CN109747815B - 用于飞行器制动系统的架构 - Google Patents

Abstract

一种用于飞行器制动系统的架构，该架构包括：‑包括摩擦构件和机电致动器(23)的制动器，每个机电致动器包括电动机和电力模块；‑被布置成产生数字控制信号(Snp)的计算机(11)；‑被布置成产生用于为电动机供电的电力供应(Pea)的电力单元(12)；以及‑坐落于起落架上的接线箱(13)，该接线箱被布置成接收电力供应以及分配电力供应，该接线箱包括根据数字控制信号(Snp)产生数字电机命令信号(Snm)的电动机控制模块(19)，该接线箱还包括电转换器模块(20；111)，该电转换器模块将数字电机命令信号(Snm)转换成用于机电致动器的电力模块的模拟电机命令信号(Sam)。

Description

用于飞行器制动系统的架构

技术领域

本发明涉及飞行器制动系统的架构的领域。

背景技术

参考图1，一种已知的用于电动飞行器制动系统的集中式架构包括多个制动器1，每个制动器用于制动飞行器的起落架的机轮。

每个制动器1具有四个机电制动致动器2，这四个机电制动致动器被一起分组在两个不同的组中，每组含两个机电致动器2。

每个不同组中的两个机电致动器2都被连接到用于该组的相应的计算机3，该相应计算机3坐落于飞行器的机身中、在起落架上方。

每个机电致动器2的电动机从该机电致动器2被连接到的计算机3接收三相电力，并且每个机电致动器2将伺服控制参数的测量(例如，电动机的转子的角度位置的测量)发送到计算机3。计算机3执行对机电致动器2的监视和控制功能，并且还实现通过使用逆变器来发电的功能。

可以看出，该集中式架构要求每个机电致动器2使用至少十根电线：用于电动机的三个相的三根供电线4、用于使电动机的转子的角度位置的测量返回到集中式计算机3的四根通信线5，以及用于控制对机电致动器2进行阻挡的阻挡构件以便执行驻停制动功能的两根供电线(图1中未示出)。

这些电线被整合在从飞行器的机身延伸到制动器1并因此是体积大且笨重的的线束中。供电线4在其中延伸(并因此对电动机的供电沿其流动)的线束的长的长度要求计算机3包含共模滤波电路。这些滤波电路增加了计算机3的重量、复杂度和成本，并因此增加了制动系统的重量、复杂度和成本。

发明内容

本发明的目的是减小制动系统的体积、重量、复杂度和成本。

为了实现该目的，提供了一种用于飞行器制动系统的架构，该架构包括：

-用于制动飞行器的起落架的机轮的制动器，该制动器包括摩擦构件和用于对摩擦构件施加制动力并由此在机轮上施加制动扭矩的机电致动器，每个机电致动器包括电动机和电力模块；

-坐落于飞行器的机身中且被布置成产生数字控制信号的计算机；

-坐落于飞行器的机身中且被布置成产生用于为电动机供电的电力供应的电力单元；以及

-坐落于起落架上的接线箱，该接线箱被连接到计算机、电力单元和机电致动器，该接线箱被布置成接收电力供应并将其分配给机电致动器，该接线箱包括根据数字控制信号产生数字电机命令信号的电动机控制模块，该接线箱还包括电转换器模块，该电转换器模块将数字电机命令信号转换成用于机电致动器的电力模块的模拟电机命令信号。

接线箱的使用为的是使模拟电机命令信号的产生成为共有，并因此减少从飞行器的机身延伸到制动器的线的数量。用于执行可以在接线箱中互相配合的各功能所需的组件的数量也被减少，由此减小了制动系统的重量和复杂度并且其可靠性也被改善。

在阅读了下面的对本发明的特定、非限制性实施例的描述之后，本发明的其他特性以及优点将显现。

附图说明

参见附图，在附图中：

-图1示出了制动系统的现有技术架构；

-图2示出了本发明的第一实施例中的制动系统的架构；以及

-图3示出了本发明的第二实施例中的制动系统的架构。

具体实施方式

在该示例中，本发明被实现在具有多个主起落架的飞行器上，每个主起落架承载多个所谓的“制动式”机轮，即各自装配有用于制动飞行器的制动器的多个机轮。虽然本描述涉及单个制动式机轮，但是本发明自然地以同样的方式适用于飞行器的所有制动式机轮、或者涉及它们中的一部分。

