CN108082154B - 一种具有自动刹车能力的飞机液压刹车系统 - Google Patents

Abstract

一种具有自动刹车能力的飞机液压刹车系统，由液压刹车阀、电液伺服阀、速度传感器器、防滑控制盒、自动刹车开关K和转换阀组成一级自动刹车系统；由液压刹车阀、电液伺服阀、速度传感器器、防滑控制盒、两个自动刹车开关、两个转换阀、两个液电阀、两个电液伺服阀、两个转换阀、两个减压阀，以及节流器、单向阀、速度传感器器和防滑控制盒组成一级自动刹车系统。本发明具有自动刹车能力，完善和扩充了正常刹车系统运行选择范围，为驾驶员提供自动刹车的刹车方式选择，有利于充分发挥刹车系统潜力，缩短着陆滑跑距离35％，并具有结构合理可行、使用灵活便捷、可靠性高等特点，避免了隐含安全事故隐患和排故困难等问题。

Description

一种具有自动刹车能力的飞机液压刹车系统

技术领域

本发明涉及一种飞机机轮液压刹车系统，具体是涉及一种具有自动刹车能力的飞机液压刹车系统。

背景技术

飞机机轮刹车系统是现代飞机起落装置的构成部分，是飞机起飞、着陆滑跑和地面滑行操纵安全运行的基本保障设备，用以保证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。地面交通拥挤堵塞是现在加速现代化的许多城市日益严重的问题。航空交通也不例外，机场进出港航班排队等待跑道。随着民用航空事业的发展，机场跑道资源的提供和机场跑道资源的利用问题，对安全、快速进出港航班的影响十分突出，如何尽快缩短滑跑距离使飞机退出跑道，是航空工程技术和管理人员及有关方面需要研究的重大课题。如果能在尽可能短滑跑距离内刹车停止飞机，将提高机场跑道的利用率，对繁忙的民航机无疑提高了运营效率和经济效益，也提高乘客满意度。对军用机将提高装备利用率和战斗力。试验研究和使用表明，自动刹车系统能够实现缩短滑跑距离的目的。自动刹车也是人们一直期待的，以减轻驾驶员在着陆的安全关键时刻的负荷。目前，一般飞机没有装备自动刹车系统，刹车时需要驾驶员一直踩压(踩踏)刹车踏板(有的战斗机采用手握刹车手柄)，操纵刹车阀进行，只有波音、空客等一些机型如波音737-700、A320配有自动刹车系统，按不同的减速率水平自动刹车。国外这种自动刹车系统包括自动刹车选择开关、自动刹车控制盒、自动刹车伺服阀等附件。除了起飞前驾驶员要操纵自动刹车选择开关设定自动刹车档位外，起落架、扰流片、油门杆的位置等一系列状态逻辑必须完全满足规定的状态逻辑，自动刹车系统处于预位待命状态，飞机在着陆或中止起飞时自动刹车系统才能启动运行。但是，从现有飞机自动刹车系统使用情况来看，设计配置复杂，故障多发，排故定位难度大，使用可靠性低，多种逻辑关系甚至造成有安全隐患，因此，需要推出便捷可靠的自动刹车系统，满足使用技术安全要求和空勤、地勤人员的需求。

在申请号为201610902427.X的发明创造中，公开了一种防不当使用应急刹车的飞机电传刹车系统；在申请号为201610876509.1的发明创造中，公开了一种刹车指令直控式的飞机电传刹车系统；在申请号为201610436991.7的发明创造中，公开了一种能够选择刹车方式的飞机单轮双刹车的电传刹车系统；在申请号为201610436552.6的发明创造中，公开了一种能够选择刹车模式的电传操纵刹车系统；在申请号为201610436698.0的发明创造中，公开了一种飞机单轮双刹车可选的电传操纵刹车系统；在申请号为201610436553.0的发明创造中，公开了一种能够选择刹车方式的飞机机轮电传操纵刹车系统；在申请号为201310070226.4的发明创造中，公开了一种飞机电传刹车系统，这些已公开的飞机电传刹车系统都没有自动刹车功能。

