CN104002784A - 一种多轮系刹车机轮的刹车控制系统 - Google Patents

Abstract

一种多轮系刹车机轮的刹车控制系统，分为电气部分和液压部分，其中：飞机刹车控制系统的电气部分包括双余度刹车指令传感器、压力传感器、正常刹车控制单元、备用刹车控制单元、第一双余度液压切断阀、第二双余度液压切断阀的电磁铁、双余度压力伺服阀的力矩马达，形成了该电气部分的主通道和备通道；所述飞机刹车控制系统的液压部分包括双余度液压切断阀的主阀级、双余度压力伺服阀的射流阀级、刹车机轮。液压部分分为内侧和外侧两个通道。本发明的电气部分能够确保了刹车系统在任何单点电气故障下能够正常工作。液压部分能够确保在任何单个液压源丧失或失效时，刹车系统最多仅丧失1/2刹车能力，仍能够满足飞机的刹车需要。

Description

一种多轮系刹车机轮的刹车控制系统

技术领域

本发明涉及一种多轮系飞机刹车控制系统，具体是一种能够在任何单点故障的情况下均能保障多轮系飞机起降制动安全性的刹车系统。

背景技术

随着航空技术的发展，大型飞机的起飞重量不断提高，相应的其起落架配置日趋复杂、机轮及刹车元件增多，多轮系飞机刹车系统的安全性就成为了关乎飞机起降制动安全的重要因素。

根据民机适航条款CCAR25部25.735b条款：刹车系统及其相关系统的设计和构造，必须使其在任何电气、气动、液压或机械连接元件或传动元件损坏或者任何单个液压源或其它刹车能源丧失时，能使飞机在按§25.125规定的条件下停下，其着陆滑跑过程中的平均减速度至少等于按该条确定着陆距离时所得减速度的50％。

2012年9月《流体传动与控制》中“民用飞机液压刹车系统构架研究”一文中总结了现役飞机刹车系统技术并公开了三种刹车系统液压构架，其中：系统A的技术特征为机械操纵、液压作动，其存在的不足主要是刹车操纵非电传，技术落后，系统重量重，安装困难；系统B的技术特征为电传、液压作动，其存在的不足主要是产品多、系统重量重；系统C的技术特征为电传、液压作动，其存在的不足主要是产品较多、系统重量较重，系统利用率较低。同时三种系统均没有进行刹车系统电气架构的安全性设计，由于电气产品的可靠性往往比机械产品低的多，实际使用时系统中电气产品往往成为影响系统安全性的薄弱环节。

发明内容

为解决现有技术中存在的系统重量较重、利用率较低和可靠性较低的不足，本发明提出了一种多轮系刹车机轮的刹车控制系统。

本发明分为电气部分和液压部分，其中：

飞机刹车控制系统的电气部分包括双余度刹车指令传感器、压力传感器、正常刹车控制单元、备用刹车控制单元、第一双余度液压切断阀、第二双余度液压切断阀的电磁铁、双余度压力伺服阀的力矩马达，并且所述电气部分采用双余度设计，形成了该电气部分的主通道和备通道；所述飞机刹车控制系统的液压部分包括双余度液压切断阀的主阀级、双余度压力伺服阀的射流阀级、刹车机轮。液压部分分为内侧和外侧两个通道，

所述飞机刹车控制系统电气部分的主通道包括各双余度刹车指令传感器的主线圈、各压力传感器的主线圈、正常刹车控制单元、各双余度液压切断阀的主线圈、各双余度压力伺服阀的主线圈。连接所述电气部分主通道时，将飞机正常电源与飞机应急电源并联。所述飞机正常电源的输出接口与正常刹车控制单元的供电接口连接，各双余度刹车指令传感器主线圈信号输出接口与正常刹车控制单元的输入接口连接，各压力传感器的主线圈信号输出接口通过电缆连与正常刹车控制单元的输入接口连接，正常刹车控制单元的控制输出接口通过电缆与各双余度液压切断阀的主线圈输入接口连接，各双余度压力伺服阀的主线圈输入接口分别与所述正常刹车控制单元的控制输出接口通过电缆连接。

