專利名稱：用于飛機著陸裝置的著陸負載監控器的制作方法
用于飛機著陸裝置的著陸負載監控器本發明涉及飛機著陸裝置負載監控器。飛機需要在許多條件下著陸，這些條件為飛機起落架呈現出一系列不同的 負載條件，在某些條件下，可能發生硬著陸，從而潛在地對飛機起落架造成破 壞。目前，以各種方式來報告硬著陸，比如由飛行員報告，或者在某種飛機中 通過觸發事件來啟動報告，這種觸發事件可以是對飛機下降速率的測量，或者 可以是飛機重心的加速度在著陸期間超過某一數值。通過任何方法報告硬著陸 都會對航空公司帶來顯著的維護和操作負擔，因為在飛機著陸后需要進行相應 的檢查，這會導致航班的延誤和取消，所有這些都意味著會增加額外的成本。硬著陸的報告通常導致隨后對飛機起落架的負載條件進行更透徹的調查， 這種調查所基于的收集到的飛行信息的范圍比達到初始"硬著陸"評估(飛行 數據分析)所用的信息的范圍要更廣。當然，這種后續的分析數據分析調查十 分費時，因為它考慮到了各著陸裝置上的負載，這些負載可能是因反彈著陸、 較低的"升力重力比"、搖擺或旋轉的飛機所導致的。飛機著陸裝置通常包括圓柱支桿，該支桿包括伸縮的吸震裝置，在它的一 種形式中迫使液壓流體穿過該圓柱支桿內的孔板中的一個孔或多個孔。壓縮氮 氣存在于減震室中并且提供彈性。陷在各伸縮部件之間的多個圓形密封圈用于 使液壓流體和壓縮氮氣保持在圓柱支桿中，并且液壓流體的供給輸入端口通常 是用壓緊螺帽來密封的。有許多類型的著陸裝置，并且有一種類型在被過分加壓時可能會遭受內部 損壞，比如對孔板造成損壞，這無法很容易地被檢測到。另一種類型的著陸裝 置在被過分加壓時可能會遭受外部損壞，例如，著陸裝置的組件在著陸期間處 于拉緊狀態中從而產生了永久性的拉長，這可能很容易地被檢測到。飛行數據分析是目前常用的檢測方法之一，它可以具有如下特征 它基于飛機重心的速度和加速度并且不取決于各個著陸裝置的條件。
重心下降速度是根據安裝在機首的無線電高度計的信息來計算的，并且通過卡爾曼(Kalman)濾波器轉換成飛機重心的下降速度。 以每100ms—次這樣相對較低的速率進行數據采樣，從而產生數據等 待時間，這些數據等待時間形成與起作用的系統中出現的事件的定時和幅值有 關的不確定性。 在著陸裝置負載相當低的情況下可以進行觸發，或許是為了適應硬著 陸情況下的飛機結構要求，從而更需要評估潛在的著陸裝置破壞。 沒有對著陸裝置負載的直接測量，而是依賴于下降速度和加速度，從 而使著陸裝置負載的準確結果依賴于飛機質量。 觸地檢測依賴于檢測輪子旋轉，從而導致太多的等待時間來準確地檢 測到觸地的瞬間。 在超過著陸裝置負載限值時沒有提供立即的確認，而是依賴于硬著陸 檢測的相關信息的后置處理。 邏輯運算檢測預定情況的限值(它們是這樣一些情況，其經驗已顯示 出引起著陸裝置的最高負載)，而非在改變升力-重力比、搖擺且旋轉的飛機的 情況下的真實著陸條件。 在鉸接的四輪轉向架(bogie)的情況下，邏輯運算并不考慮在著陸期 間兩輪和四輪階段可分離的負載。當著陸裝置是這樣一種類型即它具有與著陸裝置的腿相連的可樞軸旋轉 的轉向架且該轉向架具有與之相連的兩對或更多對輪子時，正確的確定著陸裝 置負載則更是個問題。通常有利的是，這種著陸裝置在要著陸之前和在起飛最 后階段都保持在一個位置上，在該位置上，轉向架樞軸旋轉使得與最后面的那 對輪子相比最前面的那對輪子離地面更高些。這可以被稱為拖垂(trail)位置， 并且在該位置中該轉向架與地表成一定的角度。然而，在這些輪子與地面完全 接合的同時該轉向架通常與地面對齊。本發明提供了一種用于飛機著陸裝置的著陸裝置監控器，該飛機著陸裝置 包括位于轉向架上的多對輪子，所述著陸裝置監控器包括壓力傳感器，在使用過程中，它定位于著陸裝置主支桿減震室中以便檢測 該著陸裝置主支桿中的液壓流體的壓力，該壓力傳感器提供與它檢測到的壓力 相對應的輸出電信號，第一著陸裝置傳感器，用于檢測著陸裝置的下降并且發出信號，第二著陸裝置傳感器，當轉向架處于拖垂位置時所述第二著陸裝置傳感器 用于檢測轉向架的第一操作模式的開始并且發出信號，使得轉向架上的第一組 多對輪子將首先接觸地面，第三著陸裝置傳感器，當轉向架上的第二組多對輪子以及第一組多對輪子 與地面完全接合時，所述第三著陸裝置傳感器用于檢測轉向架的第二操作模式 的開始并且發出信號，信號處理單元，連接成接收來自所有傳感器的信號，在接收到來自第一著 陸裝置傳感器的、用于指示該著陸裝置下降的信號之后，該信號處理單元在運 行過程中評估來自壓力傳感器且分別與第一模式和第二模式有關的那些信號， 并且提供用于指示該評估結果的主要輸出信號，以及，輸出部分，連接成以接收來自信號處理單元的主要輸出信號，以便提供來 自信號處理單元且分別與第一模式和第二模式有關的輸出信號的表示。較佳地，信號處理單元包括用于表示在著陸裝置工作于第一模式期間來自 壓力傳感器的信號的第一限制幅值的內部存儲信息，并且信號處理單元提供與 第一限制幅值有關的第一附加輸出信號，該信號用于表示在第一模式期間來自 壓力傳感器的信號的幅值。較佳地，信號處理單元包括用于表示在著陸裝置工作于第一模式期間來自 壓力傳感器的信號的第二限制幅值(它超過第一限制幅值)的內部存儲信息， 并且信號處理單元提供與第二限制幅值有關的第二附加輸出信號，該信號用于 表示在第一模式期間來自壓力傳感器的信號的幅值。較佳地，信號處理單元繼續提供與第二限制幅值有關的第二附加輸出信 號，該信號用于表示在第三模式期間來自壓力傳感器的信號的幅值。較佳地，信號處理單元包括用于表示在著陸裝置工作于第二模式期間來自 壓力傳感器的信號的第三限制幅值的內部存儲信息，并且信號處理單元提供與 第三限制幅值有關的第三附加輸出信號，該信號表示在第二模式期間來自壓力傳感器的信號的幅值。較佳地，信號處理單元包括用于表示在著陸裝置工作于第二模式期間來自壓力傳感器的信號的第四限制幅值(它超過第三限制幅值)的內部存儲信息，并且信號處理單元提供與第四限制幅值有關的第四附加輸出信號，該信號用于表示在第二模式期間來自壓力傳感器的信號的幅值。