发明创造名称：飞行器起落架纵向力控制
外观设计名称：
决定号：192421
决定日：2019-10-16
委内编号：1F250044
优先权日：2012-11-16
申请（专利）号：201380070681.2
申请日：2013-11-15
复审请求人：空中客车营运有限公司 空中客车运营简化股份公司
无效请求人：
授权公告日：
审定公告日：
专利权人：
主审员：范启霞
合议组组长：陈飚
参审员：黄继嗣
国际分类号：B64C25/40(2006.01);B64C25/46(2006.01);B60T8/17(2006.01)
外观设计分类号：
法律依据：中国专利法第22条第3款
决定要点
：若一项权利要求请求保护的技术方案与最接近现有技术相比存在区别技术特征，现有技术中不存在将该区别技术特征应用于该最接近现有技术以获得该权利要求所限定的技术方案的技术启示，并且该区别技术特征为该权利要求所请求保护的技术方案带来了有益的技术效果，则该权利要求具备创造性。
全文：
本复审请求审查决定涉及申请号为201380070681.2，名称为“飞行器起落架纵向力控制”的PCT发明专利申请（下称“本申请”）。本申请的申请人为空中客车营运有限公司、空中客车运营简化股份公司，申请日为2013年11月15日，优先权日为2012年11月16日，进入中国国家阶段日为2015年07月16日，中国国家阶段公开日为2015年09月30日。
经实质审查，国家知识产权局原审查部门于2018年01月08日发出驳回决定，驳回了本申请，其理由是：本申请的权利要求1-11、14、24-33不具备专利法第22条第3款规定的创造性。驳回决定所依据的文本为：本申请进入中国国家阶段日2015年07月16日提交的国际申请的中文译文的说明书第1-46段（即第1-7页）、说明书附图图1-2（即第1-3页）、说明书摘要、摘要附图；2016年09月18日提交的权利要求第1-35项。
驳回决定中引用的对比文件为：
对比文件1：US4043607A， 公开日为1977年08月23日；
对比文件2：CN202244077U，公告日为2012年05月30日。
驳回决定所针对的权利要求书如下：
“1. 一种用于飞行器的起落架力控制系统，所述飞行器具有纵向轴和具有一个或更多个制动轮和/或驱动轮的多个起落架，所述力控制系统在起落架级别进行操作并且包括基于误差的力控制模块，所述基于误差的力控制模块适于：
接收表示所述力控制系统要实现的纵向力需求的输入信号；
接收表示作用于一个或更多个起落架的所有纵向力的实际测量的输入信号；
计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及
输出关于所述一个或更多个起落架的纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。
2. 根据权利要求1所述的系统，其中所述基于误差的力控制模块还适于：
基于所述纵向力命令和起落架制动轮和/或驱动轮系统的已知特性估计由所述力控制系统正在实现的纵向力；以及
通过所估计的纵向力增大或替换实际测量的纵向力，用于在误差计算中使用。
3. 根据权利要求2所述的力控制系统，其中基于实际测量的纵向力的误差计算是幅度受限的。
4. 根据权利要求1所述的力控制系统，其中所述基于误差的力控制模块包括与所述飞行器的所有起落架相关联的起落架总力控制器并且所述起落架总力控制器被配置成：
接收表示所述力控制系统要实现的起落架总纵向力需求的输入信号；
接收表示作用于所有起落架的实际测量的纵向力的输入信号；
计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及
输出所述力控制系统要实现的起落架总纵向力命令以便使需求力和 实际力之间的任何误差最小。
5. 根据权利要求2所述的力控制系统，其中所述基于误差的力控制模块包括与所述飞行器的所有起落架相关联的起落架总力控制器并且所述起落架总力控制器被配置成：
接收表示所述力控制系统要实现的起落架总纵向力需求的输入信号；
接收表示作用于所有起落架的实际测量的纵向力的输入信号；
计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及
输出所述力控制系统要实现的起落架总纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。
6. 根据权利要求3所述的力控制系统，其中所述基于误差的力控制模块包括与所述飞行器的所有起落架相关联的起落架总力控制器并且所述起落架总力控制器被配置成：
接收表示所述力控制系统要实现的起落架总纵向力需求的输入信号；
接收表示作用于所有起落架的实际测量的纵向力的输入信号；
计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及
输出所述力控制系统要实现的起落架总纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。
7. 根据权利要求4所述的力控制系统，其中所述基于误差的力控制模块包括求和模块，所述求和模块被配置成接收表示作用于每个起落架的实际测量的纵向力的输入信号，并向所述总力控制器输出表示针对所有起落架正在实现的实际测量的纵向力的信号。
