CN106218871A - 飞机刹车防滑控制方法及飞机刹车系统 - Google Patents

Abstract

一种飞机刹车防滑控制方法及飞机刹车系统。采用主动控制思想，将刹车时飞机速度联系起来，考虑高速飞机升力影响，使实际刹车压力随飞机减速逐步增大，避免了刹车开始地面结合系数小出现打滑甚至可能刹爆轮胎的危险。同时，进一步减少对驾驶员刹车技能要求，有利于克服人的因素保障高速段使用安全。刹车压力随飞机减速逐步增大，既解决高速段刹车存在的潜在事故危险，又减少防滑控制运行频次，提高了刹车效率。本发明所述的飞机防滑刹车控制方法和系统，既适用于新机研制，也适用于现役机型的改装。

Description

飞机刹车防滑控制方法及飞机刹车系统

技术领域

本发明涉及一种飞机刹车防滑控制方法和系统，具体是涉及一种改善飞机高速刹车性能的刹车防滑控制方法和应用该方法的飞机刹车系统。

背景技术

飞机刹车系统是现代飞机起落装置的构成部分，主要作用是在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。几十年来，随着技术进步飞机刹车系统有很大发展，防滑刹车控制精度和效率更好，同时增加许多辅助功能。数字式电子防滑刹车系统就是先进飞机应用的代表。但是，现有技术和系统也存在不足。飞机升力与飞机运动速度紧密相联，飞机速度可以表征飞机升力大小，飞机升力又与机轮地面结合系数相联。飞机在高速段主要依靠气动力减速，机轮刹车效力贡献较小。虽然装备自动防滑装置，军用飞机和民机着陆高速滑跑刹爆轮胎事故征候还屡有发生，保持飞机滑跑方向稳定和避免刹爆轮胎已成为高速段驾驶员操纵的重要任务。究其原因，现有飞机刹车系统存在一个问题，就是忽视了飞机高速运动升力的影响，驾驶员刹车指令或刹车压力大小与刹车时飞机滑跑运动速度没有联系，主要依靠驾驶员技能刹车。如果刹车压力高出现机轮打滑或锁死，由防滑控制盒或刹车控制单元泄压调节控制。这是一种被动的控制思想，不利于确保使用安全。高速段刹车时，由于飞机有较大升力，机轮与跑道结合系数小，如果刹车采用满压力(最大刹车压力)或较大压力很容易刹死机轮或刹爆轮胎，极易引发事故或事故征候，威胁飞行安全。即使防滑刹车系统非常可靠，频繁的泄压调节降低了刹车效率，滑跑距离变长。因此，需要改变控制思想，采用技术措施完善飞机刹车系统，解决高速刹车控制存在的潜在问题。

发明内容

为克服现有技术中存在的忽视了飞机高速运动升力的影响，驾驶员刹车指令或刹车压力大小与刹车时飞机滑跑运动速度没有联系，主要依靠驾驶员技能刹车的不足，本发明提出了一种飞机刹车防滑控制方法及飞机刹车系统。

本发明提出的飞机刹车防滑控制方法的具体过程是：

第一步：刹车条件检测。所述的刹车条件包括飞机速度和驾驶员刹车指令。

所述刹车条件检测是由机轮速度传感器检测刹车时的飞机速度，如果机轮打滑或锁死造成机轮速度传感器速度信号异常；飞机速度由飞参系统提供。驾驶员刹车指令通过压力传感器得到。

第二步：飞机速度判断。将刹车时的飞机速度与速度设定值比较，确定飞机运动状态。根据飞机运动状态确定是否对驾驶员刹车指令干预抑制。如果刹车速度V大于速度设定值Vd，进入第三步进行刹车压力判断。否则，直接进行刹车压力输出。

所述速度设定值Vd取值为120～130km/h。

第三步：刹车压力判断。将驾驶员刹车指令压力与控制盒电路的压力设定值比较，确定刹车指令压力大小。根据驾驶员刹车指令压力P的量值确定是否对驾驶员刹车指令压力干预抑制：若驾驶员刹车指令压力P大于压力设定值Pd，按照给定规律按速率k逐步增加进行刹车压力输出，并达到驾驶员刹车指令压力值。若驾驶员刹车指令压力P小于等于设定值Pd，则直接进行刹车压力输出。

