專利名稱：使航空器在地面自主移動的裝置的制作方法
技術領域：
本發(fā)明屬于航空器在地面滑行的領域。本發(fā)明更特別地涉及一種裝置， 其用于保證航空器在地面移動，而不需要航空器外部的部件，也不需要啟 動推進發(fā)動機。
背景技術：
航空器在飛行階段以外應該能夠在地面于不同的停機碎之間、或者在 起飛或降落場地與停機碎之間移動。
為了保證這些地面移動，航空器一般配有輪子，其中某些輪子能夠轉 向。目前在民用航空器的運營中根據(jù)情況使用兩種移動模式。
第一種方式一般用于停機坪之間，或者用于使飛機從航空站終端退出， 該第一種方式在于利用地面裝置拉動或推動飛機，例如使用拉桿的專用地 面車輛。
第二種方式被航空器大量應用，用于在停機坪與起飛或降落場地之間 的滑行，該第二種方式在于使用航空器的推進發(fā)動機即螺旋槳馬達或噴氣 馬達，以在航空器上產(chǎn)生足以保證航空器以其輪子移動的推力。
第一種方式具有需要獨立于飛機的部件、材料和人員的缺點。特別是 由于安全的原因，這類部件是航空器滑動以到達起飛場地的沖區(qū)上所不希 望的，并且它們的使用 一般限制用在航空器在停機坪之間的運動。
至于第二種方式，即便它具有航空器自主移動以保證航空器滑行的優(yōu) 點，但由于多種理由，該第二種方式顯示出不利于現(xiàn)代航空器的使用和機 場的運營。
實際上，航空器的推進發(fā)動機在地面是造成機場附近環(huán)境的噪聲和大 氣污染源，這些污染源越來越不被容許。隨著航空器運動數(shù)量增加以及航 空器的大尺寸要求航空器的越來越長的滑行和等待的時間，這些污染日益嚴重。長時間的滑行和等待的另一后果是過度消耗推進發(fā)動機的燃料， 這種過度消耗可能動用配置用于飛行的燃料，并且在極端情況下可能迫使 航空器返回它的停駐點，以便補充用于飛行任務而攜帶的燃料量。
長時間以來已知這些問題，即使過去它們沒有如今體現(xiàn)出的關調(diào)整楔 和普遍的特征，并且為了能使飛機可自主地滑行且不需要使用推進發(fā)動機， 已經(jīng)設想過各種裝置。
為了能使飛機通過其本身部件在地面移動，已知通過專用于此的專用 馬達帶動起落架的一個或多個輪子。
例如這樣的專用馬達為電動馬達、氣動馬達或通過飛機上的功率發(fā)生 器供給的液壓馬達。
專利FR2065 734提出通過位于輪子軸線上的液壓馬達、相關齒輪組 和輪子帶動輪子的方法，其中該液壓馬達根據(jù)所述實施方式具有或沒有使 馬達離合的機械部件。
這種裝置的缺點特別與液壓馬達的限制有關。
這些限制在普通航空器上載有為至少三個的數(shù)量。
一方面需要設置專門的液壓線路，考慮到需要的功率和流量，這對航 空器上的設施可能是約束性的。
另一方面，在航空器上液壓功率一般由推進發(fā)動機提供，并且因此停 止狀態(tài)下推進發(fā)動機的運行意味著安裝專門的發(fā)生器，例如在一輔助動力 組上。
最后，現(xiàn)代航空器配設有輪子，這些輪子的輪胎在很高的充氣壓力和 很大的靜態(tài)擠壓下工作，所述充氣壓力通常大于15bar，并且所述靜態(tài)擠 壓約為輪胎截面的30。/。，要比普通地面車輛高得多。由于這些原因，為了 帶動輪子自停止位置轉動而施加于輪子的力矩遠大于飛機在滑行階段應施 加的力矩。
根據(jù)輪胎的特征和它們的負荷，兩個力矩之間的比應達到3，甚至在 特殊情況下超過該值。
因此，馬達和將馬達與輪子聯(lián)接的部件一一其可能包括減速器一一構 成的組件需要計算成提供開始滑行所需的力矩，這導致滑行過程中組件 尺寸過大。驅動輪子的馬達還可是氣動馬達，但是在這種情況下，應當產(chǎn)生的力 矩和功率需要很大的空氣流量，由于輸送空氣所需的管的直徑以及與高壓 有關的爆炸危險，因而這對裝置的安裝是有害的。另外，馬達出口的空氣 排放是噪聲污染源，這與旨在解決的問題背道而馳。
