飞机电刹车机电驱动架构及刹车力控制方法与流程

本发明属于飞机刹车系统工程中的机电作动器控制领域，具体涉及飞机电刹车机电驱动架构的改进。

背景技术：

波音公司的b787飞机应用的是目前最先进的电刹车系统，采用机电作动与驱动控制技术。图1为b787飞机的刹车控制与监测系统的结构原理图，主要包括机长左刹车指令传感器1和机长右刹车指令传感器2各一个，前轮远程数据集中器3和前机轮4各两个，首席飞行员左刹车指令传感器5和首席飞行员右刹车指令传感器6各一个，第一刹车控制与监测单元7和第二刹车控制与监测单元8各一个，四个电刹车功率单元9，第一机电驱动器10、第二机电驱动器11、第三机电驱动器12和第四机电驱动器13各一个，飞机有两个小车式主起落架，各装有4个主刹车机轮14，每个主刹车机轮14上均有一个刹车装置16，每个刹车装置16上有4个相同的机电作动器，用于刹车的这种机电作动器比较特殊，它主要由电机、减速机构、滚珠丝杠和力传感器等零部件组成；每个主刹车机轮14的轮轴上还装有一个主轮远程数据集中器(rdc)15，可感知机轮的转速、刹车温度和轮胎压力，并按照防滑控制算法计算出该机轮所需的防滑信号，再统一将所有这些信号通过can总线分别上传给第一刹车控制与监测单元7或者第二刹车控制与监测单元8。

正常刹车时，机长通过脚踩左刹车指令传感器1和右刹车指令传感器2产生刹车指令，而首席飞行员通过脚踩左刹车指令传感器5和右刹车指令传感器6产生刹车指令；所有的左刹车指令进入第一刹车控制与监测单元7进行故障识别和逻辑判断，对左路刹车信号进行确认，再与来自左侧每个rdc上的防滑信号进行综合后，输出针对每个左侧主刹车机轮的刹车综合指令；所有的右刹车指令进入第二刹车控制与监测单元8进行故障识别和逻辑判断，对右路刹车信号进行确认，再与来自右侧每个rdc上的防滑信号进行综合后，输出针对每个右侧主刹车机轮的刹车综合指令；各路刹车综合指令分别通过第一机电驱动器10、第二机电驱动器11、第三机电驱动器12和第四机电驱动器13，为安装在机轮刹车装置16上的机电作动器中的电机提供功率驱动控制；四个机电驱动器均可根据第一刹车控制与监测单元7或者第二刹车控制与监测单元8产生的刹车综合指令驱动机电作动器工作；机电作动器中的电机旋转运动，经减速机轮和滚珠丝杠转化为直线运动，产生放大的作用力来压紧刹车盘，实现对机轮的制动，机电作动器中的力传感器能感受作用在刹车盘上的压紧力，并将其转换为电信号后送回给机电驱动器，从而形成刹车综合指令对每个机电作动器输出压紧力的闭环控制，b787飞机的电刹车控制与监测系统正是通过这个原理来控制机轮上的机电作动器，调节施加在刹车盘上的压紧力，从而让飞行员实现了对刹车的控制。前机轮4的轴上也各装有一个rdc，向刹车控制与监测单元传递前轮的轮速和轮胎压力信号，刹车系统还有4个电刹车功率提供单元9，分别给飞机的左外、左内、右内和右外四个机电驱动器提供所需的电源功率。

由此分析，飞机电刹车系统由于在每个机轮上有多个独立的机电作动器，因此在故障监测、故障诊断、余度管理和系统重构方面有明显的技术潜力。而通过对b787飞机刹车系统的这种架构进行进一步的分析研究可知，该飞机的电刹车系统尚存在如下的技术缺陷：当任意一个电刹车功率单元9或者任意机电驱动器出现故障，而导致产生部件级的功能缺失时，必然会引发与其相关的同侧(指左外、左内、右内或右外)的两个机轮完全丧失刹车能力，这时飞机左右两侧的刹车力矩会相差一倍容易让飞机偏离跑道，甚至发生等级事故；当飞机左侧或者右侧的两个电刹车功率单元9或者机电驱动器同时出现故障时，飞机必然会偏离跑道，事故几乎不可避免。为了防止这种现象的发生，必须研究出一种多余度的飞机电刹车系统及其故障状态下的刹车力补偿方法，不仅能在类似故障状态下更好地保持飞机左右两侧刹车力矩的平衡，以保障飞机的刹车安全，又能够最大限度地缩短飞机的刹车距离，降低飞机在故障状态下冲出跑道的故障概率。

