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1、(10)申请公布号 CN 103786876 A (43)申请公布日 2014.05.14 CN 103786876 A (21)申请号 201310513461.4 (22)申请日 2013.10.25 1260228 2012.10.26 FR B64C 25/44(2006.01) B64C 25/42(2006.01) (71)申请人 梅西耶 - 布加蒂 - 道提公司 地址 法国韦利济 - 维拉库布莱 (72)发明人 D恩夫罗伊 T列佩奇 F赛利斯 F拉戈 (74)专利代理机构 上海专利商标事务所有限公 司 31100 代理人 茅翊忞 (54) 发明名称 通过两构件组合作用维持压紧力的。
2、系统 (57) 摘要 本发明涉及一种飞机机电制动系统， 包括制 动控制装置 （10） 和配装到飞机的至少一个制动 轮 （3） 的至少一个机电制动器 （1） ， 制动器 （1） 配 装有摩擦件 （2） 和具有推压件 （6） 的至少一个机 电致动器 （4） ， 推压件 （6） 适于借助电动机 （7） 移 动， 致动器 （4） 还具有用于将推压件 （6） 阻塞就位 的阻塞件 （8） ， 控制装置 （10） 适于使制动系统至 少以受控模式或停泊模式运行。 根据本发明， 控制 装置 （10） 适于使制动系统以称为 “组合” 模式的 附加制动模式运行， 在该 “组合” 模式中， 启用电动 机 （7） 以将。
3、推压件 （6） 带到其施加给定保持力的 位置， 然后在维持电动机 （7） 启用的同时启用阻 塞件 （8） 以使推压件 （6） 能够产生高于保持力的 附加力。 (30)优先权数据 (51)Int.Cl. 权利要求书 1 页 说明书 5 页 附图 2 页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书1页 说明书5页 附图2页 (10)申请公布号 CN 103786876 A CN 103786876 A 1/1 页 2 1. 一种飞机机电制动系统， 包括制动控制装置 （10） 和配装到飞机的至少一个制动轮 （3） 的至少一个机电制动器 （1） ， 所述制动器 （1） 配装。
4、有摩擦件 （2） 和具有推压件 （6） 的至 少一个机电致动器 （4） ， 所述推压件 （6） 适于借助电动机 （7） 移动， 以便选择性地对所述摩 擦件 （2） 施加压紧力， 所述致动器 （4） 还具有用于将所述推压件 （6） 阻塞就位的阻塞件 （8） ， 所述控制装置 （10） 适于使所述制动系统至少以受控模式或停泊模式运行， 在所述受控模式 中， 所述电动机 （7） 受控制以响应于制动设定点选择性地施加压紧力， 在所述停泊模式中， 所述电动机 （7） 受控制以将所述推压件 （6） 带到其对所述摩擦件 （2） 施加停泊力的位置， 并 然后启用所述阻塞件并停用所述电动机， 所述系统的特征在于。
5、， 所述控制装置 （10） 适于使所述制动系统以称为 “组合” 模式的附 加制动模式运行， 在所述 “组合” 模式中， 启用所述电动机 （7） 以将所述推压件 （6） 带到其施 加给定保持力的位置， 然后在维持所述电动机 （7） 启用的同时启用所述阻塞件 （8） ， 以使所 述推压件 （6） 能够产生高于所述保持力的附加力。 2. 根据权利要求 1 所述的制动系统， 其特征在于， 所述控制装置 （10） 适于 ： 控制所述电动机 （7） 以将所述推压件带到其施加大于所述保持力的目标压紧力的位 置， 所述阻塞件 （8） 停用 ； 当所述推压件施加等于所述保持力的力时， 启用所述阻塞件 （8） 以。
