專利名稱：控制沿地面滑行的飛機(jī)的偏航運動的方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種控制沿地面滑行的飛機(jī)的偏航運動的方法?；仡櫩芍?，飛機(jī)包括一套起落裝置，該裝置包括一些起落架，以期提供飛機(jī)和地面間的交接面。
背景技術(shù)：
通常，飛行員通過作動操縱桿(舵桿踏板、操縱輪等)來控制沿地面滑行的飛機(jī)的偏航運動。在飛機(jī)至少具有帶一個用于承載輪子的可操控底部部分的起落架的情況下，操縱桿通過一個依賴于飛機(jī)速度的控制器，直接作用在可操縱的底部部分。由 Mr. Jean DUPREZ 在 2004 年 Airbus France-LAAS 發(fā)表的題為 Automatisation du pilotage au sol pour la navigation portuaire[Automation of groundsteering for port navigation 白勺文章(可通過訪 1 ]論文網(wǎng)立占獲得http://tel. archives-ouvertes. fr/)揭示了如何改進(jìn)控制器以在控制偏航運動過程中為飛行員提供更大的助力。這篇論文描述了如下方法-以由操縱桿產(chǎn)生的命令為基礎(chǔ)，確定一個預(yù)置角，通過預(yù)置角操控起落架的底部部分的輪子。-采用預(yù)置角作為其輸入并在該處產(chǎn)生一個校正的閉環(huán)控制，-通過一個等于已從預(yù)置角中減去校正值的轉(zhuǎn)向角操控該底部部分。發(fā)明目的本發(fā)明的目的是提供一種控制沿地面滑行的飛機(jī)的偏航運動的方法，其中用于底部部分的轉(zhuǎn)向角采用一種不同類型的閉環(huán)控制。

發(fā)明內(nèi)容
為達(dá)到此目的，提出了一種控制沿地面滑行的飛機(jī)的偏航運動的方法，飛機(jī)包括至少一個帶有用于承載輪子的可操控的底部部分的第一起落架。根據(jù)本發(fā)明，該方法包括如下步驟-以偏航速率發(fā)定值為基礎(chǔ)，確定輪子轉(zhuǎn)向預(yù)置角；-采用以偏航速率設(shè)定值作為輸入并產(chǎn)生操控底部部分的命令的閉環(huán)控制，以使該命令通過轉(zhuǎn)向角來操控它，該轉(zhuǎn)向角等于預(yù)置角與考慮到當(dāng)可操控底部部分被轉(zhuǎn)向角操控時偏航速率設(shè)定值與所測得的偏航速率的偏差所確定的角度之和。因此，是通過控制關(guān)于底部部分預(yù)置位置的轉(zhuǎn)向角來操控底部部分的。根據(jù)本發(fā)明的一個優(yōu)選實施例，應(yīng)用該方法的飛機(jī)進(jìn)一步包括至少兩個分別位于機(jī)身左邊和右邊，并且其輪子與轉(zhuǎn)矩施加構(gòu)件相連的主起落架，本方法包括對于左、右兩個主起落架的轉(zhuǎn)矩施加構(gòu)件產(chǎn)生兩個加速度設(shè)定值的步驟，以便該構(gòu)件受到激發(fā)，在飛機(jī)上產(chǎn)生一個偏航力矩來補(bǔ)充由第一起落架產(chǎn)生的偏航力矩，從而在飛機(jī)上產(chǎn)生的總偏航力矩可以使飛機(jī)遵循偏航速率設(shè)定值。
轉(zhuǎn)矩施加構(gòu)件是，例如，摩擦剎車裝置和/或自推進(jìn)運動裝置，自推進(jìn)運動裝置包括發(fā)動機(jī)。根據(jù)本發(fā)明，該方法使得可以通過分配偏航力矩，同步地控制第一起落架的底部部分的轉(zhuǎn)向和主起落架的旋轉(zhuǎn)速度差速。飛行員將不再擔(dān)心如何分配控制命令以作用于底部部分的轉(zhuǎn)向和主起落架的輪子的加速度。


