阅读说明：本技术 可配置为占用正常模式或rto模式的飞行器机轮制动系统 (Aircraft wheel braking system configurable to occupy either normal mode or RTO mode ) 是由 N·理查德 R·普莱斯利 于 2020-03-30 设计创作，主要内容包括：一种用于制动飞行器的电制动系统(1),该系统包括：包括机电致动器(5)的制动器(3),该机电致动器(5)被设计成使得当它向摩擦构件(4)施加小于或等于第一最大阈值的力时,致动器的退化不发生,而当它向摩擦构件(4)施加大于第一最大阈值的力时,退化有可能发生；控制装置(7),该控制装置(7)可配置为占用第一模式,在该第一模式下受控的制动力无法超过第一最大阈值,并且占用第二模式,在该第二模式下受控的制动力可以达到第二最大阈值；以及配置装置(10),该配置装置(10)被布置成将控制装置(7)配置为当处于飞行器的起飞的潜在中断(RTO)之前的境况中时占用第二模式,否则占用第一模式。(An electric brake system (1) for braking an aircraft, the system comprising: a brake (3) comprising an electromechanical actuator (5), the electromechanical actuator (5) being designed such that when it applies a force to the friction member (4) which is less than or equal to a first maximum threshold value, degradation of the actuator does not occur, whereas when it applies a force to the friction member (4) which is greater than the first maximum threshold value, degradation is likely to occur; a control device (7), the control device (7) being configurable to occupy a first mode in which the controlled braking force cannot exceed a first maximum threshold value, and to occupy a second mode in which the controlled braking force can reach a second maximum threshold value; and a configuration device (10), the configuration device (10) being arranged to configure the control device (7) to occupy the second mode when in a situation preceding a potential interruption (RTO) of takeoff of the aircraft, and to occupy the first mode otherwise.)

可配置为占用正常模式或RTO模式的飞行器机轮制动系统

技术领域

本发明涉及用于飞行器的电制动系统的领域。

背景技术

用于飞行器的电制动系统包括与飞行器的所谓“制动”轮相关联的制动器。

制动轮的制动器包括摩擦构件(例如，盘片堆叠)以及机电致动器，这些机电致动器被安装在致动器托架上且被布置成在该盘片堆叠上施加受控的制动力以便制动机轮。

电制动系统还包括控制装置，该控制装置通过产生用于机电致动器的电动机的控制电流来响应由飞行器的驾驶员或自动驾驶系统产生的制动设定点。控制装置包括成件电气装备(控制单元、计算装置、控制器等)，并且这些成件装备在飞行器中的数目和位置取决于制动轮的数目和电制动系统的架构，其可在更大或更小程度上被集中化或分散。

当飞行器着陆时正沿着跑道运行、在其正滑行的情况下、以及在停驻飞行器时，电制动系统主要被用于制动飞行器。

在着陆时且在滑行的情况下，飞行器制动通过飞行员使用驾驶舱中的踏板来控制。为了提供停驻制动，每个制动器的每个机电致动器具有停驻制动构件，该停驻制动构件使得能够在制动力被施加在盘片堆叠上时将该机电致动器的电动机的转子锁定在适当位置。

在罕见场合中，电制动系统还可被用于中断起飞。被中断的起飞通常由首字母缩写RTO(表示被拒绝的起飞)指代。RTO包括在飞行器处于地面且正沿着跑道运行以便起飞的情况下中断起飞。可以执行RTO的飞行器的最大地面速度被写作V1。高于速度V1，将不再有中断起飞的可能。

RTO是一种对制动器而言可能非常严峻的境况，因为制动器需要在飞行器被最大地加载且以可能是相当大的速度运行的情况下制动飞行器。

具体而言，机电致动器被需要来产生非常高的制动力且它们因此经受非常高的应力水平。

机电致动器被设计为能够承受RTO的应力。通常的境况是，最大能量RTO的境况限定了可以由机电致动器施加在制动器上的力的范围的上界。

因此，机电致动器被设计为能够产生与最大能量RTO的境况相对应的限制操作力，且它们因而相对地重且体积大。

飞行器因此永久地携带“尺寸过大”(即，在重量和大小方面很大)的机电致动器，以便为相对罕见的事件做好准备，而此后机电致动器则通常被丢弃。

本发明的目的是减少飞行器电制动系统的重量和大小。

发明内容

为了达成该目的，提供了一种用于制动飞行器机轮的电制动系统，该系统包括：

制动器，该制动器包括摩擦构件和至少一个机电致动器，该至少一个机电致动器被设计成使得当其在摩擦构件上施加小于或等于第一最大阈值的受控的制动力时，机电致动器的功能性或结构性退化不发生，而当其在摩擦构件上施加大于第一最大阈值但小于或等于第二最大阈值的受控的制动力时，功能性和/或结构性退化可能发生，但不会阻止机电致动器施加该受控的制动力；以及