6、阻塞所述机电致动 器 （4） 的所述推压件 （6） ； 减小由所述电动机产生的力 ； 以及 维持所述电动机启用以使所述推压件 （6） 能够产生等于所述目标力的力。 3.根据权利要求1所述的制动系统， 其特征在于， 所述控制装置 （10） 还适于 ： 在组合模 式中， 当由所述电动机 （7） 消耗的电流变得大于最大电流阈值 （Smax） 或小于最小电流阈值 （Smin） 时， 调整所述推压件的位置。 4. 根据权利要求 3 所述的制动系统， 其特征在于， 调整所述推压件的位置包括 ： 停用所述阻塞件 （8） ; 控制所述电动机 （7） 以将所述推压件带到其施加所述目标压紧力的位置 ； 以及 在维。
7、持所述电动机启用的同时启用所述阻塞件 （8） ， 从而使所述推压件 （6） 能够产生 等于所述目标力的力， 并然后减小由所述电动机产生的力。 5. 根据任一前述权利要求所述的制动系统， 其特征在于， 通过探测与来自飞机的推进 发动机的推力同时的用于在停泊模式中制动的命令、 或者通过探测用于停泊制动模式的命 令以产生大于预定力阈值的压紧力、 或者通过驾驶员对致动件采取动作而启用所述组合模 式。 6. 根据任一前述权利要求所述的制动系统， 其特征在于， 所述电动机 （7） 的电力消耗 受到预定电流阈值 （Isat） 的限制。 权 利 要 求 书 CN 103786876 A 2 1/5 页 3 通。
8、过两构件组合作用维持压紧力的系统 技术领域 0001 本发明涉及一种飞机机电制动系统， 包括制动控制装置和配装到飞机的至少一个 制动轮的至少一个机电制动器。 背景技术 0002 飞机制动系统的机电制动器传统上包括摩擦盘的堆叠件和多个机电致动器， 每个 机电致动器具有适于借助电动机移动以选择性地将压紧力施加在盘堆叠件上的推压件。 各 致动器还包括用于将推压件阻塞就位的阻塞件。 0003 这些机电制动器通常设计成以三种制动模式运行， 这里称为 “受控” 模式、“停泊” 模式、 以及 “保护” 模式。 0004 在由于飞机驾驶员致动制动踏板或自动制动杆而启动的受控模式中， 与制动器关 联的制动控制装。
9、置接收受控制动设定点， 且它们将电力输送到制动器的每个致动器的电动 机， 以使致动器产生对应于设定点的压紧力。 例如， 控制装置包括机电致动器控制器 （EMAC） 和电子制动控制单元 （EBCU） 。 0005 在由于驾驶员致动停泊选择器而启动的停泊模式中， 控制装置向电动机输送电 力， 从而将推压件带入其施加一定压紧力的位置， 且然后它们启用阻塞件来阻塞推压件， 且 它们关掉电动机。当特定段时间内需要防止飞机在地面上运动时， 为了保持飞机静止的目 的而在各停泊阶段使用停泊模式。给定作为温度函数的制动器的各部件 （散热器、 扭力管、 用于保持散热器的板等） 的尺寸的变量， 所要维持的力随时间变。
10、化， 且必需提供控制装置来 实施调节， 从而调节推压件的位置。 0006 保护模式使得能够通过切断致动器的电动机的电源来保护它们， 从而防止电动机 的温度变得过高。然后启用致动器的阻塞件， 并自身作用以维持得到的压紧力。保护模式 通常由于制动系统内部的指令而以对于驾驶员明显的方式启用。 0007 在停泊和保护模式中， 压紧力称为 “保持” 力， 即仅通过阻塞件在推压件上的作用 而维持的压紧力。 0008 业已发现在制动器上施加高级别应力的情况下使用停泊和保护模式。 0009 因此， 停泊模式用于在推进发动机上进行推力测试的同时防止飞机移动。制动器 的阻塞件需要能够维持的保持力非常高。 0010。
11、 当飞行员使用受控模式在跑道停止位置处保持飞机静止时， 飞机使其推进发动机 作用， 在长等待时间内， 致动器的电动机的温度可能由于输送维持力而变得太高。 则通过制 动系统启用保护模式， 因此需要阻塞件尺寸做成能够维持可能较大的该保持力。 0011 阻塞件在停泊和保护模式中的这种使用具有制动系统或制动致动器的设计者通 常遇到的两个技术难点。 0012 第一个难点涉及当飞机处于停泊阶段时用于进行调节的逻辑。 该逻辑涉及致使推 压件的位置被调节。 当保持力变化的方式未知时， 通过施加高的力进行调节， 由此趋于使各 致动器过早老化。 说 明 书 CN 103786876 A 3 2/5 页 4 001。
