多轮起落架转向系统及其控制方法技术方案

本发明专利技术提供了一种多轮起落架转向系统及其控制方法，其包括：数据采集模块，数据采集模块具有对地速度采集模块以及转向角度采集模块；数据处理模块，数据处理模块与数据采集模块电通信，并且数据处理模块具有数据存储模块以及数据判断模块；以及输出模块，输出模块根据数据判断模块的判断结果发出控制信号，其中，输出模块与阀组件电通信，并且阀组件控制多轮起落架的第一减震器和第二减震器的状态，其中当数据判断模块判断结果为是，则输出模块向阀组件发出第二控制信号，使得第一减震器和第二减震器处于第二状态，并且当数据判断模块判断结果为否，则输出模块向阀组件发出第一控制信号，使得第一减震器和第二减震器处于第一状态。状态。状态。

【技术实现步骤摘要】
多轮起落架转向系统及其控制方法


[0001]本专利技术涉及一种多轮起落架转向系统，属于民用飞行器控制系统设计领域。另外，本专利技术还涉及一种多轮起落架转向系统的控制方法。

技术介绍

[0002]大型飞机的主起落架通常采用带车架的多轮起落架，甚至具有多于两个主起落架。当飞机在地面滑行时，经常有急转弯的需求，例如在跑道上转向180度。为了防止轮胎与地面摩擦并且减少轮胎磨损和对机场跑道的损伤，主起落架的车架的轮轴之一通常设置有某种形式的转向结构。
[0003]对于现有技术中多于4个轮子(通常为6个)的主起落架，一些现有机型上的多轮起落架集成了转弯功能，主起落架的车架的轮轴之一可以转动，采用作动器可实现前轮、主起轮配合同步转弯，以此降低飞机在地面滑行时的转弯半径，并且也减小对轮胎以及对机场跑道的损伤。
[0004]例如，US5242131A《A Steering Landing Gear》介绍了一种大型飞机主起轮的转向装置，在六轮车架上设置针对前侧对轮或后侧对轮的轮轴的主动致动的转动装置，实现前轮、主起轮同步转向。
[0005]例如，EP1958873B1《Landing Gear with Steerable Axle》在US5242131A的基础上提出了一种带锁定装置的主起轮的转向装置，其中的锁定装置可以保持主轮可旋转的轮轴在起飞与着陆阶段保持在中立位置。
[0006]例如，CN103038131B《具有转向架的起落架及其操作方法》介绍了一种大型飞机主起后轮的转向装置，通过铰接机构的形状设计，提出了一种无需锁定装置的可锁定转向机构。
[0007]然而，现有技术中的前转向轮与主起落架转向轮协同转弯需要实时感测飞机的地速、转向角度等信息并且需要对主起落架转向轮进行实时控制，因此需要多个感测装置和致动装置，复杂且众多装置和线路布置在安装空间、飞机重量、后期维护等方面带来了挑战。
[0008]因此，仍然存在对现有多轮起落架转向系统作进一步改进的需求。

