CN107351823B - 一种多轮系刹车系统及其控制方法 - Google Patents

Abstract

一种多轮系刹车系统及其控制方法，防滑控制盒对集液压压力继电器输出的刹车压力状态信号和飞机的速度状态信号进行逻辑运算，确定飞机是否处于低速低能状态或其他状态。当飞机处于低速低能状态时，防滑控制盒控制电液压力伺服阀不给左前机轮组和右前机轮组输出刹车压力，左前机轮组和右前机轮组禁止刹车；其他条件下，左前机轮组、右前机轮组、左后机轮组和右后机轮组实施刹车。本发明充分利用碳刹车盘刹车主机轮在飞机低速低能阶段刹车力矩大的特点，在满足飞机对刹车系统使用要求的前提下，通过减少机轮组数量来减少刹车机轮组的刹车次数，解决碳刹车盘低速磨损严重的问题，从而延长了刹车主机轮的使用寿命。

Description

一种多轮系刹车系统及其控制方法

技术领域

本发明涉及飞机刹车领域，具体是一种延长飞机碳刹车盘寿命的多轮系刹车系统及其设计方法。

背景技术

C/C复合刹车材料具有摩擦特性好、吸热能力强、使用寿命长等优点；但在飞机低速低能条件下，碳刹车盘磨损量大而导致其使用寿命短。

现有技术一种具有八个刹车主机轮的多轮系刹车系统。一种多轮系飞机防滑刹车系统原理图见图1。该系统由减压活门1、电液压力伺服阀2、转换活门3、定量器4、速度传感器5、防滑控制盒6、故障灯7、防滑灯8和防滑开关9组成。其中碳刹车机轮安装在飞机起落架上，采用小车架式结构，机身左右各有一个安装4个刹车主机轮小车架式起落架。4个刹车主机轮小车架式起落架分前、后两排，每排2个刹车主机轮作为一个机轮组控制，同一机轮组的两个刹车机轮刹车压力完全相同。左起落架下的4个刹车机轮分为左前机轮组10和左后机轮组11，其中左前外、左前内两个刹车机轮为左前机轮组10；左后外、左后内两个刹车机轮为左后机轮组11。右起落架下的4个刹车机轮分为右前机轮组12和右后机轮组13，其中右起落架右前外、右前内两个刹车机轮为右前机轮组12；右后外、右后内两个刹车机轮为右后机轮组13。飞机刹车过程中减压活门1输出与脚蹬力成正比的刹车压力给机轮组制动飞机。

2003年8月12日发明者G.H.Devlieg的美国专利660478提出延长飞机碳刹车寿命的方法和系统，提出一种通过检测飞机速度和刹车压力，并将其分别与速度和刹车压力预定值相比较，若两者都低于预定值，一个或一组机轮的刹车将被禁止，该专利详细讲述了一种延长飞机碳刹车盘寿命的控制律，但是该专利没有说明一种延长飞机碳刹车盘寿命的设计方法或实现方法。

经检索，公开号为CN105905283A的发明创造中提出了一种能够选择飞机刹车模式的刹车系统，为了解决飞机在地面滑行时刹车盘磨损量大的问题，该刹车系统将现有刹车机轮的刹车装置“一分为二”，即单机轮配备一大一小两个刹车装置，飞机在地面滑行时使用小刹车装置，从而减小滑行刹车中碳盘的磨损，提高了刹车盘的使用寿命，但是一个刹车机轮用两个刹车装置，提高了刹车系统的复杂程度，同时增加了刹车机轮的重量。

发明内容

为克服现有技术中存在的碳刹车盘磨损量大、使用寿命短的不足，本发明提出了一种多轮系刹车系统及其控制方法。

所述的多轮系刹车系统包括左起落架和右起落架，所述的左起落架和右起落架中，减压活门的输入端与液压源连通，减压活门的刹车压力输出端口与电液压力伺服阀的输入端连通；所述减压活门的回油路与油箱连通，并同时与所述电液压力伺服阀的回油管路连通。所述电液压力伺服阀的输出端通过两个转换活门分别与两个定量器连通。两个定量器中，一个定量器的输出端与左前机轮组连通，另一个定量器的输出端与左后机轮组连通。分别位于各机轮组中的刹车主机轮上的速度传感器的输出端分别与防滑控制盒的信号采集端口连通。所述防滑控制盒的刹车电流控制端口与所述电液压力伺服阀的控制端连通。所述防滑开关的一端与28V的直流电源连通，另一端分别与故障灯和防滑灯连通。

