BRPI1014330B1 - Sistema de controle de ângulo de direção para aeronave - Google Patents
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Abstract
sistema de controle de ângulo de direção para aeronave o sistema de controle de ângulo de direção de aeronave da presente invenção minimiza a proporção de derrapagem de uma estrutura de avião que esteja viando em uma superfície de taxiamento de baixou, tal como o caso de uma superfície de taxiamento congelada e permite um controle direcional da estrutura do avião por meio de um comando de direção, um sistema de controle de ângulo de direção de aeronave que emite um sinal operacional relacionado com um ângulo de direção como um sinal de comando de controle para a roda de direção de nariz incorpora uma proteção de envoltório de roda de nariz incluindo uma unidade de estabelecimento de ângulo de direção de referência que calcula um ângulo de direção de referência considerando que a estrutura de avião não esteja derrapando; uma unidade de detecção de derrapagem que detecta uma condição de derrapagem da estrutura de avião com base no ângulo de direção de referência; e uma unidade de comutação que seleciona um sinal de comando de controle para uma roda de nariz em conjunto com a unidade de detecção de derrapagem.
Description
A presente invenção vem a estar relacionada com um sistema de controle de ângulo de direção de aeronave girando em uma estrutura de avião em taxiamento junto a uma direção desejada através do uso de um sinal operacional relacionado a um ângulo de direção na forma de um sinal de comando de controle para uma roda de pouso do nariz, e vem a estar relacionada, em particular, a um sistema de controle de ângulo de direção de aeronave, minimizando a proporção de derrapagem da estrutura do avião, com o sistema funcionando junto a uma superfície de pista de pouso com baixo-p, tal como uma superfície de pista de pouso congelada, possibilitando a um controle direcional da estrutura do avião por meio de um comando de direção.
Em um sistema de controle de ângulo de direção de aeronave efetuando o controle de uma roda de cone do nariz fazendo uso de um sinal elétrico, um sinal de comando de direção via uma roda de direção, um pedal, ou elemento do gênero são empregados sob forma de um comando de controle destinado a uma roda de pouso do nariz, com uma estrutura de avião girando em uma direção desejada através da alteração do ângulo da roda de pouso do nariz.
A Fig. 6 consiste de um diagrama explicativo apresentando uma correlação entre um comando de direção, o ângulo de uma roda de pouso do nariz, e uma taxa de rodopio de um sistema de controle de ângulo de direção convencional (veja o Documento de Patente 1, por exemplo). Os comandos direcionais correspondem diretamente aos ângulos da roda de pouso do nariz, e conforme o piloto vá aumentando o comando de direção, o ângulo da roda de pouso do nariz segue aumentando também. Consequentemente, a taxa de rodopio da estrutura do avião aumenta da mesma forma. Entretanto, no caso em que a aeronave venha a derrapar enquanto está girando, ela não poderá mais ser direcionada para a posição pretendida, e na pior circunstância, a aeronave irá entrar no chamado estado de fora de controle (estado de sem condições de manobra). Por este motivo, tem sido frequente a ocorrência quanto a desvios da estrutura do avião do seu taxiamento normal ou se deparando diante de obstruções em função da perda do controle direcional pelo comando de direção.
Lista de Referências Mencionadas
(Documentos de Patente)
(PTL 1)
Documento de Patente 1 : Pedido de Patente Japonesa Não-examinado N° Hei 8- 133189
Sumário da Invenção
(Problema Técnico)
A presente invenção foi desenvolvida tem em vista os problemas referentes à tecnologia convencional anteriormente descrita, e consiste de um de seus objetivos a provisão de um sistema de controle de ângulo de direção de aeronave que venha a minimizar a proporção de derrapagem de uma estrutura de avião circulando em uma superfície de pista de pouso de baixo-p tal como uma superfície de pista de pouso congelada e dar condições a que haja o controle direcional da estrutura de avião por meio de um comando de direção.
