專利名稱：通過輪發(fā)動機驅(qū)動航空器的至少一個起落架輪的方法和裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及航空器的動力裝置的領(lǐng)域。本發(fā)明更為特別地涉及航空器在地面滑行(英語術(shù)語“taxiing”)時、特別是在跑道和航站樓附近的停機點之間滑行時使航空器移動的部件。
背景技術(shù)：
本發(fā)明的背景及提出的問題航空器在地面移動時，常見地，要么航空器使用其主發(fā)動機，要么航空器由給其在輪處傳遞推力的合適車輛進行牽引。這特別地是商用航空器的情形，例如渦輪噴氣發(fā)動機式飛機。可以理解的是，對于這些航空器的運營商來說，主發(fā)動機的使用表現(xiàn)為顯著的燃 料消耗及相關(guān)污染。使用專門的牽引車則自然地極大限制航空器在地面移動的自主性。特別是通過專利申請FR 2930759和FR 2930760已知在某些輪系處布置發(fā)動機，以賦予航空器以地面滑行自主性，稱為“taxi autonome”。在這兩個文獻中，在一輪系處安裝一微型渦輪機，設(shè)置通過這些渦輪機驅(qū)動輪的驅(qū)動裝置。然而，這些裝置具有這樣的弊端一定的機械復(fù)雜性，以及將燃料或增壓空氣引至微型渦輪機的必需性，這增加管道，和因此會體現(xiàn)在制造航空器的額外重量或成本上。另一布置由專利申請US 2006/0065779A1提出，該專利申請描述了這樣一種裝置其包括在航空器的前起落架處布置的電動機。在該文獻中，電動機被容置在輪輞中，所需的電功率通過航空器的輔助功率發(fā)生器(APU即auxiliary power unit :輔助動力裝置)產(chǎn)生。由于用于在地面移動航空器所需的功率(數(shù)十千瓦，即正常由APU提供的用于其它地面功率使用系統(tǒng)的功率的大約1/3到1/2)，APU因此應(yīng)被明顯地放大尺寸，這體現(xiàn)為其重量的增加。燃料消耗上的節(jié)約因此可能被額外的重量抵消。此外，向航空器的前起落架傳輸數(shù)十千瓦的電功率需要安裝專門的功率線，這也使飛機設(shè)計復(fù)雜化和使其變得更重。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明目的因此，本發(fā)明的目的在于消除至少一個上文所述的問題。本發(fā)明概述為此，本發(fā)明針對通過輪發(fā)動機驅(qū)動航空器的至少一個起落架輪的驅(qū)動裝置，所述驅(qū)動裝置用于在航空器地面滑行(“taxiing”)階段時使用，所述航空器為具有聯(lián)接在主翼上的渦輪噴氣發(fā)動機的類型，
裝置具有至少一個功率源、和在功率源和輪發(fā)動機之間的功率傳輸線，其特征在于，功率源布置在航空器的聯(lián)接在主翼上的渦輪噴氣發(fā)動機附近，和具有在機械上連接到渦輪噴氣發(fā)動機的轉(zhuǎn)動部分的離合部件，功率源足夠用作渦輪噴氣發(fā)動機的起動器?？梢岳斫獾氖牵景l(fā)明針對一種用于自主滑行的動力裝置，其中，功率的產(chǎn)生不再位于輪系處，如使用微型渦輪機的裝置中，而是位于主發(fā)動機處。此外，這樣，微型渦輪機能夠用于渦輪噴氣發(fā)動機的機械起動，這構(gòu)成其在所述渦輪噴氣發(fā)動機附近安裝的一個優(yōu)點。優(yōu)選地，裝置用于被使用來驅(qū)動在主翼下方布置的輪系，功率源最接近所述輪系地被布置在渦輪噴氣發(fā)動機的附近。清楚的是，這種布置允許顯著地縮短應(yīng)被安裝在發(fā)電機和安裝在輪系中的電動機 之間的功率線的長度。根據(jù)一具體實施方式
