無牽引杆的飛機牽引車的製作方法

2023-10-10 07:10:14 2

專利名稱：無牽引杆的飛機牽引車的製作方法
技術領域：
本發明總體上涉及用於飛機地面運動的系統，更具體地涉及用於在機場移動飛機 的地面車輛。
背景技術：
可認為下列專利公開文本代表了本領域當前的技術水平第6，945，354；6,739，822；6,675，920 ；6，751，588 ；6，600，992；6,405,,9756，390，762 ；6，357，989；6,352，130；6,305，484 ；6，283，696 ；6，209，671；5,860，7855，680，125 ；5，655，733；5,562，388；5,549，436 ；5，516，252 ；5，511，926；5,480，2745，381，987 ；5，346，354；5,314，287；5,308，212 ；5，302，076 ；5，302，075；5,302，0745，261，778 ；5，259，572；5,219，033；5,202，075 ；5，176，341 ；5，151，003；5,110，0675，082，082 ；5，078，340；5,054，714；5,051，052 ；5，048，625 ；5，013，205；4,997，3314，976，499 ；4，950，121；4,923，253；4,917，564 ；4，917，563 ；4，913，253；4,911，6044，911，603 ；4，836，734；4,810，157；4,745，410 ；4，730，685 ；4，658，924；4,632，625
4，482，961 ；4，375，244 ；4，225，279 ；4，113，041 和 4，007，890 號美國專利；第2003/095854號美國專利公開文本；第WO 93/13985 ；WO 89/03343 和 WO 98/52822 號 PCT 專利公開本文；第RU 2302980 ；RU 2271316 ；EP 1623924 ；EP 1190947 JP 2279497 JP4138997 ； JP 57070741 JP 56002237 ；GB 1249465 ；DE 3844744 ；DE 4446048 ；DE 4446047 ；DE 4131649 ；DE 4102861 ；DE 4009419 ；DE 4007610 ；DE 19734238 ；DE 3534045 ；DE 3521429 ； DE 3327629 ；DE 3327628 ；DE 4340919 ；FR 2581965 和 FR 2675919 號專利公開文本。

發明內容
本發明尋求提供用於使飛機滑行的新型機器人牽弓I車。因此根據本發明的優選實施例提供了一種無牽引杆的飛機牽引車，其包括裝配 在多個牽引車車輪上的底盤，該多個牽引車車輪中的至少一些是可轉向的牽引車車輪；基 座組件，其裝配在牽引車底盤上；飛機前輪支撐轉臺組件，其以可旋轉的方式裝配在基座組 件上，用於支撐飛機前起落架的輪子；至少一個力傳感器，其可用於檢測由飛機飛行員控制 的制動、減速和加速中的至少一種引起的沿至少一個近似水平的方向施加於飛機前起落架 上的作用力；至少一個牽引車車輪驅動器單元，其用於驅動該多個牽引車車輪旋轉以提供 底盤的移動；至少一個牽引車車輪轉向機構，其用於在飛機滑行期間使可轉向的牽引車車 輪轉向；以及至少一個牽引車控制器，其用於至少部分響應於指示飛機飛行員控制的對飛 機的制動的該至少一個力傳感器的輸出工作，從而操縱該至少一個牽引車車輪驅動器單元 以減少因飛機飛行員控制的制動而施加於飛機前起落架上的作用力。優選地，無牽引杆的飛機牽引車還包括至少一個旋轉檢測器，其用於檢測至少因 飛行員控制的飛機在地面上的轉向引起的飛機前輪支撐轉臺組件相對於底盤的旋轉，並且 該至少一個牽引車控制器還至少用於控制該至少一個牽引車車輪轉向機構的操作，該至少 一個牽引車控制器至少部分響應於指示飛行員控制的飛機轉向的該至少一個旋轉檢測器 的輸出工作，從而操縱該至少一個牽引車車輪轉向機構以使可轉向的牽引車車輪轉向，從 而使得底盤沿通過飛行員控制的轉向指示的方向移動。根據本發明的另一優選實施例還提供了一種無牽引杆的飛機牽引車，其包括裝 配在多個牽引車車輪上的底盤，該多個牽引車車輪中的至少一些是可轉向的牽引車車輪; 飛機前輪支撐轉臺組件，其以可旋轉的方式裝配在底盤上，用於支撐飛機前起落架的可旋 轉的輪子；至少一個旋轉檢測器，其用於檢測至少因飛行員控制的飛機在地面上的轉向引 起的飛機前輪支撐組件相對於底盤的旋轉；至少一個牽引車車輪驅動器，其用於驅動該多 個牽引車車輪旋轉以提供底盤的移動；至少一個牽引車車輪轉向機構，其用於使可轉向的 牽引車車輪轉向；以及至少一個牽引車控制器，其至少用於控制該至少一個牽引車車輪轉 向機構的操作，該至少一個牽引車控制器至少部分響應於指示飛機飛行員控制的飛機轉向 的該至少一個旋轉檢測器的輸出工作，從而操縱該至少一個牽引車車輪轉向機構以使可轉 向的牽引車車輪轉向，從而使得底盤沿通過飛行員控制的轉向指示的方向移動。優選地，飛機前輪支撐轉臺組件通過軸承以可旋轉的方式裝配在底盤上。優選地， 無牽引杆的飛機牽引車還包括至少一個能量吸收器組件，其裝配在飛機前輪支撐轉臺組件和 底盤之間以吸收因牽引車的慣性力產生的能量，否則這些能量將作用在飛機的前起落架上。優選地，無牽引杆的牽引車還包括至少一個飛機輪子接合組件，其用於將飛機輪 子置於飛機前輪支撐轉臺組件上以使飛機前起落架的水平旋轉中心位於飛機前輪支撐轉 臺組件相對於底盤的旋轉中心上。另外，該至少一個飛機輪子接合組件還可用於將飛機前 起落架的輪子保持在合適位置上，以使飛機前起落架的輪子的水平旋轉中心位於飛機前輪 支撐轉臺組件相對於底盤的旋轉中心上。作為補充或作為選擇，該至少一個飛機輪子接合 組件可適應飛機輪子的尺寸以便將飛機輪子置於飛機輪子支撐組件上，以及將飛機輪子恰 當保持在該位置上以使飛機前起落架的輪子位於飛機前輪支撐轉臺組件相對於底盤的旋 轉中心上。
優選地，飛機前輪支撐轉臺組件相對於底盤以可樞轉的方式裝配以在飛機運動期 間允許飛機前起落架的輪子的傾斜。作為補充或作為選擇，無牽引杆的飛機牽引車具有用 於飛機後推的、由牽引車駕駛員控制的操作模式，和用於飛機在後推和著陸中的至少一個 之後的滑行過程中的運動的、由飛機飛行員控制的操作模式。優選地，無牽引杆的飛機牽引車具有用於飛機在後推和著陸中的至少一個之後的 滑行過程中的運動的自主操作模式。此外，在該自主操作模式下，牽引車控制器可以對從機 場命令和控制中心處接收到的命令作出響應。作為補充或作為選擇，在該自主操作模式下， 牽引車控制器可以對預先編程的駕駛路徑和速度限度作出響應，以及對通過裝配在牽引車 上的牽引車位置功能接收到的牽引車位置信息作出響應。優選地，無牽引杆的飛機牽引車具有用於牽引車從起飛區返回預後推位置的自主 操作模式。優選地，無牽引杆的飛機牽引車具有牽引車速度控制功能，其允許牽引車在機場 的不同位置上以高達不同速度限度的速度行駛。