De maneira a se chegar a este objetivo, tem-se um sistema de controle de ângulo de direção de aeronave de acordo com a reivindicação 1 compreendendo de um sistema de controle de ângulo de direção de aeronave fazendo a liberação de um sinal de controle relacionado a um ângulo de direção sob forma de um sinal de comando de controle para uma roda de pouso do nariz, com o comando de controle levando a que a estrutura de avião em taxiamento gire para a direção desejada, com este sistema vindo a incluir:
unidade de estabelecimento de ângulo de direção de referência efetuando o cálculo de um ângulo de direção referencial levando em consideração que a estrutura do avião não se encontre derrapando; unidade de detecção de derrapagem determinando uma condição de derrapagem da estrutura do avião com base no ângulo de direção referencial; e uma unidade de comutação fazendo a seleção e liberando o sinal de comando de controle em conjunto com a unidade de detecção de derrapagem, sendo que quando da detecção da condição de derrapagem da estrutura do avião, tem-se a aplicação de um sinal relacionado ao ângulo de direção referencial, com a liberação deste sinal de comando de controle para a roda de pouso do nariz enquanto não vem a ser efetuado e liberado o sinal operacional relacionado ao ângulo de direção.
No sistema de controle de ângulo de direção de aeronave descrito anteriormente, o sistema é configurado de maneira que a detecção da condição de derrapagem da estrutura do avião e a liberação de um comando de controle otimizado em referência a roda de pouso do nariz quando da ocorrência da derrapagem venham a ser executadas com base, em lugar do ângulo (de direção) da roda de pouso do nariz, na informação junto ao comando de uma aparelhagem direcional, por exemplo, uma roda de direção operada pelo piloto. Isto significa dizer que enquanto a estrutura do avião está a girar normalmente, o sinal operacional relacionado ao ângulo de direção encontra-se direcionalmente liberado para a roda de direção do nariz sob a forma de sinal de comando de controle, porém, uma vez que seja detectada a condição de derrapagem da estrutura do avião, o sinal operacional relacionado ao ângulo de direção não vem a ser diretamente liberado à roda de direção do nariz sob a forma de sinal de comando de controle. O sinal referente ao ângulo de direção referencial (ângulo de direção referencial) é liberado à roda de direção de nariz sob forma de sinal de comando de controle. O que significa dizer que uma vez que venha a ocorrer a detecção quanto a condição de deslizamento, o ângulo de direção da aparelhagem de direção é controlado de forma a assumir um valor quase constante (= ao ângulo de direção referencial) independente do comando de direção operado pelo piloto. Portanto, o presente sistema de controle de ângulo de direção é provido com uma denominada função de proteção de envoltório da roda de direção do nariz, aonde a condição de derrapagem da estrutura do avião vem a ser detectada, inibindo um ângulo de direção excessivo que poderia vir a contribuir com que a derrapagem da estrutura do avião não viesse a ser comunicada à roda de direção do nariz sob forma de um comando de controle, e sendo assim possível se efetuar o controle automático do ângulo da roda de direção do nariz. Isto minimiza a proporção de derrapagem da estrutura de avião girando junto a uma superfície de pista de pouso de bai- xo-p, tal como uma superfície de pista de pouso gelada, possibilitando consequentemente o controle direcional da estrutura de avião pelo comando de direção.
No sistema de controle de ângulo de direção de aeronave de acordo com a reivindicação 2, o ângulo de direção de referência é determinado por L*w/V, aonde V representa uma velocidade em terra da estrutura do avião, w representa uma taxa de guinada da estrutura do avião, enquanto L representa uma distância entre o centro de gravidade da estrutura do avião e a roda de cone do nariz.
Tendo em vista o sistema de controle de ângulo de direção de aeronave descrito anteriormente, uma vez que a velocidade em terra V e a taxa de guinada w da estrutura do avião podem vir a serem facilmente obtidas a partir da instrumentação de medição provida junto a aeronave, pode-se determinar com facilidade o ângulo de direção referencial que compõe a parte central da função de proteção de envoltório de roda de direção de nariz descrita anteriormente. Portanto, é possível se chegar de modo vantajoso ao objetivo da presente invenção efetuando-se um pequeno aperfeiçoamento junto ao sistema de controle de ângulo de direção existente atualmente.
