专利名称：控制沿地面滑行的飞机的偏航运动的方法
技术领域：
本发明涉及一种控制沿地面滑行的飞机的偏航运动的方法。回顾可知，飞机包括一套起落装置，该装置包括一些起落架，以期提供飞机和地面间的交接面。
背景技术：
通常，飞行员通过作动操纵杆(舵杆踏板、操纵轮等)来控制沿地面滑行的飞机的偏航运动。在飞机至少具有带一个用于承载轮子的可操控底部部分的起落架的情况下，操纵杆通过一个依赖于飞机速度的控制器，直接作用在可操纵的底部部分。由 Mr. Jean DUPREZ 在 2004 年 Airbus France-LAAS 发表的题为 Automatisation du pilotage au sol pour la navigation portuaire[Automation of groundsteering for port navigation 白勺文章(可通过访 1 ]论文网立占获得http://tel. archives-ouvertes. fr/)揭示了如何改进控制器以在控制偏航运动过程中为飞行员提供更大的助力。这篇论文描述了如下方法-以由操纵杆产生的命令为基础，确定一个预置角，通过预置角操控起落架的底部部分的轮子。-采用预置角作为其输入并在该处产生一个校正的闭环控制，-通过一个等于已从预置角中减去校正值的转向角操控该底部部分。发明目的本发明的目的是提供一种控制沿地面滑行的飞机的偏航运动的方法，其中用于底部部分的转向角采用一种不同类型的闭环控制。
发明内容
为达到此目的，提出了一种控制沿地面滑行的飞机的偏航运动的方法，飞机包括至少一个带有用于承载轮子的可操控的底部部分的第一起落架。根据本发明，该方法包括如下步骤-以偏航速率发定值为基础，确定轮子转向预置角；-采用以偏航速率设定值作为输入并产生操控底部部分的命令的闭环控制，以使该命令通过转向角来操控它，该转向角等于预置角与考虑到当可操控底部部分被转向角操控时偏航速率设定值与所测得的偏航速率的偏差所确定的角度之和。因此，是通过控制关于底部部分预置位置的转向角来操控底部部分的。根据本发明的一个优选实施例，应用该方法的飞机进一步包括至少两个分别位于机身左边和右边，并且其轮子与转矩施加构件相连的主起落架，本方法包括对于左、右两个主起落架的转矩施加构件产生两个加速度设定值的步骤，以便该构件受到激发，在飞机上产生一个偏航力矩来补充由第一起落架产生的偏航力矩，从而在飞机上产生的总偏航力矩可以使飞机遵循偏航速率设定值。
转矩施加构件是，例如，摩擦刹车装置和/或自推进运动装置，自推进运动装置包括发动机。根据本发明，该方法使得可以通过分配偏航力矩，同步地控制第一起落架的底部部分的转向和主起落架的旋转速度差速。飞行员将不再担心如何分配控制命令以作用于底部部分的转向和主起落架的轮子的加速度。
本发明将参照以下附图，通过对根据本发明的一个非限定的特定实施例的如下描述来更好地说明-图1是根据本发明的方法如何实现的方框图。-图2是根据本发明的方法在一个优选实施例中如何实现的方框图。
具体实施例方式图1中详细说明了根据本发明的方法在飞机1上的应用，该飞机1包括至少一个第一起落架，该第一起落架带有用于承载轮子的可操控的底部部分。此处的飞机1包括位于机身前部且带有可由致动器100操控的底部部分3的辅助起落架2。控制构件200控制底部部分3的致动器100.想要使得沿地面滑行的飞机1产生偏航运动的飞行员，可以作动许多操纵杆(诸如舵杆踏板或操纵轮等)以产生偏航速率设定值‘。以偏航速率设定值&为基础，计算机4经过计算确定预置角θ ρ，并通过该预置角 θρ操控底部部分3的轮子。在该实例中，该计算与前述理论中已解释过的计算方法相同。