8. 根据权利要求5所述的力控制系统，其中所述基于误差的力控制模块包括求和模块，所述求和模块被配置成接收表示作用于每个起落架的实际测量的纵向力的输入信号，并向所述总力控制器输出表示针对所有起落架正在实现的实际测量的纵向力的信号。
9. 根据权利要求6所述的力控制系统，其中所述基于误差的力控制模块包括求和模块，所述求和模块被配置成接收表示作用于每个起落架的实际测量的纵向力的输入信号，并向所述总力控制器输出表示针对所有起落架正在实现的实际测量的纵向力的信号。
10. 根据权利要求1所述的力控制系统，其中所述基于误差的力控制模块包括一个或更多个起落架力控制器，所述一个或更多个起落架力控制器中的每个与配备有制动轮和/或驱动轮的起落架中的一个相关联，每个起落架力控制器被配置成：
接收表示所述力控制系统针对该起落架要实现的起落架纵向力需求的输入信号；
接收表示所述力控制系统针对该起落架正在实现的实际测量的起落架纵向力的输入信号；
计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及
输出针对该起落架的起落架纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。
11. 根据权利要求10所述的力控制系统，其中每个起落架力控制器还适于将关于其起落架的起落架纵向力需求限制在安全结构限制内，以便为该起落架提供负载限制。
12. 根据权利要求10所述的力控制系统，其中每个起落架力控制器包括关于其起落架的致动器增益估计器，并且其中基于所估计的致动器增益来限制基于实际测量的纵向力的力控制器输出。
13. 根据权利要求11所述的力控制系统，其中每个起落架力控制器包括关于其起落架的致动器增益估计器，并且其中基于所估计的致动器增益来限制基于实际测量的纵向力的力控制器输出。
14. 根据权利要求1所述的力控制系统，其中所述力控制模块还包括力分配器，所述力分配器用于将所述力控制系统要实现的总纵向力需求分成配备有制动轮和/或驱动轮的各个起落架要实现的多个力分量。
15. 根据权利要求1所述的力控制系统，还包括用于向所述力控制模块提供配置数据的配置管理器。
16. 根据权利要求15所述的力控制系统，其中所述配置管理器被布置成从效应器和/或传感器接收一个或更多个信号，并且所述配置管理器适于基于来自所述效应器和/或所述传感器的信号生成所述配置数据。
17. 根据权利要求15所述的力控制系统，其中所述配置管理器被布置成接收表示所述飞行器的操作情景和/或参数的一个或更多个信号，并且所述配置管理器适于基于飞行器参数和/或操作场景生成所述配置数据。
18. 根据权利要求16所述的力控制系统，其中所述配置管理器被布置成接收表示所述飞行器的操作情景和/或参数的一个或更多个信号，并且所述配置管理器适于基于飞行器参数和/或操作场景生成所述配置数据。
19. 根据权利要求15所述的力控制系统，其中所述配置管理器被布置成向所述力控制模块提供所述配置数据以便在不干扰其连续操作的情况下重新配置所述力控制模块。
20. 根据权利要求16所述的力控制系统，其中所述配置管理器被布置成向所述力控制模块提供所述配置数据以便在不干扰其连续操作的情况下重新配置所述力控制模块。
21. 根据权利要求17所述的力控制系统，其中所述配置管理器被布 置成向所述力控制模块提供所述配置数据以便在不干扰其连续操作的情况下重新配置所述力控制模块。
22. 根据权利要求18所述的力控制系统，其中所述配置管理器被布置成向所述力控制模块提供所述配置数据以便在不干扰其连续操作的情况下重新配置所述力控制模块。
23. 根据权利要求15至22中任一项所述的力控制系统，还包括适应度评估模块，所述适应度评估模块用于评估针对所述配置管理器的一个或更多个信号的适应度和/或可靠性，并向所述配置管理器输出关于此信号的状态数据。
24. 一种飞行器，所述飞行器具有纵向轴和具有一个或更多个制动轮和/或驱动轮的多个起落架，以及根据前述权利要求中任一项所述的力控制系统。
25. 根据权利要求24所述的飞行器，其中每个起落架包括用于测量作用于该起落架的在飞行器纵向方向上的力的至少一个传感器。
26. 一种用于在起落架级别直接控制由配备有制动轮和/或驱动轮的一个或更多个飞行器起落架产生的力的方法，所述方法包括：
接收表示一个或更多个起落架要实现的纵向力需求的输入信号；
测量作用于一个或更多个起落架的在飞行器纵向方向上的所有力；
计算需求力和实际力之间的任何误差；以及
输出关于所述一个或更多个起落架的修正的纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。
27. 根据权利要求26所述的方法，还包括基于纵向力命令和起落架制动轮和/或驱动轮系统的已知特性来估计纵向力；以及通过所估计的纵向力增大或替换实际测量的纵向力，用于在误差计算中使用。
28. 根据权利要求26所述的方法，还包括：
接收表示所有飞行器起落架要实现的总纵向力需求的输入信号；
接收表示由所有飞行器起落架正在实现的实际测量的纵向力的输入信号；
计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及
输出修正的总纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。
