CN104670481B - 飞行器电制动系统 - Google Patents

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Abstract

一种用于飞行器的电动制动系统，包括：机电制动致动器，靠近所述飞行器的轮，所述机电制动致动器包括电机；机电致动器控制器，所述机电致动器控制器包括用于生成用于所述机电制动致动器的驱动信号的电机控制器；以及制动控制单元，所述制动控制单元用于生成用于所述机电致动器控制器的制动力命令信号；其中，所述制动控制单元和所述机电致动器控制器连同所述机电制动致动器一起被设置在共用线路可更换单元中。

Description

飞行器电制动系统
技术领域
本发明涉及一种用于飞行器的电动制动系统。
背景技术
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(BCU)。在US 2008/0030069A1中描述了示例性的集中式架构。
BCU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。
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器组件耦接至轮的多个制动EMA。EMAC解释来自BCU的制动力命令，并且接收电力，以提供驱动EMA的电力。
典型地提供至少两个BCU。可以设置多个BCU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
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制动器的驱动信号的电机控制器；以及制动控制单元，所述制动控制单元用于生成用于所述EMAC的制动力命令信号；其中所述制动控制单元和所述EMAC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。
本发明的优点在于，与先前的电动制动系统相比，所述共用LRU使得能够降低EMA制动器的布线复杂度、减轻重量和节约成本、以及增强可靠性。
所述制动控制单元可以是以下中至少之一：正常模式制动控制单元(BCU)，所述正常模式BCU被配置成在正常操作模式期间生成用于所述EMAC的制动力命令信号；以及紧急模式制动控制单元(eBCU)，所述eBCU被配置成在紧急操作模式期间生成用于所述EMAC的制动力命令信号。
所述BCU和/或所述eBCU能够进行操作以执行防滑制动控制。
在一系列实施方式中，系统包括：至少一个正常模式制动控制单元(BCU)，所述至少一个正常模式BCU被配置成在正常操作模式期间生成用于所述EMAC的制动力命令信号；以及至少一个紧急模式制动控制单元(eBCU)，所述至少一个eBCU被配置成在紧急操作模式期间生成用于所述EMAC的制动力命令信号。在所述共用LRU具有一个或更多个BCU而不具有eBCU的实施方式中，一个或更多个eBCU可以被设置成远离所述LRU。在所述共用LRU具有一个或更多个eBCU而不具有BCU的另一实施方式中，一个或更多个BCU可以被设置成远离所述LRU。在又一实施方式中，所述共用LRU具有至少一个BCU和至少一个eBCU。
所述EMAC可以包括多个电机控制器。在一个示例中，所述EMAC可以包括用于生成用于所述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所述EMA制动器的第二驱动信号的第二电机控制器。
所述第一电机控制器和所述第二电机控制器均可以包括用于生成脉宽调制信号的硬件。
所述第一电机控制器和所述第二电机控制器可以包括用于生成脉宽调制信号的类似硬件。可替选地，所述第一电机控制器和所述第二电机控制器可以包括用于生成脉宽调制信号的不同硬件，以防止第一电机控制器和第二电机控制发生共同模式故障。
所述第一电机控制器和所述第二电机控制器均可以包括选自由以下各项构成的组的类似或不同硬件：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。
所述BCU可以操作于正常制动信道，并且所述eBCU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。
例如，正常制动信道与正常电机控制信道可以耦接以形成正常信道，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。