優選地，該至少一個牽引車控制器可用於控制牽引車的加速和減速，從而限制作 用到飛機前起落架上的作用力，該至少一個牽引車控制器使用至少一個力反饋迴路，該回 路利用來自該至少一個力傳感器的輸入以及以下輸入中的至少一個牽引車經過的飛機行 進表面沿途的各個位置上的已知斜度的讀數，其中這些位置通過牽引車位置和傾斜度檢測 功能被識別給該至少一個牽引車控制器；作用於飛機上的風力的讀數；牽引車經過的飛機 行進表面沿途的各個位置上的已知的牽引車和飛機滾動摩擦力的讀數，其中這些位置通過 位置檢測功能被識別給該至少一個牽引車控制器；以及障礙物檢測讀數。在另一優選實施 例中，該至少一個力反饋迴路利用來自該至少一個傳感器的輸入和以下輸入牽引車經過 的飛機行進表面沿途的各個位置上的已知斜度的讀數，其中這些位置通過牽引車位置和傾 斜度檢測功能被識別給該至少一個牽引車控制器；作用於飛機上的風力的讀數；牽引車經 過的飛機行進表面沿途的各個位置上的已知的牽引車和飛機滾動摩擦力的讀數，其中這些 位置通過位置檢測功能被識別給該至少一個牽引車控制器；以及障礙物檢測讀數。優選地，該至少一個牽引車控制器可用於控制牽引車的速度和使用至少一個速度 反饋迴路，所述迴路利用以下輸入中的至少一個牽引車經過的飛機行進表面沿途的各個 位置上的已知的所需速度的讀數，它是利用牽引車位置檢測功能和指示沿途速度限度的預 定飛機行進表面地圖由該至少一個牽引車控制器獲得；以及由飛機主控制器提供給該至少 一個牽引車控制器的所需速度的信息。優選地，該至少一個牽引車控制器可用於通過使用至少一個位置反饋迴路控制牽 引車的轉向，其中所述迴路至少利用了由該至少一個旋轉檢測器提供的飛機前起落架的輪 子的旋轉讀數。還根據本發明的又一優選實施例提供了一種無牽引杆的飛機牽引車，其包括裝 配在多個牽引車車輪上的底盤，該多個牽引車車輪中的至少一些是可轉向的牽引車車輪; 飛機輪子支撐組件，其裝配在底盤上，用於支撐飛機前起落架的可旋轉的輪子；至少一個力 傳感器，其可用於檢測沿至少一個近似水平的方向施加於飛機前起落架上的作用力；至少 一個牽引車車輪驅動器，其可用於驅動該多個牽引車車輪旋轉以提供底盤的移動；至少一 個牽引車控制器，其可用於控制牽引車的加速和減速，從而限制作用到飛機前起落架上的作用力，該至少一個牽引車控制器使用至少一個力反饋迴路，該迴路利用來自該至少一個 力傳感器的輸入以及以下輸入中的至少一個牽引車經過的飛機行進表面沿途的各個位置 上的已知斜度的讀數，其中這些位置通過牽引車位置和傾斜度檢測功能被識別給該至少一 個牽引車控制器；作用於飛機上的風力的讀數；牽引車經過的飛機行進表面沿途的各個位 置上的已知的牽引車和飛機滾動摩擦力的讀數，其中這些位置通過位置檢測功能被識別給 該至少一個牽引車控制器；以及障礙物檢測讀數。優選地，該至少一個牽引車控制器使用至少一個反饋迴路，該迴路利用來自該至 少一個力傳感器的輸入和以下輸入中的至少兩個牽引車經過的飛機行進表面沿途的各個 位置上的已知斜度的讀數，其中這些位置通過牽引車位置和傾斜度檢測功能被識別給該至 少一個牽引車控制器；作用於飛機上的風力的讀數；牽引車經過的飛機行進表面沿途的各 個位置上的已知的牽引車和飛機滾動摩擦力的讀數，其中這些位置通過位置檢測功能被識 別給該至少一個牽引車控制器；以及障礙物檢測讀數。優選地，該至少一個牽引車控制器使用至少一個反饋迴路，該迴路利用來自該至 少一個力傳感器的輸入和以下所有輸入牽引車經過的飛機行進表面沿途的各個位置上的 已知斜度的讀數，其中這些位置通過牽引車位置和傾斜度檢測功能被識別給該至少一個牽 引車控制器；作用於飛機上的風力的讀數；牽引車經過的飛機行進表面沿途的各個位置上 的已知的牽引車和飛機滾動摩擦力的讀數，其中這些位置通過位置檢測功能被識別給該至 少一個牽引車控制器；以及障礙物檢測讀數。優選地，無牽引杆的飛機牽引車還包括至少一個能量吸收器組件，其裝配在底盤 上以吸收因牽引車的慣性產生的作用力，否則這些作用力將作用在飛機的前起落架上。作 為補充或作為選擇，飛機前輪支撐轉臺組件通過軸承以可旋轉的方式裝配在底盤上。優選地，無牽引杆的牽引車還包括至少一個飛機輪子接合組件，其用於將飛機輪 子置於飛機輪子支撐組件上，以使飛機前起落架位於飛機輪子支撐組件相對於底盤的旋轉 中心上。另外，該至少一個飛機輪子接合組件還可用於將飛機輪子保持在合適位置上，以使 飛機前起落架的輪子位於飛機輪子支撐轉臺組件相對於底盤的旋轉中心上。作為補充或作 為選擇，該至少一個飛機輪子接合組件可適應飛機輪子的尺寸以便將飛機輪子置於飛機輪 子支撐組件上，以及將飛機輪子保持在合適位置上以使飛機前起落架位於飛機輪子支撐組 件相對於底盤的旋轉中心上。優選地，該至少一個能量吸收器組件包括多個活塞，這些活塞在牽引車相對於飛 機加速或減速時吸收能量。優選地，該至少一個牽引車控制器對來自機場命令和控制系統的輸入信號作出響應。還根據本發明的另一優選實施例提供了一種無牽引杆的飛機牽引車，其包括裝 配在多個牽引車車輪上的底盤，該多個牽引車車輪中的至少一些是可轉向的牽引車車輪; 飛機輪子支撐組件，其裝配在底盤上，用於支撐飛機前起落架的可旋轉的輪子；至少一個 牽引車車輪驅動器，其可用於驅動該多個牽引車車輪旋轉以提供底盤的移動；以及至少一 個可用於控制牽引車速度的牽引車控制器，該至少一個牽引車控制器使用至少一個反饋回 路，該迴路利用機場上牽引車和飛機經過的行駛路徑沿途的速度限度的繪圖以及牽引車和 飛機沿行駛路徑的瞬時位置的讀數。
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本發明將結合附圖從以下詳細描述中得到更為全面的理解和認識，在附圖中圖IA是根據本發明的優選實施例構造和工作的無牽引杆的飛機牽引車的示意 圖；圖IB是沿圖IA中的線1B-1B截取的、根據本發明的優選實施例構造和工作的無 牽引杆的飛機牽引車的剖面圖；圖IC是圖IA和IB的無牽引杆的飛機牽引車的頂視圖；圖2A、2B、2C、2D、2E、2F、2G、2H、2I和2J分別是圖1A-1C的無牽引杆的飛機牽引車 的預後推和後推操作中的各個階段的示意圖；圖3A、3B、3C、3D和3E分別是根據本發明一個實施例的圖1A-1C的無牽引杆的飛 機牽引車的由飛行員控制的滑行操作中的各個階段的示意圖；圖4A、4B、4C、4D和4E分別是根據本發明替換實施例的圖1A-1C的無牽引杆的飛 機牽引車的自主滑行操作中的各個階段的示意圖；圖5A、5B、5C、5D和5E分別是圖1A-1C的無牽引杆的飛機牽引車的自主返回操作 中的各個階段的示意圖；以及圖6A、6B和6C分別是圖1A-1C的無牽引杆的飛機牽引車的轉向功能的圖解。
