專(zhuān)利名稱：用于駕駛地面行駛的飛行器的方法和設(shè)備的制作方法
用于駕駛地面行駛的飛行器的方法和設(shè)備
本發(fā)明涉及飛行器在地面上行駛時(shí)用于駕駛飛行器的方法和設(shè) 備，也涉及配備這種設(shè)備的飛行器。
眾所周知，飛行器在地面上的駕駛，也就是所述飛行器的偏航控 制，主要受方向舵和可控前輪系的影響，該可控前輪系(一般稱作"前 輪，，)被設(shè)置在飛行器的頭部附近。為此，由飛行員操控，從舵桿開(kāi)始 控制方向舵和可控前輪系。例如，舵桿的向右壓低傳送飛行員的意圖以 產(chǎn)生趨向于使飛行器頭部移向右邊的偏航力矩，該偏航力矩通過(guò)方向舵 和可控前輪系的向右偏轉(zhuǎn)獲得。
另外已知，用安裝在起落架的輪子上的制動(dòng)器以及擾流板襟翼(空 氣動(dòng)力減速裝置)和/或推力反向器確保飛行器的地面制動(dòng)，該擾流板襟 翼能夠增大飛行器的阻力并且能夠向下將其壓在地面上，從而增大輪子
制動(dòng)器的效力；輪子的制動(dòng)器受到能夠計(jì)入來(lái)自飛行員或自動(dòng)裝置的指 令的系統(tǒng)控制。為了在地面上制動(dòng)飛行器，飛行員控制兩個(gè)安裝在舵桿 上并分別與輪子制動(dòng)器匹配的踏板，該輪子制動(dòng)器被設(shè)置在飛行器縱軸 的兩側(cè)因此，右踏板能控制設(shè)置在飛行器右邊的制動(dòng)器，左踏板能控 制設(shè)置在左邊的制動(dòng)器。如果飛行員對(duì)兩個(gè)制動(dòng)踏板施加不同的制動(dòng)作 用，那么就在設(shè)置在飛行器縱軸兩側(cè)的輪組之間產(chǎn)生差動(dòng)制動(dòng)，這個(gè)差 動(dòng)制動(dòng)產(chǎn)生用于飛行器的偏航力矩。
飛行器在地面上的駕駛因此也可通過(guò)這樣的差動(dòng)制動(dòng)實(shí)現(xiàn)。因此， 當(dāng)飛行器的飛行員希望糾正飛行器在地面上的側(cè)向路線時(shí)，他能對(duì)舵桿 進(jìn)行操作，從而使方向舵和可控前輪系介入；和/或?qū)χ苿?dòng)踏板進(jìn)行操 作，從而產(chǎn)生差動(dòng)制動(dòng)。
然而應(yīng)該注意到，在某些情況下，例如強(qiáng)烈的側(cè)風(fēng)、發(fā)動(dòng)機(jī)故障等， 單獨(dú)對(duì)制動(dòng)踏板的操作可能不足以控制飛行器的側(cè)向路線，并且可能導(dǎo) 致飛行器離開(kāi)滑行道。
目前，如果發(fā)生舵桿故障就會(huì)出現(xiàn)這樣的情況。特別是在這種情況 下，僅有制動(dòng)踏板可用于飛行器在其地面行駛時(shí)的偏航控制。
本發(fā)明的目的在于彌補(bǔ)這些缺點(diǎn)并且使得能夠通過(guò)單獨(dú)對(duì)制動(dòng)踏 板的非對(duì)稱操作增大產(chǎn)生在飛行器上的偏航力矩。
為此，根據(jù)本發(fā)明，涉及一種包括下述特征的飛行器在地面上行駛
時(shí)用于駕駛飛行器的方法
- 可控前輪系；
- 方向舵，被設(shè)置在所述飛行器的后部；
-艇桿，由飛行器的飛行員操控，使得能夠向所述可控前輪系和 所述方向舵發(fā)送組合控制指令，從而在偏航時(shí)控制所述飛行 器；
- 至少兩個(gè)起落架，彼此相對(duì)于飛行器的縱向垂直中平面對(duì)稱， 所述起落架上的輪子配備有制動(dòng)器；以及
-兩個(gè)制動(dòng)控制構(gòu)件，由所述飛行員操控，分別與所述起落架匹 酉己，并且各自產(chǎn)生制動(dòng)指令，從而控制相匹配的起落架的輪子 制動(dòng)器，
該方法的顯著特點(diǎn)在于
-形成所述制動(dòng)指令之間的差值；
- 制動(dòng)指令中的所述差值被轉(zhuǎn)換為用于所述方向舵和用于所述可 控前輪系的附加控制指令；以及
