CN104670483A - 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。该系统包括：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；制动控制单元，用于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；以及紧急制动控制单元，用于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。所述紧急制动控制单元连同所述机电致动器控制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 2008/0030069 A1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；制动控制单元(BCU)，所述BCU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，其中所述eBCU连同所述EMAC一起被设置在共用线路可更换单元(LRU)中。
所述BCU可以连同所述EMAC一起被设置在共用线路可更换单元(LRU)中。可替选地，所述BCU可以被设置成远离所述EMAC。
所述EMAC可以被设置成远离EMA制动器。
所述BCU和/或所述eBCU能够进行操作以执行防滑制动控制。
所述EMAC可以包括用于生成用于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。
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器发生共同模式故障。
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类似的硬件：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能够操作于正常制动信道，所述eBCU能够操作于紧急制动信道，所述第一电机控制器能够操作于正常电机控制信道，并且所述第二电机控制器能够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。
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一实施方式；
图2示出了第一实施方式的单个EMA的控制的示意图；
图3示出了第一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和集成BCU和eBCU功能的“智能”的EMAC的示意图；
图4示出了用于图3中所示的智能EMAC的控制方案的第一示例；
图5示出了用于图3中所示的智能EMAC的控制方案的第二示例；
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；
图6a详细示出了在图4的第一示例智能EMAC中所使用的不同电机控制器的可替选设置；
图7详细示出了在图5的第二示例智能EMAC中所使用的不同电机控制器；
图7a详细示出了在图5的第二示例智能EMAC中所使用的不同电机控制器的可替选设置；
图8示出了其中仅eBCU功能并入智能EMAC中的第二实施方式的单个EMA的控制的示意图；
图9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以及eBCU功能的“智能”EMAC的示意图；以及
图10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(部分地)以分布式航空电子设备为特征。
优选如图3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、A/C航空电子设备的故障、通信数据总线的故障、或者供电故障(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。系统100包括“智能”机电致动器控制器(智能EMAC)141、142、143、144，其中侧1 BCU、侧2 BCU和eBCU功能被封装在单个线路可更换单元(LRU)中的EMAC内。
BCU 121、122经由一个或更多个数据总线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，并且eBCU 123经由一个或多个数据总线112接收来自飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备110的输入或者来自例如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。
注意，在附图中未示出所有的信号路径，以免掩盖本发明的描述的清晰度。
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的信号并且向智能EMAC 141、142、143、144内的电机控制器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四个轮和制动器组161、162、163、164，四个轮和制动器组161、162、163、164中的每个组均与四个机电致动器(EMA)151a-d、152a-d、153a-d、154a-d相关联。当然，可以存在有更多或更少数量的轮和制动器组或EMA。
智能EMAC 141至144经由路由器131、132耦接至飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备110。路由器131、132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经由本地数据总线115至118路由至智能EMAC，并将来自智能EMAC的数字数据总线信号经由本地数据总线115至118路由至飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备110。电机控制器145、146解释来自智能EMAC 141至144内的BCU 121、122的制动力命令，所述智能EMAC 141至144接收来自飞行器电力网N1、N2的电力(注意在图1中示出了飞行器电力网N1、N2的仅高电压部件)。智能EMAC中的每个均包括与飞行器电力网耦接的电制动供电单元(EBPSU)功能。EBPSU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。智能EMAC 141至144提供电力和控制信号，以驱动EMA 151至154。
智能EMAC 141至144中的每一个为制动器组161、162、163、164提供制动控制信号。BCU 121、122针对轮和制动器组161至164的制动轮中的每个制动轮执行快速循环防滑控制。
智能EMAC 141至144中的每一个能够进行操作，以驱动EMA中的四个EMA。在飞行器的左手侧，包括轮和制动器组1和2，与轮和制动器组1和2相关联的智能EMAC分别驱动轮和制动器组1的两个EMA以及轮和制动器组2的两个EMA。智能EMAC 141驱动轮和制动器组1(161)的EMA 151c、151d以及轮和制动器组2(162)的EMA 152a、152b。智能EMAC 142驱动轮和制动器组1(161)的EMA 151a、151b以及轮和制动器组2(162)的EMA 152c、152d。类似地，在飞行器的右手侧，两个智能EMAC 143、144分别驱动轮和制动器组3的两个EMA以及轮和制动器组4的两个EMA。在可替选配置中，一个智能EMAC可以驱动相应的轮和制动器组的所有EMA。
EMA 151至154将电力转换成机械力，以向与其相应轮相关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。
智能EMAC 141至144中的每一个包括初级或第一电机控制器，用于驱动EMA 151至154中的每一个中与其相关联的电机。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智能EMAC 141至144中的每一个的正常信道中电机控制器同时发生故障的可能性，每个智能EMAC还包括次级或第二电机控制器。初级电机控制器形成智能EMAC的正常信道的一部分，次级电机控制器形成智能EMAC的紧急信道的一部分。电机控制器是智能EMAC的复杂部分，所以将不同电机控制器并入智能EMAC内，以形成紧急信道的一部分。
智能EMAC 141至144中的每一个内的eBCU 123输出用于轮和制动器组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可以包括更简单的技术，或者可以仅依赖于架构来接收并输出模拟信号。eBCU 123优选地针对轮和制动器组161至164的制动轮中的每个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。
图2示出了第一实施方式中的单个EMA 151a的控制的示意图，在其中，智能EMAC 141能够进行操作以基于数据总线111、115和来自飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备110的离散112信号来计算基于每个轮的制动力命令。智能EMAC 141还接收电力，然后提供电力以驱动EMA151a。
图3示意性地示出了智能EMAC 141内的正常信道和紧急信道。在正常信道中，智能EMAC 141包括侧1 BCU功能块121、侧2 BCU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为用于其四个相关联的EMA的脉冲宽度调制(PWM)信号发生器。在紧急信道中，智能EMAC包括eBCU功能块123和紧急(次级)电机控制器146，该紧急(次级)电机控制器146为用于其四个EMA的PWM信号发生器。智能EMAC还包括用于其四个EMA的电力变换器147。侧1 BCU功能块121、侧2 BCU功能块122包括快速循环防滑控制。eBCU功能块还可包括快速循环防滑控制，也可不包括快速循环防滑控制。