检索国内外相关技术，发现空中客车营运有限公司申请的专利201410687160.8《飞行器电制动系统》、专利201410686006.9《飞行器电制动系统》、专利201410686233.1《飞行器电制动系统》均公布了一种针对有四个主刹车机轮飞机的机电刹车作动器的驱动控制方法，这几个专利都是通过电刹车的左、右两个机电驱动器分别对飞机左、右侧的机轮进行独立刹车控制，与b787飞机一样，其共同点缺陷是当左侧或者右侧的电刹车驱动器或者功率提供单元同时发生故障时，会使飞行刹车跑偏，引起安全事故；另外检索到美国goodrich公司申请的专利us9376093b2《刹车系统自主使能系统和方法》中有一张针对有四个主刹车机轮的飞机的电刹车系统原理图，由图分析可知，它是通过两个电刹车驱动器对飞机内、外侧的两个机轮进行独立刹车控制，这种飞机电刹车系统机电作动器的驱动控制方案，在遇到内侧或者外侧的机电驱动器失效时，虽然不会使飞行刹车跑偏，从这一点上来讲，比前面的技术有所改进，但是飞机的刹车能力会降低一半，当两个电刹车驱动器均发性故障时，飞机将完全丧失刹车能力；而且，现有的电刹车系统在单个机电驱动器失效时，无法进行刹车力的补偿，因为既使两个正常工作的主刹车机轮有能力吸收飞机的所有刹车能量，控制系统也不能简单地通过给尚处于正常状态的另外两个主刹车机轮提高刹车压紧力来保持刹车距离不延长，这是由于飞机分配到正常机轮上的垂直载荷是不变的，跑道所能提供给正常机轮的最大刹车阻力并没有增加，当机轮所受到的刹车力矩大于机轮所能提供的最大摩擦阻力矩时，机轮会迅速刹死，而且在机轮刹死过程中，地面所提供的摩擦阻力是不断下降的，为了防止机轮刹死，防滑系统势必会工作，来降低机电作动器作用在刹车盘上的刹车压紧力，让机轮恢复转动后再实施刹车，正因如此，单纯提高正常机轮的刹车压紧力必然会造成机轮打滑，防滑系统的频繁工作不仅不能提高飞机的刹车能力，反而会延长刹车距离。因此单纯想通过大幅度增加另一侧能够正常工作的机轮上机电作动器的刹车压紧力，来补偿刹车能力的损失，这种途径也是不可行的。

技术实现要素：

为克服现有技术中在飞机遇到机电作动器的驱动控制通道发生故障状态下，引发若干机轮刹车装置上的机电作动器完全丧失刹车能力，导致飞机刹车能力的降低，或者刹车跑偏，以至于冲出跑道、偏出跑道、起落架受力状况恶化的安全隐患问题，本发明提出了一种飞机电刹车机电驱动架构及刹车力控制方法。

本发明提出的飞机电刹车机电驱动架构所述的驱动控制架构包括四个电刹车功率单元、机电驱动器、八个主刹车机轮、八个主轮远程数据集中器和八个刹车装置；所述的机电驱动器有四个，分别是第一机电驱动器、第二机电驱动器、第三机电驱动器和第四机电驱动器；其中：所述的第一机电驱动器、第二机电驱动器、第三机电驱动器和第四机电驱动器均与每个机轮刹车装置上的一个机电作动器连接，并且同时接收来自第一刹车控制与监测单元和第二刹车控制与监测单元的左机轮刹车综合指令和右机轮刹车综合指令；所述八个主刹车机轮分别安装在各自起落架的轮轴上；八个刹车装置分别套装在各所述主刹车机轮上；所述主轮远程数据集中器分别安装在所述起落架轮轴的端面上；所有来自每个主轮远程数据集中器产生的信号通过数据总线传递给飞机同侧的第一刹车控制与监测单元或第二刹车控制与监测单元。

