飞行器起落装置的制作方法

本发明涉及飞行器起落装置。更特别地但并非排它性地，本发明涉及向飞行器起落装置的电动制动系统和电动轮驱动系统的电力供给。

背景技术：

用于飞行器起落装置的制动系统常规地是液压驱动的。虽然电动制动系统是已知的，但是它们需要的增加的重量，特别是对于将电力传输至制动器的供电单元/转换和导体的增加的重量，意味着常规的液压驱动的制动系统通常是优选的。

有利的是，提供以下的包括电动制动系统的飞行器起落装置，在该飞行器起落装置中，电动制动系统所需的供电单元/转换器和导体的重量减少。

本发明寻求缓解上述问题。替选地或另外地，本发明寻求提供改进的飞行器起落装置。

技术实现要素：

根据本发明的第一方面，提供了一种用于飞行器的飞行器起落装置，包括：

多个机轮；

电动驱动系统，该电动驱动系统包括被布置成对多个机轮中的至少一个机轮进行驱动的驱动电机；

电动制动系统，该电动制动系统包括被布置成对多个机轮中的至少一个机轮进行制动的制动器；以及

供电单元，该供电单元被布置成向电动驱动系统提供电力供给；

其中，供电单元还被布置成向电动制动系统提供电力供给。

在飞行器使用来自飞行器的发动机的推力在地面上执行滑行的情况下，飞行器起落装置的机轮常规地是不被驱动的。然而，近来已经提出了使用具有电动驱动系统的飞行器起落装置以用于当飞行器在地面上时的滑行。这样的电动驱动系统通常具有比电动制动系统高的电力需求。因此，电动驱动系统所使用的供电单元、导体等也可以有利地由电动制动系统使用，而不增加用于所需的电动制动系统的单独的电力装置的重量。

优选地，供电单元被布置成接收由飞行器的发动机的生成的电力供给。替选地和/或另外地，供电单元优选地被布置成接收来自电池的电力供给。电动制动系统能够接收来自除供电单元以外的替选源的电力供给，这是因为供电单元可以被布置成仅在飞行器的发动机不在运转的情况下提供电力供给。然而，意识到的是，相比之下，当发动机正在运转时可能需要电动制动系统的操作。

该电动制动系统可以包括制动控制单元，该制动控制单元被布置成对电动制动系统的制动器进行操作，其中，制动控制单元被布置成接收来自供电单元的DC电压电力供给。例如，DC电压电力供给是高压270V DC供给。这使得该电动制动系统能够为易于替换的单个线性可替换单元(LRU)并且与例如在电动制动系统需要多相电力供给的情况下所必要的多个导体相比，该电动制动系统仅需要两个导体(针对DC电压供给)。

电动驱动系统可以包括驱动控制单元，该驱动控制单元被布置成对电动驱动系统的驱动电机进行操作，其中，驱动控制单元被布置成接收来自供电单元的DC电压电力供给。替选地，电动驱动系统可以被布置成接收来自供电单元的多相AC电压电力供给以对电动驱动系统的驱动电机进行操作。多相AC电压电力供给可以为针对例如无刷电机的三相供给。在该情况下有利的是，供电单元被布置成能够在第一模式与第二模式之间切换，在第一模式下，供电单元向电动制动系统提供DC电压电力供给，在第二模式下，供电单元向电动驱动系统提供多相AC电压电力供给。这允许电动制动系统和电动驱动系统要求不同类型的电力供给，并且当电动制动系统不应当与电动驱动系统同时被启动时是可能的。

飞行器起落装置可以包括多个电动制动系统和对应的多个供电单元，其中，多个电动制动系统中的每个电动制动系统接收来自多个供电单元中的相应供电单元的电力供给。飞行器起落装置还可以包括多个电动驱动系统。在该情况下，多个电动驱动系统中的每个驱动系统可以接收来自多个供电单元中的第一供电单元的电力。这使得能够得到与使用电动驱动系统的供电单元的电动制动系统相关联的优点，同时使得所需的电动驱动系统的设计上的改变最小化。替选地，多个电动驱动系统中的每个驱动系统接收来自多个供电单元的相应供电单元的电力供给。

根据本发明的第二方面，提供了一种包括如上所述的飞行器起落装置的飞行器。

根据本发明的第三方面，提供了一种飞行器，包括：

供电单元；

第一飞行器起落装置和第二飞行器起落装置，该第一飞行器起落装置和该第二飞行器起落装置中的每一个包括：

多个机轮；

电动驱动系统，该电动驱动系统包括被布置成对多个机轮中的至少一个机轮进行驱动的驱动电机；

电动制动系统，该电动制动系统包括被布置成对多个机轮中的至少一个机轮进行制动的制动器；

其中，供电单元还被布置成向第一飞行器起落装置的电动驱动系统提供电力供给并且向第二飞行器起落装置的电动驱动系统提供电力供给，并且其中，供电单元被布置成向第一飞行器起落装置的电动制动系统提供电力供给。