控制装置，该控制装置被布置成产生用于为机电致动器的电动机供电的控制电流。

控制装置可配置成占用第一模式，在该第一模式下控制电流使得受控的制动力无法超过第一最大阈值；并且占用第二模式，在第二模式下控制电流使得受控的制动力可达到第二最大阈值。

电制动系统进一步包括配置装置，该配置装置被布置成将控制装置配置为当处于飞行器的起飞的潜在中断(RTO)之前的境况中时占用第二模式，否则占用第一模式。

因而，当控制装置被配置成占用对应于正常制动的第一模式时，机电致动器被控制以产生小于或等于第一最大阈值的受控的制动力。该受控的制动力足以用于正常制动，而不会导致机电致动器的任何退化。

相比而言，当控制装置被配置成占用对应于RTO境况的第二模式时，机电致动器被控制以产生可与第二最大阈值一样大的受控的制动力。该受控的制动力使执行最大能量RTO成为可能。机电致动器可能会退化(同时仍确保制动被有效地执行)，但这不会导致问题，因为在RTO之后，机电致动器需要被检查并且可能被丢弃。

电制动系统因而通过使机电致动器的尺寸适应其实际使用而被优化。最大能量RTO不再对应于机电致动器必须能够正常产生的限制操作力，而是对应于最终力。以这种方式设定尺寸可以减小机电致动器的重量、大小和成本且因而降低电制动系统的重量、大小和成本，而不会使电制动系统的性能退化。

还提供了一种如上面所描述的电制动系统，其中配置装置被布置成将控制装置配置为在飞行器的每次起飞之前占用第二模式。

还提供了一种如上面所描述的电制动系统，其中配置装置被布置成将控制装置配置为在每次起飞期间、每当飞行器的地面速度超过预定速度阈值时占用第二模式。

还提供了一种如上面所描述的电制动系统，其中配置装置被布置成修改在控制装置中实现的制动关系，以便配置控制装置。

还提供了一种如上面所描述的电制动系统，其中制动关系的修改包括修改制动关系的参数，所述参数包括限制用于控制机电致动器的力命令的最大命令、以及用于机电致动器的电动机的电流命令的饱和阈值。

还提供了一种飞行器，其包括如上面所描述的电制动系统。

还提供了一种在如上面所描述的电制动系统中执行的制动方法，该方法包括以下步骤：

检测飞行器是否处于飞行器起飞的潜在中断(RTO)之前的境况中；

如果飞行器不在这样的境况中，则致使控制装置由配置装置配置成占用第一模式；以及

如果飞行器处在这样的境况中，则致使控制装置由配置装置配置成占用第二模式。

本发明可以鉴于以下对本发明的特定、非限定性实施例的描述而被更好地理解。

附图说明

参考附图，在附图中：

图1示出了本发明的电制动系统；

图2适用于现有技术的电制动系统，并且示出了第一图表和第二图表，第一图表绘出了给出用于机电致动器的因变于力设定点的力命令的曲线，第二图表示出了用于机电致动器的电动机的因变于制动类型的电流命令水平；

图3示出了与图2的图表类似的图表，但是针对的是本发明的电制动系统，并且其控制装置被配置成占用第一模式；以及

图4示出了与图2的图表类似的图表，但是针对的是本发明的电制动系统，并且其控制装置被配置成占用第二模式。

具体实施方式

参照图1，在该示例中，本发明的电制动系统1被集成在飞机中，并且被用来制动飞机的制动轮2，并因而制动飞机本身。

电制动系统1能取决于所需的制动类型来进行配置，并且更具体地，能取决于所需的制动是正常制动(即当着陆时在飞行器正滑行的情况下制动、或用于停驻)还是出于中断起飞(RTO)的目的而制动来进行配置。

电制动系统1首先包括多个制动器3，每个制动器3与制动轮2相关联。

制动器3包括摩擦构件(具体而言是碳盘堆叠4)以及由致动器托架承载的多个机电致动器5。

每个机电致动器5包括电动机和推杆，该推杆适于由电动机移动以压靠盘片堆叠4。机电致动器5因而用于在盘片堆叠4上产生受控的制动力的目的。

每个机电致动器5以本发明特有的非常特别的方式来被设计和设定尺寸。

每个机电致动器5被以如下方式设计：在对盘片堆叠4施加小于或等于第一最大阈值的受控的制动力的情况下，机电致动器5的功能性或结构性退化不发生。

这首先意味着，机电致动器5在制动之后的功能上的性能与其在制动之前的功能上的性能相对应。

术语“功能上的性能”被用来涵盖与机电致动器5的主要功能(其用于从被供应给机电致动器5的电动机的控制电流产生受控的制动力)相关联的性能以及其在可靠性、使用寿命、可用性、持续承受外部应力的能力等方面的性能。