所述压力设定值Pd为最大刹车压力P_smax的65％。

所述给定规律为加压初值P₀为最大刹车压力P_smax的45～55％，P₀＝45～55％P_smax。按速率k在初值P₀上增加，速率k取值为0.5～1.0Mpa/s。用公式表示为：

Pa＝P₀(1+kt)

式中，Pa是输出刹车压力，单位为Mpa；t是时间，单位为s。

第四步：刹车压力输出。根据飞机速度、驾驶员刹车指令压力确定的刹车压力输出给刹车机轮进行刹车。

第五步：刹车防滑控制。在刹车作用过程中，根据机轮速度传感器速度信号确定机轮旋转状态，如果出现机轮打滑或即将产生打滑，控制盒按照预定的控制规律进行防滑控制，向电液伺服阀发出泄压控制电流信号，减小或解除机轮刹车压力，对刹车机轮进行防滑控制。防滑控制按现有技术进行。

本发明提出的用于实施所述飞机刹车防滑控制方法的飞机刹车系统，包括刹车阀、压力传感器、机轮速度传感器、控制盒和电液伺服阀。刹车阀安装在驾驶舱底板下面，由驾驶员踩压刹车踏板对其操纵，输出所需的刹车压力；机轮速度传感器4安装在飞机轮轴上或机轮刹车主体上。

所述刹车阀进油口与飞机供压系统液压源管路联接，刹车阀刹车口与电液伺服阀进油口管路联接，刹车阀回油口与飞机回油管路联接；机轮速度传感器的电气接口通过电缆与控制盒电气联接；

所述控制盒电气接口的两个输入端分别与机轮速度传感器和压力传感器通过电缆联接，以接收机轮速度传感器提供的机轮速度信号和压力传感器提供的刹车压力信号。控制盒电气接口的输出端与电液伺服阀的输入端通过电缆联接，向电液伺服阀发出控制电流信号。

所述电液伺服阀的电气插座通过带插头的电缆与控制盒电气联接；该电液伺服阀的三个液压接口中：电液伺服阀进油口与刹车阀的刹车口管路联接，电液伺服阀刹车口与机轮刹车装置进油口管路联接，电液伺服阀回油口与飞机回油管路联接。

所述压力传感器安装在电液伺服阀进油口附近的液压管路上。压力传感器的压力传感器液压接口与电液伺服阀的进油口液压管路相联；该压力传感器的电气接口通过电缆与控制盒实施电气联接；

本发明还提出了一种用于实施所述飞机刹车防滑控制方法的飞机电传刹车系统，包括刹车指令传感器、机轮速度传感器、控制盒、电磁液压锁和电液伺服阀。所述刹车指令传感器安装在驾驶舱底板下面，所述机轮速度传感器安装在飞机轮轴上或机轮刹车主体上。

所述刹车指令传感器的电气接口通过电缆与控制盒电气联接，将刹车指令电压信号提供给控制盒，经由控制盒输出控制电流给电液伺服阀，由电液伺服阀输出所需的刹车压力。所述机轮速度传感器4的电气接口通过电缆与控制盒电气联接。

所述控制盒的电气接口的两个输入端分别与机轮速度传感器和压力传感器通过电缆联接，以接收该速度传感器提供的机轮速度信号和该压力传感器提供的刹车压力信号。控制盒的电气接口的两个输出端与分别与电磁液压锁、电液伺服阀通过电缆联接，向电磁液压锁和电液伺服阀发出控制信号。

所述电液伺服阀的电气插座通过带插头的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。该电液伺服阀的电液伺服阀进油口与电磁液压锁的出油口联接，电液伺服阀刹车口与机轮刹车装置进油口管路联接，电液伺服阀回油口与飞机回油管路联接。所述电液伺服阀为正增益的压力控制阀。