輪子的驅動馬達也可是電動馬達，但盡管運行中可通過作用在對所述 馬達的供電上來改變電動馬達的力矩，但驅動部件的尺寸不超過規(guī)定滑行 所需的尺寸就很難在整個需要的范圍內(nèi)改變該力矩。

發(fā)明內(nèi)容
為了保證航空器在地面的自主移動而不使用推進發(fā)動機產(chǎn)生的力，本 發(fā)明提出一種通過與輪子連接的馬達帶動航空器的至少一輪子的裝置，其 中所述馬達通過包括機械減速器的驅動部件與所述輪子連接，對于航空器 輪子的有限轉動角度，通過螺旋輪使減速器的減速比連續(xù)變化，所述螺旋 輪的半徑大致在螺旋輪的一周轉上連續(xù)變化，并且其減速比在所述有限轉 動角度以外是恒定的，使得航空器開始滑行時通過驅動部件輸送給航空器
輪子的力矩，大于規(guī)定滑行(roulage 6tabli)時通過力矩主要由規(guī)定滑行 條件確定的馬達所輸送的力矩。
對于航空器輪子的有限轉動角度而連續(xù)變化的減速比，優(yōu)選在航空器 輪子不動時的第一極限位置與在有限轉動角度以外航空器輪子被帶動轉動
時的第二極限位置之間減小，以保證航空器停止位置與所述航空器的規(guī)定 滑行之間的連續(xù)過渡。
為避免驅動部件在恒定減速比模式下接合時的力矩的非連續(xù)性，當驅 動部件處在第二端位時可連續(xù)變化的減速比基本等于恒定的減速比。
在可限制被帶動轉動的減速器組件尺寸的實施方式中，通過一機械減 速器實現(xiàn)從可變減速比模式運行到恒定減速比模式，該機械減速器包括選 擇部件一一離合器和/或調(diào)整楔，以保證從連續(xù)變化減速比的傳動模式過渡 到減速比恒定的傳動模式。
在避免使用包括選擇部件如調(diào)整楔或離合器的聯(lián)接部件的另一實施方 式中，螺旋輪之一與一減速器連接，該減速器是這樣的
-其減速比恒定，并基本等于螺旋輪的最小減速比；和-所述減速器輸入軸的軸線與連接到一螺旋輪的輸出軸的軸線共線；
和
-螺旋輪包括止擋件，當驅動部件處在第二端位時，所述止擋件使所 述螺旋輪彼此不動；和
-所述減速器和螺旋輪連接到一支承件，如一臺架或減速器箱殼，該 支承件能在繞輸入軸和輸出軸的整體轉動運動中被帶動，從而輸出軸被帶 動以輸入軸的速度轉動。
為使驅動部件馬達的尺寸同時適應于啟動運動條件和規(guī)定滑行條件， 機械減速器的連續(xù)變化的減速比在兩個端位之間基本在所需傳動力矩比中 變化，所述驅動力矩一方面是為保證航空器的規(guī)定滑行、另一方面保證航 空器從靜止位置啟動運動所需要的。
優(yōu)選地，為限制安裝在航空器上的驅動部件的質量，只有單個航空器 輪子被帶動轉動以保證飛機的滑行，或者當只有一個輪子的接觸不能產(chǎn)生 需施加的力時，兩個或多個輪子被帶動轉動，以保證飛機的滑行。
根據(jù)要傳遞的力，航空器的輪子是前起落架的輪子，或者是航空器主 起落架的輪子，由于一般未配有制動器的前起落架最大簡單性的原因，優(yōu) 選是前起落架的輪子。
根據(jù)航空器上可用的能量，特別是輔助動力組所輸送的能量，通過一 個或多個電動馬達、 一個或多個液壓馬達、 一個或多個氣動馬達驅動被帶 動轉動的輪子。
為在航空器不使用符合本發(fā)明的自主驅動裝置而運動時限制驅動部件 中的機械應力，有利地，驅動部件能夠在優(yōu)選盡量靠近輪子處與輪子分離， 例如通過一離合裝置。