- 所述附加控制指令被應(yīng)用于所述方向舵和所述可控前輪系，取
決于兩個(gè)條件 制動(dòng)指令中的所述差值大于第一閾值；以及
-由所述舵桿向所述方向舵和所述可控前輪系發(fā)送的所述組合控制 指令小于第二閾值。
因此，依靠本發(fā)明，在舵桿因其兩個(gè)控制桿被鎖在中間位置附近而 已經(jīng)失效的情況下，在飛行員方面的差動(dòng)制動(dòng)作用能夠引起方向舵和可 控前輪系呈適當(dāng)方式的轉(zhuǎn)動(dòng)，從而允許飛機(jī)在地面上的路線的偏^t控 制。另一方面，如果地面上的飛行器遭受強(qiáng)烈的傾斜的風(fēng)，該傾斜的風(fēng) 迫使飛行員用舵桿，以及可能用差動(dòng)制動(dòng)作用控制飛行器的路線，那么 差動(dòng)制動(dòng)作用就不能對(duì)方向舵的位置或者可控前輪系的位置施加補(bǔ)償 作用。
在已知方式中，每個(gè)所述差動(dòng)控制構(gòu)件的最大行程位于中間位置和 最大制動(dòng)位置之間，并且這個(gè)最大行程特別對(duì)應(yīng)于所述制動(dòng)控制構(gòu)件的 轉(zhuǎn)動(dòng)，該轉(zhuǎn)動(dòng)處于轉(zhuǎn)動(dòng)角度值等于零(在所述中間位置)和轉(zhuǎn)動(dòng)角度最 大值(在所述最大制動(dòng)位置)之間。
有利地，所述第 一 閾值對(duì)應(yīng)于制動(dòng)控制構(gòu)件的所述最大行程的 一 個(gè) 分?jǐn)?shù)，處于三分之一和三分之二之間，并且優(yōu)選至少近似對(duì)應(yīng)于所述最 大行程的二分之一 ，即所述第 一 閾值就等于所述轉(zhuǎn)動(dòng)角度最大值的二分之一。
在本發(fā)明優(yōu)選的實(shí)施方式中，為了計(jì)入所述第一閾值，在用于方向 舵的附加控制指令的所述轉(zhuǎn)換之前，制動(dòng)指令中的所述差值被轉(zhuǎn)變?yōu)榈?一函數(shù)，其取值在達(dá)到所述第一閾值之前一直為零，并且從所述第一閾 值開(kāi)始，優(yōu)選線性地增大到用于制動(dòng)指令中所述差值的最大值(等于轉(zhuǎn)
動(dòng)角度的最大值)的所達(dá)到的最大值。所述第一函數(shù)的所述最大值等于 制動(dòng)指令中所述差值的最大值。
在與用于所述制動(dòng)控制構(gòu)件的上述方式類(lèi)似的方式中，舵桿的每個(gè) 控制桿的最大轉(zhuǎn)動(dòng)行程處于中間位置和對(duì)應(yīng)于方向舵最大偏轉(zhuǎn)的位置 (對(duì)應(yīng)于最大角度值)之間。
優(yōu)選地，通過(guò)所述第 一函數(shù)乘以一個(gè)系數(shù)實(shí)現(xiàn)制動(dòng)指令中所述差值 向用于方向舵的附加控制指令的轉(zhuǎn)換，該系數(shù)等于舵桿的控制桿的所述 最大行程與所述制動(dòng)控制構(gòu)件的所述最大行程的比值。
為了計(jì)入所述第二閾值，由此得到的所述附加控制指令在與所述組 合控制指令相加之前受到界限的控制，該界限借助所述第二閾值限定一
個(gè)域在該域之外，所述附加控制指令為零；并且在該域之內(nèi)，所述附 加控制指令對(duì)于所述方向舵和所述可控前輪系具有受限的權(quán)限。所述域 的輪廓對(duì)應(yīng)于一個(gè)函數(shù)在所述組合控制指令等于所述第二閾值時(shí)該函 數(shù)為零，在所述組合控制指令為零時(shí)該函數(shù)等于所述第二閾值，并且該
函凄t在這些值之間變化。
所述第二閾值對(duì)應(yīng)于舵桿控制桿的所述最大行程的一個(gè)分?jǐn)?shù)，例如 三分之二。