O sistema de controle de ângulo de direção da presente invenção apresenta uma configuração aonde um sistema de controle de ângulo de direção de aeronave responsável pela liberação de um sinal operacional relacionado ao ângulo de direção sob forma de um sinal de comando de controle para uma roda de direção de nariz incorpora uma proteção de envoltório de roda de direção de nariz, com a proteção de envoltório de roda de direção de nariz incluindo uma unidade de estabelecimento de ângulo de direção referencial efetuando o cálculo de um ângulo de direção referencial levando em consideração que a estrutura de avião não esteja derrapando, uma unidade de detecção de derrapagem que faz a detecção de uma condição de derrapagem da estrutura de avião com base no ângulo de direção de referência, e uma unidade de comutação que faz a seleção de um sinal de comando de controle para uma roda de cone do nariz em conjunção com a unidade de detecção de derrapa- gem. Desse modo, é possível vir a se detectar a condição de derrapagem da estrutura de avião com base na informação referente ao ângulo de direção da aparelhagem de direção operada pelo piloto, com a inibição de um ângulo de direção excessivo que poderia contribuir com que a derrapagem da estrutura do avião não viesse a ser comunicada à roda de direção do nariz sob forma de um comando de controle, e efetuação automática do controle do ângulo da roda de direção do nariz. Portanto, uma aeronave provida com o atual sistema de controle de ângulo de direção apresenta características de controle direcional estáveis (características de rodopio) com respeito ao taxiamento. Portanto, é possível que o piloto gire a estrutura do avião de forma estabilizada por meio de um comando de direção a despeito da condição da superfície de taxiamento e da experiência e conhecimentos técnicos para se lidar com o taxiamento. Resultando em que, pode ser realizado um taxiamento estabilizado, com a carga de trabalho do piloto ficando significativamente reduzida. Mais ainda, devido a presença da função de proteção de envoltório de roda de direção de nariz da presente invenção, o piloto raramente se verá diante de uma condição sem perspectivas de manobra, implicando, portanto, na redução da quantidade de incidentes relativos a aeronaves, tal como desvio da aeronave da pista de pouso ou com a aeronave vindo a colidir com um obstáculo, em função da perda do controle direcional, podendo se aguardar um melhoramento significativo quanto a segurança da aeronave durante o taxiamento .
A Fig. 1 consiste de um diagrama esclarecendo a configuração de um sistema de controle de ângulo de direção de acordo com a presente invenção.
A Fig. 2 consiste de um diagrama explicativo apresentando uma correlação entre um comando de direção, um ângulo de uma roda de direção de nariz, e uma taxa de rodopio do sistema de controle de ângulo de direção de acordo com a presente invenção.
A Fig. 3 consiste de um diagrama explicativo apresentando um trajeto pretendido em um teste de comprovação.
A Fig. 4 apresenta diagramas explicativos indicando dados em sequência do tempo junto a um comando (linha sólida acentuada), o ângulo da roda de direção de nariz (linha sólida), e uma taxa de rodopio (linha pontilhada) quando uma estrutura de avião se encontra em movimentação pelo trajeto mostrado na Fig.3, estabelecido como o pretendido.
A Fig. 5 consiste de um diagrama explicativo apresentando o erro no trajeto entre um trajeto atual e o trajeto pretendido.
A Fig. 6 consiste de um diagrama explicativo mostrando uma correlação entre o comando de direção, o ângulo da roda de direção do nariz, e a taxa de rodopio de um sistema de controle de ângulo de direção convencional.
