可變增益控制前輪轉向系統的制作方法
【專利摘要】一種用于確定飛機前起落裝置的目標轉向角的方法，包括：將方向舵踏板輸入數據接收到轉向控制單元中、將飛機速度數據接收到轉向控制單元中、計算出正常增益、計算出駐停增益、以及將正常增益和駐停增益相加以確定目標轉向角。正常增益在所有的飛機速度和踏板行程范圍之中是正量。駐停增益在駐停速度和滑行速度范圍內是正量。還公開了一種前輪轉向系統。
【專利說明】可變增益控制前輪轉向系統
【背景技術】
[0001]當飛機在地面上時，可期望為飛機提供大轉向角，以便停放飛機。在高速條件下，如起飛前，前輪轉向角應僅限于少量角度。
[0002]公務機使用前輪轉向系統，這是線控轉向系統。使用線控轉向系統的飛機可以利用方向舵踏板行程來調整前輪轉向角。已知的線控轉向系統已簡化兩階段轉向模式，每個針對相同的踏板行程具有不同的轉向角。
【發明內容】
[0003]一種用于確定飛機前起落裝置的目標轉向角的方法，包括:將方向舵踏板輸入數據接收到轉向控制單元中、將飛機速度數據接收到轉向控制單元中、計算出正常增益、計算出駐停增益、以及將正常增益和駐停增益相加以確定目標轉向角。正常增益在所有的飛機速度和踏板行程范圍之中是正量。駐停增益在駐停速度和滑行速度范圍內是正量。
[0004]一種用于確定飛機前起落裝置的目標轉向角的方法，包括:將方向舵踏板輸入數據接收到轉向控制單元中、將飛機速度數據接收到轉向控制單元中、計算出增益K、計算出增益A、計算出增益C、計算出增益B、以及確定前起落裝置的目標轉向角。目標轉向角是正常增益和駐停增益的總和。接收到的方向舵踏板輸入數據對應于飛機上方向舵踏板的輸入行程百分比。增益K和增益C基于接收到的方向舵踏板輸入數據。增益A和增益B基于接收到的飛機速度。正常增益是增益K和增益A的乘積，并且駐停增益是增益C和增益B的乘積。
[0005]一種用于飛機前輪轉向系統的轉向控制單元(“S⑶”)，包括正常增益計算模塊、駐停增益計算模塊和目標轉向計算模塊。正常增益計算模塊計算出在所有的飛機速度和踏板行程范圍之中是正量的正常增益。駐停增益計算模塊計算出在駐停速度和滑行速度范圍內是正量的駐停增益。目標轉向計算模塊將正常增益和駐停增益相加，以確定目標轉向角。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0006]圖1A和IB是用于飛機前輪轉向系統的液壓和電氣系統的不意圖。
[0007]圖2示意性地描繪了可用于一種方法中的增益控制算法，該方法用于確定飛機前起落裝置的最大轉向角。
[0008]圖3-圖6示意性地描繪了針對飛機不同速度的隨轉向角特性的方向舵踏板輸入。
[0009]圖7描繪了最大轉向角和飛機速度之間的關系。
[0010]圖8和圖9示意性地描繪了用于闡明增益控制模塊特征的圖。
[0011]圖10示出了飛機速度、踏板行程和轉向角之間的關系。
【具體實施方式】
[0012]本文中的描述和附圖僅僅是說明性的，并可以在不脫離所附權利要求范圍的情況下對附圖中所公開的結構和步驟進行各種修改和改變。本文中公開的各種確定部件僅僅是技術術語，可以從一個制造商到另一個制造商而變化。該術語不應該被視為限制本公開。附圖因圖示一個或多個示例性實施方式的目的而示出，并不是為了限制所附的權利要求。所有對方向和位置的參考除非另有指示，否則指代圖中所示的部件取向，并且不應該被解釋為限制所附的權利要求。
