CN102050224A - 用于机电制动系统的结构 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于对具有至少两个起落架的飞机的飞机制动器供电的结构，每个起落架具有一定数量的轮子(L1、L2、R1、R2)，每个轮子配装有制动器，每个制动器具有一定数量的机电制动致动器(1、2、3、4)，所述结构包括用于响应于制动指令将电力信号输送至致动器的控制器(EMAC)，每个起落架上的轮子编组成第一和第二互补组(L1、R1；L2、R2)，从而对于每组轮子，第一组致动器(1、2)由仅控制这些致动器的一个控制器(EMAC1/EMAC4/EMAC5/EMAC8)来控制，互补的第二组致动器(3、4)由仅控制这些致动器的另一控制器(EMAC2/EMAC3/EMAC6/EMAC7)来控制。

Description

用于机电制动系统的结构

技术领域

本发明涉及用于机电制动系统的结构。

背景技术

尤其从文件US 6 296 325中可知道制动系统结构，该制动系统结构包括多个制动控制器(称为机电致动器控制器或EMAC)，它们成对设置以向两个轮子的机电制动致动器提供标定的电力信号。一个EMAC向一个轮子的一组致动器提供标定的电力信号，也向一相邻轮子的一组致动器提供标定的电力信号，另一EMAC向两个轮子的其余致动器提供标定的电力信号，两个EMAC连接至不同的电源，从而一个EMAC或一个电源的损失仅引起每个轮子上的一些致动器损失，其余致动器继续受另一EMAC控制。

在该文件中，即使每个致动器连接至单个EMAC，EMAC也被称为“冗余的”，从而EMAC失效必然导致连接至失效EMAC的致动器失效。万一对应的EMAC失效，没有其它EMAC接管对于这些致动器的控制。合适地说，EMAC因此不是冗余的。然而，万一相关联的EMAC失效，则每个EMAC设置成增大连接至工作的EMAC的致动器所施加的力，由此至少部分地补偿失效EMAC和相关致动器的损失。

然而，在这种结构下，任一EMAC的损失都是关键性的并阻止飞机起飞，这是因为该EMAC的损失导致由一个起落架承载的相关致动器的损失，与其成对并对由同一起落架承载的其它致动器供电的EMAC接着失效，就会导致在该起落架的所有致动器上发生总制动损失，这是不允许的。

文件US 6 296 325的图10提出了一种具有真正冗余的EMAC的结构，EMAC关联成对从而两个EMAC都控制起落架的致动器，即使一个EMAC失效，相关联的EMAC也可控制由失效EMAC控制的所有致动器。

然而，再次重申，一个EMAC的损失是关键性的并阻止飞机起飞，这是因为与其成对的EMAC的任何接着失效都会导致在由一个起落架承载的所有致动器上发生总制动损失，这同样是不允许的。

发明内容

本发明试图改进现有的制动结构，从而减少EMAC损失的后果。

为了实现这个目的，本发明提供一种用于对具有至少两个起落架的飞机的飞机制动器供电的结构，每个起落架具有一定数量的轮子，每个轮子配装有制动器，每个制动器具有一定数量的机电制动致动器，所述结构包括用于响应于制动指令将电力信号输送至致动器的控制器(EMAC)，每个起落架上的轮子编组成第一和第二互补组，从而对于每组轮子，第一组致动器由仅控制这些致动器的一个控制器来控制，互补的第二组致动器由仅控制这些致动器的另一控制器来控制。

因此，一个EMAC的损失仅仅影响由该EMAC控制的致动器，而这些致动器仍可由第二EMAC供电。万一第二EMAC失效，则对应的致动器完全损失。因此，在最坏的情况下，两个EMAC失效也只导致在一组轮子中的一个轮子上损失制动，而不像现有技术的结构那样在起落架的所有轮子上损失制动。这里，EMAC不是冗余的，一个EMAC的损失较佳地由与其成对的EMAC来补偿，该与其成对的EMAC设计成增大其所控制的一组致动器的制动力。

附图说明

阅读了下面对唯一附图的描述可更好地理解本发明，该图示出了本发明一特定实施例的制动结构。

具体实施方式

下面参照A320或B737型飞机或任何具有四个制动轮子的飞机来描述本发明，其具有两个主起落架，每个起落架具有两个制动的轮子，对于左主起落架承载的轮子给予相应的附图标记L1和L2，而对于右主起落架承载的轮子给予相应的附图标记R1和R2。显然，本发明并不局限于该特定类型的飞机，在本说明书的结尾处指出了本发明可应用于其它类型的飞机。

每个轮子配装有机电制动器，这里，每个制动器包括四个致动器(对于每个轮子给予相应的附图标记1、2、3和4)。

在该实施例中，该结构包括四个供电单元B1、B2、B3和B4，它们布置成从飞机电源总线之一中接受电力。具体来说，供电单元B1和B3从第一电源总线AC1(通常提供115伏特的交流电(AC))接受电力，而供电单元B2和B4从第二电源总线AC2(具有同样特征)接受电力，第二电源总线独立于第一电源总线。