各所述的机电驱动器与各机电作动器的具体连接是：所述的第一机电驱动器的八个电机驱动端口分别与每个机轮刹车装置上的第一个机电作动器连接；所述的第二机电驱动器的八个电机驱动端口分别与每个机轮刹车装置上的第二个机电作动器连接；所述的第三机电驱动器的八个电机驱动端口分别与每个机轮刹车装置上的第三个机电作动器连接；所述的第四机电驱动器的八个电机驱动端口分别与每个机轮刹车装置上的第四个机电作动器连接。

所述四个电驱动器同时接收来自第一刹车控制与监测单元和第二刹车控制与监测单元的左机轮刹车综合指令和右机轮刹车综合指令。

所述四个电刹车功率单元分别为所述第一机电驱动器、第二机电驱动器、第三机电驱动器和第四机电驱动器提供电源。

本发明提出的利用所述飞机电刹车机电驱动架构实施刹车力控制的具体过程是：

步骤1，机电驱动器工作检测：

运用现有技术，第一刹车控制与监测单元和第二刹车控制与监测单元对四个机电驱动器和四个电刹车功率提供单元进行故障检测，并对处于故障状态下的机电驱动器和电刹车功率提供单元进行故障标识记录；

步骤2，松刹车隔离：

由步骤1标识出的不能正常工作的每个的机电驱动器和电刹车功率提供单元，刹车控制与监测单元令涉及到故障的所有驱动通道输出完全松刹车指令，以此来隔离机电驱动器、电刹车功率提供单元及其相关的机电作动器；

步骤3，机电作动器工作检测：

令第一刹车控制与监测单元和第二刹车控制与监测单元同时输出一定幅值的刹车指令，通过四个机电驱动器驱动机轮刹车装置上所有的各机电作动器输出对应的刹车压紧力，两个刹车控制与监测单元均根据机电作动器上的力传感器实际测量到的信号确定发生故障的机电作动器，并进行故障标识；

步骤4，故障机电作动器的隔离：

对于标识出的每个处于故障状态下的机电作动器，刹车控制与监测单元使所述故障机电作动器所对应的通道输出完全松刹车指令，以此来隔离机电作动器故障；

步骤5，刹车指令的调整：

刹车控制与监测单元按照以下基础方法，对每个机轮上未被隔离的机电作动器所对应的通道输出的刹车综合指令进行放大：

当所述机轮上的所有机电作动器均未被隔离时，刹车综合指令不变；

当所述机轮上有三个机电作动器未被隔离时，将所述未被隔离的机电作动器所对应的通道输出的三个刹车综合指令均放大为原值的4/3倍；

当所述机轮上有两个机电作动器能未被隔离时，将所述未被隔离的机电作动器所对应的通道输出的两个刹车综合指令均放大为原值的2倍；

当所述机轮上仅有一个机电作动器未被隔离时，将所述未被隔离的机电作动器所对应的通道输出的这个刹车综合指令均放大为原值的4倍；

当所述机轮上的所有机电作动器均被隔离时，按照飞机左侧机轮和右侧机轮相对应的原则，对于每一个完全丧失刹车能力的故障机轮，刹车控制与监测单元选择确定飞机另一侧被隔离机电作动器故障数目最多的一个机轮，令该对应侧机轮上的所有机电作动器所对应的通道输出的刹车综合指令均输出完全松刹车指令，以保持飞机左侧的刹车阻力与右侧的刹车阻力相平衡；

根据刹车盘压紧力的分布和刹车盘动盘与静盘之间的摩擦系数的变化，采用常规补偿方法，对上述的刹车综合指令放大方法进行进一步的修正，将正常工作的机电作动器所对应的通道输出的刹车综合指令放大至规定的刹车力矩值；