(Lista de Numerais de Referência)
1 Roda de direção
2 Sensor de inércia
3 Taxa de rodopio
4 Proteção de envoltório de roda de cone de nariz
41 Unidade de cálculo de ângulo de direção de referência
42 Unidade de detecção de derrapagem
100 Sistema de controle de ângulo de direção
Tem-se, em seguida a descrição da presente invenção em maiores detalhes referenciando-se a uma modalidade apresentada nos desenhos. Deve-se observar que a presente invenção não fica restrita a esta modalidade.
A Fig. 1 consiste de um diagrama explicando a configuração de um sistema de controle de ângulo de direção 100 de acordo com a presente invenção.
Este sistema de controle de ângulo de direção 100 inclui uma roda de direção 1 que faz a liberação de um sinal de comando de controle (um ângulo de direção S) para uma roda de cone do nariz de acordo com o comando operado pelo piloto; um sensor de inércia 2 aferindo a velocidade em terra V de uma aeronave (estrutura do avião) que se encontra movendo; uma taxa de rodopio 3 afere uma taxa de guinada w da estrutura do avião; e uma proteção de envelope de roda de cone do nariz 4 faz a aferição da velocidade em terra V e da taxa de guinada w, calcula o ângulo de direção Ss levando em consideração que a estrutura do avião está derrapando com base no ângulo de direção Ss, e impede que um ângulo de direção S em excesso venha a contribuir com a ocorrência da derrapagem da estrutura do avião, no caso de ficar determinado que a estrutura do avião está derrapando. Deve-se observar que a roda de direção pode ser de qualquer formato, tal como de um tipo de alça, de um tipo em alavanca, ou de um tipo em pedal, desde que faça a liberação de um sinal elétrico linear de acordo com o comando.
A proteção de envoltório de roda de cone do nariz 4 vem a ser configurada a partir de uma unidade de cálculo de ângulo de direção referencial 41 que efetua o cálculo do ângulo de direção Ss mencionado anteriormente, uma unidade de detecção de derrapagem 42 faz a detecção de uma condição de derrapagem da estrutura do avião com base no ângulo de direção Ss e no ângulo de direção S mencionados anteriormente, e uma unidade de comutação 43 efetua a seleção de um sinal de comando de controle para a roda de cone do nariz (roda de direção de nariz) em conjunção com a unidade de detecção de derrapagem 42.
Em seguida, tem-se uma sucinta descrição da operação de um sistema de controle de ângulo de direção 100. Um sinal de comando de controle do ângulo de direção S, tendo sido liberado pelo piloto no exercício da roda de direção 1, vem a ser introduzido junto a unidade de detecção de derrapagem 42 da proteção de envoltório de roda de cone do nariz 4, sendo também introduzido junto a unidade de comutação 43. Em uma condição inicial, vem a ser efetuado um contato A da unidade de comutação 43, com a liberação direta de um ângulo de direção S sob a forma de um sinal de comando de controle para a roda de cone do nariz. Para a outra unidade, ou seja, a unidade de detecção de derrapagem 42, unidade a qual o sinal de comando de controle do ângulo de direção S veio a ser introduzido, tem-se o recebimento de um ângulo de direção Ss (daqui em diante referenciado como o “ângulo de direção de referência Ss”) calculado com base em que a estrutura do avião não se encontra derrapando em relação a unidade de estabelecimento de ângulo de direção referencial 41, com a comparação das dimensões do sinal de direção de referência Ss e do ângulo de direção S, e a comutação do contato de modo que um contato B da unidade de comutação 43 venha a se tornar viabilizado caso o ângulo de direção S venha a ser maior do que o ângulo de direção de referência Ss(em caso de vir a ser determinado que a estrutura do avião está derrapando). Desse modo, o sinal de comando de controle do ângulo de direção S excessivo advindo do piloto pode vir a ser bloqueado, e sob a forma do sinal de comando de controle para o rodopio da roda de cone do nariz (roda de direção de nariz), o ângulo de direção de referência Ss calculado pela unidade de estabelecimento de ângulo de direção de referência 41 vem a ser liberado via o contato B da unidade de comutação 43. Deve ser observado que com respeito ao ângulo de direção de referência Ss, pode-se haver a liberação de um ângulo de direção de referência Ss de acordo com os mais recentes dados da velocidade em terra e a taxa de guinda (V,w), ou pode ser efetuado um engatamento de um ângulo de direção de referência Ss imediatamente antes da comutação entre os contatos, com a libera-ção de um sinal deste ângulo em seguida.
