CN105905283A - 一种能够选择飞机刹车模式的刹车系统 - Google Patents

Abstract

一种能够选择飞机刹车模式的刹车系统，包括液压刹车阀、液控阀、电液伺服阀、控制盒和机轮速度传感器。其中，控制盒、电液伺服阀和机轮速度传感器构成刹车防滑控制部分；通过液控阀选择小刹车装置运行以实现飞机机轮的部分刹车或者选择所述小刹车装置与大刹车装置同时运行实现飞机机轮的全部刹车。本发将刹车系统输出给机轮刹车装置的一条液压管路分为小刹车装置液压管路和大刹车装置液压管路，其中的小刹车装置液压管路保持畅通，大刹车装置液压管路的通断由控制装置控制，以实现飞机刹车模式的选择，有效解决了现有单轮单刹车碳刹车盘磨损大、使用寿命短的难题，提高了碳盘的使用寿命和经济效益。

Description

一种能够选择飞机刹车模式的刹车系统

技术领域

本发明涉及一种飞机机轮刹车系统，特别地，涉及一种飞机单轮双刹车具有基于刹车压力选择滑行刹车的刹车控制系统。

背景技术

飞机碳刹车由于刹车盘完全采用碳-碳复合摩擦材料制造，较钢刹车来说，具有重量轻、耐磨损、比热高、高温不粘接等优点，显著提高了飞机使用技术性能以及可靠性安全性维修性经济性，因而在现代飞机上得到广泛应用。碳刹车特别适合于高能量制动情况，优良的摩擦磨损特性，赋予碳刹车盘经久耐用的品质。然而，碳刹车投入外场运行后发现，碳刹车盘使用寿命达不到设计给定的寿命值，有的仅为设计寿命值的60％左右。造成碳盘使用寿命短的主要原因，目前分析认为是碳-碳复合摩擦材料对滑行刹车适应性差，飞机在地面滑行刹车状态下磨损量大。如果将现有的刹车机轮的刹车装置采用“一分为二”的结构设计，即单轮配备一大一小两个刹车装置的双刹车，小刹车单独使用时用于飞机地面滑行刹车，提高滑行刹车时碳盘的能载水平，从而可减小滑行刹车中碳盘磨损，改善提高碳盘的使用寿命，其他情况两个刹车装置同时使用。

飞机机轮刹车系统用于飞机机轮的刹车控制和防滑控制，当前飞机上广泛应用的是电子防滑刹车系统。飞机机轮刹车系统主要包括操纵、检测和控制附件，对于常规的液压刹车系统，主要包括液压刹车阀、电液压力伺服阀、机轮速度传感器、控制盒。就一个机轮来说，电子防滑刹车系统所控制的刹车机轮是一个机轮上带有一个盘式刹车装置的所谓单刹车机轮，即使一些老旧飞机为满足刹车能力在一个机轮上装配有两个软管式刹车装置的所谓双刹车机轮，该双刹车机轮的两个刹车也是由刹车系统同时控制运行的。为解决碳盘的使用寿命问题，按照单轮双刹车选择使用刹车的要求，现有飞机机轮刹车系统不具有这种能力。

发明内容

为克服现有技术中存在的不能选择刹车方式的不足，本发明提出了一种能够选择飞机刹车模式的刹车系统。

本发明包括液压刹车阀、液控阀、电液伺服阀、控制盒和机轮速度传感器。其中，控制盒、电液伺服阀和机轮速度传感器构成刹车防滑控制部分；通过液控阀选择小刹车装置运行以实现飞机机轮的部分刹车或者选择所述小刹车装置与大刹车装置同时运行实现飞机机轮的全部刹车。液压刹车阀的刹车口与电液伺服阀的进油口管路连通。所述电液伺服阀的电气插座与控制盒之间电气联接。所述电液伺服阀的刹车口通过小刹车装置的液压管路和大刹车装置液压管路分别与小刹车装置进油接口和大刹车装置进油接口连通。在所述小刹车装置的液压管路上并联有液控阀。

