专利名称：用于航空器电制动系统的功率切换系统和方法
技术领域：
本发明实施例总体上涉及航空器功率系统，并且更具体地，涉及航空器 电制动控制功率系统。
背景技术：
在历史上通过直连线缆或液压连接进行航空器制动控制。线缆和液压控 制连接具有重量、性能和可靠性的问题。通过使用电促动及电控制动系统， 这些问题中的大部分已经得到了改善。电促动及电控制动系统通俗地被称为
"线控制动"(brake by wire)系统。
通常由航空器系统功率和后备电池对线控制动系统供电。电制动促动单 元(EBAC)是线控制动系统的高功率子系统。在飞行期间，EBAC和其他 负载被连接到电池。电池向其连接的负载提供后备功率，因此如果在飞行中 发生活动功率损失，电池能够支持由它馈电的那些负载。通过通常在飞行中 开启的开关，电池被连接到负载。
因为在飞行期间不需要制动，所以期望从EBAC去除功率，使得在飞行 中节省功率以用于其他负载。结合附图以及前述的技术领域和背景技术，从 之后的具体实施方式
和所附权利要求中，本发明实施例的其他期望特征和特 点将变得更清楚。
发明内容
公开了 一种用于切换航空器电制动系统的功率的系统和方法。该方法从 航空器电制动系统接收控制信号并且基于控制信号利用逻辑电路在动态电 源单元和电池电源单元之间切换。该方法在飞行期间,人EBAC移除电池功 率，因此使得从电池电源单元获得的总功率最小化，并且节省电池功率，除 非航空器操作仅仅要求依靠电池功率操作。
通过参考具体实施方式
和权利要求，同时结合附图，可得到本发明更完 整的理解，附图中相似的附图标记始终表示相似的元素。
图1是用于航空器电制动系统的功率切换系统的示意图2是示出用于切换航空器电制动系统的功率的过程的流程图；以及 图3说明了用于切换航空器电制动系统的功率的逻辑电路的示范实施例。
具体实施例方式
如下具体实施方式
在本质上仅仅是说明性的，并且不打算限制本发明实 施例或这些实施例的应用和使用。而且，不意图被上文的技术领域、背景技
可参照功能和/或逻辑块组件以及各个处理步骤描述本发明实施例。应该意识 到，可通过被配置来执行特定功能的任意数量的硬件、软件和/或固件来实现 这些块组件。例如，本发明实施例可使用不同的电制动促动器，在一个或多 个微处理器或者控制设备的控制下可执行多种功能的集成电路组件(如存储 器元件、数字信号处理元件、逻辑元件、查找表等)。另外，本领域技术人 员将意识到可结合任意数量的数字数据传输协议和/或航空器配置，实现本发 明实施例，并且在此描述的系统仅仅是本发明的 一个示范实施例。
为了简短，在此不对有关信号处理、航空器制动、制动控制以及系统和 系统各个操作组件的其他功能方面的传统技术和组件进行详细描述。而且， 在此包含的各个图中所示的连线是要表示示范性各个元件间的功能关系和/ 或物理耦连。应该注意到在本发明实施例中可出现许多替代的或附加的功能 关系或者物理连接。
如下描述涉及被"连接"或"耦连"在一起的元件或节点或特征。如在 此使用的，除非明确声明，否则，"连接"表示一个元件/节点/特征直接连到 另一个元件/节点/特征或者直接与另一个元件/节点/特征通信，并且不必是机 械性的。类似地，除非明确声明，否则，"耦连"表示一个元件/节点/特征直 接或间接连到另 一个元件/节点/特征或者直接或间接与另 一个元件/节点/特 征通信，并且不必是机械性的。因此，尽管图中所示的示意图描述了元件的 示范性排列，但在发明实施例中仍然可出现附加的中间元件、设备、特征或 成分(假设系统的功能性不受负面影响)。
6在一个实际应用即用于航空器制动系统的功率切换系统的背景下，在此 描述本发明实施例。在此背景下，示例技术可应用于提供冗余并避免航空器 上疏忽大意的制动应用。然而，本发明实施例并不限于这些航空器应用，在 此描述的技术还可用于其他应用中。
在一个实施例中，电制动促动控制器(EBAC)是消耗4 kW峰值功率 的高功率设备。这个功耗要求EBAC被飞机中的压缩空气动态冷却。在完成 着陆前，关键航空电子设备(avionics)必须能够经受得住冷却系统损失事件。 通过在着陆起落架放下前的飞行期间关闭EBAC,消除EBAC将用来忍受冷 却损失事件的大部分时间。同时，通过在着陆起落架放下前从功率系统中去 除EBAC功率，对于某些操作模式，如当飞机仅从电池功率来操作时，使得 从电池得到的总功率最小化。另外，通过完全关闭到EBAC的功率，在可被 用于航空器牵引期间的低功率睡眠模式下EBAC将不吸收任何功率，并且除 非命令制动，将节省电池功率。在一个实施例中，如下面的图l-3内容详细 所述，由电制动电源单元(EBPSU)执行功率切换功能。