具體實施例方式本發明涉及一種新型機器人牽引車，其用於在不使用飛機噴氣發動機的情況下使 飛機從庫門滑行至起飛跑道。根據本發明的優選實施例，機器人牽引車優選工作在飛機飛 行員控制的滑行模式下，在這種模式下，飛機飛行員進行轉向和制動就好像飛機正在利用 其自身的發動機動力運動一樣，並且牽引車的速度由控制器控制。在飛機完成滑行時，在機 場命令和控制系統的控制下，牽引車優選自主返回位於庫門處的預後推位置。優選地，牽引 車駕駛員執行後推操作，之後他離開牽引車，在滑行期間由飛機飛行員控制牽引車。根據本 發明的替換實施例，牽引車可以在飛機滑行期間工作在自主操作模式下。貫穿全文，術語 「自主的」被廣義地使用以包括在機場命令、控制和通訊系統的控制下(優選是飛機飛行員 優先)的操作。現在參見圖1A、1B和1C，它們示出了根據本發明的優選實施例構造和工作的無牽 引杆的飛機牽引車100。如在圖1A、1B和IC中所見，無牽引杆的牽引車100優選包括支撐 於6個車輪上的底盤102，這6個車輪包括前轉向輪104和106、後轉向輪108和110以及 中間的非轉向輪112和114。可想到的是作為選擇，車輪112和114也可以是可轉向的。 分別用參考數字115、116、117和118標示的轉向輪104、106、108和110的旋轉中心優選定 義出一個矩形的頂點，其中該矩形的長度A由牽引車100同側上的相應前輪和後輪的旋轉 中心之間的間隔定義，其寬度B由相應前輪104和106的旋轉中心115和116之間的間隔 和相應後輪108和110的旋轉中心117和118之間的間隔定義。車輪104、106、108、110、112和114中的每一個均優選由對應的液壓馬達(未示
出)以可控的方式驅動，其中液壓馬達由對應的液壓泵(未示出)提供動力，所述液壓泵由 車輛的柴油發動機(未示出)驅動，以響應來自控制器119的速度和扭矩控制信號。轉向輪104、106、108和110中的每一個均優選在一個或多個轉向活塞(未示出)的作用下轉向， 以響應來自控制器119的轉向控制信號。駕駛員控制接口組件，其優選包括方向盤120、制動器(未示出)及可選地其它控 制裝置，優選與控制器119對接以便駕駛員能夠在後推之前和後退期間、和/或者在出現緊 急事件或牽引車控制系統故障的情況下控制無牽引杆的飛機牽引車100的操作。根據本發 明的優選實施例，無牽引杆的飛機牽引車100藉助控制器119在飛機飛行員的控制下(PIC) 工作以滑行到或接近起飛點。在起飛點附近，響應於從機場命令和控制中心或牽引車位置 傳感器121 (諸如GPS傳感器或任何其它合適的牽引車位置傳感器)處接收到的命令，控制 器119自動地使牽引車100脫離飛機，並且牽引車100在控制器119的控制下工作以從起 飛點自主返回需要的預後推位置。牽引車100還優選配備有風傳感器122 ；輸出給控制 器119的一個或多個障礙物檢測傳感器123，諸如雷達和/或雷射傳感器(例如Velodyne HDL-64E雷射掃描器)；以及一個或多個駕駛相機124，其諸如通過遠程命令和控制中心實 現牽引車100的遠程駕駛。駕駛相機124可以旋轉從而具有可選擇的雲臺，以使操作人員 能夠觀察牽引車100上或其附近的不同位置。根據本發明的優選實施例，可旋轉的飛機前起落架的輪子的支撐轉臺125以可樞 轉且可旋轉的方式裝配在水平基座組件126上。用參考數字127標出的轉臺125的穩態旋 轉中心優選位於由各轉向輪104、106、108和110的旋轉中心115、116、117和118定義的矩 形的幾何中心上。水平基座組件126以允許水平基座組件126相對於底盤102具有有限量的運動自 由的方式連接底盤102，並且接合能量吸收器組件，其中所述吸收器組件優選包括多個能量 吸收活塞128，並且每個活塞均以可樞轉的方式耦聯底盤102和水平基座組件126。力傳感 器(優選是負載傳感器129)優選與能量吸收活塞128中的每一個均形成關聯，其輸出給控 制器119並且被控制器119用來控制車輛的加速和減速。水平基座組件126優選包括圓周基座元件130，其通過一對前面的懸吊式支撐件 132懸掛到橫向延伸的支撐棒131和懸掛在一對後面的懸吊式支撐件132上，以可樞轉的方 式被裝配到底盤102上，其中後面的懸吊式支撐件132是以可樞轉的方式裝配到底盤102 上的。懸吊式支撐件132接合以可樞轉的方式裝配的能量吸收活塞128。優選藉助可樞轉 軸133將圓周基座元件130裝配到懸吊式支撐件132上，其中軸133可以是或不是與圓周 基座元件130 —體形成的。轉臺125優選通過一對樞轉棒134以可樞轉且可旋轉的方式裝配到基座126上， 其中樞轉棒134向外伸出以接合具有高載荷能力的軸承135，軸承135接著接合形成於基 座126中的360°圓周的軸承座圈136。這種結構使得轉臺125能夠以相對較低的摩擦相 對於基座元件130、水平基座組件126和底盤102旋轉和傾斜。轉臺125上固定裝配有直立框架140以調整轉臺125上的飛機前起落架的輪子。 優選通過錨固在轉臺125上的擋條定位活塞144以可選擇的方式相對直立框架140定位飛 機前起落架的輪子的擋條142，以使轉臺125適應飛機前起落架的輪子的不同尺寸。轉臺 125的旋轉方位優選由旋轉傳感器145(諸如電位計)檢測，所述傳感器145向控制器119 提供轉臺的旋轉方位輸入。轉臺125的旋轉方位可由轉臺旋轉馬達146控制。可選擇性定位的夾具組件147優選被裝配在轉臺125上並且連接直立框架140，它可用於選擇性地將飛機前起落架的輪子夾緊在轉臺125上以使飛機前起落架的輪子的旋 轉中心儘可能地恰好落在轉臺125的旋轉中心127處，而正如在上文中提及的那樣，旋轉中 心127位於由轉向輪104、106、108和110的旋轉中心定義的矩形的幾何中心上。優選地，力傳感器(諸如負載傳感器148)被裝配在可選擇性定位的夾具組件147 的前向表面以及擋條142的後向表面上以便接合飛機前起落架的輪子，從而檢測水平面上 的作用力，所述作用力是諸如由牽引車100的加速度和/或減速度相對於因此正被拖曳的 飛機的加速度和/或減速度的差異引起的、施加於飛機前起落架的輪子上且因此施加於飛 機前起落架上的作用力。傾斜的飛機前起落架的輪子的斜坡150優選被裝配在基座元件130上。優選提供 一對飛機前起落架的輪子的接合活塞組件152來推動和提升飛機前起落架以及將飛機前 起落架的輪子放置在轉臺125上。本發明的一個特有的特徵是力傳感器(諸如負載傳感器148)可用於檢測沿至少 一個近似水平的方向施加於前起落架上的作用力，所述作用力至少來自飛機飛行員控制的 飛機制動、引起牽引車減速以及來自牽引車的加速。控制器119用於至少部分響應力傳感 器的輸出，向驅動牽引車100的車輪的液壓馬達提供速度和扭矩控制信號，該輸出尤其指 示引起飛機減速的飛機飛行員控制的制動。這種控制要將施加於飛機前起落架上的作用力 減小和限制為最大容許作用力，所述最大容許作用力將不會因引起牽引車減速和/或牽引 車加速的飛機飛行員控制的制動而對飛機前起落架造成破壞。另外，本發明的一個特有的特徵是旋轉傳感器145可用於檢測轉臺125相對於基 座組件126的旋轉(其中，這種旋轉是藉助飛機前起落架由飛機飛行員的轉向引起的)，控 制器119可用於基於旋轉傳感器145的輸出、從而響應於飛機飛行員的轉向命令控制轉向 輪104、106、108和110的轉向。本發明的另一特有的特徵是力傳感器(諸如負載傳感器129和148)可用於檢測 沿至少一個近似水平的方向施加於前起落架上的作用力，因此控制器119可用於通過使用 至少一個力反饋迴路來控制牽引車的加速和減速，其中所述迴路利用了檢測飛機員控制的 制動的至少一個力傳感器的輸出，以及下列輸入中的至少一個由牽引車100經過的飛機行進表面沿途的各個位置上的已知斜度引起的作用力 的讀數，其中這些位置通過位置檢測功能被識別給控制器；作用於飛機上的風力的讀數，其中風力信息是從機場和/或裝載於牽引車上的風 傳感器提供給控制器的；以及牽引車經過的飛機行進表面沿途的各個位置上的已知的牽引車和飛機滾動摩擦 力的讀數，其中這些位置通過位置檢測功能被識別給控制器。本發明的另一特有的特徵是控制器119可用於通過使用至少一個速度反饋迴路 來控制牽引車100的速度，其中所述迴路基於牽引車和飛機經過的行進路徑沿途的已知速 度限度(優選利用了嵌在控制器119中的合適的機場地圖)以及指示牽引車100在牽引車 100和飛機的行進路徑沿途上的位置的牽引車位置傳感器的輸出。根據本發明的實施例，在牽引車100的底盤102上裝配一對雷射測距儀154以確 定飛機縱軸與牽引車100的縱軸之間的角度關係。特別地，在自主滑行操作模式(諸如下 面在圖4A-4E中描述的)中使用飛機縱軸與牽引車100的縱軸之間的這種角度關係。