Além disso, o ângulo de direção de referência Ss descrito anteriormente que é calculado com base em que a estrutura do avião não esteja derrapando pode ser obtido da maneira a seguir fazendo-se emprego da velocidade em terra V a partir do sensor de inércia, da taxa de guinada atual w advinda da taxa de rodopio, e uma distância L presente entre o centro de gravidade da estrutura do avião e a roda de cone do nariz:
S = L*S/V
Conforme anteriormente descrito, a Fig. 2 compreende de um diagrama explicativo apresentando uma correlação entre o comando de direção, o ângulo da roda de direção de nariz, e a taxa de rodopio do sistema de controle de ângulo de direção 100. Isto significa dizer que, enquanto a estrutura do avião rodopia normalmente, o ângulo da roda de direção do nariz aumenta com o comando de direção manipulado pelo piloto. Tem-se como resultado que a taxa de rodopio da estrutura do avião também aumenta com o comando de direção operado pelo piloto. Então, uma vez que o sistema de controle de ângulo de direção 100 detecte a condição de derrapagem da estrutura do avião, uma linha de saída até a roda de cone do nariz é comutada de forma a impedir a contribuição por parte de um excessivo ân- guio de direção S para a derrapagem, vindo a ser liberada com um sinal de comando de controle para a roda de cone do nariz. Resultando em que o excessivo ângulo de direção S advindo da parte do piloto não vem a ser liberado sob forma de um sinal de comando de controle para a roda de cone do nariz, pelo contrário, o ângulo de direção de referência Ss é liberado sob a forma de um novo sinal de comando de controle para a roda de cone do nariz. Portanto, uma vez que o sistema de controle de ângulo de direção 100 detecte a condição de derrapagem da estrutura do avião, o ângulo da roda de direção de nariz é preservado, ou controlado de forma a permanecer como um ângulo constante (= ao ângulo de direção de referência Ss). Desse modo, mantém-se constante também a taxa de rodopio da estrutura do avião, sendo minimizada a proporção de derrapagem da estrutura do avião. Não obstante, o piloto se encontra liberado da condição de fora de controle aonde ele não poderia vir a desempenhar o controle direcional da estrutura do avião através de um comando de direção e, ao mesmo tempo, a carga de trabalho do piloto fica vantajosamente reduzida. Deve ser observado que os resultados advindos de um teste de comprovação do sistema de controle de ângulo de direção 100 descrito acima serão detalhados posteriormente com referência as Figs, de 3 a 5.
A Fig. 3 compreende de um diagrama explicativo de um trajeto pretendido no teste de comprovação.
O teste de comprovação para a confirmação dos efeitos da presente invenção foi conduzido através da determinação do erro de trajeto ocorrendo entre um atual trajeto e o trajeto pretendido quando uma estrutura do avião veio a se movimentar sob determinadas condições, com o trajeto ilustrado pela Fig.3 sendo ajustado como o pretendido.
A Fig. 4 apresenta diagramas explicativos indicando os dados sequenciais do tempo junto ao comando de direção (linha sólida acentuada), o ângulo da roda de direção de nariz (linha sólida), e a taxa de rodopios (linha pontilhada) quando a estrutura do avião veio a se movimentar pelo trajeto mostrado na Fig. 3 estabelecido como o pretendido. Deve ser observado que na Fig. 4(a) tem-se a apresentação dos dados junto ao comando de direção, do ângulo da roda de direção do nariz, e da taxa de rodopios no caso de não ter havido a designação da proteção de envoltório de roda de nariz 4 de acordo com a presente invenção para a função (proteção funcionando), com a Fig. 4(b) apresentando dados junto ao comando de direção, do ângulo da roda de direção de nariz, e da taxa de rodopio no caso aonde não tenha havido a viabilização da proteção de envoltório 4 de acordo com a presente invenção para execução da função (proteção desligada).