图1是适于和航空器电制动系统一起使用的功率切换系统100的示意 图。如图l所示，示范性功率切换系统包括被配置为切换左侧电制动子系统 的功率的左侧功率切换配置102，以及被配置为切换右侧电制动子系统的功 率的右侧电功率切换配置104。因此，拥有分离的EBPSU,改善系统有效性 和可靠性。
在此描述的系统能可应用于航空器的任何数量的功率切换配置，并且以 概括性的方式描述用于切换航空器电制动系统功率的系统100以说明它使用 的灵活性。在这个例子中，系统100可包括左侧功率切换配置102以及右侧 功率切换配置104。在此使用的术语"左，，和"右"分别指相对于飞机中心 线的航空器左舷(port)和右舷(starboard)。在此使用这些术语是为了描述的方 便，而并不打算以任何方式限制或局限发明的范围或应用。在实践中，可按 如下描述的方式独立控制这两种体系结构。在操作中，每个功率切换系统能 够独立切换功率。
左侧功率切换配置102大体可包括至少一个左制动系统控制单元 (BSCU) 126、至少一个左EBAC 110/118、包括至少一个左功率切换逻辑 电路116/124的至少一个左EBPSU 114/122、至少一个动态(active)电源单元 112/120以及电池电源单元128。这个配置102可适合于接收、发送、交换或以其他方式处理多个数据和/或控制信号。这些信号可包括但不限于至少一
个动态功率信号134/142、电池功率信号136、至少一个左BSCU电池功率 使能/禁能信号146/150、至少一个左制动事件信号132/140、至少一个左制 动功率信号133/141、电池ON/OFF (开/关)开关信号(在图1中未示出) 以及至少一个功率分配(distribution)信号(附图标记130/144/138/148 )。
实施例可使用任意数量的BSCU,但是如下描述的例子只使用了一个左 BSCU 126。左BSCU 126是具有用来数字计算制动命令的内嵌软件的电子控 制单元。电子/软件实现方式允许制动性能和制动感的进一步优化和定制化。 通常可通过包括合适的处理逻辑以及被配置为执行下述左BSCU 126操作的 软件的微控制器，实现左BSCU 126。微控制器可以是装有软件并为软件提 供外部接口的计算机，如PowerPC 555，但不限于此。左BSCU 126监视各 种飞机输入以提供控制功能，如(但不限于)用于左侧电制动子系统的踏板 制动、停才几制动、自动制动以及缩回起落架(gear)制动。另夕卜，左BSCU 126 组合防滑装置命令(可能从BSCU内部或外部生成，提供制动的最优控制)。 左BSCU 126获得踏板控制信号和机轮数据，如机轮速度、机轮的旋转方向 值以及胎压。左BSCU 126处理其输入信号并且生成^皮用作左EBAC 110/118 的输入的一个或多个左BSCU 126输出信号。左BSCU 126可在左EBAC 110/118的控制下生成由左EBAC 110/118使用的独立的输出信号。左BSCU 126可^皮耦连到一个或多个左EBAC 110/118。
结合在此描述的功率切换技术，左BSCU被配置为生成至少一个左 BSCU电池功率使能/禁能信号146/150，其中至少一个左BSCU电池功率使 能/禁能信号146/150被配置为关闭电池功率以将功率从至少一个左EBAC 110/118和/或左BSCU 126断开。
每个左EBAC 110/118可被实现为包括合适的处理逻辑以及被配置为执 行下述BSCU操作的软件的微控制器。微控制器可以是装有软件并为软件提 供外部接口的计算机，如PowerPC 555，但并不限于此。每个EBAC 110/118 获得BSCU输出信号，处理那些信号，并且生成用来控制针对着陆起落架机 轮的制动机制的促动器信号。
