和下底座 312之间的相对速度来决定最终的阻尼力F。
[0038] 现参见图4A至图4E，可调节阻尼器400的实施方式可以包括可调节阀420,所述 可调节阀改变用于阻尼逃离容积411的流体的限制程度。主要参见图4A和4B，阻尼器402 的实施方式可以包括筒体406和轴404。轴404可以包括布置在该轴上的第一底座410,筒 体406可以包括安装在该筒体上的第二底座412。轴404可以连接至布置在筒体406中的 活塞408。活塞408和筒体406可以限定容积411，所述容积充满流体（例如阻尼流体）。 在许多实施方式中，所述筒体可以布置在壳体419上。壳体419可以限定入口通道416和 出口通道418。入口通道416可以通过开口 414与容积411连通。类似地，出口通道418可 以通过开口 425与储存器连通。阀420可以布置在入口通道416和出口通道418之间。现 参见图4C至图4E，阀420可以包括壁423,这些壁之间限定通道421。阀420中的通道421 可以与入口通道416和出口通道418连通。此外，阀420在壳体419内可旋转以改变在所 述阀的通道421和入口通道416和/或出口通道418之间的连通量。图4C示出阀420处 于其完全开放位置，以便阻尼流体流（如箭头434示出的）可以从容积411穿过入口通道 416流到出口通道418。图4D示出阀420旋转至部分开放位置，在该位置中，阻尼流体仍可 以流过阀420,但是相比图4C中受到限制。图4E示出阀420处于完全封闭位置，在该位置 中，没有流体流穿过阀420。
[0039] 随着阀420从图4C示出的完全开放位置移动到图4E示出的完全封闭位置，可调 节阻尼器的阻尼系数c增大。随着阀420到达完全封闭位置，阻尼系数c可以接近无穷大。 当所述阀处于完全开放位置时的最小阻尼系数c可取决于阀420相对于容积411的布置。 例如，参见图4A和4B，入口通道416的开口 414、入口通道416、出口通道418以及阀420 每个均可以向来自容积411的阻尼流体的流动施加限制或阻力，从而当所述阀处于图4C所 示的完全开放位置时得到最小阻尼系数C。可以通过在不同阀420位置运行可调节阻尼器 400来准备针对不同阀位置的阻尼系数c值查询表。
[0040] 再参见图4A和图4B，阀420可以连接至轴422的第一端。轴422的第二端可以连 接至变速器424的输出端。变速器424可以由马达426 (例如可连续调节的电气、液压或气 动伺服马达）驱动。马达426可以是可连续调节的，以便所述马达可以被驱动至任意具体 旋转位置（例如数转或分数转）。变速器424可以使由马达426提供的转矩倍增，从而允 许使用更小的马达。另外，变速器424可以保护马达426免受阀420的反驱动（即，穿过阀 420的流体可以对阀420施力，该力会使阀420朝更加开放或更加封闭的位置转动）。变速 器424可以对正被转动的阀420提供流动流体不能克服的阻力。
[0041] 马达426也可以连接至编码器428，所述编码器可以追踪和报告马达426的旋转位 置（例如距起始位置的马达转数）。马达426和编码器428可以通过通信线路432连接至 阻尼器控制器430。在一些实施方式中，阻尼器控制器430可以与编码器428成一体。在这 类实施方式中，每个阻尼器402可以包括阻尼器控制器430。在许多其他实施方式中，中央 阻尼器控制器430可以与航空器的相应起落架的每个阻尼器402的编码器428和马达426 通信并且控制所述编码器和所述马达。阻尼器控制器430可以将所报告的马达旋转位置转 换成阀的旋转位置。
[0042] 现参见图5A和5B，具体的航空器可以针对给定的撞击速度具有其起落架的最佳 起落架负载系数g(即减速度或"g"力）。图5A示出示例性曲线图500,该曲线图示出在不 同重量WpWjP W 3 (其中W2重于W W3重于W2)下随着撞击速度增加起落架的最佳负载系数。 起落架负载系数g为减速度量（重力g的倍数），起落架在航空器以具体速度撞击地面时将 该减速度量赋予航空器。负载系数（g)从以下公式导出：
[0043] (2) F = mg ；
[0044] 其中，F等于由起落架（例如由起落架阻尼器）施加在航空器上的力；m等于航空 器的质量在起落架上部分，以及g为航空器的加速度（即，减速度）。公式（2)可以被改写 为：
【主权项】
1. 一种用于交通工具悬架系统的阻尼器（214,300,400)，所述阻尼器（214,300,400) 包括： 可调节的阻尼器阀（420)，其中所述阻尼器阀（420)的调节改变所述阻尼器（214, 300， 400)的阻尼系数； 马达（426)，其中所述马达（426)的运行调节所述阻尼器阀（420);以及 控制器（430)，其被配置为： 接收目标阻尼力和初始阻尼器速度； 响应于接收到的所述目标阻尼力和所述初始阻尼器速度，运行所述马达（426)以将所 述阻尼器阀（420)调节至与如下的阻尼系数对应的位置，所述阻尼系数使得在所述初始阻 尼器速度下得到所述目标阻尼力；以及 之后，运行所述马达（426)以减小所述阻尼器（214, 300,400)的实际阻尼力和所述目 标阻尼力之间的差值。
2. 根据权利要求1所述的阻尼器（214,300,400)，该阻尼器还包括撞击预测模块 (606)，所述撞击预测模块被配置为输出所述目标阻尼力和所述初始阻尼器速度给所述控 制器（430)。