技术实现思路

[0009]针对现有技术的上述问题，本专利技术的目的在于提供一种多轮起落架转向系统，减少对感测装置和致动装置的需求，使得转向系统的结构简明、易维护。
[0010]为解决上述问题，本专利技术提供了一种多轮起落架转向系统，其包括：数据采集模块，数据采集模块具有：对地速度采集模块，对地速度采集模块采集飞机的对地速度信息；以及转向角度采集模块，转向角度采集模块采集飞机的转向角度信息；数据处理模块，数据处理模块与数据采集模块电通信，并且数据处理模块具有：数据存储模块，数据存储模块分别将所采集的飞机的对地速度信息和飞机的转向角度信息作为基准数据存储；以及数据判
断模块，数据判断模块判断飞机的对地速度信息和飞机的转向角度信息是否同时处于各自预定的阈值范围内；以及输出模块，输出模块根据数据判断模块的判断结果发出控制信号，其中，输出模块与阀组件电通信，并且阀组件控制多轮起落架的第一减震器和第二减震器的状态，其中当数据判断模块判断结果为是，则输出模块向阀组件发出第一控制信号，使得第一减震器和第二减震器处于第一状态，并且当数据判断模块判断结果为否，则输出模块向阀组件发出第二控制信号，使得第一减震器和第二减震器处于第二状态。
[0011]根据本专利技术的一个方面，在第一状态中，第一减震器的气腔与第二减震器的气腔联通，并且，第一减震器的油腔与第二减震器的油腔联通；以及在第二状态中，第一减震器的气腔与第二减震器的油腔联通，并且，第一减震器的油腔与第二减震器的气腔联通。
[0012]根据本专利技术的一个方面，在第一状态中，阀组件切换到第一位置，使得第一减震器的气腔与第二减震器的气腔联通，并且，第一减震器的油腔与第二减震器的油腔联通；以及在第二状态中，阀组件切换到第二位置，使得第一减震器的气腔与第二减震器的油腔联通，并且，第一减震器的油腔与第二减震器的气腔联通。
[0013]根据本专利技术的一个方面，阀组件是两位四通阀，并且安装在多轮起落架的支柱外周上并且靠近第一轮轴。
[0014]根据本专利技术的一个方面，对地速度采集模块包括对地速度传感器以获得飞机轮子的转速和/或飞机固定点位与地面相对速度，以采集对地速度信息。
[0015]根据本专利技术的一个方面，对地速度传感器安装于多轮起落架的轮子附近。
[0016]根据本专利技术的一个方面，转向角度采集模块包括转向位置传感器以获得飞机前轮的转向运动幅度，以采集转向角度信息。
[0017]根据本专利技术的一个方面，转向位置传感器安装于前轮的支柱附近。
[0018]本专利技术还提供了一种多轮起落架转向系统的控制方法，多轮起落架转向系统的控制方法包括：使用数据采集模块的对地速度采集模块采集飞机的对地速度信息；使用数据采集模块的转向角度采集模块采集飞机的转向角度信息；将所采集的飞机的对地速度信息和转向角度信息作为基准数据存储在数据处理模块的数据存储模块中；使用数据处理模块的数据判断模块将飞机的对地速度信息和飞机的转向角度信息与数据判断模块中预存储的阈值范围比较；当判断飞机的对地速度信息和飞机的转向角度信息同时处于阈值范围内时，使用输出模块对阀组件发出第二控制信号，阀组件控制第一减震器和第二减震器处于第二状态；当判断飞机的对地速度信息和飞机的转向角度信息中的至少一项不在阈值范围内时，使用输出模块对阀组件发出第一控制信号，阀组件控制第一减震器和第二减震器处于第一状态。
[0019]本专利技术的多轮起落架转向系统和控制方法，与现有系统和方法相比，提供了主起落架在地面滑行的对中模式与随动模式，并且可以根据场景控制对中模式以及随动模式的切换。
附图说明
[0020]为了更完全理解本专利技术，可参考结合附图来考虑示例性实施例的下述描述。附图比例是示意性，不必按比例绘制，而是旨在更清楚说明。在附图中：
[0021]图1是根据本专利技术的优选实施例的多轮起落架转向系统的模块图；
[0022]图2是根据本专利技术的优选实施例的多轮起落架的侧视图；
[0023]图3是图2的多轮起落架的俯视图；
[0024]图4是根据本专利技术的优选实施例的多轮起落架的阀组的示意图；以及
[0025]图5是根据本专利技术的优选实施例的多轮起落架转向系统的控制方法的流程图。
[0026]附图标记列表：
[0027]10
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支柱
[0028]20
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车架
[0029]21
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车架梁
[0030]22
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第二轮轴
[0031]23
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第一轮轴
[0032]24
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枢转轴
[0033]30a
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第一减震器
[0034]30b
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第二减震器
[0035]31a
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第一减震器的气腔
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种多轮起落架转向系统，所述多轮起落架转向系统包括：数据采集模块(110)，所述数据采集模块(110)具有：对地速度采集模块(111)，所述对地速度采集模块(111)采集飞机的对地速度信息；以及转向角度采集模块(112)，所述转向角度采集模块(112)采集所述飞机的转向角度信息；数据处理模块(120)，所述数据处理模块(120)与所述数据采集模块(110)电通信，并且所述数据处理模块(120)具有：数据存储模块(121)，所述数据存储模块(121)分别将所采集的所述飞机的对地速度信息和所述飞机的转向角度信息作为基准数据存储；以及数据判断模块(122)，所述数据判断模块(122)判断所述飞机的对地速度信息和所述飞机的转向角度信息是否同时处于各自预定的阈值范围内；以及输出模块(130)，所述输出模块(130)根据所述数据判断模块(122)的判断结果发出控制信号，其特征在于，所述输出模块(130)与阀组件(40)电通信，并且所述阀组件(40)控制所述多轮起落架的第一减震器(30a)和第二减震器(30b)的状态，其中当所述数据判断模块(122)判断结果为是，则所述输出模块(130)向所述阀组件(40)发出第一控制信号，使得所述第一减震器(30a)和所述第二减震器(30b)处于第一状态，并且当所述数据判断模块(122)判断结果为否，则所述输出模块(130)向所述阀组件(40)发出第二控制信号，使得所述第一减震器(30a)和所述第二减震器(30b)处于第二状态。2.根据权利要求1所述的多轮起落架转向系统，其特征在于，在所述第一状态中，所述第一减震器(30a)的气腔与所述第二减震器(30b)的气腔联通，并且，所述第一减震器(30a)的油腔与所述第二减震器(30b)的油腔联通；以及在所述第二状态中，所述第一减震器(30a)的气腔与所述第二减震器(30b)的油腔联通，并且，所述第一减震器(30a)的油腔与所述第二减震器(30b)的气腔联通。3.根据权利要求2所述的多轮起落架转向系统，其特征在于，在所述第一状态中，所述阀组件(40)切换到第一位置，使得所述第一减震器(30a)的气腔与所述第二减震器(30b)的气腔联通，并且，所述第一减震器(30a)的油腔与所述第二减震器(30b)的油腔联...

【专利技术属性】
技术研发人员：职光伸，王伟达，方钧华，高超，任碧诗，
申请(专利权)人：中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院，
类型：发明
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