至少一个左EBPSU 114/122净皮耦连到至少一个左EBAC 110/118和左 BSCU 126。至少一个左EBPSU 114/122 一皮配置为向左BSCU 126和至少一 个左EBAC 110/118提供功率。左EBPSU 114/122通过功率分配信号(附图
8标记130/144/138/148 )向左BSCU 126和左EBAC 110/118提供28伏特功率。 每个EPBSU 114/122包括至少一个左功率切换逻辑电^各116/124，以及/或者 与至少一个左功率切换逻辑电^各116/124通信。
如下图2-3内容中更详细描述的方式中所需要的，至少一个左功率切换 逻辑电路116/124被配置为切换(连接/断开)左EBAC 110/118和左BSCU 126 的电池电源单元128和动态电源单元112/120。
电池电源单元128被配置为向至少一个左EBPSU提供功率。在此例中， 只有一个电池电源单元128为左电制动系统组件供电。通常在飞行期间，电 池电源单元128向连接到它的负载提供功率，因此如果在飞行中发生动态功 率损失，电池能够支持那些由它馈电的负载。因此，当动态电源失效时，电 池将连续地提供功率。然而，在航空器发动机没有运转的情况下，电池电源 单元128能够在几分钟时间内向航空器提供功率。几分钟之后，动态电源(由 延伸到航空器外的锤头气涡轮(ramairturbine)供电)向航空器负载供电。
至少 一个左动态电源单元112/120 ^:耦连到至少 一个左EBPSU 114/122, 并且被配置为向至少一个左EBAC 110/118提供动态功率。例如但非限制性 的，可通过发送器/整流器单元(TRU)供应/控制动态电源单元112/120。每 个单独的左EBAC 110/118可切换以从电池电源单元128或从左动态电源单 元112/120获得电源，除非一个左动态电源单元112/120指示故障，在这种 情况下，左EBAC 110/118从电池电源单元128获得功率。通过检测左动态 功率信号134/142,可确定左动态电源单元112/120的故障/有效性。
至少一个左动态功率信号134/142由至少一个左动态电源单元112/120 生成，并且表示至少一个左动态电源单元134/142的有效性。例如，动态功 率信号134/142可以是大约28伏特。左电池功率信号136由电池电源单元 128生成，并且表示电池电源单元128的有效性。例如，左电池功率信号136 可以是大约28伏特。通过电池ON/OFF开关可开启或关闭电池功率信号。
电池ON/OFF开关信号(图1中未示出)被配置为开始与/从至少一个 左EBAC 110/118连接/断开电池电源单元128。通过电池开关(图1中未示 出)外部地控制电池ON/OFF开关。电池开关可位于航空器的驾驶艙(cockpit) 中并且通常在飞行期间开启。因此，当动态电源失效时，如上所述，电池将 在有限的时间内提供功率，之后动态电源向航空器负载供电。
至少一个左BSCU电池功率使能/禁能信号146/150由左BSCU 126生成，并且#皮配置为/人/与至少一个左EBAC 110/118断开/连4妻电池电源单元128。 左BSCU电池功率使能/禁能信号146/150由左BSCU 126用来将从电池电源 单元128到左侧功率切换配置102的功率保持开启。左BSCU电池功率4吏能 /禁能信号146/150被馈送到如下所述的功率切换逻辑电路，使得当电池功率 开关开启时，左BSCU 126可使用相同的左BSCU电池功率使能/禁能信号 146/150来开启和关闭EBAC 110/118而不用/人它自身移除功率。如果电池开 关关闭，则BSCU移除该信号会导致从它自身以及EBAC两者移除电池功率。 因此，因为EBAC在大部分飞行期间是关闭的，所以改善了 EBAC的可靠 性。例如，左BSCU电池功率使能/禁能信号146/150可以是非接地或接地的 离散(discrete)信号。
至少一个左制动事件信号132由左BSCU 126生成，并且表示制动事件 在至少一个左EBAC 110/118处的发生。如上所述，BSCU监视各种航空器 输入以提供控制功能，例如但不限于踏板制动、停机制动、自动制动以及缩 回起落架制动。因此，左BSCU 126通过至少一个左制动事件信号132/140 向左EBAC 110/118发送制动命令。如下图2-3内容中所解释的，如果左制 动事件信号132/140表示制动活动(如着陆)的发生，则左制动系统回复到 从电池电源单元128获得功率。