所述液压刹车阀安装在驾驶舱底板下面。液压刹车阀的三个液压接口分别是液压刹车阀进油口、液压刹车阀刹车口和液压刹车阀回油口。所述液压刹车阀进油口与飞机刹车系统供压源管路联接；液压刹车阀刹车口与电液伺服阀的进油口管路联接；液压刹车阀回油口与飞机回油管路联接。

所述电液伺服阀的电气插座通过电缆与控制盒实施电气联接，接收控制盒发来的刹车防滑控制电流信号。所述电液伺服阀的三个液压接口分别是电液伺服阀进油口、电液伺服阀刹车口和电液伺服阀回油口，其中的电液伺服阀进油口与刹车阀的刹车口管路联接。所述电液伺服阀的回油口与飞机回油管路联接。所述电液伺服阀的刹车口分别与机轮的小刹车装置的进油接口和大刹车装置的进油接口联接，具体是：小刹车装置液压管路的一端与所述电液伺服阀刹车口联接，另一端与小刹车装置进油接口联接；大刹车装置液压管路的一端与液控阀的液控阀出油口联接，另一端与大刹车装置进油接口联接。

所述液控阀的三个液压接口分别是液控阀进油口、液控阀出油口和液控阀回油口，其中所述的液控阀进油口通过管路与小刹车装置液压管路连通，进而通过电液伺服阀与刹车阀的刹车口管路联接；所述的液控阀出油口通过大刹车装置液压管路与大刹车装置进油接口连通；所述的液控阀回油口与飞机回油管路联接。

所述液控阀的控制腔与液控阀进油口相通，该控制腔压力为40～65％正常刹车压力。

所述机轮速度传感器安装在飞机轮轴上或刹车壳体上，采用机械传动的方式与机轮联接，将采集到的将机轮旋转速度转换为电信号输出。机轮速度传感器的电气接口过电缆与控制盒电气联接，将检测到的机轮旋转速度电压信号提供给控制盒，监测刹车机轮的滑动状态。

所述控制盒的电气接口的输入端与速度传感器通过电缆联接，接收机轮速度传感器提供的机轮速度信号。控制盒的电气接口的输出端与电液伺服阀通过电缆联接，向电液伺服阀发出控制信号。控制盒所需的电源由飞机电源系统提供。

为适应主起落架单轮双刹车机轮结构选择刹车的需要，本发明采用“一分为二”的做法，即刹车系统输出给机轮刹车装置的一条液压管路分为二条，一条液压管路直通一个小刹车装置，该条液压管路保持畅通；另一条液压管路设置控制装置，再通向另一个大刹车装置，该液压管路的通断由控制装置控制。从而实现飞机地面滑行仅小刹车装置运行，其他情况全部刹车装置运行的功能，以达到减小滑行刹车中碳盘磨损，改善提高碳盘使用寿命的目的。

本发明中，机轮速度传感器，控制盒和电液伺服阀构成刹车防滑控制部分；液控阀用于实现部分刹车即小刹车装置运行和全部刹车即两个刹车装置都运行的功能；

选择刹车时，液控阀作为控制装置，采用刹车压力控制法进行油路启闭控制实现；当刹车压力小于设定值时，液控阀处于截止或关闭状态，液控阀没有液压力输出；反之，液控阀控制的液压管路开通，液控阀有液压力输出。

液控阀安装在液压刹车阀刹车口输出的另一条液压管路上，通过液压控制实现进油油路和出油油路的沟通和断开，从而控制所在液压管路是否输出和断开刹车压力。液控阀的控制腔受控于液压刹车阀的输出刹车压力，即液控阀的控制腔与液控阀进油口相通；当控制腔压力小于设定值时，液控阀进油口关闭，出油口和回油口沟通；当控制腔压力即刹车压力大于等于设定值时，液控阀回油口关闭，进油口和出油口沟通。