所述电磁液压锁的电气接口通过电缆与控制盒实施电气联接，接收控制盒发来的刹车控制信号。所述电磁液压锁的三个液压接口中：电磁液压锁的电气接口通过电缆与控制盒实施电气联接，接收控制盒发来的刹车控制信号。电磁液压锁的供压口与飞机刹车系统压力源相联，进油口与电液伺服阀的出油口联接，回油口与飞机回油管路联接。

本发明能够根据刹车时的飞机速度和驾驶员刹车指令或刹车压力大小确定相应的输出刹车压力。如果飞机处在高速段，驾驶员刹车指令压力是满压力或较大压力，刹车系统将使刹车压力随着飞机速度降低而逐渐增大。同时，本发明能够根据刹车时飞机速度和驾驶员刹车指令确定输出刹车压力。如果飞机处在高速段，驾驶员刹车指令是满压力或较大压力，刹车系统将干预刹车指令，延缓刹车压力输出的幅值，使刹车压力随着飞机速度降低而逐渐增大，从而减小对驾驶员刹车技能的要求，减轻驾驶员操纵负担和心理压力。

本发明依据飞机升力大小施加刹车压力。由于飞机运动速度体现飞机升力，因此，可依据刹车时飞机速度大小施加刹车压力。这样可主动控制飞机刹车打滑发生，减少防滑控制频率，提高刹车安全性和效率。如果出现滑动，进行防滑控制。

本发明提出的飞机刹车系统中，压力传感器液压接口与电液伺服阀进油口液压管路相联，压力传感器电气接口通过电缆与控制盒实施电气联接，为控制盒提供驾驶员刹车压力电流信号，通过比较压力设定值，以判断驾驶员刹车指令压力值大小，从而确定是否干预刹车压力输出。

本发明中提出的飞机电传刹车系统中，刹车指令传感器输出信号用来控制电液伺服阀输出所需的刹车压力大小，也用来提供给控制盒，在刹车控制中判断驾驶员刹车指令压力大小。在飞机处于高速段，将刹车指令传感器输出的驾驶员刹车指令对应的液压压力，与压力设定值进行比较，以判断驾驶员刹车指令压力值大小，从而确定是否干预刹车压力输出。

刹车装置通常为液压盘式刹车装置。在飞机着陆滑跑过程中驾驶员使用刹车时，在液压力作用下，活塞推动压紧盘移动，将一组动盘和静盘压紧在一起，产生摩擦力矩，将飞机的动能转化为热能消散在大气中，从而使飞机减速刹停，缩短滑跑距离。轮胎与跑道表面接触的结合系数，支配机轮实际输出的刹车能力。在飞机刹车过程中，如果地面湿滑，轮胎与跑道的结合系数将减小，机轮旋转速度将与飞机运动速度失配，机轮将发生打滑现象。电子防滑刹车系统的基本构成包括机轮速度传感器、控制盒和电液伺服阀。机轮速度传感器检测到此时的机轮速度，提供给控制盒，控制盒按照预定的控制规则，例如，根据与飞机速度形成的速度差，进行防滑控制。控制盒向电液伺服阀发出控制电流信号，相应地减小输往该机轮的刹车压力，使机轮恢复转动，避免刹爆轮胎。当机轮转速恢复到与飞机速度匹配时，控制电流信号减小以至消失。机轮刹车压力又逐渐增大恢复正常。由于跑道状态实际上是变化着的，这个过程是不断循环进行的。

本发明采用主动控制思想，将刹车时飞机速度联系起来，考虑高速飞机升力影响，使实际刹车压力随飞机减速逐步增大，避免了刹车开始地面结合系数小出现打滑甚至可能刹爆轮胎的危险。同时，进一步减少对驾驶员刹车技能要求，有利于克服人的因素保障高速段使用安全。刹车压力随飞机减速逐步增大，既解决高速段刹车存在的潜在事故危险，又减少防滑控制运行频次，提高了刹车效率。本发明所述的飞机防滑刹车控制方法和系统，既适用于新机研制，也适用于现役机型的改装。