[0013]參考圖1A和圖1B，前輪轉向系統(“NWSS”)10—般包括駕駛員方向舵踏板和副駕駛方向舵踏板，駕駛員方向舵踏板包括左手方向舵踏板12和右手方向舵踏板14，副駕駛方向舵踏板包括左手方向舵踏板16和右手方向舵踏板18。NWSSlO還包括前起落裝置22，并且NWSSlO按照方向舵踏板操作來控制前起落裝置方向。圖示的NWSSlO是電控的且液壓致動的線控轉向系統。轉向角輸出一即前起落裝置方向一是飛機速度和方向舵踏板輸入的函數。
[0014]NWSSlO包括轉向控制單元24( “SCU”)、轉向控制閥和致動器組件(“SCVA”)26、含左手XDCER28和右手XDCER32的踏板行程傳感器(“XDCER”)。方向舵踏板12、14、16和18由連桿34機械地聯接到各自XDCER28、32。SCU24經由各自XDCER28、32與方向舵踏板
12、14、16和18相連通。另外，S⑶24經由可以為S⑶24提供MLG輪速的防滑控制系統36與飛機的主起落裝置(“MLG”)(未示出)連通。S⑶24也與飛機航電系統38連通。飛機航電系統38可以包括警示警報系統(“CAS”)，它可以為飛機駕駛艙中的NWSSlO提供指示故障顯示的消息。飛機航電系統38還可以提供操縱功能，并且可以包括輸入，以接收指示飛機地面速度的飛機地面速度數據。
[0015]S⑶24也與控制前輪40方向的SCVA26連通，前輪40是前起落裝置22的一部件。SCVA26包括雙位置切斷閥42、雙位置右手轉向控制閥44和雙位置左手轉向控制閥46。在圖示的實施方式中，切斷閥42以及控制閥44和46是偏向第一操作位置的電磁操作閥。SCU24將信號發送給相應閥，以控制各閥的操作位置。
[0016]當切斷閥42處于第一操作位置42a時，來自例如液壓泵(未示出)和積蓄器48的壓力源的流體被阻塞，并且無法穿越切斷閥。在接收到來自SCU24的信號時，切斷閥42可以移動到第二位置42b。在第二位置42b中，加壓流體從壓力源經過限流器50和切斷閥42流向右手轉向控制閥44和左手轉向控制閥46，后兩者都位于切斷閥42下游。限流器50控制前起落裝置22的轉向速度。
[0017]右手轉向控制閥44在第一操作位置44a和第二操作位置44b之間進行操作。在第一操作位置44a中，來自壓力源的加壓流體被阻塞，防止穿越右手轉向控制閥44。在第二操作位置44b中，來自壓力源的加壓流體可以穿越右手轉向控制閥44，并向液壓缸52行進。桿54延伸過氣缸52，并且活塞56與桿54連接并位于氣缸52內。當處于第二操作位置44b中時，流體從壓力源穿過右手轉向控制閥44而行進到活塞56右手側(圖1B中所示每個取向)的液壓缸52中，活塞56移動桿54使前輪40左轉。當處于第一操作位置44a中時，流體可以從活塞56右手側的氣缸52穿過右手轉向控制閥44和限流器58向活塞56左手側而通過左手止回閥60行進到液壓缸52中。致動器(氣缸)52也作為“減擺阻尼器”而運作。在第一操作位置44a中，致動器52經由限流器58自由地移動到右側方向。該運動防止前輪轉向擺振振動。
[0018]左手轉向控制閥46在第一操作位置46a和第二操作位置46b之間進行操作。在第一操作位置46a中，來自壓力源的加壓流體被阻塞，防止穿越左手轉向控制閥46。在第二操作位置46b中，來自壓力源的加壓流體可以穿越左手轉向控制閥46，并向液壓缸52行進。當處于第二操作位置46b中時，流體從壓力源穿過左手轉向控制閥46而行進到活塞56左手側的液壓缸52中，活塞56移動桿54使前輪40右轉。當處于第一操作位置46a中時，流體可以從活塞56左手側的氣缸52穿過左手轉向控制閥46和限流器62向活塞56右手側而通過右手止回閥64行進到液壓缸52中。在第一操作位置46a中，致動器52經由限流器62自由地移動到左側方向。該運動防止前輪轉向擺振振動。
