CN104787310B - 一种具有起飞线刹车能力的飞机正常刹车系统 - Google Patents

Abstract

一种具有起飞线刹车能力的飞机正常刹车系统，包括液压刹车阀、电动阀、电液伺服阀、防滑控制盒、液压开关和速度传感器。液压刹车阀安装在驾驶舱底板下面脚蹬机构附近，由驾驶员踩压刹车踏板对其操纵，输出所需的刹车压力。电动阀安装在液压刹车阀下游液压管路上。电液伺服阀安装在电动阀下游液压管路上。防滑控制盒安装在主起落架舱内，由机上电源供电。液压开关安装在液压刹车阀和电动阀第一进油口之间的液压管路上。本发明能够满足对现有飞机正常刹车系统起飞线的刹车需求；结构合理，简便易行，符合人机工程原理，有利于减轻驾驶员负担。同时，消除了误动作接通起飞线刹车开关带来的事故隐患。

Description

一种具有起飞线刹车能力的飞机正常刹车系统

技术领域

本发明涉及一种飞机机轮液压刹车系统，具体是涉及一种飞机正常刹车系统完全具备起飞线刹车能力的飞机液压刹车系统。

背景技术

飞机机轮刹车系统是现代飞机起落装置的构成部分，是飞机起飞、着陆滑跑和地面滑行操纵安全运行的基本保障设备，用以保证飞机着陆后缩短滑跑距离，尽快使飞机停止下来，同时防止刹爆轮胎。现代飞机机轮刹车系统通常包括正常刹车系统(工作介质为液压油)和应急刹车系统(通常为压缩气体)，应急刹车系统是正常刹车系统失效后供驾驶员采取的安全措施。由于飞机起飞推力增大，起飞线机轮刹车压力提高，特别是使用碳刹车情况，现有的正常刹车系统已不能满足飞机起飞线刹车的需要。为了保证在起飞线上能够将飞机可靠刹停，一些飞机刹车系统不得不增加配备起飞线刹车系统。起飞线刹车系统主要由电动阀组成(参见下附图1)。使用时，驾驶员接通起飞线刹车开关K(即静刹车开关)，电动阀2(即电磁阀)通电开启，将供压系统提供的高压液压压力经转换活门直接输往机轮刹车装置，从而实现起飞线刹车或静刹车。断开起飞线刹车开关，电磁阀断电关闭，刹车装置内的高压液压油经由电磁阀流回油箱，从而解除起飞线刹车。起飞线刹车系统解决了一些飞机起飞线刹车问题，这种布局存在的不足是，飞机在起飞线刹车时需要驾驶员用手扳动起飞线刹车开关，而不是用脚踩刹车，不符合人机工程原理，增加了驾驶员操作动作，在飞机起飞的关键时刻，无形中给驾驶员增添负担。此外，飞机在起飞和着陆过程中，因人为疏忽，机械或其他因素引发误动作接通起飞线刹车开关，会造成刹爆轮胎等事故征候。

发明内容

为克服现有技术中存在的布局不合理、存在安全隐患的不足，本发明提出了一种具有起飞线刹车能力的飞机正常刹车系统。

本发明包括液压刹车阀、电动阀、电液伺服阀、防滑控制盒和速度传感器。液压刹车阀安装在驾驶舱底板下面脚蹬机构附近，由驾驶员踩压刹车踏板对其操纵，输出所需的刹车压力。电动阀安装在液压刹车阀下游液压管路上。电液伺服阀安装在电动阀下游液压管路上。防滑控制盒安装在主起落架舱内，由机上电源供电。还包括液压开关。所述液压开关安装在液压刹车阀和电动阀第一进油口之间的液压管路上。液压开关的电气接口与电动阀的电气接口电气联接，实施对电动阀的通/断控制；所述液压开关的液压接口通过液压接管嘴和导管与液压刹车阀的刹车口管路联接。

在连接液压开关的电气接口与电动阀的电气接口时，将液压开关的微动开关与电动阀的电磁铁线圈通过屏蔽绝缘导线串联，用于接通或断开提供给电动阀的电磁铁线圈的控制电流信号。