步骤6，输出刹车压紧力：

机电驱动器根据第一刹车控制与监测单元和第二刹车控制与监测单元输出的刹车综合指令，向各自所对应的机电作动器的电机提供所需的电驱动功率，由机电作动器输出作用在刹车盘上的压紧力，实施刹车控制。

本发明对现有飞机的电刹车系统机电驱动架构进行改进，确保飞机即使在发生多重故障状态下，让飞机的电刹车控制与监测系统也能最大限度地保证刹车系统的性能，并且具有很高的安全性，充分发挥出电刹车系统多个机电作动器各自独立控制的余度优势，提高飞机电刹车系统的故障隔离、余度管理和故障状态下的系统重构能力，增强容错性和任务可靠性，保障飞机的刹车安全。

本发明是以b787飞机的电刹车系统为基础提出的飞机的电刹车与监控系统。飞机有两个小车架式的主起落架，每个主起落架上有4个主刹车机轮，每个主刹车机轮上有四个机电作动器，飞机刹车与监控系统共有四个机电驱动器，每个机电驱动器有八个控制通道，产生八个对机电作动器的驱动信号，四个机电驱动器总共可以产生32路对机电作动器的驱动信号，分别对八个机轮上的32个机电作动器进行独立控制。按照本发明所提出的方法，要将每个机电驱动器输出的八路驱动信号平均分配到八个机轮上，控制每个机轮刹车装置上的一个机电作动器。按照这种飞机电刹车机电作动器的驱动控制方法，在遇到一个或者两个机电驱动器或者给其提供电源的电刹车功率单元发生故障时，电刹车系统可以通过刹车控制与监测单元，监测到发生故障的机电作动器通道，并撤消送给故障通道机电刹车作动器的刹车综合指令，以此来对该故障通道进行故障隔离，同时，由刹车控制与监测单元对发送给正常的刹车通道的刹车综合指令进行合理的放大，以此来补偿故障通道引起的所在机轮上刹车能力的损失，如此则可以充分利用电刹车系统的特点，维持飞机的刹车能力不降低，增强飞机着陆刹车过程中的任务可靠性。

与现有技术相比较，本发明提出的飞机电刹车机电作动器的驱动架构，让每个主刹车机轮上的多个机电作动器由不同的机电驱动器进行控制，在不改变电刹车系统附件配置数量和重量的前提下，通过对机电作动器的驱动架构进行了科学的调整，提高了电刹车系统在机电驱动控制通道出现故障状态下的系统重构能力，并且保证飞机在这种故障状态下的刹车能力不降低，提高飞机电刹车系统的任务可靠性，并且对任意故障机电驱动器的隔离，对应地每个机轮上都有一个机电作动器处于完全松刹车状态，因此可以避免飞机两侧刹车力矩的不平衡，防止飞机偏离跑道，避免起落架在非对称刹车载荷下的变形，改善刹车系统的工作环境，同时缩短刹车距离，进一步提高飞机在电刹车系统故障状态下的安全性。

本发明采用了多个机电驱动器，而每个机电驱动器有若干控制通道，分别独立控制每个机轮刹车装置上的一个机电作动器产生的刹车压紧力，因此每个机轮上分布有多少个机电作动器，电刹车系统就配置有同等数量的机电驱动器，机电驱动器的控制通道数与刹车主机轮的个数又是相同的。为了让刹车动盘与静盘盘面之间具有均匀的刹车压紧力，以确保刹车力矩的稳定和盘面磨损均匀，通常至少要在刹车盘的圆周方向均布四个机电作动器，因此本发明所述的电刹车系统，采用了四个机电驱动器。

采用本发明所述飞机电刹车系统的机电作动器驱动控制架构及刹车力控制方法，当出现机电作动器不能输出正常的刹车压紧力时，电刹车控制与监测系统可以利用机电作动器上传的刹车压紧力信号进行故障判断，并对这些故障的机电作动器进行隔离，然后通过放大故障机轮上能够正常工作的机电作动器的刹车综合指令来适当增加机轮刹车装置的刹车压紧力总输出，以补偿该机轮的刹车力矩损失。