Em uma condição normal aonde a estrutura do avião não se encontre derrapando, a taxa de rodopio acompanha substancialmente o comando de direção. Em outras palavras, os três tipos de linhas coincidem.
Contudo, pode ser visto a partir da Fig. 4(b), uma vez que a estrutura do avião venha iniciar a derrapagem devido a um grande ângulo de direção, que a taxa de rodopio não mais acompanhará o comando de direção. Em outras palavras, a linha pontilhada se desviará dos dois demais tipos de linhas.
Por outro lado, conforme mostrado na Fig. 4(a), no caso em que tenha havido a designação para execução da função de proteção de envelope de roda de nariz de acordo com a presente invenção, o ângulo de roda atual ficará restringido mesmo para um comando de direção incrementado, de modo que a taxa de rodopio segue acompanhando o ângulo de roda dentro de uma faixa aonde não venha a ocorrer uma derrapagem. Isto indica que o ângulo de roda acompanha e vem a ser bem controlado pelo sinal de comando de controle do ângulo de direção S advindo do piloto, com a estrutura do avião se movimentando ao longo do trajeto pretendido.
A Fig. 5 consiste de um diagrama explicativo apresentando o erro de trajeto ocorrendo entre o trajeto atual e o trajeto pretendido.
Em uma superfície de taxiamento especialmente deslizante, dá-se condição a que a proteção de envoltório de roda de nariz de acordo com a presente invenção venha a funcionar teve como resultado de uma diminuição preferível quanto ao erro de trajeto (médio).
De acordo com a descrição anterior, o sistema de controle de ângulo de direção 100 de acordo com a presente invenção apresenta uma configuração aonde um sistema de controle de ângulo de direção de aeronave que faz a liberação de um sinal de operação relacionado ao ângulo de direção S sob a forma de um sinal de comando de controle referente a uma roda de direção de nariz (roda de cone de nariz) incorpora a proteção de envoltório de roda de nariz 4 configurada a partir da unidade de estabelecimento de ângulo de direção de referência 41 que calcula um ângulo de direção de referência Ss sob a consideração de que a estrutura do avião não esteja derrapando, com a unidade de direção de derrapagem 42 detectando a condição de derrapagem da estrutura de avião com base no ângulo de direção de referência Ss e com a unidade de comutação 43 selecionando o sinal de comando de controle para a roda de nariz em conjunção com a unidade de detecção de derrapagem 42. Isto viabiliza a que o piloto possa rodopiar de modo estabilizado a aeronave por meio de um comando de direção a despeito da condição da superfície de taxiamento e da sua experiência e conhecimento técnico no taxiamento. Resultando em que a estabilidade de taxiamento possa se concretizar, com a carga de trabalho do piloto sendo significativamente reduzida. Além disso, em função da proteção de envoltório de roda 4 de acordo com a presente invenção, o piloto raramente se depara com a condição de fora de controle, e portanto, pode ser esperada uma redução quanto ao número de acidentes com aeronaves oriundos de deslocamentos das mesmas de seus taxiamentos ou por virem a encontrar uma obstrução em função da perda do controle direcional, ocorrendo um aperfeiçoamento significativo no que se refere a segurança durante o taxiamento.
O sistema de controle de ângulo de direção de acordo com a presente invenção pode ser aplicado de forma vantajosa junto a uma aparelhagem destinada a prevenção de derrapagem por parte de uma roda de direção de nariz de aeronave.