29. 根据权利要求27所述的方法，还包括：
接收表示所有飞行器起落架要实现的总纵向力需求的输入信号；
接收表示由所有飞行器起落架正在实现的实际测量的纵向力的输入信号；
计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及
输出修正的总纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。
30. 根据权利要求26所述的方法，还包括，针对配备有制动轮和/或驱动轮的每个起落架：
接收表示该起落架要实现的起落架纵向力需求的输入信号；
接收表示该起落架正在实现的实际测量的起落架纵向力的输入信号；
计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及
输出关于该起落架的修正的起落架纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。
31. 根据权利要求30所述的方法，还包括将关于起落架的起落架纵向力需求限制在安全结构限制内，以便为该起落架提供负载限制。
32. 根据权利要求26所述的方法，还包括将总纵向力需求分配成配备有制动轮和/或驱动轮的各个起落架要实现的多个力分量。
33. 根据权利要求32所述的方法，其中纵向力分配通过在飞行器中心线的两侧平衡纵向力来使不需要的偏航力矩最小。
34. 根据权利要求26至33中的任一项所述的方法，还包括在不干扰其连续工作的情况下重新配置纵向力控制。
35. 根据权利要求34所述的方法，其中重新配置要考虑所述飞行器的操作场景和/或参数和/或一个或更多个效应器和/或传感器的状态的变化。”
驳回决定中认为，权利要求1所要求保护的技术方案与对比文件1所公开的技术内容相比，其区别仅在于：力控制系统在起落架级别进行操作，接收所有纵向力的输入信号。基于该区别技术特征可以确定，本申请权利要求1实际解决的技术问题是：如何实现起落架的控制操作。虽然对比文件1中是接收指示作用在飞行器起落架轮上的力的信息，本申请中起落架级别是指作用在起落架上的纵向力的级别，但作用在起落架上的纵向力与起落轮上的纵向力相对应，因而力由起落轮级别到起落架级别的改变是容易想到的，并且在飞机控制中，检测所有纵向力的输入信号属于本领域控制与测量的常用手段，因此权利要求1相对于对比文件1以及本领域公知常识的结合不具备专利法第22条第3款规定的创造性。权利要求2-11、14的附加技术特征部分被对比文件1公开，部分属于本领域的常用手段，因此也不具备专利法第22条第3款规定的创造性。在权利要求1-11、14请求保护的力控制系统不具备创造性的情况下，权利要求24请求保护的具有该力控制系统的飞行器也不具备专利法第22条第3款规定的创造性。权利要求26请求保护的技术方案与对比文件1所公开的技术内容相比，其区别仅在于：力控制系统在起落架级别进行操作，接收所有纵向力的输入信号。基于该区别技术特征可以确定，本申请权利要求26实际解决的技术问题是：如何实现起落架的控制操作。基于与权利要求1类似的理由，权利要求26也不具备专利法第22条第3款规定的创造性。权利要求25、27-32的附加技术特征或被对比文件1公开，或是本领域的常规技术手段，权利要求33的附加技术特征被对比文件2公开，因此，权利要求25、27-33也不具备专利法第22条第3款规定的创造性。
申请人（下称“复审请求人”）对上述驳回决定不服，于2018年04月23日向国家知识产权局提出了复审请求，未修改申请文件。复审请求人认为：1）对比文件1公开的内容仅谈及了控制制动扭矩并且基于每个轮的参数提供针对每个轮的单独控制，并且对比文件1中的最大制动扭矩是由碳盘制动器的结构特性来调节的，因此对比文件1所述的方案必须在轮级别进行操作以确保每个盘制动器的结构完整。如果在对比文件1中公开的技术方案中引入起落架级别的操作，则会影响特定轮处，即轮级别的操作，从而可能减弱对比文件1中所述系统的性能，甚至使得对比文件1中的系统无法进行正常工作。2）作用在起落架上的纵向力和作用在起落架的轮上的纵向力是完全不同的力，而且并不相互对应。起落架的各个轮上的纵向力可以不同，所能承受的最大扭矩也可能不同，因此本领域技术人员在控制轮的纵向力的基础上难以想象力控制系统在起落架级别进行操作。因此，权利要求1的技术特征“所述力控制系统在起落架级别进行操作”对于本领域技术人员而言并非是显而易见的，本申请的权利要求均具备专利法第22条第3款规定的创造性。
经形式审查合格，国家知识产权局于2018年05月07日依法受理了该复审请求，并将其转送至原审查部门进行前置审查。
原审查部门在前置审查意见书中认为，本申请的权利要求中限定了起落架具有一个或多个制动轮和驱动轮，在复审请求人未对“起落架级别”进行任何说明的情况下，原审查部门有理由认为起落架级别指作用在起落架上的纵向力的级别，而根据力的传递和整体结构考虑，作用在起落轮上的纵向力与起落架上的纵向力相对应，因而力由起落轮级别到起落架级别的改变是容易想到的，因此坚持驳回决定。
随后，国家知识产权局成立合议组对本案进行审理。
