CN107650892B - 多轮系飞机电刹车机电驱动架构及刹车力控制方法 - Google Patents

Abstract

一种多轮系飞机电刹车机电驱动架构及刹车力控制方法。将六个机电驱动器按所在的左起落架或右起落架分为左侧和右侧，再按各机电作动器在轮系中所处的前、中、后位置，纵向两两交叉组合为六个机电作动器组，并由不同的机电驱动器分别控制一个机电作动器组。当机电驱动器或电刹车功率单元发生故障时，电刹车系统通过刹车控制/监测单元，对相关的机电驱动器进行隔离；刹车控制/监测单元通过对机电作动器的工作检测，再进一步对单独的发生故障的机电作动器进行隔离，并通过增大能够正常工作的机电作动器的刹车指令，以此补偿每个机轮上发生故障的作动器引起的总刹车力的损失，提高飞机在电刹车系统的刹车效率，并保障了飞机刹车过程的安全。

Description

多轮系飞机电刹车机电驱动架构及刹车力控制方法

技术领域

本发明属于飞机刹车系统工程中的机电作动器控制领域，具体涉及多轮系飞机电刹车机电驱动架构的改进。

背景技术

飞机电刹车系统是根据飞行员施加的刹车指令，用电能作为动力源来控制作用在飞机机轮上的刹车力。

波音公司的B787飞机应用的是目前最先进的电刹车系统，采用机电作动与驱动控制技术。图1为B787飞机的刹车控制与监测系统的结构原理图，主要包括机长左刹车指令传感器1和机长右刹车指令传感器2各一个，前轮远程数据集中器3和前机轮4各两个，首席飞行员左刹车指令传感器5和首席飞行员右刹车指令传感器6各一个，第一刹车控制/监测单元7和第二刹车控制/监测单元8各一个，四个电刹车功率单元9，第一机电驱动器10、第二机电驱动器11、第三机电驱动器12和第四机电驱动器13各一个，飞机有两个小车式主起落架，各装有4个主刹车机轮14，每个主刹车机轮14上均有一个刹车装置16，每个刹车装置16上有4个相同的机电作动器，用于刹车的这种机电作动器比较特殊，它主要由电机、减速机构、滚珠丝杠和力传感器等零部件组成；每个主刹车机轮14的轮轴上还装有一个主轮远程数据集中器(RDC)15，可感知机轮的转速、刹车温度和轮胎压力，并按照防滑控制算法计算出该机轮所需的防滑信号，再统一将所有这些信号通过CAN总线分别上传给第一刹车控制/监测单元7或者第二刹车控制/监测单元8。

正常刹车时，机长通过脚踩左刹车指令传感器1和右刹车指令传感器2产生刹车指令，而首席飞行员通过脚踩左刹车指令传感器5和右刹车指令传感器6产生刹车指令；所有的左刹车指令进入第一刹车控制/监测单元7进行故障识别和逻辑判断，对左路刹车信号进行确认，再与来自左侧每个RDC上的防滑信号进行综合后，输出针对每个左侧主刹车机轮的刹车综合指令；所有的右刹车指令进入第二刹车控制/监测单元8进行故障识别和逻辑判断，对右路刹车信号进行确认，再与来自右侧每个RDC上的防滑信号进行综合后，输出针对每个右侧主刹车机轮的刹车综合指令；各路刹车综合指令分别通过第一机电驱动器10、第二机电驱动器11、第三机电驱动器12和第四机电驱动器13，为安装在机轮刹车装置16上的机电作动器中的电机提供功率驱动控制；分别位于左外、左内、右内和右外的四个机电驱动器均可根据第一刹车控制/监测单元7或者第二刹车控制/监测单元8产生的刹车综合指令驱动机电作动器工作；机电作动器中的电机旋转运动，经减速机轮和滚珠丝杠转化为直线运动，产生放大的作用力来压紧刹车盘，实现对机轮的制动，机电作动器中的力传感器能感受作用在刹车盘上的压紧力，并将其转换为电信号后送回给机电驱动器，从而形成刹车综合指令对每个机电作动器输出压紧力的闭环控制，B787飞机的电刹车控制与监测系统正是通过这个原理来控制机轮上的机电作动器，调节施加在刹车盘上的压紧力，从而让飞行员实现了对刹车的控制。前机轮4的轴上也各装有一个RDC，向刹车控制/监测单元传递前轮的轮速和轮胎压力信号，刹车系统还有4个电刹车功率提供单元9，分别给飞机的左外机电驱动器10、左内机电驱动器11、右内机电驱动器12和右外四个机电驱动器13提供所需的电源功率。

由此分析，飞机电刹车系统由于在每个机轮上有多个独立的机电作动器，因此在故障监测、故障诊断、余度管理和系统重构方面有明显的技术潜力。而通过对B787飞机刹车系统的这种架构进行进一步的分析研究可知，该飞机的电刹车系统尚存在如下的技术缺陷：当任意一个电刹车功率单元9或者任意机电驱动器出现故障，而导致产生部件级的功能缺失时，必然会引发与其相关的同侧(指左外、左内、右内或右外)的两个机轮完全丧失刹车能力，这时飞机左右两侧的刹车力矩会相差一倍容易让飞机偏离跑道，甚至发生等级事故；当飞机左侧或者右侧的两个电刹车功率单元9或者机电驱动器同时出现故障时，飞机必然会偏离跑道，事故几乎不可避免。为了防止这种现象的发生，必须研究出一种多余度的飞机电刹车系统及其故障状态下的刹车力补偿方法，不仅能在类似故障状态下更好地保持飞机左右两侧刹车力矩的平衡，以保障飞机的刹车安全，又能够最大限度地缩短飞机的刹车距离，降低飞机在故障状态下冲出跑道的故障概率。

