CN101410295B - 飞机转向角警报系统 - Google Patents

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    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface 
    • B64C25/50—Steerable undercarriages; Shimmy-damping

Abstract

一种转向角警报系统(4)包括位于飞机(6)上的旋转测量单元和警报单元(19)。旋转测量单元设置成根据飞机前起落架(1)和飞机机身纵向轴线之间的转向角来输出第一信号。当转向角大于预定值、例如60度时，警报单元(19)设置成根据第一信号来产生警报。旋转测量单元还可设置成执行与飞机转向系统相关的功能，例如在地面移动过程中向飞行员指示转向角。

Description

飞机转向角警报系统
技术领域
本发明涉及一种转向角警报系统、一种包括转向角警报系统的飞机和/或牵引车、以及一种对飞机上过大转向角发出警报的方法。
背景技术
飞机在地面上的移动通常由与飞机前起落架配合的牵引车来实施。对于牵引车可能的是，使前起落架在过大的转向角下转弯，并损坏前起落架组件。
已知一些系统来针对过大的转向角提供警报。例如，已知的是，在前起落架的转动腿上设置彩色记号，在飞机机身和/或前起落架的固定部件上设置彩色记号。记号被如此设置，使得它们的彼此排列作用为前起落架在过大的角度下转弯的视觉警报。然而，该系统可能是无效的，因为它可以不利地受到例如差的能见度和驾驶员精神不集中因素的影响。
另一种警报系统如美国专利申请No.10/795,539(US2005/0196256)所述。该警报系统包括安装在牵引车上的两个超声波传感器，至少一个传感器设置成当转向角相对较小时探测其上方飞机结构的存在，而当转向角相对较大时则无法探测到飞机结构。因此当传感器之一无法探测到飞机结构的存在时，该系统向操作者发出警报，转向角可能变得过大。该系统需要特殊设计的牵引车，并且被认为过度复杂。该系统还依靠从飞机结构上反射的信号，并且可能由此受到探测器上灰尘或外来物质的不利影响。此外，该系统还需要依靠被牵引的特殊飞机模型来校准。
发明内容
本发明寻求减轻上述缺点中的至少一个。本发明选择性地或者附加地寻求提供一种简单可靠以及/或者有效的装置，用于在飞机地面移动过程中发出过大转向角的警报。
本发明提供一种转向角警报系统，包括位于飞机上的旋转测量单元和警报单元，该旋转测量单元设置成根据飞机前起落架和飞机机身纵向轴线之间的转向角来输出第一信号，该警报单元设置成当转向角大于预定值时，根据第一信号来产生警报。
由于旋转测量单元位于飞机上，警报系统可以在飞机被牵引时随时随地地使用，并且不依赖于特定类型的牵引车的使用。此外，牵引车不需要作任何修改。
旋转测量单元较佳地整个位于飞机上。
术语“转向角”将容易地被该技术领域的熟练人员所理解。然而，如果对该术语的意思出现任何不确定，该术语“转向角”将被理解为表示前起落架轮子的防滑向前滚动行程和机身纵向轴线之间的角度(当从上方观察时)。由此0度的转向角对应于前起落架朝向与机身纵向轴线平行的方向，而60度的转向角对应于前起落架相对于机身的纵向轴线倾斜60度角，该角通过从机身前方在顺时针或逆时针的方向上测量。
转向角警报系统的某些元件可以是这样的，使得它们可以位于某个飞机上，即使在该飞机上没有安装本发明的转向角警报系统。例如，这些元件可以是这样的，使得它们可在任何情况下设置成执行与它们在本发明中的转向角警报系统的功能所不同的功能。转向角警报系统的某些元件还可以与机身系统集成。在与转向角警报系统改进相关的本发明实施例中，这些元件已设置在机身上。转向角警报系统的某些元件可设置成执行与转向角警报系统相关的功能，以及与除了转向角警报系统之外的系统相关的进一步的功能。
旋转测量单元可以是飞机转向系统的一部分。该旋转测量单元可设置成根据转向角来输出第二信号，该飞机转向系统可设置成根据第二信号来向飞行员提供转向角的指示。应了解的是，在本发明的某些实施例中，第一和第二信号可以是一个并且相同的信号。例如，旋转测量单元可设置成根据转向角来输出单个信号，该信号可以同时被转向系统和转向角警报系统使用。