在申请号为201610906014.9的发明创造中，公开了一种确保应急刹车的飞机惯性防滑刹车系统；在申请号为201610589061.5的发明创造中，公开了一种飞机刹车防滑控制方法及飞机刹车系统；在申请号为201610436904.8的发明创造中，公开了一种用于飞机单轮刹车的双刹车系统；在申请号为201610436272.5的发明创造中，公开了一种基于刹车压力选择滑行刹车的飞机机轮刹车系统；在申请号为201610436700.4的发明创造中，公开了一种能够选择飞机刹车模式刹车系统；在申请号为201510151374.8的发明创造中，公开了一种具有起飞线刹车能力的飞机正常刹车系统；在申请号为201510152621.6的发明创造中，公开了一种飞机液压刹车系统；在申请号为201510152590.4的发明创造中，公开了一种飞机正常刹车系统；在申请号为201310070307.4的发明创造中，公开了一种混合式飞机刹车系统及其控制方法；在申请号为201210053825.0的发明创造中，公开了一种飞机防滑刹车控制系统及控制方法，这些已公开的飞机刹车系统都没有自动刹车功能。

发明内容

本发明的目的是为克服现有技术中存在的设计配置复杂、故障多发、排故定位难度大、使用可靠性低，以及多种逻辑关系甚至造成有安全隐患的不足，本发明提出了一种具有自动刹车能力的飞机液压刹车系统，

本发明包括液压刹车阀、电液伺服阀、减压阀、液电阀、转换阀、节流器、单向阀、速度传感器器和防滑控制盒。其中，液压刹车阀、电液伺服阀、速度传感器器和防滑控制盒组成正常刹车系统。其特征在于：

Ⅰ当具有自动刹车能力的飞机液压刹车系统为一级自动刹车系统时，还包括自动刹车开关K和转换阀，并且所述的电液伺服阀有两个，分别是第一电液伺服阀和第二电液伺服阀；

Ⅱ当具有自动刹车能力的飞机液压刹车系统为二级自动刹车系统时，还包括自动刹车开关K1、自动刹车开关K2和转换阀；并且所述的电液伺服阀有两个，分别是第一电液伺服阀和第二电液伺服阀；所述的液电阀有两个，分别是第一液电阀和第二液电阀；所述的转换阀有两个，分别是第一转换阀和第二转换阀；所述的减压阀有两个，分别是第一减压阀和第二减压阀；

Ⅲ由所述的自动刹车开关K或自动刹车开关K1与自动刹车开关K2、减压阀或第一减压阀与第二减压阀、液电阀或第一液电阀与第二液电阀、电液伺服阀或第一电液伺服阀与第二电液伺服阀、转换阀或第一转换阀与第二转换阀，以及节流器、单向阀、速度传感器器和防滑控制盒组成自动刹车系统。

Ⅳ自动刹车开关与防滑控制盒交联，防滑控制盒采集自动刹车开关的模拟量开关离散信号。当自动刹车开关接通，防滑控制盒得到一个高电位，使正常刹车系统的电液伺服阀防滑控制信号电流被扼断，而使流往自动刹车系统的电液伺服阀防滑控制信号电流被畅通。当自动刹车开关断开，防滑控制盒得到一个低电位，使正常刹车系统的电液伺服阀防滑控制信号电流被畅通，而使流往动自刹车系统的电液伺服阀防滑控制信号电流被扼断。