检索国内外相关技术，发现空中客车营运有限公司申请的专利201410687160.8《飞行器电制动系统》、专利201410686006.9《飞行器电制动系统》、专利201410686233.1《飞行器电制动系统》均公布了一种针对有四个主刹车机轮飞机的机电刹车作动器的驱动控制方法，这几个专利都是通过电刹车的左、右两个机电驱动器分别对飞机左、右侧的机轮进行独立刹车控制，与B787飞机一样，其共同点缺陷是当左侧或者右侧的电刹车驱动器或者功率提供单元同时发生故障时，会使飞行刹车跑偏，引起安全事故；另外检索到美国Goodrich公司申请的专利US 9376093B2《刹车系统自主使能系统和方法》中有一张针对有四个主刹车机轮的飞机的电刹车系统原理图，由图分析可知，它是通过两个电刹车驱动器对飞机内、外侧的两个机轮进行独立刹车控制，这种飞机电刹车系统机电作动器的驱动控制方案，在遇到内侧或者外侧的机电驱动器失效时，虽然不会使飞行刹车跑偏，从这一点上来讲，比前面的技术有所改进，但是飞机的刹车能力会降低一半，当两个电刹车驱动器均发性故障时，飞机将完全丧失刹车能力；而且，现有的电刹车系统在单个机电驱动器失效时，无法进行刹车力的补偿，因为既使两个正常工作的主刹车机轮有能力吸收飞机的所有刹车能量，控制系统也不能简单地通过给尚处于正常状态的另外两个主刹车机轮提高刹车压紧力来保持刹车距离不延长，这是由于飞机分配到正常机轮上的垂直载荷是不变的，跑道所能提供给正常机轮的最大刹车阻力并没有增加，当机轮所受到的刹车力矩大于机轮所能提供的最大摩擦阻力矩时，机轮会迅速刹死，而且在机轮刹死过程中，地面所提供的摩擦阻力是不断下降的，为了防止机轮刹死，防滑系统势必会工作，来降低机电作动器作用在刹车盘上的刹车压紧力，让机轮恢复转动后再实施刹车，正因如此，单纯提高正常机轮的刹车压紧力必然会造成机轮打滑，防滑系统的频繁工作不仅不能提高飞机的刹车能力，反而会延长刹车距离。因此单纯想通过大幅度增加另一侧能够正常工作的机轮上机电作动器的刹车压紧力，来补偿刹车能力的损失，这种途径也是不可行的。

发明内容

为克服现有技术中存在的当飞机刹车系统出现故障造成的飞机刹车能力损失，导致飞机左刹车力矩与右刹车力矩不对称造成的飞机冲出跑道和偏出跑道、以及起落架在非对称刹车载荷下的变形的故障隐患，本发明提出了一种多轮系飞机电刹车机电驱动架构及刹车力控制方法。

本发明所述的多轮系飞机电刹车机电驱动架构包括指令控制架构和驱动控制架构；所述的驱动控制架构包括六个电刹车功率单元、六个机电驱动器、十二个主刹车机轮、十二个主轮远程数据集中器和十二个刹车装置。控制左侧主刹车机轮的三个机电驱动器接收来自第一刹车控制/监测单元的左机轮刹车综合指令；控制右侧主刹车机轮的三个机电驱动器接收来自第二刹车控制/监测单元的右机轮刹车综合指令。

所述十二个主刹车机轮分别安装在各自起落架支柱的轮轴上；十二个刹车装置分别套装在各所述主刹车机轮上。所述主轮远程数据集中器分别安装在所述起落架轮轴的端面上，并使来自每个主轮远程数据集中器产生的信号通过数据总线传递给飞机同侧的第一刹车控制/监测单元或第二刹车控制/监测单元。

所述的六个机电驱动器分别是第一机电驱动器、第二机电驱动器、第三机电驱动器、第四机电驱动器、第五机电驱动器和第六机电驱动器。

所述六个机电驱动器的控制通道产生的对机电作动器的驱动信号按各机电作动器按其控制的主刹车机轮所在左起落架或右起落架分为左侧和右侧后，再按各机电作动器控制的主刹车机轮所处的前、中、后位置，纵向两两交叉组合后，分为六个机电作动器组，并由不同的机电驱动器分别控制四个机轮构成的一个机电作动器组。

所述十二个主刹车机轮分别安装在各自起落架的轮轴上；十二个刹车装置分别套装在各所述主刹车机轮上。所述主轮远程数据集中器分别安装在所述起落架轮轴的端面上。

所述各机电驱动器与各机电作动器组的具体连接方式是：

所述的第一机电驱动器中的四个电机驱动端口分别与位于飞机左主起落架前支柱两个机轮上的第一个机电作动器和第二个机电作动器连接；所述第一机电驱动器中的另外四个电机驱动端口分别与位于飞机左主起落架左中间支柱的两个机轮上的第一个机电作动器和第二个机电作动器连接。

所述的第二机电驱动器中的四个电机驱动端口分别与位于飞机左主起落架中间支柱两个机轮上的第三个机电作动器和第四个机电作动器连接；所述第二机电驱动器中的另外四个电机驱动端口分别与位于飞机左主起落架后支柱的两个机轮上的第一个机电作动器和第二个机电作动器连接。

所述的第五机电驱动器中的四个电机驱动端口分别与位于飞机左主起落架前支柱两个机轮上的第三个机电作动器和第四个机电作动器连接；所述第五机电驱动器中的四个电机驱动端口分别与位于飞机左主起落架后支柱两个机轮上的第三个机电作动器和第四个机电作动器连接。