附图说明

附图1是一种飞机刹车防滑控制方法图。

附图2是使用本方法的一种飞机刹车系统原理图。

附图3是使用本方法的另一种飞机刹车系统原理图。图中：

1.刹车阀；2.电液伺服阀；3.刹车机轮；4.机轮速度传感器；5.控制盒；6.压力传感器；7.电磁液压锁；8.刹车指令传感器。

具体实施方式

实施例1

本实施例是一种飞机刹车防滑控制方法。

现代飞机前起落架机轮一般不带刹车，称为无刹车机轮；主起落架机轮配有刹车装置，称为带刹车的机轮或刹车机轮。本实施例提出了一种适用于现代飞机的飞机防滑刹车控制方法。

本实施例的具体过程是：

第一步：刹车条件检测。所述的刹车条件包括飞机速度、压力和驾驶员刹车指令。

刹车开始检测刹车条件。由机轮速度传感器检测刹车时的飞机速度，如果机轮打滑或锁死造成机轮速度传感器速度信号异常；飞机速度由飞参系统提供。驾驶员刹车指令通过压力传感器得到。

第二步：飞机速度判断。将刹车时的飞机速度与速度设定值比较，确定飞机运动状态。根据飞机运动状态确定是否对驾驶员刹车指令干预抑制。如果刹车速度V大于速度设定值Vd，进入第二步刹车压力判断。否则，直接进行刹车压力输出。

所述速度设定值Vd取值为120～130km/h。本实施例速度设定值Vd取值为120km/h。在此速度以上认为飞机处于高速滑跑阶段，如果驾驶员发出的刹车指令压力高就需要干预抑制，使刹车压力随着飞机速度减小，即使刹车指令压力随着飞机升力减小而逐步增大。

第三步：刹车压力判断。将驾驶员刹车指令压力与控制盒电路压力设定值比较，确定刹车指令压力大小。根据刹车指令压力量值的大小确定是否对驾驶员刹车指令压力干预抑制：若驾驶员刹车指令压力P大于控制盒电路压力设定值Pd，按照给定规律按速率k逐步增加进行刹车压力输出，经过一定时间达到驾驶员刹车指令压力值。若驾驶员刹车指令压力P小于等于设定值Pd，则直接进行刹车压力输出。

所述压力设定值Pd为最大刹车压力P_smax的65％。本实施例最大刹车压力P_smax为10Mpa，压力设定值Pd取值为6.5Mpa。

所述给定规律为加压初值P₀为45～55％的最大刹车压力P_smax，按速率k在初值P₀上增加，速率k取值为0.5～1.0Mpa/s。用公式表示：

Pa＝P₀(1+kt)

式中，Pa是输出刹车压力，单位为Mpa；t是时间，单位为s。

本实施例中，加压初值P₀为45％最大刹车压力P_smax，即4.5Mpa。速率k的值可以为定值，也可以为变值。本实施例的速率k为0.5Mpa/s。

第四步：刹车压力输出。根据飞机速度、驾驶员刹车指令压力确定的刹车压力输出给刹车机轮进行刹车。

第五步：刹车防滑控制。在刹车作用过程中，根据机轮速度传感器速度信号确定机轮旋转状态，如果出现机轮打滑或即将产生打滑，控制盒按照预定的控制规律进行防滑控制，向电液伺服阀发出泄压控制电流信号，减小或解除机轮刹车压力，对刹车机轮进行防滑控制。防滑控制按现有技术进行。本实施例采用速度差加偏压控制。

实施例2

本实施例是一种为实现实施例1所述飞机刹车防滑控制方法提出的飞机刹车系统。

本实施例包括刹车阀1、压力传感器6、机轮速度传感器4、控制盒5和电液伺服阀2。其中：

刹车阀1安装在驾驶舱底板下面，由驾驶员踩压刹车踏板对其操纵，输出所需的刹车压力。刹车阀的三个液压接口分别是刹车阀进油口、刹车阀刹车口和刹车阀回油口；其中的刹车阀进油口与飞机供压系统液压源管路联接，刹车阀刹车口与电液伺服阀2的进油口管路联接，刹车阀回油口与飞机回油管路联接。

