本發(fā)明涉及飛行器滑行或滾動領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

安裝在飛行器上的滑行系統(tǒng)使得在滑行階段期間自主移動飛行器成為可能，也就是說避免使用飛行器的主機。

在電動滑行系統(tǒng)中，由一個或多個起落架承載的輪子在滑行階段期間通過包括電動馬達(dá)的致動器被旋轉(zhuǎn)驅(qū)動。

在使用此滑行系統(tǒng)的飛行器的滑行階段中，飛行器因此被承載由滑行系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)驅(qū)動的輪子的起落架或齒輪移動。因此，當(dāng)飛行器是通過主機拉動起落架的飛行器時，起落架經(jīng)受的負(fù)載與它們通常經(jīng)受的負(fù)載相反。

起落架在滑行階段期間經(jīng)受的負(fù)載在滑行系統(tǒng)的機械部件上、并且更一般地在起落架的機械部件上生成機械應(yīng)力(例如，彎曲或扭轉(zhuǎn)應(yīng)力)，而且還產(chǎn)生熱應(yīng)力。滑動地安裝在起落架的沉箱中的桿因此特別受到這些機械應(yīng)力和熱應(yīng)力的作用的影響。

由于這些機械應(yīng)力和熱應(yīng)力，滑行系統(tǒng)和起落架的機械部件經(jīng)受疲勞，這減少了所述機械部件的使用壽命。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的一個目的是增加飛行器滑行系統(tǒng)和飛行器的起落架的機械部件的壽命。

為此，根據(jù)本發(fā)明，提供一種用于控制適于在飛行器滑行期間移動飛行器的滑行系統(tǒng)的方法，該方法包括以下步驟：

-生成標(biāo)稱負(fù)載指令；

-生成加速度設(shè)定值；

-與生成標(biāo)稱負(fù)載指令并行地實現(xiàn)旨在限定最大負(fù)載閾值并包括調(diào)節(jié)回路的處理鏈，調(diào)節(jié)回路的設(shè)定值為加速度設(shè)定值，并且其指令為加速度指令，加速度指令轉(zhuǎn)換為加速度負(fù)載，從而使得在滑行期間獲得等于加速度指令的飛行器加速度成為可能，最大負(fù)載閾值等于加速度負(fù)載和最小負(fù)載閾值的最大值；

-生成等于標(biāo)稱負(fù)載指令和最大負(fù)載閾值的最小值的優(yōu)化負(fù)載指令。

優(yōu)化的負(fù)載指令使限制施加到滑行系統(tǒng)的機械部件和用于滑行的飛行器承載輪的起落架的應(yīng)力成為可能，并且因此增加這些機械部件的使用壽命。

在閱讀本發(fā)明的非限制性特定實施例的以下描述之后，本發(fā)明的其它特征和優(yōu)點將出現(xiàn)。

附圖說明

將參考附圖，其中：

-圖1表示用于飛行器滑行的飛行器承載輪的起落架；

-圖2包括其上表示有效負(fù)載指令的曲線的曲線圖；

-圖3表示根據(jù)本發(fā)明的第一實施例的飛行器滑行方法；

-圖4包括其上表示加速度負(fù)載的曲線、最小負(fù)載閾值的曲線和最大負(fù)載閾值的曲線的曲線圖；

-圖5包括其上表示標(biāo)稱負(fù)載指令的曲線、優(yōu)化負(fù)載指令的曲線和最大負(fù)載閾值的曲線的曲線圖；

-圖6包括其上表示加速度設(shè)定值的曲線和估計加速度的曲線的第一曲線圖，以及其上表示標(biāo)稱負(fù)載指令的曲線和有效負(fù)載指令的曲線的第二曲線圖；