例如，至少一个左制动功率信号133/141可以是大约130伏特的信号。 因此，非接地/接地的离散信号被用于功率切换，然后实际功率从EBPSU送 到EBAC。
右侧功率切换配置104具有与左侧功率切换配置102相似的结构。因此， 在此将不重复描述这些组件的配置和操作。如图l所示，右侧切换电源配置 104大体可包括至少一个右BSCU168、至少一个右EBAC152/160、包括 至少一个右功率切换逻辑电路158/166的至少一个右EBPSU156/164、至少 一个动态电源单元154/162以及电池电源单元128。该配置104可适合于接 收、发送、交换或以其他方式处理多个数据和/或控制信号。这些信号可包括 但不限于至少一个动态功率信号174/182、电池功率信号176、至少一个右 BSCU电池功率使能/禁能信号186/1卯、至少一个右制动事件信号172/180、 至少一个制动功率信号173/181、电池ON/OFF开关信号(在图1中未示出) 以及至少一个右功率分配信号(附图标记170/178/184/188 )。
图2是示出根据发明示范实施例的用于切换航空器电制动系统的电源的过程的流程图。过程200从BSCU和航空器电源单元接收控制信号，并且在 飞行期间从EBAC和/或BSCU移除电池功率。另外，过程200基于接收到 的控制信号在电源单元间切换。通过软件、硬件、固件或它们的任意组合可 执行结合过程200执行的各种任务。为了说明，如下对过程200的描述可能 涉及到如上结合图1所述的元件。在实际的实施例中，系统的不同元件，如 至少一个BSCU、至少一个EBAC、至少一个EBPSU、至少一个功率切换逻 辑电^各116/124、至少一个动态电源单元或电池电源单元，可#1行部分的过 程200。
过程200可以从查询BSCU电池功率使能/禁能信号是否是禁能的(查 询任务202)开始。如果BSCU电池功率使能/禁能信号不是禁能的，则过程 200继续检查制动事件是否发生。如果BSCU电池功率使能/禁能信号是禁能 的(查询任务202),则过程200查询电池开关和牵引开关(towing switch) 是否是关闭(OFF)的(查询任务204)。如果电池开关和牵引开关是关闭的， 则过程200在飞行期间从BSCU和EBAC移除/断开电池功率(任务210 )。 换句话说，过程200关闭电池电源单元，使得它不再为电制动系统供电。如 果电池开关或牵？ 1开关是开启的，则过程200在飞行期间只从EBAC断开电 池电源单元和动态电源单元(任务206 )。这允许一个信号基于电池开关的状 态来实现两个不同的功能，并且去除在BSCU和EBPSU之间需要两个信号 的需求。如果电池开关或牵引开关是开启(ON)的(查询任务204),则过程 200在飞行期间从EBAC断开电池电源单元和动态电源单元(任务206 )。
作为任务206或任务210的结果，功率保持断开，直到BSCU电池功率 使能/禁能信号不是禁能的。此时，由查询任务212检查制动事件是否已经发 生。如上所述，制动事件可以是踏板制动、停机制动、自动制动、缩回起落 架制动等，并且由制动事件信号(如130伏特的控制信号)表示制动事件。
如果制动事件发生(查询任务212 ),则过程200检查动态功率是否是有 效的(查询任务220)。如果动态功率是有效的(查询任务220),那么EBAC 和BSCU切换到从动态电源单元获得功率(任务226 )，并且过程200返回 到任务202。但是，如果已经发生制动事件(查询任务212)并且动态功率 不是有效的，那么过程200检查主功率是否是有效的(查询任务222)。如果 电池功率是有效的，那么过程200将电池电源单元再次连接到EBAC和 BSCU (任务224 ),并且保持连接直到电池功率不再有效(查询任务222 )。因此，过程224返回到查询任务222并且不断检查电池电源单元的有效性。 当命令制动时，EBAC和BSCU保持连接到电池功率。当从电池电源单元
