계들 내에서 상기 비행기의 상기 전방 착륙 기어에 인가되는 힘들을 유지하도록, 상기 터그 휠 드라이버 유닛을 제어하기 위해 작동하는 하나 이상의 터그 제어기를 포함하는,

견인봉 없는 비행기 터그.
제 14 항에 있어서,

하나 이상의 전체적으로 수평인 방향으로 상기 전방 착륙 기어 휠에 인가되는 힘을 감지하도록 상기 전방 착륙 기어 휠과 체결되게 작동하며, 비행기 터그에 의해 견인되는 비행기의 가속 및 감속 중 하나 이상에 대한 상기 비행기 터그의 가속 및 감속 중 하나 이상의 차이를 표시하는 출력을 발생시키도록 추가로 작동되며, 상기 차이는 적어도 비행기의 파일럿-제어식 감속에 의해 유발되는, 하나 이상의 제 2 힘 센서를 더 포함하며,

상기 터그 제어기는, 상기 제 1 힘 센서 및 상기 제 2 힘 센서의 상기 출력 중에서 하나 이상의 출력에 응답하여 미리정해진 한계들 내에서 상기 비행기의 상기 전방 착륙 기어에 인가되는 힘들을 유지하도록, 상기 터그 휠 드라이버 유닛을 제어하도록 작동하는,

견인봉 없는 비행기 터그.
제 14 항에 있어서,

상기 비행기 또는 상기 비행기 터그의 예상하지 못한 가속들 또는 감속들을 위한 마진을 남길 수 있을 만큼, 상기 미리정해진 한계들이 전방 착륙 기어의 수용가능한 힘 한계보다 작은,

견인봉 없는 비행기 터그.
제 15 항에 있어서,

상기 터그 제어기는 하나 이상의 힘 피드백 루프로서, 아래 (a) 내지 (c)를 포함하는 그룹으로부터 선택된 하나 이상의 입력 및 상기 힘 센서들 중 하나 이상에 의해 발생된 출력을 입력으로 하는 것을 특징으로 하는, 하나 이상의 힘 피드백 루프를 채택함으로써 미리정해진 한계들 내에서 상기 비행기의 상기 전방 착륙 기어에 인가되는 힘을 유지하도록 작동하며,

상기 아래 (a) 내지 (c)를 포함하는 그룹은,

(a) 상기 터그에 의해 횡단된 비행기 이동 표면을 따라 다양한 위치들에서 알려진 기울기들의 표시;

(b) 상기 비행기에 인가된 풍력들의 표시; 및

(c) 상기 터그에 의해 횡단된 비행기 이동 표면을 따라 다양한 위치들에서 알려진 비행기 및 터그 구름 마찰력의 표시인,

견인봉 없는 비행기 터그.
견인봉 없는 비행기 터그로서,

(a) 복수의 터그 휠들 상에 장착되는 섀시로서, 상기 터그 휠들 중 적어도 일부가 조향 가능한 터그 휠들이며 상기 터그 휠들 중 적어도 일부가 드라이브 가능한 터그 휠들인, 복수의 터그 휠들 상에 장착되는 섀시;

(b) 상기 섀시에 연결되어 회전가능하게 장착되고, 비행기의 전방 착륙 기어의 하나 이상의 휠을 지지하도록 작동하는 비행기 휠 지지 터렛 어셈블리;

(c) 상기 드라이브 가능한 터그 휠들을 드라이브하도록 작동하여 터그 견인력을 제공하는 하나 이상의 터그 휠 드라이버 유닛;

(d) 하나 이상의 전체적으로 수평인 방향으로 상기 전방 착륙 기어 휠에 인가되는 힘들을 감지하도록 상기 전방 착륙 기어 휠과 체결되게 작동하며, 비행기에 대한 상기 비행기 터그의 가속 및 감속 중 하나 이상의 차이를 표시하는 출력을 발생시키도록 추가로 작동되며, 상기 차이는 적어도 비행기의 파일럿-제어식 감속에 의해 유발되는, 하나 이상의 제 2 힘 센서; 및

