用于控制飞行器的驱动系统的方法和控制系统技术领域
本发明的用于控制飞行器的驱动系统的方法和控制系统。更特别地，但是并非唯
一地，本发明涉及使用关于驱动系统的期望功率水平对安装在飞行器起落装置上的电驱动
系统的控制。
背景技术
传统地，使用由飞行器的引擎提供的推力来执行飞行器在地面上时的滑行。然而，
期望的会是通过机轮驱动滑行系统来提供推力；换言之，具有包含驱动电机的起落装置的
飞行器，其中，当飞行器在地面上时，驱动电机对机轮进行驱动以使飞行器移动。
通过利用引擎推力控制器来实现：在飞行器在地面上时，使用飞行器的引擎来控
制飞行器的移动。在已知的机轮驱动滑行系统中，使用转矩控制器来实现等效控制，其中，
飞行员(或控制飞行器的其他人)利用转矩控制器来向驱动电机命令可用转矩(即，旋转力)
的百分比。
然而，当静止时，飞行器开始移动所需的转矩会依赖于操作条件而变化。这是因为
飞行器的“脱离阻力”将依赖于各种因素而变化，所述各种因素例如飞行器的质量(飞行器
的质量根据不同的负载而变化)、重心、天气情况、跑道情况(例如，干、湿、结冰、多沙、粗糙、
光滑)以及飞行器所处的任意斜坡。当转矩相对于飞行器的起始移动不足时，则可能引起对
于驱动电机的损害。另一方面，如果命令大的转矩以便克服可能较大的脱离阻力，这会在开
始移动时导致飞行器的不期望的“猝然一动”。
本发明试图减轻上述问题。替选地或另外地，本发明试图提供用于控制飞行器的
驱动系统的改进的方法和控制系统。
发明内容
根据本发明的第一方面，提供了一种控制飞行器的驱动系统的方法，其中，所述驱
动系统包括被布置成驱动飞行器的起落装置的至少一个机轮的驱动电机，方法包括以下步
骤：
接收指示驱动电机的功率水平的功率信号；
接收指示驱动电机的旋转速度的速度信号；
使用功率信号和速度信号来确定驱动电机的转矩水平；
对驱动电机进行驱动使得由驱动电机生成的转矩处于所确定的转矩水平处。
通过使用功率水平来确定如何驱动电机，这使得对于任意给定的功率水平在较低
旋转速度处使用较高水平的转矩，如转矩＝功率/旋转速度。这意味着应当总是提供足够高
的水平的转矩以克服飞行器的脱离阻力(假设其在驱动电机的操作能力内)，这是因为在非
常低的旋转速度处将需要非常高的转矩水平以便提供所指示的功率水平。然而，在飞行器
开始移动时旋转速度将增加，这意味着提供较低水平的转矩以给出相同的功率水平。这会
避免飞行器的“猝然一动”——虽然所指示的功率水平不变，但是转矩水平在飞行器开始移
动时将减小。这与以固定转矩水平对驱动电机进行驱动的情况(在该情况下将经常发生猝
然一动)相反。
通过将由功率信号指示的功率水平除以由速度信号指示的旋转速度来确定转矩
水平。替选地，可以使用基于将由功率信号指示的功率水平除以由速度信号指示的旋转速
度的计算结果而且利用另外的附加改进来确定转矩水平。
优选地，转矩水平至多为预先限定的最大转矩水平。这可以是针对驱动电机所指
定的最大转矩水平，即，驱动电机能够传送的最大转矩水平。
优选地，如果非零，则转矩水平至少为预先限定的最小转矩水平。这可以是针对驱
动电机所指定的最小转矩水平。
有益地，转矩水平随着时间以至多预先限定的最大转矩速率来增加。这在指示的
驱动电机的功率水平存在大的变化时进一步帮助提供飞行器的平滑移动。其还在驱动电机
的旋转速度——特别是处于非常低的旋转速度处——变化时帮助提供平滑移动。
优选地，如果由速度信号指示的旋转速度低于预先限定的最小旋转速度，则使用
预先限定的最小旋转速度来确定转矩水平。这在旋转速度非常低时防止在所确定的转矩水
平中出现“尖刺”。
优选地，由功率信号指示的功率水平是占预先限定的最大功率水平的百分比。
由速度信号指示的旋转速度可以根据驱动电机上的传感器来确定。替选地和/或
另外地，由速度信号指示的旋转速度可以根据驱动电机的操作性质来确定。
根据本发明的第二方面，提供了一种用于控制飞行器机轮驱动系统的控制系统，
其中，驱动系统包括被布置成驱动飞行器的起落装置的至少一个机轮的驱动电机，以及其
中，控制系统被布置成：
接收指示驱动电机的功率水平的功率信号；
接收指示驱动电机的旋转速度的速度信号；
使用功率信号和速度信号来确定驱动电机的转矩水平；
对驱动电机进行驱动使得由驱动电机生成的转矩处于所确定的转矩水平处。