可替选地，所述BCU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，并且所述eBCU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。
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。
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。
所述BCU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。
此外，一种飞行器，包括上述电动制动系统。
多个共用LRU可以与飞行器的受制动轮相关联，也就是说，用于起落装置轮的轮制动器组件可以通过多个EMA制动器来致动，其中每个EMA制动器形成还具有EMAC和BCU和/或eBCU的相应共用LRU的一部分。
在每个共用LRU的BCU和/或eBCU能够进行操作以执行防滑的情况下，防滑控制可以处于不以每个轮为基础的EMA制动器水平。在多个共用LRU与飞行器的每个受制动的轮相关联并且防滑处于EMA制动器水平的情况下，可以使防滑控制在与相应受制动的轮相关联的所有EMA制动器(LRU)之间同步。所述同步需要在与相应受制动的轮相关联的EMA制动器之间进行通信。
共用LRU可以被配置成经由例如数字数据总线处理仅LRU外部的数据通信而不处理模拟通信。
电动制动系统还可以包括路由器，所述路由器用于在飞行器驾驶舱控制装置和飞行器航空电子设备与完全智能的EMA之间路由数字通信。路由器可以被定位在起落装置支架的底部，即与起落装置的轴/滑动器相邻。
附图说明
现在将参照附图来描述本发明的实施方式，其中：
图1示出了包括“完全智能”机电致动器(EMA)的完全分布式的电动飞行器制动系统架构的第一实施方式，所述完全智能EMA包括机电致动器控制器(EMAC)、正常制动控制单元(BCU)和紧急制动控制单元(eBCU)；
图2示出了第一实施方式中的包括四个完全智能EMA的起落装置轮制动器中之一的示意图以及它们的连接；
图3示出了第一实施方式的单个完全智能EMA的控制的示意图；
图4示出了第一实施方式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和eBCU功能的完全智能EMA的示意图；
图5示出了用于图4中所示的完全智能EMA的控制方案的第一示例；
图6示出了用于图4中所示的完全智能EMA的控制方案的第二示例；
图7详细示出了在图5的第一示例完全智能EMA中所使用的不同电机控制器；
图7a详细示出了在图5的第一示例完全智能EMA中所使用的不同电机控制器的可替选设置；
图8详细示出了在图6的第二示例完全智能EMA中所使用的不同电机控制器；
图8a详细示出了在图6的第二示例完全智能EMA中所使用的不同电机控制器的可替选设置；
图9示出了完全分布式的电动飞行器制动系统架构的第二实施方式的单个完全智能EMA的控制的示意图，其中所述完全智能EMA包括机电致动器控制器(EMAC)、正常制动控制单元(BCU)，而不包括紧急制动控制单元(eBCU)，所述eBCU被设置成远离EMA；
图10示出了第二实施方式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功能的完全智能EMA的示意图；
图11示出了完全分布式的电动飞行器制动系统架构的第三实施方式的单个完全智能EMA的控制的示意图，其中所述完全智能EMA包括机电致动器控制器(EMAC)、紧急制动控制单元(eBCU)，而不包括正常制动控制单元(BCU)，所述正常BCU被设置成远离EMA；
图12示出了第三实施方式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eBCU功能的完全智能EMA的示意图；以及
图13中的表1列出了附图中所示的功能块的简要描述。
具体实施方式
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。制动系统100以完全分布式航空电子设备为特征。