[0019]桿54與前起落裝置22機械連接，以控制前輪40的方向。也可以通過與S⑶24連通的轉向位置傳感器66監測桿54的位置。前輪40的方向可以基于桿54的位置。重量傳感器68也可以設置在前起落裝置22上，以確定前起落裝置的輪上重量(“W0W”)。重量傳感器68也與S⑶24連通。
[0020]S⑶24被構造為確定前輪40的轉向角。參考圖2，前輪40的轉向角基于在正常增益計算模塊70和駐停增益計算模塊72中所進行的計算。每個增益計算模塊70、72均接收踏板行程輸入數據，其基于針對如方向舵踏板12、14、16和18的各自方向舵踏板的踏板行程輸入百分比。
[0021]參考圖1A，LH-XDCER28和RH-XDCER32電連接到SCU24。參考圖2中所示的示例，從XDCER接收到的數據可以分別由模數轉換器74、76進行處理。在每個增益計算模塊中進一步處理之前，此時呈現數字形式的數據可被監測故障并平均化。模塊70、72可以僅接收來自XDCER28、32的數據中的一個。在所公開的實施方式中，模塊70、72接收平均數據(算術平均)，以確保來自XDCER28、32的數據余度。每個增益計算模塊70、72也接收飛機速度數據，其基于MLG輪速和飛機地面速度。MLG輪速由SCU24從防滑控制系統36接收(圖1A)。防滑控制系統36包括用于MLG輪子的輪速傳感器。飛機地面速度數據由SCU24從飛機航電系統38接收(圖1A)。如圖2中看到的，在圖2中也稱為參考速度的飛機速度要么是MLG輪速要么是飛機地面速度，以較高者為準。如果速度數據較高，則目標轉向角在該示例性實施方式中更受限。也就是說，模塊70和72接收較高的速度數據，以防止或抑制飛機在無故障情況下翻轉。
[0022]正常增益計算模塊70確定基于踏板行程輸入數據的增益K。正常增益計算模塊70還確定基于飛機速度的增益A。在此示例中，飛機速度基于MLG輪速數據和飛機地面速度數據中的至少一個。駐停增益計算模塊72確定基于踏板行程輸入數據的增益C。駐停增益計算模塊72還確定基于飛機速度的增益B。NWSSlO (圖1A和1B)利用圖2中所示的增益控制算法，以控制針對不同速度和踏板行程的轉向靈敏度。目標轉向計算模塊78將正常增益和駐停增益相加，以確定目標轉向角。下面，更詳細地描述了確定前起落裝置22的目標轉向角的方法。
[0023]用于確定前起落裝置22的轉向角的方法可以包括:經由XDCER28、32將踏板行程數據接收到轉向控制單元24中。踏板行程數據對應于如飛機上方向舵踏板12、14、16和18的方向舵踏板的輸入行程百分比。數據可以分別在模數轉換器74、76中進行處理。
[0024]用于確定前起落裝置22的轉向角的方法還可以包括:將飛機速度數據接收到轉向控制單元24中(圖1A)。如上文所提到的，接收飛機速度數據可以包括:接收對應于MLG的輪速的MLG輪速以及飛機地面速度。如上文所提到的，可以基于MLG輪速和飛機地面速度中較大者，計算增益A以及計算增益B。[0025]從使用設置線控轉向前輪轉向系統的飛機的實驗中發現，當飛機駐停時(駐停速度范圍)，飛機的速度通常為0-10kt。還發現，當飛機滑行時(滑行速度范圍)，飛機的速度通常為10-30kt。此外，當飛機起飛時(起飛速度范圍)，飛機的速度通常為30kt或以上。結果發現，當飛機滑行時(滑行踏板范圍)，通常使用全踏板輸入的0-40%。因此，增益計算模塊70、72根據飛機的速度來改變增益K、A、C、B。因此，飛機駕駛員在所有條件下能夠獲得最佳的轉向角。在該實施方式中，臨界值10kt、30kt、100kt和40%僅僅是示例。響應于飛機重量和尺寸、飛機重心位置、起落裝置安裝位置、起飛速度、轉向系統機械特性等來決定這些數值，以便飛機在任何速度下都不發生翻轉。因此，前述的臨界值取決于每個飛機的類型。在下面更詳細描述的增益K、A、C和B數學公式被決定，以實現圖3-7中圖表的效果。因此，下面討論的數學公式可以改變，以實現圖3-7中圖表基于不同的駐停速度、滑行速度、起飛速度和方向舵踏板輸入的效果。
