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CN104670200B - 飞行器电制动系统 - Google Patents

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CN104670200B CN201410686233.1A CN201410686233A CN104670200B CN 104670200 B CN104670200 B CN 104670200B CN 201410686233 A CN201410686233 A CN 201410686233A CN 104670200 B CN104670200 B CN 104670200B
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Abstract

一种用于飞行器的电动制动系统，包括：机电制动致动器，靠近所述飞行器的轮，所述机电制动致动器包括电机；以及机电致动器控制器，所述机电致动器控制器包括用于生成用于所述机电制动致动器的第一驱动信号的第一电机控制器和用于生成用于所述机电制动致动器的第二驱动信号的第二电机控制器，其中，所述第一电机控制器与所述第二电机控制器不同，以防止所述第一电机控制器和所述第二电机控制器发生共同模式故障。

Description

飞行器电制动系统
技术领域
本发明涉及一种用于飞行器的电动制动系统。
背景技术
电力系统正逐步取代许多商业和军事飞行器上的液压系统。当前的“线控制动”飞行器系统可以具有总体集中式架构，其中对飞行员输入进行解释并且命令和监控信号经由数据总线、作为模拟/离散信号通信至制动控制单元(BCU)。在US 2008/0030069 A1中描述了示例性的集中式架构。
BCU解释来自飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备的命令，并且计算用于飞行器的每个受致动的起落装置轮的制动力命令。这可以包括快速循环防滑控制。
每个制动轮将具有用于向用于该轮的制动器提供夹紧力的至少一个机电致动器(EMA)，所述制动轮将夹紧力转换成制动力矩。机电致动器控制器(EMAC)可以设置在起落装置舱内并且可以电连接至与轮和制动器组耦接的多个制动EMA。典型地，每个轮和制动器组包括经由制动组件耦接至轮的多个制动EMA。EMAC解释来自BCU的制动力命令，并且接收电力，以提供驱动EMA的电力。
典型地提供至少两个BCU。可以设置多个BCU以用于冗余和/或故障容差。在冗余配置中，可以将BCU分配给特定的侧，例如飞行器航空电子设备网侧或电力网侧。EMAC可以因此接收来自任意BCU的制动力命令。为了使部件的通用性最大化，EMAC可以全部相同，以使部件的设计、制造、安装、维修、更换等的成本和复杂性最小化。因此存在若干EMAC同时发生故障从而导致制动控制的部分丧失或全部丧失的可能性，这是不期望的。EMAC可以被认为是“复杂”部件，也就是说EMAC是不完全可测试的，如在ARP4754中所限定的。
发明内容
本发明提供了一种用于飞行器的电动制动系统，包括：机电制动致动器(EMA制动器)，靠近飞行器的轮，所述EMA制动器包括电机；机电致动器控制器(EMAC)，所述EMAC包括用于生成用于EMA制动器的第一驱动信号的第一电机控制器和用于生成用于EMA制动器的第二驱动信号的第二电机控制器，其中，所述第一电机控制器与所述第二电机控制器不同以防止第一电机控制器和第二电机控制器发生共同模式故障。
第一电机控制器和第二电机控制器中的每个均可以包括用于生成脉宽调制信号的硬件。
第一电机控制器和第二电机控制器中的每个均可以包括选自自由以下各项构成的组的不同硬件：微处理器、微控制器、数字信号处理器、专用集成电路、可编程逻辑器件、复杂可编程逻辑器件、现场可编程门阵列以及基于晶体管的分立电子开关电路。
所述电动制动系统还可以包括：制动控制单元(BCU)，所述BCU用于在正常操作模式期间生成用于所述EMAC的制动力命令信号；以及紧急制动控制单元(eBCU)，所述eBCU用于在紧急操作模式期间生成用于所述EMAC的制动力命令信号。
所述BCU和/或所述eBCU可以连同所述EMAC一起被设置在共用线路可更换单元(LRU)中，或者可以被设置成远离EMAC。
所述BCU可以被设置在远程数据集中器(RDC)中，并且可选地所述eBCU也可以被设置在所述RDC中，所述RDC被配置成安装在飞行器的起落装置的轮或轴区域中。
所述EMAC可以连同所述EMA制动器一起被设置在共用线路可更换单元(LRU)中，或者可以被设置成远离EMA制动器。
所述BCU可以操作于正常制动信道，所述eBCU可以操作于紧急制动信道，所述第一电机控制器可以操作于正常电机控制信道，并且所述第二电机控制器可以操作于紧急电机控制信道。所述BCU可以被配置成与第一电机控制器进行通信而不与第二电机控制器进行通信，并且所述eBCU可以被配置成与所述第二电机控制器进行通信而不与所述第一电机控制器进行通信。
例如，正常制动信道与正常电机控制信道可以耦接以形成正常信道，并且紧急制动信道与紧急电机控制信道可以耦接以形成紧急信道，并且所述系统还可以包括用于在正常信道与紧急信道之间进行切换的开关。
可替选地，所述BCU可以被配置成与第一电机控制器或第二电机控制器进行通信，并且eBCU可以被配置成与第一电机控制器或第二电机控制器进行通信。
可以设置用于在正常制动信道与紧急制动信道之间进行切换的第一开关，并且可以设置用于在正常电机控制信道与紧急电机控制信道之间进行切换的第二开关。所述第一开关和所述第二开关能够独立地进行切换。
可以在正常电机控制信道和紧急电机控制信道与EMA制动器之间在操作上耦接源开关，以用于根据所选择的电机控制信道来切换EMA制动器控制。可替选地，可以在正常电机控制信道和紧急电机控制信道与EMA制动器之间在操作上耦接或(OR)门，以用于根据在操作的电机控制信道来控制EMA制动器。
所述BCU可以包括冗余制动控制信道，每个冗余制动控制信道均经由相应的数据总线与飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备进行通信。
所述BCU和/或所述eBCU能够进行操作以执行防滑制动控制。
此外，一种飞行器，包括上述电动制动系统。
附图说明
现在将参照附图来描述本发明的实施方式，其中：
图1示出了以集中式航空电子设备为特征的电动飞行器制动系统的第一实施方式；
图2示出了第一实施方式的单个EMA的控制的示意图；
图3示出了具有不同的正常电机控制器和紧急电机控制器的第一实施方式中所使用的EMAC的示意图；
图4示出了用于图3中所示的EMAC的控制方案的第一示例；
图5示出了用于图3中所示的EMAC的控制方案的第二示例；