与此同时，以偏航速率设定值为基础，单变量校正器5确定将在飞机1中由辅助起落架2产生的偏航力矩设定值Mza，这样，产生的偏航力矩Mza将允许飞机1遵循偏航速率设定值‘。接下来，第二计算机6将偏航力矩设定值Mza转变为角度设定值θζ。然后产生转向角设定值θ。用于控制构件200，该转向角Θ。等于预置角θ ρ与从偏航力矩设定值Mza 中推导的角度θζ之和。以转向角设定值θ。为基础，控制构件200控制致动器100以通过转向角θ。来操纵底部部分3。根据本发明，在偏航运动的任何时刻，飞机1的偏航速率;m都被测量。基于所测的偏航速率彳m和偏航速率设定值&，单变量校正器5将偏航速率设定值&和当可操控底部部分3通过转向角θ。操控时所测的偏航速率^m间的误差纳入考虑后确定偏航力矩设定值 Mza0因此，由偏航力矩设定值Mza直接推出的角度设定值θ ζ，也将偏航速率设定值丄与所测的偏航速率^^间的误差纳入考虑后来确定。由于预置，飞机1的偏航速率快速收敛到偏航速率设定值‘。接下来，通过对关于预置角的转向角θ。的控制7，飞机1的偏航速率至少在底部部分的转向操作的正常条件下，被迫遵从偏航速率设定值‘。
这里，偏航运动的任何时刻，转向角9 ]被测量。基于所测的转向角θ m，第二计算机6将转向角设定值Θ。和所测的转向角θω之间的误差纳入考虑，由偏航力矩设定值Mza 直接确定角度设定值θζ。通过使用对转向角θ。的控制8，在第一控制7没有直接并入转向角设定值θ。与所测的转向角θ m之间的误差的情况下，获得遵循转向角设定值Θ。的转向角。参照图2，飞机1进一步包括至少两个分别位于机身后部左边和右边且其轮子分别与转矩施加构件11，12相连的主起落架9、10。通过在飞机1上施加转矩，所述的构件11， 12能够产生左主起落架9的轮子的旋转速度与右主起落架10的轮子的旋转速度的差速。 根据一个优选实施例，本发明的方法将转矩施加构件11、12合并，以便同步地控制起落架1 的底部部分3的转向和主起落架9、10之间的旋转速度的差速。为此，基于偏航速率设定值^，然后多变量校正器50同时确定飞机1上将由辅助起落架2产生的偏航力矩设定值Mza和飞机1上由转矩施加构件11、12产生的附加偏航力矩设定值Mzp，以便由辅助起落架2和转矩施加构件11、12产生的总力矩将允许飞机1遵循
偏航速率设定值‘。在本身已知的方式中，转矩施加构件11、12由控制模块13控制。基于附加偏航力矩设定值Mzp，控制模块13对于转矩施加构件11、12产生两个加速度设定值rg、rd。在特定情况下(潮湿的跑道，有缺陷的加速方式，等等)，可能发生所述的构件中的一个或多个不能产生超过限定加速度的加速度，因而阻止附加偏航力矩设定值Mzp的获取。在此情况下，饱和信号Satg、Satd由左主起落架9或右主起落架10发送到控制模块13，然后控制模块13在产生可以向所要求的附加偏航力矩设定值Mzp最佳收敛的加速度设定值Γ g、Γ d时， 将此饱和情况纳入考虑。根据本发明，基于偏航速率测量值^m和偏航速率设定值‘，多变量校正器50同时确定由辅助起落架2产生的偏航力矩设定值Mza和由转矩施加构件11、12产生的附加偏航力矩设定值Mzp，这样总偏航力矩将允许飞机1遵循偏航速率设定值‘。为此，多变量校正器
50将偏航速率设定值和当可操控底部部分3通过转向角θ。操控时所测的偏航速率彳
间的误差纳入考虑，并且转矩施加构件11、12以加速度rg、rd被驱动旋转。对转矩施加构件11、12的加速度的控制也是通过使用第一控制7获得。在本例中，第三计算机14将偏航速率设定值&转变为旋转速度差速设定值Δ ω。，
所述的设定值然后被转发到多变量校正器50。此外，在偏航运动的任一时刻，左边、右边的
主起落架9、10的轮子的平均旋转速度&、分别被测量。基于所测的平均转速^、