所述飞机刹车控制系统电气部分的备通道包括各双余度刹车指令传感器的备线圈、各压力传感器的备线圈、备用刹车控制单元、各双余度液压切断阀的备线圈、各双余度压力伺服阀的备线圈和飞机应急电源。连接所述电气部分的备通道时，将飞机应急电源的输出接口通过电缆与备用刹车控制单元的供电接口连接，各双余度刹车指令传感器备线圈信号输出接口通过电缆连接到备用刹车控制单元的输入接口，各压力传感器的备线圈信号输出接口通过电缆与备用刹车控制单元的输入接口连接，备用刹车控制单元的控制输出接口通过电缆与各双余度液压切断阀的备线圈输入接口连接；各双余度压力伺服阀的备线圈输入接口分别与所述应急刹车控制单元的控制输出接口通过电缆连接。

所述飞机刹车控制系统的液压部分的外侧通道包括第一双余度液压切断阀、第一双余度压力伺服阀、第四双余度压力伺服阀、第一刹车机轮和第四刹车机轮。飞机第一套液压源的液压输出接口通过液压导管连接第一双余度液压切断阀的输入接口，为其提供液压源压力；第一双余度液压切断阀的输出接口通过液压导管分别与第一双余度压力伺服阀的输入接口和第四双余度压力伺服阀的输入接口连通，以接通或关断双余度压力伺服阀的压力输入；第一双余度压力伺服阀的刹车接口与第一刹车机轮的刹车液压接口连通，第四双余度压力伺服阀的刹车接口与第四刹车机轮的刹车液压接口连通，以控制刹车压力的大小。

所述飞机刹车控制系统的液压部分的内侧通道包括第二双余度液压切断阀、第二双余度压力伺服阀、第三双余度压力伺服阀、第二刹车机轮和第三刹车机轮。飞机第二套液压源的液压输出接口通过液压导管连接第二双余度液压切断阀的输入接口，为其提供液压源压力；第二双余度液压切断阀的输出接口通过液压导管分别与第二双余度压力伺服阀的输入接口和第三双余度压力伺服阀的输入接口连通，以接通或关断双余度压力伺服阀的压力输入；第二双余度压力伺服阀的刹车接口与第二刹车机轮的刹车液压接口连通，第三双余度压力伺服阀的刹车接口与第三刹车机轮的刹车液压接口连通，以控制刹车压力的大小。

本发明的电气部分采取了双余度配置，确保了刹车系统在任何单点电气故障下能够正常工作。具体是：系统的供电采用飞机上的正常电源和应急电源两路并联同时给刹车控制单元供电的方式；系统的控制元件-刹车控制单元采用正常刹车控制单元、备用刹车控制单元两个，冷备份的工作方式；系统的传感元件-刹车指令传感器采取了双余度设计，同时为两个刹车控制单元提供信号；系统的执行元件-液压切断阀、压力伺服阀均采取了双余度设计，可受正常刹车控制单元或备用刹车控制单元控制。

本发明的的液压部分采取了对称配置，确保在任何单个液压源丧失、任何单个液压元件失效时，刹车系统最多仅丧失1/2刹车能力，从而确保按§25.125规定的条件下停下，其着陆滑跑过程中的平均减速度至少等于按该条确定着陆距离时所得减速度的50％。具体是：根据飞机的起落架配置结构将刹车系统液压架构分成外侧和内侧两个部分，外侧部分包括外侧的双余度液压切断阀、外侧的双余度压力伺服阀和外侧的刹车机轮，内侧部分包括内侧的双余度液压切断阀、内侧的双余度压力伺服阀和内侧的刹车机轮。系统的供压使用飞机上的两套液压源分别给刹车系统的外侧和内侧部分供压的方法。第一套液压源压力经过外侧的双余度液压切断阀进入外侧的双余度压力伺服阀，双余度压力伺服阀受正常刹车控制单元或备用刹车控制单元的控制输出刹车压力到外侧的刹车机轮，进行刹车；第二套液压源压力经过内侧的双余度液压切断阀进入内侧的伺服阀，双余度压力伺服阀受正常刹车控制单元或备用刹车控制单元的控制输出刹车压力到内侧的刹车机轮，进行刹车。

本发明采用了高安全性的故障处理策略，既保证了飞机的刹车能力，又能够防止飞机左右刹车能力不平衡导致飞机刹偏，从而进一步提高了飞机起降制动的安全性。具体是：系统中任一电气元件出现单余度故障，均可以切换到备用通道工作，不影响系统刹车能力。系统中任一双余度压力伺服阀出现机械或液压故障，则系统同时关闭该阀和对称的双余度压力伺服阀的输入液压，从而防止左右刹车能力不一致导致的飞机刹车偏。

