CN107140189A - 一种功率电传余度自馈能刹车装置 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种功率电传余度自馈能刹车装置，其包括传动机构，机轮的转动轴通过油箱传动机构与油箱凸轮柱塞泵连接，油箱凸轮柱塞泵排油口与油箱刹车增压阀一端连接，油箱凸轮柱塞泵吸油口与油箱刹车减压阀一端连接，油箱刹车增压阀另一端和刹车减压阀另一端均连接至已有的刹车作动器；位于油箱凸轮柱塞泵出油口与吸油口之间的液压回路上还并联有油箱充压模块、安全阀以及由油箱蓄能器和增压油箱连接构成的支路，油箱安全阀靠近油箱刹车增压阀和刹车减压阀一侧；由油箱蓄能器和增压油箱连接构成的支路位于油箱充压模块与油箱安全阀之间，油箱充压模块靠近油箱凸轮柱塞泵。本发明能适用于大型飞机，具有高效率和高可靠性。

Description

一种功率电传余度自馈能刹车装置
技术领域
本发明涉及一种刹车装置，特别是关于一种在航空技术领域中飞机刹车系统上使用的功率电传余度自馈能刹车装置。
背景技术
飞机刹车系统是保障飞机正常安全运行的重要机载机电子系统，其功能是耗散飞机着陆时的能量并承受飞机的动静态载荷，协同其它系统实现飞机的着陆、滑行和转弯控制，要在短时间内消耗巨大的动能。飞机刹车系统国际上目前仍普遍使用液压刹车，能源来自机载发动机驱动的集中液压泵源，传动主要通过遍布起落架的长管路，所采用控制方式是阀控刹车作动器，因此故障率较高。尤其对于大型客机，例如波音777-200/300客机，总重352吨，每次着陆刹车需耗散140兆焦的巨大能量，由12个主机轮协同参与刹车，对刹车系统的性能与可靠性指标提出了极端要求。目前，国际上飞机刹车系统仍然普遍采用液压动力。传统的液压刹车系统主要由飞机起落架、轮胎、轮毂、碳刹车盘、扭矩管、活塞、刹车作动器与分布在起落架上的管路等部件构成。系统的能源由机载的多套集中泵源供给，通过管路传输到分布在各个主机轮的刹车装置，而且通常采用余度技术。传统液压刹车系统的优点是传动精度高、力矩大，但能源管路分布于机身内部，布局极其复杂，零部件数目很大，故障率高，系统安全性和可靠性的提升工作难以取得突破。
刹车系统重大需求与突出问题：1、针对无人机低重量,低成本,低能耗,抗污染/高可靠的突出需求，新的刹车系统架构问题。2、大型高端无人机全自主自动驶入驶出,自动起飞加速滑跑和自动着陆减速滑跑等地面全自主综合操纵问题。3、针对主机对刹车系统多电化的迫切需求，如何构建新原理的多电刹车系统问题。无人机、代后飞机的刹车系统复杂环境数字化设计和验证问题。4、全面瞄准无人机,三代后飞机,大型飞机,下一代多电飞机的刹车系统关键技术和共性问题。
对于大型飞机的多轮刹车系统，我国的研究起步较晚，经验较少，基础理论缺乏、技术基础单薄、试验验证平台尚属空白。例如国产ARJ21-700支线客机就是采用德国Liebherr公司的刹车系统。国内还不具备大型飞机的配套能力，而国外已经开始在波音787和空客A380上验证下一代的刹车技术。适用于大型飞机的高效、高可靠刹车系统的研究迫在眉睫。
发明内容
本发明的目的是提供一种功率电传余度自馈能刹车装置，其能适用于大型飞机，具有高效率和高可靠性。