[0026]繼續參考圖2，目標轉向角由正常轉向角數值(正常增益)和駐停附加轉向角數值(駐停增益)來確定。正常增益計算模塊70輸出正常轉向角，而駐停增益計算模塊72輸出駐停附加轉向角。用于確定前起落裝置22的目標轉向角的方法還包括:計算出基于接收到的踏板行程數據的增益K。輸入的踏板行程和增益K之間的關系可以由下列公式定義:
[0027]y (X) =O-1Xx
[0028]其中“X”是無量綱單位的踏板行程百分比，其中x=100%被定義為x=100，并且“y”是以。/%為單位的增益K。如圖2中看到的，增益K線性相關于或正比于方向舵踏板一如飛機方向舵踏板12、14、16和18—的輸入行程。
[0029]用于確定前起落裝置22的正常轉向角的方法還包括:計算出增益A。飛機速度和增益A之間的關系可以由下列公式定義:
[0030]如果x〈=30,則 y (X) =1 ；
[0031]如果30〈x〈100,則 y (x) =a X x3+b X x2+c X x+d ；
[0032]a=0,
[0033]b=2.0408E-04,
[0034]c=-4.0816E-02,并且
[0035]d=2.0408E+00 ;并且
[0036]如果100〈=x,則 y (x) =0
[0037]其中“x”是以節為單位的飛機速度，而“y”是無量綱單位的增益A。
[0038]S⑶24具有響應于飛機速度的“增益A”命令，100%的輸入行程命令位于圖2中所示的范圍內。如從上面的公式看出的，針對飛機速度大于在此例如是最大滑行速度的30節，增益A指數相關于飛機速度。針對飛機速度低于30節，增益A恒定；更具體地是，針對飛機速度低于30節，增益A等于I。針對飛機速度大于100節，增益A也是恒定的；更具體地是，針對飛機速度大于100節，增益A等于零，100節在此例如是臨界最大速度或飛機即使在最大轉向角下也不翻轉的最大速度。
[0039]用于確定前起落裝置22的目標轉向角的方法還可以包括:計算出基于接收到的踏板行程數據的增益C。輸入踏板行程和增益C之間的關系可以由下列公式定義:
[0040]如果x〈=40%,則 y (X) =0 ；
[0041]如果40%〈x〈100%，則 y(x)=aXx3+bXx2+cXx+d ;并且[0042]如果100%〈x，則 y(x)=aX 1003+bX 1002+cX100+d
[0043]a=l.6667E-04,
[0044]b=-l.6111E-02,
[0045]c=4.8889E-01，并且
[0046]d=-4.4444E+00
[0047]其中“x”是無量綱單位的踏板行程百分比，x=100%被定義為x=100，“y”是以。/%為單位的增益C。
[0048]輸入行程(百分比)和增益C之間的關系被描繪在圖2所示的曲線中。在輸入行程大于40%情況下，增益C可以指數相關于方向舵踏板的輸入行程。在輸入行程小于40%情況下，增益C可以是恒定的。更具體地，在輸入行程數小于40%情況下，增益C可以等于零。
[0049]用于確定前起落裝置22的目標轉向角的方法還可以包括:計算出基于飛機速度的增益B。飛機速度和增益B之間的關系可以由下列公式定義:
[0050]如果x〈=10,則 y (X) =1 ；
