CN104925045A - 一种能够满足飞机起飞线刹车需求的刹车阀 - Google Patents

Abstract

一种能够满足飞机起飞线刹车需求的刹车阀，刹车减压阀和电动阀分别安装在壳体内的刹车减压阀腔室内和电动阀腔室内。刹车减压阀腔室与电动阀腔室之间通过壳体上的油路相互联通。在壳体上靠近刹车减压阀处安装有行程开关。飞机刹车阀安装在飞机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，实现正常刹车或起飞线刹车，简化了刹车系统，提高了飞机刹车系统的可靠性和安全性。本发明将独立的元件、附件集成在一起，按模块化设计制造，便于使用维护。

Description

一种能够满足飞机起飞线刹车需求的刹车阀

技术领域

本发明涉及一种飞机机轮液压刹车系统，具体是一种具有满足飞机起飞线高刹车压力需求的刹车阀，更具体是一种在飞机起飞线刹车时具有将供油压力不减压直接输出的飞机刹车阀。

背景技术

刹车阀是飞机刹车系统的基本构成附件。这种刹车阀实际上是一个可变减压器。正常刹车时，由驾驶员通常通过脚蹬机构操纵刹车阀，将液压刹车系统供压源提供的高压液压压力减小到所需的刹车压力，输出给机轮刹车装置进行刹车。由于飞机起飞推力增大，特别是使用碳刹车，起飞线刹车时所需的刹车压力成倍增加(有的已超过最大正常刹车压力的两倍)，正常刹车系统刹车阀输出的刹车压力不能满足起飞线机轮刹车的需要，一些飞机配备了专门的起飞线刹车系统。起飞线刹车系统主要由电磁阀组成。使用时，驾驶员扳动起飞线刹车开关(也叫静刹车开关)，使电磁阀通电接通压力口，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沿原路返回，经由电磁阀流回油箱，从而解除起飞线刹车。采用这种起飞线刹车系统存在的不足是，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。因此，需要对现有飞机机轮刹车系统或系统附件进行改进，以克服现有技术存在的不足。本发明从附件的角度提出解决技术方案。

发明内容

为克服现有技术中需要驾驶员用手扳动起飞线刹车开关，增加了安全隐患的不足，本发明提出了一种能够满足飞机起飞线刹车需求的刹车阀。

本发明包括刹车减压阀、电动阀、壳体和行程开关；所述的刹车减压阀和电动阀共用一个壳体，分别安装在壳体内的刹车减压阀腔室内和电动阀腔室内，使壳体既是装配机架，又是刹车减压阀和电动阀的组成部分。所述刹车减压阀腔室与电动阀腔室 之间通过壳体上的油路相互联通：该油路的一端与刹车减压阀的刹车窗口连通，另一端与电动阀的第一进油窗口连通。

壳体上的回油口的外端、第一供压口的外端、第二供压口的外端和刹车口的外端分别与飞机刹车系统液压管路相联，使飞机刹车阀的回油口与飞机回油管路联接，并通至回油箱；飞机刹车阀的第一供压口与飞机正常刹车系统供压系统液压源管路联接；飞机刹车阀的第二供压口与飞机正常刹车系统供压系统液压源管路联接；飞机刹车阀的刹车口与机轮刹车装置进油口管路联接。

所述回油口的内端与与刹车减压阀的回油窗口连通，所述第一供压口内端与刹车减压阀的供压窗口连通；所述第二供压口内端与电动阀的第二进油窗口连通，所述刹车口内端与电动阀的出油窗口连通。

行程开关包括顶杆和微动开关；该行程开关安装在壳体上靠近刹车减压阀处，使所述顶杆与刹车减压阀的套筒机械交联，并随刹车减压阀的套筒平动；所述微动开关安装在壳体外表面，并与顶杆相对应。

当飞机刹车系统供压源采用二套时，起飞线刹车压力由第二套供压源供压，飞机刹车阀的第二供压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。

本发明在正常刹车时将刹车系统供压源压力减小到所需的刹车压力，实现正常刹车功能；在起飞线刹车时将刹车系统供压源压力不减小地直接输出，实现起飞线刹车功能。同时，实现了驾驶员用脚操纵即可实现正常刹车功能和起飞线刹车功能。