参考图2，用于本发明的第一实施例中的飞行器制动系统的架构10包括计算机11、电力单元12、接线箱13和用于主起落架的机轮的制动器。

计算机11被集成在飞行器的航空电子网络中并且其被定位在坐落于飞行器的机身中的舱室中。在该示例中，计算机11构成ATA42集成式模块化航空电子系统的一部分。

计算机11获取例如由飞行器的飞行员或者由自动制动系统生成的制动指令，并且其将该制动指令变换成数字控制信号Snp。数字控制信号Snp包括制动设定点。

在该示例中，电力单元12是输送电力的电力总线，该电力来自飞行器的发电机或者来自飞行器的电存储装置、或实际上来自被连接到该电力总线的电力转换器单元。这样的电力转换器单元有时也被称为供电单元(PSU)。

电力单元12产生电力供应Pea。

接线箱13坐落于主起落架上。接线箱13可坐落于主起落架的任何部分上：在支腿上、在轮轴上、在轮轴内部、在制动器本身上，等等。

接线箱13经由数字总线14被连接到计算机11，并且经由电力缆线15被连接到电力单元12。作为示例，数字总线14可以是AFDX总线或μAFDX总线。

数字总线14和电力缆线15从飞行器的机身经由主起落架延伸到接线箱13。

首先，接线箱13包括分配组件(未示出)。分配组件被连接到电力缆线15并且它们被布置成接收电力供应Pea并将其分配给制动器。

接线箱13还具有两个相异且不同的控制通道17，它们之间没有电交互作用。

术语“相异”在本文中被用来意指每个控制通道17包括用于执行相同功能的不同复杂电组件。术语“复杂”按使得飞行器能够满足认证要求的标准(例如，标准DO 254或标准DO 178)来被定义。作为示例，复杂电组件可以是现场可编程门阵列(FPGA)或专用集成电路(ASIC)。相异性为的是避免复杂电组件的导致机轮上的制动完全丧失的共模故障。

在该示例中，每个控制通道17包括电制动控制模块18、电动机控制模块19和电转换器模块20。电制动控制模块18被定位在电动机控制模块19的上游，该电动机控制模块19被定位在电转换器模块20的上游。术语“上游”被用来意指朝向制动指令传过来的一侧，如与朝向制动器形成对比。

在每个控制通道17中，电制动控制模块18经由数字总线14从计算机11接收制动设定点，并且其实现高级制动控制关系，以便产生数字制动命令信号Snf。

电动机控制模块19获取数字制动命令信号Snf并且实现电机伺服控制回路以用于产生数字电机命令信号Snm。数字电机命令信号Snm因而由数字制动命令信号Snf产生，并因此由包括制动设定点的数字控制信号Snp产生。

电转换器模块20包括数模转换器。电转换器模块20获取数字电机命令信号Snm并且将数字电机命令信号Snm转换成模拟电机命令信号Sam。模拟电机命令信号Sam包括用于逆变器的模拟命令信号，该命令信号可以例如由脉冲宽度调制信号构成。

应当观察到，接线箱13还通过数字总线14与计算机11交换信息。

制动器用于制动飞行器的机轮。制动器包括致动器支架，该致动器支架具有安装在其上的四个机电致动器23以及摩擦构件，具体而言是碳盘的堆叠。

四个机电致动器23被用来向该碳盘堆叠施加制动力，以便于在机轮上施加制动扭矩，以便减慢机轮的旋转，并因此在飞行器着陆时制动飞行器。

每个机电致动器23包括推动器和被固定到致动器支架的主体。

电力模块、电动机和机械模块被集成在机电致动器23的主体内部。

电力模块具有用于将直流(DC)功率转换成交流(AC)功率的电组件(具体而言是逆变器)以及电滤波器组件。电力模块生成通过电动机定子绕组的三相电。机械模块将电动机的输出轴的旋转运动变换成推动器的线性移动。