，功率源包括驅(qū)動發(fā)生器的微型渦輪機。如有需要，這種布置允許替代輔助功率發(fā)生器(APU)，或?qū)τ贏PU建立冗余。在此情形下，有利地，微型渦輪機包括以可分離的方式驅(qū)動微型渦輪機靠近其布置的渦輪噴氣發(fā)動機的驅(qū)動部件。根據(jù)一優(yōu)選實施方式，微型渦輪機通過空轉(zhuǎn)輪和減速系統(tǒng)驅(qū)動發(fā)生器。在一具體實施方式
中，對于為其每個渦輪噴氣發(fā)動機配有一變速箱的類型的航空器，所述變速箱具有連接到所述渦輪噴氣發(fā)動機的轉(zhuǎn)動部分的機械傳動裝置，由微型渦輪機和發(fā)電機形成的組件，通過棘爪離合器類型的受控機械離合器可分離地連接到變速箱的傳動裝置。根據(jù)第一實施方式，發(fā)生器是電動發(fā)電機，功率傳輸線是電力傳輸線，和輪發(fā)動機是電動機。如有需要，這種布置允許替代輔助功率發(fā)生器(APU)，或?qū)τ贏PU建立冗余。作為選擇,發(fā)生器是氣動發(fā)電機，功率傳輸線是氣動壓力傳輸線，和輪發(fā)動機是氣動發(fā)動機。作為選擇，發(fā)生器是液力發(fā)電機，功率傳輸線是壓力流體傳輸線，和輪發(fā)動機是液壓發(fā)動機。在另一方面，本發(fā)明針對由如所述的裝置和包括渦輪噴氣發(fā)動機的航空器發(fā)動機艙所形成的組件，其使得一微型渦輪機安裝在渦輪噴氣發(fā)動機的發(fā)動機艙中，一微型渦輪機借助在該渦輪噴氣發(fā)動機的“截止閥”下游的渦輪噴氣發(fā)動機供給線路上的連接件被供給燃料，一微型渦輪機通過與渦輪噴氣發(fā)動機的發(fā)動機艙的所謂主體區(qū)域的通風(fēng)系統(tǒng)相連接的空氣管，被供給空氣，一微型渦輪機在渦輪噴氣發(fā)動機的發(fā)動機艙的外表面處配有熱氣輸出區(qū)域。在一有利實施方式中，通過其供給管道和其空氣閥，所述微型渦輪機代替所述渦輪噴氣發(fā)動機的氣動起動器被安裝在通常專用于所述渦輪噴氣發(fā)動機的氣動起動器的部位處。
仍根據(jù)另一方面，本發(fā)明針對一種航空器，所述航空器包括安裝在單一渦輪噴氣發(fā)動機上的如上文所述的一組件。
本發(fā)明還針對在降落跑道和停機點之間的滑行階段時的地面上航空器操控的方法，所述航空器包括至少一個如上文所述的組件，所述方法包括以下階段一停止主渦輪噴氣發(fā)動機，一起動至少一個微型渦輪機，一起動由微型渦輪機供給的該個或所述多個輪發(fā)動機，一根據(jù)輪發(fā)動機所需的功率調(diào)節(jié)微型渦輪機，一在航空器滑行的期間，根據(jù)航空器的停止和重啟的需要，停止和重啟微型渦輪機。同樣地，本發(fā)明還針對在停機點和起飛跑道之間的滑行階段時的地面上航空器操控的方法，所述航空器包括至少一個如上文所述的組件，所述方法包括以下階段一起動至少一個微型渦輪機，—起動由微型渦輪機供給的該個或所述多個輪發(fā)動機，一根據(jù)輪發(fā)動機所需的功率調(diào)節(jié)微型渦輪機，一在航空器滑行的期間，根據(jù)航空器的停止和重啟的需要，停止和重啟微型渦輪機，一通過與渦輪噴氣發(fā)動機的轉(zhuǎn)動部分連接的離合部件的接合，啟動與微型渦輪機相連接的渦輪噴氣發(fā)動機，一停止微型渦輪機。本發(fā)明還針對包括如所述的至少一個裝置或組件的航空器。在另一特定方面，本發(fā)明針對包括一裝置的航空器，其中，發(fā)生器是發(fā)電機，和其中，發(fā)生器用作用于航空器的輔助功率發(fā)生器(APU)?？梢岳斫獾氖?，在此情形下，發(fā)電機簡單地連接到航空器的配電系統(tǒng)，如常見地輔助功率發(fā)生器那樣。