為了限制驅動部件中的機械應力，特別是在航空器著陸時啟動輪子轉 動時，被帶動轉動以保證航空器滑行的輪子，至少暫時在所述輪子不保證 航空器滑行時，具有伺控于航空器相對地面速度的轉動速度，使得所述輪 子的切向速度基本等于航空器相對地面的速度。
優(yōu)選地，為避免推進發(fā)動機在航空器滑行期間運行，航空器滑行所需 能量由至少一輔助動力組產(chǎn)生。
在一特殊或替代運行模式中，航空器滑行所需的能量由航空器的至少一推進發(fā)動機產(chǎn)生，例如在航空器著陸前的靠近階段中所述推進發(fā)動機必 須運行時，或者當至少一馬達在地面慢速運行時。
通過控制和操縱部件管理驅動馬達的運行，控制和操縱部件包括在駕 駛艙的控制器，在駕駛艙的控制器有利地是現(xiàn)有的控制器，如推進發(fā)動機 的功率控制器。


后文參照如下附圖詳細描述本發(fā)明的一 實施方式，所述附圖示出 圖1:航空器上的按本發(fā)明的系統(tǒng)及航空器上主要零件的示意圖； 圖2:配有驅動部件的輪子的示意圖； 圖3:具有連續(xù)變化減速比的減速器的運行原理； 圖4:圖3的在一運行模式的減速器，其中輸出軸以和輸入軸相同的 速度被帶動；
圖5:圖3和4的減速器的示意圖，該圖表示驅動輪與不同傳動軸的 布置。
具體實施例方式
在圖1的實施例中，用于使飛機l在地面自主移動而無需使用推iiiL 動機的裝置10包括
a-至少一能夠輸送足以使航空器滑行的電功率的航空器載的動力源
b-驅動航空器至少一輪子10的驅動部件4，所述驅動部件包括至少 一電動馬達41;
c-電能配送部件3;
d-操縱和控制所述裝置的操縱和控制部件5。
動力源2有利地是稱為APU的輔助動力組，該輔助動力組在大多數(shù) 現(xiàn)代航空器上已經(jīng)使用于當航空器未與地面資源連接并且無推進發(fā)動機6 運行時給該航空器提供壓縮空氣和供電。輔助動力組能夠至少輸送保證航 空器連續(xù)滑行所需的功率，并且必要時所述功率為超過克服輪胎的靜態(tài)形 變并且開始滑行一一如果對于滑行開始階段表明需要一大功率時一一所必 需的。該功率取決于每一個航空器型號固有的特征、并取決于聯(lián)接電動馬達及被帶動轉動的輪子之間的聯(lián)接部件。
在一簡單實施方式中，驅動部件4包括通過機械傳動組件42與輪子 10聯(lián)接的電動馬達41。
聯(lián)接可采用任何已知方式實現(xiàn)，例如通過被帶動轉動的滾輪在輪子輪 胎上或在輪子輪緣的一確定區(qū)域上的摩擦，通過鏈條、通過皮帶、通過齒 輪等。
所述機械傳動組件42在電動馬達41與飛機輪子IO之間包括原理示于 圖3、 4和5的機械減速器6，機械減速器的減速比通過驅動輪61、 62可 連續(xù)變化，每個驅動輪分別圍繞轉軸610、 620轉動，驅動輪例如為帶齒輪， 并且其周邊到轉軸的距離在所述輪的一周或一周的一部分上連續(xù)變化。所 述輪的周邊跟隨一螺旋部分，從而在本說明書后文中被看做是螺旋輪的這 些輪的一周或一周的一部分上，兩輪轉軸之間的減速比根據(jù)兩個螺旋輪的 相對角位置，在通過螺旋參數(shù)選擇并確定的比值中變化。這種減速比連續(xù) 變化的減速器是已知的。專利US 3098399描述了使用這類減速器的一實 施例。
所述傳動組件還包括未示出的部件，例如離合器或帶調(diào)整楔系統(tǒng)，所 述部件能使減速比連續(xù)變化的減速器6與輪子10分離，并在無減速比或者 減速比恒定下使電動馬達41與輪子IO聯(lián)接。這類部件是已知的并使用在 機械傳動裝置中，并且可以具有相當多樣的形式。
當在航空器的某些運行模式中希望驅動部件與被帶動的輪子完全分離 時，所述傳動組件還包括未示出的聯(lián)接/分離部件，所述聯(lián)接/分離部件允 許機械分離開傳動組件與輪子。所述聯(lián)接/分離部件例如呈離合器或滾輪移 動部件或傳動齒輪的形式。
