飞行器起落架纵向力控制制造技术

本发明专利技术涉及用于飞行器的起落架力控制系统和用于直接控制由配备有制动轮和/或驱动轮的一个或更多个飞行器起落架产生的力的方法。该飞行器具有纵向轴和具有一个或更多个制动轮和/或驱动轮的多个起落架，力控制系统包括基于误差的力控制模块，基于误差的力控制模块适于：接收表示力控制系统要实现的纵向力需求的输入信号；接收表示作用于一个或更多个起落架的实际测量的纵向力的输入信号；计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差，其中基于实际测量的纵向力的误差计算是幅度受限的；以及输出关于一个或更多个起落架的纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。

Longitudinal force control of aircraft landing gear

【技术实现步骤摘要】
飞行器起落架纵向力控制本专利技术申请是申请日期为2013年11月15日、申请号为“201380070681.2”、专利技术名称为“飞行器起落架纵向力控制”的专利技术专利申请的分案申请。
本专利技术涉及一种用于控制由配备有制动轮和/或驱动轮的飞行器的起落架产生的在飞行器纵向(前-后)方向上的力的系统。
技术介绍
典型的飞行器具有包括多个装有轮的起落架组件的起落架，当飞行器在地面上时，起落架组件支撑飞行器。起落架组件用于在诸如着陆、滑行、起飞的地面机动期间控制飞行器的移动。典型的大型喷气动力飞行器包括位于机身前面的可转向的前起落架(NLG)组件以及位于NLG组件后面并关于飞行器纵向轴横向地分布的多个主起落架(MLG)组件(还被称为转向架)。每个MLG组件通常包括可操作用于提供制动力和/或驱动力以分别地减速和/或加速该MLG组件的轮的一个或更多个致动器。通过从座舱发出的控制命令确定例如在地面滑行机动期间在地面上的这样的飞行器的移动。为了实现这些控制命令，起落架需要实现特定的纵向力需求。本专利技术涉及控制轮制动致动器和/或驱动制动器以实现这些需求。
技术实现思路
本专利技术涉及一种用于具有起落架的飞行器的飞行器起落架纵向力控制系统(20)，该起落架具有制动轮和/或驱动轮。该系统包括基于误差的力控制器(21)，该基于误差的力控制器(21)具有用于使需求力(Fx*)和力控制系统实现的实际力(Fx_LG)之间的任何误差最小的反馈。该反馈可以得自用于直接测量起落架纵向力的起落架上的力传感器。该力控制系统可以包括飞行器级别的起落架总力控制器和/或针对每个致动的起落架的起落架级别的力控制器。本专利技术的第一方面提供一种飞行器的起落架力控制系统，该飞行器具有纵向轴和具有一个或更多个制动和/或驱动轮的多个起落架，力控制系统包括基于误差的力控制模块，其适于：接收表示力控制系统要实现的纵向力需求的输入信号；接收表示作用于一个或更多个起落架的实际测量的纵向力的输入信号；计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及输出一个或更多个起落架的纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。本专利技术的另一方面提供了一种用于直接地控制由配备有制动轮和/或驱动轮的一个或更多个飞行器起落架产生的力方法，该方法包括：接收表示一个或更多个起落架要实现的纵向力需求的输入信号；测量作用于一个或更多个起落架的在飞行器纵向方向上的力；计算需求力和实际力之间的任何误差；以及输出一个或更多个起落架的修正的纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。本专利技术的优势在于能够全面直接控制由起落架产生并且与施加到飞行器的例如引擎推力、机翼负载的所有其他的力独立地传递到飞行器的剩余部分的纵向力。基于误差的力控制模块旨在确保在一个或更多个起落架处的制动力或驱动力正确地实现纵向力需求。输出纵向力命令可以处于针对飞行器的所有起落架的全局起落架级别，或者可以处于针对每个起落架的各个起落架级别。优选地，该系统包括全局起落架级别力控制器和针对每个起落架的多个各自的起落架力控制器。术语“纵向”在此处指沿飞行器的前后纵向轴或者滚转轴的方向。作用于一个或更多个起落架的纵向力的测量便于有效地防止非命令力，以考虑例如由于改变的跑道条件、改变的转向角、致动器故障或任何其他不确定源引起的来自外部或内部因素的干扰或扰动。基于误差的力控制模块还适于：基于纵向力命令和起落架制动轮和/或驱动轮系统的已知特性估计由力控制系统正在实现的纵向力；并采用估计的纵向力增大或替换实际测量的纵向力用于在误差计算中使用。