作為預(yù)防，每個(gè)所述制動(dòng)指令在它們的差值形成之前受到限制。同 樣，有利的是所述組合控制指令與所述受限的附加控制指令的總和在應(yīng) 用于所述方向舵和所述可控前輪系之前受到限制。
本發(fā)明還涉及在地面上飛行器的行駛時(shí)用于駕駛飛行器的設(shè)備，所述飛行器包括
- 可控前專(zhuān)侖系；
- 方向舵，被設(shè)置在所述飛行器的后部；
- 舵桿，由飛行器的飛行員操控，使得能夠向所述可控前輪系和 所述方向舵發(fā)送組合控制指令，從而在偏航時(shí)控制所述飛行
器；
- 至少兩個(gè)起落架，彼此相對(duì)于飛行器的縱向垂直中平面對(duì)稱，
所述起落架的輪子配備有制動(dòng)器；以及
- 兩個(gè)制動(dòng)控制構(gòu)件，由所述飛行員操控，分別與所述起落架匹 酉己，并且各自產(chǎn)生制動(dòng)指令，從而控制相匹配的起落架的輪子 制動(dòng)器。
根據(jù)優(yōu)選的實(shí)施方式，本發(fā)明的設(shè)備的顯著特點(diǎn)在于它包括 -用于形成所述制動(dòng)指令之間的差值的裝置；
- 函數(shù)發(fā)生器，把所述差值轉(zhuǎn)換為函數(shù)，其取值在達(dá)到所述第一 閾值之前 一 直為零，并且從所述第 一 閾值開(kāi)始增大到對(duì)于制動(dòng) 指令中所述差值的最大值而達(dá)到的最大值；
- 把所述函數(shù)轉(zhuǎn)換為用于所述方向舵和所述可控前輪系的附加控 制指令的裝置；
- 限制裝置，能夠限制所述附加控制指令并且借助第二閾值限定 一個(gè)域在該域之外，所述附加控制指令為零，并且在該域之 內(nèi)，所述附加控制指令的權(quán)限具有對(duì)所述方向艇和所述可控前 輪系的受限權(quán)限；
-用于形成所述組合控制指令與所述附加控制指令總和的裝置， 所述附加控制指令被所述第二函數(shù)發(fā)生器限制；以及
- 用于把所述和應(yīng)用于所述方向舵和所述可控前輪系的裝置。 附圖的圖示將說(shuō)明可以實(shí)施本發(fā)明的方式。在附圖中，相同標(biāo)號(hào)指
示相同部件。


圖1是本發(fā)明可適用的機(jī)身寬大的民用飛機(jī)的端視圖； 圖2是圖1的飛機(jī)的側(cè)視圖3是從圖1和圖2的民用飛機(jī)的上方看到的局部視圖，僅僅表示 出所述飛機(jī)的輪廓，以便示出配有制動(dòng)裝置的各種輪系和地面偏航控制 裝置的位置；
圖4給出根據(jù)本發(fā)明的地面偏航控制裝置的典型實(shí)施例的示意以及
圖5和圖6是示意地并且部分地示出實(shí)施圖4的典型實(shí)施例的圖
表。
在圖1和圖2中示意性示出并且在地面S上滑行的飛機(jī)1，包括 兩對(duì)相應(yīng)的輪系2G、 2D和3G、 3D,以及設(shè)置在飛才/L 1的頭部附近的 可控前輪系4 (一般稱為"前輪")。
分別設(shè)置在飛機(jī)l的左邊和右邊的兩個(gè)輪系2G和2D彼此相對(duì)于飛 機(jī)1的縱向垂直中平面V-V對(duì)稱。同樣，也分別設(shè)置在飛機(jī)1的左邊和 右邊的兩個(gè)輪系3G和3D彼此相對(duì)于所述平面V-V對(duì)稱。另一方面， 兩個(gè)輪系2G和2D比輪系3G和3D更靠近所述平面V-V (并因此彼此 更加靠近)。
近輪系2G和2D的每個(gè)輪子5配備有獨(dú)立的制動(dòng)器(在圖4中示意 地以標(biāo)號(hào)9示出)，并且輪系2G或2D中每一個(gè)輪系的獨(dú)立制動(dòng)器分別 由控制裝置6G或6D控制。
同樣，遠(yuǎn)輪系3G和3D的每個(gè)輪子7配備有獨(dú)立的制動(dòng)器(在圖4 中示意地以標(biāo)號(hào)10示出)，并且輪系3G或3D中每一個(gè)輪系的獨(dú)立制 動(dòng)器分別由控制裝置8G或8D控制。