在一種結構中，限制幅值是從著陸裝置的計算機模型中獲得的。較佳地，信號處理單元工作在第一模式中以便捕獲來自壓力傳感器的信號峰值。較佳地，信號處理單元工作在第二模式中以便捕獲來自壓力傳感器的信號 峰值。較佳地，信號處理單元工作在第一模式中以便捕獲來自壓力傳感器的信號 的峰值，并且輸出部分工作在第一模式中以便提供來自壓力傳感器的信號峰值 且與第一和第二限制幅值有關的表示。較佳地，信號處理單元工作在第二模式中以便捕獲來自壓力傳感器的信號 的峰值，并且輸出部分工作在第二模式中以便提供來自壓力傳感器的信號的峰 值且與第三和第四限制幅值有關的表示。在一種結構中，信號處理單元在運行過程中提供主要輸出信號，根據來自 信號處理單元的信號表示著陸裝置主支桿所承受的負載。主要輸出信號和限制幅值可能被一起顯示，在這種情況下，重要的信息是 主要輸出信號相對于限制幅值的峰值幅值，并且所顯示的信息不需要指示任何 具體的測量單位。較佳地，信號處理單元包括第一對照表，它將來自壓力傳感器的信號的幅 值與著陸裝置在第一模式中所承受的負載關聯起來，并且來自信號處理單元的 主要輸出信號是從第一對照表所提供的信息中獲得的。較佳地，信號處理單元包括第二對照表，它將來自壓力傳感器的信號的幅 值與著陸裝置在第二模式中所承受的負載關聯起來，并且來自信號處理單元的 主要輸出信號是從第二對照表所提供的信息中獲得的。在一種結構中，信號處理單元按照約20ms的時間間隔對來自壓力傳感器 的信號進行采樣。稍微高一些或低一些的采樣率也將滿足有效地捕獲峰值這一目的。根據本發明的著陸裝置監控器適用于四輪的轉向架。在一種結構中， 一種著陸裝置鉸接傳感器執行第二和第三著陸裝置傳感器 的功能。有利的是，根據本發明包括著陸裝置監控器的飛機著陸裝置包括內置指示 器，用于指示配有著陸裝置的飛機在運行期間著陸裝置所承受的負載。有利的是，根據本發明包括著陸裝置監控器的飛機包括內置指示器，用于 指示飛機在運行期間其著陸裝置所承受的負載。較佳地，該著陸裝置監控器受到計算機程序的控制，比如，將程序記錄在 載體上。本發明還提供一種用于飛機著陸裝置的著陸裝置監控器的操作方法，該飛 機著陸裝置包括位于轉向架上的多對輪子，該方法包括檢測著陸裝置主支桿中的液壓流體的壓力并且提供與檢測到的壓力相對 應的輸出電信號，檢測著陸裝置的下降并且發出信號，當轉向架處于拖垂位置中時，進行檢測并發出信號，并將轉向架處于拖垂 位置的狀態隨后被標識為第一模式，當轉向架上的第二組多對輪子以及第一組多對輪子與地面完全接合時，進 行檢測并發出信號，并將轉向架上的第一組和第二組多對輪子與地面完全接合 的狀態隨后被標識為第二模式，評估在檢測液壓流體的壓力時所得到的且分別與第一模式和第二模式有 關的信號，并且提供用于表示該評估結果的主要輸出信號，并且提供分別與第 一模式和第二模式有關的主要輸出信號表示。有利的是，著陸裝置監控器被編程為根據上述方法來運行。本發明是這樣一種設備，它在運行過程中指明著陸期間何時超過了特定著 陸裝置的負載限值并且向機組人員或維護人員發出警報以便對著陸裝置進行 維護或維修。該設備還指明何時沒有超過著陸裝置的負載限值，由此避免對著 陸裝置采取不必要的行動。該設備監控吸震器中的減震室的壓力，從而提供關于吸震體所承受的峰值負載的指示，吸震器上的峰值負載轉而指示著陸裝置所承受的峰值負載。不管 飛機的運行模式如何，該設備都提供關于特定著陸裝置所承受的峰值負載的直 接指示。通過使用該設備所提供的信息，可以客觀地判斷出是否應該檢測、維 修或者遺棄該著陸裝置，從而避免了在不需要這種行動時對飛行數據作全面的 檢測，由此避免了飛機航班可避免的延遲或取消。對于鉸接式著陸裝置，即，帶有四個輪子的著陸裝置，觸地過程是以兩個 輪子先接觸地面而開始的，其后是轉向架向前旋轉從而使所有四個輪子都與地 面接觸，還包括模式指示器，該指示器用于將著陸裝置峰值負載與下列兩個周 期分別關聯起來， 一個周期是當僅有兩個輪子與地面相接觸時，另一個周期是 當所有四個輪子都與地面穩定地接觸時。泛泛看來，本發明提供了一種用于飛機著陸裝置的著陸裝置監控器，包括 壓力傳感器，在使用過程中，它定位于著陸裝置主支桿中以便檢測該著陸 裝置主支桿減震室中的液壓流體的壓力，該壓力傳感器提供與它檢測到的壓力 相對應的輸出電信號，著陸裝置傳感器，用于檢測該著陸裝置的下降并且發出信號， 信號處理單元，連接成接收來自所有傳感器的信號，在接收到來自著陸裝 置傳感器的且用于指示該著陸裝置下降的信號之后，該信號處理單元在運行過 程中評估來自壓力傳感器的信號，以及，輸出部分，連接成接收來自信號處理單元的主要輸出信號，以便提供來自 信號處理單元的輸出信號的表示。下文參照附圖通過示例來描述根據本發明的飛機著陸裝置監控器，其中
圖1是飛機著陸裝置的前視圖的圖示，其中包括鉸接的四輪轉向架，其中 顯示出前面的兩個輪子以及著陸裝置的支撐構件的結構，實質上，所包括的主 要結構構件是一種伸縮吸震器；圖2是圖1圖示飛機著陸裝置的側視圖，其中最靠近觀看者的前后兩個輪 子被去掉了以便顯示出位于這些輪子之間的轉向架橫梁；圖3是在著陸期間著陸裝置負載限值相對于時間的圖示；圖4是用于監控著陸裝置負載的電子設備的框圖；圖5比圖4更詳細地示出了用于監控著陸裝置負載的電子設備的負載監控邏輯元件；圖6是用于監控著陸裝置負載的電子設備的操作的狀態圖；圖7是來自圖4或圖5所示裝置的可能的輸出信號圖形的圖示；圖8示出了在著陸期間四輪轉向架中只有兩個輪子與地面接觸的那一時段峰值油減震室壓力相對于峰值樞軸負載的關系圖；圖9示出了在著陸期間四輪轉向架中所有四個輪子都與地面接觸之后峰值油減震室壓力相對于峰值連接點負載的關系圖；圖10顯示出著陸負載變化相對于設定閾值限值的圖形，它是圖7的備選方案；以及，圖11是來自本發明著陸裝置負載監控器的結果與觸發事件進行比較的圖 示，這些觸發事件是對著陸期間飛機的下降速度或飛機重心的加速度進行建模 而引起的。在下列描述中，轉向架的第一種工作模式被稱之為兩輪模式，而轉向架的 第二種工作模式被稱之為四輪模式。