本发明适用于使用碳刹车的单轮双刹车机轮，可满足单轮双刹车选择使用刹车的要求。由于本系统具有选择滑行刹车的能力，这样，在飞机地面滑行刹车时，只用小刹车装置或一个刹车装置运行，而不是所有刹车装置同时都在运行，提高了滑行刹车时碳盘的能载水平，从而避开了碳-碳复合摩擦材料刹车盘低速低能刹车磨损量过大的短板，使滑行刹车时的碳盘磨损量减小，达到改善或提高碳盘使用寿命的目的。通过这种机轮和系统设计，调整了碳盘的使用状态，使碳-碳复合摩擦材料耐磨损的优良特性得以充分发挥出来，有效解决了现有单轮单刹车碳刹车盘磨损大、使用寿命短的难题，提高了碳盘的使用寿命和经济效益。

附图说明

附图1是本发明的结构示意图。图中：

1.液压刹车阀；2.电液伺服阀；3.控制盒；4.机轮速度传感器；5.刹车机轮；6.液控阀；7.小刹车装置液压管路；8.小刹车装置进油接口；9.大刹车装置进油接口；10.大刹车装置液压管路。

具体实施方式

本实施例是一种飞机单轮双刹车可选刹车系统。如图1所示。所述刹车系统为常规液压操纵。主起落架装有一个刹车机轮，该刹车机轮带有两个刹车装置，为单轮双刹车机轮。刹车装置的刹车盘采用碳-碳复合摩擦材料制造。

所述两个刹车装置分别是小刹车装置和大刹车装置。所述小刹车装置的刹车盘数较少，使热库轴向尺寸小，故称为小刹车装置；所述大刹车装置的刹车盘数较多，使热库轴向尺寸大，故称为大刹车装置。所述的小刹车装置和大刹车装置均被公开在申请号为201610281025.2的发明创造中。

所述小刹车装置的热库由压紧盘、承压盘和动盘组成，动盘数量为1～2盘，为单盘式或双盘式刹车；其中的压紧盘与所述气缸座相邻，承压盘的一个盘面与位于刹车壳体上的壳体承压盘的一个端表面贴合，动盘位于所述压紧盘与承压盘之间。所述小刹车单独操纵时供地面滑行刹车使用。

所述大刹车装置的热库由压紧盘、承压盘、多个动盘和多个静盘组成；所述动盘的数量为3～5盘，为多盘式刹车装置；所述压紧盘与气缸座相邻，承压盘的一个盘面与位于刹车壳体上的壳体承压盘的一个端表面贴合；多个动盘和多个静盘以动盘－静盘－动盘－静盘的交叉方式排布在所述压紧盘与承压盘之间。

本实施例包括液压刹车阀1、液控阀6、电液伺服阀2、控制盒3和机轮速度传感器4。其中，控制盒3、电液伺服阀2和机轮速度传感器4构成刹车防滑控制部分；液控阀6用于实现刹车机轮5刹车选择：即小刹车装置运行，以实现部分刹车，或者两个刹车装置都运行，实现全部刹车。

液压刹车阀1的刹车口与电液伺服阀2的进油口管路连通。所述电液伺服阀2的电气插座与控制盒3之间电气联接。所述电液伺服阀2的刹车口通过小刹车装置的液压管路7和大刹车装置液压管路10分别与小刹车装置进油接口8和大刹车装置进油接口9连通。在所述小刹车装置的液压管路7上并联有液控阀6。

所述液压刹车阀1安装在驾驶舱底板下面，由驾驶员对其操纵，输出所需的液压刹车压力。液压刹车阀1有三个液压接口，分别是液压刹车阀进油口、液压刹车阀刹车口和液压刹车阀回油口。所述液压刹车阀进油口与飞机刹车系统供压源管路联接；液压刹车阀刹车口与电液伺服阀2的进油口管路联接；液压刹车阀回油口与飞机回油管路联接。

电液伺服阀2有一个电气插座和三个液压接口；所述的三个液压接口分别是电液伺服阀进油口、电液伺服阀刹车口和电液伺服阀回油口。该电液伺服阀的电气插座通过带插头的电缆与控制盒3实施电气联接，接收控制盒3发来的刹车防滑控制电流信号。