同理，当飞机上有机电驱动器或者电刹车功率单元发生故障，导致与其相关控制通道的所有机电作动器均不能输出正常的刹车压紧力以进行刹车时，电刹车系统利用现有技术可以对这些故障部件进行状态检测，并对与之相关的所有机电作动器进行松刹车隔离，使其不能输出刹车压紧力，再通过放大故障机轮上能够正常工作的机电作动器的刹车综合指令来适当增加该机轮刹车装置上总的刹车压紧力，通过这种对刹车力的控制方法，来补偿故障机电驱动器所引起的在该机轮上刹车力矩损失。并且对任意故障机电驱动器的隔离，对应地每个机轮上都有一个机电作动器处于完全松刹车状态，因此可以避免飞机两侧刹车力矩的不平衡，防止飞机偏离跑道，避免起落架在非对称刹车载荷下的变形，改善刹车系统的工作环境，同时缩短刹车距离，进一步提高飞机在电刹车系统故障状态下的安全性。

与b787飞机和前面各专利所述的电刹车系统相比，本发明所述飞机电刹车机电作动器的驱动架构和刹车力控制方法，充分发挥了电刹车系统具有多个独立的机电作动器控制通道的系统监测和系统重构技术优势，即使多个机电作动器控制通道发生故障的状态下，仍能充分其它能够正常工作的机电作动器，通过增大其输出的刹车压紧力的方式，来充分利用飞机上各个机轮所能提供的最大摩擦阻力，对整个飞机电刹车系统的机电作动器驱动方式进行合理科学的系统重构，而不是象现有飞机和专利所采用的技术那样只能进行左侧、右侧或者内侧、外侧故障机轮刹车装置的隔离，因为这样会严重降低飞机的刹车能力，如果想通过大幅度增加另一侧能够正常工作的机轮上机电作动器的刹车压紧力，来补偿刹车能力的损失，这种效果是非常有限的，因为受飞机分配到每个机轮上的垂直载荷的限制，地面所能提供给机轮的最大摩擦阻力矩是很有限的，当机轮所受到的刹车力矩大于机轮所能提供的最大摩擦阻力矩时，机轮会迅速刹死，而且在机轮刹死过程中，地面所提供的摩擦阻力是不断下降的，为了防止机轮刹死，防滑系统势必会工作，降低机电作动器作用在刹车盘上的刹车压紧力，让机轮恢复转动，因此单纯想通过大幅度增加另一侧能够正常工作的机轮上机电作动器的刹车压紧力，以补偿刹车能力的损失，这种途径是不可行的。由以上分析可知，利用本发明所述飞机电刹车机电作动器的驱动控制方法，能够减少防滑系统的工作频率，大幅度提高飞机的防滑系统工作效率，保证飞机的刹车性能指标不降低，且不会发生冲出跑道和偏出跑道的故障，使飞机防滑刹车的任务可靠性得到意想不到的显著提升。

本发明让每个主刹车机轮上的多个机电作动器由不同的机电驱动器进行控制，在基本不改变系统配置的情况下，通过对电刹车作动器的驱动架构的改变，充分发挥电刹车系统中多个机电作动器各自独立控制多通道技术特点，使刹车系统在遇到某些通道发生故障时，能够通过增大正常的机电作动器输出的刹车压紧力，来最大限度地维持飞机的刹车能力，增强飞机着陆刹车过程中的任务可靠性，同时避免飞机两侧刹车力矩出现严重的不平衡，防止飞机偏离跑道，减小起落架在非对称刹车载荷下的变形，改善刹车系统的工作环境，同时缩短刹车距离，进一步提高飞机在电刹车系统故障状态下的安全性。克服了现有技术中存在的事故率高的不足，降低了在各种故障模式状态下飞机事故发生的概率，最大限度地提高飞机的刹车能力，

