CN107352020A - 一种飞机刹车系统及静刹车保护的控制方法 - Google Patents

一种飞机刹车系统及静刹车保护的控制方法 Download PDF

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Abstract

一种飞机刹车系统及静刹车保护的控制方法，当模拟飞机速度低于预先设置的静刹车控制安全门限时，防滑控制盒使静刹保护继电器接通；反之防滑控制盒使静刹保护继电器断开。根据静刹保护继电器的通‑断信号，确定飞机静刹车状态。第一落地开关和第二落地开关，确定飞机空/地状态。静刹车分系统根据飞机速度状态和空/地状态，采用特殊的控制逻辑实现飞机静刹车保护功能。本发明将静刹车功能与飞机的接地保护功能彻底分开，解决了在飞机接地保护功能失效的情况下出现的静刹车分系统输出静刹车压力的问题，同时解决了在飞机着陆时由于飞行员误扳静刹开关而输出静刹车压力的问题而导致刹车主机轮出现爆胎事故。

Description

一种飞机刹车系统及静刹车保护的控制方法
技术领域
本发明涉及飞机刹车技术领域，具体是一种具有静刹车保护功能的飞机刹车系统及其设计方法。
背景技术
飞机静刹车压力大于等于正常刹车压力，刹车系统设置有单独的静刹车分系统，通过静刹车开关2控制飞机静刹功能；接通静刹车开关2，两位三通电磁阀1导通，液压源12直接与飞机刹车机轮6的刹车装置连接，实现飞机静刹车。具体见图1多轮系飞机静刹车系统原理图。
静刹车分系统由两位三通电磁阀1、静刹开关2、起落架落地开关3、转换阀4、定量器5、刹车机轮6、防滑控制盒7组成。静刹车开关2接通，两位三通电磁阀1通电，静刹车系统输出静刹车压力；断开静刹车开关2，两位三通电磁阀1断电，静刹车系统禁止输出刹车压力。当飞行员空中或着陆刹车过程中接通静刹车开关2，出现多个刹车机轮爆胎、甚至发生机轮报废事故。
静刹车保护功能是飞机在空中或地面滑行时，当飞机速度大于或等于规定值时，接通静刹车开关2，静刹车系统禁止输出静刹车压力。专利号为ZL200910121774.9的国防专利《飞机炭刹车机轮的静刹车系统保护装置》介绍了具有静刹车保护功能的刹车系统。静刹车分系统由静刹车开关2、两位三通电磁阀1、转换阀4、定量器5、刹车机轮6、静刹车保护继电器8、防滑控制盒7组成。防滑控制盒7采集左、右起落架上的落地开关3状态信号或飞机机轮速度传感器11的速度信号，控制静刹车保护继电器8接通、断开，实现飞机静刹车保护功能。当防滑控制盒7检测到飞机满足静刹车系统使用条件，静刹车保护继电器8接通，扳动静刹车开关2至接通位置，两位三通电磁阀1通电工作，静刹车系统输出静刹车压力实现静刹车；否则接通静刹车开关2，静刹车保护继电器8断开，两位三通电磁阀1断电，静刹车压力禁止输出而实现静刹车保护，具体见图2静刹车系统保护装置原理图。
在公开号为CN 105438453A的发明创造中公开了一种飞机静刹车及其保护系统，其结构示意图见图3。该系统包括刹车控制器、静刹车开关、静刹车电磁阀、转换阀和机轮速度传感器，采用静刹车开关对静刹车系统的接通和断开进行控制，当刹车控制单元检测到飞机满足静刹车系统接通条件时，扳动静刹车开关至接通位置，静刹车电磁阀接通，静刹车油液通过静刹车电磁阀、转换阀到刹车机轮，当刹车控制单元检测到飞机不满足静刹车条件时，扳动接通静刹车开关至位置，静刹车开关无法吸合在接通位置，静刹车电磁阀无法接通，此时静刹车不起作用，有效防止了静刹车系统的误操作，提高了飞机的使用安全性。
但在上述现有技术中，由于飞机起落架结构限制，防滑控制盒不能采集多轮系飞机防滑刹车系统中的第一落地开关和第二落地开关信号，使所述第一落地开关和第二落地开关信号不能进入防滑控制盒参与控制静刹保护功能，导致飞机静刹车保护功能失效而不满足使用要求。当飞行员在空中或着陆刹车过程中误扳静刹车开关时输出静刹车压力，导致多个刹车机轮爆胎、甚至机轮报废事故。
发明内容