所述电液伺服阀的电气接口通过屏蔽绝缘导线与防滑控制盒电气联接，接收防滑控制盒发来的防滑控制电流信号。所述电液伺服阀的进油口通过液压接管嘴和导管与电动阀的出油口管路联接；电液伺服阀的刹车口通过液压接管嘴和导管与刹车机轮刹车装置的进油口管路联接；电液伺服阀的回油口通过液压接管嘴和导管与飞机回油管路联接。

所述电动阀的电动阀出油口通过液压接管嘴和导管与电液伺服阀的进油口管路联接，电动阀的第二进油口通过液压接管嘴和导管与飞机正常刹车系统供压源管路联接。在正常刹车时，电动阀的第一进油口和电动阀的出油口油路连通实施正常刹车操纵，电动阀的第二进油口处于关闭状态。起飞线刹车时，电动阀通过液电控制或机电控制，保证电动阀的第二进油口和电动阀出油口油路连通，使来自液压刹车系统供压源的高压液压压力，直接畅通地输出给机轮刹车装置实施起飞线刹车操纵。

当飞机刹车系统采用两套供压源时，电动阀的第二进油口通过液压接管嘴和导管与飞机刹车系统第二套供压源管路联接。

本发明既有正常刹车系统的功能，又有起飞线刹车系统的功能，在起飞线刹车时无需要驾驶员用手扳动电门开关，以减轻驾驶员的工作负荷，能够消除误动作接通起飞线刹车开关可能造成刹爆轮胎的不安全隐患。

本发明中，液压刹车阀安装在驾驶舱底板下面脚蹬机构附近，由驾驶员踩压刹车踏板对其操纵，输出所需的刹车压力。液压刹车阀有三个液压接口：进油口、刹车口和回油口，进油口通过液压接管嘴和导管与飞机正常刹车系统供压系统液压源管路联接，刹车口通过液压接管嘴和导管与电液伺服阀进油口管路联接，回油口通过液压接管嘴和导管与飞机回油管路联接,通至回油箱。

当飞机刹车系统采用两套供压源时，电动阀的第二进油口通过液压接管嘴和导管与飞机刹车系统第二套供压源管路联接。在电动阀没有通电启动的情况下，电动阀只是一条液压通道，电动阀输出的刹车压力就是液压刹车阀输出的压力。

液压开关安装在液压刹车阀和电动阀第一进油口之间的液压管路上。通过液压开关感受液压压力大小，自动接通或断开电动阀的供电电路，并操纵电动阀进油口的油路转换。

电液伺服阀安装在电动阀下游液压管路上。当电液伺服阀在没有得到控制电流时，回油口关闭，进油口和刹车口油路联接畅通，只起液压通道作用。

本发明中，电液伺服阀、速度传感器和防滑控制盒构成电子防滑刹车控制系统。当机轮刹车中出现打滑或即将打滑时，防滑控制盒按预定的控制律实施控制，给电液伺服阀的力矩马达线圈发出松刹车控制电流信号，减小或解除刹车压力，及时消除机轮打滑，防止刹爆轮胎。机轮没有出现打滑时，电液伺服阀只起液压通道作用。

正常刹车时，驾驶员踩压刹车踏板操纵液压刹车阀的套筒，液压刹车阀输出相应的刹车压力。驾驶员对刹车踏板踩的越重，刹车行程越大，即套筒的行程越大，输出的减压刹车压力越大。当液压刹车阀输出的减压刹车压力大于预定值时，由液压开关控制电动阀，保证将电动阀第一进油口关闭，同时将电动阀第二进油口打开，也就是将经液压刹车阀减压来的液压油路供压，切换到来自液压刹车系统供压源油路上，电动阀第二进油口和电动阀出油口油路沟通，使来自液压刹车系统供压源的高压液压压力，直接畅通地输出给机轮刹车装置，从而实现起飞线刹车功能。

本发明满足了日益增长的起飞线刹车需求；结构合理，简便易行，符合人机工程原理，有利于减轻驾驶员负担。同时，消除了误动作接通起飞线刹车开关带来的事故隐患。

附图说明

附图1是现有技术的结构示意图。

附图2是本发明的结构示意图。

图中：

1.液压刹车阀；2.电动阀；3.液压开关；4.电液伺服阀；5.防滑控制盒；6.速度传感器；7.刹车机轮；8.转换活门；K.静刹车开关。

具体实施方式

参见图2。现代飞机前起落架机轮一般不带刹车，在两个主起落架的机轮上配有刹车装置。两个飞机主起落架通常对称布置在飞机机身两侧。本实施例以其中一个主起落架且安装一个机轮为例，说明飞机液压刹车系统主起落架刹车机轮正常和起飞线刹车控制过程。由于不涉及应急刹车，飞机应急刹车系统在图中未示出。急刹车系统按现有技术。

