專利名稱：飛機起落架的可轉(zhuǎn)向部分的轉(zhuǎn)向控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛機起落架的可轉(zhuǎn)向部分的轉(zhuǎn)向控制方法。
背景技術(shù)：
某些起落架包括可轉(zhuǎn)向底部，這尤其應(yīng)用于前輪起落架，由此使得飛機能夠在地面上轉(zhuǎn)向。為此目的，該起落架配裝有致動器(推拉構(gòu)造中的千斤頂、與小齒輪嚙合的齒條)，使得可轉(zhuǎn)向部分能夠響應(yīng)于由借助于例如駕駛艙內(nèi)方向盤產(chǎn)生的轉(zhuǎn)向命令而樞轉(zhuǎn)。借助于布置在起落架上的角度位置傳感器提供反饋，以測量可轉(zhuǎn)向部分的角度位置并傳送角度位置信號，其用來形成用于伺服控制角度位置的反饋環(huán)。
以已知方式，通過第二角度位置傳感器而設(shè)置雙重角度位置傳感器，從而產(chǎn)生兩 個角度位置信號。這些信號中僅一個信號用于伺服控制角度位置，另一角度位置信號用于監(jiān)測第一角度位置傳感器的正確運行。在兩個信號之間不一致的情況下，伺服控制中斷，并允許起落架的可轉(zhuǎn)向部分自由回轉(zhuǎn)。然后飛機駕駛員可通過差分制動使飛機轉(zhuǎn)向。業(yè)已發(fā)現(xiàn)在某些情況下，尤其在進行緊急轉(zhuǎn)彎時，或?qū)嶋H上在制動的同時沿直線行駛時，或僅僅在飛機是前部較重、由此在起落架上產(chǎn)生大靜力的情況下，由角度位置傳感器傳送的信號可能相對于起落架的可轉(zhuǎn)向部分實際達到的轉(zhuǎn)向角度偏離一定的量。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供一種改進的飛機起落架的可轉(zhuǎn)向部分的控制方法，以及尤其涉及伺服精度的改進。為了實現(xiàn)該目的，本發(fā)明提供一種飛機起落架的可轉(zhuǎn)向部分的轉(zhuǎn)向控制方法，該飛機起落架配裝有轉(zhuǎn)向件和至少兩個角度位置傳感器，轉(zhuǎn)向件用于使可轉(zhuǎn)向部分轉(zhuǎn)向，至少兩個角度位置傳感器用于感測可轉(zhuǎn)向部分的角度位置以傳送表示可轉(zhuǎn)向部分的角度位置的相應(yīng)信號，其中轉(zhuǎn)向件通過伺服控制使用表示可轉(zhuǎn)向部分的角度位置的信息來控制。根據(jù)本發(fā)明，所使用的表示角度位置的信息是由至少兩個角度位置傳感器感測的角度位置的平均值。因此，表示可轉(zhuǎn)向部分的角度位置的信息對于起落架的變形較不敏感，這種變形可能會干擾角度位置傳感器傳送的信號。這種變形尤其發(fā)生在上述環(huán)境下。較佳地，角度位置傳感器以直徑相對方式布置在起落架上，相對于飛機的對稱平面布置在起落架兩側(cè)。這樣，影響角度位置傳感器之一的位置誤差被影響另一角度位置傳感器的位置誤差更有效地補償。


參見所附各圖可更好地理解本發(fā)明，附圖中圖I是具有可轉(zhuǎn)向底部的飛機起落架的示意性側(cè)視圖2是圖I起落架的平面圖；以及圖3是示出本發(fā)明中角度位置如何被伺服控制的示意圖。
具體實施例方式參照附圖，飛機前輪起落架通常包括鉸接安裝到飛機結(jié)構(gòu)的撐桿I。支架件(未示出)在飛機結(jié)構(gòu)與撐桿之間延伸以使撐桿I、且因此使起落架穩(wěn)定在所示展開位置。桿2在撐桿I內(nèi)滑動，且桿的底部承載有接納輪4的軸3。套環(huán)5安裝成在撐桿I的底部上轉(zhuǎn)動，從而使其能夠通過轉(zhuǎn)向件受控地轉(zhuǎn)向，轉(zhuǎn)向件在該實例中由推拉安裝的致動器6構(gòu)成。套環(huán)5和桿2由剪刀狀連桿7限制成共同轉(zhuǎn)動，從而套環(huán)5的轉(zhuǎn)向使桿2轉(zhuǎn)向且因此也使輪4轉(zhuǎn)向。角度位置傳感器8布置在撐桿上以測量套環(huán)5的角度位置，且因此測量輪4的角度位置。角度位置傳感器8傳送角度位置信號，該角度位置信號由布置在飛機上的轉(zhuǎn)向計算機使用以響應(yīng)于由飛行員通過按壓踏板或通過轉(zhuǎn)動轉(zhuǎn)向盤產(chǎn)生的轉(zhuǎn)向 命令來控制輪4的轉(zhuǎn)向。所有這些都是公知的，且僅用來使信息完整，從而設(shè)定本發(fā)明的使用環(huán)境。根據(jù)本發(fā)明，轉(zhuǎn)向計算機適于計算由角度位置傳感器8感測的角度位置的平均值并使用該平均值來通過適當控制轉(zhuǎn)向件的致動器6而實施輪4的角度位置的伺服控制。