询任务222)。换句话说，如果在制动事件期间动态功率(TRU)复原，则过 程200并不切换到TRU直到制动结束。这将把切换约束到仅仅从TRU到电 池功率转换一次，并且防止可能的功率瞬变到BSCU。如果电池电源单元是 无效的(查询任务222 )并且动态功率是有效的(查询单元223 )，那么EBAC 和BSCU连接到动态电源(任务226)。如果制动事件发生(查询任务212) 并且动态功率不是有效的(查询任务220和223 )并且电池功率也不是有效 的(查询任务222),则过程200返回到任务202并且不发生功率切换。
如果制动事件没有发生(查询任务212)并且动态功率是有效的(查询 任务216 )，那么EBAC和BSCU切换到从动态电源单元获得功率(任务218)， 并且过程200返回到任务202。如果制动事件没有发生(查询任务212)并 且动态功率也不是有效的(查询任务216)，则过程200连接到电池电源单元 (任务217)并且返回到任务202。
可通过下述一个或多个恰当配置的功率切换逻辑电路300执行过程 200。功率切换逻辑电路300从BSCU和电源单元接收控制信号，并且基于 下述控制信号为EBAC和/或BSCU切换(连接/断开)电源。在一个实施例 中，功率切换逻辑电路300在飞行期间为EBAC关闭功率。因此，节省了功 率。；、,， ，，一、 ,、、i 、 " 、、 j ,
动系统一起使用的功率切换逻辑电路300。功率切换逻辑电路300可包括 动态功率/电池判定电路329、动态功率(TRU 28伏特)切换电路331以及 电池功率(电池28伏特)切换电路333。在实践中，可使用任何合适的互 连体系，按所示布局将这些元件耦连在一起。对于航空器，在此描述的系统 300可被应用于任意数量的功率切换逻辑电路配置，且电路300被描述为说 明许多可能例子中的一个。
动态功率/电池判定电路329,确定是TRU还是电池向制动装置提供功 率；动态功率切换电路331，确定何时将动态功率切换到制动装置的附加条 件；以及功率切换电路333,确定何时将电源功率切换到制动装置的附加条 件。通过处理接收到的表示航空器系统状态的控制信号，动态功率/电池判定
电路329确定是TRU还是电池应该向制动装置提供功率。在该示范性实施 例中，TRU/电池判定电路329接收和/或处理多个控制信号，可包括动态 功率信号316 (当TRU电压大于24伏特时为逻辑高值，否则为逻辑低值)； 电池功率信号312 (当电池电压大于22伏特时为逻辑高值，否则为逻辑低 值)；制动事件信号302 (当130伏特BSCU使能/禁能信号被使能时为逻辑 高值，否则为逻辑低值)。TRU/电池判定电路329可包括触发器电路326 以及多个逻辑门308/320/324。
触发器电路326包括置位输入328、复位输入330和Q输出332。触 发器电路是任何标准的触发器电路，并且如下所述被配置为防止从电池功率 向动态电源转换(toggle)。复位输入330被配置为接收动态功率信号316。当 动态功率信号316为低时，Q输出332置为低且忽略置位输入328。正如下 面将解释的，Q输出置为低表示TRU电压不大于24V并且不应该使用TRU。 当动态功率信号316为高时，Q输出332由置位输入328控制。本领域技术 人员熟悉触发器真值表、触发器电路以及控制它们的通用方式，所以这里将 不对这些已知方面做详细描述。
置位输入328被配置为接收来自逻辑门324的输出信号325，逻辑门324 可以是接收输出信号321/323并且根据接收信号321/323生成输出信号325 的或(OR)门。如果信号321或323中有一个为逻辑高，则输出信号325 为逻辑高。
每个逻辑门308/320/324具有多个输入和一个输出，并且可以是H旦不 限于)任何设计用来执行如下所解释的适用于航空器电制动系统的TRU/电 池判定电路329的操作的标准逻辑门。逻辑门308是与(AND)门，被配置 为接收制动事件信号302的取反值以及动态功率信号316、并且根据接收信 号302/316生成输出信号323。逻辑门320是与门，被配置为接收电池功率 信号312的取反值以及动态功率信号316、并且根据接收信号312/316生成 输出信号321。当动态功率信号316为低时，输出信号323和输出信号321 都被置为低。当动态功率信号316为高时，输出信号323具有制动事件信号 302的耳又反值的值，输出信号321具有电池功率信号312的取反值的值。因 此，如果TRU电压大于24V以及(电池电压不大于22伏特，或130伏特 BSCU使能/禁能信号是禁能的)，那么输出信号325被置为逻辑高。上述逻辑门324生成要馈送到触发器电路326的输出信号325。