(e) 적어도 상기 제 2 힘 센서의 상기 출력에 응답하여, 미리정해진 한계들 내에서 상기 비행기의 상기 전방 착륙 기어에 인가되는 힘들을 유지하도록, 상기 터그 휠 드라이버 유닛을 제어하도록 작동하는 하나 이상의 터그 제어기를 포함하는,

견인봉 없는 비행기 터그.
복수의 터그 휠들 상에 장착되는 섀시, 상기 섀시와 연결되게 장착되고 비행기의 전방 착륙 기어의 하나 이상의 휠을 지지하도록 작동하는 비행기 휠 지지 터렛 어셈블리, 상기 복수의 터그 휠들 중에서 드라이브 가능한 터그 휠들을 드라이브하도록 작동하는 하나 이상의 터그 휠 드라이버 유닛 및 상기 복수의 터그 휠들 중에서 조향 가능한 터그 휠들을 조향하도록 작동하는 하나 이상의 터그 휠 조향 메커니즘을 포함하는, 견인봉 없는 비행기 터그를 작동하는 방법으로서,

상기 견인봉 없는 비행기 터그는 상기 휠 지지 터렛 어셈블리를 지지하는 수평 베이스 어셈블리로서, 상기 수평 베이스 어셈블리와 상기 섀시 사이에 장착된 하나 이상의 에너지 흡수기 어셈블리에 의해 상기 섀시에 체결되는, 수평 베이스 어셈블리를 더 포함하고,

상기 견인봉 없는 비행기 터그를 작동하는 방법은:

(a) 상기 휠 지지 터렛 어셈블리에 연결되는 하나 이상의 회전 센서의 도움으로 상기 섀시에 대한 상기 비행기 휠 지지 터렛 어셈블리의 회전을 감지하는 단계로서, 상기 회전은 적어도 비행기의 파일럿-제어식 지상 조향에 의해 유발된 전방 착륙 기어의 조향 제어 유도 이동으로부터 초래되는, 비행기 휠 지지 터렛 어셈블리의 회전을 감지하는 단계; 및

(b) 상기 비행기의 파일럿-제어식 지상 조향의 방향을 표시하는 상기 회전 센서의 출력을 발생시키는 단계;

(c) 적어도 상기 회전 센서의 상기 발생된 출력에 응답하여, 상기 섀시가 상기 회전 센서의 상기 출력에 표시된 방향으로 이동하도록 상기 터그 휠들의 조향을 유발하기 위해 상기 터그 휠 조향 메커니즘을 제어하는 단계;

(d) 상기 에너지 흡수기 어셈블리에 인가되는 힘을 감지하는 단계로서, 상기 감지는 상기 에너지 흡수기 어셈블리와 체결되게 위치된 하나 이상의 제 1 힘 센서의 도움으로 제공되는, 감지 단계;

(e) 상기 비행기 터그에 의해 견인되는 비행기의 가속 및 감속 중 하나 이상에 대한 상기 비행기 터그의 가속 및 감속 중 하나 이상의 차이를 표시하는 상기 제 1 힘 센서의 출력을 발생시키는 단계로서, 상기 차이는 적어도 상기 비행기의 파일럿-제어식 감속에 의해 유발되는, 상기 제 1 힘 센서의 출력을 발생시키는 단계; 및

(f) 적어도 상기 제 1 힘 센서의 상기 출력에 응답하여, 미리정해진 한계들 내에서 상기 비행기의 상기 전방 착륙 기어로 인가된 힘들을 유지하도록, 상기 터그 휠 드라이버 유닛을 제어하는 단계를 포함하는,

견인봉 없는 비행기 터그를 작동하는 방법.
제 19 항에 있어서,

(a) 상기 전방 착륙 기어 휠과 체결되게 위치되는 하나 이상의 제 2 힘 센서의 도움으로, 하나 이상의 전체적으로 수평인 방향으로 상기 전방 착륙 기어 휠에 인가되는 힘들을 감지하는 단계;

(b) 비행기 터그에 의해 견인되는 비행기의 가속 및 감속 중 하나 이상에 대한 상기 비행기 터그의 가속 및 감속 중 하나 이상의 차이를 표시하는 상기 제 2 힘 센서의 출력을 발생시키는 단계로서, 상기 차이는 적어도 상기 비행기의 파일럿-제어식 감속에 의해 유발되는, 제 2 힘 센서의 출력을 발생시키는 단계; 및