本发明能够应用于多轮飞机刹车控制系统架构设计，包括四轮飞机、八轮飞机以及十二轮轮飞机，可以在保证系统安全性的同时，减少系统元件数量，减轻系统重量，降低成本，提高可靠性。以四轮飞机为例，刹车系统仅包括24个元件即可满足安全性要求，具体分析见表1。

表1

经试验验证，本发明取得了良好的效果，较同类型飞机刹车控制系统元件数量减少了1/3，系统重量和成本也有较大降低。通过系统安全性评估，预计发生Ⅰ类故障的概率小于10^-9。

附图说明

图1是四轮飞机刹车控制系统的结构示意图。其中：

1.双余度刹车指令传感器，2.飞机正常电源，3.正常刹车控制单元，4.飞机第一套液压源，5.第一双余度液压切断阀，6.第一双余度压力伺服阀，7.压力传感器，8.第二双余度压力伺服阀，9.第一刹车机轮，10.第二刹车机轮，11.第三刹车机轮，12.第四刹车机轮，13.第三双余度压力伺服阀，14.第四双余度压力伺服阀，15.第二双余度液压切断阀，16.飞机第二套液压源，17.备用刹车控制单元，18.飞机应急电源。

具体实施方式

本实施例是某四轮飞机刹车控制系统。

本实施例提出的飞机刹车控制系统分为电气部分和液压部分。包括4个双余度刹车指令传感器1、2个双余度液压切断阀，4个双余度压力伺服阀、4个压力传感器7、正常刹车控制单元3、备用刹车控制单元17和4个刹车机轮。

所述2个双余度液压切断阀分别为第一双余度液压切断阀5和第二双余度液压切断阀15。所述4个双余度压力伺服阀分别为第一双余度压力伺服阀6、第二双余度压力伺服阀8、第三双余度压力伺服阀13和第四双余度压力伺服阀14。

所述飞机刹车控制系统的电气部分包括双余度刹车指令传感器1、压力传感器7、正常刹车控制单元3、备用刹车控制单元17、第一双余度液压切断阀5、第二双余度液压切断阀的电磁铁、双余度压力伺服阀的力矩马达，并且所述电气部分采用双余度设计，形成了该电气部分的主通道和备通道。

飞机刹车控制系统电气部分的主通道包括各双余度刹车指令传感器1的主线圈、各压力传感器7的主线圈、正常刹车控制单元3、各双余度液压切断阀的主线圈、各双余度压力伺服阀的主线圈。连接所述电气部分主通道时，将飞机正常电源2与飞机应急电源18并联。所述飞机正常电源的输出接口通过电缆与正常刹车控制单元3的供电接口连接，各双余度刹车指令传感器主线圈信号输出接口通过电缆连接到正常刹车控制单元3的输入接口，各压力传感器7的主线圈信号输出接口通过电缆连与正常刹车控制单元3的输入接口连接，正常刹车控制单元的控制输出接口通过电缆与各双余度液压切断阀的主线圈输入接口连接，各双余度压力伺服阀的主线圈输入接口分别与所述正常刹车控制单元的控制输出接口通过电缆连接。

飞机刹车控制系统电气部分的备通道包括各双余度刹车指令传感器1的备线圈、各压力传感器7的备线圈、备用刹车控制单元17、各双余度液压切断阀的备线圈、各双余度压力伺服阀的备线圈和飞机应急电源18。连接所述电气部分的备通道时，将飞机应急电源的输出接口通过电缆与备用刹车控制单元17的供电接口连接，各双余度刹车指令传感器备线圈信号输出接口通过电缆连接到备用刹车控制单元17的输入接口，各压力传感器7的备线圈信号输出接口通过电缆与备用刹车控制单元17的输入接口连接，备用刹车控制单元17的控制输出接口通过电缆与各双余度液压切断阀的备线圈输入接口连接；各双余度压力伺服阀的备线圈输入接口分别与所述应急刹车控制单元的控制输出接口通过电缆连接。