通過閱讀作為非限定性示例給出的一具體實施方式
的說明和附圖，本發(fā)明的目的和優(yōu)點將更好地得到理解，對此附圖示出一圖I :飛機的示意圖，根據(jù)本發(fā)明的一裝置實施在該飛機上；一圖2 :功率產(chǎn)生微型渦輪機和變速箱的布置、渦輪噴氣發(fā)動機的示意圖。
具體實施例方式圖I示意性地示出使用根據(jù)本發(fā)明的裝置的飛機的整體構(gòu)型。在無任何限定性的本示例中，所考慮的飛機是大約150座的雙渦輪噴氣發(fā)動機式飛機類型的旅客運輸機，渦輪噴氣發(fā)動機布置在主翼的側(cè)翼下。如在圖2上可以看見的，每個渦輪噴氣發(fā)動機I被假定配有傳統(tǒng)類型的變速箱2(英語術(shù)語稱為“gearbox”)。該變速箱2具有齒輪傳動裝置，通過傳動軸3和角傳動裝置4類型的機械連接件被連接到潤輪噴氣發(fā)動機的轉(zhuǎn)動部分。
變速箱2用于將渦輪噴氣發(fā)動機I的功率的一部分傳輸給多個發(fā)動機附件5，例如液壓泵、給機上提供電流的發(fā)電機等。在本實施例中，通過其供給管道和其空氣閥，微型渦輪機6被安裝在每個渦輪噴氣發(fā)動機I的發(fā)動機艙中，大致在通常由該渦輪噴氣發(fā)動機I的氣動起動器(英語術(shù)語“airstarter (空氣起動器)”)使用的部位處。在無任何限定性的本示例中，在大約150座的雙渦輪噴氣發(fā)動機式中短途商業(yè)班機的情形中，對于45kg的重量和在發(fā) 電機軸上的提供的70千瓦的功率，該微型渦輪機6具有的近似尺寸是長度為65cm和直徑為30cm?？梢岳斫獾氖?，微型渦輪機6的功率自然取決于使飛機在地面移動所需的功率。微型渦輪機6包括空轉(zhuǎn)輪和減速系統(tǒng)9，因此允許發(fā)電機8的可分離式驅(qū)動。本領(lǐng)域技術(shù)人員所熟知類型的該發(fā)電機8，例如產(chǎn)生115V 400Hz類型的電流。這樣，如果需要，由微型渦輪機6和發(fā)電機8所形成的組對能夠替代飛機的APU或主發(fā)電機。由微型渦輪機6和發(fā)電機8形成的組件與變速箱2的傳動鏈通過受控機械離合器7以可分離的方式相連接，機械離合器7例如為本身熟知的棘爪離合器類型。這樣，由于就所產(chǎn)生的功率而言的其確定尺寸，微型渦輪機6能夠用作渦輪噴氣發(fā)動機I的起動部件，用于起動該渦輪噴氣發(fā)動機。相反，在渦輪噴氣發(fā)動機I正常運行時，例如確切地在飛行時，通過控制機械離合器7分離，微型渦輪機不被變速箱2的傳動鏈帶動。同樣地，在由空轉(zhuǎn)輪隔開的微型渦輪機6不運行時，通過保持機械離合器7接合，可通過渦輪噴氣發(fā)動機I經(jīng)由變速箱2驅(qū)動發(fā)電機8。在這里作為示例描述的一實施方式中，微型渦輪機6借助在燃料截止閥(英語術(shù)語“shut-off valve”)下游的連到潤輪噴氣發(fā)動機I的供給線路上的連接件,被供給燃料。同樣地，微型渦輪機6通過空氣管(在附圖上未顯示)被供給空氣，空氣管與通常在渦輪噴氣發(fā)動機I的發(fā)動機艙的所謂主體區(qū)域上存在的通風(fēng)系統(tǒng)相連接。清楚的是，相對于渦輪噴氣發(fā)動機I的發(fā)動機艙的通風(fēng)系統(tǒng)的確定尺寸，這種空氣抽取保持是非大量的。微型渦輪機6在渦輪噴氣發(fā)動機I的發(fā)動機艙的外表面處配有熱氣輸出區(qū)域(也未在附圖上示出)。該輸出區(qū)域例如以適于承受微型渦輪機6的燃燒氣體的輸出溫度的金屬區(qū)域的形式實施。這類熱氣輸出區(qū)域為本領(lǐng)域技術(shù)人員所熟知的，例如對用于避免在發(fā)動機艙或側(cè)翼的前緣上結(jié)冰的裝置的熱氣出口存在。