其特征在于，在所述减压活门的刹车压力输出端口与电液压力伺服阀之间的管路上，分别通过三通阀连接液压压力继电器的液压油接口。该压力继电器控制端的触点A通过电连接器与防滑控制盒的地线连接，压力继电器控制端的常开触点C和常闭触点B通过电连接器分别与防滑控制盒的压力采集电路连接。所述压力继电器与28V直流电源连接。

将所述左起落架中的液压压力继电器与位于右起落架中的液压压力继电器连通。

本发明提出的多轮系刹车系统的控制过程是：

步骤1、确定刹车压力状态：

通过液压压力继电器设置刹车压力预定值P₁和P₂，所述P₁为3MPa，P₂为4.5MPa。

当左减压活门和右减压活门输出的刹车压力都小于P₁时，位于左起落架中的液压压力继电器的常开触点C与位于右起落架中的液压压力继电器的常开触点C分别与防滑控制盒的压力采集电路断开；位于左起落架中的液压压力继电器的常闭触点B与位于右起落架中的液压压力继电器的常闭触点B分别与防滑控制盒的压力采集电路连接，同时所述各常闭触点B与28V的直流电源接通，并将该左起落架中的液压压力继电器采集到的28V的直流电源信号作为压力状态信号YL1传输至防滑控制盒，将该右起落架中的液压压力继电器采集到的28V的直流电源信号作为压力状态信号YL2传输至防滑控制盒。当左减压活门和右减压活门输出的刹车压力都小于P₁时，所述的左起落架压力状态信号YL1和右起落架压力状态信号YL2用逻辑“1”表示。

当左减压活门和右减压活门输出的刹车压力都大于P₂时，位于左起落架中的液压压力继电器的常闭触点B与位于右起落架中的液压压力继电器的常闭触点B分别与防滑控制盒的压力采集电路断开；位于左起落架中的液压压力继电器的常开触点C与位于右起落架中的液压压力继电器的常开触点C分别与防滑控制盒的压力采集电路连接，同时所述各常开触点C与28V的直流电源的地线接通，并将该左起落架中的液压压力继电器采集到的28V的直流电源的地线信号作为压力状态信号YL1传输至防滑控制盒，将该右起落架中的液压压力继电器采集到的28V的直流电源的地线信号作为压力状态信号YL2传输至防滑控制盒。当左减压活门和右减压活门输出的刹车压力都大于P₂时，所述的左起落架压力状态信号YL1和右起落架压力状态信号YL2用逻辑“0”表示。

当所述左刹车压力状态信号YL1与右刹车压力状态信号YL2的逻辑均为1时，刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑为1。

当所述左刹车压力状态信号YL1为1时，右刹车压力状态信号YL2的逻辑为0时，刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑为0。

当所述左刹车压力状态信号YL1为0时，右刹车压力状态信号YL2的逻辑为1时，刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑为0。

当所述左刹车压力状态信号YL1与右刹车压力状态信号YL2的逻辑均为0时，刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑为0。

步骤2、确定飞机速度状态：

防滑控制盒在线检测飞机碳刹车主机轮速度，确定对应的基准速度电压V_ωR，用基准速度电压V_ωR模拟飞机速度。采用具有滞迴比较特性的速度状态识别电路，设置飞机速度预定值V_SD并确定飞机速度状态信号SD。当刹车主机轮组基准速度电压小于V_SD1时，飞机速度状态信号SD为低；当刹车主机轮组基准速度电压大于V_SD2时，飞机速度状态信号SD为高。

步骤3、多轮系刹车系统刹车机轮组刹车状态的控制

防滑控制盒根据得到的刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑，以及得到的飞机速度状态信号SD判断飞机主机轮的速度状态，当刹车压力小、飞机速度低时，左前机轮组和右前机轮组刹车被禁止刹车，其他条件下全部机轮组车进行刹车。

所述多轮系刹车系统刹车机轮组刹车状态的控制的具体过程是：

当刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑为0，且飞机速度状态信号SD为高时，全部机轮组刹车。

当刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑为0，且飞机速度状态信号SD为低时，全部机轮组刹车。

当刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑为1，且飞机速度状态信号SD为高时，全部机轮组刹车。

当刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑为1，且飞机速度状态信号SD为低时，左后机轮组和右后机轮组刹车。

本发明以多轮系飞机防滑刹车系统为基础，在多轮系飞机防滑刹车系统两个减压活门的刹车压力输出口与电液压力伺服阀之间的管路上，分别通过三通阀接液压压力继电器的液压油接口，压力继电器控制端的触点A通过电连接器与防滑控制盒的地线连接，压力继电器控制端的常开触点C和常闭触点B通过电连接器分别与防滑控制盒的压力采集电路连接。组成一种延长飞机碳刹车盘寿命的多轮系刹车系统。多轮系飞机防滑刹车系统通过压力继电器设置两个压力预定值P₁和P₂。当刹车压力P大于P₂时，飞机刹车系统处于正常刹车状态，防滑控制盒采集电路通过常开触点C和触点A采集刹车压力P，常闭触点B断开；刹车压力的状态信号为0V.DC，用逻辑“0”表示；当刹车压力P小于P₁时，飞机刹车系统处于小刹车压力刹车状态，防滑控制盒采集电路通过常闭触点B和触点A采集刹车压力P，常开触点C断开；刹车压力P的状态信号为28V.DC，用逻辑“1”表示。所述P₁取3MPa，P₂取4.5MPa。

防滑控制盒在线检测机轮组速度，形成模拟飞机速度的机轮基准速度，在防滑控制盒内部设置飞机速度预定值V_SD1和V_SD2，模拟飞机速度的机轮基准速度与飞机速度预定值进行比较，确定飞机的高速度状态信号和低速度状态信号；当刹车主机轮组基准速度小于V_SD1时，飞机速度状态信号SD为低，飞机处于低速状态；当刹车主机轮组基准速度大于V_SD2时，飞机速度状态信号SD为高，飞机处于高速状态；所述V_SD1为80km/h，V_SD2为100km/h。

本发明在工作时，防滑控制盒在线检测刹车机轮组的刹车状态。在正常条件下，左前机轮组、右前机轮组、左后机轮组和右后机轮组四个机轮组都刹车保证能够安全可靠的刹停飞机。在飞机满足低速、低能条件时，即当刹车主机轮组基准速度小于80km/h，刹车压力P小于3MPa时，左前机轮组和右前机轮组禁止刹车，通过减少左前机轮组和右前机轮组的使用次数，延长左前机轮组和右前机轮组对应的四个刹车主机轮的使用寿命。

本发明通过防滑控制盒采集液压压力继电器输出的刹车压力状态信号；防滑控制盒通过机轮组确定飞机的速度状态信号；防滑控制盒对这两个信号进行逻辑运算，确定飞机是否处于低速低能状态或其他状态。当飞机处于低速低能状态时，防滑控制盒控制电液压力伺服阀不给左前机轮组和右前机轮组输出刹车压力，左前机轮组和右前机轮组共4个刹车主机轮禁止刹车；其他条件下，左前机轮组、右前机轮组、左后机轮组和右后机轮组四个机轮组都刹车。

本发明充分利用碳刹车盘刹车主机轮在飞机低速低能阶段刹车力矩大的特点，在满足飞机对刹车系统使用要求的前提下，通过减少机轮组数量来减少刹车机轮组的刹车次数，解决碳刹车盘低速磨损严重的问题，从而延长了刹车主机轮的使用寿命。

附图说明

图1现有技术多轮系飞机防滑刹车系统原理图；

图2一种延长飞机碳刹车盘寿命的多轮系刹车系统；

图中：

1.减压活门；2.电液压力伺服阀；3.转换活门；4.定量器；5.速度传感器；6.防滑控制盒；7.故障灯；8.防滑灯；9.防滑开关；10.左前机轮组；11.左后机轮组；12.右前机轮组；13.右后机轮组；14.防滑开关；15.液压压力继电器、16.三通阀。

具体实施方式

本实施例以一种多轮系飞机防滑刹车系统为基础，利用飞机低速低能阶段刹车力矩大的特点，提出一种延长飞机碳刹车盘寿命的多轮系刹车系统及其设计方法。使飞机低速低能阶段左前机轮组10和右前机轮组12共2个机轮组4个刹车主机轮禁止刹车，通过减少工作次数延长4个刹车主机轮的使用寿命。