图6详细示出了在图4的第一示例EMAC中所使用的不同电机控制器；
图6a详细示出了在图4的第一示例EMAC中所使用的不同电机控制器的可替选设置；
图7详细示出了在图5的第二示例EMAC中所使用的不同电机控制器；
图7a详细示出了在图5的第二示例EMAC中所使用的不同电机控制器的可替选设置；
图8示出了以集中式航空电子设备和“智能”EMA为特征的电动飞行器制动系统的第二实施方式；
图9示出了第二实施方式的单个智能EMA的控制的示意图；
图10示出了在第二实施方式中所使用的、具有不同的正常电机控制器和紧急电机控制器的智能EMA的示意图，所述智能EMA使用了与图4至图7a中所示的控制方案相同的控制方案；
图11示出了以分布式航空电子设备为特征的、具有“智能”EMAC的电动飞行器制动系统的第三实施方式；
图12示出了第三实施方式的单个EMA的控制的示意图；
图13示出了在第三实施方式中所使用的、具有不同的正常电机控制器和紧急电机控制器以及集成BCU和eBCU功能的“智能”EMAC的示意图；
图14示出了用于在图13所示的智能EMAC的控制方案的第一示例；
图15示出了用于图13中所示的智能EMAC的控制方案的第二示例；
图16示出了以分布式航空电子设备为特征的、具有“智能”EMAC和独立的紧急BCU功能的电动飞行器制动系统的第四实施方式；
图17示出了第四实施方式的单个EMA的控制的示意图；
图18示出了在第四实施方式中所使用的、具有不同的正常电机控制器和紧急电机控制器以及集成BCU功能的“智能”EMAC的示意图；
图19示出了以全分布式航空电子设备为特征的电动飞行器制动系统的第五实施方式，所述电动飞行器制动系统具有“智能”EMA和具有集成BCU和eBCU功能的“智能”轮/轴RDC；
图20示出了第五实施方式的单个智能EMA的控制的示意图；
图21示出了在第五实施方式中所使用的、具有不同的正常电机控制器和紧急电机控制器的智能EMA的示意图；
图22示出了第五实施方式的以BCU和eBCU功能为特征的智能轮/轴RDC的示意图；
图23示出了用于图21中所示的智能EMA的控制方案的第一示例；
图24示出了用于图21中所示的智能EMA的控制方案的第二示例；
图25示出了以全分布式航空电子设备为特征的电动飞行器制动系统的第六实施方式，所述电动飞行器制动系统具有“智能”EMA和具有集成BCU功能的“智能”轮/轴RDC以及独立的eBCU功能；
图26示出了第六实施方式的单个智能EMA的控制的示意图；
图27示出了在第五实施方式中所使用的、具有不同的正常电机控制器和紧急电机控制器的智能EMA的示意图；
图28示出了第六实施方式的以BCU功能为特征的智能轮/轴RDC的示意图；
图29示出了用于完全分布式电动飞行器制动系统架构的、具有集成BCU和eBCU功能的完全智能EMA；
图30示出了用于完全分布式电动飞行器制动系统架构的、具有集成BCU功能的智能EMA；
图31示出了用于完全分布式电动飞行器制动系统架构的、具有集成eBCU功能的智能EMA；
图32示出了用于图29所示的完全智能EMA的控制方案的第一示例；
图33示出了用于图29所示的完全智能EMA的控制方案的第二示例；以及
图34中的表1列出了附图中所示的功能块的简要描述。
具体实施方式
在图1所示的第一实施方式的电动飞行器制动系统100被配置成用于具有两个受制动主起落装置的飞行器，其中一个受制动主起落装置在飞行器中心线的任一侧。然而，将要理解的是，本文中所描述的本发明涉及具有制动轮的任何飞行器配置，包括具有两个以上的主起落装置和/或受制动前端起落装置的飞行器。
制动系统100以集中式航空电子设备为特征。制动系统包括双冗余制动控制单元(BCU)121、122，BCU 121、122被分配至特定侧，例如飞行器航空电子设备网侧或电力网侧(侧1、侧2等)。BCU 121、122经由一个或多个数据总线111接收来自飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备110的输入以及模拟和/或离散信号112(例如来自制动踏板发射器单元(BPTU)，表示制动踏板角度)。注意，在附图中未示出所有的信号路径，以免使本发明的描述的清晰度变得模糊。
BCU 121、122解释来自飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备110的信号并且向机电致动器控制器(EMAC)141、142、143、144发出基于每个轮的制动力命令。在图1中所示出的飞行器配置中存在四个轮和制动器组161、162、163、164，四个轮和制动器组161、162、163、164中的每个组均与四个机电致动器(EMA)151a-d、152a-d、153a-d、154a-d相关联。当然，可以存在有更多或更少数量的轮和制动器组或EMA。
EMAC 141至144经由路由器131、132耦接至BCU 121、122中的每个BCU。路由器131、132将来自BCU的数字数据总线信号经由本地数据总线113至118路由至EMAC，并将来自EMAC的数字数据总线信号经由本地数据总线113至118路由至BCU。EMAC 141至144解释来自BCU121、122的制动力命令，并且接收来自飞行器电力网N1、N2的电力(注意在图1中仅示出了飞行器电力网N1、N2的高电压部件)。每个EMAC均包括与飞行器电力网耦接的电制动供电单元(EBPSU)功能。EBPSU包括安全电力联锁，并且如果需要则还可以包括电源开关和/或电力转换。EMAC 141至144提供电力和控制信号，以驱动EMA 151至154。
BCU 121、122中的每一个分别为轮和制动器组161、162、163、164中的每个组提供制动控制信号W1、W2、W3、W4。BCU 121、122针对轮和制动器组161至164的制动轮中的每个制动轮执行快速循环防滑控制。
EMAC 141至144中的每一个能够进行操作，以驱动EMA中的四个EMA。在飞行器的左手侧，包括轮和制动器组1和2，与轮和制动器组1和2相关联的EMAC分别驱动轮和制动器组1的两个EMA以及轮和制动器组2的两个EMA。EMAC 141驱动轮和制动器组1(161)的EMA151c、151d以及轮和制动器组2(162)的EMA 152a、152b。EMAC 142驱动轮和制动器组1(161)的EMA151a、151b以及轮和制动器组2(162)的EMA 152c、152d。类似地，在飞行器的右手侧，两个EMAC 143、144分别驱动轮和制动器组3的两个EMA以及轮和制动器组4的两个EMA。在可替选配置中，一个EMAC可以驱动相应的轮和制动器组的所有EMA。
EMA 151至154将电力转换成机械力，以向与其相应轮相关的制动器提供夹紧力。轮和制动器组件将由EMA施加的夹紧力转换成制动力矩，以使飞行器减速或者使飞行器保持静止。