以此方式，单个供电单元可以向第一飞行器起落装置和第二飞行器起落装置二者的电动驱动系统提供电力，并且还可以向第一飞行器起落装置的电动制动系统提供电力。

供电单元还可以被布置成向第二飞行器起落装置的电动制动系统提供电力供给。

供电单元可以被布置成接收由飞行器的发动机生成的电力供给。替选地和/或另外地，供电单元可以被布置成接收来自电池的电力供给。

电动制动系统可以包括制动控制单元，该制动控制单元被布置成对电动制动系统的制动器进行操作，其中，制动控制单元被布置成接收来自供电单元的DC电压电力供给。第一飞行器起落装置和第二飞行器起落装置的电动驱动系统均可以包括被布置成对其各自的驱动电机进行操作的驱动控制单元，其中，驱动控制单元被布置成接收来自供电单元的DC电压电力供给。

第一飞行器起落装置和第二飞行器起落装置的电动驱动系统可以被布置成接收来自供电单元的多相AC电压电力供给以对电动驱动系统的驱动电机进行操作。在该情况下有利的是，供电单元被布置成能够在第一模式与第二模式之间切换，在第一模式下，供电单元向一个或更多个电动制动系统提供DC电压电力供给，在第二模式下，供电单元向电动驱动系统提供多相AC电压电力供给。

当然，将意识到的是，关于本发明的一个方面所描述的特征可以包含在本发明的其他方面中。

附图说明

现在将仅参照示意性附图通过示例来描述本发明的实施方式，在附图中：

图1是根据本发明的实施方式的飞行器起落装置系统的示意图；

图2是根据本发明的另外的实施方式的飞行器起落装置系统的示意图；

图3是根据本发明的另外的实施方式的飞行器起落装置系统的示意图；

图4是根据本发明的另外的实施方式的飞行器起落装置系统的示意图；

图5a是图4的飞行器起落装置系统的一部分的近视图；

图5b是图4和图5a的电机/制动器双驱动器的近视图；

图6是根据本发明的另外的实施方式的飞行器起落装置系统的示意图；

图7是根据本发明的另外的实施方式的飞行器起落装置系统的示意图；以及

图8示出了包含根据本发明的实施方式的飞行器起落装置系统的飞行器。

具体实施方式

现在参照图1来描述根据本发明的实施方式的用于飞行器的飞行器起落装置系统的示意图。飞行器起落装置系统100包括第一组机轮2a和2b，第一组机轮2a和2b安装在腿(未示出)上，而腿又安装在飞行器的下侧上。机轮2a和2b具有各自的电动制动系统4a和4b，电动制动系统4a和4b中的每个电动制动系统包括如图1所示的四个制动器。机轮2a和2b通过包括电机6a和电机驱动器7a的电动驱动系统来驱动。

飞行器起落装置系统100还包括第二组机轮3a和3b，第二组机轮3a和3b具有各自的电动制动系统5a和5b并且通过包括电机6b和电机驱动器7b的电动驱动系统来驱动。

飞行器起落装置系统100包括模式选择器开关10，模式选择器开关10使得飞行员(控制飞机的其他人员)能够选择飞行器起落装置系统100的操作模式。操作模式为OFF(其中，驱动系统和制动系统不工作)、PARK(其中，制动系统4a、4b和5b阻止机轮2a、2b、3a和3b运动)、FWD(其中，驱动系统能够对机轮2a、2b、3a和3b进行驱动使得飞行器向前运动)以及RVS(其中，驱动系统能够对机轮2a、2b、3a和3b进行驱动使得飞行器向后运动)。当在FWD或RVS模式下时，飞行器经由飞行器起落装置系统100的运动能够由飞行员使用踏板11来控制。