附图说明

图1为b787飞机的刹车控制与监测系统原理图。

图2为八主轮飞机的刹车控制与监测系统原理图。

图3本发明的流程图。图中：

1.机长左刹车指令传感器；2.机长右刹车指令传感器；3.前轮远程数据集中器；4.前机轮；5.首席飞行员左刹车指令传感器；6.首席飞行员右刹车指令传感器；7.第一刹车控制与监测单元；8.第二刹车控制与监测单元；9.电刹车功率单元；10.第一机电驱动器；11.第二机电驱动器；12.第三机电驱动器；13.第四机电驱动器；14.主刹车机轮；15.主轮远程数据集中器；16.刹车装置。

具体实施方式

实施例1

本实施例以八主轮飞机为目标机，构建了一个典型的飞机电刹车控制与监测系统，如图2所示，让每个主刹车机轮上的多个机电作动器由不同的机电驱动器进行控制，在此基础上，介绍本发明所述的飞机电刹车机电驱动架构及刹车力控制方法。为了让刹车动盘与静盘盘面之间具有均匀的刹车压紧力，以确保刹车力矩的稳定和盘面磨损均匀，在主刹车机轮刹车装置端面的圆周方向均布四个机电作动器有普遍的适用性。

本实施例包括指令控制架构和驱动控制架构。

所述的指令控制架构包括机长左刹车指令传感器1、机长右刹车指令传感器2、前轮远程数据集中器3、前机轮4、首席飞行员左刹车指令传感器5、首席飞行员右刹车指令传感器6、第一刹车控制与监测单元7和第二刹车控制与监测单元8。所述指令控制架构采用现有技术，本实施例中的指令控制架构与b757飞机相同。所述的指令控制架构用于产生对各机轮的刹车综合指令。

所述的驱动控制架构包括四个电刹车功率单元9、机电驱动器、八个主刹车机轮14、八个主轮远程数据集中器15和八个刹车装置16。所述的机电驱动器有四个，分别是第一机电驱动器10、第二机电驱动器11、第三机电驱动器12和第四机电驱动器13。

其中：所述的第一机电驱动器10、第二机电驱动器11、第三机电驱动器12和第四机电驱动器13均与每个机轮刹车装置上的一个机电作动器连接，并且同时接收来自第一刹车控制与监测单元7和第二刹车控制与监测单元8的左机轮刹车综合指令和右机轮刹车综合指令。所述八个主刹车机轮14分别安装在各自起落架的轮轴上；八个刹车装置16分别套装在各所述主刹车机轮14上。所述主轮远程数据集中器15分别安装在所述起落架轮轴的端面上。

所有来自每个主轮远程数据集中器15产生的信号通过数据总线传递给飞机同侧的第一刹车控制与监测单元7或第二刹车控制与监测单元8。

各所述的机电驱动器与各机电作动器的连接具体是：

所述的第一机电驱动器10的8个电机驱动端口分别与每个机轮刹车装置上的第一个机电作动器连接；所述第一机电驱动器同时接收来自第一刹车控制与监测单元7和第二刹车控制与监测单元8的左机轮刹车综合指令和右机轮刹车综合指令。所述的第二机电驱动器11的8个电机驱动端口分别与每个机轮刹车装置上的第二个机电作动器连接；所述第二机电驱动器同时接收来自第一刹车控制与监测单元7和第二刹车控制与监测单元8的左机轮刹车综合指令和右机轮刹车综合指令。所述的第三机电驱动器12的8个电机驱动端口分别与每个机轮刹车装置上的第三个机电作动器连接；所述第三机电驱动器同时接收来自第一刹车控制与监测单元7和第二刹车控制与监测单元8的左机轮刹车综合指令和右机轮刹车综合指令。所述的第四机电驱动器13的8个电机驱动端口分别与每个机轮刹车装置上的第四个机电作动器连接；所述第四机电驱动器同时接收来自第一刹车控制与监测单元7和第二刹车控制与监测单元8的左机轮刹车综合指令和右机轮刹车综合指令。所述四个电刹车功率单元9分别为所述第一机电驱动器10、第二机电驱动器11、第三机电驱动器12和第四机电驱动器13提供电源。