所述的第三机电驱动器中的四个电机驱动端口分别与位于飞机右主起落架中间支柱两个机轮上的第一个机电作动器和第二个机电作动器连接；所述第三机电驱动器中的另外四个电机驱动端口分别与位于飞机右主起落架后支柱的两个机轮上的第一个机电作动器和第二个机电作动器连接。

所述的第四机电驱动器中的四个电机驱动端口分别与位于飞机右主起落架前支柱两个机轮上的第一个机电作动器和第二个机电作动器连接；所述第四机电驱动器中的另外四个电机驱动端口分别与位于飞机右主起落架中间支柱的两个机轮上的第三个机电作动器和第四个机电作动器连接。

所述的第六机电驱动器中的四个电机驱动端口分别与位于飞机右主起落架前支柱两个机轮上的第三个机电作动器和第四个机电作动器连接；所述第六机电驱动器中的四个电机驱动端口分别与位于飞机右主起落架后支柱两个机轮上的第三个机电作动器和第四个机电作动器连接。

本发明提出的利用所述多轮系飞机电刹车机电驱动架构实施刹车力控制的具体过程是：

步骤1，机电驱动器工作检测：

第一刹车控制/监测单元和第二刹车控制/监测单元对四个机电驱动器和四个电刹车功率提供单元进行故障检测，并对处于故障状态下的机电驱动器和电刹车功率提供单元进行故障标识记录；

步骤2，松刹车隔离：

当某个电刹车功率提供单元出现故障，与其连接的机电驱动器必然不能正常工作；当机电驱动器本身出现故障，也不能驱动与其连接的机电作动器正常工作。由步骤1标识出的不能正常工作的每个的机电驱动器和电刹车功率提供单元，刹车控制/监测单元令涉及到故障的所有驱动通道输出完全松刹车指令，以此来隔离机电驱动器、电刹车功率提供单元及其相关的机电作动器；

步骤3，机电作动器工作检测：

令第一刹车控制/监测单元和第二刹车控制/监测单元同时输出一定幅值的刹车指令，通过六个机电驱动器驱动机轮刹车装置上所有的机电作动器输出对应的刹车压紧力，两个刹车控制/监测单元均根据机电作动器上的力传感器实际测量到的信号确定发生故障的机电作动器，并进行故障标识；

步骤4，故障机电作动器的隔离：

对于标识出的每个处于故障状态下的机电作动器，刹车控制/监测单元使所述故障机电作动器所对应的通道输出完全松刹车指令，以此来隔离机电作动器故障；

步骤5，刹车指令的调整：

刹车控制/监测单元按照以下基础方法，对每个机轮上未被隔离的机电作动器所对应的通道输出的刹车综合指令进行放大：

当所述机轮上的所有机电作动器均未被隔离时，刹车综合指令不变；

当所述机轮上有三个机电作动器未被隔离时，将所述未被隔离的机电作动器所对应的通道输出的三个刹车综合指令均放大为原值的4/3倍；

当所述机轮上有两个机电作动器能未被隔离时，将所述未被隔离的机电作动器所对应的通道输出的两个刹车综合指令均放大为原值的2倍；

当所述机轮上仅有一个机电作动器未被隔离时，将所述未被隔离的机电作动器所对应的通道输出的这个刹车综合指令均放大为原值的4倍；

当所述机轮上的所有机电作动器均被隔离时，按照飞机左侧机轮和右侧机轮相对应的原则，对于每一个完全丧失刹车能力的故障机轮，刹车控制/监测单元选择确定飞机另一侧被隔离机电作动器故障数目最多的一个机轮，令该对应侧机轮上的所有机电作动器所对应的通道输出的刹车综合指令均输出完全松刹车指令，以保持飞机左侧的刹车阻力与右侧的刹车阻力相平衡。

根据刹车盘压紧力的分布和刹车盘动盘与静盘之间的摩擦系数的变化，对上述的刹车综合指令放大方法进行进一步的修正，将正常工作的机电作动器所对应的通道输出的刹车综合指令放大至规定的刹车力矩值。

步骤6，输出刹车压紧力：

机电驱动器根据第一刹车控制/监测单元和第二刹车控制/监测单元输出的刹车综合指令，向各自所对应的机电作动器的电机提供所需的电驱动功率，由机电作动器输出作用在刹车盘上的压紧力，实施刹车控制。

为了解决类似问题，降低在各种故障模式状态下飞机事故发生的概率，最大限度地提高飞机的刹车能力，本发明提出了适应于多轮系飞机电刹车系统的机电驱动架构和刹车力控制方法，充分利用电刹车系统中多个机电作动器各自独立控制的多通道余度特点，使刹车系统在遇到某些通道发生故障时，能够通过增大正常的机电作动器输出的刹车压紧力，来最大限度地维持飞机的刹车能力，增强飞机着陆刹车过程中的任务可靠性，同时避免飞机两侧刹车力矩出现严重的不平衡，防止飞机偏离跑道，减小起落架在非对称刹车载荷下的变形，改善刹车系统的工作环境，同时缩短刹车距离，进一步提高飞机在电刹车系统故障状态下的安全性。加快推进电刹车系统在多轮系飞机上的成功应用，提高飞机对机电作动器相关控制通道故障的包容性，避免由于机轮刹车装置上的机电作动器完全丧失刹车能力，导致飞机刹车能力的降低，或者刹车跑偏，以至于冲出跑道、偏出跑道、起落架受力状况恶化等问题。本发明将机电作动器纵向分组交叉配置机电驱动器的多轮系飞机电刹车机电驱动架构并以此为基础实施刹车力控制，确保有十二个及以上更多主机轮的多轮系飞机的电刹车控制与监测系统在遇到各类组合多点故障状态下，最大限度地保证刹车系统的性能，并且具有很高的安全性，充分发挥出电刹车系统多通道机电作动器独立控制的技术优势，提高飞机电刹车系统的故障隔离、余度管理和故障状态下的系统重构能力，增强容错性和任务可靠性，保障飞机的刹车安全。