控制裝置6G、 6D、 8G和8D自身由制動(dòng)分配器11控制，該制動(dòng)分 配器分別經(jīng)由線路15G和15D接收兩個(gè)變換器14G和14D的左制動(dòng)FG 和右制動(dòng)FD，該變換器分別與由飛行員操控的左構(gòu)件12G和右構(gòu)件12D 相匹配。
在已知方式中，左制動(dòng)指令FG在大多數(shù)情況下特別用于制動(dòng)左邊 遠(yuǎn)輪系3G的輪子7并且可用于制動(dòng)左邊近輪系2G的輪子5。同樣，右 制動(dòng)指令FD在大多數(shù)情況下特別用于制動(dòng)右邊遠(yuǎn)輪系3D的輪子7并 且可用于制動(dòng)右邊近輪系2D的輪子5。
其他制動(dòng)構(gòu)件(未圖示)優(yōu)選地被設(shè)置為由飛機(jī)1的副駕駛員操控。
如圖4示意性所示，所述制動(dòng)構(gòu)件12G和12D包括轉(zhuǎn)動(dòng)踏板，該轉(zhuǎn) 動(dòng)踏板分別被鉸接到飛機(jī)1的舵桿13的控制桿13G和13D的自由端。
當(dāng)飛行員用他的左(或右)腳使左踏板12G (或右踏板12D)轉(zhuǎn)動(dòng) 時(shí)，所述踏板的轉(zhuǎn)動(dòng)被左變換器14G (或被右變換器14D)檢測(cè)到，該 變換器產(chǎn)生相應(yīng)的被發(fā)送到所述制動(dòng)分配器11的左制動(dòng)指令FG (或右 制動(dòng)指令FD )。每個(gè)踏板12G或12D的轉(zhuǎn)動(dòng)角cc處于0 (踏板靜止) 和ocmax (最大轉(zhuǎn)動(dòng))之間，并且相應(yīng)的制動(dòng)指令FG或FD取決于所述 轉(zhuǎn)動(dòng)角cc的值。
在已知方式中，當(dāng)飛機(jī)在地面上滑行時(shí)，舵桿13被用于控制飛機(jī)1 的方向舵16 (見(jiàn)圖2)和飛機(jī)1可控前輪系4的方向。為此，兩個(gè)變換 器17G和17D分別與舵桿13的兩個(gè)控制桿13G和13D相連接，以便分 別產(chǎn)生組合的向左LGC和向右LDC偏航控制指令。舵桿13的每個(gè)控制 桿13G或13D的轉(zhuǎn)動(dòng)角(3處于0 (踏板靜止)和pmax (最大轉(zhuǎn)動(dòng))之 間，并且組合控制指令LGC和LDC分別通過(guò)致動(dòng)裝置18和19被應(yīng)用 于所述方向舵16和所述可控前輪系4。
根據(jù)本發(fā)明，分別由變換器17G和17D產(chǎn)生的偏航控制指令LGC 和LDC,以及分別由變換器14G和14D產(chǎn)生的制動(dòng)指令FG和FD被傳 送至處理裝置20,在差動(dòng)制動(dòng)很大而指令LGC或LDC微弱時(shí)，該處理 裝置能產(chǎn)生用于方向舵16和可控前輪系4的附加控制指令D2/。
處理裝置20包括減法器21,通過(guò)相應(yīng)的限制器22G和22D,使用 線路15G和15D將制動(dòng)指令FG和FD供給該減法器，該限制器用于避 免把完全錯(cuò)誤的輸入數(shù)據(jù)引入減法器21。例如，限制器22G和22D要 求FG和FD ^皮限制在0和oc max之間。
因此，減法器21在其輸出端送出差動(dòng)制動(dòng)指令Dl,例如，如果FG 大于FD, Dl被視為正數(shù)，而在相反情況下Dl被視為負(fù)數(shù)。差動(dòng)制動(dòng) 指令Dl被發(fā)送至函數(shù)發(fā)生器23,該函數(shù)發(fā)生器能把差動(dòng)制動(dòng)指令Dl 轉(zhuǎn)換為函數(shù)F(D1),其示例示由圖5示出。在這個(gè)例子中，在踏板12G 和12D最大行程的二分之一 (ccmax/2)以下，函數(shù)F(D1)為零，并且在 所述二分之一最大行程amax/2和最大行程ocmax之間，函數(shù)F(D1)是 Dl的線性增函數(shù)。對(duì)于Dl等于ocmax， F(D1)也為amax。