模式选择器开关10和踏板11与驱动控制器单元12通信，驱动控制器单元12又经由数据总线与电机驱动器7a和7b通信，从而相应地对电机6a和6b以及因此机轮2a、2b、3a和3b进行驱动。类似地，模式选择器开关10和踏板11与第一制动控制器单元13通信，第一制动控制器单元13又经由数据总线与制动系统4a、4b、5a和5b通信。模式选择器10和踏板11还与第二制动控制器单元13通信，第二制动控制器单元13又经由数据总线与制动系统4a、4b、5a和5b通信。在使用时，驱动控制器单元12和第一制动控制器单元13在飞行器正在地面上滑行并且发动机不在运转时对飞行器起落装置进行控制，而第二制动控制器单元13在飞行器和发动机均在运转时特别是在飞行器落地期间对飞行器起落装置系统100的制动系统4a、4b、5a和5b进行控制。

通过第一供电单元(PSU)20将高压270V DC电力供给提供给电机驱动器7a和7b。第一PSU 20采用来自辅助电力供给即电池的AC电力供给25作为输入，该辅助电力供给仅在飞行器的发动机不在运转时提供电力。第一PSU 20还采用通过飞行器的发动机中的第一发动机(例如，借助于磁发电机或其他合适的发电机)在运转时所生成的AC电力供给27a作为输入。最后，第一PSU 20还采用飞行器的电气系统所使用的标准工作AC电力供给26作为输入。第一PSU 20在适当时(并且特别地在可用时)使用这些输入的电力供给以生成被提供给电机驱动器7a和7b的高压270V DC供给。

另外，通过第一PSU 20生成的高压270V DC供给被提供给制动系统4a和4b，以特别地向制动系统4a和4b中的每个制动系统的四个制动器中的两个制动器提供电力。

由第二PSU 21a向制动系统4a和4b中的每个制动系统的四个制动器中的另外两个制动器提供高压270V DC电力供给。第二PSU 21a采用通过飞行器的发动机中的第二发动机在运转时所生成的AC电力供给27b。第二PSU 21a还采用用于飞行器系统的标准工作AC电力供给26作为输入。第二PSU 21a在适当并且可用时使用这些输入的电力供给以生成高压270V DC供给，该高压270V DC供给被提供给制动系统4a和4b中的每个制动系统的四个制动器中的另外两个制动器。

类似地，由第三PSU 21b将高压270V DC电力供给提供给制动系统5a和5b中的每个制动系统的四个制动器中的前两个制动器，并且由第四PSU 21c将高压270V DC电力供给提供给制动系统5a和5b中的每个制动系统的四个制动器中的另外两个制动器。第三PSU 21b采用通过飞行器的发动机中的第一发动机在运转时生成的AC电力供给27a以及用于飞行器系统的标准工作AC电力供给26。第四PSU 21c采用通过飞行器的发动机中的第二发动机在运转时生成的AC电力供给27b以及用于飞行器系统的标准工作AC电力供给26。第三PSU 21b和第四PSU 21c中的每一个在适当并且可用时使用这些输入的电力供给以生成高压270V DC供给，该高压270V DC供给被提供给制动系统5a和5b中的每个制动系统的四个制动器中的其相应的两个制动器。

因此，可以看出，驱动系统和制动系统中的每一个是包含其自身的控制系统的线性可替换单元(LRU)，所以仅需要高压270V DC供给的电力，从而仅需要两个导体。由于包括电机6a和电机驱动器7a的驱动系统需要与制动系统4a和4b相比的较高水平的电力，并且还由于制动器将不在与驱动系统被使用的时间相同的时间处被使用，所以制动系统4a和4b能够使用与驱动系统相同的PSU 20并且还能够使用大部分的相同导体，特别是那些在飞行器起落装置的腿的下方运转的导体。有利地，需要对电动轮驱动系统的最小改变(即驱动系统、PSU 20、导体等的配置和布置)。

现在参照图2来描述根据本发明的另外的实施方式的用于飞行器的飞行器起落装置系统的示意图。飞行器起落装置系统101与先前实施方式的飞行器起落装置系统100类似，并且飞行器起落装置系统101包括相同的制动系统、驱动系统、控件等。

在当前实施方式中，包括电机驱动器7a和7b的驱动系统通过PSU 30供电，PSU 30再提供高压270V DC供给。PSU 30接收来自辅助电力供给的AC电力供给25、通过飞行器的发动机中的第一发动机在运转时所生成的AC电力供给27a以及通过飞行器的发动机中的第二发动机在运转时所生成的AC电力供给27b作为输入。PSU 30向制动系统2a和2b的制动器中的所有的四个制动器提供电力，并且还向制动系统3a和3b的制动器中的所有的四个制动器提供电力。