本实施例通过液压控制电动阀供电电路，从而控制电动阀的滑阀移动，来实现对刹车机轮7的控制，即以脚踩刹车的方式，以正常刹车系统，也能够实现起飞线刹车的功能。

本实施例飞机液压刹车系统构成附件包括：液压刹车阀1、电动阀2、液压开关3、电液伺服阀4、防滑控制盒5、速度传感器6。

液压刹车阀1安装在驾驶舱底板下面脚蹬机构附近，由驾驶员踩压刹车踏板对其操纵，输出所需的刹车压力。液压刹车阀1有三个液压接口，分别是液压刹车阀1的进油口、液压刹车阀1的刹车口和液压刹车阀1的回油口，液压刹车阀1的进油口通过液压接管嘴和导管与飞机正常刹车系统供压系统液压源管路联接，液压刹车阀1的刹车口通过液压接管嘴和导管与电动阀2的第一进油口管路联接，液压刹车阀1的回油口通过液压接管嘴和导管与飞机回油管路联接。

电动阀2安装在液压刹车阀1下游液压管路上。所述电动阀2的电动阀2出油口通过液压接管嘴和导管与电液伺服阀4的进油口管路联接，电动阀2的第二进油口通过液压接管嘴和导管与飞机正常刹车系统供压源管路联接。在正常刹车时，电动阀2的第一进油口和电动阀2的出油口油路连通，使来自液压刹车阀1刹车口的刹车压力能够畅通地输出，通往刹车机轮7刹车装置实施正常刹车操纵，电动阀2的第二进油口处于关闭状态。起飞线刹车时，电动阀2通过液电控制或机电控制，保证电动阀2的第二进油口和电动阀2出油口油路连通，使来自液压刹车系统供压源的高压液压压力，直接畅通地输出给机轮刹车装置实施起飞线刹车操纵。

如前所述，电动阀2由一个液压开关控制。液压开关接通电路，电动阀2电磁铁线圈有电流通过；液压开关断开电路，电动阀2电磁铁线圈没有电流通过。

电动阀2的电气接口通过屏蔽绝缘导线与液压开关3的电气接口电气联接，具体是将电动阀2的电磁铁线圈与液压开关3的微动开关串联，接收液压开关3的微动开关闭合后发来控制电流信号；电动阀2的第一进油口通过液压接管嘴和导管与液压刹车阀1的刹车口管路联接，电动阀2的出油口通过液压接管嘴和导管与电液伺服阀4的进油口管路联接，电动阀2的第二进油口通过液压接管嘴和导管与飞机正常刹车系统供压源管路联接。

当飞机刹车系统供压源采用二套时，电动阀2的第二进油口通过液压接管嘴和导管与飞机刹车系统第二套供压源管路联接。本实施例中，飞机刹车系统供压源采用二套，电动阀2的第二进油口通过液压接管嘴和导管与飞机刹车系统第二套液压供压源管路联接，供压源压力21Mpa。

电动阀2用于液压油路切换。电动阀2的电磁铁线圈未通电时，电动阀2第一进油口始终与电动阀2的出油口连通；电动阀2的电磁铁线圈通电时，电动阀2第二进油口保持与电动阀2的出油口连通。

液压开关3安装在液压刹车阀1和电动阀2第一进油口之间的液压管路上。液压开关3有一个电气接口和一个液压接口：所述电气接口通过屏蔽绝缘导线与电动阀2的电气接口电气联接，具体是将液压开关3的微动开关与电动阀2的电磁铁线圈串联，用于接通或断开提供给电动阀2的电磁铁线圈的控制电流信号；所述液压接口通过液压接管嘴和导管与液压刹车阀1的刹车口管路联接。液压开关3的活塞端面感受液压刹车阀1输出的减压刹车压力的作用，当刹车压力大于预定值时，在此液压力作用下，活塞克服弹簧力移动，通过顶杆接通微动开关，即液压开关3的微动开关闭合，从而接通电动阀2的电磁铁线圈的供电电路，操纵电动阀2实现油路切换。本实施例中，液压刹车阀1输出的减压刹车压力预定值为8Mpa，电磁铁线圈电流为3A。