输出信号325和动态功率信号316被馈送到触发器电路326。如上所述， 触发器电路326被配置为防止从电池功率向动态功率转换。例如，如果动态 功率在间歇地操作，那么Q输出将在O和1之间转换而开关将反反复复地开 启和关闭。因此，制动系统可发现许多功率瞬态。触发器电路326阻止从电 池电源单元到动态电源单元的非意图的转变。触发器电路确保一旦切换到从 电池电源获得功率，BSCU和/或EBAC就持续从电池电源获得功率，除非 制动事件信号302是无效的(不能检测到制动事件)或电池电源是无效的(电 池电源小于22伏特)并且动态电源是有效的(TRU电压大于28伏特)。因 此，如下所解释的，Q输出332控制动态功率切换电路331和电池功率切换 电路333。
通过接收控制信号，动态功率切换电路331确定何时将动态功率切换到 制动装置的附加条件。在这个示范性实施例中，动态功率切换电路331接收 和/或处理多个控制信号，可包括Q输出332和BSCU功率使能/禁能信号 348。上文解释了Q输出332。当28伏特BSCU使能/禁能信号被使能时， BSCU功率使能/禁能信号348是逻辑高值，否则是逻辑低值。
动态电源切换电路331可包括逻辑门350、 TRU-BSCU开关334、 TRU-EBAC开关344、多个继电器338和多个继电器控制信号339/335。逻 辑门350是与门并且被配置为接收控制信号332/348并输出用来控制(闭合/ 断开)TRU-BSCU开关334的继电器控制信号335。 TRU-BSCU开关334由 继电器控制信号339控制，并且^^皮配置为断开/闭合以将动态电源与BSCU 连接/断开。TRU-EBAC开关344由继电器控制信号335控制，并且被配置 为断开/闭合以将动态电源与EBAC连接/断开。特别地，在图3中显示开关 334/344处于断开位置(没有信号流)。继电器338被配置为使用继电器控制 信号339/335闭合/断开开关334/344。继电器控制信号339由Q输出332控 制，并且被配置为闭合/断开TRU-BSCU开关334。继电器控制信号335由 逻辑门350控制，并且^皮配置为闭合/断开TRU-EBAC开关344。
通过接收控制信号，电池功率切换电路333确定何时将电池功率切换到 制动装置的附加条件。在这个示范性实施例中，电池功率切换电路333接收 和/或处理多个控制信号，可包括Q输出332、 BSCU功率使能/禁能信号 348、电池ON/OFF开关信号356和牵引ON/OFF开关信号358。电池功率
14切换电路333可包括多个逻辑门368/384/360、 BAT-BSCU开关372、 TRU-EBAC开关378、多个继电器和多个继电器控制信号337/341。
上文解释了 BSCU电池功率使能/禁能信号348。电池ON/OFF开关信号 356当电池开启时为逻辑高值，而当电池关闭时为逻辑低值，并且，牵引 ON/OFF开关信号当牵引模式开启时为逻辑高值，而当牵引模式关闭时为逻 辑低值。电池ON/OFF开关和牵引ON/OFF开关是飞行员能控制来连接到电 池电源单元以在两种模式下操作设备的物理开关。
每个逻辑门360/368/384有多个输入和一个输出，并且每个可以是(但 不限于)任何设计用来执行如下所解释的适用于航空器电制动系统的逻辑电 路333的操作的标准逻辑门。
逻辑门360是三输入一输出的或门，并且被配置为接收电池ON/OFF开 关信号356、牵引ON/OFF开关信号358以及BSCU电池功率使能/禁能信号 348。逻辑门360的输出362被馈送到逻辑门368。
逻辑门368可以是两输入一输出的与门，并且被配置为接收Q输出332 以及逻辑门360的输出(信号362)，并输出用来控制(闭合/断开)BAT-BSCU 开关372的继电器控制信号337。 BAT-BSCU开关372由继电器信号337控 制并且被配置为断开/闭合以将电池电源单元与BSCU连接/断开。