为实现上述目的，本发明采取以下技术方案：一种功率电传余度自馈能刹车装置，其特征在于：该刹车装置包括传动机构、凸轮柱塞泵、充压模块、蓄能器、安全阀、刹车增压阀、刹车减压阀和增压油箱；机轮的转动轴通过所述传动机构与所述凸轮柱塞泵连接，所述凸轮柱塞泵排油口与所述刹车增压阀一端连接，所述凸轮柱塞泵吸油口与所述刹车减压阀一端连接，所述刹车增压阀另一端和刹车减压阀另一端均连接至已有的刹车作动器；位于所述凸轮柱塞泵出油口与吸油口之间的液压回路上还并联有所述充压模块、安全阀以及由所述蓄能器和增压油箱连接构成的支路，所述安全阀靠近所述刹车增压阀和刹车减压阀一侧；由所述蓄能器和增压油箱连接构成的支路位于所述充压模块与所述安全阀之间，所述充压模块靠近所述凸轮柱塞泵。
进一步，所述凸轮柱塞泵排油口连接有单向阀，所述凸轮柱塞泵吸油口连接有反向单向阀。
进一步，所述充压模块由辅助电机、凸轮和柱塞构成，所述辅助电机输出端连接所述凸轮，由所述凸轮带动所述柱塞动作实现吸油和排油，形成具有压力和流量的辅助液压源。
进一步，位于所述充压模块的排油口处设置有单向阀，位于所述充压模块的吸油口处设置有反向单向阀。
进一步，所述刹车增压阀和刹车减压阀均采用高速开关阀。
进一步，所述增压油箱与所述蓄能器采用一体化结构，所述增压油箱底部设置有油箱A腔，所述增压油箱顶部通过气体B腔与所述蓄能器顶部连接，所述蓄能器底部设置有油箱C腔。
进一步，所述油箱A腔和油箱C腔内装有油液，所述气体B腔内存储有压缩气体。
进一步，所述蓄能器与所述增压油箱之间通过压缩气体进行能量传递。
进一步，所述刹车减压阀和刹车增压阀工作过程为：初始状态时刹车减压阀开启、刹车增压阀关闭，由已有控制系统给出刹车指令；检测压力值如果大于7mpa，开启所述刹车减压阀关闭所述刹车增压阀；如果压力值小于6mpa开启所述刹车增压阀关闭所述刹车减压阀；如果压力值在6～7mpa之间，则关闭所述刹车减压阀和刹车增压阀。
本发明由于采取以上技术方案，其具有以下优点：本发明采用功率电传辅助电机泵装置，用于当飞机低速时能量回收不足的情况时系统供压，能源的非相似余度，同时采用了增压油箱，从而具有更高可靠性。
附图说明
图1是本发明的整体结构示意图；
图2是本发明的充压模块结构示意图；
图3是本发明的增压油箱结构示意图；
图4是本发明的刹车执行机构作动过程示意图。
具体实施方式
本发明是将液压泵通过传动机构与机轮相连，并增加一套能源供应装置，即辅助电机与凸轮柱塞泵。当飞机着陆后，主机轮带动凸轮柱塞泵工作，回收一部分能量，形成高压油源，一旦飞机低速时，当回收能量不足时由辅助电机泵源充压提供能源的非相似余度，从而通过能量管理系统为刹车阀和作动器供油。下面结合附图和实施例对本发明进行详细的描述。
如图1所示，本发明提供一种功率电传余度自馈能刹车装置，其与机轮1连接，包括传动机构2、凸轮柱塞泵3、充压模块8、单向阀4、反向单向阀6、蓄能器10、安全阀9、刹车增压阀5、刹车减压阀7和增压油箱11。
机轮1的转动轴通过传动机构2与凸轮柱塞泵3连接，凸轮柱塞泵3排油口经单向阀4与刹车增压阀5一端连接，凸轮柱塞泵3吸油口经反向单向阀6与刹车减压阀7一端连接，刹车增压阀5另一端和刹车减压阀7另一端均连接至已有的刹车作动器。位于凸轮柱塞泵3出油口与吸油口之间的液压回路上还并联有充压模块8、安全阀9以及由蓄能器10和增压油箱11连接构成的支路，安全阀9靠近刹车增压阀5和刹车减压阀7一侧，通过安全阀9防止本发明整个刹车装置压力过高，以保持在安全阀9的预设范围之内；由蓄能器10和增压油箱11连接构成的支路位于充压模块8与安全阀9之间，充压模块8靠近凸轮柱塞泵3。使用时，当飞机着陆时，机轮1的转动会通过传动机构2带动凸轮柱塞泵3旋转，从而形成具有一定压力和流量的液压源，然后通过刹车增压阀5和刹车减压阀7调节到适当的压力，并供给已有的刹车作动器，实现飞机刹车。