現在參見圖2A、2B、2C、2D、2E、2F、2G、2H、2I和2J，它們分別是優選在牽引車駕駛 員控制之下的、圖1A-1C的無牽引杆的飛機牽引車的預後推和後推操作中的各個階段的繪 圖。如在圖2A中看到的那樣，根據本發明的優選實施例構造和操作的無牽引杆的飛 機牽引車100在牽引車駕駛員的控制之下沿箭頭200所示方向朝等待後推的飛機202移 動。圖2B示出了位於斜坡150上的前起落架的輪子204。圖2C示出了前起落架的輪子的 接合活塞組件152，其與前起落架的輪子204接合以推動和提升飛機前起落架並且將飛機 前起落架的輪子放置在轉臺125上。圖2D示出了通過擋條定位活塞144實現的飛機前起 落架的輪子的擋條142相對直立框架140的、適於容納特定飛機202的特定飛機前起落架 的輪子204的定位。圖2E示出了正被推到轉臺125上的前起落架的輪子204。圖2F示出了飛機前起落架的輪子204在活塞組件152的推動下抵靠合適設置的 擋條142，使得飛機前起落架的輪子204的旋轉軸優選儘可能地恰好位於轉臺125的旋轉中 心127，其中如上文提及的那樣，中心127位於或靠近由轉向輪104、106、108和110的旋轉 中心定義的矩形的幾何中心。圖2G和2H示出了單個活塞組件152回縮脫離與飛機前起落架的輪子204的接合 和可選擇性定位的夾具組件147的單個夾具與飛機前起落架的輪子204接合的順序，以將 飛機前起落架的輪子夾緊到轉臺125上，以使飛機前起落架的輪子的旋轉中心儘可能地恰 好位於轉臺125的旋轉中心127上。圖21示出了在牽引車駕駛員控制之下牽引車100對 飛機202的後推。圖2J示出了牽引車駕駛員在後推完成之後離開牽引車100。根據本發明 的替換實施例，駕駛員在滑行的整個或部分過程中留在牽引車100上，並且可以在發動機 啟動之後參與使牽引車脫離飛機。現在參見圖3A、3B、3C、3D和3E，它們分別是在具有控制器119的幫助的飛機飛行 員控制之下的、圖1A-1C的無牽引杆的飛機牽引車100的滑行操作中的各個階段的繪圖。圖3A示出了飛機飛行員利用常規的飛機轉向舵柄206或踏板(未示出)使飛機 前起落架的輪子204發生的旋轉，這種旋轉引起了轉臺125相對於基座元件130的相應旋 轉。轉臺125的旋轉立即被旋轉傳感器145檢測到，傳感器145向控制器119提供輸出，從 而導致牽引車100的轉向輪104、106、108和110的立即旋轉，這將在下面參考圖6A-6B進 行更詳細的描述。控制器119優選根據從旋轉傳感器145處接收輸入的反饋控制迴路執行牽引車 100的轉向，其中所述輸入指示了飛機飛行員進行轉向時的前起落架的輪子204、以及因此 的轉臺125的方向與牽引車100的縱軸(在此用參考數字210標出)之間的角度α。控制 器119使牽引車的轉向輪104、106、108和110分別旋轉角度β ^ β 2、β 3和β 4 (這將在下 面參考圖6A-6C進行描述)，驅動牽引車100使得角度α變為零。圖3Β示出了牽引車100運動過程中的中間階段，其用於對牽引車100進行定向以 使牽引車100沿飛機飛行員指示的方向拉動飛機202。在這個階段，轉臺125和牽引車100 的縱軸210之間的角度α被示出是圖3Α中示出的角度的1/2。角度、被標示於牽引車 100的縱軸210和正被牽引車100拖曳的飛機202的縱軸(在此用參考數字220標出)之 間，它是由牽引車100相對於飛機202的轉動造成的。圖3C示出了牽引車100相對於飛機202的前起落架的輪子204被定向成使α為
14零。要注意牽引車的轉向輪104、106、108和110的角度β ^ β 2、^33和04通常不為0。 在這個階段，牽引車100的縱軸210和正被牽引車100拖曳的飛機202的縱軸220之間的 角度Y小於圖3Β中的Y，這是因為飛機202已經開始轉動了。圖3D示出了通過飛機飛行員壓住踏板222對飛機202進行的制動。飛機202的 制動通過飛機202的主起落架(未示出)上的制動器來實現，並且立即引起由夾具147上 的負載傳感器148檢測的作用力的施加，控制器119接收傳感器148的輸出，並且立即使牽 引車100減速。由於在飛機202的制動和牽引車100的相應減速之間存在時間延遲，因此 作用力被施加到後能量吸收活塞128上，其立即被負載傳感器129檢測到。後能量吸收活 塞128吸收由飛機202相對於牽引車100的制動產生的能量。在這個階段，負載傳感器129 充當負載傳感器148的備用設備。圖3Ε示出了由控制器119尤其響應於從力傳感器(諸如負載傳感器148和129) 處接收到的輸入控制的牽引車100的受控加速，其用於使飛機在飛機行進路徑沿途的預定 位置上的滑行速率落在預定的速度限度內以及確保作用於前起落架上的力不超出預定限 度，其中考慮了下列因素中的一個或多個、優選全部由牽引車100經過的飛機行進表面沿途的各個位置上的已知斜度引起的作用力， 其中這些位置通過位置檢測功能(諸如GPS功能)被識別給控制器119，在此由裝配在牽引 車上的牽引車位置傳感器121 (圖1A-1C)提供上述功能；作用於飛機202上的風力，其中風力信息是從機場或裝載於牽引車上的風傳感器 (諸如裝載於牽引車上的風傳感器122)、並且優選還通過機場命令和控制功能提供給控制 器119的；以及牽引車100經過的飛機行進表面沿途的各個位置上的牽引車100和飛機202的滾 動摩擦力，其中這些位置通過牽引車位置傳感器121所提供的位置檢測功能、並且優選還 通過機場命令和控制功能被識別給控制器119。圖3Ε還考慮了牽引車100的受控減速，所述減速不僅響應於飛機飛行員對飛機 202的制動，還響應於障礙物傳感器123(圖1A-1C)檢測到的對障礙物的發覺。牽引車的減 速是由控制器119尤其響應於從力傳感器(諸如負載傳感器148和129)處接收到的輸入 進行控制的，以確保飛機和牽引車之間協調的減速比，從而將作用在飛機202的前起落架 上的力限制在預定的作用力限度內。為區分前起落架上的正常牽引力和因飛行員實施制動而施加的作用力，控制器 119考慮上述因素中的一個或多個、優選全部，其中這些因素是通過來自各個傳感器(諸如 傳感器120、121、122和123)和相機124的數據來指示的。