所述飞机刹车控制系统的液压部分包括双余度液压切断阀的主阀级、双余度压力伺服阀的射流阀级、刹车机轮。液压部分分为内侧和外侧两个通道，其中：

外侧通道包括第一双余度液压切断阀5、第一双余度压力伺服阀6、第四双余度压力伺服阀14、第一刹车机轮9和第四刹车机轮14。飞机第一套液压源4的液压输出接口通过液压导管连接第一双余度液压切断阀5的输入接口，为其提供液压源压力；第一双余度液压切断阀的输出接口通过液压导管分别与第一双余度压力伺服阀的输入接口和第四双余度压力伺服阀的输入接口连通，以接通或关断双余度压力伺服阀的压力输入；第一双余度压力伺服阀的刹车接口与第一刹车机轮的刹车液压接口连通，第四双余度压力伺服阀的刹车接口与第四刹车机轮的刹车液压接口连通，以控制刹车压力的大小。

内侧通道包括第二双余度液压切断阀15、第二双余度压力伺服阀8、第三双余度压力伺服阀13、第二刹车机轮10和第三刹车机轮11。飞机第二套液压源16的液压输出接口通过液压导管连接第二双余度液压切断阀15的输入接口，为其提供液压源压力；第二双余度液压切断阀的输出接口通过液压导管分别与第二双余度压力伺服阀的输入接口和第三双余度压力伺服阀的输入接口连通，以接通或关断双余度压力伺服阀的压力输入；第二双余度压力伺服阀的刹车接口与第二刹车机轮的刹车液压接口连通，第三双余度压力伺服阀的刹车接口与第三刹车机轮的刹车液压接口连通，以控制刹车压力的大小。

采用本实施例时，刹车系统的故障处理策略：对于飞机上可能出现的各种故障模式，刹车系统采取了特定的故障处理策略，以确保系统的安全性，具体见表2。

表2

双余度刹车指令传感器是一种电位器式位移传感器，分别安装在两名飞行员的脚蹬下。所述电位器式位移传感器具有主线圈和备线圈，主线圈和备线圈分别输出与飞行员脚蹬位移成正比的电压信号，其中主线圈信号输出到正常刹车控制单元，备线圈信号输出到备用刹车控制单元。

压力传感器是一种双余度的压阻式液压传感器，安装在双余度压力伺服阀到刹车机轮的管路上。所述压阻式液压传感器具有主线圈和备线圈，通过该主线圈和备线圈输出与刹车压力成正比的两路电流信号，其中主线圈的信号输出到正常刹车控制单元，备线圈的信号输出到备用刹车控制单元。

正常刹车控制单元是一种数字式电子控制器，主要包括电源模块、信号采集模块、数字控制模块、信号输出模块和余度切换模块。通过飞机正常电源和飞机应急电源向所述电源模块供电，并通过该电源模块向其他模块供电。所述信号采集模块用于采集双余度刹车指令传感器主线圈和压力传感器主线圈的信号。通过数字控制模块对信号采集模块采集到的各信号进行处理。通过信号输出模块将经过数字控制模块处理的各信号输出到双余度液压切断阀主线圈和双余度压力伺服阀主线圈，对所述双余度液压切断阀和双余度压力伺服阀实施控制。余度切换模块用于故障检测和余度切换。

备用刹车控制单元是一种数字式电子控制器，主要包括电源模块、信号采集模块、数字控制模块、信号输出模块和余度切换模块。通过飞机正常电源和飞机应急电源向所述电源模块供电，并通过该电源模块向其他模块供电。所述信号采集模块用于采集双余度刹车指令传感器备线圈和压力传感器备线圈的信号。通过数字控制模块对信号采集模块采集到的各信号进行处理。通过信号输出模块将经过数字控制模块处理的各信号输出到双余度液压切断阀备线圈和双余度压力伺服阀备线圈，对所述双余度液压切断阀和双余度压力伺服阀实施控制。余度切换模块用于故障检测和余度切换。

双余度液压切断阀是一种常闭型两位三通电磁阀，用于按控制信号接通与断开双余度压力伺服阀的油源输入。双余度液压切断阀包括电磁铁组件和主阀级，其中电磁铁组件采用了主、备两个线圈，主阀级有进油、回油、输出三个液压接口。

双余度压力伺服阀是一种射流管式电液压力伺服阀，用于输出控制电流成正比的液压压力到刹车机轮，从而完成刹车压力的调节。双余度压力伺服阀主要包括力矩马达和射流管阀级，其中力矩马达采用了主、备两个控制线圈，射流管阀级有进油、回油、刹车三个液压接口。