合议组于2019年01月02日向复审请求人发出复审通知书，指出：对比文件1中，制动状态下，轮子7、制动器9和纵梁2经由制动杆10形成了一个整体，因此通过单个制动器9作用于单个轮子7的纵向的制动力，也会传递给整个起落架，因而，该对比文件1所公开的力控制系统也是在起落架级别进行操作的，因此，权利要求1所要求保护的技术方案与对比文件1所公开的技术内容相比，其区别仅在于：力控制系统接收表示作用于一个或多个起落架的所有纵向力的输入信号并输出关于所述一个或更多个起落架的纵向力命令。基于该区别技术特征可以确定，本申请权利要求1实际解决的技术问题是：如何使力控制系统能够用于具有多个起落架的飞行器。但对比文件1已经暗示了，所述飞行器可以有多个包括这种轮子7的起落架，在包括多个同类控制对象的控制系统中，使控制系统由单独作用于每个控制对象的控制子系统和全面作用于包括所有同类控制对象的控制总系统构成，以提供更多的设计灵活性，属于本领域的常规技术手段，而当需要控制作用于所有起落架上的纵向力时，使控制总系统接收作用于每一个起落架上的所有纵向力并应用于相应的控制过程，对本领域技术人员来说是显而易见的，其技术效果可以预期。因此权利要求1相对于对比文件1以及本领域公知常识的结合不具备专利法第22条第3款规定的创造性。权利要求2-14的附加技术特征部分被对比文件1公开，部分属于本领域的常用手段，也不具备专利法第22条第3款规定的创造性。在权利要求1-14请求保护的力控制系统不具备创造性的情况下，权利要求24请求保护的具有该力控制系统的飞行器也不具备创造性。权利要求26请求保护的技术方案相对于对比文件1的区别技术特征与权利要求1相对于对比文件1的区别技术特征相对应，基于与权利要求1类似的理由，权利要求26也不具备专利法第22条第3款规定的创造性。权利要求25、27-32的附加技术特征或被对比文件1公开，或是本领域的常规技术手段，权利要求33的附加技术特征被对比文件2公开，因此，权利要求25、27-33也不具备专利法第22条第3款规定的创造性。针对复审请求人的意见陈述，合议组认为：首先，由对比文件1公开的控制过程并不能得出对比文件1中的所述方案必须在轮级别进行操作的结论。虽然对比文件1中重点公开是的对单个制动器9作用在单个轮子7（具体包括7a，7b，7c，7d）上的制动转矩进行控制的过程，但其也同时给出了暗示，所述飞行器可以有多个包括这种轮子7的起落架，这与实际使用的飞机通常具有多个起落架的情形也是吻合的。在包括多个同类控制对象的控制系统中，使控制系统由单独作用于每个控制对象的控制子系统和全面作用于包括所有同类控制对象的控制总系统构成，以提供更多的设计灵活性，属于本领域的常规技术手段。其次，根据本申请说明书第32段的记载，本申请所述的起落架的纵向力，即是制动装置施加给轮子的制动力传递给转向架的，对比文件1中，制动状态下，轮子7、制动器9和纵梁2经由制动杆10形成了一个整体，因此通过单个制动器9作用于单个轮子7的纵向的制动力，同样也会传递给整个起落架，因而，该对比文件1所公开的力控制系统也是在起落架级别进行操作的。
针对上述复审通知书，复审请求人于2019年02月18日提交了意见陈述书，并修改了权利要求书，其分别基于上述复审通知书针对的权利要求10、30对权利要求1、26进行了改写和澄清，在其中明确了飞行器具有多个起落架，每个起落架具有多个制动轮和/或驱动轮，在权利要求1中限定了“所述基于误差的力控制模块包括多个起落架力控制器，每个起落架力控制器被配置成在使用中控制所述多个起落架中的相应的一个起落架处的起落架力”，在权利要求26中作了相应修改，删除了权利要求10、30，并适应性地修改了权利要求的编号和引用关系，形成了新的权利要求1-33。复审请求人认为：1）修改后的权利要求提供了一种关于具有多个起落架的飞行器的简化的控制系统架构，其考虑作用在每个起落架上的各个力，而非仅考虑由制动轮生成的力，前者有可能影响需要起落架的制动轮施加的制动力，对比文件1没有教导或建议考虑作用在起落架上的所有力的该起落架相关联的力控制器。在对比文件1的教导的基础上，即便飞行器具有多个起落架，本领域技术人员所能想到的也仅限于设置全局控制器来接收来自每个起落架的每个轮的信号，而非针对每个起落架设置相应的起落架力控制器。如果在对比文件1的技术方案中设置起落架力控制器，则需要对对比文件1中公开的控制系统的硬件结构和控制逻辑进行创造性的修改；2）对比文件1的控制系统依赖于获知在每个轮处生成的力，使得其不会超过阈值，而修改后的权利要求1的技术方案中，在起落架级别进行要生成的总体力的控制过程中，起落架的某个（些）轮处生成的力有可能超过如对比文件1中设置的阈值，这是对比文件1的技术方案所不能接受的。因此，本领域技术人员在对比文件1的限制在特定轮处生成的力的教导的基础上，完全不会想到对对比文件1进行修改以获得当前权利要求1记载的技术方案。
合议组于2019年06月11日发出第二次复审通知书，指出修改后的权利要求1-13、23-31仍然不具备专利法第22条第3款规定的创造性。针对复审请求人的意见陈述，合议组指出：首先，根据本申请的说明书的记载，本申请所述的起落架的纵向力，即是制动装置施加给轮子的制动力传递给转向架的，对比文件1所公开的力控制系统也是在起落架级别进行操作的。其次，对比文件1已经公开了分别用于控制起落架1的每个轮子7a，7b，7c，7d的力控制器，并且该对比文件1还暗示了，所述飞行器可以有多个包括这种轮子7的起落架，在具有多个起落架、且每个起落架均具有多个轮子的飞行器中，当需要控制作用于每个起落架上的纵向力时，为每个起落架单独设置一个起落架力控制器，使每个起落架力控制器接收相应起落架的纵向力的需求的输入信号以及由每个制动装置施加给每个轮子的制动力传递给起落架的所有纵向力的实测值并执行类似的制动控制过程，对本领域技术人员来说是显而易见的，其技术效果可以预期。并且，对比文件1以对单个制动器作用在单个轮子上的制动转矩进行控制的过程为例介绍其发明构思，只是为了方便清楚地描述其控制装置的具体结构及控制策略，其本意并不限于控制每个轮子处生成的力不会超过其阈值。相反，对于具有多个起落架、且每个起落架均具有多个轮子的飞行器而言，由于作用在每个起落架的每个轮子上的制动力都会最终影响到作用于整个起落架系统的纵向力，在这种情况下，控制作用在单个轮子上的制动力不超过其阈值，既无必要，也不合常理。