控制器Il9可用於控制牽引車I00的加速和減速以便優選通過利用速度控制反饋 迴路來保持需要的牽引車速度。控制器119內嵌有指示牽引車行進路徑的各個區域上的相 關牽引車速度限度的機場地圖。這種速度限度信息與指示牽引車100瞬時位置的信息(其 優選由牽引車位置傳感器121提供)相匹配。控制器119優選包括指示牽引車100瞬時速 度的慣性導航系統。反饋迴路用於使實際速度儘可能接近、但不超出牽引車100的瞬時位 置上的速度限度。控制器119還可用於優選地利用作用力控制反饋迴路，控制牽引車100的加速和 減速，以將作用在飛機202的前著落架上的水平作用力限制在可接受的限度(其當前是飛機總重量的6%)內。控制器119接收來自負載傳感器148和129的輸入，所述輸入指示了 尤其由風、斜度、滾動摩擦以及飛機202和/或牽引車100的加速或減速引起的作用於飛機 202的前起落架上的作用力的總和。作用力反饋迴路可用於使牽引車100加速或減速以將 負載傳感器148和129所檢測到的作用力完全維持在可接受限度之下，從而為飛機202或 牽引車100的意外加速或減速留出餘量。現在參考圖4A、4B、4C、4D和4E，它們是根據本發明的替換實施例的圖1A-1C的無 牽引杆的飛機牽引車100的自主滑行操作中的不同階段的繪圖。這種自主滑行操作可以在 後推完成之後由牽引車100的駕駛員啟動或者響應於機場命令和控制中心的命令自動啟動。在自主滑行操作中，轉臺125的功能是通過將前起落架的輪子204的位置保持在 飛機飛行員最近選定的位置(其通常與飛機縱軸220平行)上來將在水平面上作用於前起 落架上的作用力(特別是扭矩)減為零。因此，在牽引車100沿其行進路徑改變朝向時，前 起落架保持在該位置上。這意味著在牽引車100的大部分轉向操作中，轉臺將沿著與牽引 車100相反的方向轉動。飛機飛行員可以通過操作主起落架上的飛機制動器來立即超控自主牽引車控制， 而所述操作會立即被負載傳感器148和129檢測到。自主滑行優選使用機場命令和控制中心的增強的C4功能，該功能利用以下輸入 來協調和優化機場上的所有滑行飛機的滑行路徑和速度在機場上滑行的所有飛機的位置；關於所有飛機滑行間隙和滑行路徑的計算；以及機場氣象條件和滑行道地面行駛條件。這種增強的C4功能優選提供以下功能避免發生跑道侵佔；為所有飛機計算最佳滑行速度以在滑行過程中保證最小的啟動和停止時間；使滑行道上的交通堵塞最小化；以及允許在發生故障或緊急事件時立即由飛行員控制。圖4A示出了在自主滑行操作開始時牽引車100和飛機202的初始方位。飛機前 起落架的輪子204與牽引車100的縱軸210和飛機的縱軸220平行。牽引車100的轉向輪 104、106、108和110也與軸線210和220平行。圖4B示出了牽引車100在控制器119控制下的初始轉動，其優選是響應於從機場 命令和控制系統250處接收到的交通控制指令發生的，該系統250可以基於C4 (命令、控制 &通訊中心)系統。如在圖4B中看到的那樣，在該實施例中，除進行緊急制動以外，飛機 飛行員未使用常規的飛機轉向舵柄206或踏板(未示出)。牽引車100響應於來自控制器 119的合適指令通過牽引車100的轉向輪104、106、108和110的旋轉實現需要的轉向。為 避免將扭矩施加到飛機202的前起落架上，轉臺125通過轉臺旋轉馬達146旋轉與牽引車 縱軸210和飛機縱軸220之間的角度α大小相等、方向相反的角度-α。轉臺125的旋轉 被旋轉傳感器145檢測到，傳感器145向控制器119提供反饋輸出。控制器119優選根據兩個反饋控制迴路通過使轉向輪104、106、108和110轉向來 實現牽引車100的轉向，並且通過轉臺旋轉馬達146來實現轉臺125的旋轉。一個反饋迴路確保牽引車100的朝向遵循機場命令和控制系統250所建立的預定行進路徑。第二反饋 迴路使用雷射測距儀154來確保前起落架的輪子204與飛機的縱軸220平行對齊。雷射測 距儀154確定牽引車100的縱軸210和飛機202的縱軸220之間的角度α。控制器119確 保轉臺125相對於縱軸210旋轉角度-α，以確保前起落架的輪子204始終與飛機的縱軸 220保持對齊。圖4C示出了更進一步的牽引車100的旋轉階段。在這一階段，牽引車100的縱軸 210和飛機202的縱軸220之間的角度α以及轉臺125和牽引車100的縱軸210之間的角 度-α被示出是在圖4Β中示出的角度的兩倍。圖4D示出了通過飛機飛行員(優選通過飛機飛行員壓下制動踏板222)實現的對 自主操作模式的超控。這種超控可用於緊急制動和/或用於讓飛機飛行員控制牽引車100 的轉向，如上面參考圖3Α-3Ε描述的那樣。飛機202的制動通過飛機202的主起落架(未 示出)上的制動器來實現，並且立即引起由夾具147上的負載傳感器148檢測的作用力的 施加，控制器119接收傳感器148的輸出，並且立即使牽引車100減速。控制器119自動中止牽引車100的自主模式操作，並且使牽引車恢復為由飛機飛 行員控制的操作，正如上面參考圖3Α-3Ε描述的那樣。由於在飛機202的制動和牽引車100的相應減速之間存在時間延遲，因此作用力 被施加到後能量吸收活塞128上，其立即被負載傳感器129檢測到。後能量吸收活塞128 吸收由飛機202相對於牽引車100的制動產生的能量。在這個階段，負載傳感器129充當 負載傳感器148的備用設備。自主模式操作的恢復通常需要來自機場命令和控制系統250的輸入或者通過電 子飛行包(EFB)(以色列的Astronautics有限公司有售)傳送的飛行員的命令。圖4E示出了在自主操作模式下牽引車100的受控加速，其由控制器119尤其響應 於從機場命令和控制中心250以及力傳感器(諸如負載傳感器148和129)處接收到的輸 入控制，用於使飛機在飛機行選路徑沿途的預定位置上的滑行速率落在預定的速度限度內 以及確保作用於前起落架上的力不超出預定限度，其中考慮了下列因素中的一個或多個、 優選全部由牽引車100經過的飛機行進表面沿途的各個位置上的已知斜度引起的作用力， 其中這些位置通過位置檢測功能(諸如GPS功能)被識別給控制器119，在此由裝配在牽引 車上的牽引車位置傳感器121 (圖1A-1C)提供上述功能；作用於飛機202上的風力，其中風力信息是從機場或裝載於牽引車上的風傳感器 (諸如裝載於牽引車上的風傳感器122)、並且優選還通過機場命令和控制功能提供給控制 器的；以及牽引車100經過的飛機行進表面沿途的各個位置上的牽引車和飛機的滾動摩擦 力，其中這些位置通過牽引車位置傳感器121所提供的位置檢測功能、並且優選還通過機 場命令和控制功能被識別給控制器119。圖4E還考慮了牽引車100的受控減速，所述減速不僅響應於飛機飛行員對飛機 202的制動，還響應於障礙物傳感器123或駕駛相機124之一(圖1A-1C)檢測到的對障礙 物的發覺或者從機場命令和控制中心250處接收到的控制指令。牽引車的減速是控制器 119尤其響應於從力傳感器(諸如負載傳感器148和129)處接收到的輸入進行控制的以確保飛機和牽引車之間協調的減速比，從而將作用在飛機202的前起落架上的力限制在預定 的作用力限度內。