第四计算机15确定测量的旋转速度差速△ ωω，该速度差速随后被转发到多变量校正器 50。基于旋转速度差速设定值Δ ω。和所测的旋转速度差速Δ ωω，多变量校正器50将旋转速度差速设定值△ ω。和所测的旋转速度差速△ 间的误差纳入考虑，然后确定将由转矩施加构件11、12产生的附加偏航力矩设定值Μζρ。使用第三控制16，在第一控制7没有直接合并旋转速度差速设定值△ ω。和所测的旋转速度差速△ ωω之间误差的情况下，获得左边和右边的主起落架9、10的轮子的、遵循加速度设定值rg、Γ d的加速度。
当然，本发明不限于所述的实施例，且在不背离本发明权利要求范围的情况下，实施差异可以变动。特别地，这里所述的主起落架9、10的轮子的加速度包括轮子的正加速度和轮子的负加速度，其中负加速度也被称为减速。尽管已经提到飞机1包括位于前端的辅助起落架2和位于后部的两个主起落架9、 10，起落架当然还可以有其它方式。进一步地，飞机1可以包括数量大不相同的起落架，且每个起落架可包括数量大不相同的轮子。
权利要求
1.一种控制沿地面滑行的飞机(1)的偏航运动的方法，飞机包括至少一个带有用于承载轮子的、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骤-基于偏航速率设定值么，确定轮子转向预置角θρ;-采用以偏航速率设定值作为输入并产生操控底部部分的命令的闭环控制，以通过等于预置角θρ与角θ ζ之和的转向角θ。来操控所述底部部分，其中角θ 2由考虑偏航速率设定值‘和当可操控底部部分由转向角θ。操控时所测的偏航速率^之间的误差而确定。.r m
2.根据权利要求1所述的方法，其中转向角Θ。等于预置角θρ和角02之和，角θζ 由考虑要求的转向角θ。与所测的转向角θm之间的误差进一步确定。
3.根据权利要求1所述的方法，应用所述方法的飞机进一步包括至少两个分别位于机身左边和右边且其轮子与转矩施加构件(11,1 相连的主起落架(9，10)，所述方法包括对于左边和右边的主起落架(9，10)的转矩施加构件(11,1 而产生两个加速度设定值rg、 r d的步骤，以便所述构件因此被激励，在飞机上产生偏航力矩Mzp来补充由第一起落架(2)产生的偏航力矩Mza，以使在飞机上产生的总偏航力矩允许飞机遵循偏航速率设定值^ο
4.根据权利要求3所述的方法，其中产生加速度设定值Γg、Γ d时，将偏航速率设定值 ‘和所测的偏航速率ρ:之间的误差纳入考虑。
5.根据权利要求4所述的方法，其中产生加速度设定值Γg、Γ d时，将进一步考虑左边和右边主起落架(9，10)的轮子之间的旋转速度差速设定值Δ ω。和所测的左边和右边主起落架(9，10)的轮子之间的旋转速度差速Δ ωω。
6.根据权利要求3所述的方法，其中产生加速度设定值rg、Γd时，将左、右主起落架 (9，10)的轮子加速度Satg、Satd中的饱和纳入考虑。
全文摘要
本发明涉及一种控制沿地面滑行的飞机(1)的偏航运动的方法，飞机包括至少一个带有一个用于承载轮子的、可操控的底部部分(3)的第一起落架(2)。根据本发明，该方法包括如下步骤-以偏航速率设定值为基础，确定轮子转向预置角θp；-采用以偏航速率设定值作为输入并产生操控底部部分的命令的闭环控制，以通过等于预置角θp与角θz之和的转向角θc来操控该操控底部，角θz由考虑偏航速率设定值和当可操控底部部分由转向角θc操控时所测的偏航速率之间的误差而确定。
文档编号G05D1/02GK102411370SQ201110305918
公开日2012年4月11日 申请日期2011年8月16日 优先权日2010年8月18日
发明者D·勒梅, D·弗兰克, M·巴赛特, Y·查马拉德 申请人:梅西耶-布加蒂-道提公司