所述机轮速度传感器4安装在飞机轮轴上，或机轮刹车主体上，通过机械传动方式与机轮联接，感受机轮旋转速度，将机轮旋转速度转换为电信号输出。

该机轮速度传感器的电气接口通过电缆与控制盒5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，为防滑控制提供控制输入。

机轮旋转速度与机轮线速度具有对应关系。在没有打滑或锁死情况下，机轮线速度就是飞机滑跑速度。因此，机轮速度传感器也在探测飞机速度，机轮速度传感器提供的速度信号用于判断飞机运动所处的速度状态，从而确定是否干预刹车压力输出。本实施例机轮速度传感器安装在飞机轮轴上，通过拨叉和传动销与机轮联接。

所述控制盒5具有刹车、防滑控制、故障检测等功能。该控制盒电气接口的两个输入端分别与机轮速度传感器4和压力传感器6通过电缆联接，以接收机轮速度传感器提供的机轮速度信号和压力传感器提供的刹车压力信号。控制盒5电气接口的输出端与电液伺服阀2的输入端通过电缆联接，向电液伺服阀2发出控制电流信号。

所述电液伺服阀2的电气插座通过带插头的电缆与控制盒5电气联接，接收控制盒发来的防滑控制电流信号。该电液伺服阀2有三个液压接口，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：电液伺服阀进油口与刹车阀的刹车口管路联接，电液伺服阀刹车口与机轮刹车装置进油口管路联接，电液伺服阀回油口与飞机回油管路联接。电液伺服阀2在没有控制电流时，回油口关闭，进油口和刹车口畅通，只起液压通道作用。

所述压力传感器6是将感受到的油液压力转换成电流信号输出，在刹车控制中判断驾驶员刹车指令压力大小。该压力传感器安装在电液伺服阀进油口附近的液压管路上。压力传感器6的压力传感器液压接口与电液伺服阀2的进油口液压管路相联；该压力传感器6的电气接口通过电缆与控制盒5实施电气联接，为控制盒提供驾驶员刹车压力电流信号，通过比较压力设定值，以判断驾驶员刹车指令压力值的大小，从而确定是否干预刹车压力输出。

控制盒、电液伺服阀、压力传感器安装在起落架舱。所述的控制盒可以是单独的部件，也可以集成在飞控计算机内仅为一块控制板或模块。本实施例控制盒是一个单独的部件。

机轮速度检测由机轮速度传感器附件完成。防滑控制由控制盒完成。电液伺服阀响应控制盒的控制电流信号，调节机轮的刹车压力。

刹车时的飞机速度参数由机轮速度传感器检测提供。如果机轮打滑或锁死造成速度信号异常，飞机速度由飞参系统提供。驾驶员刹车指令压力由压力传感器提供。

实施例3

本实施例是一种为实现实施例1所述飞机刹车防滑控制方法提出的一种飞机电传刹车系统。

本实施例包括刹车指令传感器8、机轮速度传感器4、控制盒5、电磁液压锁7和电液伺服阀2。

机轮速度检测由机轮速度传感器附件完成。防滑控制由控制盒完成。电液伺服阀响应控制盒的控制电流信号，输出和调节输往刹车机轮的刹车压力。

刹车时的飞机速度由机轮速度传感器检测提供。如果机轮打滑或锁死造成速度信号异常，飞机速度由飞参系统提供。驾驶员刹车指令压力由刹车指令传感器提供。

所述刹车指令传感器8安装在驾驶舱底板下面，由驾驶员踩压刹车踏板对其操纵，输出所需的刹车压力所对应的刹车指令电压信号。刹车指令传感器的电气接口通过电缆与控制盒5电气联接，将刹车指令电压信号提供给控制盒，经由控制盒输出控制电流给电液伺服阀2，由电液伺服阀输出所需的刹车压力。