為區分前起落架上的正常牽引力和因飛行員實施制動而施加的作用力，控制器 119考慮上述因素中的一個或多個、優選全部，其中這些因素是通過來自各個傳感器(諸如 傳感器120、121、122和123)的數據來指示的。控制器119可用於控制牽引車100的加速和減速以便優選通過利用速度控制反饋 迴路來保持需要的牽引車速度。控制器119內嵌有指示牽引車行進路徑的各個區域上的相 關牽引車速度限度的機場地圖。這種速度限度信息與指示牽引車100瞬時位置的信息(其 優選由牽引車位置傳感器121提供)相匹配。控制器119優選包括指示牽引車100瞬時速 度的慣性導航系統。反饋迴路用於使實際速度儘可能接近、但不超出牽引車100的瞬時位 置上的速度限度。控制器119還可用於控制牽引車100的加速和減速以優選通過利用作用力控制反 饋迴路將作用在飛機202的前著落架上的水平作用力限制在可接受的限度(其當前是飛機 總重量的6%)內。控制器119接收來自負載傳感器148和129的輸入，所述輸入指示了 尤其由風、斜度、滾動摩擦以及飛機202和/或牽引車100的加速或減速引起的作用於飛機 前起落架的作用力的總和。作用力反饋迴路可用於使牽引車100加速或減速以將負載傳感 器148和129所檢測到的作用力完全維持在可接受的前起落架作用力限度之下，從而為飛 機202或牽引車100的意外加速或減速留出餘量。當工作在圖4A-4E所示的自主滑行操作模式下時(其中牽引車100和所拖曳的飛 機202的滑行速度通常是飛機飛行員控制的滑行操作模式下的速度)，本發明的特殊特徵 是飛機飛行員可以通過應用飛機制動器和利用飛機舵柄206繼續實施牽引車的轉向來超 控該自主系統以切換到飛機飛行員控制的操作模式下。飛機飛行員還可以在緊急狀況下應 用飛機制動器。因為機場上所有飛機的地面運動均由命令和控制系統250以一體的方式進行管 理，在自主滑行操作模式下提供了有效的滑行操作，由此避開等待起飛的飛機的線路。在圖 4E中可以看到，命令和控制系統250將所有飛機的運動一體化，以使飛機在滑行過程中之 間保持需要的間距和儘可能地避免啟動和停止運動。現在參見圖5A、5B、5C、5D和5E，它們分別是圖1A-1C的無牽引杆的飛機牽引車 100通過控制器119在機場指揮塔中的命令和控制系統的控制之下的自主操作模式中的各 個階段的繪圖，其中所述階段是用於牽引車滑行運動和牽引車100從起飛區返回預後推位置的。圖5A、5B和5C示出了牽引車100與飛機前起落架的輪子204的脫離。可認識到 的是通常是在飛機飛行員已啟動飛機發動機之後執行牽引車100與飛機的脫離。在本發 明的一個實施例中，命令和控制系統250命令牽引車100實施脫離。作為選擇，牽引車的脫 離是在起飛點附近的預定脫離位置上由所檢測到的牽引車的位置自動觸發的。脫離指令優 選以無線的方式傳給控制器119。響應於脫離牽引車的指令，可選擇性定位的夾具組件147 解除與飛機前起落架的輪子204的夾緊接合，牽引車100向前移動，同時飛機飛行員對飛機 202實施制動並且控制飛機舵柄206，讓飛機前起落架的輪子滾下斜坡150並且在斜坡150 相對前移時保持前起落架與飛機220的縱軸平行。
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根據其中在牽弓I車100上存在安全駕駛員的本發明的替換實施例(未示出)，脫離 可以由安全駕駛員以常規方式實現，並且通常伴隨有由安全駕駛員斷開聲音通信線。圖5D示出了由控制器119控制的牽引車的受控加速和轉向，其用於使牽引車在從 起飛區到預後推位置的預定牽引車自主行進路徑沿途的預定位置上的行駛速度落在預定 速度限度內，其中考慮了以下因素中的一個或多個、優選全部由牽引車位置傳感器121指示的牽引車100的瞬時位置；從傳感器123或相機124處接收到的障礙物發覺信息；由機場命令和控制系統250提供的、有關牽引車行進路徑沿途上的其它車輛的位 置的實時信息；以及指示從起飛位置到預後推位置的牽引車100的一條或多條預定行進路線的信息。 該信息可以保存在控制器119中，或者由機場命令和控制系統250實時提供。圖5E示出了在預後推位置上由控制器119控制的牽引車的受控減速和停泊。現在參見圖6A、6B和6C，它們分別是實現飛機202梯形轉向的、圖1A-1C的無牽弓丨 杆的飛機牽引車100的轉向功能的圖解。參見圖6A，其示出了飛機202，其中飛機202的前起落架的輪子204沿著飛機202 的縱軸220筆直向前行進，要注意以下參數規定L =沿飛機202的縱軸220位於前起落架的輪子204的旋轉中心302與連接主起 落架(此處用參考數字306和308標出)的線304之間的距離；A =連接牽引車100的後轉向輪108和110的中心的線310與連接前轉向輪104 和106的中心的線312之間的縱向距離；B =牽引車100的車輪108和110中心之間的橫向距離以及車輪104和106中心 之間的橫向距離；以及C =沿線304的位於主起落架306和308之間的距離。圖6B示出了飛機202，其中飛機202的前起落架的輪子204響應飛機飛行員利用 舵柄206實施的轉向轉動角度α，從而引起轉臺125相對於牽引車100的底盤102的相應 旋轉。控制器119引起牽引車的轉向輪104、106、108和110的旋轉，以便對牽引車100重 新定向使得α變為零，正如上面參考圖3Α-3Ε描述的那樣。控制器119還控制牽引車100 的運動以便根據以下參數如圖6Β中示出的那樣形成飛機202的梯形轉向R+C/2 =飛機202的瞬時旋轉半徑；α =前起落架的輪子204相對於飛機202的縱軸220的旋轉角度；以及β i =牽引車100的輪子的轉向角(i = 104、106、108和110)。優選地，作為α的函數的β i的計算如下L/ [R+C/2] = tana >>>> R = L/tan α -C/2tan β 108 = [L-A/2cos α -B/2sin α ] / [L/tan α +A/2"B/2sin α ]tan β 110 = [L-A/2cos α + (A/2tan α +B/2) sin α ] / [L/tan α + (A/2tan α +B/2) cos α ]tan β 104 = [L+A/2cos α +B/2sin α ] / [L/tan α -A/2+B/2sin α ]tan β 106 = [L+A/2cos α - (A/2tan α +B/2) sin α ] / [L/tan α - (A/2tan α +B/2) cos α ]
圖6C示出了根據優選的牽引車轉向算法的牽引車100的操作，牽引車100由此相 對於飛機202被重新定向以使α為0。如上面參見圖3Α-3Ε提及的那樣，控制器119通過 如上述那樣旋轉牽引車的轉向輪104、106、108和110來對牽引車100重新定向，以使由旋 轉傳感器145檢測的角度α減為0。控制器119優選可用於形成牽引車100的方位，以使 牽引車拖曳的飛機202的瞬時旋轉半徑R+C/2與飛機202自身的瞬時旋轉半徑R+C/2—致， 從而使得在圖3Α-3Ε的實施例中，不管飛機是由牽引車100拉動還是利用其自身動力前進， 飛機的飛行員都以相同的方式使飛機轉向。本領域技術人員將認識到本發明不受已特別示出且在上文中描述過的內容的限 制。更確切地，本發明包括上述各種特徵的組合和子組合以及閱讀了上述描述的本領域技 術人員可作出的且不屬於現有技術的改進。