(c) 적어도 상기 제 2 힘 센서의 상기 발생된 출력에 응답하여, 미리정해진 한계들 내에서 상기 비행기의 전방 착륙 기어로 인가되는 힘들을 유지하도록 상기 터그 휠 드라이버 유닛을 제어하는 단계를 포함하는,

견인봉 없는 비행기 터그를 작동하는 방법.
복수의 터그 휠들 상에 장착되는 섀시, 상기 섀시와 연결되게 장착되고 비행기의 전방 착륙 기어의 하나 이상의 휠을 지지하도록 작동하는 비행기 휠 지지 터렛 어셈블리, 및 상기 복수의 터그 휠들 중에서 드라이브 가능한 터그 휠들을 드라이브하도록 작동하는 하나 이상의 터그 휠 드라이버 유닛을 포함하는, 견인봉 없는 비행기 터그를 작동하는 방법으로서,

(a) 상기 전방 착륙 기어 휠과 체결되게 위치되는 하나 이상의 제 2 힘 센서의 도움으로, 하나 이상의 전체적으로 수평인 방향으로 상기 전방 착륙 기어 휠에 인가되는 힘들을 감지하는 단계;

(b) 비행기 터그에 의해 견인되는 비행기의 가속 및 감속 중 하나 이상에 대한 상기 비행기 터그의 가속 및 감속 중 하나 이상의 차이를 표시하는 상기 제 2 힘 센서의 출력을 발생시키는 단계로서, 상기 차이는 적어도 비행기의 파일럿-제어식 감속에 의해 유발되는, 제 2 힘 센서의 출력을 발생시키는 단계; 및

(c) 적어도 상기 제 2 힘 센서의 상기 발생된 출력에 응답하여, 미리정해진 한계들 내에서 상기 비행기의 상기 전방 착륙 기어로 인가되는 힘들을 유지하도록, 상기 터그 휠 드라이버 유닛을 제어하는 단계를 포함하는,

견인봉 없는 비행기 터그를 작동하는 방법.
제 21 항에 있어서,

상기 견인봉 없는 비행기 터그는 상기 휠 지지 터렛 어셈블리를 지지하는 수평 베이스 어셈블리로서, 상기 수평 베이스 어셈블리와 상기 섀시 사이에 장착된 하나 이상의 에너지 흡수기 어셈블리에 의해 상기 섀시에 체결되는 수평 베이스 어셈블리를 더 포함하고,

상기 견인봉 없는 비행기 터그를 작동하는 방법은:

(a) 상기 에너지 흡수기 어셈블리에 인가되는 힘을 감지하는 단계로서, 상기 감지는 상기 에너지 흡수기 어셈블리와 체결되게 위치된 하나 이상의 제 1 힘 센서의 도움으로 제공되는, 감지 단계;

(b) 상기 비행기 터그에 의해 견인되는 비행기의 가속 및 감속 중 하나 이상에 대한 상기 비행기 터그의 가속 및 감속 중 하나 이상의 차이를 표시하는 상기 제 1 힘 센서의 출력을 발생시키는 단계로서, 상기 차이는 적어도 상기 비행기의 파일럿-제어식 감속에 의해 유발되는, 상기 제 1 힘 센서의 출력을 발생시키는 단계;

(c) 적어도 상기 제 1 힘 센서 및 상기 제 2 힘 센서의 상기 출력들 중에서 하나의 출력에 응답하여, 미리정해진 한계들 내에서 상기 비행기의 상기 전방 착륙 기어로 인가된 힘들을 유지하도록, 상기 터그 휠 드라이버 유닛을 제어하는 단계를 더 포함하는,

견인봉 없는 비행기 터그를 작동하는 방법.
제 21 항에 있어서,

(a) 상기 휠 지지 터렛 어셈블리에 연결되는 하나 이상의 회전 센서의 도움으로 상기 섀시에 대한 상기 비행기 휠 지지 터렛 어셈블리의 회전을 감지하는 단계로서, 상기 회전은 적어도 비행기의 파일럿-제어식 지상 조향에 의해 유발된 전방 착륙 기어의 조향 제어 유도 이동으로부터 초래되는, 비행기 휠 지지 터렛 어셈블리의 회전을 감지하는 단계;