上述实施例中，如图2所示，充压模块8由辅助电机81、凸轮82和柱塞83构成，辅助电机81输出端连接凸轮82，由凸轮82带动柱塞83动作，进而实现吸油和排油，从而形成具有一定压力和流量的辅助液压源。当飞机低速时，出现能量回收不足的情况下，由充压模块8为本发明的刹车装置提供功率电传的非相似余度能源，保证刹车装置的供压持续稳定，使其具有较高的可靠性。
其中，位于充压模块8的排油口处设置有单向阀84，位于充压模块8的吸油口处设置有反向单向阀85。
上述各实施例中，蓄能器10内存储有一定量的压力油液，用于满足机轮1转速过低时补充刹车装置的峰值流量需求，和停机刹车时的保压需求以及保证增压油箱11内具有一定压力，进而保证本发明的刹车装置更好的实现防滑刹车控制和各种刹车工况的需求。在本实施例的液压回路里，由于泵源的流量波动较大，而流量需求很小，会导致压力控制难度增大，所以蓄能器10是必需的，合理设置蓄能器10的参数对于在流量高峰时流量和压力的稳定有着至关重要的作用。
上述各实施例中，刹车增压阀5和刹车减压阀7均采用高速开关阀来实现刹车控制。本发明的刹车装置中没有采用传统的飞机刹车压力伺服阀，因为伺服阀的先导级要求有一定的泄漏流量，而泄漏流量会大大增加刹车装置的各个部件参数，从而增加整体的体积；而且伺服阀的成本较高。
上述各实施例中，增压油箱11用于保证凸轮柱塞泵3及充压模块8在吸油连续性，不会出现吸空。如图3所示，增压油箱11与蓄能器10采用一体化结构，增压油箱11底部设置有油箱A腔111，增压油箱11顶部通过气体B腔112与蓄能器10顶部连接，蓄能器10底部设置有油箱C腔113；增压油箱11与蓄能器10共用气体B腔112。油箱A腔111和油箱C腔113内装有油液，气体B腔112内存储有压缩气体，蓄能器10与增压油箱11之间通过压缩气体进行能量传递。
其中，当蓄能器10充满后，C腔中压力为PC，B腔中压缩气体的压力为PB＝PC(PC是油箱C腔截面积)，由力的平衡关系PBSB＝PASA得出A腔中的压力PA：
式中，SA是油箱A腔截面积，SB是与增压油箱相连侧B腔截面积，SA>SB蓄能器10中储存的高压油，因此油箱A腔中始终会保持一定压力PA。
综上所述，本发明在工作时，包括自馈能工作、辅助电机泵工作、增压油箱工作和刹车执行机构动作，其过程分别如下：
1)自馈能工作过程：蓄能器10内存储一定量的压力油液，能保证刹车装置更好的实现防滑刹车控制和各种刹车工况的需求，机轮1的转动会通过传动机构2带动凸轮柱塞泵3旋转，从而形成具有一定压力和流量的液压源，然后通过刹车增压阀5和刹车减压阀7调节到适当的压力，并供给已有的刹车作动器，实现飞机刹车。
2)辅助电机泵工作过程：当飞机低速时，自馈能量不足时，由飞机已有控制系统给辅助电机81指令带动凸轮82动作，进而带动柱塞83实现吸油和排油，给刹车装置提供能量，提高了刹车的可靠性。