制动系统100包括飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备110，其经由数据总线111、112和路由器131至138，与“完全智能”机电制动致动器(EMA)151a-d、152a-d、153a-d和154a-d(以下详细描述的)进行通信，“完全智能”机电制动致动器(EMA)151a-d、152a-d、153a-d和154a-d与轮和制动器组161至164相关联。在本示例中，存在有四个轮和制动器组(两个主起落装置的每个轮一组)，以及每个轮和制动器组四个完全智能的EMA。设置电制动供电单元181至184，以向完全智能的EMA提供电力。当然，可以存在有更多或更少数量的轮和制动器组和完全智能的EMA。
优选如图4中所示，制动系统100包括正常系统和紧急系统二者。正常系统包括双冗余制动控制单元(BCU)121、122，所述BCU 121、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)。紧急系统包括紧急BCU(eBCU)123。eBCU 123提供保护以防止例如由于BCU的故障、飞行器航空电子设备的故障、通信数据总线的故障以及可能的供电故障(这依赖于供电配置)(所有这些故障都可能导致BCU的功能的丧失)而导致BCU 121、122二者的功能的丧失。
除了制动器EMA 191之外，完全智能的EMA 151a-d、152a-d、153a-d和154a-d中的每个均包括侧1BCU、侧2BCU和eBCU功能块，所述侧1BCU、侧2BCU和eBCU功能块连同EMA控制器(EMAC)功能块一起被封装在单个线路可更换单元(LRU)中。
BCU 121、122经由数据总线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，eBCU 123经由数据总线112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。数据总线112可以与数据总线111不同。可替选地，数据总线112可以由携带例如来自制动踏板发射器单元(BPTU)的、表示制动踏板角度的模拟和/或离散信号的线路来替换。注意，在附图中未示出所有的信号线路，以免掩盖本发明的描述的清晰度。
在图1和图2所示的配置中，仅数据总线111(而不是数据总线112)能够在正常操作模式期间进行操作。在紧急操作模式下，数据总线111是不工作的而数据总线112是有效的。与正常模式数据总线相比，紧急数据总线可以具有削弱的功能性(例如较慢的速度)。在可替选配置中，可以切换数据总线111和数据总线112，使得在任何时间仅数据总线111和数据总线112中之一有效，然而，数据总线111可以用于正常模式和紧急模式，并且类似地，数据总线112可以用于正常模式和紧急模式。
BCU 121、122解释来自飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备110的信号并且向各个完全智能的EMA的EMAC功能块141内的电机控制器发出基于每个轮的制动力命令。
路由器131至138将来自飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备110的数字数据总线信号路由至完全智能的EMA，并且将来自完全智能的EMA的数字数据总线信号路由至飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备110。与每个轮和制动器组相关联的四个完全智能的EMA经由第一路由器与数据总线111进行通信，并且经由第二路由器与数据总线112进行通信。例如，在图1中所示的配置中，经由数据总线111和路由器131来路由在正常模式下飞行器驾驶舱控制装置和飞行器航空电子设备110与轮和制动器组1(161)的四个EMA 151a-d之间的通信。经由数据总线112和路由器133来路由在紧急模式下飞行器驾驶舱控制装置和飞行器航空电子设备110与轮和制动器组1(161)的四个EMA 151a-d之间的通信。以此方式，每个轮和制动器组与四个完全智能的EMA以及两个路由器(经由正常模式数据总线111进行通信的一个正常模式路由器和经由紧急模式数据总线112进行通信的一个紧急模式路由器)相关联。