为克服现有技术中存在的第一落地开关和第二落地开关信号不能进入防滑控制盒参与控制静刹保护功能，导致飞机静刹车保护功能失效的不足，本发明提出了一种飞机刹车系统及静刹车保护的控制方法。
本发明提出的飞机刹车系统包括两位三通电磁阀、静刹车开关、落地开关、机轮、防滑控制盒、静刹车保护继电器、第一落地开关、第二落地开关、机轮速度传感器和液压源。
其中，静刹车开关的输出信号的输入端与27V的电源连通；该静刹车开关的信号输出端与静刹车保护继电器的输出信号的输入端连通，并且在该静刹车开关与静刹车保护继电器之间依次串联有第一落地开关和第二落地开关，所述的第一落地开关安装在左起落架上，所述的第二落地开关安装在右起落架上。所述防滑控制盒的静刹车状态识别电路输出端与所述静刹车保护继电器的控制信号的输入端连通；该防滑控制盒的地线与静刹车保护继电器控制信号的输出端连通。所述防滑控制盒的速度采集电路分别与位于两个机轮上的速度传感器连通。所述静刹车保护继电器的输出信号的输出端与两位三通电磁阀的控制信号的输入端连通。所述两位三通电磁阀的控制信号的输出端接地线。所述两位三通电磁阀的进油口与液压源连通；两位三通电磁阀的回油口与油箱连通；两位三通电磁阀的工作口与机轮刹车装置相连。
当飞行员接通静刹车开关时，第一落地开关与第二落地开关同时接通，飞机处于停机或处于低速状态，静刹车保护继电器导通，两位三通电磁阀输出静刹车压力。
当飞行员接通静刹车开关时，第一落地开关与第二落地开关同时接通，飞机处于高速状态，静刹车保护继电器断开，两位三通电磁阀不输出静刹车压力。
当飞行员接通静刹车开关时，第一落地开关或第二落地开关接通，静刹车保护继电器断开，两位三通电磁阀不输出静刹车压力。
当飞行员断开静刹车开关时，静刹车保护继电器断开，两位三通电磁阀不输出静刹车压力。
本发明提出的利用所述具有静刹保护功能的飞机刹车系统实施静刹保护控制的具体过程是：
步骤一、根据刹车机轮速度确定飞机速度状态。
所述的飞机速度状态是指机轮速度小于静刹车控制安全门限VSD1或大于静刹车控制安全门限VSD2。
采用具有滞迴比较特性的速度状态识别电路确定飞机速度状态，预先设置静刹车控制安全门限VSD1和静刹车控制安全门限VSD2，用于确定飞机速度状态JSD。
所述的静刹车控制安全门限VSD1为30km/h，所述的静刹车控制安全门限VSD2为100km/h。
在确定飞机速度状态JSD时：
机轮速度从0开始并增大转速至大于静刹车控制安全门限VSD2时，飞机速度状态JSD为高；机轮速度小于静刹车控制安全门限VSD2时，飞机速度状态JSD为低。
机轮速度从高速减速时，当该机轮速度大于静刹车控制安全门限VSD1时，飞机速度状态JSD为高；机轮速度小于静刹车控制安全门限VSD1时，飞机速度状态JSD为低。
步骤二、根据落地开关状态确定飞机空/地状态
防滑刹车系统通电，分别位于左起落架和右起落架上的第一落地开关、第二落地开关通过采集到的飞机载荷变化接通或断开，从而得到所述第一落地开关和第二落地开关的状态信号，并根据所述第一落地开关和第二落地开关的状态信号确定飞机空/地状态信号JLD，该飞机空/地状态信号JLD表明了飞机空/地状态。
所述第一落地开关采集到的飞机载荷变化信号为JLD1、第二落地开关采集到的飞机载荷变化信号为JLD2。
当飞机在空中时,第一落地开关断开，该第一落地开关的状态信号JLD1为0；当飞机在地面时,第一落地开关接通，该第一落地开关的状态信号JLD1为1
当飞机在空中时,第二落地开关断开，该第二落地开关的状态信号JLD2为0；当飞机在地面时,第二落地开关接通，该第二落地开关的状态信号JLD2为1
当第一落地开关的状态信号JLD1与第二落地开关的状态信号JLD2均为1时，飞机处于地面状态，确定的飞机空/地状态信号JLD为1
当第一落地开关的状态信号JLD1与第二落地开关的状态信号JLD2均为0时，飞机处于空中状态，确定的飞机空/地状态信号JLD为0
当第一落地开关的状态信号JLD1与第二落地开关的状态信号JLD2不一致时，飞机处于空中状态，确定的飞机空/地状态信号JLD为0
表达为:
式中：“0”代表飞机空中状态，禁止静刹车状态；
“1”代表飞机地面状态，实施静刹车状态。
步骤三、静刹车保护
根据得到的飞机空/地状态信号JLD和飞机速度状态JSD确定是否允许飞机静刹车。
当所述到的飞机空/地状态信号JLD为0并且飞机速度状态JSD为高速时，飞机实施静刹保护，不允许飞机静刹车。
当所述到的飞机空/地状态信号JLD为1并且飞机速度状态JSD为高速时，飞机实施静刹保护，不允许飞机静刹车。
当所述到的飞机空/地状态信号JLD为0并且飞机速度状态JSD为低速时，飞机实施静刹保护，不允许飞机静刹车。
当所述到的飞机空/地状态信号JLD为1并且飞机速度状态JSD为低速时，飞机不实施静刹保护，允许飞机静刹车。
本发明以多轮系飞机防滑刹车系统为基础，保持刹车系统机械接口不变，通过更改电路连线关系，实现飞机静刹车保护功能。
本发明通过刹车系统检测飞机速度和飞机的空/地状态，当飞机处于地面且飞机速度满足一定条件时，接通静刹开关，刹车系统输出静刹车压力。
防滑控制盒实时采集刹车机轮速度传感器输出的速度信号，防滑控制盒对速度信号进行模拟计算得到对应的模拟飞机速度，当模拟飞机速度低于预先设置的静刹车控制安全门限时，防滑控制盒使静刹保护继电器接通；反之防滑控制盒使静刹保护继电器断开。静刹车分系统根据静刹保护继电器的通-断信号，确定飞机静刹车状态。第一落地开关和第二落地开关，确定飞机空/地状态。静刹车分系统根据飞机速度状态和空/地状态，采用特殊的控制逻辑实现飞机静刹车保护功能。
本发明中静刹车分系统通过防滑控制盒采集飞机速度状态信号和飞机空/地状态信号，用飞机速度状态信号和飞机空/地状态信号控制飞机的静刹车功能，改变了现有技术采用接地保护功能和飞机速度状态信号共同确定静刹车的控制方法，本发明将静刹车功能与飞机的接地保护功能彻底分开，解决了在飞机接地保护功能失效的情况下出现的静刹车分系统输出静刹车压力的问题，同时解决了在飞机着陆时由于飞行员误扳静刹开关而输出静刹车压力的问题而导致刹车主机轮出现爆胎事故。
附图说明
图1是现有技术的多轮系飞机静刹车系统原理图。
图2是现有技术的静刹车系统保护装置原理图。
图3是现有技术的飞机静刹车及其保护系统结构示意图
图4是本发明的结构示意图。
图中：
1.两位三通电磁阀；2.静刹车开关；3.落地开关；4.转换阀；5.定量器；6.刹车机轮；7.防滑控制盒；8.静刹车保护继电器；9.第一落地开关；10第二落地开关；11.机轮速度传感器；12.液压源；13.油箱。
具体实施方式
实施例是一种具有静刹保护功能的飞机刹车系统，包括两位三通电磁阀1、静刹车开关2、落地开关3、转换阀4、定量器5、刹车机轮6、防滑控制盒7、静刹车保护继电器8、第一落地开关9；第二落地开关10；机轮速度传感器11和液压源12。
其中，静刹车开关2的输出信号的输入端与28V.DC的电源连通；该静刹车开关2的信号输出端与静刹车保护继电器8的输出信号的输入端连通，并且在该静刹车开关与静刹车保护继电器之间依次串联有第一落地开关9和第二落地开关10，所述的第一落地开关9安装在左起落架上，所述的第二落地开关10安装在右起落架上。所述防滑控制盒7的静刹车状态识别电路输出端与所述静刹车保护继电器8的控制信号的输入端连通；该防滑控制盒7的地线与静刹车保护继电器8控制信号的输出端连通。所述防滑控制盒7的速度采集电路分别与位于两个机轮上的速度传感器11连通。所述静刹车保护继电器8的输出信号的输出端与两位三通电磁阀1的控制信号的输入端连通。所述两位三通电磁阀1的控制信号的输出端接地线。所述两位三通电磁阀的进油口与液压源12连通；两位三通电磁阀的回油口与油箱13连通；两位三通电磁阀的工作口与机轮刹车装置相连。
工作时，当飞行员接通静刹车开关2时，第一落地开关9与第二落地开关10同时接通，飞机处于停机或处于低速状态，静刹车保护继电器8导通，两位三通电磁阀1输出静刹车压力。
当飞行员接通静刹车开关2时，第一落地开关9与第二落地开关10同时接通，飞机处于高速状态，静刹车保护继电器8断开，两位三通电磁阀1不输出静刹车压力。