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權利要求
一種無牽引杆的飛機牽引車，其包括裝配在多個牽引車車輪上的底盤，所述多個牽引車車輪中的至少一些是可轉向的牽引車車輪；基座組件，其裝配在所述牽引車底盤上；飛機前輪支撐轉臺組件，其以可旋轉的方式裝配在所述基座組件上，用於支撐飛機前起落架的輪子；至少一個力傳感器，其可用於檢測由所述飛機的飛機飛行員控制的制動、減速和加速中的至少一種引起的沿至少一個近似水平的方向施加於所述飛機的所述前起落架上的作用力；至少一個牽引車車輪驅動器單元，其用於驅動所述多個牽引車車輪旋轉以提供所述底盤的移動；至少一個牽引車車輪轉向機構，其用於在飛機滑行期間使所述可轉向的牽引車車輪轉向；以及至少一個牽引車控制器，其用於至少部分響應於指示飛機所述飛機的飛行員控制的制動的所述至少一個力傳感器的輸出工作，從而操縱所述至少一個牽引車車輪驅動器單元以減少因所述飛機飛行員控制的制動而施加於所述飛機的所述前起落架上的作用力。
2.如權利要求1所述的無牽引杆的飛機牽引車，其還包括至少一個旋轉檢測器，其用於檢測至少因所述飛機的飛行員控制的地面轉向引起的所 述飛機前輪支撐轉臺組件相對於所述底盤的旋轉，其中，所述至少一個牽引車控制器還至少用於控制所述至少一個牽引車車輪轉向機構的操 作，所述至少一個牽引車控制器至少部分響應於指示所述飛機的飛行員控制的轉向的所述 至少一個旋轉檢測器的輸出工作，從而操縱所述至少一個牽引車車輪轉向機構以使所述可 轉向的牽引車車輪轉向，從而使得所述底盤沿所述飛行員控制的轉向指示的方向移動。
3.一種無牽引杆的飛機牽引車，其包括裝配在多個牽引車車輪上的底盤，所述多個牽引車車輪中的至少一些是可轉向的牽引 車車輪；飛機前輪支撐轉臺組件，其以可旋轉的方式裝配在所述底盤上，用於支撐飛機前起落 架的可旋轉的輪子；至少一個旋轉檢測器，其用於檢測至少因所述飛機的飛行員控制的地面轉向引起的所 述飛機前輪支撐組件相對於所述底盤的旋轉；至少一個牽引車車輪驅動器，其可用於驅動所述多個牽引車車輪旋轉以提供所述底盤 的移動；至少一個牽弓I車車輪轉向機構，其用於使所述可轉向的牽引車車輪轉向；以及至少一個牽引車控制器，其至少用於控制所述至少一個牽引車車輪轉向機構的操作， 所述至少一個牽引車控制器至少部分響應於指示飛機所述飛機的飛行員控制的轉向的所 述至少一個旋轉檢測器的輸出工作，從而操縱所述至少一個牽引車車輪轉向機構以使所述 可轉向的牽引車車輪轉向，從而使得所述底盤沿所述飛行員控制的轉向指示的方向移動。
4.如權利要求1-3中任一項所述的無牽引杆的飛機牽引車，其中所述飛機前輪支撐轉臺組件通過軸承以可旋轉的方式裝配在所述底盤上。
5.如權利要求1-4中任一項所述的無牽引杆的飛機牽引車，其還包括至少一個能量吸收器組件，其裝配在所述飛機前輪支撐轉臺組件和所述底盤之間以吸 收因牽引車的慣性力產生的能量，否則該能量將作用在所述飛機的所述前起落架上。
6.如權利要求1-5中任一項所述的無牽引杆的飛機牽引車，其還包括至少一個飛機輪子接合組件，其用於將所述飛機輪子置於所述飛機前輪支撐轉臺組件 上以使所述飛機的所述前起落架的水平旋轉中心位於所述飛機前輪支撐轉臺組件相對於 所述底盤的旋轉中心上。
7.如權利要求6所述的無牽引杆的飛機牽引車，其中所述至少一個飛機輪子接合組件還可用於將所述飛機前起落架的輪子保持在合適位 置上，以使所述飛機的所述前起落架的輪子的水平旋轉中心位於所述飛機前輪支撐轉臺組 件相對於所述底盤的所述旋轉中心上。
8.如權利要求6或7所述的無牽引杆的飛機牽引車，其中所述至少一個飛機輪子接合組件可適應飛機輪子的尺寸以便將所述飛機輪子置於所 述飛機輪子支撐組件上，以及將所述飛機輪子恰當地保持在所述位置上以使所述飛機的所 述前起落架的輪子位於所述飛機前輪支撐轉臺組件相對於所述底盤的所述旋轉中心上。
9.如權利要求1-8中任一項所述的無牽引杆的飛機牽引車，其中所述飛機前輪支撐轉臺組件相對於所述底盤以可樞轉的方式裝配，以在飛機運動期間 允許所述飛機前起落架的輪子的傾斜。
10.如權利要求1-9中任一項所述的無牽引杆的飛機牽引車，其具有用於飛機後推的 由牽引車駕駛員控制的操作模式，和用於飛機在後推和著陸中的至少一個之後的滑行過程 中的運動的由飛機飛行員控制的操作模式。
11.如權利要求1-10中任一項所述的無牽引杆的飛機牽引車，其具有用於飛機在後推 和著陸中的至少一個之後的滑行過程中的運動的自主操作模式。
12.如權利要求11所述的無牽引杆的飛機牽引車，其中在所述自主操作模式下，所述牽弓I車控制器對從機場命令和控制中心處接收到的命令 作出響應。
13.如權利要求11或12所述的無牽引杆的飛機牽引車，其中在所述自主操作模式下，所述牽引車控制器可以對預先編程的駕駛路徑和速度限度 作出響應，以及對通過裝配在牽引車上的牽引車位置功能接收到的牽引車位置信息作出響應。
14.如權利要求1-13中任一項所述的無牽引杆的飛機牽引車，其具有用於牽引車從起 飛區返回預後推位置的自主操作模式。
15.如權利要求1-14中任一項所述的無牽引杆的飛機牽引車，其具有允許所述牽引車 在機場的不同位置上以高達不同速度限度的速度行駛的牽引車速度控制功能。
16.如前述權利要求1、2和4-15中任一項所述的無牽引杆的飛機牽引車，其中所述至少一個牽引車控制器用於控制所述牽引車的加速和減速，從而限制作用到所述 飛機的所述前起落架上的作用力，所述至少一個牽引車控制器使用至少一個力反饋迴路， 所述迴路利用來自所述至少一個力傳感器的輸入以及以下輸入中的至少一個所述牽引車經過的飛機行進表面沿途的各個位置上的已知斜度的讀數，其中所述位置通過牽引車位置和傾斜度檢測功能被識別給所述至少一個牽引車控制器； 作用於所述飛機上的風力的讀數；所述牽引車經過的飛機行進表面沿途的各個位置上的已知的飛機和牽引車滾動摩擦 力的讀數，其中所述位置通過位置檢測功能被識別給所述至少一個牽引車控制器；以及 障礙物檢測讀數。
17.如權利要求16所述的無牽引杆的飛機牽引車，其中所述至少一個力反饋迴路利用來自所述至少一個力傳感器的輸入和以下輸入中的至 少兩個所述牽引車經過的飛機行進表面沿途的各個位置上的已知斜度的讀數，其中所述位置 通過牽引車位置和傾斜度檢測功能被識別給所述至少一個牽引車控制器； 作用於所述飛機上的風力的讀數；所述牽引車經過的飛機行進表面沿途的各個位置上的已知的飛機和牽引車滾動摩擦 力的讀數，其中所述位置通過位置檢測功能被識別給所述至少一個牽引車控制器；以及 障礙物檢測讀數。