一种设置——在该设置中转向角警报系统的元件是飞机上另一个系统的一部分，或者与该系统集成——是特别有利的，因为这使得该警报系统可以是相对简单的，并且例如当改进转向角警报系统时，可以只需对已有的飞机作相对小的修改，并且/或者只需对未来的飞机设计作较小的修改。此外，已有的飞机系统已通过严格的安全测试，通常是非常可靠的。
通常的飞机可以具有至少一个配装到前起落架上的旋转可变差动传感器(RVDT)。RVDT提供输出信号，通常是电压，该信号取决于——通常正比于——前起落架的转向角，并且通常与飞机转向系统的液压装置连接。本发明实施例的旋转测量单元可以包括旋转可变差动传感器(RVDT)。该旋转测量单元可以包括多个RVDT。旋转测量单元可以位于前起落架上。
该警报可以是声音警报。替换地或附加地，该警报可以是可见警报。该警报可以例如是光。该光可以是彩色的。该警报可以是频闪灯。频闪灯被认为作为警报是特别有效的，因为在大多数情况下它是高度可见的。
在常规牵引操作过程中，警报单元较佳地靠近牵引地面空勤人员。该警报单元可以位于飞机上。例如，该警报单元可以位于飞机的前起落架上。该警报单元可以位于不根据转向角而改变的位置上。例如，该警报单元可以位于前起落架的主配件上，并且对于牵引车驾驶员而言在所有的牵引角度上是可见的。
警报单元可以位于牵引车上，该牵引车设置成牵引飞机。当例如从牵引车的舱室中无法看到起落架时，这样的设置是特别有利的。
转向警报系统可以包括多个警报单元(例如位于飞机上的初级警报单元和位于牵引车上的次级警报单元)，该警报单元设置成当转向角大于预定值时发出警报。此处提到的“警报单元”理所当然地理解为等同地应用到多个警报单元中的一个或多个警报单元上。当设置有多于一个警报单元时，这些警报单元可以区别地构造或设置。例如，一个警报单元可以设置成发出声音警报，而另一个设置成发出可见警报。
当转向角接近、以及/或者大于最大允许转向角时，警报单元较佳地设置成发出警报。由此，预定值较佳地接近或等于最大允许转向角。最大允许转向角通常是这样的角度，当超过该角度时则起落架存在极大的损坏风险。预定值可以处于飞机最大允许转向角的60％到100％之间。预定值可以处于飞机最大允许转向角的70％到95％之间。预定值可以处于飞机最大允许转向角的80％到90％之间。
预定值可以在40到70度之间。预定值可以在55到65度之间。
应了解的是，警报单元发出警报，只指出警报单元从非警报状态到警报状态的状态改变。例如，本发明包括这样的概念，当转向角小于特定值，警报单元发出声/光等，当角度超过特定值时，所述声/光停止。在该情况下，术语“警报”将被理解为包括背景状态的改变(例如，从噪音到安静)。
警报单元还可以设置成如果较佳地仅仅如果满足某些其它参数(除了转向角大于特定值)才发出警报。其它参数可以包括使用者输入。例如，仅仅如果牵引键配合时，警报单元才可设置成发出警报。这可以防止当飞机未被牵引时，警报的意外产生。在牵引键配合后，该警报单元可以设置成发出短时间的警报。该设置可以向使用者提供系统功能性的保证。
转向角警报系统可以包括比较器单元，用于确定转向角是否大于预定值。该转向角警报系统可以包括比较器单元，其中该比较器单元设置成接收第一信号，来根据第一信号确定转向角是否大于预定值，并且根据该确定向警报单元输出控制信号，该警报单元设置成接受控制信号并根据控制信号发出警报。比较器单元可以包括电子电路，例如包括简单的分压器或惠斯通电桥。该电子电路可以与飞机的其它电路集成。该比较器单元可以包括二极管。该比较器单元可以包括逻辑装置。
比较器单元可以包括软件模块。该软件模块可以与飞机上的其它软件系统集成。包括软件模块的比较器单元是尤其有利的，因为软件趋向于安装相对便宜，而且维护容易。
比较器单元可以设置成确定转向角是否在特定的阈值之上(通常阈值角正好低于最大允许转向角)。例如，比较器单元可以设置成将第一信号和阈值进行比较，并且根据该比较输出控制信号。该比较器单元可以设置成确定转向角是否逼近最大允许转向角。例如，比较器单元可以确定转向角的变化率，并且确定在预定的时间(相对较短)内，是否会超过最大允许转向角。如果看起来该角度将被超过的话，比较器单元可以输出控制信号。因此，当转向角不超出预定值时，可以输出控制信号。该设置可以是有利的，因为它可以提供早期警报，当在转向角逼近最大允许角度时转向角的变化率过大时，该早期警报可以防止严重破坏。
