CN106114828A - 一种用于飞机单轮刹车的双刹车系统 - Google Patents

Abstract

一种用于飞机单轮刹车的双刹车系统，由机轮速度传感器、控制盒和电液伺服阀构成刹车防滑控制部分；由机轮速度传感器、控制盒和电磁阀采用飞机刹车速度控制法实现刹车机轮的刹车选择。本发明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，并使该小刹车装置液压管路保持畅通，使该大刹车装置液压管路的通断由控制装置控制，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。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

一种用于飞机单轮刹车的双刹车系统

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速度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的二个刹车装置或双刹车，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，其他情况二个刹车或双刹车作为一套装置同时使用。

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附件、检测附件和控制附件，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，本发明提出了一种用于飞机单轮刹车的双刹车系统。

本发明包括液压刹车阀、控制盒、电液伺服阀、电磁阀和机轮速度传感器。其中的机轮速度传感器、控制盒和电液伺服阀构成刹车防滑控制部分；机轮速度传感器、控制盒和电磁阀采用飞机刹车速度控制法实现刹车机轮的刹车选择：单独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。

所述飞机刹车速度控制法选择地刹车用公式表达如下：

I(V)＝0,当0﹤V﹤V_d

I(V)＝1,当V≥V_d或V＝0

式中，I(V)—控制盒给电磁阀输出控制电流，数字1代表有电流输出，数字0代表无电流输出。

V—飞机刹车速度；V_d—飞机刹车速度设定值，取值为40～65Km/h。所述液压刹车阀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。液压刹车阀的三个液压接口分别是液压接口进油口、液压接口刹车口和液压接口回油口。液压接口进油口与飞机刹车系统供压源管路联接，液压接口刹车口与电液伺服阀进油口管路联接，液压接口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：所述电液伺服阀进油口与液压刹车阀的刹车口管路联接；电液伺服阀回油口与飞机回油管路联接；电液伺服阀刹车口通过管路分别与机轮的大刹车装置进油接口和小刹车装置进油接口联接，具体是将所述电液伺服阀刹车口的联接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直接与机轮的小刹车装置进油接口联接；其中的大刹车装置液压管路与机轮的大刹车装置进油接口联接，并在所述大刹车装置液压管路串接有电磁阀；所述大刹车装置液压管路的出油口与大刹车装置进油接口连通。

所述电磁阀的电气接口通过屏蔽绝缘导线与控制盒的电气接口输出端电气联接，具体是将电磁阀的电磁铁线圈与控制盒的电气接口输出端电气联接，由控制盒控制供电或发出控制电流信号。该电磁阀的三个液压接口分别为电磁阀进油口、电磁阀出油口和电磁阀回油口。所述电磁阀进油口通过管路与与电液伺服阀的刹车口联接，电磁阀出油口通过大刹车装置液压管路与刹车机轮的大刹车装置进油接口联接；回油口与飞机回油管路联接。

机轮速度传感器安装在飞机轮轴上，或机轮刹车壳体上，通过机械传动的方式与机轮联接，以感受机轮旋转速度，将机轮旋转速度转换为电信号输出。所述机轮速度传感器的电气接口通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，以接收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。控制盒的电气接口的输出端还与电磁阀用电缆联接，向电磁阀发出控制信号；由所述控制盒向电磁阀输出控制电流的刹车速度设定值V_d为40～65Km/h。

本发明采用“一分为二”的做法，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，并使该小刹车装置液压管路保持畅通，使该大刹车装置液压管路的通断由控制装置控制，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，由机轮速度传感器，控制盒和电液伺服阀构成刹车防滑控制部分；机轮速度传感器，控制盒和电磁阀用来实现刹车选择。

刹车选择通过电磁阀、控制盒和机轮速度传感器组成控制装置，采用飞机刹车时地面运动速度即刹车速度控制法进行油路启闭控制实现：当刹车速度小于设定值时，根据机轮速度传感器采集的速度信号，控制盒不给电磁阀输出控制电流，电磁阀没有供电而处于截止或关闭状态，电磁阀没有液压力输出；当刹车速度大于等于设定值，或飞机停机即速度为零时，控制盒向电磁阀发出控制信号或提供电能，电磁阀得到供电启动而处于开启状态，电磁阀控制的液压管路开通，电磁阀有液压力输出。

电磁阀安装在电液伺服阀刹车口输出的大刹车装置液压管路上，通过控制盒控制实现电磁阀进油油路和出油油路的沟通和断开，从而控制电磁阀所在液压管路是否输出和断开刹车压力。该电磁阀的电磁铁线圈与控制盒的电气接口输出端电气联接，由控制盒控制供电或发出控制电流信号，电磁阀的开启受控于控制盒，而控制盒又受控于机轮速度传感器感受的飞机机轮刹车速度，当刹车速度小于设定值时，控制盒不给电磁阀提供控制电流，电磁阀没有通电而处于断开状态，电磁阀出油口没有输出，出油口和回油口沟通；当刹车速度大于等于设定值时，或者刹车速度为零，控制盒给电磁阀提供控制电流，电磁阀通电开启，电磁阀回油口关闭，进油口和出油口沟通，电磁阀控制的液压管路开通。