当飞行员接通静刹车开关2时，第一落地开关9或第二落地开关10接通，静刹车保护继电器8断开，两位三通电磁阀1不输出静刹车压力。
当飞行员断开静刹车开关2时，静刹车保护继电器8断开，两位三通电磁阀1不输出静刹车压力。
本发明还提出了一种所述具有静刹保护功能的飞机刹车系统的设计方法，具体过程是：
步骤一、根据刹车机轮速度确定飞机速度状态。
步骤一、根据刹车机轮速度确定飞机速度状态。
所述的飞机速度状态是指机轮速度小于静刹车控制安全门限VSD1或大于静刹车控制安全门限VSD2。
防滑控制盒7实时采集机轮速度传感器11输出的速度信号。采用具有滞迴比较特性的速度状态识别电路确定飞机速度状态，具体预先设置静刹车控制安全门限VSD1和静刹车控制安全门限VSD2，确定飞机速度状态JSD。所述的静刹车控制安全门限VSD1为30km/h，所述的静刹车控制安全门限VSD2为100km/h。
机轮速度从0开始并增大转速至大于静刹车控制安全门限VSD2时，飞机速度状态JSD为高；机轮速度小于静刹车控制安全门限VSD2时，飞机速度状态JSD为低。
机轮速度从高速减速时，当该机轮速度大于静刹车控制安全门限VSD1时，飞机速度状态JSD为高；机轮速度小于静刹车控制安全门限VSD1时，飞机速度状态JSD为低。
本实施例设定的静刹车控制安全门限VSD1为30km/h；静刹车控制安全门限VSD2为100km/h。采用具有滞迴比较特性的速度状态识别逻辑确定飞机速度状态。当飞机刹车机轮速度由小到大时，飞机速度大于等于100km/h为高速状态，不允许实施静刹车；当飞机刹车机轮速度由大到小时，飞机速度小于等于30km/h为低速状态，允许实施静刹车。
步骤二、根据落地开关状态确定飞机空/地状态
防滑刹车系统通电，分别位于左起落架和右起落架上的第一落地开关9、第二落地开关10根据采集到的飞机载荷变化接通或断开，从而得到所述第一落地开关9和第二落地开关10的状态信号，并根据所述第一落地开关9和第二落地开关10的状态信号确定飞机空/地状态信号JLD，该飞机空/地状态信号JLD表明了飞机空/地状态。飞机空/地状态控制逻辑见表1。
所述第一落地开关9采集到的飞机载荷变化信号为JLD1、第二落地开关10采集到的飞机载荷变化信号为JLD2。
当飞机在空中时,第一落地开关9断开，该第一落地开关的状态信号JLD1为0；当飞机在地面时,第一落地开关9接通，该第一落地开关的状态信号JLD1为1。
当飞机在空中时,第二落地开关10断开，该第二落地开关的状态信号JLD2为0；当飞机在地面时,第二落地开关10接通，该第二落地开关的状态信号JLD2为1。
当第一落地开关的状态信号JLD1与第二落地开关的状态信号JLD2均为1时,飞机处于地面状态，确定的飞机空/地状态信号JLD为1。
当第一落地开关的状态信号JLD1与第二落地开关的状态信号JLD2均为0时,飞机处于空中状态，确定的飞机空/地状态信号JLD为0。
当第一落地开关的状态信号JLD1与第二落地开关的状态信号JLD2不一致时,飞机处于空中状态，确定的飞机空/地状态信号JLD为0。
表达为:
式中：“0”代表飞机空中状态，该状态禁止静刹车；
“1”代表飞机地面状态，该状态实施静刹车。
表1 飞机空/地状态控制逻辑
JLD1 JLD2 JLD
1 1 1
1 0 0
0 1 0
0 0 0
说明：“1”代表飞机地面状态；“0”代表飞机空中状态。
本实施例选用机械式落地开关.在飞机降落时，放下起落架,刹车机轮接地,起落架上的机械式落地开关在外力作用下接通，发出接通控制信号。某飞机机械式落地开关性能参数见表2：
表2 机械式落地开关性能
起落架落地开关受外力作用通断，飞机着陆过程中作用在起落架落地开关上的载荷不断变化，以下几种情况经常出现：
按表1的控制逻辑，当起落架第一落地开关9和第二落地开关10的信号全为“1”时，飞机空/地状态信号为28V.DC，飞机空/地状态控制逻辑为“1”，代表飞机处于地面状态，刹车系统可实施静刹车；当起落架第一落地开关9和第二落地开关10信号不全为“1”时，飞机空/地状态信号为0V.DC，飞机空/地状态控制逻辑为“0”，代表飞机处于空中状态，刹车系统禁止静刹车，即飞机实现静刹保护。