当所述的自动刹车系统为一级自动刹车系统时，液压刹车阀的进油口与飞机飞机供压系统液压源连通，该液压刹车阀的刹车口与电液伺服阀的进油口连通。所述电液伺服阀的刹车口与转换阀的正常刹车进油口连通。所述电液伺服阀的电气输入端与防滑控制盒的一个电气输出端连通；该防滑控制盒的另一个电气输出端与第二电液伺服阀的电气输入端连通；该防滑控制盒的电气输入端与速度传感器器的电气输出端连通。减压阀的进油口与飞机供压系统液压源连通，该减压阀的出油口与液电阀的进油口连通。自动刹车开关K的负极端与所述液电阀电气输入端连通。所述液电阀的出油口与第二电液伺服阀的进油口连通；该第二电液伺服阀的刹车口与转换阀的自动刹车进油口连通。所述转换阀的出油口与节流器的进油口连通；该节流器的出油口与机轮刹车装置的进油口连通。

当所述的自动刹车系统为二级自动刹车系统时，该自动刹车系统有两条供压油路：一条由第一减压阀与液电阀组成；另一条由第二减压阀与第二液电阀组成。两条供压油路分别通过管路联接到第二转换阀的两个进油口，经转换阀的出油口管路联接到第二电液伺服阀的进油口；该第二电液伺服阀的刹车口与转换阀的自动刹车进油口连接。自动刹车系统有两个自动刹车开关，分别是第一自动刹车开关K1和第二自动刹车开关K2。所述的第一自动刹车开关K1与第二液电阀的电气接口通过电缆联接。第二自动刹车开关K2第一液电阀的电气接口通过电缆联接。所述第一自动刹车开关K1与第二自动刹车开关K2之间彼此受控互斥接通电路。

当所述的自动刹车系统为二级自动刹车系统时，液压刹车阀的进油口与飞机液压系统供压源管路连接；该液压刹车阀的刹车口与电液伺服阀的进油口连接。该电液伺服阀的刹车口与转换阀的正常刹车进油口连接；该电液伺服阀的电气输入端与防滑控制盒的电气输出端连接。防滑控制盒的电气输入端与机轮速度传感器器的电气输出端连接；该防滑控制盒的的电气输出端与第二电液伺服阀的电气输入端连接。所述转换阀的出油口与节流器的进油口连通；该节流器的出油口与刹车机轮的刹车装置进油口连通。单向阀有二个液压接口：一个液压接口与转换阀的出油口到节流器之间的管路联接。一个液压接口与节流器到刹车机轮的刹车装置进油口之间的管路联接。单向阀的开启方向与输往刹车机轮的刹车装置的液压油流动方向相反。

本发明依托现有的飞机正常刹车系统，并行增加便捷可靠的自动刹车系统，以置于座舱的手动开关接通或断开自动刹车，以转换活门与正常刹车系统进行油路转换，以正常刹车系统的防滑控制部分以独立或共用的防滑阀执行防滑控制，以正常刹车系统最大刹车压力的75～125％进行刹车，以节流装置抑制刹车初始液压压力的过快速度上升。

自动刹车开关安装在驾驶舱内。自动刹车开关通过电缆与液电阀实施电气联接。自动刹车开关由驾驶员手动操纵，控制向液电阀提供或断开电源，控制液电阀接通或断开。

本发明设置的自动刹车级别为一级或二级。当设置为二级自动刹车时，两个自动刹车开关对应二个自动刹车级别和所述级别的刹车压力，两个自动刹车开关互斥接通，即一个开关闭合，另一个开关不能实现闭合接通电路，一个开关受控于另一个开关。