图4示出了用于图3所示的智能EMAC 141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(通过智能EMAC初级电机控制器145)切换至紧急信道(通过智能EMAC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4所示，智能EMAC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5示出了用于图3中所示出的智能EMAC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智能EMAC 141a的有效电机控制信道。因此，正常制动控制信道(通过BCU 122/121功能块)可以与正常电机信道(通过智能EMAC初级电机控制器145)或紧急电机信道(通过智能EMAC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 123功能块)可以与正常电机信道(通过智能EMAC初级电机控制器145)或紧急电机信道(通过智能EMAC次级电机控制器146)进行通信。
与图4的控制方案不同，在图5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。智能EMAC 141a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6详细示出了可以在图4的第一示例智能EMAC 141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6a示出了类似于图6但其中源开关148已被或门148'替换的可替选的智能EMAC 141'。在所有其他方面，EMAC 141'与图6中所示出的EMAC相同。
图7示出了用于图5的第二示例控制方案的智能EMAC 141a。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7a示出了类似于图7但其中如上所述源开关148、149已被或门148'、149'替换的可替选的智能EMAC 141a'，并且制动信道切换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，智能EMAC 141'与图7中所示的智能EMAC相同。
虽然在图6至图7a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。针对智能EMAC的两个电机控制器，可以选择两种类似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侧1 BCU 121和侧2 BCU 122。离散信号也被传送至智能EMAC 141至144内的EBPSU硬件使能装置。智能EMAC内的EBPSU硬件使能装置接收来自飞行器驾驶舱控制装置110的制动使能信号，并且使得来自飞行器电力网的高压电力能够提供至智能EMAC内的电力变换器级147。
侧1 BCU 121或侧2 BCU 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智能EMAC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。智能EMAC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)计算传送至智能EMAC内的电力变换器级147的PWM信号。电力变换器级使用PWM信号，以对提供至各个EMA 151a-d、152a-d、153a-d、154a-d的电力进行调制。EMA接收来自智能EMAC的电力，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，两个独立的驾驶舱信号经由模拟或数字方式传送至eBCU 123和智能EMAC 141至144内的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智能EMAC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智能EMAC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。智能EMAC内的紧急电机控制信道接收来自eBCU的制动力命令，并且计算传送至智能EMAC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EMA151a-d、152a-d、153a-d、154a-d的电力进行调制。EMA接收来自EMAC的电力，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。
图8示出了以集中式航空电子设备和“智能”EMAC的为特征的电动飞行器制动系统的第二实施方式。该制动系统与图1至图7的系统具有许多相似之处，并且包括以下主要差异。替换其中正常BCU功能和紧急BCU功能封装在单个线路可更换单元(LRU)中的EMAC内的“智能”EMAC 141至144。智能EMAC 241仅具有紧急BCU(eBCU)功能并入LRU中，而(正常)侧1 BCU 121功能块和侧2 BCU 122功能块保持与智能EMAC 241分离且远离。图8中的智能EMAC将会替换上述第一实施方式的四个智能EMAC 141至144中的每个智能EMAC。BCU 121、122典型地将会定位在图1中所示的飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备110与路由器131、132之间。如在第一实施方式中那样，智能EMAC241的eBCU功能块经由一个或多个数据总线112接收来自飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备110的输入或者接收模拟和/或离散信号。图9详细示出了智能EMAC 241的功能块，并且已经使用相似的附图标记来表示与图1至图7相似的部件。
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 (19)

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；
制动控制单元，用于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
紧急制动控制单元，用于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，所述紧急制动控制单元连同所述机电致动器控制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，所述制动控制单元连同所述机电致动器控制器一起被设置在共用线路可更换单元中。
3.根据权利要求1所述的电动制动系统，其中，所述制动控制单元被设置成远离所述机电致动器控制器。
4.根据权利要求1所述的电动制动系统，其中，所述机电致动器控制器被设置成远离所述机电制动致动器。
5.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。
6.根据权利要求1所述的电动制动系统，其中，所述紧急制动控制单元能够进行操作以执行防滑制动控制。
7.根据权利要求1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，并且其中，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。
8.根据权利要求7所述的电动制动系统，其中，所述制动控制单元能够在正常制动信道上操作，所述紧急制动控制单元能够在紧急制动信道上操作，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。
9.根据权利要求8所述的电动制动系统，其中，所述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。
10.根据权利要求9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。
11.根据权利要求8所述的电动制动系统，其中，所述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。
12.根据权利要求11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。
13.根据权利要求12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。
14.根据权利要求8至13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。
15.根据权利要求8至13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，以用于根据操作的电机控制信道来控制所述机电制动致动器。
16.根据权利要求8至13中任一项所述的电动制动系统，其中，所述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。
17.根据权利要求7至13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。
18.根据权利要求7至13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、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。
19.一种飞行器，包括根据前述任一项权利要求所述的电动制动系统。
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