在所描述的實施方式中，微型渦輪機6配有消音器，以降低其在地面運行時所產(chǎn)生的噪音。已知類型的一根或多根電纜將發(fā)電機8連接到控制系統(tǒng)(稱為功率電子設(shè)備)，控制系統(tǒng)本身連接到電動機，安裝在主起落架的至少一輪系的輪輞處。每個電動機優(yōu)選地是永磁體式直流類型的，而這并非限定性的。在航空器使用變頻電網(wǎng)的情形中，可設(shè)計通過發(fā)電機8的輸出頻率(“變頻”類型)、因此通過控制微型渦輪機6的轉(zhuǎn)速，直接地控制感應(yīng)類型的發(fā)動機。這種解決方案允許將發(fā)電機8直接地連接到發(fā)動機和不需要附加的控制系統(tǒng)(節(jié)省空間和重量)。不過從技術(shù)的觀點來看，這種解決方案實施起來更為復(fù)雜。在存在功率電子設(shè)備的情形下，控制模塊可要么是在飛機的電力系統(tǒng)中(所謂“更加電氣化的”的飛機的情形)所共用的，或是滑行系統(tǒng)專用的。在第一情形中，發(fā)電機8僅僅具有一個配電系統(tǒng)，用于給滑行系統(tǒng)供電的轉(zhuǎn)換在飛機的電力中心處進行。在第二情形中，特定電網(wǎng)產(chǎn)生自發(fā)電機8，并聯(lián)于飛機電網(wǎng)(其在發(fā)動機被點火時被使用于對飛機進行供電)。在這兩個電網(wǎng)之間的轉(zhuǎn)換在發(fā)電機處得到保證。當(dāng)功率電子設(shè)備是特定的時，功率電子設(shè)備應(yīng)盡量靠近發(fā)動機就位，以限制供電電纜的長度。通常在飛機上采用的技術(shù)要求將這些組成件定位在增壓區(qū)域。理想情形則是位于起落架艙的附近-前艙后側(cè)-后艙前側(cè)-在起落架艙和機艙地板之間未來的技術(shù)可能允許將這些設(shè)備定位在非增壓區(qū)域。有希望的前景則是可考慮 的，例如如下-直接在發(fā)動機艙中、靠近發(fā)電機-在支柱中(例如在現(xiàn)有的A320支柱中的滅火器)-在支柱整流罩中-在起落架艙中-在機翼的腹部整流罩中這類電動機是本領(lǐng)域熟知的，例如在專利申請US 2006/0065779A1或在文獻WO2007/048164A1中描述過。其精確的布置和其類型在本發(fā)明的范圍之外，因此這里沒有更深地細述。對微型渦輪機6的調(diào)節(jié)根據(jù)輪的電動機所需的功率進行。在渦輪機的軸上的這類功率調(diào)節(jié)為本領(lǐng)域技術(shù)人員所熟知的，因此這里沒有更深地細述。運行模式在其正常的運行模式中，在要么滑入機坪(從降落跑道向離機門)要么滑出機坪(從登機門到起飛跑道)的飛機滑行階段時，使用微型渦輪機6。在這些階段時，按照飛行員的命令，渦輪噴氣發(fā)動機I被停止和微型渦輪機6運行。相關(guān)的發(fā)電機8產(chǎn)生電流，電流被引向布置在主起落架的一些輪的輪輞中的電動機。因而可以控制通過發(fā)電機產(chǎn)生的功率，和特別是根據(jù)需要實施微型渦輪機6的停止和重啟。相對于局部系統(tǒng)，集中系統(tǒng)具有以下兩種優(yōu)點-相對于功率來源(右或左)獨立于從動輪。因此可設(shè)計用運行中的單一渦輪機供給所有發(fā)動機(當(dāng)功率需求平緩時，例如反沖)。因此增大燃料消耗方面的獲益。-與飛機的能量系統(tǒng)共用。這種解決方案允許共用重量大的一些組成件，和考慮使用該系統(tǒng)來供給其它系統(tǒng)。這種解決方案在微型渦輪機被用來替代APU時是特別有利的。優(yōu)點如所描述的裝置給飛機提供地面滑行自主性，這例如可避免所述飛機要等待牽引車的可用性?？