每个完全智能的EMA的EMAC功能模块141包括电机控制器145、146和电力变换器级147。电机控制器145、146解释来自BCU 121、122的制动力命令，并且生成用于EMA 191的驱动信号。电力级147向EMA191供电，并且经由EBPSU电连接至飞行器电力网N1、N2(注意在图1中示出了飞行器电力网N1、N2的仅高电压部件)。EBPSU可以包括安全电力互锁，并且如果需要则还可以包括电源开关和/或电力转换。EMAC功能块141因此提供电力和控制信号，以驱动每个完全智能的EMA内的EMA 191。
每个完全智能的EMA的BCU 121、122基于每个EMA来为它们相应的轮和制动器执行快速循环防滑控制。在图4中所示的配置中，存在有每个轮和制动器四个完全智能的EMA。相应地，可以使与同一轮相关联的四个EMA中的每个和制动器之间的防滑控制同步。依赖于用于对四个完全智能的EMA进行有效防滑控制所需要的通信速度，EMA可以彼此直接通信，或者可以经由数据总线网络来路由通信。在一些情况下，可不需要与同一轮相关联的完全智能EMA和制动器之间的防滑控制的同步。
每个完全智能的EMA的EMA 191将来自EBPSU的电力转换成机械力，以向与其各自的轮相关联的制动器提供夹紧力。轮和制动器组件将由EMA施加的夹紧力转换成制动力矩，以使飞行器减速或者使飞行器保持静止。
每个完全智能的EMA的EMAC功能块141包括用于驱动与其相关联的EMA 191的电机的初级或第一电机控制器。为了防止由于处于致动器控制电平的共同模式故障而引起在EMAC功能块141的正常信道中电机控制器同时发生故障的可能性，EMAC功能块还包括次级或第二电机控制器。初级电机控制器形成EMAC功能块的正常信道的一部分，次级电机控制器形成EMAC功能块的紧急信道的一部分。电机控制器是EMAC功能块的复杂部分，所以将不同电机控制器并入EMAC功能块内，以形成紧急信道的一部分。
每个完全智能的EMA内的eBCU 123输出用于与其相关联的相应轮和制动器组161、162、163、164的制动控制信号。eBCU 123能够进行操作以执行与BCU 121、122相同的功能，但是eBCU 123只有在系统处于紧急模式下才被使用。eBCU 123可以包括较简单的技术，或者可以仅依赖于架构来接收并输出模拟信号。eBCU 123优选地针对与其相关联的轮和制动器组的制动轮来执行快速循环防滑控制。eBCU可以基于与BCU不同的技术，以防止共同模式故障。所提供的eBCU防滑控制是以每个EMA为基础的，因此会需要与同一轮相关联的完全智能EMA和制动器之间的防滑控制同步，如以上参照BCU所说明的一样。
图2示意性地示出了轮和制动器161的制动器组件中的四个完全智能的EMA 151a-d的物理设置。完全智能的EMA 151a和151b由飞行器电力网N2(经由EBPSU 182)供电，并且完全智能的EMA 151c和151d由飞行器电力网N1(经由EBPSU 181)供电。飞行器驾驶舱控制装置和飞行器航空电子设备与所有四个完全智能的EMA 151a-d之间的通信经由数据总线111和路由器131进行路由，或者经由数据总线112和路由器133进行路由。如上所述，在该结构中，数据总线111和路由器131被指定用于正常模式，而数据总线112和路由器133被指定用于紧急模式。路由器131与四个完全智能的EMA 151a-d中的每个进行通信，路由器133与四个完全智能的EMA 151a-d中的每个进行通信。
在图2中所示的配置中，路由器131、133被定位成位于或邻近于起落装置支架的底部，例如在滑动器/轴上或者邻近于与其相关联的轮。这显著降低了布线重量和制动系统的复杂性，这是因为数据总线111、112会遍布从起落装置舱向下至起落装置支架。然而，在起落装置支架的底部处的环境特别恶劣，因此在某些情况下会期望将路由器定位在起落装置舱中或在航空电子设备舱中，或者在飞行器内远离起落装置支架底部的其他位置。在这样的情况下，可能有必要提供相对长的局部数据总线线缆，其在路由器与每个完全智能的EMA之间延伸，因此与图2所示的配置相比，使布线的复杂性增大，并且因此使重量和成本增加。
完全智能的EMA优选地能够处理与飞行器驾驶舱控制装置和飞行器航空电子设备的仅数字通信。这显著背离于需要模拟通信的前端的EMA。完全智能的EMA结合将路由器定位在起落装置支架的底部处来处理仅数字通信的能力意味着，仅数字数据总线需要沿着起落装置支架向下延伸，这使得布线重量、复杂性和成本减少，并且提高了可靠性。然而，完全智能的EMA可以可替选地经由模拟线路与飞行器驾驶舱控制装置和飞行器航空电子设备进行通信。
