飛行器電制動系統的制作方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及一種用于飛行器的電動制動系統。
【背景技術】
[0002]電力系統正逐步取代許多商業和軍事飛行器上的液壓系統。當前的“線控制動”飛行器系統可以具有總體集中式架構，其中對飛行員輸入進行解釋并且命令和監控信號經由數據總線、作為模擬/離散信號通信至制動控制單元(B⑶)。在US 2008/0030069 Al中描述了示例性的集中式架構。
[0003]B⑶解釋來自飛行器駕駛艙控制裝置和航空電子設備的命令，并且計算用于飛行器的每個受致動的起落裝置輪的制動力命令。這可以包括快速循環防滑控制。
[0004]每個制動輪將具有用于向用于該輪的制動器提供夾緊力的至少一個機電致動器(EMA)，所述制動輪將夾緊力轉換成制動力矩。機電致動器控制器(EMAC)可以設置在起落裝置艙內并且可以電連接至與輪和制動器組耦接的多個制動EMA。典型地，每個輪和制動器組包括經由制動組件耦接至輪的多個制動EMA。EMAC解釋來自B⑶的制動力命令，并且接收電力，以提供驅動EMA的電力。
[0005]典型地提供至少兩個B⑶。可以設置多個B⑶以用于冗余和/或故障容差。在冗余配置中，可以將BCU分配給特定的側，例如飛行器航空電子設備網側或電力網側。EMAC可以因此接收來自任意BCU的制動力命令。為了使部件的通用性最大化，EMAC可以全部相同，以使部件的設計、制造、安裝、維修、更換等的成本和復雜性最小化。因此存在若干EMAC同時發生故障從而導致制動控制的部分喪失或全部喪失的可能性，這是不期望的。EMAC可以被認為是“復雜”部件，也就是說EMAC是不完全可測試的，如在ARP4754中所限定的。
【發明內容】
[0006]本發明提供了一種用于飛行器的電動制動系統，包括:機電制動致動器(EMA制動器)，靠近飛行器的輪，所述EMA制動器包括電機；機電致動器控制器(EMAC)，所述EMAC包括用于生成用于EMA制動器的第一驅動信號的第一電機控制器和用于生成用于EMA制動器的第二驅動信號的第二電機控制器，其中，所述第一電機控制器與所述第二電機控制器不同以防止第一電機控制器和第二電機控制器發生共同模式故障。
[0007]第一電機控制器和第二電機控制器中的每個均可以包括用于生成脈寬調制信號的硬件。
[0008]第一電機控制器和第二電機控制器中的每個均可以包括選自自由以下各項構成的組的不同硬件:微處理器、微控制器、數字信號處理器、專用集成電路、可編程邏輯器件、復雜可編程邏輯器件、現場可編程門陣列以及基于晶體管的分立電子開關電路。
[0009]所述電動制動系統還可以包括:制動控制單元(B⑶)，所述B⑶用于在正常操作模式期間生成用于所述EMAC的制動力命令信號；以及緊急制動控制單元(eBCU)，所述eBCU用于在緊急操作模式期間生成用于所述EMAC的制動力命令信號。
[0010]所述B⑶和/或所述eB⑶可以連同所述EMAC —起被設置在共用線路可更換單元(LRU)中，或者可以被設置成遠離EMAC。
[0011]所述B⑶可以被設置在遠程數據集中器(RDC)中，并且可選地所述eB⑶也可以被設置在所述RDC中，所述RDC被配置成安裝在飛行器的起落裝置的輪或軸區域中。
[0012]所述EMAC可以連同所述EMA制動器一起被設置在共用線路可更換單元(LRU)中，或者可以被設置成遠離EMA制動器。
[0013]所述B⑶可以操作于正常制動信道，所述eB⑶可以操作于緊急制動信道，所述第一電機控制器可以操作于正常電機控制信道，并且所述第二電機控制器可以操作于緊急電機控制信道。所述BCU可以被配置成與第一電機控制器進行通信而不與第二電機控制器進行通信，并且所述eBCU可以被配置成與所述第二電機控制器進行通信而不與所述第一電機控制器進行通信。
[0014]例如，正常制動信道與正常電機控制信道可以稱接以形成正常信道,并且緊急制動信道與緊急電機控制信道可以耦接以形成緊急信道，并且所述系統還可以包括用于在正常信道與緊急信道之間進行切換的開關。
[0015]可替選地，所述B⑶可以被配置成與第一電機控制器或第二電機控制器進行通信，并且eB⑶可以被配置成與第一電機控制器或第二電機控制器進行通信。
[0016]可以設置用于在正常制動信道與緊急制動信道之間進行切換的第一開關，并且可以設置用于在正常電機控制信道與緊急電機控制信道之間進行切換的第二開關。所述第一開關和所述第二開關能夠獨立地進行切換。
[0017]可以在正常電機控制信道和緊急電機控制信道與EMA制動器之間在操作上耦接源開關，以用于根據所選擇的電機控制信道來切換EMA制動器控制。可替選地，可以在正常電機控制信道和緊急電機控制信道與EMA制動器之間在操作上耦接或(OR)門，以用于根據在操作的電機控制信道來控制EMA制動器。
[0018]所述B⑶可以包括冗余制動控制信道，每個冗余制動控制信道均經由相應的數據總線與飛行器駕駛艙控制裝置和航空電子設備進行通信。
[0019]所述B⑶和/或所述eB⑶能夠進行操作以執行防滑制動控制。
[0020]此外，一種飛行器，包括上述電動制動系統。
【附圖說明】
[0021]現在將參照附圖來描述本發明的實施方式，其中:
[0022]圖1示出了以集中式航空電子設備為特征的電動飛行器制動系統的第一實施方式；