为了对起落架纵向力进行精确的闭环控制，在优选地例如使用力传感器对起落架纵向力进行直接测量时，力控制系统有利地可以通过开环控制或开环和闭环控制的组合来持续地操作。因此表示力控制系统正在实现的实际测量的纵向力的信号可以是使用力传感器对起落架力的直接测量等，或者替选地可以是基于起落架部件和致动器的预定知识的估计。基于实际测量的纵向力的误差计算可以是幅度受限的，即减小的反馈，以便增大控制系统故障容限。基于误差的力控制模块可以包括与飞行器的所有起落架相关联的起落架总力控制器。起落架总力控制器可以被配置成：接收表示力控制系统要实现的起落架总纵向力需求的输入信号；接收表示作用于所有起落架的实际测量的纵向力的输入信号；计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及输出力控制系统要实现的起落架总纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。通过控制起落架总力，可以考虑例如前起落架(不具有制动或驱动轮)由于作用于传动装置的拖曳力产生的纵向拖曳的级别。当然，在一些飞行器中，前起落架可能包括制动或驱动轮。基于误差的力控制模块可以包括求和部，求和部被配置成接收表示作用于每个起落架的实际测量的纵向力的输入信号，并向总力控制器输出表示由所有的起落架实现的实际测量的纵向力的信号。基于误差的力控制模块可以包括一个或更多个起落架力控制器，一个或更多个起落架力控制器的每一个分别与配备有制动轮和/或驱动轮的起落架中的一个相关联。每个起落架力控制器可以被配置成：接收表示针对该起落架的力控制系统要实现的起落架纵向力需求的输入信号；接收表示针对该起落架的力控制系统正在实现的实际测量的起落架纵向力的输入信号；计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及输出针对该起落架的起落架力纵向命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。每个起落架力控制器还适于将其起落架的起落架纵向力需求限制在安全结构限制内，以便为该起落架提供负载限制。力控制系统可以被布置成允许关于制动轮的公共扭矩上升率限制，公共扭矩上升率限制在起落架负载约束内最佳地满足期望的制动性能。由于可以基于结构约束来限制命令，因此改进的控制和鲁棒性支持有效的起落架负载限制。这是从当前的扭矩上升限制器向前迈出的重要一步，当前的扭矩上升限制器基于根据实践中很少实现的最大制动增益设定的制动压力上升率。每个起落架力控制器可以包括其起落架的致动器增益估计器，并且其中基于估计的致动器增益限制基于实际测量的纵向力的力控制器输出。力控制模块还可以包括力分配器，用于将力控制系统要实现的总纵向力需求划分成配备有制动轮和/或驱动轮的各个起落架要实现的多个力分量。纵向力分配可被用于通过在飞行器中心线的两侧平衡纵向力来使不需要的偏航力矩最小。力控制系统还可以包括用于向力控制模块提供配置数据的配置管理器。配置管理器可以被布置成从效应器和/或传感器接收一个或更多个信号，并且配置管理器适于基于来自效应器和/或传感器的信号生成配置数据。配置传感器可以被布置成接收表示飞行器的操作情景和/或参数的一个或更多个信号，并且配置管理器可以适于基于飞行器参数和/或操作场景生成配置数据。配置管理器可以被布置成向力控制模块提供配置数据以便在不干扰其连续操作的情况下重新配置力控制模块。该重新配置可用于考虑一个或更多个效应器和/或传感器的状态和/或飞行器的操作场景和/或参数的变化。该配置数据可以引起从系统的开环控制到系统的闭环控制的改变。用于本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种用于飞行器的起落架力控制系统，所述飞行器具有纵向轴和具有一个或更多个制动轮和/或驱动轮的多个起落架，所述力控制系统包括基于误差的力控制模块，所述基于误差的力控制模块适于：/n接收表示所述力控制系统要实现的纵向力需求的输入信号；/n接收表示作用于一个或更多个起落架的实际测量的纵向力的输入信号；/n计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差，其中基于实际测量的纵向力的误差计算是幅度受限的；以及/n输出关于所述一个或更多个起落架的纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。/n