应了解的是，尽管在本发明实施例中使用的信号，例如第一信号、第二信号和/或控制信号，将通常(并且较佳地)是电信号的形式，例如电压，但是该信号也可以是机械信号，例如齿轮或杆的运动。此外，应了解的是，“信号”的状态同样地可以包括0，在该状态下没有物理信号。例如电信号的状态可以包括0伏。
当然，控制信号可以基本等同于第一信号。例如，如果转向角超出预定值的话，比较器单元可以简单地将第一信号传送到警报单元。
根据本发明的另一方面，提供一种包括前起落架和飞机转向系统的飞机，该飞机转向系统包括旋转测量单元，该旋转测量单元设置成在使用中根据转向角向接口输出第一信号，该接口设置成使得警报单元可以从接口接收启动警报单元的信号，当这样设置时，在使用中当转向角大于预定值时，警报单元发出警报。该接口较佳地与任何设置的装置分离，来向飞行员提供转向角的指示。较佳地，旋转测量单元还设置成在使用中根据转向角输出第二信号，来向飞行员提供转向角的指示。
警报单元较佳地位于飞机上(例如位于前起落架上)，但并不需要必须如此。因此，根据本发明的飞机可以包括或可以不包括警报单元。飞机可以例如与和前起落架配合的牵引车相关联，其中警报单元位于牵引车上。本发明由此还提供这样一种具有这样的牵引车的飞机。该设置被认为在本发明的实施例中尤其有利，其中转向角警报系统包括多个警报单元，因为至少一个警报可以位于飞机上，而且至少一个警报可以位于牵引车上。
还应了解的是，接口较佳地位于飞机上，但不需要必须如此。至少部分接口可以位于飞机上。至少部分接口可以位于牵引车上。至少部分接口可以位于警报单元上。例如，在本发明的实施例中，其中警报单元位于牵引车上，该接口还可以位于牵引车上、警报单元和飞机上。
该接口可以包括连接器，例如插座，在使用中由此确定的第一信号或某一信号被传送到该连接器上，使得使用中电缆可以连接到连接器上来将信号传送到报警单元。该接口可以包括电缆，例如直接连接旋转测量单元和警报单元用于第一信号传送的电缆。该接口可以连接飞机和牵引车。该接口可设置成使得可以无线通信，例如第一信号到警报单元的无线通信。
旋转测量单元可设置成通过比较器单元来输出第一信号，该比较器单元设置成根据第一信号确定转向角是否大于预定值，并且根据该确定向警报单元输出控制信号，该警报单元设置成接收控制信号，并根据控制信号发出警报。
比较器单元可以位于飞机上。该比较器单元可以位于牵引车上。该接口可设置成使得警报单元可以接收控制信号。
根据本发明的另一个方面，提供一种包括前起落架和旋转测量单元的飞机，该旋转测量单元用于测量前起落架的转向角，其中在使用中，旋转测量单元设置成根据转向角向警报单元输出控制信号，当转向角大于预定值时，该警报单元设置成根据第一信号发出警报。飞机还可以包括转向系统，其中旋转测量单元设置成根据转向角来输出第二信号，而飞机转向系统设置成根据第二信号来向飞行员提供转向角的指示。该警报系统可以位于飞机上。
根据本发明的另一个方面，提供一种对飞机上过大转向角发出警报的方法，包括如下步骤：(i)根据飞机前起落架和飞机机身纵向轴线之间的转向角，从位于飞机上的旋转测量单元输出第一信号，(ii)根据第一信号，确定转向角是否大于预定值，以及如果转向角大于预定值，(iii)发出警报。确定转向角是否大于预定值的步骤可以由比较器单元执行。该方法还可以包括根据确定从比较器单元输出控制信号、在警报单元上接收控制信号、以及根据控制信号发出警报的步骤。
根据本发明的另一个方面，提供全套部件，包括警报单元和接口，该接口使得警报单元可以从旋转测量装置接收第一信号，该全套部件适用于将飞机改变成根据本发明的飞机。本发明由此提供适用于改进飞机的转向角警报系统的全套部件。
该全套部件还可以包括比较器单元，该比较器单元用于确定转向角是否大于预定值。
根据本发明的另一个方面，提供一种用于牵引飞机的牵引车，该牵引车包括警报单元，该警报单元设置成从飞机上的旋转测量装置接收第一信号，当飞机转向角大于预定值时，该警报单元还设置成根据第一信号发出警报。