Claims (1)
1. Sistema de controle de ângulo de direção (100) para uma aeronave, o sistema de controle de ângulo de direção sendo configurado para emitir um sinal operacional relacionado a um ângulo de direção como um sinal de comando de controle para uma roda de direção de nariz, o comando de controle sendo configurado para fazer uma estrutura do avião que esteja em taxiamento virar para uma direção desejada, o sistema de controle de ângulo de direção sendo CARACTERIZADO pelo fato de compreender: uma unidade de estabelecimento de ângulo de direção de referência (41) que é configurada para calcular um ângulo de direção de referência considerando que não esteja ocorrendo a derrapagem da estrutura; uma unidade de detecção de derrapagem (42) que é configurada para determinar uma condição de derrapagem da estrutura com base no ângulo de direção de referência; e uma unidade de comutação (43) que é configurada para selecionar e emitir o sinal de comando de controle em conjunto com a unidade de detecção de derrapagem (42), em que, quando a condição de derrapagem da estrutura é detectada, um sinal rela-cionado ao ângulo de direção de referência é emitido como o sinal de comando de controle para a roda de direção de nariz, enquanto o sinal operacional relacionado ao ângulo de direção não é usado e emitido, e em que o ângulo de direção de referência é determinado pela relação L*ω/V, onde V representa uma velocidade em terra da estrutura, ω representa a taxa de guinada da estrutura e L representa uma distância entre o centro de gravidade da estrutura e a roda de direção do nariz
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| FR2986503B1 (fr) * | 2012-02-06 | 2014-10-10 | Messier Bugatti Dowty | Procede de gestion d'une commande d'orientation d'une partie orientable d'un atterrisseur d'aeronef. |
| US20150375854A1 (en) * | 2014-06-27 | 2015-12-31 | Honeywell International Inc. | Differential steering control of electric taxi landing gear |
| FR3028084B1 (fr) * | 2014-11-03 | 2020-12-25 | Sagem Defense Securite | Procede et dispositif de guidage d'un aeronef |
| GB2533179B (en) | 2014-12-10 | 2020-08-26 | Airbus Operations Ltd | Control method and apparatus for an aircraft when taxiing |
| GB2534915A (en) * | 2015-02-05 | 2016-08-10 | Airbus Operations Ltd | Method and apparatus for control of a steerable landing gear |
| PL3232284T3 (pl) * | 2016-04-11 | 2020-06-29 | Airbus Operations Limited | Sposób i urządzenie do sterowania kierowalnym podwoziem |
| CN109715495B (zh) * | 2016-09-15 | 2022-04-08 | 住友精密工业株式会社 | 航空器的转向控制装置 |
| CN106697268B (zh) * | 2016-12-28 | 2019-05-10 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机前轮转弯控制系统 |
| FR3072650B1 (fr) * | 2017-10-24 | 2021-07-30 | Dassault Aviat | Systeme de controle d'une trajectoire laterale d'un aeronef au sol |
| CN110697031A (zh) * | 2019-10-24 | 2020-01-17 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种飞机前轮偏转角度控制系统 |
| RU2751734C2 (ru) * | 2019-12-30 | 2021-07-16 | Общество с ограниченной ответственностью "Яндекс Беспилотные Технологии" | Способы и процессоры для управления рулением беспилотным автомобилем |
| CN115848618A (zh) * | 2022-12-28 | 2023-03-28 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种高可靠性飞机前轮转弯系统 |
Family Cites Families (30)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2430869A (en) * | 1945-03-03 | 1947-11-18 | Continental Inc | Roadable airplane |