此外，四个供电单元连接到直流(DC)电源(飞机的电池，通常提供28伏特DC)。

供电单元基本上包括AC/DC转换器以将来自电源的交流电转换成直流电(通常是270伏特DC)，还包括DC/DC转换器以将来自电池的直流电转换成直流动力电。供电单元还包含受控的切换器以在电源之间切换。

如下文所详细说明的那样，根据本发明提供多个供电单元(与文件US 6 402 259的图10所示的结构不同，在该结构中，仅仅提供一个供电单元或“电源转换器”)可改进本发明结构的可用性。

供电单元B1…B4中的每个供电单元连接至选自八个可用控制器的、两个下文中称为EMAC的控制器。EMAC用来标定由供电单元输送的电力，从而响应于由制动计算机产生的制动信号，将三相电力信号输送至致动器。为此，EMAC包括呈反相器形式的受控标定装置，具有用于相关联致动器电动机的控制电子器件。

将转换装置布置在供电单元中而与本身包含受控标定装置的EMAC分开，意味着具有若干优点。有利的是，能够将电池定位成邻近供电单元，这是因为以几千瓦的功率将28伏特直流电转换成270伏特直流电导致非常高的温度，因此导致在电池和转换装置之间的电缆横截面较大，由此可适当地限制该电缆的长度。供电单元因此较佳地位于电池附近，电池通常位于飞机前部。此外，有利的是，将标定装置定位成尽可能靠近致动器，从而使将电力输送至致动器并沿起落架输送电流的电缆长度最小化(每个电动机有三根电缆，而相关联的角度位置传感器有至少四根电缆)。将这两个装置布置在两个单独的单元中因此能满足这两个目的。

EMAC分别给予附图标记1至8，每个EMAC只控制给定制动器(或给定轮子，结果都一样)的两个致动器，在该实例中，该布置如下：

·EMAC 1控制由左主起落架承载的轮子L1的致动器1和2；

·EMAC 2控制由左主起落架承载的轮子L1的致动器3和4；

·EMAC 3控制由左主起落架承载的轮子L2的致动器1和2；

·EMAC 4控制由左主起落架承载的轮子L2的致动器3和4；

·EMAC 5控制由右主起落架承载的轮子R2的致动器1和2；

·EMAC 6控制由右主起落架承载的轮子R2的致动器3和4；

·EMAC 7控制由右主起落架承载的轮子R1的致动器1和2；以及

·EMAC 8控制由右主起落架承载的轮子R1的致动器3和4。

因此，与现有技术的结构不同，这里的EMAC控制仅仅一个轮子的仅仅一部分致动器。因此，从术语的常用含义来说，EMAC不是冗余的。

供电单元在下列布置中对制动致动器供电：

·单元B1对EMAC1和EMAC8供电；

·单元B2对EMAC2和EMAC5供电；

·单元B3对EMAC4和EMAC6供电；以及

·单元B4对EMAC3和EMAC7供电。

该设置呈现下表所示的优点，该表显示任一供电单元在飞机制动能力方面的失效发生率：

由此可见，任一供电单元的失效，致使起落架之一的一个轮子上的两个致动器损失，另一起落架的一个轮子上的两个致动器损失，使得每个起落架保留六个被供电的制动致动器。因此仍可能执行完全对称的制动。

通过要求继续被供电的致动器提供额外的制动力，易于至少部分地补偿失效。

下面给出一个单元附加失效的结果。在下表中，依次列出了在一个单元(标记在表的表头内)失效且另一单元接着失效的情况下，哪些致动器保持被供电。

因此，可见损失两个供电单元总是在每个起落架上留下四个可被供电的致动器。根据不同情况，可能涉及每个轮子上两个致动器，或同一轮子上四个致动器，而另一轮子不再具有被供电的致动器。

然而，仍可能对称地执行制动。就单一失效来说，通过要求那些继续供电的致动器提供额外的制动力，仍可能至少部分地补偿未供电致动器的损失。只有在施加的额外力的量不超过跑道夹紧极限处的制动水平时，才自然地有效。在这种情况下，制动变得稍稍不对称，这就会需要借助方向舵或借助使前起落架转向来作少量的补偿。

此外，电源总线之一AC1或AC2的损失将对所涉及单元(相应地是B1和B3或B2和B4)供电的可用电力局限于来自直流电源的可用电力。然而，不导致连接到所涉及供电单元的致动器损失全部制动能力。具体地说，假如飞机电池的尺寸设计成能给予标称制动力的至少50％，则在飞机起飞后的跛行回航条件下，电源总线之一的损失(例如，一个EMAC失效或一个供电单元失效)对临界制动距离没有任何影响，这是因为总是可以以标称力的25％来制动所涉及的轮子，该标称力基本上是指在湿跑道上形成的力，即限定临界距离的力。

应该观察到，每个供电单元具有两个单独的出口，每个EMAC各有一个出口。因此，单元和EMAC之间的电气连接的损失导致仅两个致动器的损失，而不是导致由单元供电的所有四个致动器的损失。