本发明的飞机电刹车机电驱动架构的主要特征在于：在飞机左侧和右侧各配备两个机电驱动器。所述的每个机电驱动器均有八个控制通道，产生了八个对机电作动器的驱动信号，分别控制每个主刹车机轮上的一个机电作动器，四个机电驱动器实现对所有机轮上32个机电作动器的控制。

所有来自每个主轮远程数据集中器15上的防滑信号在第一刹车控制与监控单元7或者第二刹车控制与监控单元8中，与来自于指令控制架构中的机长左刹车指令传感器1、机长右刹车指令传感器2、首席飞行员左刹车指令传感器5、首席飞行员右刹车指令传感器6进行综合后，输出针对每个主刹车机轮的刹车综合指令；飞机上的四个机电驱动器根据第一刹车控制与监测单元7和第二刹车控制与监测单元8产生的刹车综合指令驱动机电作动器中的电机转动，经减速机轮和滚珠丝杠传动后转化为放大的直线运动，压紧刹车盘，实现对机轮的制动，机电作动器中的力传感器能感受作用在刹车盘上的压紧力，并将其转换为电信号后送回给机电驱动器，从而形成对每个机电作动器输出压紧力的闭环控制，机电驱动器正是通过这个原理来控制机轮上的机电作动器，调节施加在刹车盘上的压紧力，从而让飞行员实现了对刹车的控制。每个主刹车机轮14的轮轴上还装有一个主轮远程数据集中器15，可感知机轮的转速、刹车温度和轮胎压力，并按照防滑控制算法计算出该机轮所需的防滑信号，再统一将所有这些信号通过can总线分别上传给第一刹车控制与监测单元7或者第二刹车控制与监测单元8，由两个刹车控制与监测单元实现对飞机刹车系统的刹车控制、系统监测、故障诊断和系统重构等功能。刹车系统还有4个电刹车功率提供单元9，分别给所述的各机电驱动器提供所需的电驱动功率。

本实施例中，通过将每个机轮上各取一个机电作动器进行基于横向的组合，共分成四组，由四个机电驱动器对每一组中所有机电作动器中的每个电机进行单独控制，实现对每个机轮上的总刹车力的调节。按照本实施例提出的电刹车机电驱动架构，电刹车与监测系统将所有的16个机电作动器基于横向的组合和分配后，由四个机电驱动器对机电作动器中的每个电机进行单独控制，实现对每个机轮上的总刹车力的调节。

实施例2

本实施例是本发明所述飞机电刹车机电驱动架构在电刹车功率提供单元、机电驱动器和机电作动器发生故障状态下的刹车力控制方法，具体过程是：

步骤1，机电驱动器工作检测：

运用现有技术，第一刹车控制与监测单元7和第二刹车控制与监测单元8对四个机电驱动器和四个电刹车功率提供单元9进行故障检测，并对处于故障状态下的机电驱动器和电刹车功率提供单元进行故障标识记录；

步骤2，松刹车隔离：

当某个电刹车功率提供单元出现故障，与其连接的机电驱动器必然不能正常工作；当机电驱动器本身出现故障，也不能驱动与其连接的机电作动器正常工作。由步骤1标识出的不能正常工作的每个的机电驱动器和电刹车功率提供单元，刹车控制与监测单元令涉及到故障的所有驱动通道输出完全松刹车指令，以此来隔离机电驱动器、电刹车功率提供单元及其相关的机电作动器；

步骤3，机电作动器工作检测：

令第一刹车控制与监测单元7和第二刹车控制与监测单元8同时输出一定幅值的刹车指令，通过四个机电驱动器驱动机轮刹车装置上所有的32个机电作动器输出对应的刹车压紧力，两个刹车控制与监测单元均根据机电作动器上的力传感器实际测量到的信号确定发生故障的机电作动器，并进行故障标识；