-圖7表示根據(jù)本發(fā)明的第二實施例的飛行器滑行方法。

具體實施方式

參考圖1，根據(jù)本發(fā)明的第一實施例的用于控制滑行系統(tǒng)的方法在此在包括起落架1的飛行器上實現(xiàn)。

起落架1包括桿2，桿2滑動地安裝在起落架1的沉箱3中并且承載兩個輪子4。

滑行系統(tǒng)作用在起落架1的輪子4上，以在飛行器的滑行期間自主移動飛行器。

在此，滑行系統(tǒng)包括：包括電動馬達(dá)的致動器、電力電氣模塊(也稱為計算機、控制器、電力電子設(shè)備等)以及電氣控制模塊(也稱為計算機、控制器、控制電子設(shè)備等)。電力電氣模塊和電氣控制模塊當(dāng)然能夠并入一個并且相同的電氣單元中。

飛行器的飛行員生成滑行指令來移動飛行器(沿一定的線、沿一定的方向、以一定的速度、一定的加速度等)。電氣控制模塊從滑行指令生成旨在用于電力電氣模塊的負(fù)載指令(例如，扭矩或速度或負(fù)載指令)。電力電氣模塊從負(fù)載指令生成控制電流并將其傳輸?shù)诫妱玉R達(dá)。

根據(jù)第一實施例的用于控制滑行系統(tǒng)的方法在此在電氣控制模塊中實現(xiàn)，并且其目的在于生成減小的有效負(fù)載指令，從而使得減少在飛行器滑行期間施加到起落架1和滑行系統(tǒng)的機械部件的負(fù)載成為可能。

參考圖2，因此，根據(jù)第一實施例的用于控制滑行系統(tǒng)的方法的目的是獲得通常接近曲線c1和c2的有效負(fù)載指令(取決于在機械應(yīng)力和熱應(yīng)力之間選擇的折衷)，而現(xiàn)有技術(shù)的控制方法產(chǎn)生通常接近曲線c3的有效負(fù)載指令。

通過控制方法從由飛行器的飛行員生成的滑行指令和在電氣控制模塊中產(chǎn)生的加速度設(shè)定值產(chǎn)生的輸入信號生成有效負(fù)載指令。

參考圖3，控制方法首先包括標(biāo)稱負(fù)載控制塊6的實現(xiàn)。標(biāo)稱負(fù)載控制塊6接收輸入信號se。標(biāo)稱負(fù)載控制塊6生成作為輸入信號se的函數(shù)的標(biāo)稱負(fù)載指令comm_nom。標(biāo)稱負(fù)載指令comm_nom旨在驅(qū)動滑行系統(tǒng)的致動器的電動馬達(dá)。

由標(biāo)稱負(fù)載控制塊6生成的標(biāo)稱負(fù)載指令comm_nom為如由現(xiàn)有技術(shù)的用于控制滑行系統(tǒng)的方法生成的常規(guī)負(fù)載指令。因此在此不再詳細(xì)描述標(biāo)稱負(fù)載控制塊6。

控制方法還包括與標(biāo)稱負(fù)載控制塊6的實現(xiàn)并行的處理鏈7的實現(xiàn)。

處理鏈7包括旨在調(diào)節(jié)飛行器的加速度的調(diào)節(jié)回路br。

調(diào)節(jié)回路br的設(shè)定值為前面描述的加速度設(shè)定值cons_a。加速度設(shè)定值cons_a在此為等于0.4m/s²的預(yù)定常數(shù)。加速度設(shè)定值cons_a的值為使得限制施加在起落架1和滑行系統(tǒng)的不同機械部件上的應(yīng)力成為可能的值。應(yīng)當(dāng)注意，完全可能使用加速度常數(shù)cons_a，其具有將被實時定義作為各種測量值或估計的函數(shù)的值，以優(yōu)化應(yīng)力的限制。