本发明利用现有成熟的附件构建自动刹车系统，使飞机正常刹车系统具有自动刹车能力，完善和扩充了正常刹车系统运行选择范围，应用在现有装备上可为驾驶员提供自动刹车的刹车方式选择，使用自动刹车的刹车方式将有利于充分发挥刹车系统潜力，缩短着陆滑跑距离，尽快刹停飞机，安全退出跑道。由于没有复杂逻辑关系和组成，并利用成熟的附件技术，该自动刹车系统具有结构合理可行、使用灵活便捷、可靠性高等特点，没有现有一些民机存在的故障高发、复杂逻辑关系隐含安全事故隐患和排故困难等问题，即使出现刹车故障，也便于查找排故，只要在技术许可的刹车速度，只要驾驶员伸手扳动一下开关，即可运行自动刹车，无需驾驶员双脚用力一直踩刹车踏板，大大减轻驾驶员在飞机着陆滑跑紧要关头的身体和精神负荷，从而集中精力操稳掌舵飞机航向。本发明提出的自动刹车级别和自动刹车压力，符合飞机实际使用情况，同时，自动刹车压力产生的刹车力矩不会对起落架强度造成损害，而又最大限度充分利于跑道可提供的结合力矩，因此在使用自动刹车的刹车方式下较常规刹车缩短着陆滑跑距离35％左右，保障了飞机起飞着陆安全，提高了机场跑道利用率和装备利用率，经济、社会和军事效益明显。

本发明能够解决现有飞机正常刹车系统没有自动刹车能力的不足，并克服了民机自动刹车存在的问题，可用于新机设计，也适用于改装现有装备，满足长期以来人们对飞机自动刹车的期待。

附图说明

附图1是本发明一级自动刹车的刹车系统示意图。

附图2是本发明二级自动刹车的刹车系统示意图。

附图3是本发明另一种一级自动刹车的刹车系统示意图。

附图4是本发明另一种二级自动刹车的刹车系统示意图。

图中：

1.液压刹车阀；2.减压阀；3.电液伺服阀；4.防滑控制盒；5.速度传感器；6.刹车机轮；7.液电阀；8.转换阀；9.节流器；10.单向阀；11.第二电液伺服阀；13.第二液电阀；15.第二减压阀；K.自动刹车开关；K1.第一自动刹车开关；K2.第二自动刹车开关。

具体实施方式

实施例1

现代飞机前起落架机轮一般不带刹车，在两个主起落架的机轮上配有刹车装置。两个飞机主起落架通常对称布置在飞机机身两侧。本实施例以其中一个主起落架且安装一个机轮为例，说明本发明具有自动刹车能力的飞机液压刹车系统。应急刹车系统采用现有技术。

本实施例自动刹车设置为一个级别，即仅一级。自动刹车防滑阀采用独立的防滑阀，并以电液伺服阀作防滑阀。

一种具有自动刹车能力的飞机液压刹车系统该包括液压刹车阀1、电液伺服阀3、第二电液伺服阀11、减压阀2、液电阀7、转换阀8、自动刹车开关K、节流器9、单向阀10、速度传感器5和防滑控制盒4。

其中，液压刹车阀1、电液伺服阀3，速度传感器5和防滑控制盒4组成正常刹车系统。正常刹车系统按现有技术设置。

自动刹车开关K、减压阀2、液电阀7、第二电液伺服阀11、转换阀8、节流器9，单向阀10、速度传感器5和防滑控制盒4组成自动刹车系统。速度传感器5和防滑控制盒4是共用附件。

本实施例采用滑阀式液压刹车阀，液压刹车阀1正常减压输出的最大刹车压力为10MPa。

所述自动刹车系统中：液压刹车阀1的进油口与飞机飞机供压系统液压源连通，该液压刹车阀的刹车口与电液伺服阀3的进油口连通。所述电液伺服阀3的刹车口与转换阀8的正常刹车进油口连通。所述电液伺服阀的电气输入端与防滑控制盒4的一个电气输出端连通；该防滑控制盒的另一个电气输出端与第二电液伺服阀11的电气输入端连通；该防滑控制盒的电气输入端与速度传感器5的电气输出端连通。减压阀2的进油口与飞机供压系统液压源连通，该减压阀2的出油口与液电阀7的进油口连通。自动刹车开关K的负极端与所述液电阀电气输入端连通。所述液电阀的出油口与第二电液伺服阀11的进油口连通；该第二电液伺服阀的刹车口与转换阀8的自动刹车进油口连通。所述转换阀8的出油口与节流器9的进油口连通；该节流器的出油口与机轮刹车装置的进油口连通。