參照圖1，示出了一種包括鉸接四輪轉向架的飛機著陸裝置的前面兩個輪 子la和lb，該轉向架樞軸地連接到內部主構件2，內部主構件2可以在外部主 構件3內作軸向地移動。內部主構件2和外部主構件3 —起構成伸縮吸震器， 外部主構件3是一端封閉的圓柱體，內部主構件2包括多個圓形密封圈(未示 出)以便將一定體積的液壓流體5封在內部主構件2和外部主構件3之間。包 括一個孔或多個孔的孔板4定位于外部主構件3之內的一個位置處，在該位置 處通過孔板4驅動著液壓流體，內部主構件2將該液壓流體推到外部主構件3 中。在外部主構件3中包含一定體積的氮氣6并且在迫使內部主構件2進入外 部主構件3時可提供彈力。內部主構件2包括液壓流體填充點7a，該填充點導 向穿過內部主構件2的軸向通道7，從而允許將液壓流體注入到外部主構件3 中。液壓流體填充點7a充當外部主構件3中的減震室的填充點，并且很容易獲 得，還可以充當減震室油壓的監控端口。通過在液壓流體填充點7a處引入一個牢固耐用且帶寬相對較高的壓力傳 感器，便可使液壓流體填充點7a充當減震室油壓的監控端口。在引入這種傳感器的情況下，來自壓力傳感器的電信號提供了關于減震室油壓的指示，通過使 用一種監控減震室油壓的裝置，轉而指示著陸裝置的負載情況。一種合適的壓力傳感器是Druck PMP/PTX 3000系列放大航天壓力傳感器之一。在圖l所示吸震器的操作過程中，氮氣以壓縮的方式充當彈簧。氮氣的壓 力Pg對吸震器的靜態負載提供主要的反作用力。在動態條件下，當吸震器被壓 縮時，通過固定的孔板4，迫使液壓流體從減震室進入由氮氣所占據的腔室。 結果，當吸震器被壓縮時，孔板4上出現了壓力降。壓力降APo正比于液壓流 體速度V的平方，并且可以表達如下-AP。 = KdxV2，其中Kd是常數。由液壓流體占據的減震室中的壓力Pde表達如下Pdc = Pg + AP。壓力Pdc乘以吸震器的內部主構件3的內部橫截面面積就等于通過由內部 主構件2和外部主構件3所形成的主支桿垂直傳遞的力減去內部主構件2和外 部主構件3之間的圓形密封圈所產生的摩擦力。內部主構件2和外部主構件3 之間的圓形密封圈所產生的靜態摩擦力必然很大，因此，將相當大一部分的著 陸裝置負載從內部主構件2轉移到外部主構件3，所以當飛機是靜態時減震室 壓力不能提供關于著陸裝置負載的可靠指示。然而，著陸期間的條件是動態條 件，其中因圓形密封圈產生的摩擦力減小為滑動摩擦。在液壓流體速度V最高 時出現著陸裝置中所形成的峰值力，并且在這些速度處的動態摩擦力與因孔平 方律所導致的阻尼力相比很小。所以，在著陸期間，著陸裝置的條件使得減震 室峰值壓力可以很好地指示著陸裝置的主支桿中的峰值負載。對于包括圖1所描述的氣體-液壓流體裝置的任何吸震器，上述分析都是有 效的。吸震器所承受的負載被傳遞到著陸裝置的其它組件，從而允許確定所選 定的組件或者有可能是全部組件的負載。當然，著陸裝置的幾何結構并不全都一樣，并且各組件所承受的負載取決于特定著陸裝置的幾何結構。參照圖2，它是圖1所示著陸裝置的側視圖，最靠近觀看者的前后兩個輪 子被去掉了，從而顯示出該著陸裝置包括前輪la及其相應的后輪lla;圖l 所示的元件2-7;鉸鏈8;螺距調節器9;以及轉向架橫梁10，其兩端是輪子 la和lla。鉸鏈8將轉向架的前端連接到外部主構件3。當著陸裝置隨空降飛機下降 時，鉸鏈8支撐該轉向架，當內部主構件2和外部主構件3所構成的吸震器延 伸時使四輪轉向架向前上方傾斜。圖2所示著陸裝置可以被稱為搖擺式轉向架著陸裝置或鉸接式著陸裝置。 在著陸到鉸接式著陸裝置上的期間中，首先將轉向架的所有后輪觸地，當著陸 裝置油被充分壓縮時，轉向架的前輪也觸地。只有兩個輪子接觸地面的狀態將 被稱為兩輪模式，所有四個輪子都完全接觸地面的狀態將被稱為四輪模式。兩 輪模式和四輪模式之間的過渡狀態將被稱為兩到四輪過渡模式。在初始觸地，即，在兩輪模式期間中，鉸鏈8充當支點，此時只有兩個較 低的輪子與地面接觸，鉸鏈8隨著油被壓縮而繃緊。在兩輪模式中，鉸鏈8承 受著伸展負載，它正比于通過油傳遞的壓縮負載(約1/2)，具體的比例取決 于著陸裝置的幾何結構。鉸鏈8上的負載取決于轉向架的樞軸負載，它是垂直 作用于著陸裝置腿的較低一端(轉向架在此處轉動)上的負載，轉而取決于后 輪負載。螺距調節器9包括用于將油連接到轉向架的前端的構件，并且當轉向架從 初始觸地狀態(即，兩個輪子接觸地面)經過過渡模式再過渡到最終觸地狀態 (即，四個輪子接觸地面)時，該螺距調節器9變得伸展。螺距調節器位置傳 感器(未示出)執行檢測觸地的三個階段的功能，這三個階段是(i)只有兩 個較低的輪子與地面接觸；(ii)兩個較低的輪子與地面接觸并且兩個較高的 輪子首次與地面接觸；以及(iii)四個輪子與地面完全接觸。在過渡模式中，鉸鏈8中的負載從伸展負載變為壓縮負載。 一旦著陸裝置 處于四輪模式中，則鉸鏈8就不再處于壓縮狀態中，并且通過油來傳遞來自轉 向架的前輪和后輪的力。圖l和2所示的著陸裝置在著陸期間會承受相當大的震動，并且可以分別設定與兩輪模式、過渡模式和四輪模式相關的閾值，從而根據著陸裝置的負載 進行著陸的分類。例如，可以將著陸歸類為在著陸負載限值之內或超過著陸負 載限值。期望鉸鏈8具有能承受高達對稱10ft/s著陸的設計限值負載情況，而考慮 到一系列可能的著陸條件的著陸裝置負載分析顯示出在許多情況下下降速度 較低時也可能超過鉸鏈8的設計限值負載。該矛盾是通過對轉向架的樞軸負載進行直接測量而解決的，并隨后用于確定其它組件的負載，其中包括鉸鏈8的負載，其負載取決于轉向架樞軸處的負載。另外，著陸裝置必須設計成承受若干種設計限值負載情況，其中之一可能是四輪模式中的0.5g偏差(0.5gturn)，同時還在滑行。滑行的同時0.5g偏差 的這一設計限值負載情況有時候被視為代表一個在任何其它條件下不大可能 超過的負載閾值，而著陸裝置負載的分析顯示出在著陸期間當下降速度較低且 升力重力比也很低的情況下在四輪模式中有可能超過0.5g偏差的設計限值負 載。