本实施例包括左起落架和右起落架。本实施例以左起落架为例加以说明。

所述的左起落架包括减压活门1、电液压力伺服阀2、转换活门3、定量器4、速度传感器5、防滑控制盒6、防滑开关9、左前机轮组10、左后机轮组11、右前机轮组12、右后机轮组13、液压压力继电器15和三通阀16。其中：

减压活门1的输入端与液压源连通，减压活门1的刹车压力输出端口与电液压力伺服阀2的输入端连通；所述减压活门的回油路与油箱连通，并同时与所述电液压力伺服阀的回油管路连通。所述电液压力伺服阀2的输出端通过两个转换活门3分别与两个定量器4连通。所述两个定量器4中，一个定量器的输出端与左前机轮组10连通，另一个定量器的输出端与左后机轮组11连通。分别位于各机轮组中的刹车主机轮上的速度传感器5的输出端分别与防滑控制盒6的信号采集端口连通。所述防滑控制盒6的刹车电流控制端口与所述电液压力伺服阀2的控制端连通。所述防滑开关9的一端与28V的直流电源连通，另一端分别与故障灯7和防滑灯8连通。

其特征在于，在所述减压活门1的刹车压力输出端口与电液压力伺服阀2之间的管路上，分别通过三通阀16连接液压压力继电器15的液压油接口。该压力继电器15控制端的触点A通过电连接器与防滑控制盒6的地线连接，压力继电器15控制端的常开触点C和常闭触点B通过电连接器分别与防滑控制盒6的压力采集电路连接。所述压力继电器15与28V直流电源连接。

本发明中的右起落架与所述左起落架的结构相同。

将所述左起落架中的液压压力继电器与位于右起落架中的液压压力继电器连通。

本发明中的多轮系飞机防滑刹车系统通过压力继电器15设置两个压力预定值P₁和P₂。当刹车压力P大于P₂时，飞机刹车系统处于正常刹车状态，防滑控制盒6采集电路通过常开触点C和触点A采集刹车压力P，常闭触点B断开；刹车压力的状态信号为0V.DC，用逻辑“0”表示；当刹车压力P小于P₁时，飞机刹车系统处于小刹车压力刹车状态，防滑控制盒6采集电路通过常闭触点B和触点A采集刹车压力P，常开触点C断开；刹车压力P的状态信号为28V.DC，用逻辑“1”表示。所述P₁取3MPa，P₂取4.5MPa。

本发明还提出了一种多轮系刹车系统的控制方法，具体过程是：

步骤1、确定刹车压力状态：

通过液压压力继电器15设置刹车压力预定值P₁和P₂，所述P₁为3MPa，P₂为4.5MPa。分别位于左起落架和右起落架中的减压活门分别是左减压活门和右减压活门。

当左减压活门和右减压活门输出的刹车压力都小于P₁时，位于左起落架中的液压压力继电器的常开触点C与位于右起落架中的液压压力继电器的常开触点C分别与防滑控制盒6的压力采集电路断开；位于左起落架中的液压压力继电器的常闭触点B与位于右起落架中的液压压力继电器的常闭触点B分别与防滑控制盒6的压力采集电路连接，同时所述各常闭触点B与28V的直流电源接通，并将该左起落架中的液压压力继电器采集到的28V的直流电源信号作为压力状态信号YL1传输至防滑控制盒，将该右起落架中的液压压力继电器采集到的28V的直流电源信号作为压力状态信号YL2传输至防滑控制盒。当左减压活门和右减压活门输出的刹车压力都小于P₁时，所述的左起落架压力状态信号YL1和右起落架压力状态信号YL2用逻辑“1”表示。

当左减压活门和右减压活门输出的刹车压力都大于P₂时，位于左起落架中的液压压力继电器的常闭触点B与位于右起落架中的液压压力继电器的常闭触点B分别与防滑控制盒6的压力采集电路断开；位于左起落架中的液压压力继电器的常开触点C与位于右起落架中的液压压力继电器的常开触点C分别与防滑控制盒6的压力采集电路连接，同时所述各常开触点C与28V的直流电源的地线接通，并将该左起落架中的液压压力继电器采集到的28V的直流电源的地线信号作为压力状态信号YL1传输至防滑控制盒，将该右起落架中的液压压力继电器采集到的28V的直流电源的地线信号作为压力状态信号YL2传输至防滑控制盒。当左减压活门和右减压活门输出的刹车压力都大于P₂时，所述的左起落架压力状态信号YL1和右起落架压力状态信号YL2用逻辑“0”表示。