应了解的是，关于本发明的一个方面所描述的特性等同地可用于本发明的其它方面。例如，牵引车还可以包括如在此描述的比较器单元。
附图说明
根据附图，仅通过例子的方式，将描述本发明的多个实施例，其中：
图1a和1b是根据本发明的第一实施例，包括转向角警报系统的飞机上的前起落架视图；
图1c是第一实施例的由牵引车牵引的飞机的视图；
图2是根据本发明的第一实施例，转向角警报系统的示意图；以及
图3a和3b是根据本发明的第二实施例，包括转向角警报系统的飞机前起落架的立体图。
具体实施方式
图1a和1b是根据本发明的第一实施例，飞机6(参见图1c)上的飞机前起落架1的视图。该前起落架包括位于中央轮轴5两侧上的两个轮子3。该轮轴5安装在起落架腿7的末端。该起落架1显示有0度的转向角，其中轮轴5垂直于飞机的纵向轴线9。该前起落架具有60度的最大允许转向角，超过该最大允许转向角时对起落架可能造成损伤。
根据图1c，在地面移动过程中，牵引车2与前起落架1配合。牵引键插入转向分离面板(未示出)，来使得起落架液压装置的某些部件可以分离(如该技术领域常规情况)。当那些液压装置部件分离时，在牵引车的影响下，起落架在某种程度上可以自由旋转。因此对于牵引车2，可以使起落架1在过大的转向角下转弯，并超过其机械极限，导致对前起落架1——在某些情况下，对周围的结构——造成相当大的损伤。
为了帮助防止出现该情况，以与现有技术的设置相似的方式，前起落架1包括分别位于主配件21和起落架1下部上的标记8a和8b。当标记对准时，达到最大允许转向角。该警报系统自身已知存在问题，包括受到差的能见度和驾驶员精神不集中的影响。根据本发明第一实施例，该飞机6由此还包括转向角警报系统，如根据图2所详细描述。
图2是根据本发明第一实施例的转向角警报系统4的示意图。该转向角警报系统4完全位于飞机上，并且已得到改进。该转向角警报系统4包括旋转测量单元11、两个比较器单元13a、13b、以及警报单元19。该旋转测量单元11和警报单元19位于飞机前起落架上，而比较器单元13a、13b位于飞机机身上(连接装置12确保比较器单元和位于可枢转式安装的起落架1上的旋转测量及警报单元之间的电连接)。
转向角警报系统4的元件如下详细描述。
旋转测量单元是旋转可变差动传感器(RVDT)11的形式。RVDT11根据在前起落架结构中多个液压油缸的伸展，并由此根据飞机转向角，输出第一信号(以电压的形式)。
在使用中，来自RVDT的第一信号输出到接口上。在本发明的第一实施例中，接口简化为电缆14和连接设备12的相关部件的形式，该连接设备直接连接转向角警报系统的元件。
RVDT11还是飞机转向系统(未示出)的一部分。当飞机在发动机动力下在地面移动时，该转向系统得到使用，并且向飞行员提供转向角的指示。作为转向系统的一部分，RVDT设置成输出第二信号(未示出)，用于转向系统中。第二信号取决于转向角，并且在本发明的第一实施例中，基本等同于第一信号。由此第二信号也被传送到连接设备12，并且从那里被传送到转向系统的部件，使得转向角可以显示在驾驶舱中。
比较器单元13a、13b设置成通过接口14从RVDT11接收第一信号。
两个比较器单元的设置是这样的，使得第二单元13b是多余的直到/除非第一单元发生故障。比较器单元与飞机核心处理输入/输出模块(CPIOM)集成。该CPIOM包括多个单元和软件模块，并且用于处理飞机上的许多传感数据。
转向角警报系统的初级比较器单元13a设置成确定(根据从RVDT接收的第一信号)转向角是否大于预定值。在本发明的第一实施例中，初级比较器单元13a包括齐纳二极管(未示出)。在使用中，齐纳二极管如此设置，当转向角小于60度时(对应的RVDT输出电压小于阈值电压)，比较器单元不产生输出。然而一旦转向角大于60度时(对应的RVDT电压变得大于阈值电压)，齐纳二极管设置成向次级配电中心(SEPDC)15输出控制信号。
SEPDC15连接到警报单元19。当SEPDC接收到控制信号时，SEPDC向警报单元19发送一个进一步的信号(通过电源17)。