最后，一个EMAC的损失导致不多于两个致动器的损失，两个EMAC的损失导致四个致动器的损失，在最坏的情况下，这将导致在一个轮子上的总制动损失。

较佳的是，每个致动器的尺寸设计成至少临时地形成一制动力，该制动力等价于在于的跑道上着陆期间使相应的轮子达到轮锁限值而所有的致动器在制动过程中被供电的情况下、由制动器的两个致动器形成的力。

对于如此的制动，由让所有其致动器被供电的制动器的一个致动器形成的最大力是标称力的66％(该标称力定义成在最大重量下终止起飞期间由致动器产生的所需制动力)。因此，这样来确定致动器尺寸是合适的：使致动器能够临时地提供等于标称力的132％的力。

因此，使四个致动器中仅有两个在所述轮子上能够形成一制动力，该制动力等于标称制动力的132/2＝66％，该力对应于当飞机在干的跑到上着陆时、在轮子锁定之前、一制动器的所有致动器被供电的情况下该制动器所形成的力。

本发明并不局限于以上的描述，而是覆盖落入权利要求书所限定范围内的任何变型。

尤其是，尽管在所示实例中，轮子配装的制动器有偶数个致动器，使分布在第一组致动器内(致动器1和2)的致动器由其中一个单元供电，互补组的致动器(致动器3和4)由另一单元供电，并使两个组具有相同数量的致动器，但即使致动器数量为奇数，也可更一般地将致动器分配在两个组内。在如此情形中，有利的是，对于每个轮子形成两组致动器，两组差别不超过一个致动器。

尽管参照具有两个主起落架的飞机描述了本发明，其中各个起落架具有两个被制动的轮子，但本发明可立即一般化为飞机具有两个主起落架，每个主起落架具有两个以上被制动的轮子，例如，四个或六个轮子。只要在每个起落架上形成两组轮子就可以了(例如，每组轮子包括承载在起落架给定侧上的轮子)。在本发明的结构中，对于这样形成的每组轮子(以及由此的制动器)，第一组致动器由其中一个单元供电，互补的第二组致动器由另一单元供电。本发明也可一般化到具有两个以上主起落架的飞机上。例如，如果飞机具有两个机翼下的主起落架以及一个中心主起落架且每个主起落架都具有被制动轮子(如A340-600的情形)，则只要将由中心主起落架承载的轮子分配到由机翼下主起落架的轮子形成的轮组中的一组或另一组中就可以了。

通过扩展和使用与权利要求中相同的词汇，就可使用术语“轮组”，即使在所述实例中一组包括仅一个轮子也是如此。

Claims (4)

1.一种用于对具有至少两个起落架的飞机的飞机制动器供电的结构，每个起落架具有一定数量的轮子(L1、L2、R1、R2)，每个轮子配装有制动器，每个制动器具有一定数量的机电制动致动器(1、2、3、4)，所述结构包括用于响应于制动指令将电力信号输送至致动器的控制器(EMAC)，每个起落架上的轮子编组成第一和第二互补组(L1、R1；L2、R2)，从而对于每组轮子，第一组致动器(1、2)由仅控制这些致动器的一个控制器(EMAC1/EMAC4/EMAC5/EMAC8)来控制，互补的第二组致动器(3、4)由仅控制这些致动器的另一控制器(EMAC2/EMAC3/EMAC6/EMAC7)来控制。

2.如权利要求1所述的结构，其特征在于，控制给定组轮子的致动器的两个控制器(EMAC1/EMAC2；EMAC3/EMAC4；EMAC5/EMAC6；EMAC7/EMAC8)由不同的电源(AC1/AC2)来供电。

3.如权利要求2所述的结构，其特征在于，所述结构具有通过所述飞机的电源(AC1/AC2)对所述控制器供电的供电单元，每个供电单元对两个控制器供电。

4.如权利要求3所述的结构，其特征在于，所述供电单元以如下方式对所述控制器供电：

·第一单元(B1)对控制第一起落架的第一组轮子(L1)的一组致动器(1，2)的控制器(EMAC1)供电，并对控制第二起落架的第一组轮子(R1)的一组致动器(1，2)的控制器(EMAC8)供电；

·第二单元(B2)对控制第一起落架的第一组轮子(L1)的一互补组致动器(3，4)的控制器(EMAC2)供电，并对控制第二起落架的第二组轮子(R2)的一组致动器(1，2)的控制器(EMAC5)供电；

·第三单元(B3)对控制第一起落架的第二组轮子(L2)的一组致动器(1，2)的控制器(EMAC4)供电，并对控制第二起落架的第一组轮子(R1)的一互补组致动器(3，4)的控制器(EMAC6)供电；以及

·第四单元(B4)对控制第一起落架的第二组轮子(L2)的一互补组致动器(3，4)的控制器(EMAC3)供电，并对控制第二起落架的第一组轮子(R1)的一互补组致动器(3，4)的控制器(EMAC7)供电。