處理鏈7還接收飛行器在飛行器滑行期間的并由一個或多個飛行器速度傳感器執(zhí)行的速度mes_v的測量值。

飛行器速度mes_v的測量值由調(diào)節(jié)回路br使用以調(diào)節(jié)飛行器的加速度。調(diào)節(jié)回路br包括推導(dǎo)塊9，推導(dǎo)塊9接收速度測量值mes_v并將速度測量值mes_v變換成在飛行器滑行期間的飛行器的估計加速度acc_es。推導(dǎo)塊9實現(xiàn)用于區(qū)分速度測量值mes_v的算法。該區(qū)分算法的目的是最小化由處理鏈7中使用的模型中的不準(zhǔn)確性所導(dǎo)致的計算噪聲，并且因此提高處理鏈7的性能水平。

調(diào)節(jié)回路br還包括在推導(dǎo)塊9的輸出端處的處理和濾波塊10，這使得對推導(dǎo)塊9的輸出端處的估計加速度acc_es進(jìn)行濾波以減少在估計加速度acc_es中(或者更具體地，在表示估計加速度acc_es的信號中)存在的噪聲成為可能。在差分算法的實現(xiàn)中，該噪聲由速度測量值mes_v的取樣和解析、機械或電氣干擾、測量值的不準(zhǔn)確性等的影響造成。處理和濾波塊10產(chǎn)生經(jīng)濾波的估計加速度acc_esf。

調(diào)節(jié)回路br還包括減法器12，減法器12從加速度設(shè)定值cons_a中減去經(jīng)濾波的估計加速度acc_esf。因此，減法器12產(chǎn)生調(diào)節(jié)回路br的加速度誤差err_a，加速度誤差err_a等于加速度設(shè)定值cons_a與經(jīng)濾波的估計加速度acc_esf之間的差。

調(diào)節(jié)回路br還包括比例、積分、微分13型(通常稱為pid調(diào)節(jié)器)調(diào)節(jié)器。pid調(diào)節(jié)器13根據(jù)加速度誤差err_a生成加速度指令comm_a。

pid調(diào)節(jié)器13在此具有傳遞函數(shù)：

pid(p)＝kp*(1+1/(ti*p)+td*p/(1+(td/n)*p))。

pid調(diào)節(jié)器13實現(xiàn)抗積分飽和功能。

調(diào)節(jié)回路br的輸出端處的加速度指令comm_a由轉(zhuǎn)換塊16轉(zhuǎn)換成加速度負(fù)載eff_a，從而使得在滑行期間等于加速度指令(comm_a)的飛行器的加速度成為可能。

應(yīng)當(dāng)注意，加速度指令comm_a相對于加速度設(shè)定值cons_a的過沖值在此為用于設(shè)計調(diào)節(jié)回路br(并且因此為pid調(diào)節(jié)器13)的關(guān)鍵參數(shù)。當(dāng)加速度負(fù)載峰值eff_a對于良好的滑行性能水平不是必需時(參見圖2曲線c2)，通過確保過沖不超過某個閾值，避免了在起落架1上施加此加速度負(fù)載峰值eff_a。

對于調(diào)節(jié)回路br的靜態(tài)誤差來說，其可以通過加速度設(shè)定值cons_a的修正來抵消，并且因此不構(gòu)成用于設(shè)計調(diào)節(jié)回路br(并且因此不構(gòu)成pid調(diào)節(jié)器13)的關(guān)鍵參數(shù)。

加速度指令comm_a必須盡可能的低，以盡可能地減小加速度負(fù)載eff_a。加速度指令comm_a越低，加速度負(fù)載eff_a越小，起落架1的使用壽命越大。然而，當(dāng)然應(yīng)該不會顯著降低滑行性能水平。

處理鏈7還包括最小負(fù)載計算塊14。

最小負(fù)載計算塊14用于計算最小負(fù)載閾值seuil_min，最小負(fù)載閾值seuil_min對應(yīng)于設(shè)置飛行器運動(如果后者停止)或維持飛行器的速度(如果后者正在滾動)所必需的負(fù)載。

因此，最小負(fù)載閾值seuil_min對應(yīng)于飛行器起落架上應(yīng)維持的最小負(fù)載，以便在無需根據(jù)起落架1所經(jīng)受的應(yīng)力和疲勞水平的情況下，不會對滑行性能水平產(chǎn)生顯著的不利影響。