针对上述复审通知书，复审请求人于2019年09月23日提交了意见陈述书，并修改了申请文件，其以合议组于2019年06月11日发出的复审通知书所针对的权利要求书为基础，将从属权利要求14的附加技术特征并入独立权利要求1，将从属权利要求32的附加技术特征并入独立权利要求25，并对所有权利要求的编号和引用关系作了适应性修改，构成新的权利要求1-31。复审请求人认为，对比文件1和2均未公开修改后的权利要求1、24中新增的技术特征，也未给出与之相关的任何启示，同时也没有证据表明上述技术特征是本领域的惯用技术手段或公知常识，因此，本申请修改后的权利要求均具备专利法第22条第3款规定的创造性。
复审请求人于2019年09月23日修改的权利要求书如下：
“1. 一种用于飞行器的起落架的力控制系统，所述飞行器具有纵向轴和多个起落架，每个起落架具有多个制动轮和/或驱动轮，其中所述力控制系统在起落架级别进行操作并且包括基于误差的力控制模块，所述基于误差的力控制模块包括多个起落架力控制器，每个起落架力控制器被配置成在使用中控制所述多个起落架中的相应的一个起落架处的起落架力，其中每个起落架力控制器被配置成在使用中：
接收表示所述力控制系统针对相应的起落架要实现的纵向力需求的输入信号；
接收表示作用于相应的起落架的所有纵向力的实际测量的输入信号；
计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及
输出要由相应的起落架的多个制动轮和/或驱动轮实现的起落架纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小，
其中所述力控制系统还包括用于向所述力控制模块提供配置数据的配置管理器。
2. 根据权利要求1所述的力控制系统，其中所述基于误差的力控制模块被配置成：
基于所述纵向力命令和起落架制动轮和/或驱动轮系统的已知特性估计由所述力控制系统正在实现的纵向力；以及
通过所估计的纵向力增大或替换实际测量的纵向力，用于在误差计算中使用。
3. 根据权利要求2所述的力控制系统，其中基于实际测量的纵向力的误差计算是幅度受限的。
4. 根据权利要求1所述的力控制系统，其中所述基于误差的力控制模块包括与所述飞行器的所有起落架相关联的起落架总力控制器并且所述起落架总力控制器被配置成：
接收表示所述力控制系统要实现的起落架总纵向力需求的输入信号；
接收表示作用于所有起落架的实际测量的纵向力的输入信号；
计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及
输出所述力控制系统要实现的起落架总纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。
5. 根据权利要求2所述的力控制系统，其中所述基于误差的力控制模块包括与所述飞行器的所有起落架相关联的起落架总力控制器并且所述起落架总力控制器被配置成：
接收表示所述力控制系统要实现的起落架总纵向力需求的输入信号；
接收表示作用于所有起落架的实际测量的纵向力的输入信号；
计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及
输出所述力控制系统要实现的起落架总纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。
6. 根据权利要求3所述的力控制系统，其中所述基于误差的力控制模块包括与所述飞行器的所有起落架相关联的起落架总力控制器并且所述起落架总力控制器被配置成：
接收表示所述力控制系统要实现的起落架总纵向力需求的输入信号；
接收表示作用于所有起落架的实际测量的纵向力的输入信号；
计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及
输出所述力控制系统要实现的起落架总纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。
7. 根据权利要求4所述的力控制系统，其中所述基于误差的力控制模块包括求和模块，所述求和模块被配置成接收表示作用于每个起落架的实际测量的纵向力的输入信号，并向所述总力控制器输出表示针对所有起落架正在实现的实际测量的纵向力的信号。
8. 根据权利要求5所述的力控制系统，其中所述基于误差的力控制模块包括求和模块，所述求和模块被配置成接收表示作用于每个起落架的实际测量的纵向力的输入信号，并向所述总力控制器输出表示针对所有起落架正在实现的实际测量的纵向力的信号。