12、3 此外， 阻塞件往往根据使飞机在跑道停止位置处保持静止或进行推力测试时所需 的压紧力来设定尺寸。因为这些情况所需的保持力远大于停泊阶段期间所需的保持力， 阻 塞件在停泊阶段期间相对于通常所需的尺寸将显著过大。 发明内容 0014 本发明的目的是解决上述技术难点。 0015 为了实现该目的， 本发明提供一种飞机机电制动系统， 包括制动控制装置和配装 到飞机的至少一个制动轮的至少一个机电制动器， 制动器配装有摩擦件和具有推压件的至 少一个机电致动器， 推压件适于借助电动机移动 , 以便选择性地对摩擦件施加压紧力， 致 动器还具有用于将推压件阻塞就位的阻塞件， 控制装置适于使制动系统至少以受控模式。
13、或 停泊模式运行， 在受控模式中， 电动机受控制以响应于制动设定点选择性地施加压紧力， 在 停泊模式中， 电动机受控制以将推压件带到其对摩擦件施加停泊力的位置， 并然后启用阻 塞件并停用电动机。根据本发明， 控制装置适于使制动系统以称为 “组合” 模式的附加制动 模式运行， 在该 “组合” 模式中， 启用电动机以将推压件带到其施加给定保持力的位置， 然后 在维持电动机启用的同时启用阻塞件， 以使推压件能够产生高于保持力的附加力。 0016 阻塞件和电动机的组合作用使得能够产生大于阻塞件自身能够维持的保持力的 相对大的力， 因此使飞机能够在跑道停止位置保持静止， 或同时进行发动机推力测试而无 需。
14、使阻塞件或电动机尺寸过大 （因为其变热的量受限） 。 0017 此外， 通过在停泊阶段启用组合模式， 能够通过观察电动机消耗的电流来探测由 制动器尺寸变化造成的压紧力的变化， 因此能够更精确地评估调整压紧力的需要。这避免 了过度或太频繁调整推压件位置的需要， 由此降低致动器过早老化的风险。 附图说明 0018 根据参照附图给出的以下说明可更好地理解本发明， 附图中 ： 0019 图 1 示出装有包含在本发明的制动系统中的机电制动器的轮子 ； 0020 图 2a 示出根据时间的制动力设定点 ； 0021 图 2b 示出响应于制动设定点启动致动器的阻塞件的信号和致动器的电动机消 耗的电流 ； 以及。
15、 0022 图 2c 示出电动机和阻塞件的组合作用产生的总压紧力以及电动机和阻塞件对 该总压紧力的贡献。 具体实施方式 0023 参照图 1， 飞机的机电制动器 1 包括摩擦件， 在该实例中是盘堆叠件 2， 盘堆叠件 2 交替地包括限制成与轮子 3 一起转动用于制动的盘和在转动中静止的盘。 0024 机电制动器 1 还具有由致动器承载件 5 承载的多个致动器 4（示出两个） ， 以便延 伸成面对盘堆叠件 2。每个致动器 4 具有推压件 6 以及阻塞件 8， 该推压件 6 适于借助于电 动机 7 朝向盘堆叠件 2 移动， 从而压抵盘堆叠件并因此产生压紧力， 阻塞件 8 使推压件 6 能 够阻塞在。
16、先前建立的位置。在该实例中， 阻塞件 8 尺寸设置成在停泊阶段用于日常使用， 且 其尺寸不过大以允许在推力测试期间或飞机停在跑道停止位置时使用。 说 明 书 CN 103786876 A 4 3/5 页 5 0025 除了类似于制动器 1 并配装到飞机的制动轮的机电制动器之外， 本发明的制动系 统还具有用于控制制动器的致动器的制动控制装置 10。 0026 本发明的制动系统设计成以至少四种制动模式运行 ： 0027 称为 “受控” 模式的制动模式 ； 0028 称为 “停泊” 模式的制动模式 ； 0029 称为 “保护” 模式的制动模式 ； 以及 0030 称为 “组合” 模式的制动模式。 0。