这也意味着制动不会对机电致动器5的任何机械或电气组件的结构产生任何不可逆的机械损坏。

第一最大阈值因而是机电致动器5当它在正常操作范围内操作的情况下可生成的限制操作力。正常操作范围对应于正常制动，即在着陆时、滑行的情况下以及为了停驻飞机而制动。

相比而言，当机电致动器5在盘片堆叠4上施加大于第一最大阈值但小于或等于第二最大阈值的受控的制动力时，功能性和/或结构性退化有可能发生，但是不会阻止机电致动器5施加受控的制动力。

第二最大阈值对应于机电致动器5在处于中断起飞的目的而进行制动期间能够产生的力的最大界限。第二最大阈值使得执行最大能量RTO成为可能。

退化具有“轻微的”影响：机电致动器5的确产生受控的制动力并且使得执行RTO成为可能，然而在制动之后，由于机电致动器5已遭受到的退化，机电致动器5需要被检查且可能被丢弃。

第二最大阈值因而对应于机电致动器5的“最终”制动力。

因而，在RTO期间，机电致动器5产生可高达第二最大阈值且冒损坏机电致动器5的风险的受控的制动力。只要受控的制动力小于或等于第二最大阈值，机电致动器5便能够产生受控的制动力(尽管有任何潜在的退化)，由此保证飞机可以完全执行RTO循环。

与被设计成产生等于第二最大阈值的限制操作力的现有技术的机电致动器相比，按上面描述的方式对制动器设定尺寸使得减小机电致动器5的重量、大小和成本成为可能。

具体而言，如此设定尺寸是基于较不严苛的“机械”规范。

针对机电致动器5的机械组件的可接受的和所需的弹性限制较低，由此使得它们的体积和它们的重量减小。

电动机也是用于优化的潜在来源。可以设想减小电动机的体积。具体而言，在最大能量RTO的情况下，电动机经受非常高的热水平。电动机需要具有大体积以便能够承受这种加热而没有任何退化。

在该示例中，由于某些退化是可接受的，因此可以减小电动机的体积。

电制动系统1还包括控制装置7。控制装置7控制被定位在一个或多个制动器3上的一个或多个机电致动器5。

控制装置7包括一件或多件电气装备，在该一件或多件电气装备中实现了控制模块8和功率模块9。

控制模块8实现包括一个或多个伺服控制回路的制动关系。在该示例中，伺服控制回路包括力伺服控制回路(例如，扭矩伺服控制回路)和电流伺服控制回路。功率模块9包括一个或多个逆变器，以用于产生用于为(诸)机电致动器5供电的控制电流。

控制模块8获取制动设定点C_f，其例如通过飞机的驾驶员作用在踏板上而产生。

此后，控制模块8将制动设定点C_f转换成力设定点，每个力设定点用于控制相应的机电致动器5。

对于每个机电致动器5，控制模块8将力设定值变换成力命令，该力命令本身被转换成电流设定值，由该电流设定值产生电流命令。

功率模块9获取电流命令，并且使用电流命令和电源(从在飞机中延伸的电力总线获取)来生成控制电流I_p，该控制电流I_p实际上被传送至机电致动器5的电动机。

控制电流I_p控制机电致动器5，使得每个机电致动器5产生受控的制动力。

术语“控制电流”被用来涵盖直流电(DC)或交流电(AC)，或者实际上是多相AC。

控制装置7可配置在第一模式下，在该第一模式下控制电流I_p使得受控的制动力无法超过第一最大阈值；并且可配置在第二模式下，在第二模式下控制电流使得受控的制动力可达到第二最大阈值。

第一模式被用于正常制动，而第二模式被用于具有中断起飞的目的的制动。

控制装置7的配置通过修改在控制装置7的控制模块8中实现的制动关系来被修改。修改制动关系包括修改制动关系的参数。这些参数包括限制用于控制机电致动器5的力命令的最大命令以及用于电流命令的饱和阈值。

因而，第一模式通过由第一最大命令和第一饱和阈值限定的第一制动关系来表征。

当控制装置7被配置成占用第一模式时，由控制模块8从制动设定点产生的力命令被第一最大命令定界且因此无法超过它。

电流命令因第一饱和阈值而饱和。只要电流命令保持小于或等于第一饱和压力，电流命令中的任何增加都会引起控制电流中的增加。当电流命令达到第一饱和阈值时，控制电流不再增加。