在該機械傳動組件42中，當電動馬達41自飛機1的停止位置朝一方 向轉動時，減速比連續(xù)變化的減速器6處于圖3a所示的對應所述機械傳動 組件的最大減速比的位置，即主動螺旋輪61在其最小半徑上與處于最大半 徑的從動螺旋輪62接觸。隨著被稱為主動螺旋輪或M的螺旋輪61被馬達 帶動轉動，由于螺旋輪M 61與被所述螺旋輪M帶動的螺旋輪62——其被 稱為從動螺旋輪或E——之間的相應于這些螺旋輪之間接觸點的半徑變 化，機械傳動組件的減速比如圖3b所示減小，直至達到圖3c所示的端位即減速比連續(xù)變化的減速器6的減速比為最小。因而機械傳動組件的構型 發(fā)生改變，以利用馬達41與輪子IO之間的恒定減速比。
優(yōu)選地，用來形成傳動組件42的零件的特征選擇成恒定減速比式構 型中的減速比大致對應于連續(xù)變化減速比式構型的最小減速比，即當所述 傳動組件42從可變模式變化到恒定模式時。這種減速比選擇可保證模式改 變時力矩不會明顯突然變化地轉變，這種力矩突然變化對飛機乘客的舒適 度和驅動部件4的機械強度是有害的。
在一特殊實施方式中，減速比連續(xù)變化的減速器的螺旋輪61、 62包括 止擋件611、 621，從而當達到圖3c所示情形的最小減速比時，螺旋輪處 于彼此固定不動，并且在沒有選擇使用使減速比可變的減速器分離的部件 的情況下，螺旋輪被電動馬達41在整體轉動運動中帶動，如圖4a和4b 所示。
為此，減速比連續(xù)變化的減速器6包括在馬達41 一側的輸入軸63和 在輪子10—側的輸出軸64，并且輸入軸和輸出軸的軸線對齊。通過一減 速器組件得到該結果，該減速器組件的減速比與螺旋輪到達它們的止擋件 上時利用螺旋輪得到的減速比相反。
在也對應圖3和4的圖5所提出的設置中，螺旋輪M通過公共的轉軸 67與半徑恒定輪65連接，半徑恒定輪65被連接至輸入軸63的半徑恒定 輪66帶動。半徑恒定輪65、 66形成減速比取決于半徑值的減速器。輸入 軸63和輸出軸64以及公共軸67都保持在與一保持結構連接的托架或軸承 中，保持結構例如為圖中未示出的箱體。
當兩個螺旋輪61、 62彼此固定不動時，半徑恒定輪65、 66同樣處于 互相固定不動并相對于螺旋輪固定不動。因而輸入軸63和輸出軸64由于 不同輪的相對位置鎖定而相連，并且輸入和輸出軸以及保持結構繞輸入軸 63和輸出軸64的公共軸線620以相同的速度轉動。該設置可避免機械離 合器部件從減速比可變的傳動模式運行到減速比恒定的傳動模式。
為了達到同樣的結果，可以有不同的軸及齒輪的其它設置，例如與螺 旋輪M61連接的輸入軸、與半徑恒定輪65連接的輸出軸、和在螺旋輪E 62與半徑恒定輪66之間進行連接的軸。
有利地，半徑恒定輪65、 66是齒輪機構的齒輪，并且與輸入軸63連接的輪66的半徑等于螺旋輪E 62的最小半徑，并且與螺旋輪M 61連接 的輪65的半徑等于螺旋輪M的最大半徑，從而在螺旋輪61、 62和止擋件 611、 612接觸時輸出軸64和輸入軸63以相同速度轉動。
當航空器未被驅動裝置帶動時，驅動部件優(yōu)選與輪子分離，以便不產(chǎn) 生阻力矩且沒有受到損壞的危險，特別是由于著陸時輪子快速轉動所造成 的損壞。
在一替代實施方式中，驅動部件與輪子持久聯(lián)接，并且當情況需要時， 驅動裝置伺控于航空器的地面速度，從而馬達帶動被聯(lián)接的輪子，以使輪 子的切向速度相應于飛機的相對地面的速度。有利地，該模式在著陸前采 用，從而當與驅動部件聯(lián)接的輪子接觸地面時，輪子已經(jīng)在轉動，且輪子 因此不會承受任何會使驅動部件如馬達或機械減速器受到損壞的突然加 速。在該特殊運行模式中，推進發(fā)動機在運行中，因此有利地作為產(chǎn)生裝 置所需電能的動力源。另外，需要的功率比較小，因此輪子尚未與地面接 觸，并且驅動輪子轉動并不意味著飛機質量體的移動。
