CN104787311A - 一种飞机全电刹车系统及飞机电刹车余度控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞机全电刹车系统及飞机电刹车余度控制方法，针对刹车系统容易损坏的元件，进行了冗余设计，驱动控制可同时驱动四个通道的机电作动器(Electro-Mechanical Actuator,EMA)作动。其中核心控制单元(DSP+CPLD)采用双余度、电气回路采用四余度设计；将A通道和B通道的功率驱动电路、电机、力传感器及霍尔位置传感器分为一组，采用1#DSP和1#CPLD作为主控制单元；而C通道和D通道的功率驱动电路、电机、力传感器分为另一组，采用2#DSP和2#CPLD作为副控制单元。主副控制单元同时驱动四个通道的机电作动器(Electro-Mechanical Actuator,EMA)作动。实现控制单元双余度，驱动单元四余度。1#DSP与2#DSP之间通过SPI通讯。

Description

一种飞机全电刹车系统及飞机电刹车余度控制方法

技术领域

本发明属于自动控制领域，具体涉及一种飞机全电刹车系统及飞机电刹车余度控制方法。

背景技术

飞机刹车系统是飞机上功能相对独立的一个子系统，其作用在于吸收飞机着陆和滑跑阶段的动能，使飞机快速、安全地制动。全电刹车系统就是利用电机驱动装置来驱动刹车执行机构，使用电子传输线路代替原有的输油管路，实现刹车的制动控制功能。全电刹车系统具有较好的可维护性以及优良的潜在刹车性能，可以大幅减轻系统重量。但由于增加了很多元器件，必须对系统进行冗余设计，以确保其安全性和可靠性。

目前，对飞机电刹车系统的研究成果主要是对防滑控制策略和控制方法的研究，很少有对飞机电刹车系统控制余度管理的设计。专利《一种飞机双余度电刹车装置和控制方法》(公开号CN 102700542 A)仅是对机电作动器做了余度设计，却未对薄弱的控制单元进行余度设计，很难保证系统具有足够的可靠性。本发明采用控制单元双余度，驱动单元四余度的设计方法，可以极大地提高系统安全性，保证系统具有足够的可靠性。

发明内容

要解决的技术问题

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种飞机全电刹车系统及飞机电刹车余度控制方法，当全电刹车系统中的控制单元、驱动电路、电机、霍尔位置传感器、力传感器等发生故障时，可采用余度设计来提高系统可靠性。

技术方案

一种飞机全电刹车系统，其特征在于包括两个DSP、两个CPLD、四个驱动电路、四个电机和安装在每个电机EMA中的力传感器；所述DSP、CPLD和两个驱动电路构成一组控制单元，连接关系为：BCU通过422总线分别连接1#DSP和2#DSP的输入端，将刹车指令和刹车力信号传输给1#DSP和2#DSP；1#DSP通过1#CPLD连接A驱动电路和B驱动电路，2#DSP通过2#CPLD连接C驱动电路和D驱动电路；A驱动电路的输出连接A电机的三相绕组上，B驱动电路的输出连接B电机的三相绕组上，C驱动电路的输出连接C电机的三相绕组上，D驱动电路的输出连接D电机的三相绕组上；A电机和B电机的力传感器输出连接1#DSP的输入端，C电机和D电机的力传感器输出连接2#DSP的输入端；所述1#DSP和2#DSP之间采用SPI通信；工作状态为：1#DSP和2#DSP分别根据刹车力信号和力传感器反馈的力传感器信号，计算得出PWM波的占空比；1#CPLD和2#CPLD通过四路电机的转子位置信号得出控制A驱动电路、B驱动电路、C驱动电路和D驱动电路开关的驱动信号，将驱动信号的波形与PWM波的波形进行与运算，使驱动电路输出有效值不同的电压信号，使驱动电机输出不同的刹车力。