第一饱和阈值确保等于第一最大命令的力命令可以被达到但无法被超过。第一饱和阈值用于使控制安全：即使力命令超过第一最大命令，电流命令也无法超过第一饱和阈值，使得由机电致动器5施加的受控的制动力无法超过第一最大阈值。

同样，第二模式通过由第二最大命令和第二饱和阈值限定的第二制动关系来表征。第二饱和阈值确保可以达到等于第二最大命令的力命令。

第二最大命令大于第一最大命令，通常大10％至30％，并且优选地大20％左右。

电制动系统1还包括配置装置10。

配置装置10将控制装置7配置为当处于在潜在地介入飞行器起飞(RTO)之前的境况中时占用第二模式，否则占用第一模式。

可以做出规定：配置装置10将控制装置7配置为在飞机的每次起飞之前自动地占用第二模式。因而，在起飞期间的任何时刻，能够达到第二最大命令的力命令可用于制动飞机。

替代地，可以做出规定，一旦飞行器的地面速度超过预定速度阈值，配置装置10便把控制装置7配置为在飞机的起飞期间占用第二模式。为了验证该条件，有利的是利用如由飞机的惯性单元12测量的飞机的地面速度V_s，因为这种测量比由装配到制动轮2的转速计测量的速度更准确且更可靠。

每当大于第一最大命令阈值的力命令由控制装置7产生时，应当观察到，维护消息被生成。维护消息指示刚刚发生过RTO，并且机电致动器5需要被检查。机电致动器5被检查，且如果有必要的话，其被丢弃。相比而言，只要第一最大命令不被超过，便不需要检查。

上面的描述是参考图2至图4的图表进行解说的。

图2涉及现有技术的电制动系统。

仅一种制动关系被使用。每当力设定点增加时，力命令便增加。力命令受单个最大命令C_M限制。电流命令因单个饱和阈值S_sat而饱和，该阈值S_sat使得由机电致动器产生的受控的制动力能够达到最大命令C_M而不会超过它。

将力设定点定界的总范围包括标称范围15，以及为RTO境况提供的附加范围16。

由于附加范围16对应于小于或等于单个最大命令C_M的力命令，因此无论制动的种类如何，该整个范围都可以由飞行员访问。

同样，将电流设定点定界的总范围包括标称范围17，以及为RTO境况提供的附加范围18。

在正常制动期间，单个饱和阈值S_sat因此不会阻止存在与为RTO境况提供的附加范围18相对应的电流命令。

因而，在正常制动期间，飞行员可致使处于旨在用于RTO境况的力范围内的制动力被施加，这是无意义的且冒着过早损坏制动器的风险。此外，机电致动器需要被过大地设定尺寸，因为它们需要能够在无损坏的情况下产生对应于最大命令C_M(并因而对应于最大能量RTO)的受控的制动力，在这之后它们通常将被丢弃。

图3涉及当控制装置7被配置为占用第一模式时的本发明的电制动系统1。

可以看出，力命令被限制为第一最大命令C_M1，并且电流命令被限制为第一饱和阈值S_sat1。

在正常制动期间，即使力设定点超出标称范围19，力命令也无法超出第一最大命令C_M1。电流命令由于第一饱和阈值S_sat1而无法超过标称范围20。

因而，当不处于RTO境况中时，用于控制机电致动器5的力命令和电流命令两者均被设置成遵从正常制动(即在着陆时制动、在滑行的情况下制动、或用于停驻飞机的制动)所需的制动性能。因而，在正常制动期间，飞行员不再能够致使处于为RTO境况设计的力范围内的制动力被施加。

图4涉及当控制装置7被配置为占用第二模式时的本发明的电制动系统1。

在为潜在的RTO作准备时，力命令的上界被提升以便达到第二最大命令C_M2，并且控制电流限制被提升，以使得电流命令可以达到第二饱和阈值S_sat2。

在RTO期间，当力设定点达到附加范围21时，力命令继续增加并且可以达到第二最大命令C_M2。电流命令可以达到附加范围22。

在此类情形下，飞行员可致使达到第二最大命令C_M2的制动力被施加，由此使飞行员在最大能量RTO的情况下能够制动飞机。

自然地，本发明不限于所描述的实施例，而是涵盖了落入由权利要求书限定的本发明范围内的任何变型。

如上面所描述的电制动系统的架构相对简单。清楚的是，控制装置可以在一件或多件电气装备中且在任何类型的架构实现。控制模块和功率模块可以形成单件电气装备的各部分，但这不是必要的。配置装置可将同一件电气装备的一部分形成作为控制装置，或者它们可以被集成在控制装置中(它们可以包括在控制装置中实现的软件的一部分)，但这不是必要的。