[0051]如果10〈x〈30，則 y(x) =aX x3+b X x2+c X x+d ；
[0052]a=0,
[0053]b=2.3571E-03,
[0054]c=-l.4428E-01，并且
[0055]d=2.2071E+00 ;并且
[0056]如果30〈=x,則 y (x) =0
[0057]其中“x”是以節為單位的飛機速度，“y”是無量綱單位的增益B。在該示例性方法中，針對飛機速度大于10節，增益B指數相關于飛機速度。針對飛機速度低于30節，增益B也指數相關于飛機速度。針對飛機速度低于在此例如是最大駐停速度的10節，增益B可以是恒定的。更具體地，針對飛機速度低于10節，增益B可以等于I。針對飛機速度大于30節，增益B可以是恒定的。更具體地，針對飛機速度大于30節，增益B可以等于零。前起落裝置22的目標轉向角由正常轉向角和駐停附加轉向角來確定。正常增益計算模塊70輸出正常轉向角，而駐停增益計算模塊72輸出駐停附加轉向角。如圖2所示，正常轉向角是增益K和增益A的乘積。當附加轉向角速度為30-100節時，駐停增益計算模塊72輸出零。因此，由于正常轉向角是圖2中描繪的增益K(線性)和增益A(曲線)的乘積，這將產生30-100節速度下與從O到100%的踏板輸入行程成線性的轉向角關系，這在圖5中進行了描繪。
[0058]往回參考圖2，目標轉向角是正常轉向角和駐停附加轉向角的總和。這兩種乘積求和的結果是針對0-30節速度下踏板行程40-100%的擬三次多項式關系，這在圖3和圖4中加以示出。針對踏板行程大于40%，允許轉向角以指數方式更大化，這通過將圖4中上虛線與圖4中下虛線比較就可以看出來。圖4中描繪的上虛線對應于圖3中描繪的線，而圖4中描繪的下虛線對應于圖5中描繪的線。在0-30節速度下，增益A為1.0，并且針對踏板行程從O到40%，駐停增益計算模塊72輸出零。因此，針對從O %到40%的踏板行程，目標轉向角保持駐停速度范圍和滑行速度范圍內的線性關系，這在圖3和4中進行了描繪。此夕卜，在30節或以上的速度下，針對踏板行程從0%到100%，駐停增益計算模塊72輸出零。因此，針對從0%到100%的踏板行程，目標轉向角也保持起飛速度范圍內的線性關系，這在圖5和6中進行了描繪。
[0059]往回參考圖1A，前輪接合開關80可以設置有NWSS10。觸發前輪接合開關會把電力提供給S⑶24。
[0060]圖8和9分別示出了圖塊Ml、M2，為了分別闡明增益計算模塊70、72的特征。參考圖8，當飛機的速度是0-30kt(參見圖8中圖塊Ml的面積SI)時，增益計算模塊70輸出增益K。也就是說，在駐停速度范圍或滑行速度范圍內，增益計算模塊70僅輸出增益K，因為增益A在這些范圍內是1.0 (參見圖2)。當飛機的速度是30kt或以上(起飛速度范圍)時，增益計算模塊70輸出增益KX增益A。這由圖8中圖塊Ml的面積S2表示。
[0061]參考圖9，當飛機的速度是30kt或以上時(參見圖9中圖塊M2的面積S5)，增益計算模塊72輸出零。也就是說，在起飛速度范圍內，增益計算模塊72輸出零，因為增益B在此范圍內是零。當踏板輸入是0-40% (滑行踏板范圍)時，增益計算模塊72也輸出零，因為增益C在此范圍內是零(參見圖2)。另一方面，當踏板輸入是40%或以上時，增益計算模塊72在駐停速度范圍內輸出增益C，因為增益B在此范圍內是1.0 (參見圖9中圖塊M2的面積S3)。此外，增益計算模塊72在滑行速度范圍內輸出增益CX增益B(參見圖9中圖塊M2的面積S4)。
[0062]如上文所提到的，常規的前輪轉向系統根據飛機速度采用簡化的兩階段轉向模式。相反，本主題前輪轉向系統采用飛機速度和最大轉向角之間的無級關系(例如，參見圖7)。
