飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)彎控制系統(tǒng)和飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)彎控制方法
【專利摘要】本發(fā)明提供一種飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)彎控制系統(tǒng)，包括：轉(zhuǎn)彎控制單元，其通過傳感器或總線讀取飛機(jī)當(dāng)前狀態(tài)參數(shù)并計算為達(dá)到目標(biāo)轉(zhuǎn)彎角度所需的前輪偏轉(zhuǎn)角度；轉(zhuǎn)彎控制閥，其從所述轉(zhuǎn)彎控制單元接收指令；以及轉(zhuǎn)彎作動筒，所述轉(zhuǎn)彎控制閥根據(jù)從所述轉(zhuǎn)彎控制單元接收的指令作相應(yīng)移動，以向所述轉(zhuǎn)彎作動筒輸出相應(yīng)壓力完成前輪偏轉(zhuǎn)。本發(fā)明還提供一種飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)彎控制方法，其使用前述飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)彎控制系統(tǒng)。
【專利說明】飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)彎控制系統(tǒng)和飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)彎控制方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)彎控制【技術(shù)領(lǐng)域】，更具體地，本發(fā)明涉及一種飛機(jī)前輪轉(zhuǎn) 彎控制系統(tǒng)和飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)彎控制方法。

【背景技術(shù)】
[0002] 前輪轉(zhuǎn)彎系統(tǒng)是飛機(jī)地面操控的主要系統(tǒng)之一，在實現(xiàn)飛機(jī)地面轉(zhuǎn)彎控制、減少 飛機(jī)起降事故方面發(fā)揮著非常重要的作用。
[0003] 目前飛機(jī)高速滑行時的轉(zhuǎn)彎控制流程基本如圖1所示，根據(jù)目標(biāo)轉(zhuǎn)彎角度，飛行 員用腳蹬通過轉(zhuǎn)彎控制單元SCU來控制方向舵偏轉(zhuǎn)角度，即主要依賴方向舵受力對飛機(jī)整 體的作用進(jìn)行偏轉(zhuǎn)。
[0004] 現(xiàn)有飛機(jī)轉(zhuǎn)彎控制律不夠完善，在地面高速滑行情況下，飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時，方向舵與前 輪配合較差，轉(zhuǎn)彎效率較低，前輪與地面磨損嚴(yán)重，輪胎壽命因此降低，從經(jīng)濟(jì)性角度而言， 增加了飛機(jī)的使用維護(hù)成本，降低了飛機(jī)的競爭力。
[0005] 當(dāng)前，世界航空業(yè)競爭激烈，經(jīng)濟(jì)性已經(jīng)成為航空公司選擇產(chǎn)品的重要指標(biāo)，因此 迫切需要一種高效、優(yōu)化的飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)彎控制系統(tǒng)及其方法來降低飛機(jī)使用維護(hù)成本，提 高產(chǎn)品的市場競爭力。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 為了解決上述問題，本發(fā)明提供一種飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)彎控制系統(tǒng)和飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)彎控制 方法。
[0007] 飛機(jī)在地面低速滑行時，可以通過手輪進(jìn)行糾偏和方向偏轉(zhuǎn)運動，高速滑行時，不 能通過手輪進(jìn)行糾偏，必須通過腳蹬控制方向舵進(jìn)行方向調(diào)整，在這種狀態(tài)下，促使飛機(jī)偏 轉(zhuǎn)的作用主要是來自方向舵的氣動力對飛機(jī)重心的力矩，飛機(jī)在以上作用下偏轉(zhuǎn)，前輪被 動隨飛機(jī)偏轉(zhuǎn)，此時輪胎和地面間存在較大摩擦，對輪胎壽命以及維護(hù)性有較大影響。
[0008] 本發(fā)明主要是在高速滑行時，腳蹬同時控制方向舵偏轉(zhuǎn)角度及前輪偏轉(zhuǎn)角度，使 方向舵偏轉(zhuǎn)時，前輪偏轉(zhuǎn)角度已經(jīng)同時到達(dá)最優(yōu)配合位置，最大程度減小輪胎與地面摩擦， 提高轉(zhuǎn)彎效率。
[0009] 根據(jù)本發(fā)明的第一個方面，提供一種飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)彎控制系統(tǒng)，包括：
[0010] 轉(zhuǎn)彎控制單元，其通過傳感器或總線讀取飛機(jī)當(dāng)前狀態(tài)參數(shù)并計算為達(dá)到目標(biāo)轉(zhuǎn) 彎角度所需的前輪偏轉(zhuǎn)角度；