警报单元19是红色频闪灯的形式，并且与电源17联接，该电源17设置成向频闪灯19提供合适的电能。当来自SEPDC的信号通过接口14得到接收时，频闪灯打开，由此发出立即发生的快速闪光并且高度可见的警报。
如果并且当转向角下降到低于60度时，比较器单元13a停止向SEPDC15发送控制信号，频闪灯返回到其非警报状态。
根据图1a、1b、1c，频闪灯19安装在前起落架腿7的主配件21上。频闪灯具有宽的光线分布，并且当发出警报时，从横向于飞机轴线且与前起落架平齐的位置均可见。频闪灯光由此可被牵引车2和在起落架附近的地勤人员(未示出)所见。
本发明第一实施例的转向角警报系统由此当转向角超过60度时，向牵引车地勤人员和在飞机附近的其他人员提供有效的警报。此外，由于RVDT11是已使用在飞机转向系统中的标准部件，而比较器单元13a、13b是与飞机CPIOM集成的简单二极管装置，警报系统是特别简单和可靠的。
图3a和3b是根据本发明的第二实施例，包括转向角警报系统的飞机前起落架的立体图。图3a被粗虚线围绕的区域显示在图3b的特写中。
转向角警报系统主要地如根据第一实施例所述，除了下述变化。
来自旋转测量装置的第一信号由软件模块(未示出)接收(通过A/D转换器)。该软件模块形成飞机主软件系统的一部分，并设置成根据第一信号确定转向角是否大于55度。当转向角被确定大于55度时，该软件模块设置成向警报单元119输出控制信号。
当接收到控制信号时，位于起落架腿上的频闪灯119发出警报。由此当转向角逼近60度时(当角度超过55度时发出警报)，发出警报。
本发明第二实施例的转向角警报系统包括两个警报单元。第一警报单元是位于起落架(上述)上的频闪灯119，而第二单元是位于牵引车(未示出)上的蜂鸣器。
当转向角逼近60度时，软件模块还被编程来向蜂鸣器输出控制信号。
为了促使控制信号从软件模块传送到位于牵引车上的蜂鸣器，飞机和牵引车包括接口。该接口包括位于飞机转向分离面板上的第一连接器，以及位于牵引车仪表盘上的对应第二连接器。这些连接器在使用中由被地勤人员插入的电缆连接。
在使用中，软件模块向第一连接器输出控制信号，电缆通过第二连接器将控制信号传送到蜂鸣器上。位于飞机上的接口由此使得蜂鸣器在使用中可以接收控制信号，该控制信号自身使得位于牵引车上的蜂鸣器当转向角大于55度时可以发出警报。
警报系统由此对于尽管不太可能的牵引车驾驶员无法看到频闪灯119的情况，提供双重警报。
本发明第二实施例的软件模块还设置成执行多个其它功能。特别是，该软件防止生成警报，除非牵引键插入到转向分离面板中。这帮助防止警报的意外产生。此外，该软件设置成在牵引键插入到分离面板中后，启动五秒长的警报。这可以用于检查每次飞机被牵引时该系统处于工作状态。
根据本发明第二实施例，飞机上的前起落架不包括用于表示转向角的标记8a和8b。
而根据特定实施例，本发明已得到描述和说明，那些本技术领域中普通熟练人员所应了解的是，本发明可有许多不同的变化，但不在此特别说明。例如，比较器单元可以是诸如分压器的简单电路。旋转测量单元不必须是RVDT。软件模块可以安装在牵引车上。警报系统可以包括发射器-接收器对形式的接口，该形式用于使得第一信号到警报单元可以进行无线通信。该系统可以包括仅一个警报单元，该警报单元位于牵引车上。
在前述描述中，提到了整体和元件，它们具有已知的、明显的或可预见的等同物，随后这些等同物可在此加入，好像个别地在此提出。应该参照权利要求书来确定本发明的真实范围，该真实范围应该解释成可以包括所有这样的等同物。读者还应了解的是，被描述为较佳的、有利的、合适的或其它类似的本发明的整体或特性是选择性的，并且不限制各独立权利要求的范围。

Claims (22)

1.一种飞机(6)，包括前起落架(1)和旋转测量单元(11)，所述旋转测量单元整个位于所述飞机(6)上，所述旋转测量单元(11)构成转向角警报系统(4)的一部分并且设置成根据所述前起落架(1)和所述飞机机身纵向轴线(9)之间的转向角向警报单元(19)输出第一信号，所述警报单元设置成当所述转向角大于预定值时根据所述第一信号发出警报，所述预定值接近或等于这样的角度，当超过所述角度时则所述前起落架存在极大的损坏风险。
2.如权利要求1所述的飞机，其特征在于，所述旋转测量单元(11)是飞机转向系统的一部分。