本实施例是电传操纵系统，刹车指令传感器8输出信号用来控制电液伺服阀2输出所需的刹车压力大小，同时也提供给控制盒5在刹车控制中判断驾驶员刹车指令压力大小。在飞机处于高速段，将刹车指令传感器输出的驾驶员刹车指令对应的液压压力，与压力设定值进行比较，以判断驾驶员刹车指令压力的值大小，从而确定是否干预刹车压力输出。

所述机轮速度传感器4安装在飞机轮轴上或机轮刹车主体上，通过机械传动与机轮方式联接，感受机轮旋转速度，将机轮旋转速度转换为电信号输出。该速度传感器的电气接口通过电缆与控制盒5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。

所述控制盒具5有刹车、防滑控制和故障检测功能。该控制盒的电气接口的输入端分别与机轮速度传感器4和压力传感器6通过电缆联接，以接收该速度传感器提供的机轮速度信号和该压力传感器提供的刹车压力信号。控制盒的电气接口的输出端与分别与电磁液压锁7、电液伺服阀2用电缆联接，向电磁液压锁和电液伺服阀发出控制信号。

所述电液伺服阀2的电气插座通过带插头的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2有三个液压接口，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：电液伺服阀进油口与电磁液压锁7的出油口联接，在电磁液压锁开锁状态，经由电磁液压锁与飞机刹车系统压力源相联；电液伺服阀刹车口与机轮刹车装置的进油口管路联接；电液伺服阀2的回油口与飞机回油管路联接。所述电液伺服阀2为正增益的压力控制阀，在没有控制电流时，进油口关闭，回油口打开，刹车口和回油口相通，没有液压刹车压力输出。

所述电磁液压锁7有一个电气接口和三个液压接口。所述电磁液压锁的电气接口通过电缆与控制盒5实施电气联接，接收控制盒发来的刹车控制信号。所述电磁液压锁的三个液压接口分别是电磁液压锁供压口、电磁液压锁进油口和电磁液压锁回油口。其中：电磁液压锁供压口与飞机刹车系统压力源相联，电磁液压锁进油口与电液伺服阀的出油口联接，回油口与飞机回油管路联接。电磁液压锁通电开锁，使进油口开启，将飞机刹车系统压力源液压压力供给电液伺服阀；断电后锁闭，进油口关闭，切断液压压力输出。

控制盒、电磁液压锁、电液伺服阀安装在起落架舱。所述的控制盒可以是单独的部件，也可以集成在飞控计算机内仅为一块控制板或模块。本实施例控制盒是一个单独的部件。

Claims (4)

1.一种飞机刹车防滑控制方法，其特征在于，具体过程是：

第一步：刹车条件检测；所述的刹车条件包括飞机速度和驾驶员刹车指令；

第二步：飞机速度判断；将刹车时的飞机速度与速度设定值比较，确定飞机运动状态；根据飞机运动状态确定是否对驾驶员刹车指令干预抑制；如果刹车速度V大于速度设定值Vd，进入第三步进行刹车压力判断；否则，直接进行刹车压力输出；

所述速度设定值Vd取值为120～130km/h；

第三步：刹车压力判断；将驾驶员刹车指令压力与控制盒电路的压力设定值比较，确定刹车指令压力大小；根据驾驶员刹车指令压力P的量值确定是否对驾驶员刹车指令压力干预抑制：若驾驶员刹车指令压力P大于压力设定值Pd，按照给定规律按速率k逐步增加进行刹车压力输出，并达到驾驶员刹车指令压力值；若驾驶员刹车指令压力P小于等于设定值Pd，则直接进行刹车压力输出；

所述压力设定值Pd为最大刹车压力P_smax的65％；

所述给定规律为加压初值P₀为最大刹车压力P_smax的45～55％，P₀＝45～55％P_smax；按速率k在初值P₀上增加，速率k取值为0.5～1.0Mpa/s；用公式表示为：

Pa＝P₀(1+kt)