紤]到一些機場的擁塞，時間上的節(jié)約會避免起飛空檔的喪失，由此產(chǎn)生飛機的操作使用性方面的優(yōu)點。清楚的是，緊靠近驅(qū)動電動機安裝在其上的輪系來布置微型渦輪機，構(gòu)成一個重要的優(yōu)點，因為該布置避免了在APU和輪之間安裝高功率電力線，這是使用通過APU向輪發(fā)動機提供電流的裝置的情形?？梢宰⒁獾剑捎谄湓跍u輪噴氣發(fā)動機的發(fā)動機艙內(nèi)的安裝，微型渦輪機6因此獲益于防火系統(tǒng)(發(fā)動機滅火裝置)或者燃料或油泄露防護系統(tǒng)，其已安裝用于保護渦輪噴氣發(fā)動機I。因此，裝置具有良好的運行安全性。還可以注意到，由于微型渦輪機的起動時間非常短，因此可在飛機滑行時隨意停止或重啟微型渦輪機，這允許顯著地降低燃料消耗。變型本發(fā)明的范圍并不局限于上文作為示例考慮的實施方式的細節(jié)，而是相反地覆蓋在本領(lǐng)域技術(shù)人員的能力范圍內(nèi)的變化。
例如，可以作為變型考慮在飛機的單一渦輪噴氣發(fā)動機上安裝一個提供140千瓦(kW)功率的微型渦輪機，來替代兩個為70千瓦的微型渦輪機，其中每個70千瓦的微型渦輪機安裝在飛機的一個渦輪噴氣發(fā)動機上，如上文所述。在本描述中，考慮安裝由微型渦輪機驅(qū)動的發(fā)電機。還可甚而布置一已知類型的液力發(fā)電機，其同樣負責(zé)回收由微型渦輪機2提供的機械功率的一部分；以及直到飛機的一輪系的液壓線。在渦輪噴氣發(fā)動機被停止、APU不是可用的和液壓系統(tǒng)因此是無效的情形中，在飛機在地面上移動以進行維護時，因此可考慮使用微型渦輪機。在此情形下，如所述的裝置可通過供給基本液壓系統(tǒng)，允許保證滑行、轉(zhuǎn)向和制動，特別是在除飛行控制以外。
權(quán)利要求
1.通過輪發(fā)動機驅(qū)動航空器的至少一個起落架輪的驅(qū)動裝置，所述驅(qū)動裝置用于在航空器地面滑行的階段時使用，所述航空器是具有聯(lián)接于主翼的渦輪噴氣發(fā)動機(I)的類型， 所述驅(qū)動裝置具有至少一個功率源、和在所述功率源與所述輪發(fā)動機之間的功率傳輸線， 其特征在于，所述功率源(6，8)布置在所述航空器的聯(lián)接于所述主翼的渦輪噴氣發(fā)動機(I)附近，所述功率源具有機械連接到所述渦輪噴氣發(fā)動機(I)的轉(zhuǎn)動部分的離合部件(7)，所述功率源足以用作所述渦輪噴氣發(fā)動機(I)的起動器。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的驅(qū)動裝置，其用于被使用來驅(qū)動布置在所述主翼下的輪系，其特征在于，所述功率源(6，8 )最接近所述輪系布置在所述渦輪噴氣發(fā)動機(I)的附近。
3.根據(jù)權(quán)利要求I或2所述的驅(qū)動裝置，其特征在于，所述功率源具有驅(qū)動發(fā)生器(8)的微型渦輪機(6)。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的驅(qū)動裝置，其特征在于，所述微型渦輪機(6)通過空轉(zhuǎn)輪和減速系統(tǒng)(9)驅(qū)動所述發(fā)生器(8)。
5.根據(jù)權(quán)利要求3或4所述的驅(qū)動裝置，對于為其每個渦輪噴氣發(fā)動機(I)配有一變速箱(2)的類型的航空器，其中所述變速箱具有連接到所述渦輪噴氣發(fā)動機(I)的轉(zhuǎn)動部分的機械傳動裝置， 其特征在于，由所述微型渦輪機(6)和發(fā)電機(8)所形成的組件，通過棘爪離合器類型的受控機械離合器(7)以可分離的方式連接到所述變速箱(2)的傳動裝置。