步骤三、静刹车保护
根据得到的飞机空/地状态信号JLD和飞机速度状态JSD确定是否允许飞机静刹车。
当所述到的飞机空/地状态信号JLD为0并且飞机速度状态JSD为高速时，飞机实施静刹保护，不允许飞机静刹车。
当所述到的飞机空/地状态信号JLD为1并且飞机速度状态JSD为高速时，飞机实施静刹保护，不允许飞机静刹车。
当所述到的飞机空/地状态信号JLD为0并且飞机速度状态JSD为低速时，飞机实施静刹保护，不允许飞机静刹车。
当所述到的飞机空/地状态信号JLD为1并且飞机速度状态JSD为低速时，飞机不实施静刹保护，允许飞机静刹车。
根据刹车机轮6的速度确定飞机静刹车状态、根据第一落地开关9和第二落地开关10的状态确定飞机空/地状态。通过两种状态信号共同确定静刹保护逻辑，具体见表3。
表3 飞机静刹保护逻辑
JSD JLD 静刹车的控制
高速 0 静刹保护
高速 1 静刹保护
低速 0 静刹保护
低速 1 实施静刹车
所述的禁止静刹车时：
当第一落地开关9的状态信号JLD1和第二落地开关10状态信号JLD2均为0时,即确定的飞机空/地状态信号JLD为0，飞机处于空中状态；飞机刹车系统通电，第一落地开关9和第二落地开关10断开，接通静刹车开关2，静刹车保护继电器8断开，两位三通电磁阀1断电，禁止输出静刹车压力实现静刹保护。
当第一落地开关9的状态信号JLD1与第二落地开关10状态信号JLD2不一致时,即确定的飞机空/地状态信号JLD为0，飞机处于空中状态；飞机刹车系统通电，第一落地开关9或第二落地开关10断开，接通静刹车开关2，静刹车保护继电器8断开，两位三通电磁阀1断电，禁止输出静刹车压力实现静刹保护。
所述的实施静刹车时，
当第一落地开关9的状态信号JLD1和第二落地开关10状态信号JLD2均为1时,即确定的飞机空/地状态信号JLD为1，飞机处于地面状态；飞机刹车系统通电，第一落地开关9和第二落地开关10接通，并且飞机速度小于静刹车控制安全门限速度，飞机速度状态JSD为低速状态时，接通静刹车开关2，防滑控制盒7控制静刹车保护继电器8接通，两位三通电磁阀1通电工作，静刹车压力进入刹车机轮，实现静刹车。
本实施例采用多轮系飞机防滑刹车系统成熟产品，按照图4飞机静刹车分系统电器联接关系实现飞机静刹车系统的静刹保护功能。本实施例能够解决第一落地开关9和第二落地开关10信号不能进入防滑控制盒7参与静刹车保护控制而导致的飞机静刹车保护功能失效，以及飞行员在空中或着陆刹车过程中误扳静刹车开关造成的刹车机轮爆胎，甚至出现机轮报废的问题。

Claims (5)

1.一种飞机刹车系统，其特征在于，包括两位三通电磁阀、静刹车开关、落地开关、机轮、防滑控制盒、静刹车保护继电器、第一落地开关、第二落地开关、机轮速度传感器和液压源；
其中，静刹车开关的输出信号的输入端与27V的电源连通；该静刹车开关的信号输出端与静刹车保护继电器的输出信号的输入端连通，并且在该静刹车开关与静刹车保护继电器之间依次串联有第一落地开关和第二落地开关，所述的第一落地开关安装在左起落架上，所述的第二落地开关安装在右起落架上；所述防滑控制盒的静刹车状态识别电路输出端与所述静刹车保护继电器的控制信号的输入端连通；该防滑控制盒的地线与静刹车保护继电器控制信号的输出端连通；所述防滑控制盒的速度采集电路分别与位于两个机轮上的速度传感器连通；所述静刹车保护继电器的输出信号的输出端与两位三通电磁阀的控制信号的输入端连通；所述两位三通电磁阀的控制信号的输出端接地线；所述两位三通电磁阀的进油口与液压源连通；两位三通电磁阀的回油口与油箱连通；两位三通电磁阀的工作口与机轮刹车装置相连。
2.如权利要求1所述飞机刹车系统，其特征在于：
当飞行员接通静刹车开关时，第一落地开关与第二落地开关同时接通，飞机处于停机或处于低速状态，静刹车保护继电器导通，两位三通电磁阀输出静刹车压力；