式中，Pa是输出刹车压力，单位为Mpa；t是时间，单位为s；

第四步：刹车压力输出；根据飞机速度、驾驶员刹车指令压力确定的刹车压力输出给刹车机轮进行刹车；

第五步：刹车防滑控制；在刹车作用过程中，根据机轮速度传感器速度信号确定机轮旋转状态，如果出现机轮打滑或即将产生打滑，控制盒按照预定的控制规律进行防滑控制，向电液伺服阀发出泄压控制电流信号，减小或解除机轮刹车压力，对刹车机轮进行防滑控制；防滑控制按现有技术进行。

2.如权利要求1所述飞机刹车防滑控制方法，其特征在于，所述刹车条件检测是由机轮速度传感器检测刹车时的飞机速度，如果机轮打滑或锁死造成机轮速度传感器速度信号异常；飞机速度由飞参系统提供；驾驶员刹车指令通过压力传感器得到。

3.一种实施权利要求1所述飞机刹车防滑控制方法的飞机刹车系统，包括刹车阀、压力传感器、机轮速度传感器、控制盒和电液伺服阀；刹车阀安装在驾驶舱底板下面，由驾驶员踩压刹车踏板对其操纵，输出所需的刹车压力；所述机轮速度传感器4安装在飞机轮轴上或机轮刹车主体上；其特征在于，

所述刹车阀进油口与飞机供压系统液压源管路联接，刹车阀刹车口与电液伺服阀进油口管路联接，刹车阀回油口与飞机回油管路联接；机轮速度传感器的电气接口通过电缆与控制盒电气联接；

所述控制盒电气接口的两个输入端分别与机轮速度传感器和压力传感器通过电缆联接，以接收机轮速度传感器提供的机轮速度信号和压力传感器提供的刹车压力信号；控制盒电气接口的输出端与电液伺服阀的输入端通过电缆联接，向电液伺服阀发出控制电流信号；

所述电液伺服阀的电气插座通过带插头的电缆与控制盒电气联接；该电液伺服阀的三个液压接口中：电液伺服阀进油口与刹车阀的刹车口管路联接，电液伺服阀刹车口与机轮刹车装置进油口管路联接，电液伺服阀回油口与飞机回油管路联接；

所述压力传感器安装在电液伺服阀进油口附近的液压管路上；压力传感器的压力传感器液压接口与电液伺服阀的进油口液压管路相联；该压力传感器的电气接口通过电缆与控制盒实施电气联接。

4.一种实施权利要求1所述飞机刹车防滑控制方法的飞机刹车系统，该飞机刹车系统为飞机电传刹车系统，包括刹车指令传感器、机轮速度传感器、控制盒、电磁液压锁和电液伺服阀；所述刹车指令传感器安装在驾驶舱底板下面，所述机轮速度传感器安装在飞机轮轴上或机轮刹车主体上，其特征在于：

所述刹车指令传感器的电气接口通过电缆与控制盒电气联接，将刹车指令电压信号提供给控制盒，经由控制盒输出控制电流给电液伺服阀，由电液伺服阀输出所需的刹车压力；所述机轮速度传感器4的电气接口通过电缆与控制盒电气联接；

所述控制盒的电气接口的两个输入端分别与机轮速度传感器和压力传感器通过电缆联接，以接收该速度传感器提供的机轮速度信号和该压力传感器提供的刹车压力信号；控制盒的电气接口的两个输出端与分别与电磁液压锁、电液伺服阀通过电缆联接，向电磁液压锁和电液伺服阀发出控制信号；

所述电液伺服阀的电气插座通过带插头的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；该电液伺服阀的电液伺服阀进油口与电磁液压锁的出油口联接，电液伺服阀刹车口与机轮刹车装置进油口管路联接，电液伺服阀回油口与飞机回油管路联接；所述电液伺服阀为正增益的压力控制阀；

所述电磁液压锁的电气接口通过电缆与控制盒实施电气联接，接收控制盒发来的刹车控制信号；所述电磁液压锁的三个液压接口中：电磁液压锁的电气接口通过电缆与控制盒实施电气联接，接收控制盒发来的刹车控制信号；电磁液压锁的供压口与飞机刹车系统压力源相联，进油口与电液伺服阀的出油口联接，回油口与飞机回油管路联接。