本发明以某大飞机为目标机，构建了一个典型的多轮系飞机的电刹车与监测系统，如图2所示。为了让刹车动盘与静盘盘面之间具有均匀的刹车压紧力，以确保刹车力矩的稳定和盘面磨损均匀，通常在刹车装置端面的圆周方向均布四个机电作动器。

本发明中,飞机电刹车控制与监测系统的工作原理与B757飞机基本相同，采用多轮系电刹车机电驱动架构：在飞机的左起落架和右起落架各配备三个机电驱动器，每个机电驱动器有八个控制通道，产生八个对机电作动器的驱动信号，第一机电驱动器10控制左前、左中支柱上四个机轮，每个机轮上的两个机电作动器；第二机电驱动器11控制左中、左后支柱上四个机轮，每个机轮上的两个机电作动器；第三机电驱动器12控制右中、右后支柱上四个机轮，每个机轮上的两个机电作动器；第四机电驱动器13控制右前、右中支柱上四个机轮，每个机轮上的两个机电作动器；第五机电驱动器17控制左前、左后支柱上四个机轮，每个机轮上的两个机电作动器；第六机电驱动器18控制右前、右后支柱上四个机轮，每个机轮上的两个机电作动器。

按上述描述,本发明按左起落架和右起落架对各机电驱动器控制通道产生的驱动信号分开后，再按左起落架或右起落架的主刹车机轮所在前、中、后三排的纵向位置两两交叉组合后，分为六组，由对应的机电驱动器控制四个机轮刹车装置上的其中两个机电作动器上产生的刹车压紧力。

在遇到机电驱动器或者给其提供电源的电刹车功率单元发生故障时，电刹车系统可以通过刹车控制/监测单元，对相关的机电驱动器进行隔离；刹车控制/监测单元还可以通过对机电作动器的工作检测，再进一步对单独的发生故障的机电作动器进行隔离，然后再通过适当增大能够正常工作的机电作动器的刹车指令，以此来补偿每个机轮上发生故障的作动器引起的总刹车力的损失。

与现有技术相比较,本发明提出的针对多轮系飞机的电刹车机电驱动架构及刹车力控制方法，既使在遇到机电驱动器、电刹车功率单元和机电作动器发生多点故障时，通过电刹车与监测系统对所述故障的监测和隔离能力，对系统进行故障状态下的重构，如果适度增大能够正常工作的机电作动器的刹车综合指令，还可以补偿每个机轮上发生故障的作动器引起的总刹车力的损失。这种适应于多轮系飞机的电刹车机电驱动架构及刹车力控制方法，提高了多轮系飞机电刹车系统在机电作动器处于不能正常工作状态下的系统重构能力，并且最大限度地保证飞机在这种故障状态下的刹车能力不降低，并且确保飞机在故障状态下的左右刹车能力基本平衡和航向稳定，对提高飞机电刹车系统的任务可靠性和安全性有非常显著的改进效果。

采用本发明所述飞机多轮系飞机电刹车机电驱动架构及刹车力控制方法，当出现机电作动器不能输出正常的刹车压紧力时，电刹车控制与监测系统可以利用机电作动器上传的刹车压紧力信号进行故障判断，并对这些故障的机电作动器进行隔离，然后通过放大故障机轮上能够正常工作的机电作动器的刹车综合指令来适当增加机轮刹车装置的刹车压紧力总输出，以补偿该机轮的刹车力矩损失。

同理，当飞机上有机电驱动器或者电刹车功率单元发生故障，导致与其相关控制通道的所有机电作动器均不能输出正常的刹车压紧力以进行刹车时，电刹车系统利用现有技术可以对这些故障部件进行状态检测，并对与之相关的所有机电作动器进行松刹车隔离，使其不能输出刹车压紧力，再通过放大故障机轮上能够正常工作的机电作动器的刹车综合指令来适当增加该机轮刹车装置上总的刹车压紧力，通过这种对刹车力的控制方法，来补偿故障机电驱动器所引起的在该机轮上刹车力矩损失。

综上所述，本发明提出的多轮系飞机电刹车机电驱动方案及刹车力控制方法，与B787飞机和前面各专利所述的电刹车系统相比，充分发挥出了电刹车系统有多个机电作动器各自独立控制的多通道余度优势，能够最大限度地保证飞机在多点故障状态下的刹车能力不降低，即使在遇到机电驱动器、电刹车功率单元和机电作动器发生多点故障时，通过电刹车系统对所述故障的监测和隔离能力，对系统进行故障状态下的重构，并适度增大能够正常工作的机电作动器的刹车综合指令，以此来补偿每个机轮上发生故障的作动器引起的总刹车力的损失，通过增大其输出的刹车压紧力来充分利用飞机上各个机轮所能提供的最大摩擦阻力，对整个飞机电刹车系统的机电作动器驱动通道进行合理科学的系统重构，避免了现有技术按左侧、右侧或者内侧、外侧进行整体故障隔离，所造成的飞机刹车能力损失，以及左右刹车力矩不对称造成的飞机冲出跑道和偏出跑道、以及起落架在非对称刹车载荷下的变形等故障隐患，显著提高飞机电刹车系统的任务可靠性，改善刹车系统的工作环境，同时缩短刹车距离，进一步提高飞机在电刹车系统的刹车效率，并保障了飞机刹车过程的安全。