9. 根据权利要求6所述的力控制系统，其中所述基于误差的力控制模块包括求和模块，所述求和模块被配置成接收表示作用于每个起落架的实际测量的纵向力的输入信号，并向所述总力控制器输出表示针对所有起落架正在实现的实际测量的纵向力的信号。
10. 根据权利要求1所述的力控制系统，其中每个起落架力控制器还被配置成将关于其起落架的起落架纵向力需求限制在安全结构限制内，以便为该起落架提供负载限制。
11. 根据权利要求1所述的力控制系统，其中每个起落架力控制器包括关于其起落架的致动器增益估计器，并且其中基于所估计的致动器增益来限制基于实际测量的纵向力的力控制器输出。
12. 根据权利要求10所述的力控制系统，其中每个起落架力控制器包括关于其起落架的致动器增益估计器，并且其中基于所估计的致动器增益来限制基于实际测量的纵向力的力控制器输出。
13. 根据权利要求1所述的力控制系统，其中所述力控制模块还包括力分配器，所述力分配器用于将所述力控制系统要实现的总纵向力需求分成配备有制动轮和/或驱动轮的各个起落架要实现的多个力分量。
14. 根据权利要求1所述的力控制系统，其中所述配置管理器被布置成从效应器和/或传感器接收一个或更多个信号，并且所述配置管理器被配置成基于来自所述效应器和/或所述传感器的信号生成所述配置数据。
15. 根据权利要求1所述的力控制系统，其中所述配置管理器被布置成接收表示所述飞行器的操作情景和/或参数的一个或更多个信号，并且所述配置管理器被配置成基于飞行器参数和/或操作场景生成所述配置数据。
16. 根据权利要求14所述的力控制系统，其中所述配置管理器被布置成接收表示所述飞行器的操作情景和/或参数的一个或更多个信号，并且所述配置管理器被配置成基于飞行器参数和/或操作场景生成所述配置数据。
17. 根据权利要求1所述的力控制系统，其中所述配置管理器被布置成向所述力控制模块提供所述配置数据以便在不干扰其连续操作的情况下重新配置所述力控制模块。
18. 根据权利要求14所述的力控制系统，其中所述配置管理器被布置成向所述力控制模块提供所述配置数据以便在不干扰其连续操作的情况下重新配置所述力控制模块。
19. 根据权利要求15所述的力控制系统，其中所述配置管理器被布置成向所述力控制模块提供所述配置数据以便在不干扰其连续操作的情况下重新配置所述力控制模块。
20. 根据权利要求16所述的力控制系统，其中所述配置管理器被布置成向所述力控制模块提供所述配置数据以便在不干扰其连续操作的情况下重新配置所述力控制模块。
21. 根据权利要求1至20中任一项所述的力控制系统，还包括适应度评估模块，所述适应度评估模块用于评估针对所述配置管理器的一个或更多个信号的适应度和/或可靠性，并向所述配置管理器输出关于此信号的状态数据。
22. 一种飞行器，所述飞行器具有纵向轴和具有一个或更多个制动轮和/或驱动轮的多个起落架，以及根据前述权利要求中任一项所述的力控制系统。
23. 根据权利要求22所述的飞行器，其中每个起落架包括用于测量作用于该起落架的在飞行器纵向方向上的力的至少一个传感器。
24. 一种用于在起落架级别直接控制由多个飞行器起落架产生的力的方法，每个飞行器起落架配备有多个制动轮和/或驱动轮，所述方法包括：
接收表示所述多个飞行器起落架中的相应的一个飞行器起落架要实现的纵向力需求的输入信号；
测量作用于相应的飞行器起落架的在飞行器纵向方向上的所有实际力；
计算需求力和实际力之间的任何误差；
输出要由相应的飞行器起落架的多个制动轮和/或驱动轮实现的修正的纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小；以及
在不干扰所述方法的连续工作的情况下重新配置纵向力控制。
25. 根据权利要求24所述的方法，还包括基于纵向力命令和起落架制动轮和/或驱动轮系统的已知特性来估计纵向力；以及通过所估计的纵向力增大或替换实际测量的纵向力，用于在误差计算中使用。
26. 根据权利要求24所述的方法，还包括：
接收表示所有飞行器起落架要实现的总纵向力需求的输入信号；
接收表示由所有飞行器起落架正在实现的实际测量的纵向力的输入信号；
计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及
输出修正的总纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。
27. 根据权利要求25所述的方法，还包括：
接收表示所有飞行器起落架要实现的总纵向力需求的输入信号；
接收表示由所有飞行器起落架正在实现的实际测量的纵向力的输入信号；
计算力需求信号和实际力信号之间的任何误差；以及
输出修正的总纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小。
28. 根据权利要求24所述的方法，还包括将关于起落架的起落架纵向力需求限制在安全结构限制内，以便为该起落架提供负载限制。
29. 根据权利要求24所述的方法，还包括将总纵向力需求分配成配备有制动轮和/或驱动轮的各个起落架要实现的多个力分量。
30. 根据权利要求29所述的方法，其中纵向力分配通过在飞行器中心线的两侧平衡纵向力来使不需要的偏航力矩最小。
31. 根据权利要求24至30中任一项所述的方法，其中重新配置要考虑所述飞行器的操作场景和/或参数和/或一个或更多个效应器和/或传感器的状态的变化。”