图1中所示出的制动系统100包括正常系统和紧急系统二者。飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备110、飞行器数据总线111、离散信号112、EMAC 141至144、EMA 151至154和轮和制动器组161至164对正常制动系统和紧急制动系统二者而言是共用的。如上所讨论的，正常制动系统包括数据路由器131、132和BCU 121、122以及以上所描述的共享设备。紧急系统包括耦接在飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备110与四个EMAC 141至144之间的紧急BCU(eBCU)123，以及以上所描述的共享设备。eBCU 123经由来自例如制动踏板发射器(BPTU)并表示制动踏板角度的模拟和/或离散信号来接收来自飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备的输入。
eBCU 123提供保护以防止例如由于BCU的故障、A/C航空电子设备的故障、通信数据总线的故障、或者供电故障(这依赖于供电配置)而导致BCU 121、122二者的功能的丧失，所有上述故障都可能导致BCU的功能的丧失。eBCU 123分别经由模拟和/或离散路径125至128将用于轮和制动器组161、162、163、164中的每个组的制动控制信号W1、W2、W3、W4输出至EMAC 141至144。在可替选配置中，路径112和125至128可以为数字数据总线。eBCU 123能够进行操作，以执行与BCU121、122相同的功能，但是eBCU 123只有在系统处于紧急模式下才使用。eBCU 123可以包括更简单的技术，或者可以仅依赖于架构来接收并输出模拟信号。eBCU 123优选地针对轮和制动器组161至164的制动轮中的每个制动轮来执行快速循环防滑控制。eBCU可以基于与BCU不同的技术以防止共同模式故障。
EMAC 141至144中的每一个包括初级电机控制器或第一电机控制器，用于驱动EMA151至154中与其相关联EMA内的电机。为了防止由于在致动器控制电平下的共同模式故障而引起在EMAC 141至144中的每一个的正常信道中电机控制器同时发生故障的可能性，每个EMAC还包括次级电机控制器或第二电机控制器。初级电机控制器形成EMAC的正常信道的一部分，并且次级电机控制器形成EMAC的紧急信道的一部分。电机控制器是EMAC的复杂部分，所以将不同电机控制器并入到EMAC内，以形成紧急信道的一部分。
图2示出了第一实施方式中的单个EMA 151a的控制的示意图，在第一实施方式中，EMAC 141能够进行操作，以接收来自BCU 121、122或eBCU 123中的任一个的、基于每个轮的制动力命令。EMAC 141解释制动力命令，并且接收电力，然后提供电力以驱动EMA 151a。EMAC还接收来自EMA的电机的反馈信号。
图3示意性地示出了EMAC 141内的两个不同的电机控制路径。EMAC包括正常(初级)电机控制器145，该正常(初级)电机控制器145为用于与其相关联的四个EMA(151a、151b、152c、152d)的脉冲宽度调制(PWM)信号发生器。EMAC还包括紧急(次级)电机控制器146，该紧急(次级)电机控制器146为用于其四个EMA的PWM信号发生器。EMAC还包括用于其四个EMA的电力变换器147。
图4示出了用于图3所示的EMAC 141的控制方案的第一示例。在该配置中，在正常172信道与紧急173信道之间一体地切换171制动系统控制，使得当制动控制信道从正常信道(通过BCU 121/122)切换至紧急信道(通过eBCU 123)时，电机控制信道也从正常信道(通过EMAC初级电机控制器145)切换至紧急信道(通过EMAC次级电机控制器146)。以此方式，正常制动控制信道始终与正常电机控制信道进行通信，并且紧急制动控制信道始终与紧急电机控制信道进行通信。
如图4所示，EMAC还包括源开关148，用于当正常信道和紧急信道可以连续地进行传送时，在正常信道与紧急信道之间进行切换。在简化设置中，如果控制信道不是连续地进行传送，则可以使用或门来替换源开关148。
现在将描述制动系统100的操作。在正常制动系统操作期间，当飞行员、助理飞行员、自动驾驶仪等操作驾驶舱制动控制时，驾驶舱信号(例如制动踏板角度)由110处的飞行器航空电子设备来解释，并且命令和监视信号被发送至侧1BCU 121和侧2BCU 122。离散信号也被发送至EMAC 141至144内的EBPSU硬件使能装置。EMAC内的EBPSU硬件使能装置接收来自飞行器驾驶舱控制装置110的制动使能信号，并且使得来自飞行器电力网的高压电力能够提供至EMAC内的电力变换器级147。
侧1BCU 121或侧2BCU 122基于从飞行器航空电子设备接收的命令信号来计算所需要的制动力，并且(如果可用)在将经修改的制动力命令发送至EMAC内的正常电机控制信道145之前，基于轮速度来执行防滑计算。EMAC内的正常电机控制信道接收来自BCU的制动力命令，并且(基于确定哪个BCU当前起作用)计算发送至EMAC内的电力变换器级147的PWM信号。电力变换器级使用PWM信号对提供至各个EMA151a-d、152a-d、153a-d、154a-d的电力进行调制。EMA接收来自EMAC的电力，并且产生对各个制动器的夹紧力，以使飞行器减速或者使飞行器保持静止。
在BCU 121、122中之一发生故障的情况下，该系统能够进行操作，以切换至另一有效BCU 121、122侧。
在制动系统的紧急操作期间，两个独立的驾驶舱信号经由模拟或数字方式发送至eBCU 123和EMAC 141至144内的EBPSU硬件使能装置。EBPSU硬件使能装置接收制动使能信号，并且使得高电压电力能够提供至EMAC内的电力变换器级147。eBCU 123基于从飞行器航空电子设备接收到的命令信号来计算所需要的制动力，并且(如果可用)在将经修改的制动力命令发送至EMAC内的紧急电机控制信道146之前，基于轮速度来执行防滑计算。EMAC内的紧急电机控制信道接收来自eBCU的制动力命令，并且计算发送至EMAC内的电力变换器级147的PWM信号。电力变换器级使用PWM信号对提供至各个EMA 151a-d、152a-d、153a-d、154a-d的电力进行调制。EMA接收来自EMAC的电力，并且产生对各个制动器的夹紧力，以使飞行器减速或者使飞行器保持静止。