驅動部件通過與所考慮的功率相適應的電轉換部件如接觸器或靜態(tài)繼 電器，連接到電能產(chǎn)生源2。所述轉換部件有利地與航空器的電能配送網(wǎng) 連接，這樣可把輔助動力組2作為能量源使用，但是必要時其它能源如與 馬達6連接的能源，特別是在已經(jīng)考慮的著陸階段。
根據(jù)用于電動馬達41的技術，該電動馬達41在力矩和速度上受到控 制計算機51控制，控制計算機51根據(jù)來自航空器的其它系統(tǒng)的參數(shù)作用 在馬達的供電上，且其原理在本說明書下文中加以陳述。所述控制計算機 和/或飛機l的其它與其有運行關系的部件，也作用在航空器滑行或其準備 滑行時與該裝置互相作用的航空器系統(tǒng)上。
為了控制裝置的運行，控制計算機尤其接受以下信息
畫與飛機狀態(tài)及其章程有關的信息，例如"在地面，，或"飛行中"；
-不同系統(tǒng)的和裝置正確可靠運行所需資源的狀態(tài)信息。這些信息與 可用的電能有關，但也與某些其它系統(tǒng)特別是制動系統(tǒng)的啟動有關，由于 安全的原因，所述其它系統(tǒng)在飛機單獨滑行時應當是運行的。
-相應于速度設定值(consigne)或移動力的信息。在第一運行模式中， 該信息對應于控制滑行的航空器機組人員給出的命令。有利地，在推進發(fā)動機停止時，使用飛行中用以操縱推進發(fā)動機的推力或功率的控制機構52 以產(chǎn)生該信息，其好處是不需要在駕駛艙中安裝輔助控制器，并且不會改 變機組人員的行為，機組人員在多數(shù)航空器中使用該控制器以控制滑行期 間推進發(fā)動機的推力。在更高級的運行模式中，該信息由自動滑行系統(tǒng)產(chǎn) 生，該自動滑行系統(tǒng)能夠管理航空器在地面的移動，例如根據(jù)地面的交通 信息。當推進發(fā)動機運行時，特別是在利用發(fā)動機進行著陸或滑行階段中， 并且驅動部件沒有分離時，該信息有利于相應于輪子速度設定值，該輪子 速度設定值使驅動部件中的力減到最小，以避免損壞所述驅動部件。
-確定驅動部件4的減速比的螺旋輪61、 62的相對位置，以及不同離 合部件一一如果使用了離合部件一一的相對位置。
計算機51除控制驅動部件4的馬達41的能量提供以外，還向可能帶 有的使驅動部件分離接合的離合部件產(chǎn)生命令。所述計算機還將有關裝置 運行的信息傳送給航空器的其它系統(tǒng)，所述信息例如為被帶動的輪子的速 度、電功率等。
地面滑行所需的電功率是裝置的重要特征，并且管理航空器電能的系 統(tǒng)有利地實時使用該參數(shù)，以便需要時減少航空器滑行期間不是必需的電 荷，例如對應某些舒適設備的電荷。
為了優(yōu)化所述裝置所需要的發(fā)電功率，第一階段在于確定航空器1在 制定狀態(tài)滑行所需的功率。這樣的制定狀態(tài)由航空器的操作需求以及航空 器和其起落架的固有特征確定，所述操作需求例如在最大2%的坡度上為 25 Km/h (約7 m/s )的滑行速度(當超過這些數(shù)值的其中之一時性能下降 是可容許的)，而航空器及其起落架的固有特征特別為輪胎的數(shù)量、尺寸 和充氣壓力。
對于民用飛機的低速滑行，為保證制訂狀態(tài)下在水平地面上的滑行而 施加的力約為#_移動重量的1.6 %。