最小負(fù)載閾值seuil_min由施加到飛行器的第一阻抗負(fù)載eff1、第二阻抗負(fù)載eff2、第三阻抗負(fù)載eff3和第四阻抗負(fù)載eff4之和實時計算(也就是說使用實時執(zhí)行的測量值或估計)。在此應(yīng)當(dāng)注意，僅考慮第一阻抗負(fù)載eff1、第二阻抗負(fù)載eff2、第三阻抗負(fù)載eff3和第四阻抗負(fù)載eff4中的一些負(fù)載，以實現(xiàn)本發(fā)明的控制方法。以下段落給出了這些負(fù)載中的每個的計算示例。

第一阻抗負(fù)載eff1由重力引起。第一阻抗負(fù)載eff1被確定為以下參數(shù)中的至少一個的函數(shù)：飛行器的重量、飛行器在其上滾動的跑道的局部或整體斜率、飛行器的至少一個幾何特征。

可以使用以下公式計算第一阻抗負(fù)載eff1：

eff1＝f整體重力＝m*g*sin(θpg)，

其中m為飛行器的重量，g為重力加速度，θpg為整體斜率。

因此，通過使用以下數(shù)值：

m＝80000kg；

g＝9.81m/s²；

θpg＝1°；

獲得以下內(nèi)容：

eff1＝f整體重力≈80000*9.81*sin(1)≈13697n。

可以使用以下公式另選地計算第一阻抗負(fù)載eff1：

eff1＝f局部重力＝ch*sin(θpl)，

其中θpl為局部斜率，并且其中ch為作為飛行器重量和飛行器幾何特征的函數(shù)計算的負(fù)載，包括飛行器的起落架數(shù)量以及每個起落架相對于飛行器的重心的距離和取向。

第二阻抗負(fù)載eff2由空氣動力學(xué)作用引起。

第二阻抗負(fù)載eff2被確定為以下參數(shù)中的至少一個的函數(shù)：飛行器的速度、主動阻力表面、阻力系數(shù)、飛行器升力系數(shù)(在所有方向上)、周圍空氣速度、周圍空氣密度。

可以使用以下公式計算第二阻抗負(fù)載eff2：

eff2＝f空氣＝0.5*ρ*s*ct*(v飛行器+v空氣)²，

其中ρ為周圍空氣密度、s為主動阻力表面、ct為阻力系數(shù)，v飛行器為飛行器的速度、v空氣為周圍空氣速度。

因此，通過使用以下數(shù)值：

ρ＝1.204kg/m³；

s＝100m²；

c＝0.007；

v飛行器＝10kts(即5.144m/s)；

v空氣＝0m/s(穩(wěn)定的空氣)；

獲得以下結(jié)果：

eff2＝f空氣＝112n。

第三阻抗負(fù)載eff3由飛行器的輪胎和飛行器的輪胎與飛行器在飛行器滑行期間在其上滾動的跑道之間的地面的連接引起。

第三阻抗負(fù)載eff3被確定為以下參數(shù)中的至少一個的函數(shù)：飛行器的輪胎的至少一個特征、每個輪胎經(jīng)歷的負(fù)載、飛行器的停機時間(如果飛行器停止)、跑道地面的至少一個特征。