因此，函數(shù)F(Dl)定義為大于閾值ocmax/2的大差動(dòng)制動(dòng)指令。函 數(shù)F(D1)被傳送至轉(zhuǎn)換器24,該轉(zhuǎn)換器能將其轉(zhuǎn)換為用于方向舵16的指 令。例如，所述轉(zhuǎn)換器24使函數(shù)F(D1)乘以系數(shù)K，該系數(shù)等于舵桿13 的控制桿的最大偏轉(zhuǎn)(3max與制動(dòng)i!喬^反12G和12D的最大轉(zhuǎn)動(dòng)ocmax 的比值。
在轉(zhuǎn)換器24的輸出端，于是就得到用于方向舵16和可控前輪系4 的附加偏轉(zhuǎn)指令D2。該附加偏轉(zhuǎn)指令D2被發(fā)送至限制器25,該限制 器接收由連接到舵桿13的變換器17G和17D產(chǎn)生的控制指令LGC和 LDC，并且產(chǎn)生函數(shù)LimD2，該函數(shù)能限制從指令D2到方向舵16偏轉(zhuǎn) 指令的作用域并且限制制動(dòng)踏板12G和12D對(duì)方向舵16和可控前輪系
4的^又限。
在圖6中示出的是由限制器25產(chǎn)生的典型限制域26。限制域26以 輪廓27為邊界，該輪廓滿足這樣的函數(shù)當(dāng)組合控制指令LGC或LDC 等于閾值2. (3 max/3時(shí)函數(shù)值為零，該閾值2. (3 max/3等于舵桿13的控 制桿13G和13D的偏轉(zhuǎn)角P的最大值pmax的三分之二；以及當(dāng)所述組 合控制指令為零時(shí)，該閾值等于所述閾值2. pmax/3。在這兩點(diǎn)之間， 輪廓27的變化可以是線性的。
在限制域26之外，限制器25使附加偏轉(zhuǎn)指令D2為零，而在所述 限制域之內(nèi)，使得附加偏轉(zhuǎn)指令D2隨組合控制指令LGC或LDC逆向 地變化。
因此，限制器25在其輸出端送出受限的附加偏轉(zhuǎn)指令D2/，該附加 偏轉(zhuǎn)指令被加入加法器28內(nèi)適當(dāng)?shù)慕M合控制指令LGC或LDC。
由此得到的總和被發(fā)送至限制器29,例如將該總和限制在-p max, + 01^乂的范圍內(nèi)，在這之后，該總和被傳送至方向舵16的致動(dòng)裝置18 和可控前輪系4的致動(dòng)裝置19。
可選擇地，指令D2/也可被發(fā)送至飛機(jī)1的空氣動(dòng)力表面(例如擾 流板襟翼，未圖示)，當(dāng)飛機(jī)在地面上移動(dòng)時(shí)該空氣動(dòng)力表面能夠增大 偏4元力矩。
因此，在強(qiáng)烈的傾斜的風(fēng)中，飛機(jī)1的飛行員用舵桿13,以及必要 的話用踏板12G、 12D上的差動(dòng)制動(dòng)作用控制飛機(jī)1的移動(dòng)路線。當(dāng)舵 桿13被高度偏轉(zhuǎn)時(shí)，差動(dòng)制動(dòng)對(duì)方向舵16的位置或可控前輪系4沒(méi)有 補(bǔ)償作用。
在同樣的情況下，如果控制桿13G和13D被鎖住，它們靠近其中 間位置，所以差動(dòng)制動(dòng)作用就會(huì)作用在制動(dòng)器以及方向舵16和可控前 輪系4的位置上,從而允許飛機(jī)1的路線被控制。
可注意到的是依靠本發(fā)明，附加指令D2/以連續(xù)漸進(jìn)的方式被限 制為來(lái)源于舵桿13的指令LGC或LDC的函數(shù)，用這樣的方式，當(dāng)指令 LGC或LDC達(dá)到總是優(yōu)先于LGC或LDC指令的某一閾值(2. (3 max/3 ) 時(shí)，該附加指令D2/實(shí)際上等于零。
權(quán)利要求