此外，等價于四輪模式中的0.5g偏差的負載閾值有理由超過兩輪模式中的 設計負載限值，從而潛在地導致對鉸鏈的破壞，并且本發明識別適用于四輪和 兩輪模式所需要的不同閾值。圖3是著陸裝置的著陸負載閾值的圖示，這是在轉向架的樞軸和吸震器處 測得的。參照圖3，在表示開始觸地的時刻，只有拖垂的那對輪子開始承受負載， 即，兩輪模式開始。 一段時間之后，在圖3所示的時刻tp轉向架的前面那對 輪子開始與拖垂的那對輪子一起承受負載，即，兩到四輪子過渡模式開始，這 種狀態持續到圖3所示時刻t2。之后，這兩對輪子都承受負載，即，四輪模式， 飛機便著陸了。等級標簽Ll所標記的著陸負載是t。和^這段時間(這期間只有兩個較低 的輪子與地面接觸)內的安全著陸負載閾值，并且在時刻h和t2之間這段時間 (對應于兩到四輪子過渡)著陸負載Ll仍然是安全著陸負載，這段時間的末 端轉向架的所有四個輪子都與地面相接觸。之后，從時刻t2起，等級L3所標 記的更高的著陸負載變為安全著陸負載限值，轉向架的所有四個輪子都與地面 完全接觸。以線L1、 to和t2為邊界的區域以及超過線t2且以線L3為邊界的區域代表了著陸裝置的安全操作區域。在時刻to和t2之間這段時間內，在等級Ll上方1.5 MN且在等級L2下方 1.9MN的著陸負載是超過安全著陸負載閾值的著陸負載，相似的是，在超過t2 的時間內(此時所有四個輪子都與地面完全接觸)，在等級L3上方2.14 MN 且在等級L4下方的著陸負載是超過安全著陸負載閾值的著陸負載。在時刻t0 和t2之間這段時間內等級L2上方的著陸負載以及在超過t2的時間內等級L4上 方的著陸負載都是遠超過安全著陸負載閾值的并且很可能導致著陸裝置損壞。參照圖4，用于監控著陸裝置負載的電子設備由框圖42表示，它包括第一 輸入端口 44、第二輸入端口 45、第三輸入端口 46和輸出端口 47。電子設備 42在其第一輸入端口 44上需要電信號，用于表示著陸裝置處于對應于圖3所 示t()和t2這段時間或超過t2時間的狀態。電子設備42在其第二輸入端口 45上 需要電信號，用于表示吸震器的減震室中的油壓；還在其第三輸入端口 46上 需要電信號，用于表示著陸裝置在上升還是在下降。電子設備42在其輸出端 口 47上提供輸出信號，用于表示對應于著陸裝置的操作模式各周期的最大著 陸裝置負載。該輸出信號表明，在時刻t2之前的周期內著陸裝置負載應低于圖 3所示等級Ll，在時刻t2之后的周期內著陸裝置負載應低于圖3所示等級L3， 在其它情況下，都與圖3所示負載等級L1和L3有關。第一和第二輸入端口 44和45所需的信號都是從著陸裝置獲得的。第一輸 入端口 44所需的信號是通過檢測圖2所示螺距調節器9的位置而獲得的，并 且表明著陸裝置處于其三種模式中的哪一種模式之中。第二輸入端口 45所需 的信號是從用于指示減震室油壓的油壓傳感器中獲得的。第三輸入端口 46上 所提供的信號來自著陸裝置伸展和收縮系統41，用于指示該著陸裝置是收縮的 還是伸展的。輸出端口 47上的信號被加到設置在飛機駕駛艙內的顯示設備43 上。另外，輸出端口 47上的信號可以被傳遞到另一個或其它設備，其中包括 數據記錄裝置。輸入信號包括用于指示輪子模式的信號以及用于指示油減震室壓力的信 號。有一個與著陸裝置伸展和收縮系統相連的界面，從而允許自我檢查并提供 關于飛行周期的信息。輸出信號進入維護和顯示系統并且提供關于超過設定的 負載閾值的標記指示，據此可以確定恰當的行動，其中包括使飛機降落并進行檢査或者將其返回給售后服務。作為自我檢査的結果，故障標記用于指示負載 監控設備已檢測到一個故障或多個故障，從而向維護系統指明它有故障并請求 維護行動。與飛行數據分析報告無關，單獨地通過維護系統來傳達對飛機進行 地上檢查或維護的需求。電子監控設備通過直接檢測減震室中的油壓來有效地監控著陸裝置負載， 并且不依賴于一些影響著陸裝置負載的關鍵變量，比如飛機的旋轉、升力與重 力比、質量以及下降速度。如果如圖3所示超過某一閾值，則有可能損壞著陸 裝置，并且該飛機應該留在地面上，直到采取恰當的維護行動。如果沒有超過 任何閾值，則不太可能損壞著陸裝置，并且飛機處于良好狀態從而繼續運行。電子監控設備以約20ms的采樣時間來運行，以確保捕捉到負載峰值，并 且通過下列操作來檢查壓力測量結果的丟失 在靠近地面時檢查著陸裝置液壓壓力，恰當的時候報告故障，并且繼 續監控該壓力； 在著陸之前，檢査峰值液壓流體壓力是否大于著陸裝置完全伸展時的 壓力，恰當的時候報告故障。另外，電子監控設備還檢查下列 關于兩輪模式的指示的丟失，這可能導致施加的閾值太高并最終沒能 指示損壞。 關于四輪模式的指示的丟失，如果有不確定性，則應用較低的兩輪閾值。 功率或計算效率的丟失提供反彈著陸，并且該設備具有用于指示著陸周期何時完成的信息，以便 于記錄保持。在監控著陸周期內，該設備監控著陸裝置的伸展和收縮，且不論 著陸裝置是伸展著的還是收縮著的都始終執行監控，以便確保對最近的著陸事 件的監控。參照圖5，圖4所示電子設備的負載監控邏輯元件包括濾波器51;峰值 檢測器52;第一對照表53;第二對照表55;復位和保持邏輯塊54;第一閾值比較器56;第二閾值比較器57;以及界面輸出電路58。復位和保持邏輯塊54接收第一輸入端口 44上的、用于指示著陸操作與圖3所示時刻to、 ^和t2的位置關系的信號。附加輸入端口 59上的輸入信號來自內部故障邏輯64，該信號實施兩輪模式閾值。來自復位和保持邏輯塊54的輸 出信號進入峰值檢測器52，該峰值檢測器52接收通過濾波器51的、用于表示 吸震器減震室中的油壓的信號。峰值檢測器52提供第一輸出信號，該信號被 加到第一對照表53并且用于表示圖3所示周期to到t2期間的峰值負載。負載 檢測器還提供第二輸出信號，該信號被加到第二對照表55并且用于表示圖3 所示時刻t2之后的周期內的峰值負載。第一對照表53的輸出被加到第一閾值 比較器56，第二對照表55的輸出被加到第二閨值比較器。