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.电磁阀；7.小刹车装置液压管路；8.大刹车装置液压管路；9.小刹车装置进油接口；10.大刹车装置进油接口。

具体实施方式

本实施例是一种用于飞机单轮刹车的双刹车系统。

参见附图1。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，带有两个刹车装置，称为单轮双刹车机轮。刹车装置的刹车盘完全采用碳-碳复合摩擦材料制造。

所述两个刹车装置中的一个刹车装置的刹车盘数较少，为单盘式或双盘式刹车装置，使热库轴向尺寸小，故称为小刹车装置；另一个刹车装置刹车盘数较多，为多盘式刹车装置，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、控制盒3、电液伺服阀2、电磁阀6和机轮速度传感器4。其中的机轮速度传感器4、控制盒2和电液伺服阀2构成刹车防滑控制部分；机轮速度传感器4、控制盒3和电磁阀6用于实现刹车机轮5的刹车选择：单独选择小刹车装置运行，以实现部分刹车；或者选择小刹车装置与大刹车装置同时运行，实现全部刹车。

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，分别是液压接口进油口、液压接口刹车口和液压接口回油口。液压接口进油口与飞机刹车系统供压源管路联接，液压接口刹车口与电液伺服阀2进油口管路联接，液压接口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：

所述电液伺服阀进油口与液压刹车阀1的刹车口管路联接；电液伺服阀刹车口通过管路分别与机轮的大刹车装置进油接口和小刹车装置进油接口联接，具体是将所述电液伺服阀刹车口的联接管路经三通接头分为小刹车装置液压管路7和大刹车装置液压管路8；其中的小刹车装置液压管路7直接与机轮的小刹车装置进油接口9联接；其中的大刹车装置液压管路8与机轮的大刹车装置进油接口10联接，并在所述大刹车装置液压管路8串接有电磁阀6，即所述电磁阀6的进油口通过管路与电液伺服阀2的刹车口连通，该电磁阀的出油口与大刹车装置液压管路8的进油口连通；所述大刹车装置液压管路8的出油口与大刹车装置进油接口10连通。

电磁阀6安装在电液伺服阀2刹车口输出的另一条液压管路8上，通过控制盒3控制实现电磁阀6进油油路和出油油路的沟通和断开，从而控制电磁阀6所在液压管路8是否输出和断开刹车压力。电磁阀6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为电磁阀进油口、电磁阀出油口和电磁阀回油口。

所述电磁阀进油口与电液伺服阀2的刹车口管路联接，电磁阀出油口与刹车机轮5的大刹车装置进油接口10管路联接，回油口与飞机回油管路联接。

所述电气接口通过屏蔽绝缘导线与控制盒3的电气接口输出端电气联接，具体是将电磁阀6的电磁铁线圈与控制盒3的电气接口输出端电气联接，由控制盒3控制供电或发出控制电流信号。电磁阀6的开启受控于控制盒3，而控制盒3又受控于机轮速度传感器4感受的飞机机轮刹车速度，当刹车速度小于设定值时，控制盒3不给电磁阀6提供控制电流，电磁阀6没有通电而处于断开状态，电磁阀6出油口没有输出，出油口和回油口沟通；当刹车速度大于等于设定值时，或者刹车速度为零，控制盒3给电磁阀6提供控制电流，电磁阀6通电开启，电磁阀6回油口关闭，进油口和出油口沟通，电磁阀6控制的液压管路8开通。

刹车速度为零的刹车，是飞机处于停机状态下的一种刹车情况，如起飞线停机刹车，停机坪停机刹车，这时需要全部刹车装置都要启用。

机轮速度传感器4安装在飞机轮轴上，或机轮刹车壳体上，通过机械传动的方式与机轮联接，以感受机轮旋转速度，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。所述机轮速度传感器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3，监测机轮的滑动状态。

控制盒3具有刹车防滑控制和故障检测功能。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，以接收速度传感器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的电气接口的输出端还与电磁阀6用电缆联接，向电磁阀6发出控制信号；控制盒3由飞机电源系统供电。

所述由控制盒3向电磁阀6输出控制电流的刹车速度设定值V_d为40～65Km/h；本实施例为48Km/h；

本实施例中，第一条刹车通道即液压管路7畅通无阻，保证随时能够用于刹车；第二条刹车通道即液压管路8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用小刹车装置，其他情况下小刹车装置与大刹车装置同时使用，实现对飞机的双刹车。

在刹车过程中如果出现机轮打滑，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。防滑控制按现有技术实现。