单向阀10有二个液压接口：一个液压接口与转换阀8的出油口到节流器9之间的管路联接。一个液压接口与节流器9到刹车机轮6的刹车装置进油口之间的管路联接。单向阀10的开启方向与输往刹车机轮6的刹车装置的液压油流动方向相反。

减压阀2有两个液压接口，分别是进油口和出油口。所述减压阀的进油口与飞机供压系统液压源管路联接，减压阀的出油口与液电阀7进油口管路联接。减压阀2的减压压力按使用需求可调。减压阀2的减压压力为正常刹车系统最大刹车压力的75-125％。设置两级自动刹车时，一个减压阀的减压压力低于另一个减压阀的减压压力。

本实施例采用定值减压阀，经减压阀2减压为10MPa。

本实施例为一级自动刹车。减压阀2的减压压力按正常刹车系统最大刹车压力的100％选取调定，正常刹车系统最大刹车压为10MPa，减压阀2的减压压力即出油口液压压力为10MPa。采用一套液压系统供压。

在断电状态，液电阀7的出油口和回油口畅通。在通电状态，液电阀7的回油口关闭，出油口和进油口沟通。

本实施例采用带铰链转换锁定的转换阀。

所述的电液伺服阀和第二电液伺服阀均采用压力型喷嘴-挡板电液伺服阀。

节流器9采用孔板节流器，由壳体和安装在壳体内的多个节流孔板等零件组成。液压油液流经多个节流孔板产生流体阻力，从而限制接通自动刹车时刹车初始液压压力的过快速度上升，起到压力消峰平滑上升的作用，避免起落架因刹车力矩冲锋受损。

本实施例中的单向阀10采用球阀，在自动刹车时单向阀10关闭，阻挡从上游来的液压油液通过，液压油液只能流经节流器9通往刹车机轮6的刹车装置。在自动刹车防滑控制松刹车时单向阀10打开，为刹车机轮6的刹车装置液压油回油提供一条旁路，使从下游来的液压油可不经过节流器9而由单向阀10回油，以加快回油速度，提高自动刹车系统防滑控制的响应。

本实施例中，自动刹车开关与防滑控制盒交联，防滑控制盒采集自动刹车开关的模拟量开关离散信号。当自动刹车开关接通，防滑控制盒得到一个高电位，使正常刹车系统的电液伺服阀防滑控制信号电流被扼断，而使流往自动刹车系统的电液伺服阀防滑控制信号电流被畅通。当自动刹车开关断开，防滑控制盒得到一个低电位，使正常刹车系统的电液伺服阀防滑控制信号电流被畅通，而使流往动自刹车系统的电液伺服阀防滑控制信号电流被扼断。

自动刹车开关K安装在驾驶舱内。自动刹车开关K通过电缆与液电阀7实施电气联接。自动刹车开关K由驾驶员手动操纵，以控制向液电阀7提供或断开电源，控制液电阀7接通或断开。自动刹车开关K闭合，液电阀7供电电源接通。自动刹车开关K断开，液电阀7供电电源断开。

本实施例中，自动刹车开关K采用拨柄开关。

实施例2

本实施例是一种具有自动刹车能力的飞机液压刹车系统，与实施例1不同之处在于，本实施例为两级自动刹车；一个减压阀的减压压力低于另一个减压阀的减压压力。自动刹车防滑阀采用独立的防滑阀，并以电液伺服阀作防滑阀。

本实施例包括：液压刹车阀1、电液伺服阀3、第二电液伺服阀11，减压阀2、第二减压阀15、液电阀7、第二液电阀13、转换阀8、第二转换阀14、第一自动刹车开关K1、第二自动刹车开关K2、节流器9、单向阀10、速度传感器5和防滑控制盒4。

