CN108100241B - 可自动刹车的飞机电传刹车系统及刹车方法 - Google Patents

Abstract

一种可自动刹车的飞机电传刹车系统及刹车方法，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，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。

Description

可自动刹车的飞机电传刹车系统及刹车方法

技术领域

本发明涉及一种飞机机轮电传刹车系统，具体是涉及一种可自动刹车的飞机电传刹车系统及方法。

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。试验研究和使用表明，在一定条件下，采用自动刹车能有效缩短飞机着陆滑跑距离。自动刹车也是人们一直期待的，以减轻驾驶员在着陆安全关键时刻的负荷。目前，一般飞机不具备自动刹车能力，包括采用电传刹车的飞机，刹车时需要驾驶员一直踩踏刹车踏板或操纵刹车阀或刹车指令传感器，只有波音、空客等一些机型如B737-700、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。但这种自动刹车设计配置复杂，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

为克服现有技术中存在的自动刹车配置复杂，故障多发，排故定位难度大，使用可靠性低，多种逻辑关系带来有安全隐患的不足，本发明提出了一种可自动刹车的飞机电传刹车系统及刹车方法。

本发明提出的可自动刹车的飞机电传刹车系统，包括刹车指令传感器、控制盒、第一电液伺服阀、第二电液伺服阀、减压阀、液电阀。转换阀、自动刹车开关K、节流器、单向阀和速度传感器。其中，刹车指令传感器、控制盒、第一电液伺服阀和速度传感器组成正常刹车系统；控制盒、第一电液伺服阀和速度传感器组成防滑控制系统；所述正常刹车系统中，刹车指令传感器、控制盒、第一电液伺服阀和速度传感器之间按常规方式连接。其特征在于：

Ⅰ还包括自动刹车开关K、节流器和单向阀；

Ⅱ所述防滑控制系统中，控制盒的两个输入端分别与刹车指令传感器的输出端和机轮速度传感器的输出端连接；控制盒的两个输出端分别与第一电液伺服阀的输入端和第二电液伺服阀的输入端连接。所述的第一电液伺服阀的液压刹车口与转换阀的正常刹车输入口连通。该防滑控制系统采用独立的防滑阀，并以电液伺服阀作为防滑阀；所述以电液伺服阀作防滑阀；自动刹车供压通过减压阀减压单独提供压力。

Ⅲ由自动刹车开关K、减压阀、液电阀、第二电液伺服阀、转换阀、节流器、单向阀、速度传感器和控制盒组成自动刹车系统，其中：减压阀的出油口与液电阀的进油口管路连通；该液电阀的出油口与第二电液伺服阀的进油口连通；所述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。自动刹车开关K的负极与所述液电阀的电气接口连通。转换阀的正常刹车进油口与第一电液伺服阀的刹车口管路联接；转换阀的自动刹车进油口与液电阀的出油口管路联接；转换阀的出油口与节流器的一个液压接口管路联接。所述单向阀的一端接在所述转换阀与节流器之间，另一端接在该节流器与刹车机轮之间。节流器有两个液压接口，分别是节流器进油口和节流器出油口。所述节流器进油口与转换阀的出油口连接；所述节流器出油口与刹车机轮的刹车装置进油口连接。

所述第一电液伺服阀和第二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；自动刹车由驾驶员手动操纵自动刹车开关K进行。

所述第一电液伺服阀为正增益阀，液压输出压力与控制输入电流信号成正比；第二电液伺服阀为负增益阀，液压输出压力与控制输入电流信号成反比。

自动刹车开关K安装在驾驶舱内；自动刹车开关K由驾驶员手动操纵，以控制向液电阀提供或断开电源，控制液电阀接通或断开；自动刹车开关K闭合，液电阀供电电源接通；自动刹车开关K断开，液电阀供电电源断开。

转换阀的正常刹车进油口与第一电液伺服阀的刹车口管路联接；转换阀的自动刹车进油口与液电阀的出油口管路联接；转换阀的出油口与节流器的一个液压接口管路联接。

节流器有两个液压接口，分别是节流器进油口和节流器出口。节流器采用孔板节流器，由壳体和安装在壳体内的多个节流孔板等零件组成；节流孔板的数量为8～14片，节流孔直径0.5～1.2mm。

单向阀的一个液压接口与转换阀的出油口到节流器之间的管路管路联接；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。

本发明提出的所述可自动刹车的飞机电传刹车系统的刹车方法的具体过程是：

步骤1，设置自动刹车级别和自动刹车压力；所设置的自动刹车级别为一级；自动刹车压力取值为正常刹车系统最大刹车压力100％。

步骤2，接通自动刹车；当飞机着陆达到刹车速度，手动闭合开关，实施飞机刹车；自动刹车开关对应或标志自动刹车级别和自动刹车压力；第一级自动刹车压力低，对应一个自动刹车开关。