3.如权利要求1或2所述的飞机，其特征在于，所述旋转测量单元(11)包括位于所述前起落架(1)上的旋转可变差动传感器(RVDT)。
4.如权利要求1或2所述的飞机，其特征在于，所述警报单元(19)包括频闪灯。
5.如权利要求1或2所述的转向角警报系统，其特征在于，所述警报单元(19)位于所述飞机(6)上。
6.如权利要求1或2所述的飞机，其特征在于，所述警报单元(19)位于牵引车(2)上，所述牵引车设置成牵引所述飞机(6)。
7.如权利要求1或2所述的飞机，其特征在于，所述预定值在所述飞机最大允许转向角的80％和90％之间。
8.如权利要求1或2所述的飞机，其特征在于，所述预定值在55度和65度之间。
9.如权利要求1或2所述的飞机，其特征在于，还包括比较器单元(13a，13b)，所述比较器单元(13a，13b)设置成接收所述第一信号，以根据所述第一信号确定所述转向角是否大于所述预定值，并且根据所述确定来向所述警报单元(19)输出控制信号，所述警报单元(19)设置成接收所述控制信号并根据所述控制信号发出所述警报。
10.如权利要求9所述的飞机，其特征在于，所述比较器单元(13a，13b)包括电子电路。
11.如权利要求9所述的飞机，其特征在于，所述比较器单元(13a，13b)包括软件模块。
12.如权利要求1或2所述的飞机，其特征在于，包括设置成接收所述第一信号的接口(14)，并且所述接口设置成根据转向角使得所述警报单元(19)可从所述接口接受信号，所述信号使得所述警报单元(19)当被如此设置时，在所述转向角大于预定值时，可在使用中发出警报。
13.如权利要求12所述的飞机，其特征在于，所述旋转测量单元(11)还设置成在使用中根据所述转向角输出第二信号，以向飞行员提供所述转向角的指示。
14.如权利要求12所述的飞机，其特征在于，所述警报单元(19)位于所述前起落架上。
15.如权利要求12所述的飞机，其特征在于，还包括牵引车(2)，所述牵引车与所述前起落架(1)配合，其中所述警报单元位于所述牵引车上。
16.如权利要求12所述的飞机，其特征在于，所述接口(14)包括连接器，在使用中，所述第一信号传送到所述连接器，所述连接器使得电缆可连接到其上来将所述信号传送到警报单元。
17.如权利要求12所述的飞机，其特征在于，所述接口(14)使得所述第一信号至所述警报单元(19)是无线通信。
18.如权利要求12所述的飞机，其特征在于，所述旋转测量单元(11)设置成通过比较器单元(13a，13b)输出所述第一信号，所述比较器单元设置成根据所述第一信号确定所述转向角是否大于所述预定值，并且根据所述确定向所述警报单元(19)输出控制信号，所述警报单元设置成接受所述控制信号，并且根据所述控制信号发出所述警报。
19.一种对被牵引飞机(6)上过大转向角发出警报的方法，所述方法包括如下步骤：
(i)根据所述飞机(6)的前起落架(1)和飞机机身纵向轴线(9)之间的转向角，从整个位于所述飞机(6)上的旋转测量单元(11)输出第一信号，
(ii)根据所述第一信号，确定所述转向角是否大于预定值，所述预定值接近或等于这样的角度，当超过所述角度时则所述前起落架存在极大的损坏风险，以及如果所述转向角大于所述预定值，
(iii)发出警报。
20.如权利要求20所述的方法，其特征在于，确定所述转向角是否大于所述预定值的所述步骤由比较器单元(13a，13b)执行，所述方法还包括根据所述确定从所述比较器单元输出控制信号、在警报单元(19)上接收所述控制信号、以及根据所述控制信号发出所述警报的步骤。
21.如权利要求20或权利要求21所述的方法，其特征在于，所述警报由位于所述飞机上的警报单元(19)发出。
22.一种用于牵引飞机(6)的牵引车(2)，所述牵引车(2)包括警报单元(19)，所述警报单元设置成从整个位于所述飞机(6)上的旋转测量装置(11)接收第一信号，当所述飞机转向角大于预定值时，所述预定值接近或等于这样的角度，当超过所述角度时则所述前起落架存在极大的损坏风险，所述警报单元(19)还设置成根据所述第一信号发出警报。
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