有所述液压开关3和电动阀2构成输出压力选择器：当液压刹车阀1输出的减压刹车压力达到大于预定值时，液压开关3闭合，电动阀2得电动作，切换供压油路，输出压力源压力，即输出起飞线刹车所需的高压力；反之，当液压刹车阀1输出的减压刹车压力未达到大于预定值时，液压开关7不闭合，电动阀2不得电，电动阀2不动作，不切换供压油路，不输出压力源压力，而是输出液压刹车阀1输出的减压刹车压力。电动阀2在未通电情况下，电动阀2的第一进油口和电动阀2的出油口始终保持连通，也就是说，电动阀2仅起液压通道作用。

电液伺服阀4安装在电动阀2下游液压管路上。电液伺服阀4有一个电气接口和三个液压接口，所述的三个液压接口分别是电液伺服阀4进油口、电液伺服阀4刹车口和电液伺服阀4回油口。所述电液伺服阀4的电气接口通过屏蔽绝缘导线与防滑控制盒5实施电气联接，接收防滑控制盒5发来的防滑控制电流信号。所述电液伺服阀4的进油口通过液压接管嘴和导管与电动阀2的出油口管路联接；电液伺服阀4的刹车口通过液压接管嘴和导管与刹车机轮7刹车装置的进油口管路联接；电液伺服阀4的回油口通过液压接管嘴和导管与飞机回油管路联接。电液伺服阀4在没有得到控制电流时，电液伺服阀4的回油口关闭，电液伺服阀4的进油口和电液伺服阀4的刹车口畅通，电液伺服阀4相当一条液压通道。

速度传感器6安装在飞机轮轴上，或刹车机轮的刹车主体上，通过机械传动与机轮联接，将机轮旋转速度转换为电信号输出。本实施例中，速度传感器6安装在飞机轮轴上，通过刹车机轮7毂盖传动销带动旋转。速度传感器6的电气接口通过屏蔽绝缘导线与防滑控制盒5电气联接，将检测到的机轮旋转速度信号提供给防滑控制盒5，监测机轮的滑动状态。

防滑控制盒5安装在主起落架舱内，由机上电源供电。防滑控制盒5的电气接口的速度信号输入端通过屏蔽绝缘导线与速度传感器6的电气接口联接，接收速度传感器6提供的机轮速度信号。防滑控制盒5的电气接口的阀电流输出端，通过屏蔽绝缘导线与电液伺服阀4的电气接口联接，向电液伺服阀4发出控制电流信号。

电液伺服阀4、速度传感器6和防滑控制盒5构成电子防滑刹车控制系统。当刹车机轮7在刹车中出现打滑或即将打滑时，防滑控制盒5按预定的控制律实施控制，给电液伺服阀4的力矩马达线圈发出松刹车控制电流信号，减小或解除刹车压力，及时消除机轮打滑，防止刹爆轮胎。机轮没有出现打滑时，电液伺服阀4只起液压通道作用。

正常刹车时，驾驶员踩压刹车踏板操纵液压刹车阀1的套筒，液压刹车阀1输出相应的刹车压力。驾驶员对刹车踏板踩的越重，刹车行程越大，输出的减压刹车压力越大。当液压刹车阀1输出的减压刹车压力大于预定值时，电动阀2通过液电控制或机电控制，保证将电动阀2的第一进油口关闭，同时将电动阀2的第二进油口打开，也就是将经液压刹车阀1减压来的液压油路供压，切换到来自液压刹车系统供压源油路上，电动阀2的第二进油口和出油口油路沟通，使来自液压刹车系统供压源的高压液压压力，直接畅通地输出给机轮刹车装置，从而实现起飞线刹车功能。