17、031 在受控模式中， 控制装置10接收由于驾驶员致动飞机驾驶舱12中的制动踏板13、 或者致动与自动制动配合的称为自动制动器 14 的杆而发出的制动指令， 且它们响应于该 指令而发出制动设定点。控制装置 10 通过产生并调制输送到每个致动器 4 的电动机 7 的 电功率而响应于该设定值。 0032 在停泊模式中， 控制装置 10 直接接收由于驾驶员致动停泊选择器 15 而发出的停 泊制动指令。然后控制装置 10 产生用于每个致动器 4 的电动机 7 的电功率， 从而使电动机 7 能够将致动器的推压件 6 带到其对盘堆叠件 2 施加停泊力的位置。控制装置 10 然后启 用每个致动器 4 的阻塞。
18、件 8， 从而将推压件 6 阻塞就位， 且然后它们停用电动机 7。控制装 置 10 定期重复这些步骤， 从而调整停泊力， 因为停泊力可能已经由于制动器部件的尺寸随 温度变化而改变。 0033 保护模式由于控制装置 10 探测到一个或多个电动机 7 的温度超过一定阈值而启 用 （当飞机处于静止时） 。控制装置 10 然后防止电动机通电， 且它们启用相应致动器 4 的阻 塞件 8。阻塞件 8 能够自身维持寻求到的压紧力。 0034 应观察到， 在以这三种模式中任一种进行制动期间， 致动器4的电动机7和阻塞件 8 不被控制成同时启动， 可能有短的瞬时例外。 0035 在组合模式中， 控制装置 10 。
19、接收制动指令且它们产生组合制动设定点。控制装置 10 然后通过向电动机供电而启用电动机 7， 且电动机将推压件带到其施加一定压紧力的位 置。控制装置 10 然后启用阻塞件 8， 从而其将推压件 6 阻塞就位。电动机继续启用， 使得在 电动机 7 和阻塞件 8 的组合作用下， 推压件 6 产生大于由阻塞件 8 自身施加的保持力的附 加力， 因此还使得能够降低电动机的电功率消耗并因此减少其发热。 0036 组合模式用于在对应于两种主要需求的特定预定义条件下代替停泊模式或保护 模式 ： 0037 使得能够维持压紧力大于停泊构件自身的保持力 ； 以及 0038 在正常使用停泊模式的情况下 （停泊等的同。
20、时） 监测压紧力的变化。 0039 在该实例中， 由制动系统内部的命令自动产生组合制动指令， 产生该组合制动指 令是由于 ： 0040 探测用于停泊模式和用于发动机推力的同时命令 （在该探测对应于例如正在测 试发动机推力的情况） ； 0041 当制动器致动器电动机的温度太高时探测发动机推力命令 （在这种探测对应于 例如使飞机在跑道停止位置保持静止的情况） ； 以及 0042 探测需要所要维持的压紧力大于阈值的停泊模式命令 （在这种探测对应于其中 所需压紧力级别较高的停泊阶段的情况） 。 说 明 书 CN 103786876 A 5 4/5 页 6 0043 在推力测试情况下或在使飞机在跑道停止。
21、位置保持静止的情况下， 使用组合模式 以将大于阻塞装置自身能够维持的保持力的相对大的压紧力施加到盘堆叠件 2 上。 0044 因此， 如图2a、 2b和2c可见， 当控制装置10在从时间TT0到TT2的时段接收 指令以执行组合模式制动， 从而实现目标压紧力 TargForce 时， 它们产生制动设定点 SetP。 在 T T0 时， 控制装置 10 通过对电动机 7 输送电动机电流 IM 而对电动机 7 供电。该电动 机电流 IM 使电动机能够被控制， 使得其移动推压件， 从而产生等于目标压紧力 TargForce 的电动机压紧力 MForce。此时阻塞件 8 停用。由电动机和阻塞件组合作用产。
22、生的总力 TotForce 因此等于力 Mforce。 0045 电动机 7 被控制成维持力 TargForce 一段时间， 直到时间 T T1 为止。阻塞件 8 在 T0 与 T1 之间保持停用。 0046 此后， 在 T T1 时， 启用阻塞件 8。阻塞件阻塞推压件并维持保持力 HoldForce。 由电动机 7 产生的压紧力 Mforce 减小， 电动机对总压紧力 TotForce 的贡献变得相对较小。 因此， 总力 TotForce 等于力 HoldForce 与 Mforce 之和。 0047 因此， 在时间 T T1 与 T T2 之间， 电动机和阻塞件的组合作用使得能够产 生等于。
