[发明专利]可变增益控制前轮转向系统

说明书

背景技术

当飞机在地面上时，可期望为飞机提供大转向角，以便停放飞机。在高速条件下，如起飞前，前轮转向角应仅限于少量角度。

公务机使用前轮转向系统，这是线控转向系统。使用线控转向系统的飞机可以利用方向舵踏板行程来调整前轮转向角。已知的线控转向系统已简化两阶段转向模式，每个针对相同的踏板行程具有不同的转向角。

发明内容

一种用于确定飞机前起落装置的目标转向角的方法，包括：将方向舵踏板输入数据接收到转向控制单元中、将飞机速度数据接收到转向控制单元中、计算出正常增益、计算出驻停增益、以及将正常增益和驻停增益相加以确定目标转向角。正常增益在所有的飞机速度和踏板行程范围之中是正量。驻停增益在驻停速度和滑行速度范围内是正量。

一种用于确定飞机前起落装置的目标转向角的方法，包括：将方向舵踏板输入数据接收到转向控制单元中、将飞机速度数据接收到转向控制单元中、计算出增益K、计算出增益A、计算出增益C、计算出增益B、以及确定前起落装置的目标转向角。目标转向角是正常增益和驻停增益的总和。接收到的方向舵踏板输入数据对应于飞机上方向舵踏板的输入行程百分比。增益K和增益C基于接收到的方向舵踏板输入数据。增益A和增益B基于接收到的飞机速度。正常增益是增益K和增益A的乘积，并且驻停增益是增益C和增益B的乘积。

一种用于飞机前轮转向系统的转向控制单元(“SCU”)，包括正常增益计算模块、驻停增益计算模块和目标转向计算模块。正常增益计算模块计算出在所有的飞机速度和踏板行程范围之中是正量的正常增益。驻停增益计算模块计算出在驻停速度和滑行速度范围内是正量的驻停增益。目标转向计算模块将正常增益和驻停增益相加，以确定目标转向角。

附图说明

图1A和1B是用于飞机前轮转向系统的液压和电气系统的示意图。

图2示意性地描绘了可用于一种方法中的增益控制算法，该方法用于确定飞机前起落装置的最大转向角。

图3-图6示意性地描绘了针对飞机不同速度的随转向角特性的方向舵踏板输入。

图7描绘了最大转向角和飞机速度之间的关系。

图8和图9示意性地描绘了用于阐明增益控制模块特征的图。

图10示出了飞机速度、踏板行程和转向角之间的关系。

具体实施方式

本文中的描述和附图仅仅是说明性的，并可以在不脱离所附权利要求范围的情况下对附图中所公开的结构和步骤进行各种修改和改变。本文中公开的各种确定部件仅仅是技术术语，可以从一个制造商到另一个制造商而变化。该术语不应该被视为限制本公开。附图因图示一个或多个示例性实施方式的目的而示出，并不是为了限制所附的权利要求。所有对方向和位置的参考除非另有指示，否则指代图中所示的部件取向，并且不应该被解释为限制所附的权利要求。

参考图1A和图1B，前轮转向系统(“NWSS”)10一般包括驾驶员方向舵踏板和副驾驶方向舵踏板，驾驶员方向舵踏板包括左手方向舵踏板12和右手方向舵踏板14，副驾驶方向舵踏板包括左手方向舵踏板16和右手方向舵踏板18。NWSS10还包括前起落装置22，并且NWSS10按照方向舵踏板操作来控制前起落装置方向。图示的NWSS10是电控的且液压致动的线控转向系统。转向角输出--即前起落装置方向--是飞机速度和方向舵踏板输入的函数。

NWSS10包括转向控制单元24(“SCU”)、转向控制阀和致动器组件(“SCVA”)26、含左手XDCER28和右手XDCER32的踏板行程传感器(“XDCER”)。方向舵踏板12、14、16和18由连杆34机械地联接到各自XDCER28、32。SCU24经由各自XDCER28、32与方向舵踏板12、14、16和18相连通。另外，SCU24经由可以为SCU24提供MLG轮速的防滑控制系统36与飞机的主起落装置(“MLG”)(未示出)连通。SCU24也与飞机航电系统38连通。飞机航电系统38可以包括警示警报系统(“CAS”)，它可以为飞机驾驶舱中的NWSS10提供指示故障显示的消息。飞机航电系统38还可以提供操纵功能，并且可以包括输入，以接收指示飞机地面速度的飞机地面速度数据。

SCU24也与控制前轮40方向的SCVA26连通，前轮40是前起落装置22的一部件。SCVA26包括双位置切断阀42、双位置右手转向控制阀44和双位置左手转向控制阀46。在图示的实施方式中，切断阀42以及控制阀44和46是偏向第一操作位置的电磁操作阀。SCU24将信号发送给相应阀，以控制各阀的操作位置。