还通过PSU 31向制动系统2a、2b、3a和3b中的每个制动系统的制动器中的每个制动器提供电力，PSU 31仅接收标准工作AC电力供给26作为输入。

以此方式，利用PSU 30能够向整个制动系统提供足够的电力的事实并且使得能够共享更多的导体，则仅需要两个PSU 30和31向整个飞行器起落装置系统101提供电力。由于PSU 30和31中的每个PSU向制动系统2a、2b、3a和3b的所有制动器提供电力，所以两个PSU 30和31提供了冗余，其中，在任一PSU故障的情况下制动仍是可用的。然而，相对于先前实施方式的缺点是PSU 30需要是双信道PSU，并且制动系统2a、2b、3a和3b中的每个制动系统需要能够采用两个电力供给作为输入，因而增加了重量、成本和复杂度。

现在参照图3来描述根据本发明的另外的实施方式的用于飞行器的飞行器起落装置系统的示意图。同样，飞行器起落装置系统102与先前实施方式的飞行器起落装置系统100和飞行器起落装置系统101类似，并且飞行器起落装置系统102包括相同的制动系统、驱动系统、控件等。

在当前实施方式中，包括电机驱动器7a的驱动系统通过PSU 40a供电，PSU 40a再提供高压270V DC供给。PSU 40a接收来自辅助电力供给的AC电力供给25、通过飞行器的发动机中的第一发动机在运转时所生成的AC电力供给27a以及标准工作AC电力供给26作为输入。PSU 40a还向制动系统2a和2b中的每个制动系统的两个制动器提供电力。

由第二PSU 41a向制动系统4a和4b中的每个制动系统的四个制动器中的另外两个制动器提供高压270V DC电力供给。第二PSU 41a采用通过飞行器的发动机中的第二发动机在运转时所生成的AC电力供给27b以及标准工作AC电力供给26。

以类似的方式，包括电机驱动器7b的驱动系统通过PSU 40b供电，PSU 40b再提供高压270V DC电力供给，该高压270V DC电力供给由来自辅助电力供给的AC电力供给25、通过飞行器的发动机中的第一发动机在运转时所生成的AC电力供给27a以及标准工作AC电力供给26来生成。PSU 40b还向制动系统3a和3b中的每个制动系统的两个制动器提供电力。由第二PSU 41b将高压270V DC电力供给提供给制动系统5a和5b中的每个制动系统的四个制动器中的另外两个制动器。PSU 41b采用通过飞行器的发动机中的第二发动机在运转时生成的AC电力供给27b以及标准工作AC电力供给26作为输入。

以此方式，提供允许更多的共享导体等的更对称系统，但是这是以该系统需要从标准电动轮驱动系统的更多改变为代价的。

现在参照图4、图5a和图5b来描述根据本发明的另外的实施方式的用于飞行器的飞行器起落装置系统的示意图。当前实施方式的飞行器起落装置系统105特别地与第一实施方式的飞行器起落装置系统100类似，并且飞行器起落装置系统105包括相同PSU、制动系统、控件等。然而，在该实施方式中，飞行器起落装置系统105的驱动系统包括如下更详细描述的具有各自独立的电机驱动器的电机16a和16b。换言之，飞行器起落装置系统105不具有先前实施方式的LRU驱动系统，但是其中电机16a和16b是需要三相AC电力供给的无刷电机的更常规的轮驱动系统由独立的电机驱动器来提供。电机16a和16b安装在飞行器起落装置系统105的机轮2a、2b、2c和2d处，其中，所需的在飞行器起落装置的腿下运转的导体来自提供所需的三相AC电力供给的电机驱动器。

在当前实施方式中，通过相同组的PSU 20、21a、21b和21c向驱动系统和制动系统提供电力。然而，在当前实施方式中，通过PSU 20生成的高压270V DC供给被传递至下面讨论的电机/制动器双驱动器17。通过PSU 20生成的高压270V DC供给被传递至对电机16b进行驱动的常规电机驱动器17b。

在图5b中更详细地描述了电机/制动器双驱动器17a。电机/制动器双驱动器17a采用正DC供给20、中性供给201和负DC供给202作为输入。电机/制动器双驱动器17a还连接至地203。电机/制动器双驱动器17a包括开关207a至207f，如下所述，开关207a至207f使得能够根据需要将输入200、201和202连接至输出204、205和206，从而使得电机/制动器双驱动器17a能够在不同模式下工作。

电机/制动器双驱动器17a的输出204、205和206连接至选择器开关18，选择器开关18能够将输出204、205和206连接至电机16a或连接至制动系统4a和4b中的每个制动系统的两个制动器。