例如，對于滑行質量為77噸的飛機,在水平地面上和在沒有加速度下， 頭見定滑行期間所施加的力約為1250 DaN，對于該力還應加上對應H的 力，對于2%的坡度其基本為1550 DaN。
因此，為保證飛機以25 Km/h (約7 m/s )滑行，電動馬達需產(chǎn)生的總 功率約為200 KW。例如，假設主起落架的兩個輪子(輪子配有49英寸的輪胎，即負荷下 半徑約為0.51m)配設有電動馬達，則每個輪子的力矩約為7KN.m。
在第二階段，已確定了用于規(guī)定滑行的電動馬達，將電動馬達能在啟 動時輸送的最大力矩與克服啟動力所需的初始力矩進行比較，所述最大力 矩取決于用于馬達的技術，所述啟動力部分地與輪胎在負荷下的靜態(tài)變形 以及使航空器加速達到規(guī)定滑行的速度有關。該初始力矩實際上約為在水 平地面連續(xù)滑行所需力矩的三倍_—這隨輪胎特征變化，即在本例中，水 平地面連續(xù)滑行所需的力矩在(在該例中選擇的)被馬達帶動的兩個輪子 中的各輪子的軸上使用為21KN.m。利用如前所述包括兩個螺旋輪的減速 器得到所需的兩個極端力矩之間的比為三，而不增加馬達產(chǎn)生比在規(guī)定滑 行階段更大力矩的能力。
在啟動力矩與滑行期間的力矩之比大的情況下，減速比連續(xù)變化的減 速器有利地包括二級螺旋輪，以便實現(xiàn)在例如為九的比值中變化的減速比。
被帶動的輪子是主起落架的和/或前起落架的輪子。
本發(fā)明的其它實施方式也是可以的。
例如可以用使用其它能量的馬達例如液壓馬達或氣動馬達來代替電動 馬達41，如果該能量可用并且沒有不可接受的缺陷。
也可通過推進發(fā)動機產(chǎn)生該能量，特別是在地面滑行期間，將所述推 進發(fā)動機調(diào)整到最接近慢速功率，以限制噪聲和污染。
因此，本發(fā)明可通過滑行系統(tǒng)實現(xiàn)航空器在地面移動時自主的航空器， 該滑行系統(tǒng)可避免使用航空器的推進發(fā)動機進行滑行的缺點，并且避免已 設想過但根據(jù)發(fā)明者的知識從未實施過的系統(tǒng)的大部分缺點。
權利要求
1. 航空器(1)在地面自主滑行的系統(tǒng)，其中所述航空器的至少一輪子(10)通過包括機械減速器(6)的機械傳動組件(42)，被連接到包括至少一馬達(41)的轉動驅動部件(4)，其特征在于，所述機械減速器(6)具有這樣的減速比對于所述航空器的輪子(10)的有限轉動角度，該減速比通過螺旋輪(61、62)在兩個端位之間連續(xù)變化，所述螺旋輪(61、62)的半徑基本在所述螺旋輪的一周上連續(xù)變化，并且在所述有限轉動角度以外，其減速比是恒定的而不受限于所述航空器的輪子(10)的轉動角度；并且，在所述兩個端位之間的減速比基本在相應于一方面保證航空器的規(guī)定滑行、和另一方面保證使航空器從靜止位置移動所需的驅動力矩的力矩之比中。
2. 如權利要求l所述的系統(tǒng)，其中，對于所述航空器的輪子(10)的 有限轉動角度而連續(xù)變化的減速比，在所述航空器的輪子不動時的第一端 位與在所述有限轉動角度以外所述航空器的輪子被帶動轉動時的第二端位 之間減小。
3. 如權利要求2所述的系統(tǒng)，其中，當所述轉動驅動部件處在所述第 二端位時，所述連續(xù)變化的減速比基本等于恒定的減速比。
4. 如上述權利要求中任一項所述的系統(tǒng)，其中，所述機械減速器(6) 包括選擇部件離合器和/或調(diào)整楔，以便或者利用減速比連續(xù)變化的傳動 部件、或者利用減速比恒定的部件，使所述馬達(41)和所述航空器的輪 子(10 )聯(lián)接。