控制系统可以被布置成通过将由功率信号指示的功率水平除以由速度信号指示
的旋转速度来确定转矩水平。
优选地，控制系统被布置成确定至多为预先限定的最大转矩水平的转矩水平。
优选地，控制系统被布置成在转矩水平非零的情况下确定至多为预先限定的最小
转矩水平的转矩水平
有益地，控制系统被布置成使转矩水平随着时间以至多预先限定的最大转矩速率
来增加。
优选地，控制系统被布置成：如果由速度信号指示的旋转速度低于预先限定的最
小旋转速度，则使用预先限定的最小旋转速度来确定转矩水平。
优选地，由功率信号指示的功率水平为占预先限定的最大功率水平的百分比。
控制系统可以被布置成使用驱动电机上的传感器来确定由速度信号指示的旋转
速度。
根据本发明的第三方面，提供了一种计算机程序产品，该计算机程序产品被布置
成：当计算机程序产品在飞行器的计算装置上被执行时，其提供执行上述方法中的任意方
法的控制系统，或者提供上述控制系统中的任意控制系统。
根据本发明的第四方面，提供了一种飞行器，其包括执行上述方法中的任意方法
的控制系统，或者包括上述控制系统中的任意控制系统。
当然，将理解的是，关于本发明的一个方面所描述的特征可以合并到本发明的其
他方面中。
附图说明
现在将参照示意性附图仅作为示例来描述本发明的实施方式，在附图中：
图1为根据本发明的实施方式的用于控制飞行器起落装置机轮驱动系统的控制系
统的示意图；
图2为示出针对图1的控制系统所命令的功率水平的曲线图；
图3为示出由图1的控制系统控制的驱动电机的机轮旋转速度的曲线图；
图4为示出所确定的由图1的控制系统控制的驱动电机的转矩水平的曲线图；以及
图5为包含图1的控制系统的飞行器。
具体实施方式
现在参照图1至图4来描述根据本发明的实施方式的用于控制飞行器起落装置机
轮驱动系统的控制系统。图1为控制系统的示意图。
控制系统1以期望功率水平11作为输入，其中，期望功率水平11指示飞行员希望驱
动电机在驱动飞行器起落装置的机轮时使用的功率的水平。飞行员使用功率指示器——功
率指示器可以是踏板、柄等——来命令期望功率水平11。期望功率水平11的范围可以在0与
100之间，并且期望功率水平11通过具有因子0.01的第一增益块12被按比例调节以给出在0
与1之间的值。乘法器块13以第一增益块12的输出和驱动电机的最大功率水平14作为输入。
(最大功率水平14被预先限定，作为控制系统1的设计特性。)因此，乘法器块13的输出将是
由飞行员命令的从0到最大功率水平变动的功率水平。
控制系统1还以由转速计或其他旋转速度感测装置提供的飞行器起落装置的机轮
的机轮旋转速度15作为输入。第一最大值块17以机轮旋转速度15作为输入，并且还以最小
旋转速度16(eps)作为输入。(最小旋转速度16也是预先限定的值，其如下所讨论的用于防
止机轮静止时的“除以零”的错误。)因此，第一最大值块17的输出是机轮旋转速度15，或者
如果机轮旋转速度15低于最小旋转速度16(例如，如果机轮静止，因此机轮旋转速度15为
零)则为最小旋转速度16。
第一除法器块18以乘法器块13的输出和第一最大值块17的输出作为输入，以使得
第一除法器块18的输出为乘法器块13的输出除以第一最大值块17的输出。因此，根据转矩
＝功率/旋转速度，第一除法器块18的输出为与期望功率水平11相对应的转矩期望水平。因
为由第一最大值块17输出的旋转速度至少为最小旋转速度16，所以这防止了机轮静止时的
“除以零”的错误，并且确保由第一除法器块18输出的转矩期望水平在低的机轮旋转速度的
情况下保持在合适的范围内。
第二除法器块20以第一除法器块18的输出和最大电机转矩19作为输入，以使得第
二除法器块20的输出为第一除法器块18的输出除以最大电机转矩19。(最大电机转矩19是
飞行器起落装置的驱动电机的操作性质，并且此外被预先限定作为控制系统1的设计特
性。)特别地，将最小旋转速度16和最大功率水平14优选地预先限定在合适的水平处，使得
由第一除法器块18输出的转矩期望水平至多为最大电机转矩19，并且因此第二除法器块20
的输出在0与1之间。第二除法器块20的输出然后通过具有因子100的第二增益块21被按比
例调节以给出应当在0与100的范围之间的转矩需求百分比值。第二增益块21的输出被传递
通过速率限制器过滤器块(rate-limiter filter block)22，该速率限制器过滤器块22限