推动器由电动机经由机械模块来致动，以便滑动并将制动力施加在碳盘堆叠上。

每个机电致动器23还具有用于执行驻停制动功能的阻挡构件。阻挡构件被布置成将电动机的输出轴保持在给定位置，以便保持推动器被阻挡在适当位置。

机电致动器23还具有测量机电致动器23的操作参数的传感器。所作测量包括对电流的测量和/或对电压的测量和/或对电动机的转子的角度位置的测量。

制动器的四个机电致动器23分布在两个不同的组24中，每组含两个机电致动器。每个控制通道17被布置成控制机电致动器的两个组24中的一个。因此，失去控制通道17之一(例如，由所述控制通道17的电制动控制模块18、电动机控制模块19或电转换器模块20的电组件的故障导致)可能导致机轮制动的仅一半的损失。

每个机电致动器23经由输送电力供应Pea的电力缆线25以及经由递送模拟电机命令信号Sam的控制缆线26来连接到接线箱13。

用于同一机电致动器组24的两个机电致动器23的控制缆线26被连接到同一控制通道17的电转换器模块20。

每个机电致动器23的电力模块接收电力供应Pea和模拟电机命令信号Sam。电力供应Pea为电力模块的逆变器供电，该逆变器由模拟电机命令信号Sam控制。电力模块接着为电动机的定子产生三相电。

机电致动器23被布置成经由控制缆线26将返回模拟信号Sa传送到接线箱13。返回模拟信号Sa包括机电致动器23的传感器所作的测量。返回模拟信号Sa尤其用于使每个控制通道17的电制动命令模块18和电动机命令模块19能够分别实现高级制动控制关系和电机伺服控制回路。

应当观察到，以上所描述的架构10的优点之一涉及相异性的问题。在该示例中，制动和电机在接线箱13中受到控制。这些数字功能要求一个或多个复杂的电组件，并且这些组件的使用要求相异性(即两个相异的通道)。在接线箱13中或者在计算机11中实现相异性相比作为示例而言在机电致动器23中实现它更简单，在该机电致动器23内对电机的控制和/或对制动的控制可以被执行。具体而言，在机电致动器23中实现相异性将相当于使机电致动器23显著地更复杂。机电致动器23内的电组件的数量将随其体积、其重量及其成本的增加而增加，并且有必要解决这两个通道之间的交互的复杂管理，等等。

还应当观察到，接线箱13常规上已存在于传统的制动系统架构中。接线箱13的通常作用是将来自沿着起落架的支腿延伸的线束的布线分配给每个机电致动器23，以便将电力供应Pea提供给机电致动器23。在本发明中，现有的接线箱13因而提供有新颖且创新的功能，而不会在任何大的程度上修改现有接线箱13的机械接口。

因此，与图1的架构相比，消除了集中式计算机3，而无需添加任何附加装备或线路可更换单元(LRU)。

这简化并因此降低了集成飞行器制动系统的架构的成本。

参考图3，用于本发明的第二实施例中的飞行器制动系统的架构100包括计算机101、电力单元102、接线箱103和主起落架的机轮的制动器。

计算机101再次被集成在飞行器的航空电子网络中并且被定位在坐落于飞行器的机身中的舱室中。

计算机101具有两个电制动控制模块104。这两个电制动控制模块104是相异且不同的，它们之间没有电交互。

计算机101获取制动设定点。制动设定点由ATA42的计算机(未示出)基于制动指令来生成，该制动指令本身例如由飞行器的飞行员或者通过自动制动系统生成。

每个电制动控制模块104接收制动设定点并实现高级制动控制关系，以便减少数字制动命令信号Snf。

计算机101因而产生包括由两个电制动控制模块104产生的数字制动命令信号Snf的数字控制信号Snp。

应当观察到，由每个电制动控制模块104产生的数字制动命令信号Snf用于控制制动器的两个机电致动器105。因此，失去一个电制动控制模块104(例如，由所述电制动控制模块104的电组件的故障造成)将导致对应于机轮制动的一半的制动损失。然而，可作出规定：每个电制动控制模块104能够控制制动器的一些其他数量的机电致动器105，并且可能的话控制制动器的所有机电致动器105。因此，失去一个电制动控制模块104不必导致任何制动的损失。