5. 如權利要求1至3中任一項所述的系統(tǒng)，其中，所述螺旋輪之一(61) 與一減速器(63、 65)相連，該減速器是這樣的-其減速比是恒定的，并且基本等于所述螺旋輪(61、 62)的最小減 速比；和-所述減速器的輸入軸(63)的軸線與連接到一螺旋輪(62)的輸出 軸(64)的軸線(620)共線；和-所述螺旋輪(61、 62)包括止擋件，當所述轉動驅動部件處在所述 第二端位時，所述止擋件使所述螺旋輪彼此不動；和-所述減速器和所述螺旋輪與一支承件相連，所述支承件能在繞所述 輸入及輸出軸(63、 64)的軸線(620)的整體轉動運動中被帶動，從而所 述輸出軸以所述輸入軸的速度被帶動轉動。
6. 如上述權利要求中任一項所述的系統(tǒng)，其中，所述航空器(l)的 單個輪子(10)被帶動轉動，以保證飛機滑行。
7. 如上述權利要求中任一項所述的系統(tǒng)，其中，兩個或多個輪子被帶 動轉動，以保證飛機滑行。
8. 如上述權利要求中任一項所述的系統(tǒng)，其中，所述航空器的前起落 架的至少一輪子被帶動轉動。
9. 如上述權利要求中任一項所述的系統(tǒng)，其中，所述航空器的主起落 架的至少一輪子被帶動轉動。
10. 如上述權利要求中任一項所述的系統(tǒng)，其中，通過一個或多個電 動馬達(41)驅動被帶動轉動的所述輪子(10)。
11. 如權利要求1至9中任一項所述的系統(tǒng)，其中，通過一個或多個 液壓馬達(41)驅動被帶動轉動的所述輪子(10)。
12. 如權利要求l至9中任一項所述的系統(tǒng)，其中，通過一個或多個 氣動馬達(41)驅動被帶動轉動的所述輪子(10)。
13. 如上述權利要求中任一項所述的系統(tǒng)，其中，所述轉動驅動部件 (4)能與所述輪子(IO)分離開，從而輪子的轉動不帶動所述轉動驅動部件。
14. 如上述權利要求中任一項所述的系統(tǒng)，其中，被帶動轉動以保證 所述航空器(1)滑行的所述輪子(10 )，至少暫時在所述輪子不保證所述 航空器的滑行時，具有伺控于所述航空器相對地面的速度的轉動速度，從 而所述輪子的切向速度基本等于所述航空器相對地面的速度。
15. 如上述權利要求中任一項所述的系統(tǒng)，其中，所述航空器滑行所 需的能量由輔助動力組(2)產(chǎn)生。
16. 如上述權利要求中任一項所述的系統(tǒng)，其中，至少對于所述系統(tǒng) 的某些使用條件，所述航空器滑行所需的能量由所述航空器(l)的至少一推進發(fā)動機(6)產(chǎn)生。
17. 如上述權利要求中任一項所述的系統(tǒng)，其中，通過控制和操縱部 件(5)管理驅動馬達(41)的運行,所述控制和操縱部件包括駕駛艙中的 控制器(52)。
18. 如權利要求17所述的系統(tǒng)，其中，操控所述推進發(fā)動機功率的控 制器用于作為所述控制和操縱部件(5)的控制器(52)。
全文摘要
為了使航空器可在地面自主滑行，一系統(tǒng)帶動航空器的至少一輪子轉動。輪子通過包括機械減速器(6)的機械傳動組件(42)與包括至少一馬達的轉動驅動部件(4)聯(lián)接，對于輪子(10)的有限轉動角度，機械減速器(6)的減速比通過螺旋輪(61、62)連續(xù)變化，螺旋輪的半徑基本在所述螺旋輪的一周上連續(xù)變化，并且其減速比在所述有限轉動角度外恒定而不受限于輪子(10)的轉動角度。連續(xù)變化的減速比用于增加啟動時由驅動部件提供的力矩，而不增加馬達為能獲得航空器啟動時使輪子轉動需要的初始力矩的能力。
文檔編號B64C25/40GK101506041SQ200780030671
公開日2009年8月12日 申請日期2007年6月28日 優(yōu)先權日2006年6月28日
發(fā)明者D·雷納, S·羅克 申請人:空中客車法國公司