飞机刹车阀安装在飞机驾驶舱底板下面脚蹬机构附近，通过钢索、连杆等机械传动装置，由驾驶员踩压刹车踏板对其操纵，输出所需的刹车压力，实现正常刹车或起飞线刹车。本发明的工作过程如下：

正常刹车时，驾驶员踩压刹车踏板，飞机刹车阀的回油口关闭，飞机刹车阀第一供压口开启，飞机刹车阀的第二供压口关闭，经刹车减压阀减压的液压压力由飞机刹车阀的刹车口输出给机轮刹车装置实施正常刹车。松刹车时，驾驶员脚掌松开刹车踏板，飞机刹车阀的回油口开启，飞机刹车阀的第一供压口关闭，飞机刹车阀的刹车口与飞机刹车阀的回油口沟通，从而解除飞机刹车阀的刹车口输出的液压压力。

起飞线刹车时，驾驶员踩压刹车踏板，飞机刹车阀的回油口关闭，飞机刹车阀的第一供压口开启，当刹车减压阀减压的刹车行程大于预定值时，刹车减压阀的套筒带动行程开关的顶杆移动，操纵行程开关的微动开关，使行程开关的微动开关闭合，电 动阀得电，电动阀的第一进油窗口关闭，电动阀的第二进油窗口开启，电动阀的第二进油窗口与出油窗口沟通，即飞机刹车阀的第二供压口与飞机刹车阀的刹车口相沟通，使来自液压刹车系统供压源的高压液压压力，不经减压直接畅通地由飞机刹车阀的刹车口输出给机轮刹车装置实施起飞线刹车。

松刹车时，驾驶员脚掌松开刹车踏板，飞机刹车阀的回油口开启，刹车减压阀的套筒带动行程开关的顶杆复位，微动开关断开，电动阀断电，电动阀的第一进油口开启，飞机刹车阀的第二供压口关闭，飞机刹车阀的刹车口与机刹车阀的回油口沟通，从而解除飞机刹车阀的刹车口输出的高压液压压力。

本发明较好解决了传统刹车阀输出的刹车压力满足不了起飞线刹车压力要求问题，驾驶员只需脚动飞机刹车阀，即可进行正常刹车和起飞线刹车，符合人机工程原理，简化了刹车系统，提高了飞机刹车系统的可靠性和安全性。此外，本发明的飞机刹车阀，将独立的元件、附件集成在一起，按模块化设计制造，便于使用维护。

附图说明

图1是本发明的一种飞机刹车阀(本技术发明的一种刹车阀组合)。图中：

1.壳体；2.刹车减压阀；3.回油口；4.第一供压口；5.第二供压口；6.刹车口；7.电动阀；8.行程开关。

具体实施方式

本实施例是一种能够满足飞机起飞线刹车需求的刹车阀，包括壳体1、刹车减压阀2、电动阀7和行程开关8。所述的刹车减压阀2和电动阀7共用一个壳体1，分别安装在壳体1内的刹车减压阀腔室内和电动阀腔室内，使壳体1既是装配机架，又是刹车减压阀2和电动阀7的组成部分。所述刹车减压阀腔室与电动阀腔室之间通过壳体上的油路相互联通：该油路的一端与刹车减压阀2的刹车窗口连通，另一端与电动阀7的第一进油窗口连通。

壳体1上有四个液压接口，分别是回油口3、第一供压口4、第二供压口5和刹车口6；所述各液压接口的外端分别与飞机刹车系统液压管路相联。具体地是：飞机刹车阀的回油口3通过液压接管嘴和导管与飞机回油管路联接，通至回油箱；飞机刹车阀的第一供压口4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；飞机刹车阀的第二供压口5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；飞机刹车阀的刹车口6通过液压接管嘴和导管与机轮刹车装置进油 口管路联接。