一种利用所述飞机全电刹车系统进行飞机电刹车余度控制方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：正常情况下，四通道电机EMA为同时工作，两组控制单元处于热备份状态，每个EMA各输出机轮总刹车力给定的1/4；

步骤2：当任一通道中的某一电机、驱动电路、霍尔位置传感器或力传感器发生故障时，该通道的控制DSP自动关闭该通道，使与本通道的另一电机的EMA输出1/3的给定刹车力，并通过SPI传给另一通道的DSP，使另一通道的的两个电机的EMA同时输出给定刹车力的1/3；

当两组控制单元中各有一个通道的电机、驱动电路或力传感器故障时，相应通道的DSP检测到故障信号后，关闭故障通道的同时，使剩余的两个正常通道EMA输出给定刹车力的1/2；

当任一控制单元的两个电机、驱动电路或力传感器均发生故障时，该通道的DSP关闭两个故障通道，并将故障信号通过SPI传给另一通道的DSP，使另一通道两个的电机EMA各输出给定力的1/2；

当只剩下一个电机、驱动电路或力传感器正常时，两组控制单元的DSP在封锁故障通道的同时，使剩余的唯一一个正常电机的EMA输出全部给定的刹车力；

当任一控制单元的DSP发生故障时，由DSP故障判断电路判断出DSP故障信号，并由该通道的CPLD将故障信号通知另一正常控制单元的DSP，再通知给防滑控制单元，由正常控制单元内的两个电机的EMA输出给定刹车力的1/2。

有益效果

本发明提出的一种飞机全电刹车系统及飞机电刹车余度控制方法，针对刹车系统容易损坏的元件，进行了冗余设计，驱动控制可同时驱动四个通道的机电作动器(Electro-Mechanical Actuator,EMA)作动。其中核心控制单元(DSP+CPLD)采用双余度、电气回路采用四余度设计；将A通道和B通道的功率驱动电路、电机、力传感器及霍尔位置传感器分为一组，采用1#DSP和1#CPLD作为主控制单元；而C通道和D通道的功率驱动电路、电机、力传感器分为另一组，采用2#DSP和2#CPLD作为副控制单元。主副控制单元同时驱动四个通道的机电作动器(Electro-Mechanical Actuator,EMA)作动。实现控制单元双余度，驱动单元四余度。1#DSP与2#DSP之间通过SPI通讯。

本发明的两个控制通道之间仅通过SPI连接，故障时不会对另一通道产生影响。四个驱动余度之间，相互隔离，保证了独立性。当任一控制单元、无刷电机、功率驱动电路、力传感器等电气回路发生故障时，均能维持刹车力不变，保证系统仍能正常工作。

附图说明

图1：全电刹车系统总体原理框图

图2：主控制单元硬件结构图

图3：驱动电路A拓扑图

图4：余度控制方法原理框图

具体实施方式

现结合实施例、附图对本发明作进一步描述：

本发明的全电刹车系统，包括刹车控制单元(Brake Control Unit,BCU)、机电作动控制器(Electro-Mechanical Actuator Controller,EMAC)和机电作动器(Electro-Mechanical Actuator,EMA)。其中，BCU用于在开始刹车之前，通知EMAC关闭停机开关，电磁离合器解锁，执行正常刹车；在完成刹车之后，BUC通知EMAC开启停机开关，电磁离合器锁紧，使飞机不至移动；还用于产生防滑控制指令。EMAC包括控制单元(DSP+CPLD)和驱动电路，用于控制和驱动EMA中的电机作动。EMA包括电机、力传感器、霍尔位置传感器，用于将电机的旋转运动转换为直线运动，产生刹车压力，并采集刹车压力大小以及电机霍尔位置信号。