附图说明

图1为B787飞机的刹车控制与监测系统原理图。

图2为有十二个主轮飞机的刹车控制与监测系统原理图。

图3本发明的流程图。图中：

1.机长左刹车指令传感器；2.机长右刹车指令传感器；3.前轮远程数据集中器；4.前机轮；5.首席飞行员左刹车指令传感器；6.首席飞行员右刹车指令传感器；7.第一刹车控制/监测单元；8.第二刹车控制/监测单元；9.电刹车功率单元；10.第一机电驱动器；11.第二机电驱动器；12.第三机电驱动器；13.第四机电驱动器；14.主刹车机轮；15.主轮远程数据集中器；16.刹车装置；17.第五机电驱动器；18.第六机电驱动器。

具体实施方式

实施例1

本实施例是基于某大飞机的十二个主刹车机轮的多轮系飞机电刹车控制与监测系统。所述飞机的左、右两侧各有一组分前、中、后三排的三支柱的主起落架，每个支柱的轮轴上横向安装有两个机轮，因此每侧的主起落架上有6个主刹车机轮14，每个主刹车机轮14上均有一个刹车装置16和一个主轮远程数据集中器15，在每个刹车装置端面的圆周方向均布有四个相同的机电作动器，以使刹车动盘与静盘盘面之间具有均匀的刹车压紧力，确保刹车力矩的稳定和盘面磨损均匀。

本实施例包括指令控制架构和驱动控制架构。

所述的指令控制架构包括机长左刹车指令传感器1、机长右刹车指令传感器2、前轮远程数据集中器3、前机轮4、首席飞行员左刹车指令传感器5、首席飞行员右刹车指令传感器6、第一刹车控制/监测单元7和第二刹车控制/监测单元8。所述指令控制架构采用现有技术，本实施例中的指令控制架构与B757飞机相同。所述的指令控制架构用于产生对各机轮的刹车综合指令。

所述的驱动控制架构包括六个电刹车功率单元9、机电驱动器、十二个主刹车机轮14、十二个主轮远程数据集中器15和十二个刹车装置16。所述的机电驱动器有六个，分别是第一机电驱动器10、第二机电驱动器11、第三机电驱动器12、第四机电驱动器13、第五机电驱动器17和第六机电驱动器18。

所述十二个主刹车机轮14分别安装在各自起落架支柱的轮轴上；十二个刹车装置16分别套装在各所述主刹车机轮14上。所述主轮远程数据集中器15分别安装在所述起落架轮轴的端面上，并使来自每个主轮远程数据集中器15产生的信号通过数据总线传递给飞机同侧的第一刹车控制/监测单元7或第二刹车控制/监测单元8。

本实施例中，每个机电驱动器均有八个控制通道，六个机电驱动器总共产生48路对机电作动器的驱动信号。将48个机电作动器按其控制的主刹车机轮所在的左起落架或右起落架分为左侧和右侧后，再按各机电作动器控制的主刹车机轮所处的前、中、后三排的纵向位置，两两交叉组合后，分为六个机电作动器组，并由不同的机电驱动器分别控制四个机轮构成的一个机电作动器组。

所述第一刹车控制/监测单元7接收所有来自于机长左刹车指令传感器1和首席飞行员左刹车指令传感器5发出的左刹车指令，以及来自于左侧的每个主轮远程数据集中器15产生的信号；所述第二刹车控制/监测单元8接收所有来自于机长右刹车指令传感器2和首席行员右刹车指令传感器6发出的左刹车指令。，以及来自于右侧的每个主轮远程数据集中器15产生的信号。

位于左侧的三个机电驱动器接收来自第一刹车控制/监测单元7的左机轮刹车综合指令；位于右侧的三个机电驱动器接收来自第二刹车控制/监测单元8的右机轮刹车综合指令。

所述12个主刹车机轮14分别安装在各自起落架的轮轴上；12个刹车装置16分别套装在各所述主刹车机轮14上。所述主轮远程数据集中器15分别安装在所述起落架轮轴的端面上。

所述各机电驱动器与各机电作动器组的具体连接方式是：

所述的第一机电驱动器10中的4个电机驱动端口分别与位于飞机左主起落架前支柱两个机轮上的第一个机电作动器和第二个机电作动器连接；所述第一机电驱动器10中的另外4个电机驱动端口分别与位于飞机左主起落架左中间支柱的两个机轮上的第一个机电作动器和第二个机电作动器连接。

所述的第二机电驱动器11中的4个电机驱动端口分别与位于飞机左主起落架中间支柱两个机轮上的第三个机电作动器和第四个机电作动器连接；所述第二机电驱动器10中的另外4个电机驱动端口分别与位于飞机左主起落架后支柱的两个机轮上的第一个机电作动器和第二个机电作动器连接。

所述的第五机电驱动器17中的4个电机驱动端口分别与位于飞机左主起落架前支柱两个机轮上的第三个机电作动器和第四个机电作动器连接；所述第五机电驱动器17中的4个电机驱动端口分别与位于飞机左主起落架后支柱两个机轮上的第三个机电作动器和第四个机电作动器连接。

所述的第三机电驱动器12中的4个电机驱动端口分别与位于飞机右主起落架中间支柱两个机轮上的第一个机电作动器和第二个机电作动器连接；所述第三机电驱动器12中的另外4个电机驱动端口分别与位于飞机右主起落架后支柱的两个机轮上的第一个机电作动器和第二个机电作动器连接。