能够处理仅数字通信的完全智能的EMA有利地有助于降低制动系统的维护要求，这是因为每个完全智能的EMA仅需要经由本地数据总线(连接至路由器)和电源线(连接至飞行器电力网/制动电源)连接。因此，完全智能的EMA是即插即用设备。制动系统中的每个完全智能的EMA优选地是相同的，从而使得部件数量和库存要求降低。为了防止共同模式故障，完全智能的EMA包括被设置成通过如以下将要描述的不同技术来提供所需冗余的硬件。
图3示出了第一实施方式中的单个完全智能的EMA 151a的控制的示意图。完全智能的EMA包括EMA 191、EMAC 141、侧1BCU 121和侧2BCU 122以及eBCU 123。EMAC和BCU/eBCU能够进行操作，以基于来自飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备110的数据总线111、112的信号来计算基于每个轮的制动力命令。虽然图3中未示出，但是完全智能的EMA 151a还接收如上所述来自电力网N2的电力。虽然仅示出完全智能的EMA 151，所有完全智能的EMA与图1中所示的完全智能的EMA在结构上和功能上类似并连接。
图4示意性地示出了完全智能的EMA 151a内的正常信道和紧急信道。在正常信道中，完全智能的EMA包括侧1BCU功能块121、侧2BCU功能块122以及正常(初级)电机控制器145，该正常(初级)电机控制器145为用于其相关联的EMA 191的脉冲宽度调制(PWM)信号发生器。在紧急信道中，完全智能的EMA包括eBCU功能块123以及紧急(次级)电机控制器146，该紧急(次级)电机控制器146为用于其EMA 191的PWM信号发生器。完全智能的EMA还包括用于其EMA 191的电力变换器147。侧1BCU功能块121、侧2BCU功能块122包括快速循环防滑控制。eBCU功能块可以包括或不包括快速循环防滑控制。
图5示出了用于图4所示的完全智能的EMA 151a的控制方案的第一示例。在该配置中，在正常172信道与紧急173信道之间一体地切换171制动系统控制，使得当制动控制信道从正常信道(通过BCU功能块121/122)切换至紧急信道(通过eBCU功能块123)时，电机控制信道也从正常信道(通过初级电机控制器145)切换至紧急信道(通过次级电机控制器146)。以此方式，正常制动控制信道始终与正常电机控制信道进行通信，并且紧急制动控制信道始终与紧急电机控制信道进行通信。
如图5所示，完全智能的EMA还包括源开关148，用于当正常信道和紧急信道可以连续地进行传送时，在正常信道与紧急信道之间进行切换。在简化设置中，如果控制信道不是连续地进行传送，则可以使用或门来替换源开关148。
图6示出了用于图4中所示出的完全智能的EMA 151a(此处示为151a”)的控制方案的第二示例。在该配置中，可以依赖于故障情况来独立地切换BCU/eBCU功能块的有效制动控制信道和完全智能的EMA的有效电机控制信道。因此，正常制动控制信道(通过BCU功能块122/121)可以与正常电机信道(通过初级电机控制器145)或紧急电机信道(通过次级电机控制器146)进行通信。类似地，紧急制动控制信道(通过eBCU功能块123)可以与正常电机信道(通过初级电机控制器145)或紧急电机信道(通过次级电机控制器146)进行通信。
与图5的控制方案不同，在图6中，制动控制信道在正常(BCU功能块)172信道与紧急(eBCU功能块)173信道之间进行切换174，并且源开关148被设置成在来自正常电机控制器145的输出与来自紧急电机控制器146的输出之间进行切换。完全智能的EMA 151a”还包括源开关149，用于将从BCU功能块121、122或eBCU功能块123接收的制动控制切换177至正常电机控制信道178或紧急电机控制信道179。在简化设置中，如果控制信道不是连续地进行传送，则可以使用或门来替换源开关148、149。
图7详细示出了可以在图5的第一示例完全智能的EMA 151a中使用的不同电机控制器的一个示例性的实施方式。初级(正常)电机控制器(PWM信号发生器)145为数字信号处理器(DSP)，次级(紧急)电机控制器(PWM信号发生器)146为现场可编程门阵列(FPGA)。源开关148是六重的两信道多路复用器。来自EMA 151a的反馈信号被引导至初级控制器145和次级控制器146。
图7a示出了类似于图7的完全智能EMA 151a但其中源开关148已被替换为或门148'的可替选的完全智能EMA(这里标记为151a')。在所有其他方面，完全智能的EMA 151a'与图7的完全智能的EMA 151a相同。