[0011] 轉(zhuǎn)彎控制閥，其從所述轉(zhuǎn)彎控制單元接收指令；以及
[0012] 轉(zhuǎn)彎作動筒，所述轉(zhuǎn)彎控制閥根據(jù)從所述轉(zhuǎn)彎控制單元接收的指令作相應(yīng)移動， 以向所述轉(zhuǎn)彎作動筒輸出相應(yīng)壓力完成前輪偏轉(zhuǎn)。
[0013] 其中，所述飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)彎控制系統(tǒng)通過腳蹬同時控制方向舵和前輪。
[0014] 根據(jù)本發(fā)明的第二個方面，提供一種飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)彎控制方法，包括步驟：
[0015] a.轉(zhuǎn)彎控制單元通過傳感器或總線讀取飛機(jī)當(dāng)前狀態(tài)參數(shù)，包括側(cè)滑角β，飛行 員腳蹬指令作用下的方向舵偏轉(zhuǎn)角度δp當(dāng)前前輪偏轉(zhuǎn)角度α和空速v;
[0016] b.所述轉(zhuǎn)彎控制單元根據(jù)CN = 0· 0022* β -0· 0020* δ r得出飛機(jī)的偏航力矩系數(shù) CN；
[0017] 根據(jù)

【權(quán)利要求】
1. 一種飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)彎控制系統(tǒng)，其特征在于，包括： 轉(zhuǎn)彎控制單元，其通過傳感器或總線讀取飛機(jī)當(dāng)前狀態(tài)參數(shù)并計算為達(dá)到目標(biāo)轉(zhuǎn)彎角 度所需的前輪偏轉(zhuǎn)角度； 轉(zhuǎn)彎控制閥，其從所述轉(zhuǎn)彎控制單元接收指令；以及 轉(zhuǎn)彎作動筒，所述轉(zhuǎn)彎控制閥根據(jù)從所述轉(zhuǎn)彎控制單元接收的指令作相應(yīng)移動，以向 所述轉(zhuǎn)彎作動筒輸出相應(yīng)壓力完成前輪偏轉(zhuǎn)。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)彎控制系統(tǒng)，其特征在于，所述飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)彎控 制系統(tǒng)通過腳蹬同時控制方向舵和前輪。
3. -種飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)彎控制方法，其特征在于，包括步驟： a. 轉(zhuǎn)彎控制單元通過傳感器或總線讀取飛機(jī)當(dāng)前狀態(tài)參數(shù)，包括側(cè)滑角β，飛行員腳 蹬指令作用下的方向舵偏轉(zhuǎn)角度δρ當(dāng)前前輪偏轉(zhuǎn)角度α和空速 ν; b. 所述轉(zhuǎn)彎控制單元根據(jù)CN = 0. 0022* β -0. 0020* δ J導(dǎo)出飛機(jī)的偏航力矩系數(shù)CN ; 根據(jù).
得出飛機(jī)的偏航力矩NraddOT， 其中，P為空氣密度，A為機(jī)翼面積，W為機(jī)翼展長； 并根據(jù)NraddCT = J* ε得出飛機(jī)此時的航向偏轉(zhuǎn)的角加速度ε，其中，J為飛機(jī)已有的 轉(zhuǎn)動慣量； 通過所述轉(zhuǎn)彎控制單元運用積分的方法得到在當(dāng)前狀態(tài)下的飛機(jī)航向偏轉(zhuǎn)角度σ，再 根據(jù)飛機(jī)航向偏轉(zhuǎn)角度與前輪偏轉(zhuǎn)角度之間的幾何關(guān)系a ' f(〇)得出為達(dá)到目標(biāo)轉(zhuǎn)彎角 度所需的前輪偏轉(zhuǎn)角度α ' ； c. 比較當(dāng)前前輪偏轉(zhuǎn)角度α和為達(dá)到目標(biāo)轉(zhuǎn)彎角度所需的前輪偏轉(zhuǎn)角度α '，通過所 述轉(zhuǎn)彎控制單元根據(jù)運算結(jié)果向轉(zhuǎn)彎控制閥發(fā)出相應(yīng)指令，使得所述轉(zhuǎn)彎控制閥根據(jù)指令 作相應(yīng)移動，并向轉(zhuǎn)彎作動筒輸出相應(yīng)壓力完成前輪偏轉(zhuǎn)。
4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)彎控制方法，其特征在于，還包括步驟： d. 當(dāng)飛機(jī)前輪實際偏轉(zhuǎn)角度未達(dá)到目標(biāo)偏轉(zhuǎn)角度要求時，根據(jù)飛行員腳蹬指令重復(fù)執(zhí) 行步驟a、步驟b和步驟c。
5. 根據(jù)權(quán)利要求3或4所述的飛機(jī)前輪轉(zhuǎn)彎控制方法，其特征在于，在所述步驟c中， 同時控制方向舵偏轉(zhuǎn)角度與前輪偏轉(zhuǎn)角度。
【文檔編號】B64C13/22GK104085528SQ201410326575
【公開日】2014年10月8日 申請日期:2014年7月10日 優(yōu)先權(quán)日:2014年7月10日
【發(fā)明者】許成杰, 李生杰, 曹丹青, 王鴻鑫, 黃喜平, 是賢珠 申請人:中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司, 中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司上海飛機(jī)設(shè)計研究院