图5示出了用于图3中所示出的EMAC的控制方案的第二示例。在该配置中，可以依赖于故障情况来独立地切换BCU/eBCU的有效制动控制信道和EMAC 141a的有效电机控制信道。因此，正常制动控制信道(通过BCU 122/121)可以与正常电机信道(通过EMAC初级电机控制器145)或紧急电机信道(通过EMAC次级电机控制器146)进行通信。类似地，紧急制动控制信道(通过eBCU 123)可以与正常电机信道(通过EMAC初级电机控制器145)或紧急电机信道(通过EMAC次级电机控制器146)进行通信。
与图4的控制方案不同，在图5中，制动控制信道在正常(BCU)172信道与紧急(eBCU)173信道之间进行切换174，并且源开关148被设置成在来自正常电机控制器145的输出与来自紧急电机控制器146的输出之间进行切换。EMAC 141a还包括源开关149，用于将从BCU 121、122或eBCU 123接收的制动控制切换177至正常电机控制信道178或紧急电机控制信道179。在简化设置中，如果控制信道不是连续地进行传送，则可以使用或门来替换源开关148。
图6详细示出了可以在图4的第一示例EMAC 141中使用的不同电机控制器的一个示例性的实施方式。初级(正常)电机控制器(PWM信号发生器)145为数字信号处理器(DSP)，次级(紧急)电机控制器(PWM信号发生器)146为现场可编程门阵列(FPGA)。源开关148是六重的两信道多路复用器。来自EMA 151a的反馈信号被引导至初级控制器145和次级控制器146。
图6a示出了类似于图6但其中如上所述源开关148已被或门148'替换的可替选的EMAC 141'。在所有其他方面，EMAC 141'与图6中所示出的EMAC相同。
图7示出了用于图5的第二示例控制方案的EMAC 141a。正常/紧急制动信道切换174受源开关149影响，而正常/紧急(初级/次级)电机控制信道切换177受源切换148影响。
图7a示出了类似于图7但其中如上所述源开关148、149已被或门148'、149'替换的可替选的EMAC 141a'，并且制动信道切换和电机控制信道切换是由初级/次级控制使能装置174、177提供的。在所有其他方面，EMAC 141'与图7中所示的EMAC相同。
虽然在图6至图7a中，不同的技术用于电机控制器145、146，但是DSP和FPGA的选择不应该被认为是限制性的。已知用于PWM信号生成目的的各种硬件，例如包括但不限于：基于处理器的技术，例如微处理器、微控制器和DSP；基于逻辑的设备，例如应用特定集成电路(ASIC)、可编程逻辑器件(PLD)、复杂可编程逻辑器件(CPLD)和FPGA；以及离散的电子设备，例如基于晶体管的开关电路。针对EMAC的两个不同的电机控制器，可以选择两种不同技术的任意组合。
图8示出了以集中式航空电子设备和“智能”EMA为特征的电动飞行器制动系统200的第二实施方式。制动系统200与图1至图7的系统100具有许多相似之处，并且包括以下主要差异。替换系统100的EMA和远程EMAC，系统200包括“智能”EMA，其中正常EMAC功能和紧急EMAC功能被封装在单个线路可更换单元(LRU)中的EMA内。不将EBPSU功能分配到EMAC中，可替换地设置独立的LRU EBPSU，这是由于EBPSU功能针对每个智能EMA LRU将需要被复制16次，尽管这当然可以使用。
制动系统200包括侧1BCU 221和侧2BCU 222，侧1BCU 221和侧2BCU 222经由数据总线211接收来自飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备210的输入。BCU 221、222解释来自飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备210的信号，并且向智能EMA 251a-d、252a-d、253a-d和254a-d发出基于每个轮的制动力命令，每个智能EMA结合各自的EMAC。四个轮和制动器组261至264中的每一组分别与四个智能EMA 251a-d、252a-d、253a-d、254a-d的组相关联。
智能EMA 251a-d、252a-d、253a-d、254a-d经由路由器231至234耦接至BCU 221、222中的每一个。路由器231、232将来自BCU的数字数据总线信号经由本地数据总线213至218路由至智能EMA。智能EMA251a-d、252a-d、253a-d、254a-d解释来自BCU231、232的制动力命令，并且从经由电力路线N1、N2的飞行器电力网经由EBPSU 271至274接收电力。
BCU 221、222中的每一个分别为轮和制动器组261、262、263、264中的每一组提供制动控制信号W1、W2、W3、W4。BCU 221、222针对轮和制动器组261至264的制动轮中的每个制动轮执行快速循环防滑控制。
智能EMA 141至144251a-d、252a-d、253a-d、254a-d将电力转换成机械力，以向与其相应的轮相关联的制动器提供夹紧力，如前述实施方式中一样。
图8所示的制动系统200包括正常系统和紧急系统二者。飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备210、飞行器数据总线211、智能EMA 251至254以及轮和制动器组261至264对于正常制动系统和紧急制动系统而言是共用的。正常制动系统还包括数据路由器231至234和BCU 221、222。紧急制动系统还包括eBCU 223，eBCU 223耦接在经由模拟/离散路线212(或数据总线)的飞行器驾驶舱控制装置210与16个智能EMA 251至254之间。
如第一实施方式中一样，eBCU 223提供防止BCU 221、222二者的功能丧失的保护。eBCU 223将用于四个轮和制动器组261、262、263、264中每一组的制动控制信号W1、W2、W3、W4分别经由模拟/离散路线225至228输出至四组智能EMA 251至254。eBCU 223执行与上述eBCU 123相同的功能。
智能EMA 251至254中的每一个均包括用于驱动其集成的EMA电机的初级或第一电机控制器。为了防止由于处于致动器控制电平的共同模式故障而引起在每个智能EMA的正常信道中电机控制器同时发生故障的可能性，每个智能EMA还包括次级或第二电机控制器。初级电机控制器形成EMAC的正常信道的一部分，次级电机控制器形成EMAC的紧急信道的一部分。EMAC的电机控制器是智能EMA的复杂部分，所以将不同电机控制器并入智能EMA内，以形成紧急信道的一部分。
图9示出了第二实施方式中的单个智能EMA 251a的控制的示意图，其中智能EMA能够进行操作，以从BCU 221、222或eBCU 223中的任一个接收基于每个轮的制动力命令。智能EMA 251a解释制动力命令，并且接收来自EBPSU 271(在图9中未示出)的电力，然后提供电力以驱动智能EMA的电机。