制转矩需求百分比值可以变化的速率。第二增益块21的输出也可以被传递通过饱和过滤器
块(saturation filter block)(未示出)，该饱和过滤器块将转矩需求百分比值限制在0至
100的范围内——如果最小旋转速度16或最大功率水平14被限定在允许该情况发生的值处
的话。
由饱和过滤器块22输出的转矩需求百分比值被传递作为第一开关23的可选输入，
第一开关23还将零值24作为替选可选输入。非负检验块25以机轮旋转速度15作为输入，并
且如果机轮旋转速度15为零或大于零(即，飞行器起落装置的机轮未向后移动)则输出1，而
如果机轮旋转速度15小于零则输出0。非负检验块25的输出被传递作为第一开关23的选择
性输入，使得如果机轮旋转速度15为零或大于零则选择转矩需求百分比值，否则选择零。
第二最大值块25以第一开关23的输出和最小转矩百分比值26作为输入。(最小转
矩百分比值26也被预先限定作为控制系统1的设计特性。)因此，第二最大值块25的输出为
由饱和过滤器块22输出的转矩需求百分比值，或者，如果转矩需求百分比值低于最小转矩
百分比值26或如果机轮旋转速度15小于零(因此，第一开关23的输出为零)，则第二最大值
块25的输出为最小转矩百分比值26。
第二最大值块25的输出被传递作为第二开关27的可选输入，第二开关27还将零值
28作为替选可选输入。正数检验块29以期望功率水平11作为输入，并且如果期望功率水平
11大于零则输出1，如果期望功率水平11为零或小于零，则输出零。正数检验块29的输出被
传递作为第二开关27的选择性输入，使得如果期望功率水平11大于零，则选择第二最大值
块25的输出，否则选择零。第二开关27的输出是控制系统1利用其来驱动飞行器起落装置的
驱动电机的转矩需求百分比30。
现在参照图2至图4来描述在操作中的控制系统1的示例。图2示出控制系统1的随
时间的期望功率水平11。最初，期望功率水平11为P＝0％。在时间t＝20秒处，期望功率水平
增加至P＝4％。在时间t＝50处，期望功率水平11又增加至P＝50％。在时间t＝76处，期望功
率水平11下降至P＝10％，并且然后在时间t＝100处增加至P＝100％。
图3示出飞行器起落装置的驱动电机的对应机轮旋转速度，以及图4示出由控制系
统1确定的对应转矩水平。初始地，旋转速度s＝0并且转矩水平为T＝0。在时间t＝20处，当
期望功率水平11增加至P＝4％时，转矩水平在大约t＝24处增加至T＝7000(转矩水平增加
的速率由控制系统1进行限制)。同时，旋转速度保持在s＝0处直到大约t＝24处为止，在大
约t＝24处时转矩水平足够高使得可以克服飞行器的脱离阻力，因此旋转速度开始增加直
到大约t＝27为止，在大约t＝27时旋转速度处于大约s＝1.5处，在该点处旋转速度以非常
低的速率继续增加。如图3可见，一旦旋转速度增加，则转矩水平下降以便维持相同的功率
水平直到在t＝27处为止，在t＝27处转矩水平已经下降至最小转矩水平。在时间t＝45处，
当期望功率水平11增加至P＝50％时，转矩水平增加至大约T＝3600，并且速度更迅速地增
加。在t＝60处，转矩水平开始下降，以在速度继续增加的同时维持功率水平，直至t＝76处
大约s＝8。在t＝76处，当期望功率水平11减小至p＝10％时，转矩水平再次下降至最小转矩
水平，并且速度非常缓慢地增加。在t＝100处，当期望功率水平11增加至P＝100％时，转矩
水平迅速增加并且然后缓慢下降，以在速度增加的同时维持期望功率水平11。
图5示出包含上述控制系统的飞行器100。
虽然已经参考特定实施方式对本发明进行了描述和说明，但是本领域技术人员将
认识到的是本发明其本身引出本文未具体说明的许多不同变型。
在前面的描述中，提及了具有已知的、明显的或可预知的等同物的整数或元件，于
是在本文中如同单独提出的一样并入这些等同物。应当参考权利要求以确定本发明的真实
范围，权利要求应当被解释为包含任意这样的等同物。读者还将认识到的是本发明的被描
述成优选的、有益的、便利的等的整数或特征是可选的并且不限制独立权利要求的范围。此
外，还要理解的是，这样的可选整数或特征虽然在本发明的一些实施方式中可能是有益的，
但是在其他实施方式中可能是不期望的，并且因此可能并不存在。