步骤4，故障机电作动器的隔离：

对于标识出的每个处于故障状态下的机电作动器，刹车控制与监测单元使所述故障机电作动器所对应的通道输出完全松刹车指令，以此来隔离机电作动器故障；

步骤5，刹车指令的调整：

刹车控制与监测单元按照以下基础方法，对每个机轮上未被隔离的机电作动器所对应的通道输出的刹车综合指令进行放大：

当所述机轮上的所有机电作动器均未被隔离时，刹车综合指令不变；

当所述机轮上有三个机电作动器未被隔离时，将所述未被隔离的机电作动器所对应的通道输出的三个刹车综合指令均放大为原值的4/3倍；

当所述机轮上有两个机电作动器能未被隔离时，将所述未被隔离的机电作动器所对应的通道输出的两个刹车综合指令均放大为原值的2倍；

当所述机轮上仅有一个机电作动器未被隔离时，将所述未被隔离的机电作动器所对应的通道输出的这个刹车综合指令均放大为原值的4倍；

当所述机轮上的所有机电作动器均被隔离时，按照飞机左侧机轮和右侧机轮相对应的原则，对于每一个完全丧失刹车能力的故障机轮，刹车控制与监测单元选择确定飞机另一侧被隔离机电作动器故障数目最多的一个机轮，令该对应侧机轮上的所有机电作动器所对应的通道输出的刹车综合指令均输出完全松刹车指令，以保持飞机左侧的刹车阻力与右侧的刹车阻力相平衡。

根据刹车盘压紧力的分布和刹车盘动盘与静盘之间的摩擦系数的变化，采用常规补偿方法，对上述的刹车综合指令放大方法进行进一步的修正，将正常工作的机电作动器所对应的通道输出的刹车综合指令放大至规定的刹车力矩值。

步骤6，输出刹车压紧力：

机电驱动器根据第一刹车控制与监测单元和第二刹车控制与监测单元输出的刹车综合指令，向各自所对应的机电作动器的电机提供所需的电驱动功率，由机电作动器输出作用在刹车盘上的压紧力，实施刹车控制。

按照这种针对有四个主机轮的飞机所采取的对刹车力的控制和补偿方法，既便每个机轮上都有一个或者两个机电作动器不能输出正常的刹车压紧力，本发明所述多余度电刹车机电驱动架构利用现有技术检测到这些故障，并对相关的机电作动器进行松刹车隔离，然后通过放大故障机轮上能够正常工作的机电作动器的刹车综合指令来适当增加机轮刹车装置的刹车压紧力总输出，以补偿该机轮的刹车力矩损失，以此来提高电刹车系统在故障状态下的系统重构能力，并且保证飞机在这种故障状态下的刹车能力不降低，提高飞机电刹车系统的任务可靠性。

同理，当飞机左右两侧各有一个机电驱动器或者电刹车功率提供单元发生故障，导致与其相关控制通道的所有机电作动器均不能输出正常的刹车压紧力时，本发明所述多余度电刹车机电驱动系统也能够利用现有技术检测到这些故障，并对这些故障的机电作动器进行隔离，然后通过放大故障涉及机轮上能够正常工作的机电作动器的刹车综合指令来适当增加该机轮刹车装置的刹车压紧力总输出，以补偿该机轮的刹车力矩损失，以此来提高电刹车系统在出现个别机电驱动器整体故障状态下的系统重构能力。极端恶劣情况下，若飞机左右两侧各有两个机电驱动器或者电刹车功率提供单元发生故障，只要将刹车综合指令放大一倍，飞机仍有接近于额定状态的刹车能力，并且能够保证飞机在这种故障状态下的左右刹车能力基本平衡，保证飞机的航向稳定。

综上所述，本发明提出的飞机电刹车机电驱动方案及刹车力控制方法，大幅度地提高了飞机电刹车系统的任务可靠性和安全性，如本实施例所述，即使在比较复杂的多点故障状态下，比如存在电刹车功率提供单元、机电驱动器故障和机电作动器中的多个部件发生故障，仍然可以维持飞机的刹车能力不降低，也不会对防滑系统的工作造成很大的影响，保证飞机在这种故障状态下的左右刹车能力基本平衡，保证飞机的航向稳定，因此这种技术优势是非常显著的，并且具有很强的实用价值。