图10示意性地示出了智能EMA 251a内的两个不同的电机控制路径。智能EMA包括与系统100的控制器145、146类似的正常(初级)电机控制器245、紧急(次级)电机控制器246、以及用于其电机的电力变换器247。
智能EMA的EMAC功能可以以与以上参照图4至图7所述的方式相同的方式进行配置。可以类似于以上参照制动系统100所述的情况来执行制动系统200的操作，其中不同之处在于，EBPSU功能处于独立于EMAC的LRU中，且EMAC功能与EMA集成在共用的LRU中。
图11示出了以分布式航空电子设备为特征的具有“智能”EMAC的电动飞行器制动系统300的第三实施方式。制动系统300与图1的系统100具有许多相似之处，并且包括以下主要差异。替换系统100的BCU/eBCU和远程EMAC，系统300包括“智能”EMAC，在“智能”EMAC中，侧1BCU、侧2BCU和eBCU功能封装在单个线路可更换单元(LRU)中的EMAC内。因此，航空电子设备不再是集中式，而是(部分)分布式。
制动系统300包括四个智能EMAC 341至344。智能EMAC 341至344经由数据总线311接收来自飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备310的输入以及来自例如制动踏板发射器单元(BPTU)的、表示制动踏板角度的模拟/离散信号312。路由器331、332将来自飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备310的数字数据总线信号经由本地数据总线315至318路由至智能EMAC。智能EMAC 341至344经由电力路线N1、N2接收来自飞行器电力网的电力。
智能EMAC 341至344执行与系统100的EMAC的功能相同的所有功能，并且还执行与系统100的BCU/eBCU的功能相同的所有功能。
当与系统100相比较时，系统300包括四个轮和制动器组361至364，每个轮和制动器组与四个机电致动器(EMA)351a-d、352a-d、353a-d，354a-d相关联。EMA执行与系统100的EMA的功能相同的所有功能。
制动系统300包括正常系统和紧急系统二者。智能EMAC 341至344中的每一个均包括初级或第一电机控制器，用于驱动与其相关联的EMA351至354内的电机。为了防止由于处于致动器控制电平的共同模式故障而引起在智能EMAC 341至344中的每一个的正常信道中电机控制器同时发生故障的可能性，每个智能EMAC还包括次级或第二电机控制器。初级电机控制器形成制动系统的正常信道的一部分，次级电机控制器形成制动系统的紧急信道的一部分。电机控制器是智能EMAC的复杂部分，所以将不同电机控制器并入智能EMAC内，以形成紧急信道的一部分。
图12示出了第三实施方式中的单个EMA 151a的控制的示意图，其中智能EMAC 341能够进行操作，以基于数据总线311、315和来自飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备310的离散312信号来计算基于每个轮的制动力命令。智能EMAC 341还接收电力，然后提供电力以驱动EMA351a。
图13示意地示出了智能EMAC 341内的正常信道和紧急信道。在正常信道中，智能EMAC包括侧1BCU功能块321、侧2BCU功能块322、以及正常(初级)电机控制器345，正常(初级)电机控制器345是用于与其相关联的四个EMA的脉冲宽度调制(PWM)信号发生器。在紧急信道中，智能EMAC包括eBCU功能块323和紧急(次级)电机控制器346，紧急(次级)电机控制器346为用于其四个EMA的PWM信号发生器。EMAC还包括用于其四个EMA的电力变换器347。侧1BCU功能块321和侧2BCU功能块322包括快速循环防滑控制。eBCU功能块还可以包括或不包括快速循环防滑控制。
图14示出了用于图13所示的智能EMAC 341的控制方案的第一示例。在该配置中，在正常372信道与紧急373信道之间一体地切换371制动系统控制，使得当制动控制信道从正常信道(通过BCU功能块321/322)切换至紧急信道(通过eBCU功能块323)时，电机控制信道也从正常信道(通过智能EMAC初级电机控制器345)切换至紧急信道(通过智能EMAC次级电机控制器346)。以此方式，正常制动控制信道始终与正常电机控制信道进行通信，并且紧急制动控制信道始终与紧急电机控制信道进行通信。因此，所述切换类似于图4的非智能EMAC 141的切换。如图14所示，智能EMAC还包括源开关348，用于当正常信道和紧急信道可以连续地进行传送时在正常信道与紧急信道之间进行切换。在简化设置中，如果控制信道不是连续地进行传送，则可以使用或门来替换源开关348。或门可以设置成类似于图6a所示的或门。
图15示出了用于图13所示的智能EMAC的控制方案的第二示例。在该配置中，可以依赖于故障情况独立地切换BCU/eBCU功能块的有效制动控制信道和智能EMAC 341a的有效电机控制信道。因此，正常制动控制信道(通过BCU 321/322功能块)可以与正常电机信道(通过智能EMAC初级电机控制器345)或紧急电机信道(通过智能EMAC次级电机控制器346)进行通信。同样，紧急制动控制信道(通过eBCU功能块323)可以与正常电机信道(通过智能EMAC初级电机控制器345)或紧急电机信道(通过智能EMAC次级电机控制器346)进行通信。
不同于图14的控制方案，在图15中，在正常(BCU功能块)372信道与紧急(eBCU功能块)373信道之间切换374制动信道控制，并且源开关348被设置成在来自正常电机控制器345的输出与紧急电机控制器346的输出之间进行切换。EMAC 341a还包括源开关349，用于将从BCU功能块321、322或eBCU功能块323接收到的制动控制切换377至正常电机控制信道378或紧急电机控制信道379。因此，该切换类似于图5的非智能EMAC 141a的切换。在简化设置中，如果控制信道并非连续地进行传送，则可以使用或门来替换源开关348、349。或门可以设置成类似于图7a所示的或门。
不同电机控制器345、346可以如以上参照图6和7所述的情况一样。
图16示出了以分布式航空电子设备为特征的、具有“智能”EMAC的电动飞行器制动系统400的第四实施方式。制动系统400与图11的系统300具有许多相似之处，而不同之处仅在于eBCU功能保持在独立的LRU中，这与图1的系统100一样。
在制动系统400中，飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备410、路由器431、432、离散信号路线412、本地数据总线415至418、电力路线N1、N2、EMA 451至454以及轮和制动器组461至464与以上在系统300中所述的那些对应部件相同。