所述电液伺服阀2进油口与刹车阀1的刹车口管路联接。所述电液伺服阀2的刹车口分别与机轮的小刹车装置的进油接口8和大刹车装置的进油接口9联接，具体是：小刹车装置液压管路7的一端与所述电液伺服阀刹车口联接，另一端与小刹车装置进油接口8联接；大刹车装置液压管路10的一端与液控阀6出油口联接，再通过液控阀6与所述电液伺服阀刹车口联接，另一端与大刹车装置进油接口9联接。

所述电液伺服阀2的回油口与飞机回油管路联接。电液伺服阀2在没有控制电流时，回油口关闭，进油口和刹车口油路联接畅通，电液伺服阀2只是一条通道。

所述液控阀6并联在小刹车装置液压管路7上。该液控阀6有三个液压接口，分别是液控阀进油口、液控阀出油口和液控阀回油口，其中所述的液控阀进油口通过三通管接头与小刹车装置液压管路7连通，进而通过电液伺服阀2与刹车阀1的刹车口管路联接；所述的液控阀出油口通过大刹车装置液压管路10与大刹车装置进油接口9连通；所述的液控阀回油口与飞机回油管路联接。

液控阀6通过液压控制实现进油油路和出油油路的沟通和断开，从而控制所在液压管路是否输出或断开刹车压力，用于实现刹车机轮5的刹车选择，即飞行员选择通过小刹车装置运行实现部分刹车，或者选择小刹车装置与大刹车装置同时运行，实现飞机的双刹车。选择刹车由液控阀6作为控制装置，采用刹车压力控制法进行油路启闭控制实现；当刹车压力小于设定值时，液控阀6处于截止或关闭状态，液控阀6没有液压力输出；反之，液控阀6控制的液压管路开通，液控阀6有液压力输出。

所述的液控阀6采用现有技术，包括一个滑阀和弹簧，在滑阀的一端是液控阀6的控制腔，液控阀6的控制腔与液控阀6进油口相通，因此，液控阀6的控制腔受控于刹车阀1的输出刹车压力；当控制腔压力小于设定值时，在弹簧弹力作用下，液控阀6的控制腔液压力尚不足完全克服弹簧弹力，推动滑阀打开进油窗口，液控阀6进油口关闭，出油口和回油口沟通；当控制腔压力即刹车压力大于等于设定值时，液控阀6的控制腔液压力克服弹簧弹力，推动滑阀首先关闭回油窗口，继而打开进油窗口，液控阀6回油口关闭，进油口和出油口沟通，液控阀6开启大刹车装置液压管路10，向大刹车装置进油接口9输出刹车压力。

所述控制腔压力即刹车压力设定值为40～65％正常刹车压力；本实施例刹车压力设定值为55％正常刹车压力。

机轮速度传感器4安装在飞机轮轴上，或刹车壳体上，采用机械传动的方式与机轮联接，将采集到的将机轮旋转速度转换为电信号输出。本实施例中，机轮速度传感器4安装在飞机轮轴上，由刹车机轮5轮毂传动销带动旋转。机轮速度传感器4有一个电气接口，通过电缆与控制盒3电气联接，将检测到的机轮旋转速度电压信号提供给控制盒，监测刹车机轮5的滑动状态。

机轮速度检测由机轮速度传感器4完成；防滑控制由控制盒3完成；电液伺服阀2响应控制盒3的控制电流信号，输出和调节输往刹车机轮5的刹车压力。

控制盒3具有刹车防滑控制、故障检测等功能。控制盒3的电气接口的输入端与速度传感器4通过电缆联接，接收机轮速度传感器4提供的机轮速度信号。控制盒3的电气接口的输出端与电液伺服阀2通过电缆联接，向电液伺服阀2发出控制信号。控制盒3所需的电源由飞机电源系统提供。