本实施例中，电动阀2和液压开关3组成输出压力选择器，通过液压和电磁控制，实现电动阀2的选择输出。简单地说，当液压刹车阀1输出的减压刹车压力大于预定值8Mpa时，电动阀2输出刹车压力21Mpa；反之，电动阀2输出的是液压刹车阀1输出的减压刹车压力。具体是，当液压刹车阀1输出的减压刹车压力大于预定值8Mpa时，液压开关3的微动开关闭合，从而接通电动阀2的电磁铁线圈的供电电路，电流强度为3A电流流过电磁铁线圈产生推力，操纵电动阀2实现油路切换，保证将电动阀2的第一进油口油路供压切换到电动阀2的第二进油口油路供压，将飞机刹车系统第二套液压供压源压力21Mpa输出给刹车机轮7刹车装置，从而达到实现起飞线刹车的目的。

在液压刹车阀1输出的减压刹车压力小于预定值8Mpa时，液压开关3的微动开关不闭合，电动阀2的电磁铁线圈没有供电，电动阀2不进行油路切换，电动阀2的第一进油口和电动阀2的出油口油路沟通，电动阀2的出油口输出的是来自液压刹车阀1输出的减压刹车压力，具体压力大小由当时刹车踏板行程决定。刹车机轮7的刹车和防滑控制按用现有技术进行。

本实施例中，当刹车机轮7在刹车中出现打滑或即将打滑时，防滑控制盒5按预定的速度差加偏压控制律实施控制，给电液伺服阀4的力矩马达线圈发出松刹车控制电流信号，减小或解除刹车压力，及时消除机轮打滑，防止刹爆轮胎。

本实施例中的液压刹车阀1、电动阀2、液压开关3、电液伺服阀4、防滑控制盒5和速度传感器6均采用现有技术。

Claims (5)

1.一种具有起飞线刹车能力的飞机正常刹车系统，包括液压刹车阀、电动阀、电液伺服阀、防滑控制盒和速度传感器；液压刹车阀安装在驾驶舱底板下面脚蹬机构附近，由驾驶员踩压刹车踏板对其操纵，输出所需的刹车压力；其特征在于，还包括液压开关；电动阀安装在液压刹车阀下游液压管路上；电液伺服阀安装在电动阀下游液压管路上；防滑控制盒安装在主起落架舱内，由机上电源供电；所述液压开关安装在液压刹车阀和电动阀第一进油口之间的液压管路上；液压开关的电气接口与电动阀的电气接口电气联接，实施对电动阀的通/断控制；所述液压开关的液压接口通过液压接管嘴和导管与液压刹车阀的刹车口管路联接。

2.如权利要求1所述一种具有起飞线刹车能力的飞机正常刹车系统，其特征在于，连接液压开关的电气接口与电动阀的电气接口时，将液压开关的微动开关与电动阀的电磁铁线圈通过屏蔽绝缘导线串联，用于接通或断开提供给电动阀的电磁铁线圈的控制电流信号。

3.如权利要求1所述一种具有起飞线刹车能力的飞机正常刹车系统，其特征在于，所述电液伺服阀的电气接口通过屏蔽绝缘导线与防滑控制盒电气联接，接收防滑控制盒发来的防滑控制电流信号；所述电液伺服阀的进油口通过液压接管嘴和导管与电动阀的出油口管路联接；电液伺服阀的刹车口通过液压接管嘴和导管与刹车机轮刹车装置的进油口管路联接；电液伺服阀的回油口通过液压接管嘴和导管与飞机回油管路联接。

4.如权利要求1所述一种具有起飞线刹车能力的飞机正常刹车系统，其特征在于，所述电动阀的电动阀出油口通过液压接管嘴和导管与电液伺服阀的进油口管路联接，电动阀的第二进油口通过液压接管嘴和导管与飞机正常刹车系统供压源管路联接；在正常刹车时，电动阀的第一进油口和电动阀的出油口油路连通实施正常刹车操纵，电动阀的第二进油口处于关闭状态；起飞线刹车时，电动阀通过液电控制或机电控制，保证电动阀的第二进油口和电动阀出油口油路连通，使来自液压刹车系统供压源的高压液压压力，直接畅通地输出给机轮刹车装置实施起飞线刹车操纵。

5.如权利要求4所述一种具有起飞线刹车能力的飞机正常刹车系统，其特征在于，当飞机刹车系统采用两套供压源时，电动阀的第二进油口通过液压接管嘴和导管与飞机刹车系统第二套供压源管路联接。