飞行器电制动系统的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种用于飞行器的电动制动系统。
【背景技术】
[0002]电力系统正逐步取代许多商业和军事飞行器上的液压系统。当前的“线控制动”飞行器系统可以具有总体集中式架构，其中对飞行员输入进行解释并且命令和监控信号经由数据总线、作为模拟/离散信号通信至制动控制单元(B⑶)。在US 2008/0030069 Al中描述了示例性的集中式架构。
[0003]B⑶解释来自飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备的命令，并且计算用于飞行器的每个受致动的起落装置轮的制动力命令。这可以包括快速循环防滑控制。
[0004]每个制动轮将具有用于向用于该轮的制动器提供夹紧力的至少一个机电致动器(EMA)，所述制动轮将夹紧力转换成制动力矩。机电致动器控制器(EMAC)可以设置在起落装置舱内并且可以电连接至与轮和制动器组耦接的多个制动EMA。典型地，每个轮和制动器组包括经由制动组件耦接至轮的多个制动EMA。EMAC解释来自B⑶的制动力命令，并且接收电力，以提供驱动EMA的电力。
[0005]典型地提供至少两个B⑶。可以设置多个B⑶以用于冗余和/或故障容差。在冗余配置中，可以将BCU分配给特定的侧，例如飞行器航空电子设备网侧或电力网侧。EMAC可以因此接收来自任意BCU的制动力命令。为了使部件的通用性最大化，EMAC可以全部相同，以使部件的设计、制造、安装、维修、更换等的成本和复杂性最小化。因此存在若干EMAC同时发生故障从而导致制动控制的部分丧失或全部丧失的可能性，这是不期望的。EMAC可以被认为是“复杂”部件，也就是说EMAC是不完全可测试的，如在ARP4754中所限定的。
【发明内容】
[0006]本发明提供了一种用于飞行器的电动制动系统，包括:机电制动致动器(EMA制动器)，靠近飞行器的轮，所述EMA制动器包括电机；机电致动器控制器(EMAC)，所述EMAC包括用于生成用于EMA制动器的第一驱动信号的第一电机控制器和用于生成用于EMA制动器的第二驱动信号的第二电机控制器，其中，所述第一电机控制器与所述第二电机控制器不同以防止第一电机控制器和第二电机控制器发生共同模式故障。
[0007]第一电机控制器和第二电机控制器中的每个均可以包括用于生成脉宽调制信号的硬件。
[0008]第一电机控制器和第二电机控制器中的每个均可以包括选自自由以下各项构成的组的不同硬件:微处理器、微控制器、数字信号处理器、专用集成电路、可编程逻辑器件、复杂可编程逻辑器件、现场可编程门阵列以及基于晶体管的分立电子开关电路。
[0009]所述电动制动系统还可以包括:制动控制单元(B⑶)，所述B⑶用于在正常操作模式期间生成用于所述EMAC的制动力命令信号；以及紧急制动控制单元(eBCU)，所述eBCU用于在紧急操作模式期间生成用于所述EMAC的制动力命令信号。
[0010]所述B⑶和/或所述eB⑶可以连同所述EMAC —起被设置在共用线路可更换单元(LRU)中，或者可以被设置成远离EMAC。
[0011]所述B⑶可以被设置在远程数据集中器(RDC)中，并且可选地所述eB⑶也可以被设置在所述RDC中，所述RDC被配置成安装在飞行器的起落装置的轮或轴区域中。
[0012]所述EMAC可以连同所述EMA制动器一起被设置在共用线路可更换单元(LRU)中，或者可以被设置成远离EMA制动器。
[0013]所述B⑶可以操作于正常制动信道，所述eB⑶可以操作于紧急制动信道，所述第一电机控制器可以操作于正常电机控制信道，并且所述第二电机控制器可以操作于紧急电机控制信道。所述BCU可以被配置成与第一电机控制器进行通信而不与第二电机控制器进行通信，并且所述eBCU可以被配置成与所述第二电机控制器进行通信而不与所述第一电机控制器进行通信。
[0014]例如，正常制动信道与正常电机控制信道可以稱接以形成正常信道,并且紧急制动信道与紧急电机控制信道可以耦接以形成紧急信道，并且所述系统还可以包括用于在正常信道与紧急信道之间进行切换的开关。
[0015]可替选地，所述B⑶可以被配置成与第一电机控制器或第二电机控制器进行通信，并且eB⑶可以被配置成与第一电机控制器或第二电机控制器进行通信。
[0016]可以设置用于在正常制动信道与紧急制动信道之间进行切换的第一开关，并且可以设置用于在正常电机控制信道与紧急电机控制信道之间进行切换的第二开关。所述第一开关和所述第二开关能够独立地进行切换。
[0017]可以在正常电机控制信道和紧急电机控制信道与EMA制动器之间在操作上耦接源开关，以用于根据所选择的电机控制信道来切换EMA制动器控制。可替选地，可以在正常电机控制信道和紧急电机控制信道与EMA制动器之间在操作上耦接或(OR)门，以用于根据在操作的电机控制信道来控制EMA制动器。
[0018]所述B⑶可以包括冗余制动控制信道，每个冗余制动控制信道均经由相应的数据总线与飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备进行通信。
[0019]所述B⑶和/或所述eB⑶能够进行操作以执行防滑制动控制。
[0020]此外，一种飞行器，包括上述电动制动系统。
【附图说明】
[0021]现在将参照附图来描述本发明的实施方式，其中:
[0022]图1示出了以集中式航空电子设备为特征的电动飞行器制动系统的第一实施方式；