壳体1上的回油口3和第一供压口4与壳体1上的容纳刹车减压阀的內腔贯通，壳体1上的第二供压口5和刹车口6与壳体1上的容纳电动阀7的內腔贯通。其中，壳体1上的回油口3与刹车减压阀2的回油窗口连通，壳体1上的第一供压口4与刹车减压阀2的供压窗口连通，壳体1上的第二供压口5与电动阀7的第二进油窗口连通，壳体1上的刹车口6与电动阀7的出油窗口连通。

当飞机刹车系统供压源采用二套时，起飞线刹车压力由第二套供压源供压，飞机刹车阀的第二供压口5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，起飞线刹车压力由第二套供压源提供，飞机刹车阀的第二供压口5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。

刹车减压阀2以共用的壳体1为所需的装配壳体。所述的刹车减压阀2采用现有技术中的滑阀减压阀，包括、套筒、弹簧、导套和滑阀。滑阀由阀芯和阀套组成，是研磨配套的精密偶件。刹车减压阀2装配在壳体1上的一个腔内。刹车减压阀2有三个液压接口，分别是回油窗口、供压窗口和刹车窗口。刹车减压阀2的回油窗口与壳体1上的回油口3贯通，即刹车减压阀2的回油窗口就是飞机刹车阀的回油口3；刹车减压阀2的供压窗口与壳体1上的第一供压口4贯通，即刹车减压阀2的供压窗口就是飞机刹车阀的第一供压口4；刹车减压阀2的刹车窗口与电动阀7的第一进油窗口通过壳体1上的油路相联。

电动阀7以共用的壳体1为所需的装配壳体。电动阀7包括电磁铁和滑阀。电动阀7有一个电气接口三个液压接口，所述三个液压接口分别是第一进油窗口、出油窗口和第二进油窗口。所述电气接口通过屏蔽绝缘导线与行程开关8的电气接口电气联接，具体是将电动阀7的电磁铁线圈与行程开关8的微动开关串联，接收行程开关8的微动开关闭合后发来的控制电流信号；将电动阀7的第一进油窗口与刹车减压阀2的刹车窗口通过壳体1上的油路相联；电动阀7的出油窗口即飞机刹车阀的刹车口6；电动阀7的第二进油窗口即飞机刹车阀的第二供压口5。

电动阀7在没有通电的情况下，所述的第一进油窗口开启。由于电动阀7的第一进油窗口与刹车减压阀2的刹车窗口通过壳体1上的油路相联，因此，电动阀7只是一条液压通道。刹车减压阀2的刹车窗口输出的液压压力，就是飞机刹车阀的输出压 力。压力的大小取决于驾驶员操纵刹车减压阀2的套筒上的作用力和套筒行程。

电动阀7在通电的情况下，该电动阀7启动，实施来油油路的切换。当电动阀7的第一进油窗口关闭时，切断了与刹车减压阀2的刹车窗口相联的油路，同时电动阀7的第二进油窗口打开，将电动阀7的第二进油窗口与出油窗口沟通。此时，飞机刹车阀的输出压力是来自飞机刹车阀的第二供压口5的高液压力。

行程开关8包括顶杆和微动开关；该行程开关安装在壳体1上靠近刹车减压阀2处，使所述顶杆与刹车减压阀2的套筒机械交联，并随刹车减压阀2的套筒平动；所述微动开关安装在壳体外表面，并与顶杆相对应。

当飞机刹车阀的刹车减压阀2的刹车行程达到预定值时，行程开关8的微动开关闭合，电动阀7得电，电动阀7的第一进油窗口关闭，电动阀7的第二进油窗口开启，电动阀7的第二进油窗口与出油窗口沟通，即飞机刹车阀的第二供压口5与飞机刹车阀的刹车口6相沟通。刹车行程预定值由具体应用要求确定。本实施例中，刹车行程预定值为12.5mm。