逻辑门384可以是两输入一输出的与门并且被配置为接收Q输出332 以及BSCU功率禁能/使能信号348,并输出用来控制(闭合/断开)BAT-EBAC 开关378的继电器控制信号341。BAT-EBAC开关378由继电器控制信号341 控制并且被配置为断开/闭合以将动态电源与EBAC连接/断开。
特别地，在图3中显示开关372/378处于断开位置(没有信号流)。继电 器338被配置为使用继电器控制信号337/378闭合/断开开关372/378。继电 器控制信号337由逻辑门337控制并且被配置为闭合/断开BAT-BSCU开关 372。继电器控制信号341由逻辑门384控制并且被配置为闭合/断开 BAT-EBAC开关378。
在一个示范性实施例中，功率开关逻辑电路300可如下操作如果动态 功率信号316是有效的(TRU电压>24伏特)并且电池功率信号312不是有 效的(电池电压<22伏特)，那么Q输出是逻辑高。因此，功率切换逻辑电 路300回复到从动态电源获得功率。在这个例子中，TRU-EBAC开关344 和BSCU-TRU开关334都是闭合的，允许EBAC/BSCU从TRU获得功率。由此均断开的开关372/378不允许BSCU功率使能/禁能信号通过，导致电池 电源连接到EBAC/BSCU。
在另一个示范性实施例中，功率切换逻辑电路300可如下操作当电池 开关信号356或牵引开关信号358 (输入到逻辑门360)是开启的(逻辑高) 并且Q输出332是逻辑低或逻辑高，通过使能/禁能BSCU功率使能/禁能信 号348， BSCU能打开/关闭EBAC。例如，当电池开关信号356是开启的， 通过将BSCU使能/禁能信号348设置为禁能(逻辑低)，BSCU将EBAC从 电池功率断开。因此，开关372闭合(在逻辑门输出处，继电器控制信号337 是逻辑高)，允许电池电源单元向BSCU提供功率，并且开关378断开(在 逻辑门384输出处，继电器控制信号339是逻辑低)以阻止电池电源单元向 EBAC提供功率。
尽管在前述具体实施方式
中已经给出了至少一个示范性实施例，但应该 意识到存在大量的变型。还应该意识到在此描述的示范性实施例不打算以任 何方式限制发明的范围、应用或配置。更确切地，前述具体实施方式
将为本 领域技术人员提供方便的指导方针以实现所描述的实施例。应理解，元件可 在功能和排列上进行改变，而不脱离发明的范围，其中发明的范围由权利要 求限定，其包括在提交这个专利申请时已知的等价物和可预见的等价物。
权利要求
1.一种用于切换电制动系统的功率的系统，该系统包括制动系统控制单元，被配置为生成至少一个功率控制信号，其中所述至少一个电池控制信号被配置为在飞行期间将功率从电制动系统断开；以及至少一个电制动促动控制器，耦连到所述制动系统控制单元并由所述制动系统控制单元控制，所述制动系统控制单元被配置为响应于所述至少一个功率控制信号而控制所述至少一个电制动促动控制器的电池功率的切换。
2. 如权利要求l所述的系统，还包括至少一个电制动电源单元，耦连到所述至少 一个电制动促动控制器和所 述制动系统控制单元，其中所述至少 一个电制动电源单元被配置为向所述制 动系统控制单元以及向所述至少 一个电制动促动控制器提供功率。
3. 如^5L利要求2所述的系统，还包括至少一个功率切换逻辑电路，耦连到所述至少一个电制动电源单元，其 中所述至少一个功率切换逻辑电路被配置为切换用于所述制动系统控制单 元以及所述至少 一个电制动促动控制器的电源。
4. 如权利要求3所述的系统，其中所述电源包括 至少一个动态电源单元，耦连到所述至少一个电制动电源单元，其中所述至少一个动态电源单元被配置为向所述至少一个电制动促动控制器提供 动态功率；以及电池电源单元，耦连到所述至少一个电制动电源单元，其中所述电池电 源单元被配置为向所述电制动系统提供功率。
5. 如权利要求4所述的系统，其中所述至少一个功率切换逻辑电路还被配置为接收表示所述至少一个动 态电源单元的有效性的动态功率信号以及表示所述电池电源单元的有效性 的电池功率信号。