6.根據(jù)權(quán)利要求I到5中任一項所述的驅(qū)動裝置，其特征在于，發(fā)生器(8)是電動發(fā)電機，所述功率傳輸線是電力傳輸線，所述輪發(fā)動機是電動機。
7.根據(jù)權(quán)利要求I到5中任一項所述的驅(qū)動裝置，其特征在于，發(fā)生器(8)是氣動發(fā)電機，所述功率傳輸線是氣動壓力傳輸線，所述輪發(fā)動機是氣動發(fā)動機。
8.根據(jù)權(quán)利要求I到5中任一項所述的驅(qū)動裝置，其特征在于，所述發(fā)生器(8)是液力發(fā)電機，所述功率傳輸線是壓力流體傳輸線，所述輪發(fā)動機是液壓發(fā)動機。
9.由根據(jù)權(quán)利要求3到8中任一項所述的驅(qū)動裝置和具有噴氣渦輪發(fā)動機(I)的航空器發(fā)動機艙形成的組件， 其特征在于 一微型渦輪機(6)安裝在所述渦輪噴氣發(fā)動機(I)的發(fā)動機艙中， 一所述微型渦輪機(6)借助在所述渦輪噴氣發(fā)動機(I)的截止閥下游的渦輪噴氣發(fā)動機(I)供給線路上的連接件被供給燃料， 一所述微型渦輪機(6)通過空氣管被供給空氣，所述空氣管與所述渦輪噴氣發(fā)動機(O的發(fā)動機艙的所謂主體區(qū)域的通風(fēng)系統(tǒng)相連接， 一所述微型渦輪機(6)在所述渦輪噴氣發(fā)動機(I)的發(fā)動機艙的外表面處配有熱氣輸出區(qū)域。
10.根據(jù)權(quán)利要求6所述的組件，其特征在于，通過其供給管道和其空氣閥，所述微型渦輪機(6)代替所述渦輪噴氣發(fā)動機的氣動起動器被安裝在通常專用于所述渦輪噴氣發(fā)動機(I)的氣動起動器的部位處。
11.在降落跑道和停機點之間的滑行階段時的地面上航空器操控的方法，所述航空器具有至少一個根據(jù)權(quán)利要求9或10所述的組件，其特征在于，所述方法具有以下階段一停止主渦輪噴氣發(fā)動機(I )， 一起動至少一個微型渦輪機(6)， 一起動由所述微型渦輪機(6)供給的輪發(fā)動機， 一根據(jù)所述輪發(fā)動機所需的功率調(diào)節(jié)所述微型渦輪機(6)， 一在航空器滑行的期間，根據(jù)航空器的停止和重啟的需要，停止和重啟所述微型渦輪機(6 )。
12.航空器，其特征在于，所述航空器具有至少一個根據(jù)權(quán)利要求I到7中任一項所述的驅(qū)動裝置或至少一個根據(jù)權(quán)利要求8到10中任一項所述的組件。
13.航空器，其特征在于，所述航空器具有至少一個根據(jù)權(quán)利要求6所述的驅(qū)動裝置，其中，發(fā)生器(8)用作航空器用的輔助功率發(fā)生器(APU)。
全文摘要
通過輪發(fā)動機驅(qū)動航空器的至少一個起落架輪的驅(qū)動裝置，用于在航空器地面滑行的階段時使用，航空器是具有聯(lián)接于主翼的渦輪噴氣發(fā)動機(1)的類型。驅(qū)動裝置具有至少一個功率源(6，8)、和在所述功率源與所述輪發(fā)動機之間的功率傳輸線。功率源(6，8)布置在航空器的聯(lián)接于主翼的渦輪噴氣發(fā)動機(1)附近，功率源具有機械連接到渦輪噴氣發(fā)動機(1)的轉(zhuǎn)動部分的離合部件(7)，功率源足以用作渦輪噴氣發(fā)動機(1)的起動器。
文檔編號B64C25/40GK102883951SQ201180022641
公開日2013年1月16日 申請日期2011年3月16日 優(yōu)先權(quán)日2010年3月17日
發(fā)明者G·比蘭, C·克羅 申請人:空中客車運營簡化股份公司