当所述左刹车压力状态信号YL1与右刹车压力状态信号YL2的逻辑均为1时，刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑为1。

当所述左刹车压力状态信号YL1为1时，右刹车压力状态信号YL2的逻辑为0时，刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑为0。

当所述左刹车压力状态信号YL1为0时，右刹车压力状态信号YL2的逻辑为1时，刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑为0。

当所述左刹车压力状态信号YL1与右刹车压力状态信号YL2的逻辑均为0时，刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑为0。

当所述刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑为1时，刹车系统输出的刹车压力小于3MPa；当所述刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑为0时，刹车系统输出的刹车压力大于4.5MPa。

本实施例中液压压力继电器15主要性能指标如下：额定工作压力21MPa；工作环境温度-60℃～70℃；工作电压28V.DC，触点电流10A；刹车压力预定值P₁为3MPa，P₂为4.5MPa。左刹车脚蹬和右刹车脚蹬控制减压活门输出刹车压力，其中，左刹车脚蹬控制左减压活门，右刹车脚蹬控制右减压活门。

步骤2、确定飞机速度状态：

防滑控制盒6在线检测飞机碳刹车主机轮速度，确定对应的基准速度电压V_ωR，用基准速度电压V_ωR模拟飞机速度。采用具有滞迴比较特性的速度状态识别电路，设置飞机速度预定值V_SD并确定飞机速度状态信号SD。当刹车主机轮组基准速度电压小于V_SD1时，飞机速度状态信号SD为低；当刹车主机轮组基准速度电压大于V_SD2时，飞机速度状态信号SD为高。

本实施例中机轮组基准速度小于80km/h时，飞机速度状态信号为低；机轮组基准速度大于100km/h时，飞机速度状态信号为高。

步骤3、多轮系刹车系统刹车机轮组刹车状态的控制

防滑控制盒6根据得到的刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑，以及得到的飞机速度状态信号SD判断飞机主机轮的速度状态，当刹车压力小、飞机速度低时，部分机轮组被禁止刹车，解决碳刹车盘低速磨损严重问题，延长飞机碳刹车盘寿命，其他条件下全部机轮组车进行刹车。具体是：

当刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑为0，且飞机速度状态信号SD为高时，全部机轮组刹车。

当刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑为0，且飞机速度状态信号SD为低时，全部机轮组刹车。

当刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑为1，且飞机速度状态信号SD为高时，全部机轮组刹车。

当刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑为1，且飞机速度状态信号SD为低时，左后机轮组12和右后机轮组13刹车。

本实施例中，当飞机机轮组基准速度小于80km/h，当左刹车压力和右刹车压力全部小于P₁＝3MPa时，两个机轮组禁止刹车，部分机轮组刹车；其它条件下，全部机轮组参与刹车。

通过以上三步，确定刹车压力状态和飞机速度状态，实现了多轮系刹车系统刹车机轮组刹车状态的控制。

Claims (4)

1.一种多轮系刹车系统，包括左起落架和右起落架，所述的左起落架和右起落架中，减压活门的输入端与液压源连通，减压活门的刹车压力输出端口与电液压力伺服阀的输入端连通；所述减压活门的回油路与油箱连通，并同时与所述电液压力伺服阀的回油管路连通；所述电液压力伺服阀的输出端通过两个转换活门分别与两个定量器连通；两个定量器中，一个定量器的输出端与左前机轮组连通，另一个定量器的输出端与左后机轮组连通；分别位于各机轮组中的刹车主机轮上的速度传感器的输出端分别与防滑控制盒的信号采集端口连通；所述防滑控制盒的刹车电流控制端口与所述电液压力伺服阀的控制端连通；防滑开关的一端与28V的直流电源连通，另一端分别与故障灯和防滑灯连通；

其特征在于，在所述减压活门的刹车压力输出端口与电液压力伺服阀之间的管路上，分别通过三通阀连接液压压力继电器的液压油接口；该压力继电器控制端的触点A通过电连接器与防滑控制盒的地线连接，压力继电器控制端的常开触点C和常闭触点B通过电连接器分别与防滑控制盒的压力采集电路连接；所述液压压力继电器与28V直流电源连接；