[0063]在駐停速度范圍(O-1Okt)或滑行速度范圍(10_30kt)內并且踏板行程是0_40%情況下，目標轉向角與輸入行程成正比地增加(見圖3和圖4)。如上文所提到的，當飛機滑行時，通常使用全踏板輸入的0-40%。因此，駕駛員可以操作飛機，以精確滑行，因為目標轉向角在這種情況下與輸入行程成正比地增加。此外，針對踏板行程大于40%并且飛機的速度為O-1Okt (參見圖3)，增益計算模塊70、72允許轉向角以指數方式更大化。從而可以匹配駕駛員的轉向感。此外，駕駛員可以轉向到最大角度(60° )。這使駕駛員更容易完成停機任務。當踏板行程是40%或以上時，目標轉向角從IOkt逐漸減小到30kt(參見圖4)。這種過渡防止或抑制飛機翻轉并同時保持駕駛員的轉向感。
[0064]在飛機速度為30kt或以上的條件下，目標轉向線是線性的，并且線梯度隨飛機的速度會變得更低(參見圖5)。這種轉變可以抑制飛機翻轉，并使駕駛員在高的地面速度下更易于控制轉向，因為目標轉向角與方向舵踏板輸入成正比地變化。在一般情況下，當停機(駐停范圍)時，駕駛員傾向于使用最大轉向角。另一方面，在30kt或以上(起飛速度范圍)情況下，對于轉向角而言最好被限制為低角度，因為駕駛員在起飛條件下也可以用方向舵來控制飛機的方向。本轉向系統可以同時滿足這些條件。
[0065]當飛機的速度超過IOOkt時，目標轉向角為零(參見圖6)。該值一100節是設置有本轉向系統的飛機即使在最大轉向角下也不翻轉的臨界最大速度。圖7示出了飛機速度和最大轉向角之間的關系。如圖7中所示，在O-1Okt的速度下最大轉向角是恒定的(60° )，并且最大轉向角從IOkt連續減小到lOOkt。這條線是由如圖2中所示的增益計算模塊70、72做出的。這條線定位于飛機翻轉臨界線(圖7中未示出)稍靠內。因此，設置有本主題轉向控制系統的飛機在任何速度下都不應該翻轉。[0066]在駐停速度范圍(在本實施方式中是O-1Okt)內，最大轉向角是飛機轉向機械系統的最大恒定角(參見圖7—在本實施方式中是60° )。最大轉向角從滑行速度范圍連續減小到臨界最大速度(在本實施方式是IOOkt)。圖7中的線定位于飛機翻轉臨界線稍靠內。本前輪轉向系統還實現了圖3和4中圖表的效果。也就是說，在駐停速度范圍(在本實施方式中是O-1Okt)或滑行速度范圍(在本實施方式中是10-30kt)內，轉向角在滑行踏板范圍(在本實施方式中是0-40% )內正比于踏板輸入，并在40%或以上的踏板輸入范圍內隨踏板輸入而呈指數地增加。此外，轉向角在40%或以上的踏板輸入范圍內隨飛機的速度而逐漸減小(圖4)。在起飛速度范圍(在本實施方式中是30kt或以上)內，本發明實現了線性的且其梯度隨飛機的速度會變得更低的圖表。在臨界速度或以上(在本實施方式中是IOOkt)的情況下，轉向角在本轉向系統中是零(圖6)。臨界速度是飛機即使在最大轉向角下也不翻轉的最大速度。圖10示出了飛機的速度、踏板行程和轉向角之間的關系。
[0067]上面已經具體描述了一種前輪轉向系統和一種用于確定前起落裝置的轉向角的方法。本領域技術人員在閱讀并理解了前面的詳細描述之后將發生修改和變更。所附的權利要求并不僅限于上述的實施方式。
[0068]將理解，各種上面公開的及其它的特征和功能或其替代或變型可以根據需要而組合成許多其它不同的系統或應用。另外，各種目前無法預見或未預料到的對其做出的替代、修改、變型或改進可以由本領域技術人員做出，這也期望包括在以下權利要求中。
【權利要求】