电力单元102类似于以上所描述的单元。

接线箱103再次坐落于主起落架上。

接线箱103经由数字总线107被连接到计算机101，并且经由电力缆线108被连接到电力单元102。

接线箱103首先包括分配组件(未示出)。分配组件被连接到电力缆线108并且它们被布置成接收电力供应Pea并将电力供应Pea分配给制动器。

接线箱103还具有两个相异且不同的控制通道109，它们之间没有任何电交互。

在该示例中，每个控制通道109包括电动机控制模块110和电转换器模块111。电动机控制模块110被定位在电转换器模块111的上游。

在每个控制通道109中，电动机控制模块110经由数字总线107从计算机101获取数字制动命令信号Snf，并且其实现电机伺服控制回路以用于产生数字电机命令信号Snm。数字电机命令信号Snm因而由数字制动命令信号Snf产生，并因此由包括这两个电制动控制模块104所产生的数字制动命令信号Snf的数字控制信号Snp产生。

电转换器模块111包括数模转换器。电转换器模块111获取数字电机命令信号Snm并且将数字电机命令信号Snm转换成模拟电机命令信号Sam。

应当观察到，接线箱103还通过数字总线107与计算机101交换信息。

制动器用于制动飞行器的机轮。制动器包括致动器支架，该致动器支架具有安装在其上的四个机电致动器105以及摩擦构件，具体而言是碳盘的堆叠。

机电制动器105类似于以上所描述的那些。

制动器的四个机电致动器105被布置为机电致动器的两个不同的组113。每个控制通道109被布置成控制机电致动器的两个不同的组113中的一个。因此，失去一个控制通道109(例如，由电动机控制模块110的或电转换器模块111的电组件的故障造成)可能导致机轮制动的仅一半的损失。

每个机电致动器105通过输送电力供应Pea的电力缆线114以及通过递送模拟电机命令信号Sam的控制缆线115来连接到接线箱103。

机电致动器的单个组113中的两个机电致动器105的控制缆线115被连接到单个控制通道109的电转换器模块111。

每个机电致动器105的电力模块接收电力供应Pea和模拟电机命令信号Sam。电力供应Pea为电力模块的逆变器供电，该逆变器由模拟电机命令信号Sam控制。电力模块接着为电动机的定子产生三相电力。

机电致动器105被布置成经由控制缆线115将返回模拟信号Sa传送到接线箱103。返回模拟信号Sa包括机电致动器105的传感器所作的测量。

返回模拟信号Sa尤其用于使电制动控制模块104和电动机控制模块110能够分别实现高级制动控制关系和电机伺服控制回路。

自然地，该架构100具有与本发明的第一实施例的飞行器制动系统的架构10相同的优点。

本发明不限于以上所描述的特定实施例，而正相反，其覆盖了落在如由权利要求限定的本发明的范围内的任何变体。

应当观察到，本发明所覆盖的架构的计算机可管理任意数量的起落架的机轮的任意数量的制动器的制动。自然地，在单个起落架中或者在多个起落架中也可以具有用于机轮的一个或多个制动器的多台计算机。在本发明的第二实施例的架构的情况下，每台计算机可具有任意数量的电制动控制模块。

同样，电力单元可以为被定位在一个或多个起落架的机轮的一个或多个制动器上的任意数量的机电致动器的电动机供电。还可以具有多个电力单元，以用于为单个制动器的机电致动器的电动机供电。

同样，接线箱可被连接到起落架的机轮的一个或多个制动器的任意数量的机电致动器。接线箱可具有任意数量的控制通道，每个控制通道被连接到起落架的机轮的一个或多个制动器的任意数量的机电致动器。