将所述左起落架中的液压压力继电器与位于右起落架中的液压压力继电器连通。

2.一种权利要求1所述多轮系刹车系统的控制方法，其特征在于，具体过程是：

步骤1、确定刹车压力状态：

通过液压压力继电器设置刹车压力预定值P₁和P₂，所述P₁为3MPa，P₂为4.5MPa；

当左减压活门和右减压活门输出的刹车压力都小于P₁时，位于左起落架中的液压压力继电器的常开触点C与位于右起落架中的液压压力继电器的常开触点C分别与防滑控制盒的压力采集电路断开；位于左起落架中的液压压力继电器的常闭触点B与位于右起落架中的液压压力继电器的常闭触点B分别与防滑控制盒的压力采集电路连接，同时所述各常闭触点B与28V的直流电源接通，并将该左起落架中的液压压力继电器采集到的28V的直流电源信号作为左刹车压力状态信号YL1传输至防滑控制盒，将该右起落架中的液压压力继电器采集到的28V的直流电源信号作为右刹车压力状态信号YL2传输至防滑控制盒；当左减压活门和右减压活门输出的刹车压力都小于P₁时，所述的左刹车压力状态信号YL1和右刹车压力状态信号YL2用逻辑“1”表示；

当左减压活门和右减压活门输出的刹车压力都大于P₂时，位于左起落架中的液压压力继电器的常闭触点B与位于右起落架中的液压压力继电器的常闭触点B分别与防滑控制盒的压力采集电路断开；位于左起落架中的液压压力继电器的常开触点C与位于右起落架中的液压压力继电器的常开触点C分别与防滑控制盒的压力采集电路连接，同时所述各常开触点C与28V的直流电源的地线接通，并将该左起落架中的液压压力继电器采集到的28V的直流电源的地线信号作为左刹车压力状态信号YL1传输至防滑控制盒，将该右起落架中的液压压力继电器采集到的28V的直流电源的地线信号作为右刹车压力状态信号YL2传输至防滑控制盒；当左减压活门和右减压活门输出的刹车压力都大于P₂时，所述的左刹车压力状态信号YL1和右刹车压力状态信号YL2用逻辑“0”表示；

步骤2、确定飞机速度状态：

防滑控制盒在线检测飞机碳刹车主机轮速度，确定对应的基准速度电压V_ωR，用基准速度电压V_ωR模拟飞机速度；采用具有滞迴比较特性的速度状态识别电路，设置飞机速度预定值V_SD并确定飞机速度状态信号SD；当刹车主机轮组基准速度电压小于V_SD1时，飞机速度状态信号SD为低；当刹车主机轮组基准速度电压大于V_SD2时，飞机速度状态信号SD为高；

步骤3、多轮系刹车系统刹车机轮组刹车状态的控制

防滑控制盒根据得到的刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑，以及得到的飞机速度状态信号SD判断飞机主机轮的速度状态，当刹车压力小、飞机速度低时，左前机轮组和右前机轮组刹车被禁止刹车，其他条件下全部机轮组车进行刹车。

3.如权利要求2所述多轮系刹车系统的控制方法，其特征在于，步骤1中：

当所述左刹车压力状态信号YL1与右刹车压力状态信号YL2的逻辑均为1时，刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑为1；

当所述左刹车压力状态信号YL1为1时，右刹车压力状态信号YL2的逻辑为0时，刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑为0；

当所述左刹车压力状态信号YL1为0时，右刹车压力状态信号YL2的逻辑为1时，刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑为0；

当所述左刹车压力状态信号YL1与右刹车压力状态信号YL2的逻辑均为0时，刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑为0。

4.如权利要求2所述多轮系刹车系统的控制方法，其特征在于，步骤3中多轮系刹车系统刹车机轮组刹车状态的控制的具体过程是：

当刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑为0，且飞机速度状态信号SD为高时，全部机轮组刹车；

当刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑为0，且飞机速度状态信号SD为低时，全部机轮组刹车；

当刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑为1，且飞机速度状态信号SD为高时，全部机轮组刹车；

当刹车系统刹车压力状态信号ZYL逻辑为1，且飞机速度状态信号SD为低时，左后机轮组和右后机轮组刹车。