在上述程序的基础上，合议组认为本案事实已经清楚，可以作出复审请求审查决定。
二、决定的理由
审查文本的认定
复审请求人于2019年09月23日提交了权利要求书的全文替换页，经查，复审请求人对权利要求书所作的修改符合专利法实施细则第61条第1款和专利法第33条的规定。本复审请求审查决定所针对的文本为：本申请进入中国国家阶段日2015年07月16日提交的国际申请的中文译文中的说明书第1-7页、说明书附图第1-3页、说明书摘要和摘要附图；2019年09月23日提交的权利要求第1-31项。
具体理由的阐述
专利法第22条第3款规定：创造性，是指与现有技术相比，该发明具有突出的实质性特点和显著的进步，该实用新型具有实质性特点和进步。
2.1关于权利要求1-21的创造性
独立权利要求1请求保护一种飞行器起落架纵向力控制系统，对比文件1公开了一种用于控制盘式制动器的方法和装置，并具体公开了以下技术特征（参见该对比文件的说明书第1栏第27-43行、第5栏第12行-第8栏第17行，第10栏第42行-第11栏第13行，附图1-12）：该盘式制动器用于重型运输机的起落架，起落架1包括通过支柱3连接于飞机机身的纵梁2，纵梁2两端的横轴5、6上分别安装有两个带有液压盘式制动器9的轮子7（相当于公开了“所述飞行器具有纵向轴和起落架”以及“每个起落架具有多个制动轮和/或驱动轮”），制动器9对轮子7的制动动作通过设置在支柱3和轮子7之间的制动杆10的动作实现，制动杆10上设置有应变计20，其用于检测制动器9施加给轮子7的制动转矩（相当于“纵向力的实际测量的输入信号”），制动器9包括转矩盘13和夹持盘14以及设置在二者之间的可沿轴向滑动的摩擦盘16、17，通过设置在转矩盘13内的千斤顶19将摩擦盘16、17朝着夹持盘14的方向按压，向轮子7施加制动力。图4和图10分别示出了制动装置的两个实施例，图中示出的整个控制回路即相当于本申请的“基于误差的力控制模块”（本决定中主要引用了图10所示实施例，但对该制动装置的部分通用的功能性结构的介绍也出现在了与图4对应的实施例中，复审请求人应当理解，这些介绍对图10所示实施例也是适用的），其中，千斤顶19内的流体压力受控于由液压泵、电磁阀21、伺服阀22和控制线圈23、次级线圈24等构成的液压控制回路。使用中，踏板变送器27输出的与制动踏板25的转动角θ对应的电流信号iT经函数发生器28转换为电压信号VS并输出给并联的两个控制支路（参见说明书第5栏第63行-第6栏第30行），一个控制支路包括用于产生参考转矩CCB或CCA（相当于“纵向力的需求的输入信号”）的伺服控制装置30和伺服控制器71，另一个控制支路包括直接启动装置32，这两个控制支路均与用于经限幅器29向控制线圈23供电的匹配电路34连接（参见说明书第10栏第42-49行）。伺服控制器71根据应变计20给出的实际制动转矩信号CA（参见图10中的附图标记73）和轮子7的转速的高低，选择使用不同的参考转矩和与之相应的伺服控制法则（参见附图7-8及其说明）。在飞机降落之初，轮子高速转动（例如大于3米/秒）时，伺服控制器71启用与参考转矩CCB相对应的控制法则B，使飞行员踩下踏板25的动作经电路部件27，28，32，34，29和23作用于制动器9，此时，千斤顶19内的液压油的压力按照直接启动装置32限定的压力梯度增大，当由应变计20测得的实际制动转矩CA超过了参考转矩CCB时（隐含公开了计算二者之间的误差），伺服控制器71减小所述压力（隐含公开了伺服控制器71向外输出用于减小所述压力的纵向力命令），以使实际制动转矩CA以伺服控制的方式跟随参考转矩CCB（即，使实际制动转矩和参考转矩之间的误差最小）。当通过制动使得轮子7的转速降低到3米/秒时，伺服控制器71启用与参考转矩CCA相对应的控制法则A，并实施类似的压力控制过程（参见说明书第10栏第42行-第11栏第13行）。
虽然对比文件1中重点公开是的对单个制动器作用在单个轮子上的制动转矩进行控制的过程，但其说明书第5栏第18-23行在介绍轮子7的安装结构时，已经提到，轮子7是对轮子7a，7b，7c，7d的总称，并且对比文件1的附图2中清楚地示出了，轮子7a，7b，7c，7d具有完全相同的结构并分别配备有制动器9和用于检测相应制动器施加给相应轮子的制动转矩的应变计20。这意味着，上面的制动过程能够作用于起落架1的每个轮子7，因此，对比文件1也公开了分别用于控制起落架1的轮子7a，7b，7c，7d的力控制器。并且，制动状态下，轮子7、制动器9和纵梁2经由制动杆10形成了一个整体，因此通过每个制动器9作用于每个轮子7a，7b，7c，7d的纵向的制动力，都会传递给整个起落架，并最终演变为作用于整个起落架的纵向力。因而，该对比文件1所公开的力控制系统也是在起落架级别进行操作的。另外，该对比文件的说明书第6栏第40-43行在介绍装置的工作原理时，还指出，“在轮子7（或飞行器的任意一个其他轮子）上设置有至少一个转速发生器36……”，按照通常的理解，在同一篇对比文件中，同一术语wheel所表示的至少是同类部件，因此，由上述内容可以推断出，对比文件1也隐含公开了，所述飞行器可以有多个包括这种轮子7的起落架。