除了智能EMAC 441至444不包括eBCU功能块之外，智能EMAC441至444与智能EMAC341至344相同。可替换地，由独立的eBCU 423来提供eBCU功能。eBCU 423将用于四个轮和制动器组461、462、463、464中的每一组的制动控制信号W1、W2、W3、W4分别经由离散路线425至428输出至四个智能EMAC 441至444的紧急信道。eBCU 423执行与上述eBCU 123相同的功能。
图17示出了在第四实施方式中的单个EMA 451a的控制的示意图，其中智能EMAC441能够进行操作，以基于数据总线411、415和来自飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备410的离散412信号来计算基于每个轮的制动力命令。智能EMAC 441还接收电力，然后提供电力以驱动EMA351a。
图18示意性地示出了智能EMAC 441内的正常信道和紧急信道。在正常信道中，智能EMAC包括侧1BCU功能块421、侧2BCU功能块422以及正常(初级)电机控制器445，正常(初级)电机控制器445是用于其四个相关联的EMA的脉冲宽度调制(PWM)信号发生器。在紧急信道中，智能EMAC包括紧急(次级)电机控制器446，紧急(次级)电机控制器446是用于其四个EMA的PWM信号发生器。EMAC还包括用于其四个EMA的电力变换器447。侧1BCU功能块421和侧2BCU功能块422包括快速循环防滑控制。
用于在智能EMAC 441中的正常信道与紧急信道之间进行切换的控制方案可以被设置成：类似于以上在图4、图14和图15、图15所述的情况，并进行相应修改，以考虑到eBCU423在独立于智能EMAC 441的LRU中而BCU功能块421、422与智能EMAC 441集成在一起。
图19示出了以“完全”分布式航空电子设备为特征的电动飞行器制动系统500的第五实施方式。制动系统500与图8的系统200具有许多相似之处，不同之处在于BCU/eBCU被替换为集成了BCU/eBCU功能(BCU-wRDC)的轮/轴安装的远程数据集中器。
在制动系统500中，飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备510、数据总线511、离散信号路线512、路由器531至534、本地数据总线515至518、电力路线N1、N2、EBPSU 581至584、智能EMA 551a至554d以及轮和制动器组561至564与以上在系统200中描述的那些对应部件相同。
轮和制动器组561至564中的每一组具有各自相关联的BCU-wRDC521至524。在以上所述的系统200中，侧1BCU221、侧2BCU222和eBCU 223中的每一个均具有分别用于轮和制动器组1至4的制动控制信号输出W1、W2、W3、W4。在系统500中，BCU-wRDC 521至524中的每一个都具有仅用于其相关联的轮和制动器组而不用于其他轮和制动器组的侧1、侧2和紧急制动控制信号输出。例如，BCU-wRDC 521具有仅用于轮和制动器组1、561的侧1、侧2和紧急制动控制信号输出；BCU-wRDC 522具有仅用于轮和制动器组2、562的侧1、侧2和紧急制动控制信号输出等。由系统500的BCU-wRDC 521至524共同提供与由系统200中的BCU 221、222和eBCU223提供的功能相同的功能。
BCU-wRDC 521将用于轮和制动器组1、561的制动控制信号经由本地数据总线591输出至路由器531。路由器531经由本地数据总线515耦接至轮和制动器组1的所有的智能EMA 551a-d。
BCU-wRDC 522将用于轮和制动器组2、562的制动控制信号经由本地数据总线592输出至路由器532。路由器532经由本地数据总线516耦接至轮和制动器组2的所有的智能EMA 552a-d。
BCU-wRDC 523将用于轮和制动器组3、563的制动控制信号经由本地数据总线593输出至路由器533。路由器533经由本地数据总线517耦接至轮和制动器组3的所有的智能EMA 553a-d。
BCU-wRDC 524将用于轮和制动器组4、564的制动控制信号经由本地数据总线594输出至路由器534。路由器534经由本地数据总线518耦接至轮和制动器组4的所有的智能EMA 554a-d。
路由器531至534优选地定位于或接近轮制动器，以减少布线重量，并且路由器531至534将需要坚固耐用以应对这种恶劣的环境。
如上所述，智能EMA 551a至554d与参照图2所描述的智能EMA251a至254d相同，并且包括不同的正常电机控制器和紧急电机控制器，用于驱动它们各自的集成EMA电机。
图20示出了第五实施方式中的单个智能EMA 551a的控制的示意图，其中智能EMA能够进行操作以从其相关联的BCU-wRDC 521接收基于每个轮的制动力命令。智能EMA 551a解释制动力命令并且接收来自EBPSU 581(在图20中未示出)的电力，然后提供电力以驱动智能EMA的电机。
图21示意性地示出了智能EMA 551a内的两个不同的电机控制路径。该智能EMA包括正常(初级)电机控制器545、紧急(次级)电机控制器546以及用于智能EMA的电机的电力变换器547，这与系统200的智能EMA相同。
图22示意性地示出了BCU-wRDC 521内的不同的BCU功能块。BCU-wRDC 521包括用于轮和制动器组1的侧1BCU功能块525、用于轮和制动器组1的侧2BCU功能块526以及用于轮和制动器组1的eBCU功能块527。侧1BCU功能块525和侧2BCU功能块526包括快速循环防滑，用于轮和制动器组1、561的制动轮。eBCU功能块527可以包括快速循环防滑以用于制动轮和制动器组1、561的轮，或者还可以不包括快速循环防滑。BCU/eBCU功能块525至527耦接至来自飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备510的模拟/离散512输入和数据总线511。BCU-wRDC 521至524被构造成与LRU相同。
图23示出了用于图21所示的智能EMA 551a的控制方案的第一示例。在该配置中，在正常572信道与紧急573信道之间一体地切换571制动系统控制，使得当BCU-wRDC 521制动控制信道从正常信道(通过BCU功能块525/625)切换至紧急信道(通过eBCU功能块527)时，智能EMA551a的电机控制信道也从正常信道(通过智能EMA初级电机控制器545)切换至紧急信道(通过智能EMA次级电机控制器546)。以此方式，正常制动控制信道始终与正常电机控制信道进行通信，紧急制动控制信道始终与紧急电机控制信道进行通信。因此该切换类似于图4的EMAC 141的切换。如图23所示，智能EMA还包括源开关548，用于当正常信道和紧急信道可以连续地进行传送时在正常信道与紧急信道之间进行切换。在简化设置中，如果控制信道不是连续地进行传送，则可以使用或门来替换源开关548。或门可以设置成类似于图6a所示的或门。