來自第一閾值比較 器56的第一輸出信號和來自第二閾值比較器57的第二輸出信號被加到界面輸 出電路58，該電路在輸出端口 47上提供輸出信號。在圖5所示負載監控邏輯元件的操作過程中，濾波器51減小用于表示吸 震器的減震室中的油壓的信號中可能存在的高頻噪聲(超過100Hz)。復位和 保持邏輯塊54確保峰值檢測器52捕獲到在圖3所示tQ到t2的周期以及t2之后 的周期內所讀取的峰值油壓所產生的電信號。第一對照表53用于將來自峰值 檢測器52的輸出信號轉換成t。到t2的周期內的樞軸負載值；而對照表55則用 于將來自峰值檢測器52的輸出信號轉換成t2之后的周期內的樞軸負載值。來自第一對照表53的輸出信號被加到第一閾值比較器56，第一閾值比較 器56檢測分別與圖3所示負載等級Ll和L2相對應的輸入信號，并且提供一 個用于指示與負載相對應的輸入信號是在L1以下、L1和L2之間、還是在L2 以上的輸出信號。來自第二對照表57的輸出信號被加到第二閾值比較器57， 第二閾值比較器57檢測分別與圖3所示負載等級L3和L4相對應的輸入信號， 并且提供一個用于指示與負載相對應的輸入信號是在L3以下、L3和L4之間、 還是在L4以上的輸出信號。來自第一比較器56和第二比較器57的輸出信號 被加到界面輸出電路58，該電路58提供輸出信號，用以指示與圖3所示to到 t2的周期以及t2之后的周期有關的負載限值Ll、 L2、 L3或L4是否已被超過。在該設備的操作過程中，借助于一種合適的流體壓力-電信號轉換器(比如 它位于圖1的油填充點7a中)，將峰值油減震室壓力的值轉換成電信號，并且 峰值油減震室壓力的值以及峰值轉向架樞軸負載的值都由圖5的第一對照表53 中相應的值來表示，根據兩輪模式期間用于表示峰值油減震室壓力的輸入信號，來自第一對照表53的輸出信號是用于表示峰值轉向架樞軸負載的恰當存 儲的值。來自流體壓力-電信號轉換器所轉換的峰值油減震室壓力值以及峰值油減震室壓力值和峰值連接點負載值都由圖5的第二對照表55中相應的值來表示， 根據四輪模式期間用于表示峰值油減震室壓力的輸入信號，來自第二對照表55 的輸出信號是用于表示峰值連接負載的恰當存儲的值。每20毫秒就對來自變換器(連接該變換器以檢測減震室液壓流體的壓力) 的信號進行采樣，就像用于表示輪子模式的信號那樣，并且按照與20毫秒采 樣周期相對應的速率來執行邏輯運算。濾波器51減小非常高頻率的噪聲，即 超過100 Hz的噪聲。峰值檢測器52捕獲兩輪模式期間出現的減震室壓力的最 大值Pde.2W以及四輪模式期間出現的最大值Pde4W。所捕獲的值被轉換成峰值 負載并且與設定的觸發閾值進行比較。復位和保持元件54確保捕獲到與兩輪 和四輪模式相關的各峰值壓力，并且如果兩輪模式指示不存在，則在整個著陸 周期內該裝置執行兩輪模式操作。第一對照表53提供關于轉向架樞軸負載的 指示，對于兩輪模式可以將設計限值與該指示對照比較，并且第二對照表55 提供相應的四輪模式的指示。關于著陸裝置的特定組件(比如鉸鏈)，可以提 供相似的對照表或算法。在四輪模式中繼續監控過程，直到加速周期出現。該 設備還報告垂直負載狀態，因此，會出現負載超過在地面部署期間的負載的情 況。如果反彈著陸，則該監控操作根據需要在從2到4再到2且再回到4的各 模式之間進行切換，從而繼續監控該模式的最高值，而不管事件的次序。復位和保持元件54確保Pdc2W僅在兩輪模式期間被更新并且在四輪模式期間被保持。此外，Pde4W僅在四輪模式期間被更新，而Pde2W則被保持。這些值和故障標記保存在非易失性存儲器(NVM)中，并且僅當加速過渡出現時才 被復位，就像著陸裝置伸展和收縮系統所定義的那樣。圖6示出了圖4所示監控設備的操作過程。圖5所示負載監控邏輯元件繼 續每20毫秒就操作一次，而不管哪一個操作狀態是否有效，該邏輯元件都貢 獻了圖6的元件66所示的功能。監控和故障檢測這兩個過程應該被視為并行 操作。這些操作狀態允許標識各種事件并且確認按鍵輸入操作。該程序在測試1 (狀態62)處檢查兩輪/四輪模式輸入正在指示在著陸裝置伸展開的情況下兩輪在路徑上。如果在5秒之后沒有任何響應，則產生故障標記(行動64)。在著陸裝置伸展開的情況下，測試2 (狀態63)監控減震室壓 力-這與彈力曲線的中斷壓力相同，如果該測量結果在所要求的限值以外， 則宣稱有故障(行動65)，但是因為該故障可能是失修所致所以監控得以繼續 (行動66)。收集到的峰值和故障標記都保存在非易失性存儲器(行動68) 中，并且在斷電期間也不會丟失。事件是指此時的峰值負載值和故障標記值， 并且事件日志是最近IO個事件的歷史。伸展的或收縮的通信誤差(行動67) 可以被硬件檢測到或者可以在該模式中暫停操作10小時。在給監控設備加電 時，需要在兩輪和四輪模式之間進行檢查，并且使用飛行或地面指示器對處于 加速狀態(狀態61)和監控狀態中的監控設備進行初始化。該程序在測試l處檢查，在著陸裝置伸展之后，接收到來自指示器的正確 指示，該指示是關于當前是兩輪模式還是四輪模式的。如果該指示不正確，則 將故障標記設為故障警告以指示操作的兩輪模式。該故障標記被用于命令監控 邏輯總是采用兩輪模式。在測試2中，對預期的減震室壓力進行檢查，如果該 檢查失敗，則要么壓力輸入有問題要么著陸裝置已失修。再次，設置故障標記 并且監控得以繼續，因為即使著陸裝置已被不正確地維修，監控設備也將正確 地報告該著陸期間所經歷的峰值著陸裝置負載。可以實現進一步的檢査，以確 保在伸展和收縮系統以及監控設備之間有正確的通信，以便避免監控設備變得 卡在一種狀態中。參照圖7，上面的圖顯示出在著陸期間適用于四輪搖擺轉向架的轉向架樞軸支桿負載值與時間的關系圖(顯示成四段Fb-Fbb-Fee-Fe)以及連接點負載 值與時間的關系圖(顯示成四段F^-Fa2-Fee-Fc)。下面的圖顯示出在著陸期 間單級吸震器的減震室油壓值與時間的關系圖(顯示成四段Pb Pbb Pee Pc)， 其中的時間軸與上面的四輪搖擺轉向架的時間軸一樣。轉向架的樞軸支桿負載值Fb從零開始上升，在值Fbb附近顯示出第一最大值，之后該值下落，然后再次上升并在值Fee附近達到第二最大值，之后該值再次下降。