因此，该权利要求所要求保护的技术方案与该对比文件所公开的技术内容相比，其区别技术特征包括：基于误差的力控制模块包括多个起落架力控制器，每个起落架力控制器接收表示相应的起落架要实现的纵向力需求的输入信号以及表示作用于相应起落架的所有纵向力的输入信号，并输出要由相应的起落架的多个制动轮和/或驱动轮实现的起落架的纵向力命令；其中所述力控制系统还包括用于向所述力控制模块提供配置数据的配置管理器。
基于上述区别技术特征，权利要求1实际解决的技术问题是，使所述力控制系统能够用于具有多个起落架的飞行器，同时改善控制效果。
对比文件2公开了一种飞机刹车双余度防偏航控制系统（参见说明书第3-13段，附图1），该控制系统通过使对称设置的外侧刹车机轮41、44共用第1电磁液压锁21和1#液压源，同时使对称设置的内侧刹车机轮42、43共用第2电磁液压锁22和2#液压源，使得当任意电磁液压锁故障时，能同时切断对称设置的刹车机轮的刹车控制阀31-34的供油，当任意刹车控制阀31-34故障时，能够切断与之相连的电磁液压锁的供电，从而保证刹车的对称性，防止飞机刹车偏航。
由此可见，对比文件1或2均未公开上述区别技术特征当中的“所述力控制系统还包括用于向所述力控制模块提供配置数据的配置管理器”。
合议组认为，对比文件1虽然公开了分别用于控制起落架1的每个轮子7a，7b，7c，7d的力控制器，但这些单独的力控制器仅能够控制与其形成电连接的制动器9所能产生的作用于单个轮子的制动力，该对比文件所描述的控制过程所要实现的控制目标在于，确保在每个轮处生成的力不会超过规定的阈值，其并不关注这些单独的力控制器之间如何协同使用的技术问题，并且对比文件1并未披露任何与配置管理器相关的特征。因此，基于对比文件1公开的技术内容，即使结合本领域的常规技术手段，本领域技术人员也至多只能够构造出一个具有单级或多级“总-分”构架的一般力控制系统，目前并没有充足的证据表明该区别技术特征是本领域的公知常识，因而本领域技术人员不能够从现有技术中获取在所构造出的一般力控制系统中增设用于向力控制模块提供与飞行器相关的配置数据的配置管理器的技术启示。而根据本申请说明书第22段记载的“配置管理器可以被用于在中断起飞(RTO)期间减少耗散到制动器的能量的水平的同时实现飞行器的最大制动延迟。例如，使用当前技术限制在RTO期间的制动水平以避免在干燥条件下的轮制动防滑操作。本发明使得能够闭环控制制动力使得可以在较低的速度施加较高水平的制动力，允许在较高速度下飞行器空气动力学负载耗散更多的能量”可以知道，在本申请权利要求1请求保护的技术方案中，由于上述区别技术特征的存在，能够进一步增加力控制系统的可靠性，同时改善飞行器的动力学性能。
因此，驳回决定中所引用的对比文件1和对比文件2尚不足以否定权利要求1要求保护的技术方案的创造性。因此，本申请的权利要求1具有突出的实质性特点和显著的进步，因而具备专利法第22条第3款规定的创造性。
在独立权利要求1具备创造性的基础上，其从属权利要求2-21也相应地具备专利法第22条第3款规定的创造性。
2.2关于权利要求22-23的创造性
独立权利要求22请求保护一种飞行器，其具有根据前述权利要求中任一项所述的力控制系统。在其引用的权利要求均具备创造性的情况下，权利要求22同样具备专利法第22条第3款规定的创造性。
在独立权利要求22具备创造性的基础上，其从属权利要求23也具备专利法第22条第3款规定的创造性。2.3关于权利要求24-31的创造性
独立权利要求24请求保护一种用于直接控制由多个飞行器起落架产生的力的方法，参照以上对独立权利要求1的评述可知，该权利要求所要求保护的技术方案与对比文件1所公开的技术内容相比，其区别技术特征为：该方法用于直接控制由多个飞行器起落架产生的力，并包括接收表示所述多个飞行器起落架中的相应的一个飞行器起落架要实现的纵向力需求的输入信号、测量作用于相应的飞行器起落架的在飞行器纵向方向上的所有实际力、计算需求力和实际力之间的任何误差、输出要由相应的飞行器起落架的多个制动轮和/或驱动轮实现的修正的纵向力命令以便使需求力和实际力之间的任何误差最小；以及在不干扰所述方法的连续工作的情况下重新配置纵向力控制。
基于上述区别技术特征，权利要求24实际解决的技术问题是，如何使力控制系统能够用于具有多个起落架的飞行器，同时改善控制效果。
如上所述，对比文件1或2均未公开上述区别技术特征当中的“在不干扰所述方法的连续工作的情况下重新配置纵向力控制”。根据本申请说明书第21段记载的“配置管理器可以被布置成向力控制模块提供配置数据以便在不干扰其连续操作的情况下重新配置力控制模块”，可以知道，上述区别技术特征与权利要求1相对于对比文件1的区别技术特征“所述力控制系统还包括用于向所述力控制模块提供配置数据的配置管理器”相应，因此，基于同样的理由，权利要求24也具有突出的实质性特点和显著的进步，并具备专利法第22条第3款规定的创造性。
在独立权利要求24具备创造性的基础上，其从属权利要求25-31也相应地均具备专利法第22条第3款规定的创造性。
基于上述事实和理由，合议组作出如下复审请求审查决定。
三、决定
撤销国家知识产权局于2018年01月08日对本申请作出的驳回决定。由国家知识产权局原审查部门在本复审请求审查决定所针对文本的基础上对本申请继续进行审查。
如对本复审请求审查决定不服，根据专利法第41条第2款的规定，复审请求人可以自收到本决定之日起三个月内向北京知识产权法院起诉。
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