在此，輪胎的特征包括輪胎的數(shù)量、輪胎的類型、輪胎的壓力、輪胎的溫度、輪胎相對于承載設(shè)置有所述輪胎的輪子的起落架的取向。

在此，跑道的地面特征包括機械特征、壓痕特征、地面溫度、地面類型(混凝土、瀝青等)。

可以通過使用以下公式計算飛行器移動時的第三阻抗負(fù)載eff3：

eff3＝f輪胎＝f滾動＝m*g*cr，

其中cr為作為上述參數(shù)的函數(shù)計算的滾動阻力系數(shù)。

因此，在以下數(shù)值的情況下：

m＝80000kg；

g＝9.81m/s²；

cr＝0.001；

獲得以下結(jié)果：

eff3＝f滾動＝f輪胎＝7848n。

當(dāng)飛行器停止時，可以使用以下公式來計算第三阻抗負(fù)載eff3：

eff3＝f輪胎＝m*g*(a-b*exp^d/c)，

其中a、b、c為作為上述參數(shù)的函數(shù)計算的系數(shù)，其中d為飛行器的停機時間。

因此，在以下數(shù)值的情況下：

m＝80000kg；

g＝9.81m/s²；

d＝120分鐘；

a＝0.05；

b＝0.0025，

c＝60；

獲得以下結(jié)果：

eff3＝f輪胎＝24743n。

第四阻抗負(fù)載eff4由除輪子之外的飛行器的旋轉(zhuǎn)部件引起。

第四阻抗負(fù)載eff4被確定為以下參數(shù)中的至少一個的函數(shù)：旋轉(zhuǎn)部件的滾動或其它軸承的至少一個特征、滾動或其它軸承經(jīng)歷的速度、滾動或其它軸承施加的負(fù)載、旋轉(zhuǎn)部件之間的摩擦。

可以使用以下公式計算第四阻抗負(fù)載eff4：

eff4＝f旋轉(zhuǎn)部件＝cf*vr，

其中cf為取決于上述參數(shù)的摩擦系數(shù)、vr為旋轉(zhuǎn)部件的旋轉(zhuǎn)速度。

因此，在以下數(shù)值的情況下：

cf＝50；

vr＝20rad/s；

獲得以下結(jié)果：

eff4＝f旋轉(zhuǎn)部件＝1000n。

最小負(fù)載計算塊14通過將第一阻抗負(fù)載eff1、第二阻抗負(fù)載eff2、第三阻抗負(fù)載eff3和第四阻抗負(fù)載eff4相加并加上負(fù)載裕度來計算最小負(fù)載閾值seuil_min。負(fù)載裕度為固定裕度，或者可以為阻抗負(fù)載之和的百分比。

因此，在150n的固定裕度的情況下，對于運動中的飛行器，獲得最小負(fù)載閾值seuil_min：

seuil_min＝13697n+112n+7848n+1000n+150n＝22807n。

在等于阻抗負(fù)載之和的10％的裕度的情況下，對于運動中的飛行器，獲得最小負(fù)載閾值seuil_min：

seuil_min＝(13697n+112n+7848n+1000n)*(1+10％)＝24923n。

處理鏈7還包括最大負(fù)載選擇塊15，最大負(fù)載選擇塊15確定等于加速度負(fù)載eff_a的最大值和最小負(fù)載閾值seuil_min的最大負(fù)載閾值seuil_max。

根據(jù)用于負(fù)載值的符號的標(biāo)準(zhǔn)，并且根據(jù)飛行器在滑行時的運動方向，加速度負(fù)載eff_a和最小負(fù)載閾值seuil_min兩者均可以為正或負(fù)。最大負(fù)載選擇塊15從加速度負(fù)載eff_a和最小負(fù)載閾值seuil_min中選擇絕對值的最大值，并且如果選擇最小負(fù)載閾值seuil_min則保持加速度負(fù)載eff_a的符號，或者如果選擇最小負(fù)載閾值seffil_min則保持最小負(fù)載閾值seuil_min。

因此，如果加速度負(fù)載eff_a等于15000n，以及最小負(fù)載閾值seuil_min等于20000n(反之亦然)，則最大負(fù)載閾值seuil_max等于20000n。如果加速度負(fù)載eff_a等于-15000n，以及最小負(fù)載閾值seuil_min等于-20000n，則最大負(fù)載閾值seuil_max等于-20000n。

在圖4中說明了通過最大負(fù)載選擇塊15確定最大負(fù)載閾值seuil_max的原理。陰影區(qū)域16對應(yīng)于使得通過增加加速度來提高滑行性能水平成為可能的負(fù)載，同時維持可接受的負(fù)載水平以便不會使滑行系統(tǒng)和起落架1的機械部件過度拉緊。