使用由傳感器感測的角度位置的平均值用于減小起落架變形的影響，且尤其是飛機轉(zhuǎn)彎時起落架經(jīng)受的側(cè)向偏轉(zhuǎn)。已知轉(zhuǎn)向的同時，作用在輪胎上的側(cè)向力傾向于使起落架偏轉(zhuǎn)，由此改變由每個傳感器產(chǎn)生的角度信息。但是，如果角度位置傳感器關(guān)于包含飛機縱向軸線的縱向?qū)ΨQ平面P (如圖2所示)對稱地布置在起落架上，則傳感器之一由于起落架的側(cè)向偏轉(zhuǎn)而經(jīng)受的變化基本上被另一角度位置傳感器所經(jīng)受的相反變化補償，從而由兩傳感器感測的位置的平均值實際上更表示輪的實際角度位置。這改進了角度位置信息的質(zhì)量，且因此改進伺服控制的精度。同樣，當沿直線制動時，或者在飛機頭部較重時，起落架經(jīng)受縱向偏轉(zhuǎn)，這會產(chǎn)生由傳感器感測的角度位置的誤差。取角度位置的平均值使得能夠至少部分地補償這種偏轉(zhuǎn)引起的變形的影響。圖3示出伺服控制，其中可以看出反饋信號Θ平均由兩角度位置傳感器8感測的角度位置91和02的平均值構(gòu)成。更精確地，由轉(zhuǎn)向計算機執(zhí)行的伺服控制包括計算例如來自駕駛艙的轉(zhuǎn)向輪的轉(zhuǎn)向設(shè)定點Θ與反饋信號之間的誤差ε。在該實例中將誤差饋送到比例積分差分(PID)控制器10，該比例積分差分控制器產(chǎn)生施加到伺服閥11的控制電流i，該控制電流i饋送到轉(zhuǎn)向件的致動器6。角度位置傳感器8通過感測相應(yīng)的角度位置01和θ2而作出響應(yīng)，將角度位置01和02相加并然后除以2來得到用作反饋信號的算術(shù)平均值。用處于對稱位置的傳感器，可假設(shè)角度位置傳感器由于起落架所經(jīng)受的干擾變形以相同方式(但沿相反方向)受到影響。則有利的是使用由各角度位置傳感器產(chǎn)生的角度位置信號的算術(shù)平均值。角度位置傳感器較佳地以直徑相對方式布置。但是，如果角度位置傳感器不是對稱布置，則有利的是使用角度位置信號的加權(quán)平均值來考慮每個角度位置傳感器對起落架轉(zhuǎn)彎時所經(jīng)受干擾變形的相應(yīng)敏感度。
權(quán)利要求
1.一種飛機起落架的可轉(zhuǎn)向部分(2、3、4、5)的轉(zhuǎn)向控制方法，所述飛機起落架配裝有轉(zhuǎn)向件(6)和至少兩個角度位置傳感器(8，8)，所述轉(zhuǎn)向件用于使所述可轉(zhuǎn)向部分轉(zhuǎn)向，所述至少兩個角度位置傳感器用于感測所述可轉(zhuǎn)向部分的角度位置以傳送表示所述可轉(zhuǎn)向部分的角度位置(G1, e2)的相應(yīng)信號，其中所述轉(zhuǎn)向件通過伺服控制使用表示所述可轉(zhuǎn)向部分的所述角度位置的信息來控制，其特征在于，所使用的表示所述角度位置的信息是由所述至少兩個角度位置傳感器感測的角度位置的平均值(e
2.如權(quán)利要求I所述的方法，其特征在于，所述角度位置傳感器關(guān)于所述飛機的縱向?qū)ΨQ平面以對稱方式布置在所述起落架上。
3.如權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，所述角度位置傳感器以直徑相對方式放置在所述起落架上。
4.如權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，所述角度位置信號的所述平均值是算術(shù)平均值?！?br> 全文摘要
本發(fā)明涉及一種飛機起落架的可轉(zhuǎn)向部分(2、3、4、5)的轉(zhuǎn)向控制方法，該飛機起落架配裝有轉(zhuǎn)向件(6)和至少兩個角度位置傳感器(8，8)，轉(zhuǎn)向件用于使可轉(zhuǎn)向部分轉(zhuǎn)向，至少兩個角度位置傳感器用于感測可轉(zhuǎn)向部分的角度位置以傳送表示可轉(zhuǎn)向部分的角度位置(θ1，θ2)的相應(yīng)信號，其中轉(zhuǎn)向件通過伺服控制使用表示可轉(zhuǎn)向部分的角度位置的信息來控制。根據(jù)本發(fā)明，所使用的表示角度位置的信息是由至少兩個角度位置傳感器感測的角度位置的平均值(θ平均)。
文檔編號B64C25/24GK102849208SQ201210206240
公開日2013年1月2日 申請日期2012年6月20日 優(yōu)先權(quán)日2011年6月27日
發(fā)明者M·本穆薩 申請人:梅西耶-布加蒂-道提公司