1.一種用于駕駛在地面(S)上的行駛的飛行器(1)的方法，所述飛行器包括-可控前輪系(4)；-方向舵(16)，被設(shè)置在所述飛行器(1)的后部；-舵桿(13)，由飛行器的飛行員操控，使得能夠向所述可控前輪系(4)和所述方向舵(16)發(fā)送組合控制指令，從而在偏航時(shí)控制所述飛行器；-至少兩個(gè)起落架(2G、3G-2D、3D)，彼此相對(duì)于飛行器的縱向垂直中平面(V-V)對(duì)稱，所述起落架的輪子(5、7)配備有制動(dòng)器(9、10)；以及-兩個(gè)制動(dòng)控制構(gòu)件(12G-12D)，由所述飛行員操控，分別與所述起落架相連，并且各自產(chǎn)生制動(dòng)指令(FG、FD)，從而控制相連的起落架的輪子制動(dòng)器，其特征在于-形成所述制動(dòng)指令(FG、FD)之間的差值(D1)；-制動(dòng)指令(D1)中的所述差值被轉(zhuǎn)換為用于所述方向舵(16)和用于所述可控前輪系(4)的附加控制指令(D2)；以及-在下述兩個(gè)條件下所述附加控制指令(D2)被應(yīng)用于所述方向舵(16)和所述可控前輪系(4)·制動(dòng)指令(D1)中的所述差值大于第一閾值；以及·由所述舵桿向所述方向舵和所述可控前輪系發(fā)送的所述組合控制指令小于第二閾值。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中每個(gè)所述制動(dòng)構(gòu)件(12G、 12D) 的最大行程位于中間位置和最大制動(dòng)位置之間，其特征在于所述第一 閾值對(duì)應(yīng)于所述最大行程的 一個(gè)分?jǐn)?shù)，處于三分之一和三分之二之間。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于所述第一閾值至少 近似對(duì)應(yīng)于所述制動(dòng)構(gòu)件(12G、 12D)的所述最大行程的二分之一。
4. 根據(jù)權(quán)利要求2或3的任一項(xiàng)所述的方法，其特征在于在向 附加控制指令的所述轉(zhuǎn)換之前，制動(dòng)指令的所述差值被轉(zhuǎn)變?yōu)榈?一函數(shù)(F(Dl))，其取值在達(dá)到所述第一閾值之前一直為零，并且從所述第 一閾值開(kāi)始增大到用于制動(dòng)指令的所述差值的最大值所達(dá)到的最大值。
5. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的方法，其特征在于所述第一函數(shù)在所述第 一 閾值和制動(dòng)指令的所述差值的所述最大值之間線性地增大。
6. 根據(jù)權(quán)利要求4或5的任一項(xiàng)所述的方法，其特征在于所述函數(shù)的所述最大值至少近似等于制動(dòng)指令的所述差值的所述最大值。
7. 根據(jù)權(quán)利要求4至6的任一項(xiàng)所述的方法，其特征在于通過(guò)所述第一函數(shù)乘以一個(gè)系數(shù)實(shí)現(xiàn)制動(dòng)指令中的所述差值向用于方向舵 (16)的附加控制指令的轉(zhuǎn)換，該系數(shù)等于舵桿的控制桿的所述最大行 程與所述制動(dòng)控制構(gòu)件的所述最大行程的比值。
8. 根據(jù)權(quán)利要求7所述的方法，其特征在于所述附加控制指令 在與所述組合控制指令相加之前受到界限的控制，該界限借助所述第二 閾值限定一個(gè)域(26),在該域之外，所述附加控制指令為零，并且在 該域之內(nèi)，所述附加控制指令的權(quán)限具有對(duì)于所述方向舵(16)和所述 可控前輪系(4)的受限的權(quán)限。
9. 根據(jù)權(quán)利要求8所述的方法，其特征在于所述域(26)的輪 廓(27)對(duì)應(yīng)于一個(gè)函數(shù)，該函數(shù)在所述組合控制指令等于所述第二閾 值時(shí)為零，并且在所述組合控制指令為零時(shí)等于所述第二閾值。