因此，最大負(fù)載選擇塊15產(chǎn)生最大負(fù)載閾值seuil_max，最大負(fù)載閾值seuil_max使得通過減小飛行器滑行系統(tǒng)和起落架1的機械部件所經(jīng)受的應(yīng)力和疲勞水平來優(yōu)化滑行系統(tǒng)和起落架1的機械部件的壽命成為可能。通過選擇加速度負(fù)載eff_a和最小負(fù)載閾值seuil_min的最大值，在沒必要考慮起落架1已經(jīng)經(jīng)受的應(yīng)力和疲勞水平的情況下，不管怎樣避免了對滑行性能水平的任何不利影響。

用于控制滑行系統(tǒng)的方法還包括實現(xiàn)最小負(fù)載選擇塊17，最小負(fù)載選擇塊17通過選擇標(biāo)稱負(fù)載指令comm_nom和最大負(fù)載閾值seuil_max的最小值生成優(yōu)化的負(fù)載指令comm_opt。

由最小負(fù)載選擇塊17進(jìn)行的選擇以與由最大負(fù)載選擇塊15進(jìn)行的選擇相似的方式進(jìn)行——如果它僅是所選擇的絕對值中的最小值。

因此，如果標(biāo)稱負(fù)載指令comm_nom等于15000n，以及最大負(fù)載閾值seuil_max等于20000n(反之亦然)，則優(yōu)化的負(fù)載指令comm_opt等于15000n。如果標(biāo)稱負(fù)載指令comm_nom等于-15000n，最大負(fù)載閾值seuil_max等于-20000n(反之亦然)，則優(yōu)化的負(fù)載指令comm_opt等于-15000n。

在圖5中說明了由最小負(fù)載選擇塊17確定優(yōu)化負(fù)載指令comm_opt的原理。

最小負(fù)載選擇塊17的實現(xiàn)構(gòu)成保護(hù)裝置，保護(hù)裝置使得將處理鏈7并入現(xiàn)有技術(shù)的用于控制滑行系統(tǒng)的方法中成為可能，同時保留現(xiàn)有技術(shù)的用于控制滑行系統(tǒng)的該方法的實現(xiàn)條件和取樣時間。

因此，優(yōu)化的負(fù)載指令comm_opt并不系統(tǒng)地對應(yīng)于由最大負(fù)載選擇塊15產(chǎn)生的最大負(fù)載閾值seuil_max，以通過減小起落架所經(jīng)受的應(yīng)力和疲勞水平來優(yōu)化起落架的壽命。特別地，當(dāng)電動馬達(dá)產(chǎn)生的動力低時(由于受到限制，或者由于指令)，飛行器的加速度低，并且不使用壽命的優(yōu)化。

用于控制滑行系統(tǒng)的方法還包括負(fù)載管理塊18的實現(xiàn)，負(fù)載管理塊18將優(yōu)化的加載指令comm_opt轉(zhuǎn)換成用于驅(qū)動電動馬達(dá)的有效負(fù)載指令comm_eff。

如果需要，負(fù)載管理塊18產(chǎn)生限制(飽和度、斜率限制等)、調(diào)整，使得有效負(fù)載指令comm_eff符合所使用的標(biāo)準(zhǔn)(符號、單位等)，或者實現(xiàn)多種控制方法之間的切換。顯然，負(fù)載管理塊18可能不執(zhí)行任何操作，并且因此優(yōu)化的負(fù)載指令comm_opt等于有效加載指令comm_eff。

現(xiàn)在參考圖6說明根據(jù)本發(fā)明的第一實施例的用于控制滑行系統(tǒng)的方法的實現(xiàn)。

當(dāng)飛行器的滑行開始于時刻t0時，加速度設(shè)定值cons_a具有恒定值。估計的加速度acc_es表現(xiàn)出加速度過沖20和靜態(tài)加速度誤差21。