图8示出了用于图6的第二示例控制方案的完全智能EMAC 151a”。正常/紧急制动信道切换174受源开关149影响，而正常/紧急(初级/次级)电机控制信道切换177受源切换148影响。
图8a示出了类似于图8的完全智能EMA 151a”但其中如上所述源开关148、149已被或门148'、149'取代的可替选的完全智能EMA(这里标记为151a”’)，并且制动和电机控制信道切换是由初级/次级控制使能装置174、177提供的。在所有其他方面，完全智能的EMA151a”’与图8中所示的完全智能EMA 151a”相同。
虽然在图7至图8a中，不同的技术用于电机控制器145、146，但是DSP和FPGA的选择不应该被认为是限制性的。已知用于PWM信号生成目的的各种硬件，例如包括但不限于：基于处理器的技术，例如微处理器、微控制器和DSP；基于逻辑的设备，例如应用特定集成电路(ASIC)、可编程逻辑器件(PLD)、复杂可编程逻辑器件(CPLD)和FPGA；以及离散的电子设备，例如基于晶体管的开关电路。针对完全智能的EMA的两个电机控制器，可以选择两种类似的或不类似的技术的任意组合。
现在将描述制动系统100的操作。在正常制动系统操作期间，当飞行员、助理飞行员、自动驾驶仪等操作驾驶舱制动控制时，驾驶舱信号(例如制动踏板角度)由110处的飞行器航空电子设备来解释，并且命令和监视信号被发送至完全智能的EMA的侧1BCU 121和侧2BCU 122。离散信号也被传送至EBPSU硬件使能装置，并使得来自飞行器电力网N1、N2的高压电力能够提供至完全智能的EMA的电力变换器级147。
每个完全智能的EMA的侧1BCU 121或侧2BCU 122基于从飞行器航空电子设备接收的命令信号来计算所需要的制动力，并且(如果可用)在将经修改的制动力命令发送至每个完全智能的EMA内的正常电机控制信道145之前基于轮速度来执行防滑计算。完全智能的EMA内的正常电机控制信道接收来自BCU的制动力命令，并且(基于当前有效的BCU的确定)计算传送至完全智能的EMA内的电力变换器级147的PWM信号。电力变换器级使用PWM信号，以对提供至每个相应的完全智能的EMA 151a-d、152a-d、153a-d、154a-d中的EMA 191的电力进行调制。EMA 191接收电力，并且产生对各个制动器的夹紧力，以使飞行器减速或者使飞行器保持静止。
在BCU 121、122中之一发生故障的情况下，该系统能够进行操作以切换至另一有效BCU 121、122侧。
在制动系统的紧急操作期间，发送两个独立的驾驶舱信号，一个经由数据总线112发送至完全智能的EMA中的一个或多个的eBCU 123，另一个发送至EBPSU硬件使能装置。EBPSU硬件使能装置接收制动使能信号，并且使得高电压电力能够提供至完全智能的EMA内的电力变换器级147。eBCU 123基于从飞行器航空电子设备接收到的命令信号来计算所需要的制动力，并且(如果可用)在将经修改的制动力命令发送至相应的完全智能的EMA内的紧急电机控制信道146之前基于轮速度来执行防滑计算。完全智能的EMA内的紧急电机控制信道接收来自eBCU的制动力命令，并且计算传送至完全智能的EMA内的电力变换器级147的PWM信号。电力变换器级使用PWM信号对提供至各个EMA 191的电力进行调制。EMA接收电力，并且产生对各个制动器的夹紧力，以使飞行器减速。
在以上所述的实施方式中，EBPSU被设置成远离完全智能的EMA。EBPSU通常具有较大的电容器(作为EBPSU的电源滤波功能的一部分的滤波器)，使得EBPSU一般不适合于并入完全智能的EMA内。然而，可以设想，电容器技术将会提高，使得EBPSU功能可以被集成到每个完全智能的EMA内。然而，在图1中示出的系统的修改版本中，EBPSU的数量会从4增加至16(每个EMA一个)，因此该选择可能仍然不是优选的，即使利用轻质电容器技术也如此。
EBPSU能够进行操作以将主飞行器电力网电压和备用飞行器电力网电压转换成制动系统的路由器和完全智能的EMA所使用的电源。本发明适用于各种不同的飞行器电力网电压，例如115V AC、270V DC、540V DC和28V DC备用电池。EBPSU可以包括过滤，以保护飞行器电力网不受EMA和电源互锁的影响。
图9示出了完全分布式电动飞行器制动系统架构的第二实施方式的单个完全智能EMA 251a的控制的示意图。