本發(fā)明將參照以下附圖，通過對根據(jù)本發(fā)明的一個非限定的特定實施例的如下描述來更好地說明-圖1是根據(jù)本發(fā)明的方法如何實現(xiàn)的方框圖。-圖2是根據(jù)本發(fā)明的方法在一個優(yōu)選實施例中如何實現(xiàn)的方框圖。
具體實施例方式圖1中詳細(xì)說明了根據(jù)本發(fā)明的方法在飛機(jī)1上的應(yīng)用，該飛機(jī)1包括至少一個第一起落架，該第一起落架帶有用于承載輪子的可操控的底部部分。此處的飛機(jī)1包括位于機(jī)身前部且?guī)в锌捎芍聞悠?00操控的底部部分3的輔助起落架2?？刂茦?gòu)件200控制底部部分3的致動器100.想要使得沿地面滑行的飛機(jī)1產(chǎn)生偏航運動的飛行員，可以作動許多操縱桿(諸如舵桿踏板或操縱輪等)以產(chǎn)生偏航速率設(shè)定值‘。以偏航速率設(shè)定值&為基礎(chǔ)，計算機(jī)4經(jīng)過計算確定預(yù)置角θ ρ，并通過該預(yù)置角 θρ操控底部部分3的輪子。在該實例中，該計算與前述理論中已解釋過的計算方法相同。與此同時，以偏航速率設(shè)定值為基礎(chǔ)，單變量校正器5確定將在飛機(jī)1中由輔助起落架2產(chǎn)生的偏航力矩設(shè)定值Mza，這樣，產(chǎn)生的偏航力矩Mza將允許飛機(jī)1遵循偏航速率設(shè)定值‘。接下來，第二計算機(jī)6將偏航力矩設(shè)定值Mza轉(zhuǎn)變?yōu)榻嵌仍O(shè)定值θζ。然后產(chǎn)生轉(zhuǎn)向角設(shè)定值θ。用于控制構(gòu)件200，該轉(zhuǎn)向角Θ。等于預(yù)置角θ ρ與從偏航力矩設(shè)定值Mza 中推導(dǎo)的角度θζ之和。以轉(zhuǎn)向角設(shè)定值θ。為基礎(chǔ)，控制構(gòu)件200控制致動器100以通過轉(zhuǎn)向角θ。來操縱底部部分3。根據(jù)本發(fā)明，在偏航運動的任何時刻，飛機(jī)1的偏航速率;m都被測量?；谒鶞y的偏航速率彳m和偏航速率設(shè)定值&，單變量校正器5將偏航速率設(shè)定值&和當(dāng)可操控底部部分3通過轉(zhuǎn)向角θ。操控時所測的偏航速率^m間的誤差納入考慮后確定偏航力矩設(shè)定值 Mza0因此，由偏航力矩設(shè)定值Mza直接推出的角度設(shè)定值θ ζ，也將偏航速率設(shè)定值丄與所測的偏航速率^^間的誤差納入考慮后來確定。由于預(yù)置，飛機(jī)1的偏航速率快速收斂到偏航速率設(shè)定值‘。接下來，通過對關(guān)于預(yù)置角的轉(zhuǎn)向角θ。的控制7，飛機(jī)1的偏航速率至少在底部部分的轉(zhuǎn)向操作的正常條件下，被迫遵從偏航速率設(shè)定值‘。
這里，偏航運動的任何時刻，轉(zhuǎn)向角9 ]被測量?；谒鶞y的轉(zhuǎn)向角θ m，第二計算機(jī)6將轉(zhuǎn)向角設(shè)定值Θ。和所測的轉(zhuǎn)向角θω之間的誤差納入考慮，由偏航力矩設(shè)定值Mza 直接確定角度設(shè)定值θζ。通過使用對轉(zhuǎn)向角θ。的控制8，在第一控制7沒有直接并入轉(zhuǎn)向角設(shè)定值θ。與所測的轉(zhuǎn)向角θ m之間的誤差的情況下，獲得遵循轉(zhuǎn)向角設(shè)定值Θ。的轉(zhuǎn)向角。參照圖2，飛機(jī)1進(jìn)一步包括至少兩個分別位于機(jī)身后部左邊和右邊且其輪子分別與轉(zhuǎn)矩施加構(gòu)件11，12相連的主起落架9、10。通過在飛機(jī)1上施加轉(zhuǎn)矩，所述的構(gòu)件11， 12能夠產(chǎn)生左主起落架9的輪子的旋轉(zhuǎn)速度與右主起落架10的輪子的旋轉(zhuǎn)速度的差速。 根據(jù)一個優(yōu)選實施例，本發(fā)明的方法將轉(zhuǎn)矩施加構(gòu)件11、12合并，以便同步地控制起落架1 的底部部分3的轉(zhuǎn)向和主起落架9、10之間的旋轉(zhuǎn)速度的差速。為此，基于偏航速率設(shè)定值^，然后多變量校正器50同時確定飛機(jī)1上將由輔助起落架2產(chǎn)生的偏航力矩設(shè)定值Mza和飛機(jī)1上由轉(zhuǎn)矩施加構(gòu)件11、12產(chǎn)生的附加偏航力矩設(shè)定值Mzp，以便由輔助起落架2和轉(zhuǎn)矩施加構(gòu)件11、12產(chǎn)生的總力矩將允許飛機(jī)1遵循