(b) 상기 비행기의 파일럿-제어식 지상 조향의 방향을 표시하는 상기 회전 센서의 출력을 발생시키는 단계;

(c) 적어도 상기 회전 센서의 상기 발생된 출력에 응답하여, 상기 섀시가 상기 회전 센서의 상기 출력에 표시된 방향으로 이동하도록 상기 터그 휠들의 조향을 유발하도록 상기 터그 휠 조향 메커니즘을 제어하는 단계를 더 포함하는,

견인봉 없는 비행기 터그를 작동하는 방법.
제 22 항에 있어서,

상기 비행기 또는 상기 비행기 터그의 예상하지 못한 가속들 또는 감속들을 위한 마진을 남길 수 있을 만큼, 상기 미리정해진 한계들은 전방 착륙 기어의 수용가능한 힘 한계보다 작은,

견인봉 없는 비행기 터그를 작동하는 방법.
복수의 터그 휠들 상에 장착된 섀시, 상기 섀시와 연결되게 장착되고 비행기의 전방 착륙 기어의 하나 이상의 휠을 지지하도록 작동하는 비행기 휠 지지 터렛 어셈블리, 상기 휠 지지 터렛 어셈블리를 지지하는 수평 베이스 어셈블리로서, 상기 수평 베이스 어셈블리와 상기 섀시 사이에 장착된 하나 이상의 에너지 흡수기 어셈블리에 의해 상기 섀시에 체결되는 수평 베이스 어셈블리, 상기 복수의 터그 휠들 중에서 드라이브 가능한 터그 휠들을 드라이브하도록 작동하는 하나 이상의 터그 휠 드라이버 유닛, 및 상기 복수의 터그 휠들 중에서 조향 가능한 터그 휠들을 조향하도록 작동하는 하나 이상의 터그 휠 조향 메커니즘을 포함하는 견인봉 없는 비행기 터그를 작동하는 방법으로서,

(a) 상기 휠 지지 터렛 어셈블리에 연결되는 하나 이상의 회전 센서의 도움으로 상기 섀시에 대한 상기 휠 지지 터렛 어셈블리의 회전을 감지하는 단계로서, 상기 휠 지지 터렛 어셈블리의 회전이 적어도 비행기의 파일럿-제어식 지상 조향에 의해 발생된 전방 착륙 기어의 조향 제어 유도 이동으로부터 초래되며, 상기 비행기의 파일럿-제어식 지상 조향의 방향을 표시하는 상기 회전 센서의 출력을 발생시키는, 상기 휠 지지 터렛 어셈블리의 회전을 감지하는 단계;

(b) 상기 전방 착륙 기어 휠과 체결되어 작동하는 하나 이상의 제 2 힘 센서의 도움으로 하나 이상의 전체적으로 수평인 방향으로 상기 전방 착륙 기어 휠에 인가되는 힘들을 감지하고, 상기 비행기 터그에 의해 견인되는 비행기의 가속 및 감속 중 하나 이상에 대한 상기 비행기 터그의 가속 및 감속 중 하나 이상의 차이를 표시하는 상기 제 2 힘 센서의 출력을 발생시키는 단계로서, 상기 차이는 적어도 상기 비행기의 파일럿-제어식 감속에 의해 유발되는, 단계;

(c) 상기 에너지 흡수기 어셈블리와 체결되게 위치되는 하나 이상의 제 1 힘 센서의 도움으로 상기 에너지 흡수기 어셈블리에 인가되는 힘들을 감지하고, 상기 비행기 터그에 의해 견인되는 비행기의 가속 및 감속 중 하나 이상에 대한 상기 비행기 터그의 가속 및 감속 중 하나 이상의 차이를 표시하는 상기 제 1 힘 센서의 출력을 발생시키는 단계로서, 상기 차이는 적어도 상기 비행기의 파일럿-제어식 감속에 의해 유발되는, 단계;

(d) 상기 센서들에 의해 발생된 출력들 중에서 하나 이상의 출력에 응답하여 작동하는 하나 이상의 터그 제어기의 도움으로 상기 터그의 작동을 제어하는 단계를 포함하는,

견인봉 없는 비행기 터그를 작동하는 방법.
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