所述的第四机电驱动器13中的4个电机驱动端口分别与位于飞机右主起落架前支柱两个机轮上的第一个机电作动器和第二个机电作动器连接；所述第四机电驱动器13中的另外4个电机驱动端口分别与位于飞机右主起落架中间支柱的两个机轮上的第三个机电作动器和第四个机电作动器连接。

所述的第六机电驱动器18中的4个电机驱动端口分别与位于飞机右主起落架前支柱两个机轮上的第三个机电作动器和第四个机电作动器连接；所述第六机电驱动器18中的4个电机驱动端口分别与位于飞机右主起落架后支柱两个机轮上的第三个机电作动器和第四个机电作动器连接。

本实施例中，整个飞机的电刹车与监测系统主要包括机长左刹车指令传感器1和机长右刹车指令传感器2各一个，前轮远程数据集中器3和前机轮4各两个，首席飞行员左刹车指令传感器5和首席飞行员右刹车指令传感器6各一个，第一刹车控制/监测单元7和第二刹车控制/监测单元8各一个，六个电刹车功率单元9，第一机电驱动器10、第二机电驱动器11、第三机电驱动器12、第四机电驱动器13、第五机电驱动器17、第六机电驱动器18各一个，飞机在左、右两侧各有一组分前、中、后三排的三支柱的主起落架，每个支柱的轮轴上横向安装有两个机轮，因此每侧的主起落架上有6个主刹车机轮14，每个主刹车机轮14上均有一个刹车装置16和一个主轮远程数据集中器15，同样在每个刹车装置上装有四个相同的机电作动器。

本实施例中，该飞机电刹车控制与监测系统的工作原理与B757飞机基本相同，只是采用了多轮系电刹车机电驱动架构，其主要特征在于：飞机的左侧主刹车机轮和右侧主刹车机轮各配备三个机电驱动器，每个机电驱动器有八个控制通道，产生八个对机电作动器的驱动信号，其中:第一机电驱动器10控制左前、左中支柱上四个机轮，每个机轮上的两个机电作动器；第二机电驱动器11控制左中、左后支柱上四个机轮，每个机轮上的两个机电作动器；第三机电驱动器12控制右中、右后支柱上四个机轮，每个机轮上的两个机电作动器；第四机电驱动器13控制右前、右中支柱上四个机轮，每个机轮上的两个机电作动器；第五机电驱动器17控制左前、左后支柱上四个机轮，每个机轮上的两个机电作动器；第六机电驱动器18控制右前、右后支柱上四个机轮，每个机轮上的两个机电作动器。

所有来自每个主轮远程数据集中器上的防滑信号在刹车控制与监控单元中，与左右刹车指令和右刹车指令进行综合后，输出针对每个主刹车机轮的刹车综合指令，使所述的六个机电驱动器能够根据第一刹车控制/监测单元7和第二刹车控制/监测单元8产生的刹车综合指令来驱动电机转动，经减速机轮和滚珠丝杠传动后转化为放大的直线运动，压紧刹车盘，实现对机轮的制动；通过机电作动器中的力传感器感受作用在刹车盘上的压紧力，并将该压紧力转换为电信号后送回给机电驱动器，从而形成对每个机电作动器输出压紧力的闭环控制。机电驱动器正是通过这个原理来控制机轮上的机电作动器，调节施加在刹车盘上的压紧力，从而实现了飞行员对刹车的控制。每个主刹车机轮14的轮轴上的主轮远程数据集中器15能够感知机轮的转速、刹车温度和轮胎压力，并按照防滑控制算法计算出该机轮所需的防滑信号，再统一将所有这些信号通过总线分别上传给第一刹车控制/监测单元或者第二刹车控制/监测单元，由所述的第一刹车控制/监测单元或者第二刹车控制/监测单元实现对飞机刹车系统的刹车控制、系统监测、故障诊断和系统重构等功能。飞机的刹车控制与监测系统还有六个电刹车功率单元9，分别给飞机的六个机电驱动器提供所需的电驱动功率。

实施例2

本实施例是一种当飞机的刹车控制与监测系统的电刹车功率提供单元、机电驱动器和机电作动器中有一个或者多个发生故障状态下，通过上述多轮系飞机电刹车机电驱动架构实现刹车力控制的方法，具体过程是：

步骤1，机电驱动器工作检测：

运用现有技术，第一刹车控制/监测单元7和第二刹车控制/监测单元8对四个机电驱动器和四个电刹车功率提供单元9进行故障检测，并对处于故障状态下的机电驱动器和电刹车功率提供单元进行故障标识记录；

步骤2，松刹车隔离：

当某个电刹车功率提供单元出现故障，与其连接的机电驱动器必然不能正常工作；当机电驱动器本身出现故障，也不能驱动与其连接的机电作动器正常工作。由步骤1标识出的不能正常工作的每个的机电驱动器和电刹车功率提供单元，刹车控制/监测单元令涉及到故障的所有驱动通道输出完全松刹车指令，以此来隔离机电驱动器、电刹车功率提供单元及其相关的机电作动器；

步骤3，机电作动器工作检测：

令第一刹车控制/监测单元7和第二刹车控制/监测单元8同时输出一定幅值的刹车指令，通过六个机电驱动器驱动机轮刹车装置上所有的48个机电作动器输出对应的刹车压紧力，两个刹车控制/监测单元均根据机电作动器上的力传感器实际测量到的信号确定发生故障的机电作动器，并进行故障标识；