偏航速率設(shè)定值‘。在本身已知的方式中，轉(zhuǎn)矩施加構(gòu)件11、12由控制模塊13控制。基于附加偏航力矩設(shè)定值Mzp，控制模塊13對于轉(zhuǎn)矩施加構(gòu)件11、12產(chǎn)生兩個加速度設(shè)定值rg、rd。在特定情況下(潮濕的跑道，有缺陷的加速方式，等等)，可能發(fā)生所述的構(gòu)件中的一個或多個不能產(chǎn)生超過限定加速度的加速度，因而阻止附加偏航力矩設(shè)定值Mzp的獲取。在此情況下，飽和信號Satg、Satd由左主起落架9或右主起落架10發(fā)送到控制模塊13，然后控制模塊13在產(chǎn)生可以向所要求的附加偏航力矩設(shè)定值Mzp最佳收斂的加速度設(shè)定值Γ g、Γ d時， 將此飽和情況納入考慮。根據(jù)本發(fā)明，基于偏航速率測量值^m和偏航速率設(shè)定值‘，多變量校正器50同時確定由輔助起落架2產(chǎn)生的偏航力矩設(shè)定值Mza和由轉(zhuǎn)矩施加構(gòu)件11、12產(chǎn)生的附加偏航力矩設(shè)定值Mzp，這樣總偏航力矩將允許飛機(jī)1遵循偏航速率設(shè)定值‘。為此，多變量校正器
50將偏航速率設(shè)定值和當(dāng)可操控底部部分3通過轉(zhuǎn)向角θ。操控時所測的偏航速率彳
間的誤差納入考慮，并且轉(zhuǎn)矩施加構(gòu)件11、12以加速度rg、rd被驅(qū)動旋轉(zhuǎn)。對轉(zhuǎn)矩施加構(gòu)件11、12的加速度的控制也是通過使用第一控制7獲得。在本例中，第三計算機(jī)14將偏航速率設(shè)定值&轉(zhuǎn)變?yōu)樾D(zhuǎn)速度差速設(shè)定值Δ ω。，
所述的設(shè)定值然后被轉(zhuǎn)發(fā)到多變量校正器50。此外，在偏航運動的任一時刻，左邊、右邊的
主起落架9、10的輪子的平均旋轉(zhuǎn)速度&、分別被測量?；谒鶞y的平均轉(zhuǎn)速^、
第四計算機(jī)15確定測量的旋轉(zhuǎn)速度差速△ ωω，該速度差速隨后被轉(zhuǎn)發(fā)到多變量校正器 50?；谛D(zhuǎn)速度差速設(shè)定值Δ ω。和所測的旋轉(zhuǎn)速度差速Δ ωω，多變量校正器50將旋轉(zhuǎn)速度差速設(shè)定值△ ω。和所測的旋轉(zhuǎn)速度差速△ 間的誤差納入考慮，然后確定將由轉(zhuǎn)矩施加構(gòu)件11、12產(chǎn)生的附加偏航力矩設(shè)定值Μζρ。使用第三控制16，在第一控制7沒有直接合并旋轉(zhuǎn)速度差速設(shè)定值△ ω。和所測的旋轉(zhuǎn)速度差速△ ωω之間誤差的情況下，獲得左邊和右邊的主起落架9、10的輪子的、遵循加速度設(shè)定值rg、Γ d的加速度。
當(dāng)然，本發(fā)明不限于所述的實施例，且在不背離本發(fā)明權(quán)利要求范圍的情況下，實施差異可以變動。特別地，這里所述的主起落架9、10的輪子的加速度包括輪子的正加速度和輪子的負(fù)加速度，其中負(fù)加速度也被稱為減速。盡管已經(jīng)提到飛機(jī)1包括位于前端的輔助起落架2和位于后部的兩個主起落架9、 10，起落架當(dāng)然還可以有其它方式。進(jìn)一步地，飛機(jī)1可以包括數(shù)量大不相同的起落架，且每個起落架可包括數(shù)量大不相同的輪子。
權(quán)利要求