標(biāo)稱負(fù)載指令comm_nom相對高。控制方法使得產(chǎn)生顯著低于標(biāo)稱負(fù)載指令comm_nom的有效負(fù)載指令comme_ff成為可能。陰影區(qū)域22表示負(fù)載方面的增益，這使得減小滑行系統(tǒng)和起落架1的機械部件上的應(yīng)力成為可能。

應(yīng)當(dāng)注意，加速度過沖20生成有限且可接受的負(fù)載過沖23。靜態(tài)負(fù)載誤差24也是可接受的。其甚至可以通過加速度設(shè)定值cons_a來減小。

用于確定根據(jù)本發(fā)明第一實施例的控制方法的規(guī)模的要遵守的主要要求是：確保處理鏈7和整個方法的穩(wěn)定性、盡可能地最小化過沖(并且如果可能的話將其消除)、使加速度設(shè)定值cons_a和響應(yīng)時間適應(yīng)于最低可接受的滑行性能水平以及限定加速度設(shè)定值cons_a，加速度設(shè)定值cons_a使得補償靜態(tài)誤差成為可能。

在此應(yīng)當(dāng)注意，如果加速度設(shè)定值cons_a無法實現(xiàn)(例如，由于滑行系統(tǒng)可用的電力無法補償飛行器的重量或跑道的坡度)，則處理鏈7不會修改根據(jù)本發(fā)明的第一實施例的控制方法的行為。實際上，這種情況下的控制方法授權(quán)生成越來越高的負(fù)載，直到達(dá)到加速度設(shè)定值cons_a。

還應(yīng)當(dāng)注意，根據(jù)本發(fā)明的第一實施例的用于控制滑行系統(tǒng)的方法的處理鏈7也可以并入現(xiàn)有技術(shù)的控制方法中，而不管用于負(fù)載指令的負(fù)載(轉(zhuǎn)矩、轉(zhuǎn)速、負(fù)載等)，并且這樣做不需要改變現(xiàn)有技術(shù)的控制方法所使用的接口。飛行器飛行員產(chǎn)生的滑行指令和輸入信號保持相同。

參考圖7，根據(jù)本發(fā)明的第二實施例的用于控制滑行系統(tǒng)的方法類似于根據(jù)本發(fā)明的第一實施例的用于控制滑行系統(tǒng)的方法，除了根據(jù)本發(fā)明的第二實施例的用于控制滑行系統(tǒng)的方法的最小負(fù)載計算塊25不同于最小負(fù)載計算塊14之外。

由最小負(fù)載計算塊25產(chǎn)生的最小負(fù)載閾值seuil_min為預(yù)定的恒定閾值。

在此通過僅關(guān)于起落架1本身的機械部件(而不是滑行系統(tǒng)的機械部件)的研究和分析來限定預(yù)定的恒定閾值。根據(jù)本發(fā)明的第二實施例的用于控制滑行系統(tǒng)的方法的實現(xiàn)需要較少的資源，因為最小負(fù)載閾值seuil_min不再實時計算，并且僅與起落架的機械部件而不是滑行系統(tǒng)的機械部件相關(guān)地優(yōu)化。

在此，最小負(fù)載閾值seuil_min等于25000n(在這種情況下，閾值對應(yīng)于所有主起落架)。當(dāng)起落架1在80％的滑行階段(其對應(yīng)于最小負(fù)載閾值seuil_min用于限定有效負(fù)載指令的所有滑行階段的百分比)期間經(jīng)受的負(fù)載低于25000n時，起落架的使用壽命增加70％。

當(dāng)然，本發(fā)明并非限于所描述的實施例，而是包括落在由權(quán)利要求限定的本發(fā)明的范圍內(nèi)的任何變型。

特別地，在說明書中使用的數(shù)值僅用于說明本發(fā)明，并且當(dāng)然可以不同于本發(fā)明的實現(xiàn)。