【技术特征摘要】
20121116 GB 1220616.51.一种用于飞行器的起落架力控制系统，所述飞行器具有纵向轴和具有一个或更多个制动轮和/或驱动轮的多个起落架，所述力控制系统包括基于误差的力控制模块，所述基于误差的力控制模块适于：
接收表示所述力控制系统要实现的纵向力需求的输入信号；
接收表示作用于一个或更多个起落架的实际测量的纵向力的输入信号；
计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差，其中基于实际测量的纵向力的误差计算是幅度受限的；以及
输出关于所述一个或更多个起落架的纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。


2.根据权利要求1所述的系统，其中所述基于误差的力控制模块还适于：
基于所述纵向力命令和起落架制动轮和/或驱动轮系统的已知特性估计由所述力控制系统正在实现的纵向力；以及
通过所估计的纵向力增大或替换实际测量的纵向力，用于在误差计算中使用。


3.根据权利要求1所述的力控制系统，其中所述基于误差的力控制模块包括与所述飞行器的所有起落架相关联的起落架总力控制器并且所述起落架总力控制器被配置成：
接收表示所述力控制系统要实现的起落架总纵向力需求的输入信号；
接收表示作用于所有起落架的实际测量的纵向力的输入信号；
计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及
输出所述力控制系统要实现的起落架总纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。


4.根据权利要求2所述的力控制系统，其中所述基于误差的力控制模块包括与所述飞行器的所有起落架相关联的起落架总力控制器并且所述起落架总力控制器被配置成：
接收表示所述力控制系统要实现的起落架总纵向力需求的输入信号；
接收表示作用于所有起落架的实际测量的纵向力的输入信号；
计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及
输出所述力控制系统要实现的起落架总纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。


5.根据权利要求3所述的力控制系统，其中所述基于误差的力控制模块包括求和模块，所述求和模块被配置成接收表示作用于每个起落架的实际测量的纵向力的输入信号，并向所述总力控制器输出表示针对所有起落架正在实现的实际测量的纵向力的信号。


6.根据权利要求4所述的力控制系统，其中所述基于误差的力控制模块包括求和模块，所述求和模块被配置成接收表示作用于每个起落架的实际测量的纵向力的输入信号，并向所述总力控制器输出表示针对所有起落架正在实现的实际测量的纵向力的信号。


7.根据权利要求1所述的力控制系统，其中所述基于误差的力控制模块包括一个或更多个起落架力控制器，所述一个或更多个起落架力控制器中的每个与配备有制动轮和/或驱动轮的起落架中的一个相关联，每个起落架力控制器被配置成：
接收表示所述力控制系统针对该起落架要实现的起落架纵向力需求的输入信号；
接收表示所述力控制系统针对该起落架正在实现的实际测量的起落架纵向力的输入信号；
计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及
输出针对该起落架的起落架纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。


8.根据权利要求7所述的力控制系统，其中每个起落架力控制器还适于将关于其起落架的起落架纵向力需求限制在安全结构限制内，以便为该起落架提供负载限制。


9.根据权利要求7所述的力控制系统，其中每个起落架力控制器包括关于其起落架的致动器增益估计器，并且其中基于所估计的致动器增益来限制基于实际测量的纵向力的力控制器输出。


10.根据权利要求8所述的力控制系统，其中每个起落架力控制器包括关于其起落架的致动器增益估计器，并且其中基于所估计的致动器增益来限制基于实际测量的纵向力的力控制器输出。


11.根据权利要求1所述的力控制系统，其中所述力控制模块还包括力分配器，所述力分配器用于将所述力控制系统要实现的总纵向力需求分成配备有制动轮和/或驱动轮的各个起落架要实现的多个力分量。


12.根据权利要求1所述的力控制系统，还包括用于向所述力控制模块提供配置数据的配置管理器。


13.根据权利要求12所述的力控制系统，其中所述配置管理器被布置成从效应器和/或传感器接收一个或更多个信号，并且所述配置管理器适于基于来自所述效应器和/或所述传感器的信号生成所述配置数据。


14.根据权利要求12所述的力控制系统，其中所述配置管理器被...

【专利技术属性】
技术研发人员：米格尔·安格尔·加马瓦尔德斯，路易斯埃马纽埃尔·罗马纳，安德烈亚·达米亚尼，
申请(专利权)人：空中客车营运有限公司，空中客车运营简化股份公司，
类型：发明
国别省市：英国;GB