其中，液压刹车阀1、电液伺服阀3，速度传感器5和防滑控制盒4组成正常刹车系统。自动刹车开关K1、第二自动刹车开关K2、减压阀2、第二减压阀15、液电阀7、第二液电阀13、第二电液伺服阀11、转换阀8、第二转换阀15、节流器9、单向阀10、速度传感器5和防滑控制盒4组成自动刹车系统。速度传感器5和防滑控制盒4是共用附件。

自动刹车系统有两条供压油路：一条由减压阀2与液电阀7组成；另一条由第二减压阀15和第二液电阀13组成。两条供压油路分别通过管路联接到第二转换阀14的两个进油口，经该第二转换阀14的出油口管路联接到第二电液伺服阀11的进油口；该第二电液伺服阀的刹车口与转换阀8的自动刹车进油口连接。自动刹车系统有两个自动刹车开关，分别是自动刹车开关K1和第二自动刹车开关K2。所述的自动刹车开关K1与第二液电阀13的电气接口通过电缆联接；第二自动刹车开关K2与液电阀7的电气接口通过电缆联接。所述自动刹车开关K1与第二自动刹车开关K2之间彼此受控互斥接通电路。

液压刹车阀1的进油口与飞机液压系统供压源管路连接；该液压刹车阀的刹车口与电液伺服阀3的进油口连接。该电液伺服阀的刹车口与转换阀8的正常刹车进油口连接；该电液伺服阀的电气输入端与防滑控制盒4的电气输出端连接。防滑控制盒4的电气输入端与机轮速度传感器5的电气输出端连接；该防滑控制盒的的电气输出端与第二电液伺服阀11的电气输入端连接。所述转换阀8的出油口与节流器9的进油口连通；该节流器的出油口与刹车机轮6的刹车装置进油口连通。单向阀10有二个液压接口：一个液压接口与转换阀8的出油口到节流器9之间的管路联接。一个液压接口与节流器9到刹车机轮6的刹车装置进油口之间的管路联接。单向阀10的开启方向与输往刹车机轮6的刹车装置的液压油流动方向相反。

本实施例中，减压阀2出油口的减压压力为正常刹车系统最大刹车压力的100％，具体是10MPa，并对应第二自动刹车开关K2。第二减压阀15出油口减压压力为正常刹车系统最大刹车压力的125％，具体是12.5MPa，并对应自动刹车开关K1。

本实施例采用滑阀式液压刹车阀，液压刹车阀1减压输出的最大刹车压力为10MPa。

飞机刹车系统供压源采用二套液压系统供压，减压阀2与第二减压阀15的进油口分别与飞机刹车系统第二套供压源管路联接。

自动刹车开关K1和第二自动刹车开关K2均安装在驾驶舱内。自动刹车开关K1通过电缆与液电阀13实施电气联接。自动刹车开关K2通过电缆与液电阀12实施电气联接。各自动刹车开关均由驾驶员手动操纵，控制向液电阀12或液电阀13提供或断开电源，控制液电阀7或第二液电阀13的接通或断开。

自动刹车开关K1和第二自动刹车开关K2均采用拨柄开关。

Claims (3)

1.一种具有自动刹车能力的飞机液压刹车系统，包括液压刹车阀、电液伺服阀、减压阀、液电阀、转换阀、节流器、单向阀、速度传感器器和防滑控制盒；其中，液压刹车阀、电液伺服阀、速度传感器器和防滑控制盒组成正常刹车系统；其特征在于：

Ⅰ当具有自动刹车能力的飞机液压刹车系统为一级自动刹车系统时，还包括自动刹车开关K和转换阀，并且所述的电液伺服阀有两个，分别是第一电液伺服阀和第二电液伺服阀；

Ⅱ当具有自动刹车能力的飞机液压刹车系统为二级自动刹车系统时，还包括自动刹车开关K1、自动刹车开关K2和转换阀；并且所述的电液伺服阀有两个，分别是第一电液伺服阀和第二电液伺服阀；所述的液电阀有两个，分别是第一液电阀和第二液电阀；所述的转换阀有两个，分别是第一转换阀和第二转换阀；所述的减压阀有两个，分别是第一减压阀和第二减压阀；