在本描述中，阐述了两个控制通道17、两个电制动控制模块104和两个控制通道109成对地相异且不同，在它们之间没有任何电交互。

自然地，对这些通道和模块而言有可能全部被复制且相异。

然而，也可以仅复制各通道和模块的各部分。

因此，作为示例，在本发明的第一实施例的架构中，可作出规定：电制动控制模块18对于两个控制通道17而言是公共的。

也可能只有经复制的通道和模块的一些部分是相异的。

因此，作为示例，在本发明的第一实施例的架构中，可作出规定：电动机控制模块19不是相异的，使得相异性来自控制通道的一些其他部分。

最后，对各通道和模块而言可能不是经复制的和/或也不是相异的。

Claims (11)

1.一种飞行器制动系统，所述飞行器制动系统包括：

-用于制动所述飞行器的起落架的机轮的制动器，所述制动器包括摩擦构件和用于对所述摩擦构件施加制动力并由此在所述机轮上施加制动扭矩的机电致动器(23；105)，每个机电致动器包括电动机和电力模块；

-坐落于所述飞行器的机身中且被布置成产生数字控制信号(Snp)的计算机(11；101)；

-坐落于所述飞行器的所述机身中且被布置成产生用于为所述电动机供电的电力供应(Pea)的电力单元(12；102)；以及

-坐落于所述起落架上的接线箱(13；103)，所述接线箱被连接到所述计算机、所述电力单元和所述机电致动器，所述接线箱被布置成接收所述电力供应并将其分配给所述机电致动器，所述接线箱包括根据所述数字控制信号(Snp)产生数字电机命令信号(Snm)的电动机控制模块(19；110)，所述接线箱还包括电转换器模块(20；111)，所述电转换器模块将所述数字电机命令信号(Snm)转换成用于所述机电致动器的所述电力模块的模拟电机命令信号(Sam)。

2.根据权利要求1所述的飞行器制动系统，其特征在于，其中所述接线箱(13)包括被定位在所述电动机控制模块(19)上游的电制动控制模块(18)，并且其中所述数字控制信号包括制动设定点。

3.根据权利要求1所述的飞行器制动系统，其特征在于，其中所述计算机(101)包括电制动控制模块(104)，并且其中所述数字控制信号包括数字制动命令信号(Snf)。

4.根据权利要求1所述的飞行器制动系统，其特征在于，其中所述接线箱包括两个控制通道(17；109)，并且其中所述机轮的所述制动器的所述机电致动器被布置在机电致动器的两个不同的组(24；113)中，每个控制通道包括电动机控制模块和电转换器模块，每个控制通道被布置成控制所述两组机电致动器之一。

5.根据权利要求2所述的飞行器制动系统，其特征在于，所述接线箱包括两个控制通道(17；109)，并且其中所述机轮的所述制动器的所述机电致动器被布置在机电致动器的两个不同的组(24；113)中，每个控制通道包括电动机控制模块和电转换器模块，每个控制通道被布置成控制所述两组机电致动器之一，其中每个控制通道进一步包括电制动控制模块(18)。

6.根据权利要求3所述的飞行器制动系统，其特征在于，所述计算机(101)包括相异的两个电制动控制模块(104)。

7.根据权利要求4所述的飞行器制动系统，其特征在于，所述控制通道是相异的。

8.根据权利要求1所述的飞行器制动系统，其特征在于，所述机电致动器被布置成将返回模拟信号(Sa)传送到所述接线箱。

9.根据权利要求8所述的飞行器制动系统，其特征在于，所述返回模拟信号包括电流测量和/或电压测量和/或电动机的转子的角度位置测量。

10.根据权利要求1所述的飞行器制动系统，其特征在于，所述模拟电机命令信号(Sam)包括脉冲宽度调制信号。

11.根据权利要求1所述的飞行器制动系统，其特征在于，所述接线箱(13)被连接到两个不同机轮的两个制动器的至少两个机电致动器，所述接线箱产生用于所述两个机电致动器的所述电力模块的模拟电机命令信号(Sam)。

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