刹车机轮中的刹车装置上有刹车液压接口，该刹车液压接口与双余度压力伺服阀连通，当该双余度压力伺服阀向刹车装置中输入刹车压力后产生刹车力矩，从而制动飞机。

Claims (5)

1.一种多轮系刹车机轮的刹车控制系统，其特征在于：所述飞机刹车控制系统分为电气部分和液压部分，其中：

飞机刹车控制系统的电气部分包括双余度刹车指令传感器、压力传感器、正常刹车控制单元、备用刹车控制单元、第一双余度液压切断阀、第二双余度液压切断阀的电磁铁、双余度压力伺服阀的力矩马达，并且所述电气部分采用双余度设计，形成了该电气部分的主通道和备通道；所述飞机刹车控制系统的液压部分包括双余度液压切断阀的主阀级、双余度压力伺服阀的射流阀级、刹车机轮；液压部分分为内侧和外侧两个通道。

2.如权利要求1所述一种多轮系刹车机轮的刹车控制系统，其特征在于：飞机刹车控制系统电气部分的主通道包括各双余度刹车指令传感器的主线圈、各压力传感器的主线圈、正常刹车控制单元、各双余度液压切断阀的主线圈、各双余度压力伺服阀的主线圈；连接所述电气部分主通道时，将飞机正常电源与飞机应急电源并联；所述飞机正常电源的输出接口与正常刹车控制单元的供电接口连接，各双余度刹车指令传感器主线圈信号输出接口与正常刹车控制单元的输入接口连接，各压力传感器的主线圈信号输出接口通过电缆连与正常刹车控制单元的输入接口连接，正常刹车控制单元的控制输出接口通过电缆与各双余度液压切断阀的主线圈输入接口连接，各双余度压力伺服阀的主线圈输入接口分别与所述正常刹车控制单元的控制输出接口通过电缆连接。

3.如权利要求1所述一种多轮系刹车机轮的刹车控制系统，其特征在于：飞机刹车控制系统电气部分的备通道包括各双余度刹车指令传感器的备线圈、各压力传感器的备线圈、备用刹车控制单元、各双余度液压切断阀的备线圈、各双余度压力伺服阀的备线圈和飞机应急电源；连接所述电气部分的备通道时，将飞机应急电源的输出接口通过电缆与备用刹车控制单元的供电接口连接，各双余度刹车指令传感器备线圈信号输出接口通过电缆连接到备用刹车控制单元的输入接口，各压力传感器的备线圈信号输出接口通过电缆与备用刹车控制单元的输入接口连接，备用刹车控制单元的控制输出接口通过电缆与各双余度液压切断阀的备线圈输入接口连接；各双余度压力伺服阀的备线圈输入接口分别与所述应急刹车控制单元的控制输出接口通过电缆连接。

4.如权利要求1所述一种多轮系刹车机轮的刹车控制系统，其特征在于：所述飞机刹车控制系统的液压部分的外侧通道包括第一双余度液压切断阀、第一双余度压力伺服阀、第四双余度压力伺服阀、第一刹车机轮和第四刹车机轮；飞机第一套液压源的液压输出接口通过液压导管连接第一双余度液压切断阀的输入接口，为其提供液压源压力；第一双余度液压切断阀的输出接口通过液压导管分别与第一双余度压力伺服阀的输入接口和第四双余度压力伺服阀的输入接口连通，以接通或关断双余度压力伺服阀的压力输入；第一双余度压力伺服阀的刹车接口与第一刹车机轮的刹车液压接口连通，第四双余度压力伺服阀的刹车接口与第四刹车机轮的刹车液压接口连通，以控制刹车压力的大小。

5.如权利要求1所述一种多轮系刹车机轮的刹车控制系统，其特征在于：所述飞机刹车控制系统的液压部分的内侧通道包括第二双余度液压切断阀、第二双余度压力伺服阀、第三双余度压力伺服阀、第二刹车机轮和第三刹车机轮；飞机第二套液压源的液压输出接口通过液压导管连接第二双余度液压切断阀的输入接口，为其提供液压源压力；第二双余度液压切断阀的输出接口通过液压导管分别与第二双余度压力伺服阀的输入接口和第三双余度压力伺服阀的输入接口连通，以接通或关断双余度压力伺服阀的压力输入；第二双余度压力伺服阀的刹车接口与第二刹车机轮的刹车液压接口连通，第三双余度压力伺服阀的刹车接口与第三刹车机轮的刹车液压接口连通，以控制刹车压力的大小。