Ⅲ由所述的自动刹车开关K或自动刹车开关K1与自动刹车开关K2、减压阀或第一减压阀与第二减压阀、液电阀或第一液电阀与第二液电阀、电液伺服阀或第一电液伺服阀与第二电液伺服阀、转换阀或第一转换阀与第二转换阀，以及节流器、单向阀、速度传感器器和防滑控制盒组成自动刹车系统；

Ⅳ自动刹车开关与防滑控制盒交联，防滑控制盒采集自动刹车开关的模拟量开关离散信号；当自动刹车开关接通，防滑控制盒得到一个高电位，使正常刹车系统的电液伺服阀防滑控制信号电流被扼断，而使流往自动刹车系统的电液伺服阀防滑控制信号电流被畅通；当自动刹车开关断开，防滑控制盒得到一个低电位，使正常刹车系统的电液伺服阀防滑控制信号电流被畅通，而使流往动自刹车系统的电液伺服阀防滑控制信号电流被扼断；

当所述的自动刹车系统为二级自动刹车系统时，该自动刹车系统有两条供压油路：一条由第一减压阀与液电阀组成；另一条由第二减压阀与第二液电阀组成；两条供压油路分别通过管路联接到第二转换阀的两个进油口，经转换阀的出油口管路联接到第二电液伺服阀的进油口；该第二电液伺服阀的刹车口与转换阀的自动刹车进油口连接；自动刹车系统有两个自动刹车开关，分别是第一自动刹车开关K1和第二自动刹车开关K2；

所述的第一自动刹车开关K1与第二液电阀的电气接口通过电缆联接；第二自动刹车开关K2第一液电阀的电气接口通过电缆联接；所述第一自动刹车开关K1与第二自动刹车开关K2之间彼此受控互斥接通电路。

2.如权利要求1所述具有自动刹车能力的飞机液压刹车系统，其特征在于，当所述的自动刹车系统为一级自动刹车系统时，液压刹车阀的进油口与飞机飞机供压系统液压源连通，该液压刹车阀的刹车口与电液伺服阀的进油口连通；所述电液伺服阀的刹车口与转换阀的正常刹车进油口连通；所述电液伺服阀的电气输入端与防滑控制盒的一个电气输出端连通；该防滑控制盒的另一个电气输出端与第二电液伺服阀的电气输入端连通；该防滑控制盒的电气输入端与速度传感器器的电气输出端连通；减压阀的进油口与飞机供压系统液压源连通，该减压阀的出油口与液电阀的进油口连通；自动刹车开关K的负极端与所述液电阀电气输入端连通；所述液电阀的出油口与第二电液伺服阀的进油口连通；该第二电液伺服阀的刹车口与转换阀的自动刹车进油口连通；所述转换阀的出油口与节流器的进油口连通；该节流器的出油口与机轮刹车装置的进油口连通。

3.如权利要求1所述具有自动刹车能力的飞机液压刹车系统，其特征在于，液压刹车阀的进油口与飞机液压系统供压源管路连接；该液压刹车阀的刹车口与电液伺服阀的进油口连接；该电液伺服阀的刹车口与转换阀的正常刹车进油口连接；该电液伺服阀的电气输入端与防滑控制盒的电气输出端连接；防滑控制盒的电气输入端与机轮速度传感器器的电气输出端连接；该防滑控制盒的电气输出端与第二电液伺服阀的电气输入端连接；所述转换阀的出油口与节流器的进油口连通；该节流器的出油口与刹车机轮的刹车装置进油口连通；单向阀有二个液压接口：一个液压接口与转换阀的出油口到节流器之间的管路联接；一个液压接口与节流器到刹车机轮的刹车装置进油口之间的管路联接；单向阀的开启方向与输往刹车机轮的刹车装置的液压油流动方向相反。

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