1.一種用于確定飛機前起落裝置的目標轉向角的方法，所述方法包括: 將方向舵踏板輸入數據接收到轉向控制單元中； 將飛機速度數據接收到所述轉向控制單元中； 計算出正常增益，所述正常增益在所有的飛機速度和踏板行程范圍之中是正量； 計算出駐停增益，所述駐停增益在駐停速度和滑行速度范圍內是正量； 將所述正常增益和所述駐停增益相加以確定目標轉向角。
2.根據權利要求1所述的方法，其中，所述前起落裝置的最大轉向角在所述駐停速度范圍內的最大值下是恒定的，并且所述最大轉向角從最大駐停速度連續地減小到最大臨界速度。
3.根據權利要求2所述的方法，其中，在所述最大臨界速度下，所述最大轉向角是零。
4.根據權利要求1所述的方法，其中，在起飛速度范圍內，所述目標轉向角正比于方向舵踏板輸入。
5.根據權利要求4所述的方法，其中，在所述起飛速度范圍內，當所述飛機速度增加時，描繪所述目標轉向角隨所述方向舵踏板輸入的線的梯度減小。
6.根據權利要求1所述的方法，其中，在所述駐停速度和所述滑行速度范圍內，所述目標轉向角在滑行踏板范圍內正比于所述方向舵踏板輸入。
7.根據權利要求6所述的方法，其中，針對踏板輸入大于所述滑行踏板范圍，所述目標轉向角隨所述方向舵踏板輸入而呈指數地增加。
8.根據權利要求7所述的方法，其中，針對踏板輸入大于所述滑行踏板范圍，所述目標轉向角隨飛機的速度而逐漸減小。
9.根據權利要求1所述的方法，其中，通過把增益K和增益A相乘而計算出所述正常增益，其中通過把增益C和增益B相乘而計算出所述駐停增益，其中根據所述方向舵踏板輸入計算出增益K和增益C，其中根據所述飛機速度計算出增益A和增益B。
10.一種用于確定飛機前起落裝置的目標轉向角的方法，所述方法包括: 將方向舵踏板輸入數據接收到轉向控制單元中，其中所述方向舵踏板輸入數據對應于飛機上方向舵踏板的輸入行程百分比； 將飛機速度數據接收到所述轉向控制單元中； 計算出基于接收到的方向舵踏板輸入數據的增益K ； 計算出基于接收到的飛機速度的增益A ； 計算出基于接收到的方向舵踏板輸入數據的增益C ； 計算出基于接收到的飛機速度的增益B ； 確定前起落裝置的目標轉向角，其中所述目標轉向角是正常增益和駐停增益的總和，其中所述正常增益是所述增益K和所述增益A的乘積，并且所述駐停增益是所述增益C和所述增益B的乘積。
11.根據權利要求10所述的方法，其中，所述增益K線性相關于飛機的方向舵踏板輸入。
12.根據權利要求10所述的方法，其中，針對接收到的飛機速度大于最大滑行速度，所述增益A指數相關于所述接收到的飛機速度，并且針對接收到的飛機速度低于所述最大滑行速度，所述增益A恒定。
13.根據權利要求10所述的方法，其中，所述增益B在駐停速度范圍內是常量，所述增益B在滑行速度范圍內指數相關于接收到的飛機速度，并且所述增益B在起飛速度范圍內是零。
14.根據權利要求10所述的方法，其中，所述增益C在滑行踏板范圍內是零，并且針對方向舵踏板輸入大于最大滑行踏板范圍行程，所述增益C指數相關于所述方向舵踏板輸入。
15.一種用于飛機前輪轉向系統的轉向控制單元(“S⑶”)，所述S⑶包括: 正常增益計算模塊，其中所述正常增益計算模塊計算出在所有的飛機速度和踏板行程范圍之中是正量的正常增益； 駐停增益計算模塊，其中所述駐停增益計算模塊計算出在駐停速度和滑行速度范圍內是正量的駐停增益；以及 目標轉向計算模塊，所述目標轉向計算模塊將所述正常增益和所述駐停增益相加，以確定目標轉向角。`
【文檔編號】B64C27/00GK103562065SQ201180057276
【公開日】2014年2月5日 申請日期:2011年10月6日 優先權日:2010年10月8日
【發明者】尾山博樹 申請人:本田專利技術北美有限責任公司