6. —种用于切换航空器电制动系统的功率的系统，该系统包括 至少一个电制动电源单元，耦连到至少一个电制动促动控制器以及制动系统控制单元，其中所述至少一个电制动电源单元被配置为向所述制动系统 控制单元以及所述至少 一个电制动促动控制器提供功率；以及至少一个功率切换逻辑电路，耦连到所述至少一个电制动电源单元，其中所述至少一个功率切换逻辑电路被配置为切换用于所述制动系统控制单 元以及所述至少 一个电制动促动控制器的电源。
7. 如权利要求6所述的系统，还包括至少一个动态电源单元，耦连到所述至少一个电制动电源单元，其中所 述至少一个动态电源单元被配置为向所述至少一个电制动促动控制器提供 动态功率；以及电池电源单元，耦连到所述至少一个电制动电源单元，其中所述电池电 源单元^C配置为向所述电制动系统^是供功率。
8. 如权利要求7所述的系统，其中所述至少一个功率切换逻辑电路还 被配置为接收至少一个动态功率信号，由所述至少一个动态电源单元生成，其中所述 至少一个动态功率信号表示所述至少一个动态电源单元的有效性；电池功率信号，由所述电池电源单元生成，其中所述电池功率信号表示 所述电池电源单元的有效性；至少一个电池功率使能/禁能信号，由所述制动系统控制单元生成，并被 配置为将所述电池电源单元与所述至少一个电制动^l动控制器断开/连接；至少一个制动事件信号，由所述制动系统控制单元生成，并表示在所述 至少 一个电制动促动控制器处的制动事件的发生；以及电池开启/关闭开关信号，从外部生成，并被配置为开始将所述电池电源 单元与/从所述至少一个电制动促动控制器连接/断开。
9. 一种用于切换电制动系统的功率的方法，该方法包括 接收来自于航空器电制动系统的多个控制信号；以及响应于所述控制信号，切换用于所述^t空器电制动系统的电源。
10. 如权利要求9所述的方法，其中所述接收步骤还包括接收 动态功率信号，其表示动态电源单元的有效性； 电池功率信号，其表示电池电源单元的有效性；功率使能/禁能信号，其控制所述电池电源单元是否耦连到电制动促动控 制器；制动事件信号，其表示在所述电制动促动控制器处的制动事件的发生； 电池开启/关闭开关信号，其被配置为开始将所述电池电源单元从/与所 述电制动促动控制器断开/连接；以及牵引开启/关闭开关信号，其被配置为开始将所述电池电源单元从/与所 述电制动促动控制器断开/连接。
11. 如权利要求10所述的方法，其中所述切换步骤还包括在以下情况 下，在飞行期间从所述电制动促动控制器和制动系统控制单元断开所述电池电源单元所述电池开启/关闭开关信号是关闭的； 所述牵引开启/关闭开关信号是关闭的；以及 所述功率使能/禁能信号是禁能的。
12. 如权利要求10所述的方法，其中所述切换步骤还包括如果所述 功率使能/禁能信号不是禁能的，则在飞行期间将所述电池电源单元和所述动 态功率从电制动促动器断开。
13. 如权利要求10所述的方法，其中所述切换步骤还包括在以下情况 下，将所述电池电源单元连接到所述电制动促动控制器所述制动事件发生； 所述动态电源单元不是有效的；以及 所述电池电源单元是有效的。
14. 如权利要求10所述的方法，其中所述切换步骤还包括在以下情况 下，将所述动态功率连接到所述电制动促动控制器所述制动事件没有发生；以及 所述动态电源单元是有效的。
15. 如权利要求10所述的方法，其中所述切换步骤还包括在以下情况 下，连接到所述电池电源所述制动事件已经发生；以及 所述动态功率不是有效的。
16. 如权利要求10所述的方法，其中所述切换步骤还包括保持将所述 电池电源单元连接到所述电制动系统，除非所述制动事件已经发生； 所述动态功率是有效的；以及 所述电池电源单元不是有效的。
全文摘要
公开了一种用于切换航空器电制动系统的电源的系统和方法。该方法在飞行期间从电制动促动控制器移除电池功率直到放下着陆起落架。该方法基于多个控制信号，利用逻辑电路在可用的电源之间进行切换。该方法使得在飞行期间获得的总功率最小化，并且如果航空器仅仅要求依靠电池功率操作，则能节省电池功率。
文档编号B60T8/17GK101568456SQ200780047534
公开日2009年10月28日 申请日期2007年12月20日 优先权日2006年12月22日
发明者埃里克·戈多 申请人:波音公司