选择刹车由电磁阀6、控制盒3和机轮速度传感器4三附件组成控制装置，采用飞机刹车时地面运动速度即刹车速度控制法进行油路启闭控制实现；当刹车速度小于设定值时，根据机轮速度传感器4采集的速度信号，控制盒3不给电磁阀6输出控制电流，电磁阀6没有供电而处于截止或关闭状态，电磁阀6没有液压力输出；当刹车速度大于等于设定值，或飞机处于停机状态速度为零时，控制盒3向电磁阀6发出控制信号或提供电能，电磁阀6得到供电启动而处于开启状态，电磁阀6控制的液压管路开通，电磁阀6有液压力输出。

采用飞机刹车速度控制法选择地刹车用公式表达如下：

I(V)＝0,当0﹤V﹤V_d

I(V)＝1,当V≥V_d或V＝0

式中，I(V)—控制盒给电磁阀输出控制电流，数字1代表有电流输出，数字0代表无电流输出。

V—飞机刹车速度；V_d—飞机刹车速度设定值，取值为40～65Km/h；

机轮速度检测由机轮速度传感器4附件完成，监测机轮的滑动状态；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；选择地刹车由电磁阀6、控制盒3和机轮速度传感器4三附件组成控制装置进行。

机轮速度传感器4检测的速度信号，反映了飞机滑跑或地面滑行速度；如果机轮速度传感器4失效，还有另一起落架机轮速度传感器的速度信号可供使用，或者飞机地面滑行速度信号由飞参系统提供。

Claims (7)

1.一种用于飞机单轮刹车的双刹车系统，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、控制盒、电液伺服阀、电磁阀和机轮速度传感器；其中的机轮速度传感器、控制盒和电液伺服阀构成刹车防滑控制部分；机轮速度传感器、控制盒和电磁阀采用飞机刹车速度控制法实现刹车机轮的刹车选择：单独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。

2.如权利要求1所述用于飞机单轮刹车的双刹车系统，其特征在于，所述液压刹车阀安装在驾驶舱底板下面，由驾驶员对其操纵，输出所需的液压刹车压力；液压刹车阀的三个液压接口分别是液压接口进油口、液压接口刹车口和液压接口回油口；液压接口进油口与飞机刹车系统供压源管路联接，液压接口刹车口与电液伺服阀进油口管路联接，液压接口回油口与飞机回油管路联接。

3.如权利要求1所述用于飞机单轮刹车的双刹车系统，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：所述电液伺服阀进油口与液压刹车阀的刹车口管路联接；电液伺服阀回油口与飞机回油管路联接；电液伺服阀刹车口通过管路分别与机轮的大刹车装置进油接口和小刹车装置进油接口联接，具体是将所述电液伺服阀刹车口的联接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直接与机轮的小刹车装置进油接口联接；其中的大刹车装置液压管路与机轮的大刹车装置进油接口联接，并在所述大刹车装置液压管路串接有电磁阀；所述大刹车装置液压管路的出油口与大刹车装置进油接口连通。

4.如权利要求1所述用于飞机单轮刹车的双刹车系统，其特征在于，所述电磁阀的电气接口通过屏蔽绝缘导线与控制盒的电气接口输出端电气联接，具体是将电磁阀的电磁铁线圈与控制盒的电气接口输出端电气联接，由控制盒控制供电或发出控制电流信号；该电磁阀的三个液压接口分别为电磁阀进油口、电磁阀出油口和电磁阀回油口；所述电磁阀进油口通过管路与与电液伺服阀的刹车口联接，电磁阀出油口通过大刹车装置液压管路与刹车机轮的大刹车装置进油接口联接；回油口与飞机回油管路联接。

5.如权利要求1所述用于飞机单轮刹车的双刹车系统，其特征在于，机轮速度传感器安装在飞机轮轴上，或机轮刹车壳体上，通过机械传动的方式与机轮联接，以感受机轮旋转速度，将机轮旋转速度转换为电信号输出；所述机轮速度传感器的电气接口通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，监测机轮的滑动状态。

6.如权利要求1所述用于飞机单轮刹车的双刹车系统，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，以接收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；控制盒的电气接口的输出端还与电磁阀用电缆联接，向电磁阀发出控制信号；由所述控制盒向电磁阀输出控制电流的刹车速度设定值V_d为40～65Km/h。

7.如权利要求1所述用于飞机单轮刹车的双刹车系统，其特征在于，

所述飞机刹车速度控制法选择地刹车用公式表达如下：

I(V)＝0,当0﹤V﹤V_d

I(V)＝1,当V≥V_d或V＝0

式中，I(V)—控制盒给电磁阀输出控制电流，数字1代表有电流输出，数字0代表无电流输出；V—飞机刹车速度；V_d—飞机刹车速度设定值，取值为40～65Km/h。