本实施例中，小刹车装置液压管路7畅通无阻，保证随时能够用于刹车；大刹车装置液压管路10有条件的开通。这样，所述刹车系统能够保证飞机地面滑行刹车时只选择使用第一个刹车组件，其他情况下两个刹车组件同时使用，实现飞机的双刹车。

在刹车过程中如果出现机轮打滑，通过由控制盒3、电液伺服阀2和机轮速度传感器4构成的刹车防滑控制部分实施控制。防滑控制的过程同现有技术。

Claims (6)

1.一种能够选择飞机刹车模式的刹车系统，飞机的主起落架装有一个刹车机轮，该刹车机轮有小刹车装置和大刹车装置，其特征在于，包括液压刹车阀、液控阀、电液伺服阀、控制盒和机轮速度传感器；其中，控制盒、电液伺服阀和机轮速度传感器构成刹车防滑控制部分；通过液控阀选择小刹车装置运行以实现飞机机轮的部分刹车或者选择所述小刹车装置与大刹车装置同时运行实现飞机机轮的全部刹车；液压刹车阀的刹车口与电液伺服阀的进油口管路连通；所述电液伺服阀的电气插座与控制盒之间电气联接；所述电液伺服阀的刹车口通过小刹车装置的液压管路和大刹车装置液压管路分别与小刹车装置进油接口和大刹车装置进油接口连通；在所述小刹车装置的液压管路上并联有液控阀。

2.如权利要求1所述能够选择飞机刹车模式的刹车系统，其特征在于，所述液压刹车阀安装在驾驶舱底板下面；液压刹车阀的三个液压接口分别是液压刹车阀进油口、液压刹车阀刹车口和液压刹车阀回油口；所述液压刹车阀进油口与飞机刹车系统供压源管路联接；液压刹车阀刹车口与电液伺服阀的进油口管路联接；液压刹车阀回油口与飞机回油管路联接。

3.如权利要求1所述能够选择飞机刹车模式的刹车系统，其特征在于，所述电液伺服阀的电气插座通过电缆与控制盒实施电气联接，接收控制盒发来的刹车防滑控制电流信号；所述电液伺服阀的三个液压接口分别是电液伺服阀进油口、电液伺服阀刹车口和电液伺服阀回油口，其中的电液伺服阀进油口与刹车阀的刹车口管路联接；所述电液伺服阀的回油口与飞机回油管路联接；所述电液伺服阀的刹车口分别与机轮的小刹车装置的进油接口和大刹车装置的进油接口联接，具体是：小刹车装置液压管路的一端与所述电液伺服阀刹车口联接，另一端与小刹车装置进油接口联接；大刹车装置液压管路的一端与液控阀的液控阀出油口联接，另一端与大刹车装置进油接口联接。

4.如权利要求1所述能够选择飞机刹车模式的刹车系统，其特征在于，所述液控阀的三个液压接口分别是液控阀进油口、液控阀出油口和液控阀回油口，其中所述的液控阀进油口通过管路与小刹车装置液压管路连通，进而通过电液伺服阀与刹车阀的刹车口管路联接；所述的液控阀出油口通过大刹车装置液压管路与大刹车装置进油接口连通；所述的液控阀回油口与飞机回油管路联接；

所述液控阀的控制腔与液控阀进油口相通，该控制腔压力为40～65％正常刹车压力。

5.如权利要求1所述能够选择飞机刹车模式的刹车系统，其特征在于，所述机轮速度传感器安装在飞机轮轴上或刹车壳体上，采用机械传动的方式与机轮联接，将采集到的将机轮旋转速度转换为电信号输出；机轮速度传感器的电气接口过电缆与控制盒电气联接，将检测到的机轮旋转速度电压信号提供给控制盒，监测刹车机轮的滑动状态。

6.如权利要求1所述能够选择飞机刹车模式的刹车系统，其特征在于，所述控制盒的电气接口的输入端与速度传感器通过电缆联接，接收机轮速度传感器提供的机轮速度信号；控制盒的电气接口的输出端与电液伺服阀通过电缆联接，向电液伺服阀发出控制信号；控制盒所需的电源由飞机电源系统提供。