| US2767939A (en) * | 1952-12-26 | 1956-10-23 | Aerocar Inc | Flying automotive vehicle assembly |
| US2953323A (en) * | 1955-12-06 | 1960-09-20 | Houdaille Industries Inc | Two-stage steering control system for aircraft nosewheel |
| US3208694A (en) * | 1964-03-20 | 1965-09-28 | Upshur T Joyner | Nose gear steering system for vehicle with main skids |
| US3885759A (en) * | 1973-06-21 | 1975-05-27 | Lear Avia Corp | Nose wheel steering system |
| DE2652289C2 (de) * | 1976-11-17 | 1983-02-03 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Automatisches Richtungsstabilisierungssystem |
| US4482961A (en) * | 1981-09-18 | 1984-11-13 | The Boeing Company | Automatic control system for directional control of an aircraft during landing rollout |
| SU1100179A1 (ru) | 1983-03-09 | 1984-06-30 | Akhmedov Marat | Рулевое управление с измен емым передаточным числом |
| FR2622846A1 (fr) * | 1987-11-10 | 1989-05-12 | Berton Vincent | Voiture avion |
| US5050817A (en) * | 1989-10-16 | 1991-09-24 | Miller Harvey R | Combined road and aircraft vehicle |
| JP2570460B2 (ja) * | 1990-04-05 | 1997-01-08 | トヨタ自動車株式会社 | 車両の旋回制御装置 |
| JP2580865B2 (ja) * | 1990-10-17 | 1997-02-12 | 三菱自動車工業株式会社 | 車両用ステアリング制御装置 |
| US5276620A (en) | 1991-03-25 | 1994-01-04 | Bottesch H Werner | Automatic countersteering system for motor vehicles |
| JP2580865Y2 (ja) | 1993-04-09 | 1998-09-17 | 日本エー・エム・ピー株式会社 | コネクタ |
| US5549173A (en) * | 1993-10-13 | 1996-08-27 | Sumitomo Precision Products Co., Ltd. | Control device for hydraulic actuator used in steering |
| RU2072683C1 (ru) | 1994-07-15 | 1997-01-27 | Акционерное общество "Авиационный научно-технический комплекс им.А.Н.Туполева" | Система управления поворотом колес передней опоры самолета |
| JPH08133189A (ja) * | 1994-11-02 | 1996-05-28 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 航空機用車輪操向システム |
| JPH11334637A (ja) * | 1998-05-28 | 1999-12-07 | Toyota Central Res & Dev Lab Inc | 旋回限界推定装置及び車両走行安定化装置 |
| DE19851978A1 (de) * | 1998-11-11 | 2000-05-25 | Daimler Chrysler Ag | Verfahren zur Regelung der Querdynamik eines Fahrzeuges mit Vorderachs-Lenkung |
| JP3696466B2 (ja) * | 2000-01-31 | 2005-09-21 | 光洋精工株式会社 | 車両用操舵装置 |
| BRPI0303319B1 (pt) | 2002-02-25 | 2021-10-13 | Aircraft Braking Systems Corporation | Sistema de controle de freio para um veículo com rodas |
| DE10212582B4 (de) * | 2002-03-15 | 2013-11-07 | Volkswagen Ag | Verfahren und Vorrichtung zur Regelung der Fahrdynamik |
| US7143864B2 (en) * | 2002-09-27 | 2006-12-05 | Ford Global Technologies, Llc. | Yaw control for an automotive vehicle using steering actuators |
| ATE394725T1 (de) * | 2004-03-12 | 2008-05-15 | Airbus Uk Ltd | Modenunterdrückung in einem flugzeug |
| US7975960B2 (en) * | 2005-08-29 | 2011-07-12 | Borealis Technical Limited | Nosewheel control apparatus |
| WO2007031817A1 (en) * | 2005-09-16 | 2007-03-22 | Renault Trucks | Method of controlling a steer by wire steering system |
| FR2912994B1 (fr) | 2007-02-27 | 2010-01-15 | Messier Bugatti | Procede de gestion de la commande d'orientation d'un aeronef |
| JP2008213709A (ja) * | 2007-03-06 | 2008-09-18 | Nsk Ltd | 車両用舵角推定装置 |
| FR2916720A1 (fr) * | 2007-06-01 | 2008-12-05 | Renault Sas | Systeme et procede de commande de braquage des roues avant directrices d'un vehicule automobile. |
| JP2009067387A (ja) * | 2008-11-27 | 2009-04-02 | Sumitomo Precision Prod Co Ltd | 移動体の脚揚降システムとステアリングシステム。 |
-
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