当飞行员接通静刹车开关时，第一落地开关与第二落地开关同时接通，飞机处于高速状态，静刹车保护继电器断开，两位三通电磁阀不输出静刹车压力；
当飞行员接通静刹车开关时，第一落地开关或第二落地开关接通，静刹车保护继电器断开，两位三通电磁阀不输出静刹车压力；
当飞行员断开静刹车开关时，静刹车保护继电器断开，两位三通电磁阀不输出静刹车压力。
3.一种如权利要求1所述飞机刹车系统的设计方法，其特征在于，具体过程是：
步骤1，根据刹车机轮速度确定飞机速度状态：
所述的飞机速度状态是指机轮速度小于静刹车控制安全门限VSD1或大于静刹车控制安全门限VSD2；
采用具有滞迴比较特性的速度状态识别电路确定飞机速度状态，预先设置静刹车控制安全门限VSD1和静刹车控制安全门限VSD2，用于确定飞机速度状态JSD；
步骤2，根据落地开关状态确定飞机空/地状态
防滑刹车系统通电，分别位于左起落架和右起落架上的第一落地开关、第二落地开关通过采集到的飞机载荷变化接通或断开，从而得到所述第一落地开关和第二落地开关的状态信号，并根据所述第一落地开关和第二落地开关的状态信号确定飞机空/地状态信号JLD，该飞机空/地状态信号JLD表明了飞机空/地状态；
所述第一落地开关采集到的飞机载荷变化信号为JLD1、第二落地开关采集到的飞机载荷变化信号为JLD2；
当飞机在空中时,第一落地开关断开，该第一落地开关的状态信号JLD1为0；当飞机在地面时,第一落地开关接通，该第一落地开关的状态信号JLD1为1；
当飞机在空中时,第二落地开关断开，该第二落地开关的状态信号JLD2为0；当飞机在地面时,第二落地开关接通，该第二落地开关的状态信号JLD2为1；
当第一落地开关的状态信号JLD1与第二落地开关的状态信号JLD2均为1时，飞机处于地面状态，确定的飞机空/地状态信号JLD为1；
当第一落地开关的状态信号JLD1与第二落地开关的状态信号JLD2均为0时，飞机处于空中状态，确定的飞机空/地状态信号JLD为0；
当第一落地开关的状态信号JLD1与第二落地开关的状态信号JLD2不一致时，飞机处于空中状态，确定的飞机空/地状态信号JLD为0；
表达为：
式中：“0”代表飞机空中状态，禁止静刹车状态；
“1”代表飞机地面状态，实施静刹车状态；
步骤3，静刹车保护：
根据得到的飞机空/地状态信号JLD和飞机速度状态JSD确定是否允许飞机静刹车；
当所述到的飞机空/地状态信号JLD为0并且飞机速度状态JSD为高速时，飞机实施静刹保护，不允许飞机静刹车；
当所述到的飞机空/地状态信号JLD为1并且飞机速度状态JSD为高速时，飞机实施静刹保护，不允许飞机静刹车；
当所述到的飞机空/地状态信号JLD为0并且飞机速度状态JSD为低速时，飞机实施静刹保护，不允许飞机静刹车；
当所述到的飞机空/地状态信号JLD为1并且飞机速度状态JSD为低速时，飞机不实施静刹保护，允许飞机静刹车。
4.如权利要求1所述飞机刹车系统的设计方法，其特征在于，所述的静刹车控制安全门限VSD1为30km/h，所述的静刹车控制安全门限VSD2为100km/h。
5.如权利要求1所述飞机刹车系统的设计方法，其特征在于，在确定飞机速度状态JSD时：
机轮速度从0开始并增大转速至大于静刹车控制安全门限VSD2时，飞机速度状态JSD为高；机轮速度小于静刹车控制安全门限VSD2时，飞机速度状态JSD为低；
机轮速度从高速减速时，当该机轮速度大于静刹车控制安全门限VSD1时，飞机速度状态JSD为高；机轮速度小于静刹车控制安全门限VSD1时，飞机速度状态JSD为低。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108146622A (zh) * 2017-12-06 2018-06-12 西安航空制动科技有限公司 使用自动刹车开关的飞机电传刹车系统及刹车方法
CN110203378A (zh) * 2019-07-08 2019-09-06 西安航空制动科技有限公司 能够防止误输出的飞机刹车系统及其控制方法