[0023]圖2示出了第一實施方式的單個EMA的控制的示意圖；
[0024]圖3示出了具有不同的正常電機控制器和緊急電機控制器的第一實施方式中所使用的EMAC的不意圖；
[0025]圖4示出了用于圖3中所示的EMAC的控制方案的第一示例；
[0026]圖5示出了用于圖3中所示的EMAC的控制方案的第二示例；
[0027]圖6詳細示出了在圖4的第一示例EMAC中所使用的不同電機控制器；
[0028]圖6a詳細示出了在圖4的第一示例EMAC中所使用的不同電機控制器的可替選設置；
[0029]圖7詳細示出了在圖5的第二示例EMAC中所使用的不同電機控制器；
[0030]圖7a詳細示出了在圖5的第二示例EMAC中所使用的不同電機控制器的可替選設置；
[0031]圖8示出了以集中式航空電子設備和“智能’?ΜΑ為特征的電動飛行器制動系統的第二實施方式；
[0032]圖9示出了第二實施方式的單個智能EMA的控制的示意圖；
[0033]圖10示出了在第二實施方式中所使用的、具有不同的正常電機控制器和緊急電機控制器的智能EMA的示意圖,所述智能EMA使用了與圖4至圖7a中所示的控制方案相同的控制方案；
[0034]圖11示出了以分布式航空電子設備為特征的、具有“智能”EMAC的電動飛行器制動系統的第三實施方式；
[0035]圖12示出了第三實施方式的單個EMA的控制的示意圖；
[0036]圖13示出了在第三實施方式中所使用的、具有不同的正常電機控制器和緊急電機控制器以及集成B⑶和eB⑶功能的“智能” EMAC的示意圖；
[0037]圖14示出了用于在圖13所示的智能EMAC的控制方案的第一示例；
[0038]圖15示出了用于圖13中所示的智能EMAC的控制方案的第二示例；
[0039]圖16示出了以分布式航空電子設備為特征的、具有“智能^EMAC和獨立的緊急BCU功能的電動飛行器制動系統的第四實施方式；
[0040]圖17示出了第四實施方式的單個EMA的控制的示意圖；
[0041]圖18示出了在第四實施方式中所使用的、具有不同的正常電機控制器和緊急電機控制器以及集成BCU功能的“智能” EMAC的示意圖；
[0042]圖19示出了以全分布式航空電子設備為特征的電動飛行器制動系統的第五實施方式，所述電動飛行器制動系統具有“智能” EMA和具有集成BCU和eBCU功能的“智能”輪/ 軸 RDC ；
[0043]圖20示出了第五實施方式的單個智能EMA的控制的示意圖；
[0044]圖21示出了在第五實施方式中所使用的、具有不同的正常電機控制器和緊急電機控制器的智能EMA的示意圖；
[0045]圖22示出了第五實施方式的以B⑶和eB⑶功能為特征的智能輪/軸RDC的示意圖；
[0046]圖23示出了用于圖21中所示的智能EMA的控制方案的第一示例；
[0047]圖24示出了用于圖21中所示的智能EMA的控制方案的第二示例；
[0048]圖25示出了以全分布式航空電子設備為特征的電動飛行器制動系統的第六實施方式，所述電動飛行器制動系統具有“智能” EMA和具有集成BCU功能的“智能”輪/軸RDC以及獨立的eBCU功能；
[0049]圖26示出了第六實施方式的單個智能EMA的控制的示意圖；
[0050]圖27示出了在第五實施方式中所使用的、具有不同的正常電機控制器和緊急電機控制器的智能EMA的示意圖；
[0051]圖28示出了第六實施方式的以BCU功能為特征的智能輪/軸RDC的示意圖；
[0052]圖29示出了用于完全分布式電動飛行器制動系統架構的、具有集成BCU和eBCU功能的完全智能EMA ；
[0053]圖30示出了用于完全分布式電動飛行器制動系統架構的、具有集成BCU功能的智能 EMA ；
[0054]圖31示出了用于完全分布式電動飛行器制動系統架構的、具有集成eBCU功能的智能EMA ；
[0055]圖32示出了用于圖29所示的完全智能EMA的控制方案的第一示例；
[0056]圖33示出了用于圖29所示的完全智能EMA的控制方案的第二示例；以及
[0057]圖34中的表I列出了附圖中所示的功能塊的簡要描述。
【具體實施方式】
[0058]在圖1所示的第一實施方式的電動飛行器制動系統100被配置成用于具有兩個受制動主起落裝置的飛行器，其中一個受制動主起落裝置在飛行器中心線的任一側。然而，將要理解的是，本文中所描述的本發明涉及具有制動輪的任何飛行器配置，包括具有兩個以上的主起落裝置和/或受制動前端起落裝置的飛行器。
[0059]制動系統100以集中式航電子設備為特征。制動系統包括雙幾余制動控制單兀(B⑶)121、122，B⑶121、122被分配至特定側，例如飛行器航空電子設備網側或電力網側(側1、側2等)。B⑶121、122經由一個或多個數據總線111接收來自飛行器駕駛艙控制裝置和航空電子設備110的輸入以及模擬和/或離散信號112 (例如來自制動踏板發射器單元(BPTU)，表示制動踏板角度)。注意，在附圖中未示出所有的信號路徑，以免使本發明的描述的清晰度變得模糊。
[0060]B⑶121、122解釋來自飛行器駕駛艙控制裝置和航空電子設備110的信號并且向機電致動器控制器(EMAC) 141、142、143、144發出基于每個輪的制動力命令。在圖1中所示出的飛行器配置中存在