[0023]图2示出了第一实施方式的单个EMA的控制的示意图；
[0024]图3示出了具有不同的正常电机控制器和紧急电机控制器的第一实施方式中所使用的EMAC的不意图；
[0025]图4示出了用于图3中所示的EMAC的控制方案的第一示例；
[0026]图5示出了用于图3中所示的EMAC的控制方案的第二示例；
[0027]图6详细示出了在图4的第一示例EMAC中所使用的不同电机控制器；
[0028]图6a详细示出了在图4的第一示例EMAC中所使用的不同电机控制器的可替选设置；
[0029]图7详细示出了在图5的第二示例EMAC中所使用的不同电机控制器；
[0030]图7a详细示出了在图5的第二示例EMAC中所使用的不同电机控制器的可替选设置；
[0031]图8示出了以集中式航空电子设备和“智能’?ΜΑ为特征的电动飞行器制动系统的第二实施方式；
[0032]图9示出了第二实施方式的单个智能EMA的控制的示意图；
[0033]图10示出了在第二实施方式中所使用的、具有不同的正常电机控制器和紧急电机控制器的智能EMA的示意图,所述智能EMA使用了与图4至图7a中所示的控制方案相同的控制方案；
[0034]图11示出了以分布式航空电子设备为特征的、具有“智能”EMAC的电动飞行器制动系统的第三实施方式；
[0035]图12示出了第三实施方式的单个EMA的控制的示意图；
[0036]图13示出了在第三实施方式中所使用的、具有不同的正常电机控制器和紧急电机控制器以及集成B⑶和eB⑶功能的“智能” EMAC的示意图；
[0037]图14示出了用于在图13所示的智能EMAC的控制方案的第一示例；
[0038]图15示出了用于图13中所示的智能EMAC的控制方案的第二示例；
[0039]图16示出了以分布式航空电子设备为特征的、具有“智能^EMAC和独立的紧急BCU功能的电动飞行器制动系统的第四实施方式；
[0040]图17示出了第四实施方式的单个EMA的控制的示意图；
[0041]图18示出了在第四实施方式中所使用的、具有不同的正常电机控制器和紧急电机控制器以及集成BCU功能的“智能” EMAC的示意图；
[0042]图19示出了以全分布式航空电子设备为特征的电动飞行器制动系统的第五实施方式，所述电动飞行器制动系统具有“智能” EMA和具有集成BCU和eBCU功能的“智能”轮/ 轴 RDC ；
[0043]图20示出了第五实施方式的单个智能EMA的控制的示意图；
[0044]图21示出了在第五实施方式中所使用的、具有不同的正常电机控制器和紧急电机控制器的智能EMA的示意图；
[0045]图22示出了第五实施方式的以B⑶和eB⑶功能为特征的智能轮/轴RDC的示意图；
[0046]图23示出了用于图21中所示的智能EMA的控制方案的第一示例；
[0047]图24示出了用于图21中所示的智能EMA的控制方案的第二示例；
[0048]图25示出了以全分布式航空电子设备为特征的电动飞行器制动系统的第六实施方式，所述电动飞行器制动系统具有“智能” EMA和具有集成BCU功能的“智能”轮/轴RDC以及独立的eBCU功能；
[0049]图26示出了第六实施方式的单个智能EMA的控制的示意图；
[0050]图27示出了在第五实施方式中所使用的、具有不同的正常电机控制器和紧急电机控制器的智能EMA的示意图；
[0051]图28示出了第六实施方式的以BCU功能为特征的智能轮/轴RDC的示意图；
[0052]图29示出了用于完全分布式电动飞行器制动系统架构的、具有集成BCU和eBCU功能的完全智能EMA ；
[0053]图30示出了用于完全分布式电动飞行器制动系统架构的、具有集成BCU功能的智能 EMA ；
[0054]图31示出了用于完全分布式电动飞行器制动系统架构的、具有集成eBCU功能的智能EMA ；
[0055]图32示出了用于图29所示的完全智能EMA的控制方案的第一示例；
[0056]图33示出了用于图29所示的完全智能EMA的控制方案的第二示例；以及
[0057]图34中的表I列出了附图中所示的功能块的简要描述。
【具体实施方式】
[0058]在图1所示的第一实施方式的电动飞行器制动系统100被配置成用于具有两个受制动主起落装置的飞行器，其中一个受制动主起落装置在飞行器中心线的任一侧。然而，将要理解的是，本文中所描述的本发明涉及具有制动轮的任何飞行器配置，包括具有两个以上的主起落装置和/或受制动前端起落装置的飞行器。
[0059]制动系统100以集中式航电子设备为特征。制动系统包括双几余制动控制单兀(B⑶)121、122，B⑶121、122被分配至特定侧，例如飞行器航空电子设备网侧或电力网侧(侧1、侧2等)。B⑶121、122经由一个或多个数据总线111接收来自飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备110的输入以及模拟和/或离散信号112 (例如来自制动踏板发射器单元(BPTU)，表示制动踏板角度)。注意，在附图中未示出所有的信号路径，以免使本发明的描述的清晰度变得模糊。
[0060]B⑶121、122解释来自飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备110的信号并且向机电致动器控制器(EMAC) 141、142、143、144发出基于每个轮的制动力命令。在图1中所示出的飞行器配置中存在