3)增压油箱工作过程：蓄能器10储存的高压油液通过气体将能量传递到增压油箱11，通过力平衡的变截面杆改变压力，使增压油箱11维持在需求压力上。
4)如图4所示，刹车执行机构作动过程：初始状态时刹车减压阀7开启、刹车增压阀5关闭，由已有控制系统给出刹车指令；检测压力值如果大于7mpa，开启刹车减压阀7关闭刹车增压阀5；如果压力值小于6mpa开启刹车增压阀5关闭刹车减压阀7；如果压力值在6～7mpa之间，则关闭刹车减压阀7和刹车增压阀5。
上述各实施例仅用于说明本发明，各部件的结构、尺寸、设置位置及形状都是可以有所变化的，在本发明技术方案的基础上，凡根据本发明原理对个别部件进行的改进和等同变换，均不应排除在本发明的保护范围之外。

Claims (9)

1.一种功率电传余度自馈能刹车装置，其特征在于：该刹车装置包括传动机构、凸轮柱塞泵、充压模块、蓄能器、安全阀、刹车增压阀、刹车减压阀和增压油箱；机轮的转动轴通过所述传动机构与所述凸轮柱塞泵连接，所述凸轮柱塞泵排油口与所述刹车增压阀一端连接，所述凸轮柱塞泵吸油口与所述刹车减压阀一端连接，所述刹车增压阀另一端和刹车减压阀另一端均连接至已有的刹车作动器；位于所述凸轮柱塞泵出油口与吸油口之间的液压回路上还并联有所述充压模块、安全阀以及由所述蓄能器和增压油箱连接构成的支路，所述安全阀靠近所述刹车增压阀和刹车减压阀一侧；由所述蓄能器和增压油箱连接构成的支路位于所述充压模块与所述安全阀之间，所述充压模块靠近所述凸轮柱塞泵。
2.如权利要求1所述的一种功率电传余度自馈能刹车装置，其特征在于：所述凸轮柱塞泵排油口连接有单向阀，所述凸轮柱塞泵吸油口连接有反向单向阀。
3.如权利要求1所述的一种功率电传余度自馈能刹车装置，其特征在于：所述充压模块由辅助电机、凸轮和柱塞构成，所述辅助电机输出端连接所述凸轮，由所述凸轮带动所述柱塞动作实现吸油和排油，形成具有压力和流量的辅助液压源。
4.如权利要求3所述的一种功率电传余度自馈能刹车装置，其特征在于：位于所述充压模块的排油口处设置有单向阀，位于所述充压模块的吸油口处设置有反向单向阀。
5.如权利要求1所述的一种功率电传余度自馈能刹车装置，其特征在于：所述刹车增压阀和刹车减压阀均采用高速开关阀。
6.如权利要求1所述的一种功率电传余度自馈能刹车装置，其特征在于：所述增压油箱与所述蓄能器采用一体化结构，所述增压油箱底部设置有油箱A腔，所述增压油箱顶部通过气体B腔与所述蓄能器顶部连接，所述蓄能器底部设置有油箱C腔。
7.如权利要求6所述的一种功率电传余度自馈能刹车装置，其特征在于：所述油箱A腔和油箱C腔内装有油液，所述气体B腔内存储有压缩气体。
8.如权利要求6或7所述的一种功率电传余度自馈能刹车装置，其特征在于：所述蓄能器与所述增压油箱之间通过压缩气体进行能量传递。
9.如权利要求1所述的一种功率电传余度自馈能刹车装置，其特征在于：所述刹车减压阀和刹车增压阀工作过程为：初始状态时刹车减压阀开启、刹车增压阀关闭，由已有控制系统给出刹车指令；检测压力值如果大于7mpa，开启所述刹车减压阀关闭所述刹车增压阀；如果压力值小于6mpa开启所述刹车增压阀关闭所述刹车减压阀；如果压力值在6～7mpa之间，则关闭所述刹车减压阀和刹车增压阀。
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