步骤4，故障机电作动器的隔离：

对于标识出的每个处于故障状态下的机电作动器，刹车控制/监测单元使所述故障机电作动器所对应的通道输出完全松刹车指令，以此来隔离机电作动器故障；

步骤5，刹车指令的调整：

刹车控制/监测单元按照以下基础方法，对每个机轮上未被隔离的机电作动器所对应的通道输出的刹车综合指令进行放大：

当所述机轮上的所有机电作动器均未被隔离时，刹车综合指令不变；

当所述机轮上有三个机电作动器未被隔离时，将所述未被隔离的机电作动器所对应的通道输出的三个刹车综合指令均放大为原值的4/3倍；

当所述机轮上有两个机电作动器能未被隔离时，将所述未被隔离的机电作动器所对应的通道输出的两个刹车综合指令均放大为原值的2倍；

当所述机轮上仅有一个机电作动器未被隔离时，将所述未被隔离的机电作动器所对应的通道输出的这个刹车综合指令均放大为原值的4倍；

当所述机轮上的所有机电作动器均被隔离时，按照飞机左侧机轮和右侧机轮相对应的原则，对于每一个完全丧失刹车能力的故障机轮，刹车控制/监测单元选择确定飞机另一侧被隔离机电作动器故障数目最多的一个机轮，令该对应侧机轮上的所有机电作动器所对应的通道输出的刹车综合指令均输出完全松刹车指令，以保持飞机左侧的刹车阻力与右侧的刹车阻力相平衡。

根据刹车盘压紧力的分布和刹车盘动盘与静盘之间的摩擦系数的变化，采用常规补偿方法，对上述的刹车综合指令放大方法进行进一步的修正，将正常工作的机电作动器所对应的通道输出的刹车综合指令放大至规定的刹车力矩值。

步骤6，输出刹车压紧力：

机电驱动器根据第一刹车控制/监测单元和第二刹车控制/监测单元输出的刹车综合指令，向各自所对应的机电作动器的电机提供所需的电驱动功率，由机电作动器输出作用在刹车盘上的压紧力，实施刹车控制。

按照本实施例提出的针对有十二个主机轮的飞机所采取的对刹车力的控制和补偿方法，当每个机轮上都有一个或者两个机电作动器不能输出正常的刹车压紧力时，本发明所述多轮系电刹车机电驱动架构利用现有技术检测到故障，并对所述故障所涉及的机电作动器进行松刹车隔离，然后通过放大故障机轮上能够正常工作的机电作动器的刹车综合指令来增加机轮刹车装置的刹车压紧力总输出，以补偿该机轮的刹车力矩损失，以此来提高电刹车系统在故障状态下的系统重构能力，并且保证飞机在故障状态下的刹车能力不降低，提高飞机电刹车系统的任务可靠性。

同理，当飞机左右两侧各有一个机电驱动器或者电刹车功率单元发生故障，导致该故障所涉及控制通道的所有机电作动器均不能输出正常的刹车压紧力时，本发明所述多轮系飞机电刹车机电驱动架构利用现有技术检测到这些故障，并对这些故障的机电作动器进行隔离，然后通过放大故障涉及机轮上能够正常工作的机电作动器的刹车综合指令来增加该机轮刹车装置的刹车压紧力总输出，以补偿该机轮的刹车力矩损失，以此来提高电刹车系统在出现个别通道故障状态下的系统重构能力。极端恶劣情况下，既便飞机左右两侧各有两个机电驱动器或者电刹车功率单元发生故障，飞机仍然能够有额定状态三分之二的刹车能力，并且能够保证飞机在这种故障状态下的左右刹车能力基本平衡，保证飞机的航向稳定，

综上所述，本发明提出的多轮系飞机电刹车驱动架构及刹车力控制方法，大幅度地提高了多轮系飞机电刹车系统的任务可靠性和安全性，如本实施例所述，既使在比较复杂的多点故障状态下，比如存在电刹车功率单元、机电驱动器故障和机电作动器中的多个部件发生故障，仍然可以维持飞机的刹车能力不降低，也不会对防滑系统的工作造成很大的影响，故本发明的优势是非常显著的，并且具有很强的实用价值。

Claims (3)

1.一种多轮系飞机电刹车机电驱动架构，包括指令控制架构和驱动控制架构；其特征在于，所述的驱动控制架构包括六个电刹车功率单元、六个机电驱动器、十二个主刹车机轮、十二个主轮远程数据集中器和十二个刹车装置；控制左侧主刹车机轮的三个机电驱动器接收来自第一刹车控制/监测单元的左机轮刹车综合指令；控制右侧主刹车机轮的三个机电驱动器接收来自第二刹车控制/监测单元的右机轮刹车综合指令；

所述十二个主刹车机轮分别安装在各自起落架支柱的轮轴上；十二个刹车装置分别套装在各所述主刹车机轮上；所述主轮远程数据集中器分别安装在所述起落架轮轴的端面上，并使来自每个主轮远程数据集中器产生的信号通过数据总线传递给飞机同侧的第一刹车控制/监测单元或第二刹车控制/监测单元；

所述的六个机电驱动器分别是第一机电驱动器、第二机电驱动器、第三机电驱动器、第四机电驱动器、第五机电驱动器和第六机电驱动器；

所述六个机电驱动器的控制通道产生的对机电作动器的驱动信号按各机电作动器按其控制的主刹车机轮所在左起落架或右起落架分为左侧和右侧后，再按各机电作动器控制的主刹车机轮所处的前、中、后位置，纵向两两交叉组合后，分为六个机电作动器组，并由不同的机电驱动器分别控制四个机轮构成的一个机电作动器组；