10. 根據(jù)權(quán)利要求9所述的方法，其特征在于所述函數(shù)在其零值和其等于所述第二閾值的值之間至少近似線性地變化。
11. 根據(jù)權(quán)利要求8至10的任一項(xiàng)所述的方法，其特征在于所 述第二閾值對(duì)應(yīng)于舵桿(13)的控制桿的最大行程的一個(gè)分?jǐn)?shù)。
12. 根據(jù)權(quán)利要求11所述的方法，其特征在于所述第二閾值對(duì) 應(yīng)于舵桿(13)的控制桿的最大行程的三分之二。
13. 根據(jù)權(quán)利要求1至12的任一項(xiàng)所述的方法，.其特征在于每 個(gè)所述制動(dòng)指令在它們的差值形成之前受到限制。
14. 根據(jù)權(quán)利要求8至13的任一項(xiàng)所述的方法，其特征在于所 述組合控制指令與所述受限的附加控制指令的總和在應(yīng)用于所述方向 舵和所述可控前輪系之前受到限制。
15. —種用于駕駛在地面(S)上行駛的飛行器(1)的設(shè)備，所述 飛行器包括- 可控前輪系(4);- 方向舵(16),被設(shè)置在所述飛行器的后部；-舵桿(13),由飛行器的飛行員操控，使得能夠向所述可控前 輪系(4)和所述方向舵(16)發(fā)送組合控制指令，從而在偏航時(shí)控制所述飛行器；- 至少兩個(gè)起落架(2G、 3G; 2D、 3D),彼此相對(duì)于飛行器的縱 向垂直中平面(V-V)對(duì)稱，所述起落架的輪子(5、 7)配備有 制動(dòng)器(9、 10);以及- 兩個(gè)制動(dòng)控制構(gòu)件U2G、 12D),由所述飛行員操控，分別與 所述起落架相連，并且各自產(chǎn)生制動(dòng)指令，從而控制相連的起 落架的輪子的制動(dòng)器，其特征在于，該飛行器包括-用于形成所述制動(dòng)指令之間的差值(Dl)的裝置(21);- 函數(shù)發(fā)生器(23),把所述差值(Dl)轉(zhuǎn)換為函數(shù)(F(Dl)), 其取值在達(dá)到所述第一闞值之前一直為零，并且從所述第一閾 值開(kāi)始增大到用于制動(dòng)指令的所述差值(Dl)的最大值所達(dá)到 的最大值；- 把所述函數(shù)(F(Dl))轉(zhuǎn)換為用于所述方向舵(16)和所述可控 前輪系(4)的附加控制指令(D2)的裝置(24);- 限制裝置(25),能夠限制所述附加控制指令(D2)并且借助 第二閾值限定一個(gè)域(26),在該域之外，所述附加控制指令 為零，并且在該域之內(nèi)，所述附加控制指令的權(quán)限具有對(duì)于所 述方向舵和所述可控前輪系的受限權(quán)限；- 用于形成所述組合控制指令與所述附加控制指令(D2/)的總和 的裝置(28),所述附加控制指令由所述限制裝置(25)限定； 以及- 用于把所述總和應(yīng)用于所述方向舵(16)和所述可控前輪系(4) 的裝置(18、 19)。
全文摘要
本發(fā)明的方法包括形成左右制動(dòng)指令(FG、FD)之間的差值(D1)；把所述差值(D1)轉(zhuǎn)變?yōu)橛糜诜较蚨?16)和可控前輪系(4)的附加控制指令(D2)；以及同時(shí)根據(jù)下列條件將所述附加控制指令(D2)應(yīng)用于所述方向舵(16)和可控前輪系(4)差值(D1)大于第一閾值并且通過(guò)舵桿傳送至方向舵和可控前輪系(4)的組合控制指令小于第二閾值。
文檔編號(hào)B64C13/00GK101198521SQ200680021421
公開(kāi)日2008年6月11日 申請(qǐng)日期2006年6月12日 優(yōu)先權(quán)日2005年6月15日
發(fā)明者J·米勒, R·貝勞爾德 申請(qǐng)人:法國(guó)空中巴士公司