所述EMAC包括功率驱动电路、隔离电路、模拟信号调理电路、数字信号处理电路和电源变换电路；其中，功率驱动电路，用于将270V直流电通过三相桥式逆变器逆变为交流电，驱动无刷电机旋转；隔离电路，用于实现强弱电之间的电气隔离，提高其抗干扰能力；模拟信号调理电路，用于实现对刹车力电流给定、刹车力反馈信号以及应急刹车指令的放大、滤波、比较、整流等调理工作；数字信号处理电路，用于力矩调节器控制算法、电机换相控制、DSP和CPLD之间的电平转换，DSP故障诊断等工作；电源变换电路，用于将28V控制电源转换为不同控制电路所需要的供电电压，同时对270V强电电压和28V控制电压的幅值进行判断，对其上电次序进行必要的管理，确保系统在上电和运行中的电源安全。

本发明同时还提供一种余度控制方法，当电刹车系统中的控制单元、功率驱动电路、电机、力传感器等发生故障时，采用余度控制设计提高系统可靠性，其余度控制方法如下：

正常情况下，四通道EMA为同时工作，两组控制单元随时处于热备份状态，每个EMA各输出机轮总刹车力给定的1/4；

当任一通道的电机、驱动电路、霍尔位置传感器或力传感器发生故障时，例如A电机通道发生故障时，控制1#DSP自动关闭A电机通道，使B电机通道EMA输出1/3的给定刹车力，并通过SPI传给2#DSP，使C电机通道和D电机通道的EMA也输出给定刹车力的1/3；

当两组控制单元中各有一个通道的电机、驱动电路或力传感器故障时，例如A电机通道和C电机通道发生故障时，1#DSP和2#DSP检测到故障信号，在关闭故障通道的同时，使剩余的两个B电机通道和D电机通道EMA输出给定刹车力的1/2；

当任一控制单元两通道的电机、驱动电路或力传感器均发生故障时，例如A电机通道和B电机通道均发生故障时，1#DSP关闭两个故障通道，并将故障信号通过SPI传给2#DSP，使C电机通道和D电机通道的EMA各输出给定力的1/2；

当只剩下一个通道正常时，例如只剩下A电机通道正常时，两个DSP在封锁故障通道的同时，使剩余的唯一一个A电机通道的EMA输出全部给定的刹车力；

当任一控制单元的DSP发生故障时，由DSP故障判断电路判断出DSP故障信号，并发给相应CPLD，由相应CPLD将故障信号最终通知给正常DSP，再通知给防滑控制单元(Brake Control Unit,BCU)，由正常控制单元内两个EMA输出给定刹车力的1/2。

具体实施例:如图1所示，本发明主要由BCU 10，EMAC 20和EMA 30组成，其中EMAC 20主要由DSP和CPLD组成的控制单元以及驱动电路组成，EMA 30主要由电机、执行机构和力传感器组成。

以主控制单元为例，如图2所示,BCU 10通过RS422总线发送刹车力给定信号(0～8000N),1#DSP接收力给定信号，并通过ADC模块采集力传感器信号A和力传感器信号B(其中力传感器信号需要经过模拟信号调理电路滤波放大后方能进入DSP的ADC模块)，通过运算得出两路特定占空比的PWM波，并输出给1#CPLD，通过逻辑运算，得出12路PWM波，并通过光耦隔离后，施加给驱动电路A和驱动电路B。以驱动电路A为例，如图3所示,CPLD输出的PWM波，施加到驱动电路A中MOSFET管T1～T6的栅极，使MOSFET管开关，控制施加在电机A相绕组、B相绕组和C相绕组上的电压值，从而驱动电机旋转(驱动电路B原理同驱动电机A)。如图2所示电机A旋转带动执行机构A产生刹车力，并通过力传感器A输出刹车力反馈信号。刹车力反馈信号通过模拟信号调理电路输出给1#DSP，用作下次控制算法运算。其中，电机在运行过程中需要采集转子的位置信号，通过霍尔位置传感器采到位置信号后通过光耦隔离，输出给CPLD用于逻辑运算，产生驱动电路所需的PWM波。为了使电机在刹车过程中抱死，过流，烧坏电机绕组，还需要在运行过程中实时监控电机母线电流信号，并将电流信号值通过信号调理电路滤波后与给定的过流阈值进行比较，输出过流指示信号，并输出给1#DSP,1#DSP接收到过流指示信号后，关闭电机，系统停止运行。副控制单元工作过程与主控制单元类似，两者通过SPI传输彼此的故障信号，以及反馈的力值,从而及时隔离故障元件，并分配力值。