如在第一实施方式的飞行器起落装置系统100中，PSU 21a、21b和21c均向制动系统2a、2b、3a和3b中的两个制动器提供电力。

飞行器起落装置系统105特别是其电机/制动器双驱动器17a以及选择器开关18的操作如下所述。

当模式选择器开关10被设置成OFF或PARK时，制动系统将处于工作中，并且驱动系统将不工作。在该情况下，如图5b中所示，电机/制动器双驱动器17a将被设置成使得开关207c和207d(仅)闭合，使得正DC供给200被传递给输出206，并且负DC供给202被传递至输出204。另外，选择器开关18将被设置成将电机/制动器双驱动器17a的输出连接至制动系统4a和4b中的每个制动系统的两个制动器。以此方式，制动系统4a和4b的制动器从PSU 20接收所述制动器针对其操作所需要的高压270V DC供给。

另一方面，如果选择器开关10被设置成FWD或RVS，则驱动系统将处于工作中，并且制动系统将不工作。在该情况下，开关207a至207f将打开并且以适当的顺序来闭合使得在输出204、205和206处由正DC供给200、中性供给201和负DC供给202来生成无刷电机16a所需的三相AC电力供给。(以这样的方式来生成针对无刷电机的AC供给是公知的)将意识到的是，电机/制动器双驱动器17a还包含用于提供针对所需的电机转矩等的所需电力水平等所必要的其他控制电路。

以此方式，PSU 20可以向驱动系统和制动系统二者提供电力，而不考虑制动系统4a、4b、5a和5b是需要高压270V DC供给的LRU，而电机16a和16b是需要三相AC电力供给的常规无刷电机。

现在参照图6来描述根据本发明的另外的实施方式的用于飞行器的飞行器起落装置系统的示意图。当前实施方式的飞行器起落装置系统106与第二实施方式的飞行器起落装置系统101类似，但是驱动系统还包括具有各自独立的电机驱动器17a和17b的无刷电机16a和16b。

在当前实施方式中，PSU 30向电机/制动器双驱动器17a提供电力，电机/制动器双驱动器17a经由选择器开关18向电机16a或向制动系统4a、4b、5a和5b中的每个制动系统的制动器提供电力。PSU 30还向常规电机驱动器17b提供电力以对电机16b进行驱动。如在第二实施方式的飞行器起落装置系统101中，PSU 31还向制动系统4a、4b、5a和5b中的每个制动系统的制动器提供电力。

以此方式，飞行器起落装置系统106使用仅两个PSU 30和31向需要高压270V DC供给的制动系统4a、4b、5a和5b提供电力，并且向需要三相AC电力供给的电机16a和16b提供电力。

现在参照图7来描述根据本发明的另外的实施方式的用于飞行器的飞行器起落装置系统的示意图。本发明的飞行器起落装置系统107与第三实施方式的飞行器起落装置系统102类似，但是驱动系统还包括具有各自独立的电机驱动器17a和17b的无刷电机16a和16b。

在当前实施方式中，PSU 40a向电机/制动器双驱动器17a提供电力，电机/制动器双驱动器17a经由选择器开关18a向电机16a或向制动系统4a和4b中的每个制动系统的两个制动器提供电力。PSU 41a向制动系统4a和4b中的另外两个制动器提供电力。

类似地，PSU 40b向第二电机/制动器双驱动器17b提供电力，第二电机/制动器双驱动器17b经由第二选择器开关18b向电机16b或向制动系统5a和5b中的每个制动系统的两个制动器提供电力。第二电机/制动器双驱动器17b和第二选择器开关18b以与第一电机/制动器双驱动器17a和第二选择器开关18a相同的方式来工作。PSU 41b向制动系统5a和5b中的另外两个制动器提供电力。

以此方式，提供了更对称系统，但是在该系统中，电力被提供给需要高压270V DC供给的制动系统4a、4b、5a和5b，并且被提供给需要三相AC电力供给的电机16a和16b。

图8示出了包含如上所述的飞行器起落装置系统的飞行器。

虽然已经参考特定实施方式描述和示出了本发明，但是本领域普通技术人员将意识到的是，本发明适用于未在本文中具体示出的许多不同的变型。

在前述描述中提及了具有已知的、明显的或可预知的等同物的整数或要素的情况下，这样的等同物如单独阐述一样被并入本文中。应当参考权利要求来确定本发明的真实范围，本发明的真实范围应当被解释成涵盖了任何这样的等同物。读者还将意识到的是，被描述为优选的、有利的或方便的等的本发明的整数或特征是可选的，并且不限制独立权利要求的范围。此外，要理解的是，这样的可选整数或特征虽然在本发明的一些实施方式中可能是有益的，但是在其他实施方式中可能并不是理想的，因而可以是不存在的。