1.一種控制沿地面滑行的飛機(jī)(1)的偏航運動的方法，飛機(jī)包括至少一個帶有用于承載輪子的、可操控的底部部分(3)的第一起落架O)，所述方法的特征在于它包括如下步驟-基于偏航速率設(shè)定值么，確定輪子轉(zhuǎn)向預(yù)置角θρ;-采用以偏航速率設(shè)定值作為輸入并產(chǎn)生操控底部部分的命令的閉環(huán)控制，以通過等于預(yù)置角θρ與角θ ζ之和的轉(zhuǎn)向角θ。來操控所述底部部分，其中角θ 2由考慮偏航速率設(shè)定值‘和當(dāng)可操控底部部分由轉(zhuǎn)向角θ。操控時所測的偏航速率^之間的誤差而確定。.r m
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中轉(zhuǎn)向角Θ。等于預(yù)置角θρ和角02之和，角θζ 由考慮要求的轉(zhuǎn)向角θ。與所測的轉(zhuǎn)向角θm之間的誤差進(jìn)一步確定。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，應(yīng)用所述方法的飛機(jī)進(jìn)一步包括至少兩個分別位于機(jī)身左邊和右邊且其輪子與轉(zhuǎn)矩施加構(gòu)件(11,1 相連的主起落架(9，10)，所述方法包括對于左邊和右邊的主起落架(9，10)的轉(zhuǎn)矩施加構(gòu)件(11,1 而產(chǎn)生兩個加速度設(shè)定值rg、 r d的步驟，以便所述構(gòu)件因此被激勵，在飛機(jī)上產(chǎn)生偏航力矩Mzp來補(bǔ)充由第一起落架(2)產(chǎn)生的偏航力矩Mza，以使在飛機(jī)上產(chǎn)生的總偏航力矩允許飛機(jī)遵循偏航速率設(shè)定值^ο
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，其中產(chǎn)生加速度設(shè)定值Γg、Γ d時，將偏航速率設(shè)定值 ‘和所測的偏航速率ρ:之間的誤差納入考慮。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的方法，其中產(chǎn)生加速度設(shè)定值Γg、Γ d時，將進(jìn)一步考慮左邊和右邊主起落架(9，10)的輪子之間的旋轉(zhuǎn)速度差速設(shè)定值Δ ω。和所測的左邊和右邊主起落架(9，10)的輪子之間的旋轉(zhuǎn)速度差速Δ ωω。
6.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，其中產(chǎn)生加速度設(shè)定值rg、Γd時，將左、右主起落架 (9，10)的輪子加速度Satg、Satd中的飽和納入考慮。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種控制沿地面滑行的飛機(jī)(1)的偏航運動的方法，飛機(jī)包括至少一個帶有一個用于承載輪子的、可操控的底部部分(3)的第一起落架(2)。根據(jù)本發(fā)明，該方法包括如下步驟-以偏航速率設(shè)定值為基礎(chǔ)，確定輪子轉(zhuǎn)向預(yù)置角θp；-采用以偏航速率設(shè)定值作為輸入并產(chǎn)生操控底部部分的命令的閉環(huán)控制，以通過等于預(yù)置角θp與角θz之和的轉(zhuǎn)向角θc來操控該操控底部，角θz由考慮偏航速率設(shè)定值和當(dāng)可操控底部部分由轉(zhuǎn)向角θc操控時所測的偏航速率之間的誤差而確定。
文檔編號G05D1/02GK102411370SQ201110305918
公開日2012年4月11日 申請日期2011年8月16日 優(yōu)先權(quán)日2010年8月18日
發(fā)明者D·勒梅, D·弗蘭克, M·巴賽特, Y·查馬拉德 申請人:梅西耶-布加蒂-道提公司