第二实施方式的制动系统与图1至图8的第一实施方式具有许多相似之处，并且包括以下主要差异。替换其中正常BCU功能和紧急BCU功能被封装在单个线路可更换单元(LRU)中的完全智能EMA内的完全智能EMA，完全智能EMA 251a仅将(正常)侧1BCU 221功能和侧2BCU222功能并入LRU中，而紧急BCU(eBCU)LRU 223保持分离并远离完全智能的EMA251a。
完全智能的EMA可以适于图1的架构中，并具有适当改变，以合并另外的eBCU LRU223。单个eBCU LRU可以被设置成电连接至完全智能的EMA中的每个，或者可以被设置成电连接至一组完全智能的EMA；或者多个eBCU LRU可以被设置成每个均电连接至完全智能的EMA中的一个或更多个。
图10详细示出了完全智能的EMA 251a的功能块，并且相似的附图标记用于表示图1至图8的相似部分但编号为200系列。因此，除了侧1BCU 121、侧2BCU 122之外，完全智能的EMA 251a包括EMAC 241以及EMA 291，EMAC 241具有电机控制器245、246和功率变换器247。
图11示出了完全分布式电动飞行器制动系统架构的第三实施方式的单个完全智能EMA 351a的控制的示意图。
第三实施方式的制动系统与图1至图8的第一实施方式具有许多相似之处，并且包括以下主要差异。替换其中正常BCU功能和紧急BCU功能被封装在单个线路可更换单元(LRU)中的完全智能EMA内的完全智能EMA，完全智能EMA 351a仅将紧急BCU(eBCU)323功能并入LRU中，而(正常)侧1BCU 321LRU和侧2BCU 322LRU保持分离并远离完全智能的EMA351a。
完全智能的EMA可以适于图1的架构中，并且具有适当修改，以并入另外的BCU LRU221、222。侧1BCU LRU和侧2BCU LRU可以被设置成电连接至完全智能的EMA中的每个，或者可以被设置成电连接至一组完全智能的EMA；或者多个侧1BCU LRU和侧2BCU LRU可以被设置成均电连接至完全智能的EMA中的一个或更多个。
图12详细示出了完全智能的EMA 351a的功能块，并且相似的附图标记用于表示图1至图8的相似部分，但编号为300系列。因此，除了eBCU 223之外，完全智能的EMA 351a还包括EMAC 341和EMA 391，EMAC 341具有电机控制器345、346和功率变换器347。
虽然以上参照一个或多个优选实施方式描述了本发明，但可以理解的是，在不脱离如所附权利要求书限定的本发明的范围的情况下，可以进行各种改变或修改。

Claims (25)

1.一种用于飞行器的电动制动系统，包括：
机电制动致动器，靠近所述飞行器的轮，所述机电制动致动器包括电机；
机电致动器控制器，所述机电致动器控制器包括用于生成用于所述机电制动致动器的驱动信号的电机控制器；以及
制动控制单元，所述制动控制单元用于生成用于所述机电致动器控制器的制动力命令信号；
其中，所述制动控制单元和所述机电致动器控制器连同所述机电制动致动器一起被设置在共用线路可更换单元中。
2.根据权利要求1所述的电动制动系统，其中，所述制动控制单元能够进行操作以执行防滑制动控制。
3.根据权利要求1所述的电动制动系统，其中，所述制动控制单元为以下至少之一：
正常模式制动控制单元，所述正常模式制动控制单元被配置成在正常操作模式期间生成用于所述机电致动器控制器的制动力命令信号；以及
紧急模式制动控制单元，所述紧急模式制动控制单元被配置成在紧急操作模式期间生成用于所述机电致动器控制器的制动力命令信号。
4.根据权利要求3所述的电动制动系统，其中，设置在所述共用线路可更换单元中的制动控制单元为所述正常模式制动控制单元，并且
所述系统还包括：
紧急模式制动控制单元，所述紧急模式制动控制单元被配置成在紧急操作模式期间生成用于所述机电致动器控制器的制动力命令信号，
其中，所述紧急模式制动控制单元远离所述正常模式制动控制单元设置。
5.根据权利要求3所述的电动制动系统，其中，设置在所述共用线路可更换单元中的制动控制单元作为所述紧急模式制动控制单元，并且
所述系统还包括：
正常模式制动控制单元，所述正常模式制动控制单元被配置成在正常操作模式期间生成用于所述机电致动器控制器的制动力命令信号，
其中，所述正常模式制动控制单元远离所述紧急模式制动控制单元设置。
6.根据权利要求3所述的电动制动系统，其中，所述正常模式制动控制单元和所述紧急模式制动控制单元二者被设置在所述共用线路可更换单元中。