以主控制单元为例说明，本发明提出的余度管理方法如图4所示。

步骤1：通过SPI接受2#DSP传过来的故障信息；

步骤2：判断是否2#DSP故障，如果结果为“是”，跳至步骤3，如果结果为“否”，跳至步骤11；

步骤3：主控制单元输出全部刹车力；

步骤4：判断A通道电机、驱动电路、霍尔位置传感器或力传感器是否故障，如果结果为“是”，跳至步骤5，如果结果为“否”，跳至步骤8；

步骤5：判断B通道电机、驱动电路、霍尔位置传感器或力传感器是否故障，如果结果为“是”，跳至步骤7，如果结果为“否”，跳至步骤6；

步骤6：B通道输出全部给定力；

步骤7：系统失效；

步骤8：判断B通道电机、驱动电路、霍尔位置传感器或力传感器是否故障，如果结果为“是”，跳至步骤10，如果结果为“否”，跳至步骤9；

步骤9：A通道和B通道各输出给定力的1/2；

步骤10：A通道输出全部给定力；

步骤11：判断C通道电机、驱动电路、霍尔位置传感器或力传感器是否故障，如果结果为“是”，跳至步骤12，如果结果为“否”，跳至步骤20；

步骤12：判断D通道电机、驱动电路、霍尔位置传感器或力传感器是否故障，如果结果为“是”，跳至步骤3，如果结果为“否”，跳至步骤13；

步骤13：判断A通道电机、驱动电路、霍尔位置传感器或力传感器是否故障，如果结果为“是”，跳至步骤14，如果结果为“否”，跳至步骤17；

步骤14：判断B通道电机、驱动电路、霍尔位置传感器或力传感器是否故障，如果结果为“是”，跳至步骤16，如果结果为“否”，跳至步骤15；

步骤15：B、D两个通道各输出全部给定力的1/2；

步骤16：D通道输出全部给定力；

步骤17：判断B通道电机、驱动电路、霍尔位置传感器或力传感器是否故障，如果结果为“是”，跳至步骤19，如果结果为“否”，跳至步骤18；

步骤18：A、B、D三个通道各输出全部给定力的1/3；

步骤19：A、D两个通道各输出全部给定力的1/2；

步骤20：判断D通道电机、驱动电路、霍尔位置传感器或力传感器是否故障，如果结果为“是”，跳至步骤21，如果结果为“否”，跳至步骤28；

步骤21：判断A通道电机、驱动电路、霍尔位置传感器或力传感器是否故障，如果结果为“是”，跳至步骤22，如果结果为“否”，跳至步骤25；

步骤22：判断B通道电机、驱动电路、霍尔位置传感器或力传感器是否故障，如果结果为“是”，跳至步骤23，如果结果为“否”，跳至步骤24；

步骤23：C通道输出全部给定力；

步骤24：B、C两个通道各输出全部给定力的1/2；

步骤25：判断B通道电机、驱动电路、霍尔位置传感器或力传感器是否故障，如果结果为“是”，跳至步骤26，如果结果为“否”，跳至步骤27；

步骤26：A、C两个通道各输出全部给定力的1/2；

步骤27：A、B、C三个通道各输出全部给定力的1/3；

步骤28：判断A通道电机、驱动电路、霍尔位置传感器或力传感器是否故障，如果结果为“是”，跳至步骤29，如果结果为“否”，跳至步骤32；

步骤29：判断B通道电机、驱动电路、霍尔位置传感器或力传感器是否故障，如果结果为“是”，跳至步骤31，如果结果为“否”，跳至步骤30；

步骤30：B、C、D三个通道各输出全部给定力的1/3；

步骤31：C、D两个通道各输出全部给定力的1/2；

步骤32：判断B通道电机、驱动电路、霍尔位置传感器或力传感器是否故障，如果结果为“是”，跳至步骤33，如果结果为“否”，跳至步骤34；