CN113759276A (zh) * 2021-01-05 2021-12-07 西安京东天鸿科技有限公司 一种接地诊断方法和装置

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001010460A (ja) * 1999-06-30 2001-01-16 Toyota Autom Loom Works Ltd デッドマンブレーキの制御装置及び制御方法
US20120261980A1 (en) * 2011-04-15 2012-10-18 Hurst Richard P Balanced brake control system
CN203612202U (zh) * 2013-12-05 2014-05-28 张可意 一种飞机智能防滑刹车控制盒
CN104494815A (zh) * 2014-11-18 2015-04-08 西安航空制动科技有限公司 一种飞机防滑刹车系统落地保护方法
CN105438453A (zh) * 2014-09-28 2016-03-30 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机静刹车及其保护系统
CN105620455A (zh) * 2016-02-04 2016-06-01 西安航空制动科技有限公司 一种飞机刹车系统及其接地保护的控制方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001010460A (ja) * 1999-06-30 2001-01-16 Toyota Autom Loom Works Ltd デッドマンブレーキの制御装置及び制御方法
US20120261980A1 (en) * 2011-04-15 2012-10-18 Hurst Richard P Balanced brake control system
CN203612202U (zh) * 2013-12-05 2014-05-28 张可意 一种飞机智能防滑刹车控制盒
CN105438453A (zh) * 2014-09-28 2016-03-30 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机静刹车及其保护系统
CN104494815A (zh) * 2014-11-18 2015-04-08 西安航空制动科技有限公司 一种飞机防滑刹车系统落地保护方法
CN105620455A (zh) * 2016-02-04 2016-06-01 西安航空制动科技有限公司 一种飞机刹车系统及其接地保护的控制方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
钟亮等: "飞机刹车系统接地保护功能研究", 《航空精密制造技术》 *

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108146622A (zh) * 2017-12-06 2018-06-12 西安航空制动科技有限公司 使用自动刹车开关的飞机电传刹车系统及刹车方法
CN110203378A (zh) * 2019-07-08 2019-09-06 西安航空制动科技有限公司 能够防止误输出的飞机刹车系统及其控制方法
CN110203378B (zh) * 2019-07-08 2024-02-23 西安航空制动科技有限公司 能够防止误输出的飞机刹车系统及其控制方法
CN113759276A (zh) * 2021-01-05 2021-12-07 西安京东天鸿科技有限公司 一种接地诊断方法和装置
CN113759276B (zh) * 2021-01-05 2024-05-17 西安京东天鸿科技有限公司 一种接地诊断方法和装置

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