7.根据权利要求4至6中任一项所述的电动制动系统，其中，所述正常模式制动控制单元能够在正常制动信道上操作，并且所述紧急模式制动控制单元能够在紧急制动信道上操作。
8.根据权利要求7所述的电动制动系统，其中，所述机电致动器控制器包括用于生成用于所述机电制动致动器的第一驱动信号的第一电机控制器和用于生成用于所述机电制动致动器的第二驱动信号的第二电机控制器。
9.根据权利要求8所述的电动制动系统，其中，所述第一电机控制器与所述第二电机控制器不同，以防止所述第一电机控制器和所述第二电机控制器发生共同模式故障。
10.根据权利要求8所述的电动制动系统，其中，所述第一电机控制器能够在正常电机控制信道上操作，并且所述第二电机控制器能够在紧急电机控制信道上操作。
11.根据权利要求8所述的电动制动系统，其中，所述第一电机控制器能够在正常电机控制信道上操作，并且所述第二电机控制器能够在紧急电机控制信道上操作，并且其中，所述正常模式制动控制单元被配置成与所述第一电机控制器进行通信而不与所述第二电机控制器进行通信，并且所述紧急模式制动控制单元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。
12.根据权利要求11所述的电动制动系统，其中，所述正常制动信道与所述正常电机控制信道耦接，以形成正常信道，并且所述紧急制动信道与所述紧急电机控制信道耦接，以形成紧急信道，并且所述系统还包括用于在所述正常信道与所述紧急信道之间进行切换的开关。
13.根据权利要求8所述的电动制动系统，其中，所述第一电机控制器能够在正常电机控制信道上操作，并且所述第二电机控制器能够在紧急电机控制信道上操作，并且其中，所述正常模式制动控制单元被配置成与所述第一电机控制器或所述第二电机控制器进行通信，并且所述紧急模式制动控制单元被配置成与所述第一电机控制器或所述第二电机控制器进行通信。
14.根据权利要求13所述的电动制动系统，还包括用于在所述正常制动信道与所述紧急制动信道之间进行切换的第一开关和用于在所述正常电机控制信道与所述紧急电机控制信道之间进行切换的第二开关。
15.根据权利要求14所述的电动制动系统，其中，所述第一开关和所述第二开关能够独立地进行切换。
16.根据权利要求10至15中任一项所述的电动制动系统，还包括在操作上耦接在所述正常电机控制信道和所述紧急电机控制信道与所述机电制动致动器之间的源开关，以用于根据所选择的电机控制信道来切换机电制动致动器控制。
17.根据权利要求10至15中任一项所述的电动制动系统，还包括在操作上耦接在所述正常电机控制信道和所述紧急电机控制信道与所述机电制动致动器之间的或门，以用于根据在操作的电机控制信道来控制所述机电制动致动器。
18.根据权利要求8至15中任一项所述的电动制动系统，其中，所述正常模式制动控制单元包括冗余制动控制信道，每个冗余制动控制信道均用于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。
19.根据权利要求8至15中任一项所述的电动制动系统，其中，所述第一电机控制器和所述第二电机控制器中的每个均包括用于生成脉宽调制信号的硬件。
20.根据权利要求8至15中任一项所述的电动制动系统，其中，所述第一电机控制器和所述第二电机控制器中的每个均包括选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、现场可编程门阵列以及基于晶体管的分立电子开关电路。
21.根据权利要求20所述的电动制动系统，其中，所述可编程逻辑器件是复杂可编程逻辑器件。
22.一种飞行器，包括根据前述任一项权利要求所述的电动制动系统。
23.根据权利要求22所述的飞行器，还包括：
起落装置，所述起落装置具有主支架和轮制动器组件；以及
路由器，所述路由器用于在向下延伸到所述主支架的数据总线和与所述轮制动器组件相关联的共用线路可更换单元之间路由数字通信。
24.根据权利要求23所述的飞行器，其中，所述路由器被定位成与所述起落装置的主支架的下端相邻。
25.根据权利要求23所述的飞行器，还包括：多个共用线路可更换单元，每个共用线路可更换单元均具有相应的机电制动致动器，其中，多个所述机电制动致动器能够进行操作，以对所述起落装置的同一轮进行制动。
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