3. 根据权利要求2所述的阻尼器（214, 300,400)，其中，所述撞击预测模块(606)接收 交通工具状态数据和地形信息中的至少一者，其中，响应于接收到的所述交通工具状态数 据和所述地形信息中的至少一者，所述撞击预测模块预测撞击参数，所述撞击参数包括以 下至少一者： 地表类型； 航空器撞击速度； 撞击时相对于地面的撞击姿态； 撞击时航空器总重；以及 撞击时航空器重心， 其中，所述撞击预测模块（606)基于目标起落架负载系数和预测出的撞击参数计算所 述目标阻尼力，以及其中，所述撞击预测模炔基于预测出的撞击参数计算所述初始阻尼器 速度。
4. 根据权利要求3所述的阻尼器（214, 300,400)，其中，所述交通工具为航空器，以及 其中，所述交通工具状态数据包括以下至少一者： 俯仰、俯仰率以及俯仰加速度数据； 翻滚、翻滚率以及翻滚加速度数据； 偏航、偏航率以及偏航加速度数据； 三维速度矢量； 三维加速度矢量； 位置； 地平面上方的高度； 航空器重量；以及 航空器重心。
5. 根据权利要求3所述的阻尼器（214, 300,400)，其中，所述地形信息包括以下至少一 者： 地形高程； 地形坡度；以及 地表类型。
6. 根据权利要求1所述的阻尼器（214, 300,400)，其中，所述马达（426)包括能连续调 节的伺服马达。
7. 根据权利要求1所述的阻尼器（214,300,400)，该阻尼器还包括布置在所述马达 (426)和所述阻尼器阀（420)之间的变速器（424)，其中，所述变速器（424)被配置为使来 自所述马达（426)的转矩倍增并且将倍增的转矩施加给所述阻尼器阀（420)。
8. 根据权利要求1所述的阻尼器（214, 300,400)，其中，所述阻尼器（214, 300,400)限 定阻尼器容积（411)，所述阻尼器（214,300,400)还包括与所述阻尼器容积（411)连通的通 道（416)，所述阻尼器阀（420)布置在所述通道（416)中，所述阻尼器阀（420)限定阀通道 (421)，所述阀通道（421)能相对于所述通道（416)旋转以在所述通道（416)和所述阀通道 (421)之间提供变化的对准度，并且所述阻尼系数随着所述对准度的变化而变化。
9. 一种用于对交通工具的撞击进行阻尼的方法，所述方法包括： 预测所述交通工具的撞击参数，所述交通工具包括多个地面支撑件，每个地面支撑件 通过悬架系统连接至所述交通工具，每个悬架系统包括可调节的阻尼器（214, 300,400)，并 且每个阻尼器（214, 300,400)具有可调节的阻尼系数； 为每个阻尼器（214, 300,400)确定目标阻尼力； 为每个阻尼器（214, 300,400)确定预测的初始撞击阻尼器速度； 基于各个初始撞击阻尼器速度，调节每个悬架部件的所述阻尼器（214, 300,400)以获 得所述目标阻尼力；以及 之后，调节每个悬架部件的所述阻尼器（214, 300,400)以减小各个阻尼器（214, 300， 400)的实际阻尼力和所述目标阻尼力之间的差值。
10. 根据权利要求9所述的方法，其中，所述交通工具为航空器，并且预测所述交通工 具的撞击参数包括预测以下至少一者： 地表类型； 航空器撞击速度； 撞击时相对于地面的航空器姿态； 撞击时航空器总重；以及 撞击时航空器重心。
11. 根据权利要求10所述的方法，其中，预测所述航空器撞击速度的步骤包括： 接收航空器状态数据，所述航空器状态数据包括以下至少一者： 俯仰、俯仰率以及俯仰加速度数据； 翻滚、翻滚率以及翻滚加速度数据； 偏航、偏航率以及偏航加速度数据； 三维速度矢量； 三维加速度矢量； 位置；以及 地平面上方的高度； 从接收到的所述航空器状态数据计算所述航空器到地面的预测轨迹，其中，所述预测 的航空器撞击速度包括在所述预测轨迹上的所述预测轨迹与地面交叉的一点处的航空器 速度。
12. 根据权利要求11所述的方法，其中，预测撞击时相对于地面的航空器姿态的步骤 包括： 从所述俯仰、所述俯仰率以及所述俯仰加速度计算撞击时的航空器俯仰； 从所述翻滚、所述翻滚率以及所述翻滚加速度计算撞击时的航空器翻滚；以及 从所述偏航、所述偏航率以及所述偏航加速度计算撞击时的航空器偏航。
13. 根据权利要求10所述的方法，其中，预测地形类型的步骤包括预测以下至少一者： 地形高程；地形坡度；以及地表类型。
14. 根据权利要求10所述的方法，其中，所述撞击参数还包括在撞击时由所述航空器 产生的升力。
【专利摘要】本发明提供一种主动型起落架阻尼系统以及一种用于在地面撞击事件(诸如航空器着陆或坠毁)期间使交通工具减速的方法。所述系统监测航空器状态数据以及地形信息以预测所述交通工具与地面的撞击。所述系统然后可以为交通工具的每个起落架确定目标阻尼力以及确定撞击时的预测阻尼器速度。每个起落架可以包括可调节阻尼器阀，其中所述阻尼器阀的调节改变各个阻尼器的阻尼系数。所述系统可以调节各个阻尼器的阀，以基于所述预测阻尼器速度提供所述目标力。在撞击开始之后，所述系统可以持续监测和调节所述阀以维持所述目标力。
【IPC分类】B64C25-58
【公开号】CN104859849
【申请号】CN201510046413
【发明人】T·S·比尔切特, A·O·布鲁克巴斯
【申请人】波音公司
【公开日】2015年8月26日
【申请日】2015年1月23日
【公告号】EP2910468A1, US20150239554