步骤33：A、C、D三个通道各输出全部给定力的1/3；

步骤34：A、B、C、D三个通道各输出全部给定力的1/4。

其中，主控制单元各元件的故障状态，由定时器中断循环监控，当发现有故障时，通过软件滤波，得到真实的故障信息，写入故障的状态位，并将状态位通过SPI发送给副控制单元。

以上操作步骤，副控制单元与主控制单元类似。

主控制单元将故障信息汇总后，通过422总线，发送给BCU 10；当主控制单元的1#DSP发生故障时，由副控制单元的2#DSP将故障信息汇总后，通过422总线，发送给BCU 10。

Claims (2)

1.一种飞机全电刹车系统，其特征在于包括两个DSP、两个CPLD、四个驱动电路、四个电机和安装在每个电机EMA中的力传感器；所述DSP、CPLD和两个驱动电路构成一组控制单元，连接关系为：BCU通过422总线分别连接1#DSP和2#DSP的输入端，将刹车指令和刹车力信号传输给1#DSP和2#DSP；1#DSP通过1#CPLD连接A驱动电路和B驱动电路，2#DSP通过2#CPLD连接C驱动电路和D驱动电路；A驱动电路的输出连接A电机的三相绕组上，B驱动电路的输出连接B电机的三相绕组上，C驱动电路的输出连接C电机的三相绕组上，D驱动电路的输出连接D电机的三相绕组上；A电机和B电机的力传感器输出连接1#DSP的输入端，C电机和D电机的力传感器输出连接2#DSP的输入端；所述1#DSP和2#DSP之间采用SPI通信；工作状态为：1#DSP和2#DSP分别根据刹车力信号和力传感器反馈的力传感器信号，计算得出PWM波的占空比；1#CPLD和2#CPLD通过四路电机的转子位置信号得出控制A驱动电路、B驱动电路、C驱动电路和D驱动电路开关的驱动信号，将驱动信号的波形与PWM波的波形进行与运算，使驱动电路输出有效值不同的电压信号，使驱动电机输出不同的刹车力。

2.一种利用权利要求1所述飞机全电刹车系统进行飞机电刹车余度控制方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：正常情况下，四通道电机EMA为同时工作，两组控制单元处于热备份状态，每个EMA各输出机轮总刹车力给定的1/4；

步骤2：当任一通道中的某一电机、驱动电路、霍尔位置传感器或力传感器发生故障时，该通道的控制DSP自动关闭该通道，使与本通道的另一电机的EMA输出1/3的给定刹车力，并通过SPI传给另一通道的DSP，使另一通道的的两个电机的EMA同时输出给定刹车力的1/3；

当两组控制单元中各有一个通道的电机、驱动电路或力传感器故障时，相应通道的DSP检测到故障信号后，关闭故障通道的同时，使剩余的两个正常通道EMA输出给定刹车力的1/2；

当任一控制单元的两个电机、驱动电路或力传感器均发生故障时，该通道的DSP关闭两个故障通道，并将故障信号通过SPI传给另一通道的DSP，使另一通道两个的电机EMA各输出给定力的1/2；

当只剩下一个电机、驱动电路或力传感器正常时，两组控制单元的DSP在封锁故障通道的同时，使剩余的唯一一个正常电机的EMA输出全部给定的刹车力；

当任一控制单元的DSP发生故障时，由DSP故障判断电路判断出DSP故障信号，并由该通道的CPLD将故障信号通知另一正常控制单元的DSP，再通知给防滑控制单元，由正常控制单元内的两个电机的EMA输出给定刹车力的1/2。