18.如權利要求17所述的無牽引杆的飛機牽引車，其中所述至少一個力反饋迴路利用來自所述至少一個傳感器的輸入和以下輸入中的至少 三個所述牽引車經過的飛機行進表面沿途的各個位置上的已知斜度的讀數，其中所述位置 通過牽引車位置和傾斜度檢測功能被識別給所述至少一個牽引車控制器； 作用於所述飛機上的風力的讀數；所述牽引車經過的飛機行進表面沿途的各個位置上的已知的飛機和牽引車滾動摩擦 力的讀數，其中所述位置通過位置檢測功能被識別給所述至少一個牽引車控制器；以及 障礙物檢測讀數。
19.如權利要求18所述的無牽引杆的飛機牽引車，其中所述至少一個力反饋迴路利用來自所述至少一個傳感器的輸入和以下輸入 所述牽引車經過的飛機行進表面沿途的各個位置上的已知斜度的讀數，其中所述位置 通過牽引車位置和傾斜度檢測功能被識別給所述至少一個牽引車控制器； 作用於所述飛機上的風力的讀數；所述牽引車經過的飛機行進表面沿途的各個位置上的已知的飛機和牽引車滾動摩擦 力的讀數，其中所述位置通過位置檢測功能被識別給所述至少一個牽引車控制器；以及 障礙物檢測讀數。
20.如權利要求1-19中任一項所述的無牽引杆的飛機牽引車，其中所述至少一個牽引車控制器用於控制所述牽引車的速度和使用至少一個速度反饋回 路，所述迴路利用以下輸入中的至少一個所述牽引車經過的飛機行進表面沿途的各個位置上的已知的所需速度的讀數，所述讀 數是利用牽引車位置檢測功能和指示沿途速度限度的所述飛機行進表面的預定地圖通過 所述至少一個牽引車控制器獲得；以及由飛機主控制器提供給所述至少一個牽引車控制器的所需速度的信息。
21.如前述權利要求2-19中任一項所述的無牽引杆的飛機牽引車，其中所述至少一個牽引車控制器用於通過使用至少一個位置反饋迴路控制所述牽引車的 轉向，其中所述迴路至少利用了由所述至少一個旋轉檢測器提供的所述飛機前起落架的輪 子的旋轉讀數。
22.—種無牽引杆的飛機牽引車，其包括裝配在多個牽引車車輪上的底盤，所述多個牽引車車輪中的至少一些是可轉向的牽引 車車輪；飛機輪子支撐組件，其裝配在底盤上，用於支撐飛機前起落架的可旋轉的輪子； 至少一個力傳感器，其用於檢測沿至少一個近似水平的方向施加於所述飛機的所述前 起落架上的作用力；至少一個牽引車車輪驅動器，其用於驅動所述多個牽引車車輪旋轉以提供所述底盤的 移動；至少一個牽引車控制器，其用於控制所述牽引車的加速和減速，從而限制作用到所述 飛機的所述前起落架上的作用力，所述至少一個牽引車控制器使用至少一個力反饋迴路， 所述迴路利用來自所述至少一個力傳感器的輸入以及以下輸入中的至少一個所述牽引車經過的飛機行進表面沿途的各個位置上的已知斜度的讀數，其中所述位置 通過牽引車位置和傾斜度檢測功能被識別給所述至少一個牽引車控制器； 作用於所述飛機上的風力的讀數；所述牽引車經過的飛機行進表面沿途的各個位置上的已知的飛機和牽引車滾動摩擦 力的讀數，其中所述位置通過位置檢測功能被識別給所述至少一個牽引車控制器；以及 障礙物檢測讀數。
23.如權利要求22所述的無牽引杆的飛機牽引車，其中所述至少一個牽引車控制器使用至少一個反饋迴路，所述迴路利用來自所述至少一個 力傳感器的輸入和以下輸入中的至少兩個所述牽引車經過的飛機行進表面沿途的各個位置上的已知斜度的讀數，其中所述位置 通過牽引車位置和傾斜度檢測功能被識別給所述至少一個牽引車控制器； 作用於所述飛機上的風力的讀數；所述牽引車經過的飛機行進表面沿途的各個位置上的已知的飛機和牽引車滾動摩擦 力的讀數，其中所述位置通過位置檢測功能被識別給所述至少一個牽引車控制器；以及 障礙物檢測讀數。
24.如權利要求22所述的無牽引杆的飛機牽引車，其中所述至少一個牽引車控制器使用至少一個反饋迴路，所述迴路利用來自所述至少一個 力傳感器的輸入和以下所有的輸入所述牽引車經過的飛機行進表面沿途的各個位置上的已知斜度的讀數，其中所述位置 通過牽引車位置和傾斜度檢測功能被識別給所述至少一個牽引車控制器； 作用於所述飛機上的風力的讀數；所述牽引車經過的飛機行進表面沿途的各個位置上的已知的飛機和牽引車滾動摩擦 力的讀數，其中所述位置通過位置檢測功能被識別給所述至少一個牽引車控制器；以及 障礙物檢測讀數。
25.如權利要求22-24中任一項所述的無牽引杆的飛機牽引車，其還包括至少一個能量吸收器組件，其裝配在所述底盤上以吸收因牽引車的慣性產生的作用 力，否則所述作用力將作用在所述飛機的所述前起落架上。
26.如權利要求22-25中任一項所述的無牽引杆的飛機牽引車，其中 所述飛機前輪支撐轉臺組件通過軸承以可旋轉的方式裝配在所述底盤上。
27.如權利要求22-26中任一項所述的無牽引杆的飛機牽引車，其還包括至少一個飛機輪子接合組件，其用於將所述飛機輪子置於所述飛機輪子支撐組件上， 以使所述飛機的所述前起落架位於所述飛機輪子支撐組件相對於所述底盤的旋轉中心上。
28.如權利要求27所述的無牽引杆的飛機牽引車，其中所述至少一個飛機輪子接合組件還用於將所述飛機輪子保持在合適位置上，以使所述 飛機的所述前起落架的輪子位於所述飛機輪子支撐轉臺組件相對於所述底盤的旋轉中心上。
29.如前述權利要求27和28中任一項所述的無牽引杆的飛機牽引車，其中 所述至少一個飛機輪子接合組件可適應飛機輪子的尺寸以便將所述飛機輪子置於所述飛機輪子支撐組件上，以及將所述飛機輪子恰當地保持在所述位置上以使所述飛機的所 述前起落架位於所述飛機輪子支撐組件相對於所述底盤的所述旋轉中心上。
30.如權利要求5-21和25-29中任一項所述的無牽引杆的飛機牽引車，其中所述至少一個能量吸收器組件包括多個活塞，所述活塞在所述牽引車相對於所述飛機 加速或減速時吸收能量。
31.如權利要求1-30中任一項所述的無牽引杆的飛機牽引車，其中所述至少一個牽弓I車控制器對來自機場命令和控制系統的輸入信號作出響應。
32.—種無牽引杆的飛機牽引車，其包括裝配在多個牽引車車輪上的底盤，所述多個牽引車車輪中的至少一些是可轉向的牽引 車車輪；飛機輪子支撐組件，其裝配在底盤上，用於支撐飛機前起落架的可旋轉的輪子； 至少一個牽引車車輪驅動器，其用於驅動所述多個牽引車車輪旋轉以提供所述底盤的 移動；至少一個用於控制所述牽引車的速度的牽引車控制器，所述至少一個牽引車控制器使 用至少一個反饋迴路，所述迴路利用所述機場上所述牽引車和所述飛機經過的行駛路徑沿 途的速度限度的繪圖以及所述牽引車和所述飛機沿行駛路徑的瞬時位置的讀數。
全文摘要
一種無牽引杆的飛機牽引車，其包括裝配在多個牽引車車輪上的底盤、基座組件、以可旋轉的方式裝配在基座組件上以支撐飛機前起落架的輪子的飛機前輪支撐轉臺組件、至少一個力傳感器、可用於驅動多個牽引車車輪旋轉以提供底盤的移動的至少一個牽引車車輪驅動器單元、可用於在飛機滑行期間使可轉向的牽引車車輪轉向的至少一個牽引車車輪轉向機構、以及至少一個牽引車控制器，所述至少一個牽引車控制器可用於至少部分響應於指示飛機的飛機飛行員控制的制動的該至少一個力傳感器的輸出工作，從而操縱該至少一個牽引車車輪驅動器單元來減少因飛機飛行員控制的制動而施加於飛機前起落架上的作用力的。
文檔編號G05D1/00GK101918277SQ200880024713
公開日2010年12月15日 申請日期2008年4月2日 優先權日2007年5月16日
發明者蘭·布萊爾, 阿里·佩裡 申請人:以色列宇航工業有限公司