減震室油壓pb的值顯示出與轉向架的樞軸支桿負載相應的變化，在值Pbb附近達到第一最大值，之后該值下落，然后上升并在值Pee附近達到第二 最大值，之后該值再次下落。另一方面，連接點負載Fal的值大約穩定地上升，然后保持平穩，之后該 值再次上升超過值Fu并且在轉向架樞軸支桿負載的值Fee附近達到最大值，之 后，與轉向架樞軸支桿負載Fe相同。上面的圖中存在兩個最大值，這證明該四輪搖擺轉向架在初始觸地時經歷 兩輪操作模式且其后經歷四輪操作模式。在上面的圖中，第一最大值約Fbb出 現在著陸裝置的兩輪操作模式中，第二最大值約Fee出現在四輪操作模式中。 在圖7所示情況下，第一最大值超過了第二最大值，但是并不總是這種情況， 第二最大值可以超過第一最大值。兩輪模式中的連接點負載顯著低于兩輪模式中的樞軸點負載，因為圖2的鉸鏈8充當約2:1的杠桿支點，這是著陸裝置的幾何結構所導致的。在隨后的 四輪模式中，連接點負載和轉向架樞軸負載是相等的，因為在此時鉸鏈對負載 沒有任何影響。圖7所示信息指示，關于四輪搖擺轉向架，油減震室壓力的變化情況與轉 向架樞軸支桿負載的變化情況很相似，只要兩輪和四輪模式都被識別為兩個單 獨的操作模式就可以。此外，很明顯，僅僅只在四輪模式中，連接點負載與轉 向架樞軸支桿負載基本上相同。圖7所示結果涉及飛機升力等于其重力的對稱著陸條件。第二最大值出現 在四輪模式中，因為在旋轉轉向架使其從兩輪移動到四輪模式之后仍然有待吸 收的能量。與兩輪模式相對應的第一最大值對下降速度很敏感，而第二最大值 則基本上隨著升力重力比的減小而增大。此外，在觸地的瞬間，這兩個最大值 對滾動速度很敏感，結果是在著陸時特定的滾動速度條件與較低的下降速度 (比聯合適航條例(JAR)設計限值中所指定的還要低)相結合之后便可以在 實踐中呈現出超過設計限值的負載條件。圖7所示在兩個最大值之間的區域對應于過渡模式，由圖3所示h和t2之 間的周期來表示，此時轉向架正從其兩輪模式移動到其四輪模式。在圖8中，顯示出峰值轉向架樞軸負載與油減震室峰值壓力之間的關系呈 相對線性。參照圖8，對于圖3所示to和t2之間這段時間(即，在兩輪模式中)， 顯示出了峰值油減震室壓力相對于峰值轉向架樞軸負載的關系圖。與真正線性關系的偏離被視為與摩擦效應有關，這是因吸震器壓縮期間的側面負載所導致的。然而，這種摩擦負載看起來沒有對圖8所示的形狀施加顯著的影響，主要因為峰值負載出現在內部主構件2在外部主構件3之內滑動的時候，在這種條 件下基本上沒有靜態摩擦中斷誤差會影響該關系。對于各種觸地速度而言，圖 8所示關系仍然良好，并且指示在峰值負載中沒有因拖拉中的變化而導致的任 何顯著變化。參照圖9，對于圖3所示超過t2的周期(即在四輪模式中)，顯示出峰值 油減震室壓力相對于峰值連接點負載的關系圖。在四輪模式中，峰值轉向架樞 軸負載與峰值連接點負載基本上相同，就像圖7所示那樣，據此有下列規律 圖9所示關系也就是峰值油減震室壓力與峰值轉向架樞軸負載之間的關系。圖7到9所提供的信息用于指示，沿著吸震器的軸，在峰值油減震室壓力 與峰值轉向架樞軸負載之間有一致的關系。在兩輪模式中，基于著陸裝置的幾 何結構，可以根據峰值轉向架樞軸負載來獲得峰值連接點負載和鉸鏈負載的近 似值。圖10示出了在著陸期間轉向架樞軸支桿負載的值Fb - F"相對于圖3所示to-t2的時間周期以及超過t2的時間周期的變化情況，其中結合了負載限值L1、L2、 L3和L4。圖10與圖7類型相同，但用于不同的著陸條件。圖10是著陸負載條件的示例，其中下降速率使得觸地時著陸裝置負載仍 然低于L2，從而在兩輪模式中產生了非破壞性的峰值負載，然而，四輪模式中 出現的峰值負載高出許多，事實上，比預定情況限值L3超出了 0.5g偏差。 關于圖10，所指明的限值是 峰值轉向架樞軸負載L1 > 1.5 MN ，對應于最大著陸重力(MLW)處的 10ft/s下降速度，在升力等于重力的情況下的對稱著陸。
峰值轉向架樞軸負載L2 > 1.9 MN ，對應于MLW處的12 ft/s下降速 度，在升力等于重力的情況下的對稱著陸。 負載連接點負載L3〉2.14MN ，對應于0.5g偏差靜態負載限制情況。負載限值Ll和L2僅與兩輪模式有關。如果多種因素(其中包括非對稱著 陸、反彈著陸和升力-重力比較低等因素)綜合的結果導致動態地超過0.5g偏 差的靜態點。參照圖11，示出了根據計算機化模型而獲得的結果，這些模型分別代表了著陸裝置負載監控設備(條帶A， B, E & F)以及觸發事件(條帶C， D, G & H)。 條帶A代表了在著陸裝置處于兩輪模式時對于一系列著陸裝置負載都沒有觸發 著陸裝置監控器的實例。關于條帶A，此處沒有觸發著陸裝置監控器，所有負 載都低于設定的閾值Lx。條帶B代表了在著陸裝置處于兩輪模式時對于一系列著陸裝置負載都觸 發了著陸裝置監控器的實例。針對所有超過設定閾值Lx的負載以及一些剛剛 好低于設定閾值Lx的負載，都觸發著陸裝置負載監控器。著陸裝置監控器的 觸發被視為安全的，因為所有超過設定閾值Lx的負載都被檢測到了。由一些 低于設定閾值Lx的負載來觸發著陸裝置監控器是不正確的響應，并且被視為 相對于不正確的觸發而言處于安全一側。注意到，由條帶A和B所代表的著陸裝置監控器的觸發使得所有過大的負 載狀態都被檢測到了，并且有一少部分剛剛好低于設定閾值Lx的負載且在其 中有不正確的觸發。條帶C代表了在著陸裝置處于兩輪模式時對于一系列著陸裝置負載都沒 有觸發飛行數據分析的實例。關于觸發事件，有一些由條帶C中處于設定閾值 Lx上方的那部分所代表的故障，以報告有一些負載超過了設定閾值Lx。這些 報告中的故障被視為處于不正確的報告的不安全一側(基于該建模示例的選定 閾值)，因為一些超過設定閾值的負載實例沒有被報告。條帶D代表了在著陸裝置處于兩輪模式時對于一系列著陸裝置負載都觸 發了飛行數據分析的實例。