图24示出了用于图21所示的智能EMA 551a'的控制方案的第二实施例。在该配置中，可以依赖于故障情况来独立地切换BCU/eBCU功能块的有效制动控制信道和智能EMA551a'的有效电机控制信道。因此，正常制动控制信道(通过BCU 525/526功能块)可以与正常电机信道(通过智能EMA初级电机控制器545)或紧急电机信道(通过智能EMA次级电机控制器546)进行通信。类似地，紧急制动控制信道(通过eBCU功能块527)可以与正常电机信道(通过智能EMA初级电机控制器545)或紧急电机信道(通过智能EMA次级电机控制器546)进行通信。
不同于图23的控制方案，在图24中，制动信道控制在正常(BCU功能块)575信道与紧急(eBCU功能块)576信道之间进行切换574，并且源开关548被设置成在来自正常电机控制器545的输出与来自紧急电机控制器546的输出之间进行切换。智能EMA 551a'还包括源开关549，用于将从BCU功能块525、526或eBCU功能块527接收的制动控制切换577至正常电机控制信道578或紧急电机控制信道579。因此该切换类似于图5的EMAC 141a的切换。在简化设置中，如果控制信道不是连续地进行传送，则可以使用或门来替换源开关548、549。或门可以被设置成类似于图7a所示的或门。
不同电机控制器545、546可以与以上参照图6和图7所述的情况一样。
图25示出了以“完全”分布式航空电子设备为特征的具有“智能”EMA的电动飞行器制动系统600的第六实施方式。制动系统600与图19的系统500具有许多相似之处，而不同之处仅在于，eBCU功能保持在独立的LRU中，这与图8的系统200中的情况一样。
在制动系统600中，飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备610、数据总线611、离散信号路线612、路由器631至634、本地数据总线615至619和691至695、电力路线N1、N2、EBPSU 681至684、智能EMA651a至654d以及轮和制动器组661至664与以上在系统500中所述的那些对应部件相同。
除了BCU-wRDC 621至624不包括eBCU功能块之外，BCU-wRDC621至624与BCU-wRDC521至524相同。可替换地，由独立的eBCU 625来提供eBCU功能。eBCU 625将用于四个轮和制动器组661、662、663、664中的每一组的制动控制信号W1、W2、W3、W4分别经由离散路线626至629输出至四个智能EMA 651a至654d的紧急信道。eBCU 625执行与上述eBCU 123相同的功能。
图26示出了第六实施方式中的单个智能EMA 651a的控制的示意图，其中智能EMA能够进行操作以从BCU WRDC 621或eBCU 625接收基于每个轮的制动力命令。智能EMA 651a解释制动力命令并且接收来自EBPSU 681(在图26中未示出)的电力，然后提供电力以驱动智能EMA电机。
图27示意性地示出了智能EMA 651a内的两个不同的电机控制路径。智能EMA包括正常(初级)电机控制器645、紧急(次级)电机控制器646和用于智能EMA的电机的电力变换器647，这与系统500的智能EMA相同。
图28示意性地示出了BCU-wRDC 621内的不同BCU功能块。BCU-wRDC 621包括用于轮和制动器组1的侧1BCU功能块625和用于轮和制动器组1的侧2BCU功能块626。
侧1BCU功能块625和侧2BCU功能块626包括快速循环防滑，用于轮和制动器组1、561的制动轮。BCU功能块通过数据总线611耦接至飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备610。BCU-wRDC 621至624被构造成与LRU相同。
智能EMA 651a-d可以在图23和图24所示的控制方案中的一种控制方案下工作，唯一的区别是，eBCU功能块527设置在独立的eBCU中，而不是设置在BCU-wRDC中。
图29至图31示出了关于以上参照第五实施方式的图19所述的完全分布式架构的变体的LRU。在图29中，LRU是完全智能EMA 751a，在其中不仅EMAC功能(具有正常信道和紧急信道)与EMA集成在单个LRU中，而且BCU功能(具有正常信道和紧急信道)也与EMA集成在单个LRU中。完全智能EMA 751a包括：与图13的智能EMA功能块相同的智能EMAC功能块(侧1BCU 721、侧2BCU722、eBCU 723、初级电机控制器745、紧急电机控制器746和电力变换器747)；以及EMA。因为每个完全智能EMA LRU可以针对与其对应的轮和制动器组来独立计算防滑控制，则在完全智能EMA LRU之间进行同步会是必要的。
在图30中，LRU为完全智能EMA851a，其中不仅EMAC功能(具有正常电机控制信道和紧急电机控制信道)与EMA集成在单个LRU中，而且BCU功能(具有正常制动控制信道)也与EMA集成在单个LRU中。完全智能EMA851a包括：与图18的智能EMAC功能块相同的智能EMAC功能块(侧1BCU821、侧2BCU822，初级电机控制器845、紧急电机控制器846和电力变换器847)；以及EMA 849。eBCU被设置在独立的LRU中，这类似于图25的架构。
在图31中，LRU为完全智能EMA 951a，其中不仅EMAC功能(具有正常电机控制信道和紧急电机控制信道)与EMA集成在单个LRU中，而且eBCU功能也与EMA集成在单个LRU中。完全智能EMA 951a包括：类似于图31的智能EMAC功能块(eBCU 923、初级电机控制器945、紧急电机控制器946和电力变换器947)；以及EMA 949。侧1BCU和侧2BCU设置在独立的LRU中，这类似于图25的架构。
图32示出了用于图29所示的完全智能EMA 751a的控制方案的第一实施例。在该配置中，在正常772信道与紧急773信道之间一体地切换771制动系统控制，使得当制动控制信道从正常信道(通过BCU 721)切换至紧急信道(通过eBCU 723)时，电机控制信道也从正常信道(通过智能EMA初级电机控制器745)切换至紧急信道(通过智能EMA次级电机控制器746)。以此方式，正常制动控制信道始终与正常电机控制信道进行通信，而紧急制动控制信道始终与紧急电机控制信道进行通信。该切换因此类似于图4的EMAC 141的切换。如图32所示，完全智能EMA还包括源开关748，用于在正常信道和紧急信道可以连续地进行传送时在信道正常和紧急信道之间进行切换。在简化设置中，如果控制信道不是连续地进行传送，则可以使用或门来替换源开关748。或门可以设置成类似于图6a所示的或门。