所述十二个主刹车机轮分别安装在各自起落架的轮轴上；十二个刹车装置分别套装在各所述主刹车机轮上；所述主轮远程数据集中器分别安装在所述起落架轮轴的端面上。

2.如权利要求1所述多轮系飞机电刹车机电驱动架构，其特征在于，所述各机电驱动器与各机电作动器组的具体连接方式是：

所述的第一机电驱动器中的四个电机驱动端口分别与位于飞机左主起落架前支柱两个机轮上的第一个机电作动器和第二个机电作动器连接；所述第一机电驱动器中的另外四个电机驱动端口分别与位于飞机左主起落架左中间支柱的两个机轮上的第一个机电作动器和第二个机电作动器连接；

所述的第二机电驱动器中的四个电机驱动端口分别与位于飞机左主起落架中间支柱两个机轮上的第三个机电作动器和第四个机电作动器连接；所述第二机电驱动器中的另外四个电机驱动端口分别与位于飞机左主起落架后支柱的两个机轮上的第一个机电作动器和第二个机电作动器连接；

所述的第五机电驱动器中的四个电机驱动端口分别与位于飞机左主起落架前支柱两个机轮上的第三个机电作动器和第四个机电作动器连接；所述第五机电驱动器中的四个电机驱动端口分别与位于飞机左主起落架后支柱两个机轮上的第三个机电作动器和第四个机电作动器连接；

所述的第三机电驱动器中的四个电机驱动端口分别与位于飞机右主起落架中间支柱两个机轮上的第一个机电作动器和第二个机电作动器连接；所述第三机电驱动器中的另外四个电机驱动端口分别与位于飞机右主起落架后支柱的两个机轮上的第一个机电作动器和第二个机电作动器连接；

所述的第四机电驱动器中的四个电机驱动端口分别与位于飞机右主起落架前支柱两个机轮上的第一个机电作动器和第二个机电作动器连接；所述第四机电驱动器中的另外四个电机驱动端口分别与位于飞机右主起落架中间支柱的两个机轮上的第三个机电作动器和第四个机电作动器连接；

所述的第六机电驱动器中的四个电机驱动端口分别与位于飞机右主起落架前支柱两个机轮上的第三个机电作动器和第四个机电作动器连接；所述第六机电驱动器中的四个电机驱动端口分别与位于飞机右主起落架后支柱两个机轮上的第三个机电作动器和第四个机电作动器连接。

3.一种利用权利要求1所述多轮系飞机电刹车机电驱动架构实施刹车力控制的方法，其特征在于，具体过程是：

步骤1，机电驱动器工作检测：

第一刹车控制/监测单元和第二刹车控制/监测单元对四个机电驱动器和四个电刹车功率提供单元进行故障检测，并对处于故障状态下的机电驱动器和电刹车功率提供单元进行故障标识记录；

步骤2，松刹车隔离：

当某个电刹车功率提供单元出现故障，与其连接的机电驱动器必然不能正常工作；

当机电驱动器本身出现故障，也不能驱动与其连接的机电作动器正常工作；由步骤1标识出的不能正常工作的每个的机电驱动器和电刹车功率提供单元，刹车控制/监测单元令涉及到故障的所有驱动通道输出完全松刹车指令，以此来隔离机电驱动器、电刹车功率提供单元及其相关的机电作动器；

步骤3，机电作动器工作检测：

令第一刹车控制/监测单元和第二刹车控制/监测单元同时输出一定幅值的刹车指令，通过六个机电驱动器驱动机轮刹车装置上所有的机电作动器输出对应的刹车压紧力，两个刹车控制/监测单元均根据机电作动器上的力传感器实际测量到的信号确定发生故障的机电作动器，并进行故障标识；

步骤4，故障机电作动器的隔离：

对于标识出的每个处于故障状态下的机电作动器，刹车控制/监测单元使所述故障机电作动器所对应的通道输出完全松刹车指令，以此来隔离机电作动器故障；

步骤5，刹车指令的调整：

刹车控制/监测单元按照以下基础方法，对每个机轮上未被隔离的机电作动器所对应的通道输出的刹车综合指令进行放大：

当所述机轮上的所有机电作动器均未被隔离时，刹车综合指令不变；

当所述机轮上有三个机电作动器未被隔离时，将所述未被隔离的机电作动器所对应的通道输出的三个刹车综合指令均放大为原值的4/3倍；

当所述机轮上有两个机电作动器能未被隔离时，将所述未被隔离的机电作动器所对应的通道输出的两个刹车综合指令均放大为原值的2倍；

当所述机轮上仅有一个机电作动器未被隔离时，将所述未被隔离的机电作动器所对应的通道输出的这个刹车综合指令均放大为原值的4倍；

当所述机轮上的所有机电作动器均被隔离时，按照飞机左侧机轮和右侧机轮相对应的原则，对于每一个完全丧失刹车能力的故障机轮，刹车控制/监测单元选择确定飞机另一侧被隔离机电作动器故障数目最多的一个机轮，令该对应侧机轮上的所有机电作动器所对应的通道输出的刹车综合指令均输出完全松刹车指令，以保持飞机左侧的刹车阻力与右侧的刹车阻力相平衡；

根据刹车盘压紧力的分布和刹车盘动盘与静盘之间的摩擦系数的变化，对上述的刹车综合指令放大方法进行进一步的修正，将正常工作的机电作动器所对应的通道输出的刹车综合指令放大至规定的刹车力矩值；

步骤6，输出刹车压紧力：

机电驱动器根据第一刹车控制/监测单元和第二刹车控制/监测单元输出的刹车综合指令，向各自所对应的机电作动器的电机提供所需的电驱动功率，由机电作动器输出作用在刹车盘上的压紧力，实施刹车控制。