有一些關于超過設定閾值Lx的負載的報告，但與 該結果一起的還有大量的錯誤報告，在這些錯誤報告中是一些稍稍低于設定閾 值Lx的負載以及一些顯著低于設定閾值Lx的負載。注意到，在條帶C和D所代表的觸發事件中，并非所有過大負載的狀態都 被檢測到，并且有相當多的負載低于設定閾值Lx，這便導致不正確的報告。條帶E代表了在著陸裝置處于四輪模式時(著陸裝置負載監控設備將該模 式視為四輪模式)對于一系列著陸裝置負載都沒有觸發著陸裝置監控器的實 例。關于條帶E，此處沒有觸發著陸裝置監控器，所有負載都低于設定閾值Ly。條帶F顯示出在著陸裝置處于四輪模式時對于一系列著陸裝置負載都觸發了著陸裝置監控器的實例。關于條帶F，對所有超過設定閾值Ly的負載以及一 些剛剛好低于設定閾值Ly的負載，都觸發著陸裝置負載監控器。著陸裝置監 控器的觸發被視為安全的，因為所有超過設定閾值Ly的負載都被檢測到了。 由一些低于設定閾值Ly的負載來觸發著陸裝置監控器是不正確的響應，并且 被視為相對于不正確的觸發處于安全的一側。條帶G代表了在著陸裝置處于四輪模式時對于一系列著陸裝置負載都沒 有觸發飛行數據分析的實例。關于這些觸發事件，沒有任何故障(條帶G中沒 有哪一部分高于設定閾值Ly)來報告一些超過設定閾值Ly的負載。關于條帶 G所代表的觸發事件，這些結果可以與著陸裝置負載監控器的那些結果進行比 較，只有低于設定閾值Ly的負載才被忽略。條帶H代表了在著陸裝置處于四輪模式時對于一系列著陸裝置負載都觸 發了飛行數據分析的實例。有一些關于超過設定閾值Ly的負載的報告，但與 該結果一起的還有大量的錯誤報告，在這些錯誤報告中是一些稍稍低于設定閾 值Ly的負載以及一些顯著低于設定閾值Ly的負載。觸發事件并不在兩輪模式和四輪模式之間進行區分，很明顯，如條帶C中 處于設定閾值Lx上方的那部分所代表的那樣，預計觸發事件可能無法報告一 些已超過安全負載閾值的實例。如條帶H所示，預計觸發事件可能報告大量的 關于超過著陸負載閾值但著陸裝置負載卻低于設定閾值的實例。如條帶C所示，觸發事件沒能報告超過設定負載閾值的這一情況是從安全 方面需要關注的問題。在大量的實例中，觸發事件指示超過設定負載閾值而此 時并沒有超過設定負載閾值，如條帶H所示，從而導致不必要的維護行動，這 代表不必要的飛機降落以及相應的成本處罰。相反，著陸裝置負載監控器報告超過所有設定負載閾值的實例，如條帶B 和F所示那樣，同時有少量關于超過設定負載閾值的指示但此時卻沒有超過設 定負載閾值，如條帶B和F所示的那樣。著陸裝置負載監控器針對在飛機運行中迅速且可靠地檢測硬著陸的問題 提供了解決方案。當然，每一著陸裝置都需要一個著陸裝置監控器。關于著陸裝置監控器應用于鉸接式著陸裝置的情況，通過檢測何時轉向架處于兩輪模式以及何時轉向架處于四輪模式，便向這兩個模式設定各自的閾 值，并且分別監控這兩個模式的峰值著陸負載。該檢測方法是一種通過減震室 壓力檢測的直接的負載測量，并且不依賴于與著陸模式有關的關鍵變量，這些 變量可以包括旋轉、升力-重力比、質量以及下降速度。如果超過設定閾值，則 潛在的著陸裝置損壞就已出現，并且飛機應該留在地面上(AOG)，直到采取恰 當的維護行動。如果沒有超過設定的閾值，則很可能著陸裝置沒有承受任何破 壞性的垂直負載。上文所揭示的著陸裝置監控設備包括下列特征 在觸發事件或可疑的硬著陸之后，提供關于著陸裝置可操作性的GO/NO GO決定。 在著陸期間，對每一個著陸裝置進行直接的峰值負載測量，因為著陸 裝置監控器與每一個著陸裝置一起操作。 在著陸期間，針對著陸裝置的不同組件單獨進行負載測量，并且多個 閾值對應于兩輪模式和四輪模式。 如此操作以至于沒有單個故障有可能導致關于損壞已出現的錯誤指示。 對氮氣壓力進行維修檢查。 在地面部署期間，超過垂直負載閾值的報警。 可以被集成到著陸裝置伸展/收縮系統中或被集成到增強的油壓監控系 統中。還可以包括下列附加特征 捕獲并保留著陸期間的峰值負載的歷史。 捕獲并保留超過兩個設定閾值中較低的那個的情況。 集成到整個ATA 32健康監控系統中。上文涉及一種包括單級油的搖擺轉向架四輪著陸裝置，其中有一個到減震 室的入口以便監控減震室壓力。著陸裝置的另一種形式是四輪非鉸接轉向架，其中沒有鉸鏈。在這種形式 的著陸裝置中，預計在兩輪模式中油的壓縮應該很小，這取決于螺距調節器的 反作用力。預計圖5的邏輯結構將適合于單級油結構方式，有可能具有微小的 修改，這種修改取決于特定形式的著陸裝置。對于只有兩個輪子的著陸裝置，例如，大型飛機的機首著陸裝置或小型飛 機的主要著陸裝置(包括單級油)，沒必要監控輪子模式，因為沒有四輪模式， 并且峰值減震室壓力指示最大著陸裝置負載。這種形式的著陸裝置通常被稱為 單級油空心陀螺著陸裝置。對于機首輪子著陸裝置的備選形式(比如，具有兩級油)，同樣，沒有必 要監控輪子模式，但需要特殊的結構方式以便接入減震室從而測量減震室壓 力，因為有不止一個減震室且這些腔室不提供直接的接入。這種形式的著陸裝置通常被稱為雙級油空心陀螺著陸裝置。本文所描述的著陸裝置監控設備并不 被視為飛行數據分析的替代方案，而是應該用數據增強該飛行數據分析，從而 能夠在著陸之后對著陸裝置的狀態進行更準確的評估。
權利要求
1.一種用于飛機著陸裝置的著陸裝置監控器，該飛機著陸裝置包括位于轉向架上的多對輪子，所述著陸裝置監控器包括壓力傳感器，在使用過程中，它定位于著陸裝置主支桿中以便檢測該著陸裝置主支桿中的液壓流體的壓力，該壓力傳感器提供與它檢測到的壓力相對應的輸出電信號，第一著陸裝置傳感器，用于檢測該著陸裝置的下降并且發出信號，第二著陸裝置傳感器，當轉向架處于拖垂位置從而使得在轉向架上的第一組多對輪子將首先接觸地面時，所述第二著陸裝置傳感器檢測轉向架的第一操作模式的開始并且發出信號，第三著陸裝置傳感器，當轉向架上的第二組多對輪子以及第一組多對輪子與地面完全接合時，所述第三著陸裝置傳感器檢測轉向架的第二操作模式的開始并且發出信號，信號處理單元，連接該信號處理單元以接收來自所有傳感器的信號，在接收到來自第一著陸裝置傳感器的、用于指示該著陸裝置下降的信號之后，該信號處理單元在運行過程中評估來自壓力傳感器的、分別與第一模式和第二模式有關的那些信號，并且提供用于指示該評估結果的主要輸出信號，以及輸出部分，連接該輸出部分以接收來自信號處理單元的主要輸出信號，以便提供來自信號處理單元的、分別與第一模式和第二模式有關的輸出信號的表示。