图33示出了用于图29所示的完全智能EMA 751a'的控制方案的第二实施例。在该配置中，可以依赖于故障情况来独立地切换BCU/eBCU的有效制动控制信道和完全智能EMA751a'的有效电机控制信道。因此，正常制动控制信道775(通过BCU 721)可以与正常电机信道778(通过智能EMA初级电机控制器745)或紧急电机信道779(通过智能EMA次级电机控制器746)进行通信。类似地，紧急制动控制信道776(通过eBCU723)可以与正常电机信道778(通过智能EMA初级电机控制器745)或紧急电机信道779(通过智能EMA次级电机控制器746)进行通信。
不同于图32的控制方案，在图33中，制动信道控制在正常(BCU)775信道与紧急(eBCU)776信道之间进行切换774，并且源开关748被设置成在来自正常电机控制器745的输出与来自紧急电机控制器746的输出之间进行切换。完全智能EMA 751a'还包括源开关749，用于将从BCU721或eBCU 723接收到的制动控制切换777至正常电机控制信道778或紧急电机控制信道779。该切换因此类似于图5的EMAC 141a的切换。在简化设置中，如果控制信道不是连续地进行传送，则可以使用或门来替换源开关748、749。或门可以被设置成类似于图7a所述的或门。
不同电机控制器745、746可以是与以上参照图6和图7所述的情况一样。
用于图30和图31的完全智能EMA 851a和951a的控制方案可以类似于以上参照图32和图33所述的情况，但其中BCU或eBCU功能设置在独立的LRU中，如参照图23和图24的控制方案所述。
虽然以上参照一个或多个优选实施方式描述了本发明，但可以理解的是，在不脱离如所附权利要求书限定的本发明的范围的情况下，可以进行各种改变或修改。

Claims (21)

1.一种用于飞行器的电动制动系统，包括：
机电制动致动器，靠近所述飞行器的轮，所述机电制动致动器包括电机；以及
机电致动器控制器，所述机电致动器控制器包括用于生成用于所述机电制动致动器的第一驱动信号的第一电机控制器和用于生成用于所述机电制动致动器的第二驱动信号的第二电机控制器，
其中，所述第一电机控制器与所述第二电机控制器不同，以防止所述第一电机控制器和所述第二电机控制器发生共同模式故障。
2.根据权利要求1所述的电动制动系统，其中，所述第一电机控制器和所述第二电机控制器中的每个均包括用于生成脉宽调制信号的硬件。
3.根据权利要求1所述的电动制动系统，其中，所述第一电机控制器和所述第二电机控制器中的每个均包括选自由以下各项构成的组的不同硬件：微处理器、微控制器、数字信号处理器、专用集成电路、可编程逻辑器件、复杂可编程逻辑器件、现场可编程门阵列以及基于晶体管的分立电子开关电路。
4.根据权利要求1所述的电动制动系统，还包括：
制动控制单元，所述制动控制单元用于在正常操作模式期间生成用于所述机电致动器控制器的制动力命令信号；以及
紧急制动控制单元，所述紧急制动控制单元用于在紧急操作模式期间生成用于所述机电致动器控制器的制动力命令信号。
5.根据权利要求4所述的电动制动系统，其中，所述制动控制单元和/或所述紧急制动控制单元连同所述机电致动器控制器一起被设置在共用线路可更换单元中。
6.根据权利要求4所述的电动制动系统，其中，所述制动控制单元和/或所述紧急制动控制单元被设置成远离所述机电致动器控制器。
7.根据权利要求6所述的电动制动系统，其中，所述制动控制单元被设置在远程数据集中器中，所述远程数据集中器被配置成安装在所述飞行器的起落装置的轮或轴区域中，并且可选地，所述紧急制动控制单元也被设置在所述远程数据集中器中。
8.根据权利要求1至6中任一项所述的电动制动系统，其中，所述机电致动器控制器被设置成远离所述机电制动致动器。
9.根据权利要求1至7中任一项所述的电动制动系统，其中，所述机电致动器控制器连同所述机电制动致动器一起被设置在共用线路可更换单元中。
10.根据权利要求4所述的电动制动系统，其中，所述制动控制单元能够在正常制动信道上操作，所述紧急制动控制单元能够在紧急制动信道上操作，所述第一电机控制器能够在正常电机控制信道上操作，并且所述第二电机控制器能够在紧急电机控制信道上操作。
11.根据权利要求10所述的电动制动系统，其中，所述制动控制单元被配置成与所述第一电机控制器进行通信而不与所述第二电机控制器进行通信，并且所述紧急制动控制单元被配置成与所述第二电机控制器进行通信而不与所述第一电机控制器进行通信。
12.根据权利要求11所述的电动制动系统，其中，所述正常制动信道与所述正常电机控制信道耦接，以形成正常信道，并且所述紧急制动信道与所述紧急电机控制信道耦接，以形成紧急信道，并且所述系统还包括用于在所述正常信道与所述紧急信道之间进行切换的开关。
13.根据权利要求10所述的电动制动系统，其中，所述制动控制单元被配置成与所述第一电机控制器或所述第二电机控制器进行通信，并且所述紧急制动控制单元被配置成与所述第一电机控制器或所述第二电机控制器进行通信。
14.根据权利要求13所述的电动制动系统，还包括用于在所述正常制动信道与所述紧急制动信道之间进行切换的第一开关和用于在所述正常电机控制信道与所述紧急电机控制信道之间进行切换的第二开关。
15.根据权利要求14所述的电动制动系统，其中，所述第一开关和所述第二开关能够独立地进行切换。
16.根据权利要求10至15中任一项所述的电动制动系统，还包括在操作上耦接在所述正常电机控制信道和所述紧急电机控制信道与所述机电制动致动器之间的源开关，以用于根据所选择的电机控制信道来切换机电制动致动器控制。
17.根据权利要求10至15中任一项所述的电动制动系统，还包括在操作上耦接在所述正常电机控制信道和所述紧急电机控制信道与所述机电制动致动器之间的或门，以用于根据操作的电机控制信道来控制所述机电制动致动器。
18.根据权利要求10至15中任一项所述的电动制动系统，其中，所述制动控制单元包括冗余制动控制信道，每个冗余制动控制信道均用于经由相应的数据总线与飞行器驾驶舱控制装置和航空电子设备进行通信。
19.根据权利要求4至7和10至15中任一项所述的电动制动系统，其中，所述制动控制单元能够进行操作以执行防滑制动控制。
20.根据权利要求4至7和10至15中任一项所述的电动制动系统，其中，所述紧急制动控制单元能够进行操作以执行防滑制动控制。
21.一种飞行器，包括根据前述权利要求中任一项所述的电动制动系统。
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