所述的刹车减压阀2、电动阀7和行程开关8采用现有技术。

飞机刹车阀安装在飞机驾驶舱底板下面脚蹬机构附近，通过钢索、连杆等机械传动装置，由驾驶员踩压刹车踏板对其操纵，输出所需的刹车压力，实现正常刹车或起飞线刹车。

本实施例的工作过程如下：

正常刹车时，驾驶员踩压刹车踏板，飞机刹车阀的回油口3关闭，飞机刹车阀第一供压口4开启，飞机刹车阀的第二供压口5关闭，经刹车减压阀2减压的液压压力由飞机刹车阀的刹车口6输出给机轮刹车装置实施正常刹车。松刹车时，驾驶员脚掌松开刹车踏板，飞机刹车阀的回油口3开启，飞机刹车阀的第一供压口4关闭，飞机刹车阀的刹车口6与飞机刹车阀的回油口3沟通，从而解除飞机刹车阀的刹车口6输出的液压压力。

起飞线刹车时，驾驶员踩压刹车踏板，飞机刹车阀的回油口3关闭，飞机刹车阀的第一供压口4开启，当刹车减压阀2的刹车行程大于预定值12.5mm时，刹车减压阀的套筒带动行程开关8的顶杆移动，操纵行程开关8的微动开关，使行程开关8的微动开关闭合，接通电动阀7的供电电路，电动阀7的电磁铁线圈有电流通过，电动阀7的电磁铁产生推力，推杆将电动阀7的滑阀推向弹簧一端，电动阀7的第一进油窗 口关闭，同时，电动阀7的第二进油窗口开启，电动阀7的第二进油窗口与出油窗口沟通，即飞机刹车阀的第二供压口5与飞机刹车阀的刹车口6相沟通，使来自液压刹车系统供压源的高压液压压力，不经减压直接畅通地由飞机刹车阀的刹车口6输出给机轮刹车装置实施起飞线刹车。

松刹车时，驾驶员脚掌松开刹车踏板，在刹车减压阀2的复位弹簧作用下，飞机刹车阀的回油口3开启，刹车减压阀2的套筒带动行程开关7的顶杆复位，行程开关8的微动开关断开，电动阀7断电，电动阀7在弹簧力的作用下滑阀复位，第一进油口开启，飞机刹车阀的第二供压口5关闭，飞机刹车阀的刹车口6与机刹车阀的回油口3沟通，从而解除飞机刹车阀的刹车口6输出的高压液压压力。

Claims (3)

1.一种能够满足飞机起飞线刹车需求的刹车阀，包括刹车减压阀和电动阀，其特征在于，还包括壳体和行程开关；所述的刹车减压阀和电动阀共用一个壳体，分别安装在壳体内的刹车减压阀腔室内和电动阀腔室内，使壳体既是装配机架，又是刹车减压阀和电动阀的组成部分；所述刹车减压阀腔室与电动阀腔室之间通过壳体上的油路相互联通：该油路的一端与刹车减压阀的刹车窗口连通，另一端与电动阀的第一进油窗口连通；

壳体上的回油口的外端、第一供压口的外端、第二供压口的外端和刹车口的外端分别与飞机刹车系统液压管路相联；所述回油口的内端与与刹车减压阀的回油窗口连通，所述第一供压口内端与刹车减压阀的供压窗口连通；所述第二供压口内端与电动阀的第二进油窗口连通，所述刹车口内端与电动阀的出油窗口连通；

行程开关包括顶杆和微动开关；该行程开关安装在壳体上靠近刹车减压阀处，使所述顶杆与刹车减压阀的套筒机械交联，并随刹车减压阀的套筒平动；所述微动开关安装在壳体外表面，并与顶杆相对应。

2.如权利要求1所述能够满足飞机起飞线刹车需求的刹车阀，其特征在于，所述回油口的外端、第一供压口的外端、第二供压口的外端和刹车口的外端分别与飞机刹车系统液压管路相联时，飞机刹车阀的回油口与飞机回油管路联接，并通至回油箱；飞机刹车阀的第一供压口与飞机正常刹车系统供压系统液压源管路联接；飞机刹车阀的第二供压口与飞机正常刹车系统供压系统液压源管路联接；飞机刹车阀的刹车口与机轮刹车装置进油口管路联接。

3.如权利要求1所述能够满足飞机起飞线刹车需求的刹车阀，其特征在于，当飞机刹车系统供压源采用二套时，起飞线刹车压力由第二套供压源供压，飞机刹车阀的第二供压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。