2. 如權利要求1所述的著陸裝置監控器，其特征在于，所述信號處理單元包 括用于表示在著陸裝置工作于第一模式期間來自壓力傳感器的信號的第一限 制幅值的內部存儲信息，并且所述信號處理單元提供與第一限制幅值有關的第 一附加輸出信號，該信號用于表示在第一模式期間來自壓力傳感器的信號的幅 值。
3. 如權利要求2所述的著陸裝置監控器，其特征在于，所述信號處理單元包 括用于表示在著陸裝置工作于第一模式期間來自壓力傳感器的信號的第二限 制幅值的內部存儲信息，其中第二限制幅值超過第一限制幅值，并且所述信號處理單元提供與第二限制幅值有關的第二附加輸出信號，該信號用于表示在第 一模式期間來自壓力傳感器的信號的幅值。
4. 如權利要求1到3中任一項所述的著陸裝置監控器，其特征在于，所述信號處理單元包括用于表示在著陸裝置工作于第二模式期間來自壓力傳感器的 信號的第三限制幅值的內部存儲信息，并且所述信號處理單元提供與第三限制 幅值有關的第三附加輸出信號，該信號用于表示在第二模式期間來自壓力傳感 器的信號的幅值。
5. 如權利要求1到4中任一項所述的著陸裝置監控器，其特征在于，所述信 號處理單元包括用于表示在著陸裝置工作于第二模式期間來自壓力傳感器的 信號的第四限制幅值的內部存儲信息，其中第四限制幅值超過第三限制幅值， 并且所述信號處理單元提供與第四限制幅值有關的第四附加輸出信號，該信號 用于表示在第二模式期間來自壓力傳感器的信號的幅值。
6. 如權利要求2到5中任一項所述的著陸裝置監控器，其特征在于，所述限 制幅值是從著陸裝置的計算機模型中獲得的。
7. 如權利要求1到6中任一項所述的著陸裝置監控器，其特征在于，所述信 號處理單元如此操作以便捕獲來自第一模式中的壓力傳感器的信號的峰值。
8. 如權利要求1到6中任一項所述的著陸裝置監控器，其特征在于，所述信 號處理單元如此操作以便捕獲來自第二模式中的壓力傳感器的信號的峰值。
9. 如權利要求2到6中任一項所述的著陸裝置監控器，其特征在于，所述信 號處理單元如此操作以便捕獲來自第一模式中的壓力傳感器的信號的峰值，并 且所述輸出部分如此操作以便提供來自第一模式中的壓力傳感器的信號的峰 值的表示，這種峰值的表示與第一和第二限制幅值有關。
10. 如權利要求4到6中任一項所述的著陸裝置監控器，其特征在于，所述 信號處理單元如此操作以便捕獲來自第二模式中的壓力傳感器的信號的峰值，并 且所述輸出部分如此操作以便提供來自第二模式中的壓力傳感器的信號的峰 值的表示，這種峰值的表示與第三和第四限制幅值有關。
11. 如權利要求1到10中任一項所述的著陸裝置監控器，其特征在于，所述 信號處理單元在操作過程中提供主要輸出信號，根據來自所述信號處理單元的 信號，表示著陸裝置主支桿所承受的負載。
12. 如權利要求ll所述的著陸裝置監控器，其特征在于，所述信號處理單元 包括第一對照表，該第一對照表將在第一模式中來自壓力傳感器的信號的幅值 與著陸裝置所承受的負載關聯起來，并且來自所述信號處理單元的主要輸出信 號是從該第一對照表所提供的信息中獲得的。
13. 如權利要求11或12所述的著陸裝置監控器，其特征在于，所述信號處 理單元包括第二對照表，該第二對照表將在第二模式中來自壓力傳感器的信號 的幅值與著陸裝置所承受的負載關聯起來，并且來自所述信號處理單元的主要 輸出信號是從該第二對照表所提供的信息中獲得的。
14. 如權利要求1到13中任一項所述的著陸裝置監控器，其特征在于，所述 信號處理單元按照約20 ms的時間間隔對來自壓力傳感器的信號進行采樣。
15. 如權利要求1到14中任一項所述的著陸裝置監控器適用于四輪的轉向架。
16. 如權利要求1到15中任一項所述的著陸裝置監控器，其特征在于，著陸 裝置鉸接傳感器執行第二和第三著陸裝置傳感器的功能。
17. —種包括如權利要求1到16中任一項所述的著陸裝置監控器的飛機著 陸裝置。
18. —種包括如權利要求1到16中任一項所述的著陸裝置監控器的飛機。
19. 一種按照權利要求1到16中任一項所述的那樣來操作著陸裝置監控器的 計算機程序。
20. —種用于飛機著陸裝置的著陸裝置監控器的操作方法，該飛機著陸裝 置包括位于轉向架上的多對輪子，該方法包括檢測著陸裝置主支桿中的液壓流體的壓力并且提供與檢測到的壓力相對 應的輸出電信號，檢測著陸裝置的下降并且發出信號，當轉向架處于拖垂位置時，進行檢測并且發出信號，轉向架處于拖垂位置 的這一狀態隨后被標識為第一模式，當轉向架上的第二組多對輪子以及第一組多對輪子與地面完全接合時，進 行檢測并且發出信號，轉向架上的第一組多對輪子和第二組多對輪子與地面完 全接合這一狀態隨后被標識為第二模式，評估在檢測液壓流體的壓力時所得到的、分別與第一模式和第二模式有關的那些信號，并且提供用于表示該評估結果的主要輸出信號，以及 提供分別與第一模式和第二模式有關的主要輸出信號的表示。
21. —種著陸裝置監控器，被編程為根據權利要求20所述的方法來操作。
全文摘要
一種用于飛機著陸裝置的著陸裝置監控器，該飛機著陸裝置包括位于轉向架上的多對輪子，其中主支桿油壓用于指示著陸負載并且用于監控分別與兩輪模式和四輪模式有關的狀態，兩輪模式是當轉向架上的第一組多對輪子接觸地面時的狀態，四輪模式是當轉向架上的第一組和第二組多對輪子都與地面完全接觸時的狀態。
文檔編號G01L5/00GK101247988SQ200680030898
公開日2008年8月20日 申請日期2006年8月23日 優先權日2005年8月24日
發明者M·S·耶茨, P·基恩 申請人:空中客車英國有限公司
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