23、目标力 TargForce 的总压紧力 TotForce， 目标力 TargForce 大于阻塞件的保持力 HoldForce。 0048 该目标压紧力可相对大， 且其使飞机能够在停止位置状态或发动机推力测试状态 或停泊状态保持静止， 而无需阻塞件或电动机尺寸过大。 0049 本发明制动系统的组合模式对于飞机在停泊阶段时调整停泊力也是尤其有利的。 0050 该调整可实施成精确进行维持目标压紧力所需的调整次数。在组合模式， 控制装 置 10 在使电动机 7 持续输送恒定压紧力的同时使阻塞件 8 将推压件 6 阻塞就位。电动机 7 因此被持续供电， 因此使得能够由于电动机消耗的电流的获取测量值而评。
24、估由致动器施加 的压紧力的变化。 0051 在停泊阶段期间的组合模式中， 为了控制致动器 4 的电动机 7， 定义三个电流阈 值， 称为 Isat， Smin 以及 Smax。 0052 阈值 Isat 是用于限制停泊阶段期间电动机 7 的电流消耗的电流阈值。该阈值因 此使得能够在给定使用的飞机电池的容量的情况下确保电力消耗不是太大。 0053 阈值 Smin 和 Smax 是用于精确确定需要调整推压件 6 的位置的时刻的电流阈值。 在制动器 1 的部件尺寸变化的情况下， 所要维持的停泊力变化， 由此产生所消耗电流的变 化。阈值 Smin 和 Smax 尺寸设定成使得如果电动机消耗的电流小于 。
25、Smin 或大于 Smax， 则意 味着必须调整推压件 6 的位置， 使得所需停泊力维持在可接受限值之间。 0054 停泊调整由控制目标停泊维持力的控制装置 10 触发。为此目的， 它们控制电动机 7， 使其产生电动机制动扭矩， 该电动机制动扭矩产生目标压紧力， 然后阻塞件停用。 0055 然后电动机 7 自身作用短时瞬间， 以维持该目标压紧力。 0056 此后， 阻塞件 8 停用且其维持保持力。电动机制动扭矩减小， 但维持成使得致动器 继续产生大于保持力的目标压紧力。 0057 然后启用触发器阈值 Isat、 Smin 以及 Smax。 0058 当电动机 7 消耗的电流变得小于 Smin 。
26、或大于 Smax 时， 控制装置 10 进行调整。该 调整在于将阻塞件8解除阻塞， 将推压件6定位在其施加目标压紧力的位置， 并然后重新启 说 明 书 CN 103786876 A 6 5/5 页 7 用阻塞件 8， 同时继续对电动机 7 供电。 0059 应当观察到， 仅在阻塞件不启用时， 启用高于阈值 Smax 的电流的探测通道。 0060 在电流变得小于Smin或大于Smax的每次场合下， 在电源可用的时间内， 在整个停 泊阶段重复该调整。 0061 由于在该停泊阶段期间电动机 7 持续启用， 由致动器产生的压紧力用于补偿停泊 力的少量变化。这避免进行太大的调整或太频繁且因此无意义的调整。
27、， 且降低由于致动器 过早老化的任何风险， 并降低电动机的电力消耗。 0062 本发明并不限于上述特定实施例， 而是相反涵盖落入由权利要求书限定的本发明 范围内的任何变型。 0063 尽管使用简化结构来说明本发明的制动系统， 但本发明当然覆盖某些其它结构 的制动系统， 只要其包括控制具有电动机、 推压件和阻塞件的至少一个机电致动器的制动 控制装置。因此规定使用由一个或多个制动计算机 （EBCU） 以及一个或多个致动器控制器 （EMAC） 构成的控制装置以提供具有某些任意数量的致动器等的制动器。 0064 尽管以上陈述了使组合模式由于制动系统探测到特定状态而自动运行， 但还可设 置驾驶舱内的控制件以使驾驶员能够启用组合模式。 说 明 书 CN 103786876 A 7 1/2 页 8 图 1 图 2a 说 明 书 附 图 CN 103786876 A 8 2/2 页 9 图 2b 图 2c 说 明 书 附 图 CN 103786876 A 9 。