在自动刹车过程中，如果出现刹车机轮打滑，通过第二电液伺服阀、速度传感器和控制盒构成的电子防滑刹车控制系统实施防滑控制；

步骤3，断开自动刹车；当飞机着陆滑跑停止或达到低速滑行速度，手动断开自动刹车开关K，自动刹车压力解除，转入正常刹车。

本发明的技术途径是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，以转换阀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为共用部分，以独立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。所述的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；自动刹车系统采用自己的供压油路和防滑阀，有利于增加自动刹车系统的使用可靠性。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是本发明的结构示意图。图中：

1.刹车指令传感器；2.减压阀；3.第一电液伺服阀；4.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；K.自动刹车开关。

具体实施方式

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，说明本发明带有自动刹车能力的飞机电传液压刹车系统。

本实施例的自动刹车设置为一个级别；自动刹车防滑阀采用独立的防滑阀，以电液伺服阀作防滑阀；自动刹车供压采用减压阀减压单独提供。

本实施例是一种自动刹车的飞机刹车系统，包括：刹车指令传感器1、控制盒4、第一电液伺服阀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和速度传感器5。其中，刹车指令传感器1、控制盒4、第一电液伺服阀3和速度传感器5组成正常刹车系统；控制盒4、第一电液伺服阀3和速度传感器5组成防滑控制系统；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和控制盒4组成自动刹车系统；控制盒4、第二电液伺服阀11和速度传感器5组成防滑控制系统。

各所述系统中，速度传感器5和控制盒4是共用附件，用于防滑控制。

所述正常刹车系统中，刹车指令传感器1、控制盒4、第一电液伺服阀3和速度传感器5之间按常规方式连接。

所述防滑控制系统中，控制盒4的两个输入端分别与刹车指令传感器1的输出端和机轮速度传感器的输出端连接；控制盒4的两个输出端分别与第一电液伺服阀3的输入端和第二电液伺服阀11的输入端连接。所述的第一电液伺服阀3的液压刹车口与转换阀8的正常刹车输入口连通。

减压阀2的出油口与液电阀7的进油口管路连通；该液电阀的出油口与第二电液伺服阀11的进油口连通；所述第二电液伺服阀11的刹车口与转换阀8的自动刹车进油口连通。自动刹车开关K的负极与所述液电阀7的电气接口连通。

转换阀8的正常刹车进油口与第一电液伺服阀3的刹车口管路联接；转换阀8的自动刹车进油口与液电阀7的出油口管路联接；转换阀8的出油口与节流器9的一个液压接口管路联接。

所述单向阀10的一端接在所述转换阀8与节流器9之间，另一端接在该节流器与刹车机轮6之间。

节流器9有两个液压接口，分别是节流器进油口和节流器出油口。所述节流器进油口与转换阀8的出油口连接；所述节流器出油口与刹车机轮6的刹车装置进油口连接。

为保障系统安全可靠运行，第一电液伺服阀3带有液压锁，刹车时首先接收控制盒4发来的开锁的电信号，以接通第一电液伺服阀3的供压来油。

机轮速度检测由机轮速度传感器5完成，监测机轮的滑动状态；防滑控制由控制盒3完成；第一电液伺服阀3和第二电液伺服阀11响应控制盒的控制电流信号，输出和调节输往刹车机轮6的刹车压力；自动刹车由驾驶员手动操纵自动刹车开关K进行。

刹车指令传感器1安装在驾驶舱底板下面，由驾驶员对其操纵，控制输出所需的刹车指令电压信号，再由控制盒3控制电液伺服阀2输出所需的液压刹车压力。

本实施例操纵刹车指令传感器1正常刹车输出最大液压压力为10MPa。

所述第一电液伺服阀3为正增益阀，液压输出压力与控制输入电流信号成正比。第一电液伺服阀3有一个电气接口和三个液压接口：所述的三个液压接口分别是进油口、刹车口和回油口；电气接口通过带插头的电缆与控制盒4实施电气联接，接收控制盒4发来的刹车防滑控制电流信号。所述第一电液伺服阀3的进油口与刹车系统供压源来油管路联接，具体是进油口与液压锁的出油口联接，通过液压锁与刹车系统供压源来油管路联接；所述第一电液伺服阀3的刹车口与刹车机轮6的刹车装置进油口管路之间连接，并在第一电液伺服阀与刹车装置进油口管路上连接有转换阀8和节流器9；所述第一电液伺服阀3的回油口与飞机回油管路联接。第一电液伺服阀3在没有控制电流时，进油口关闭，回油口和刹车口油路联接畅通，没有液压刹车压力输出；第一电液伺服阀3在有控制电流时，回油口关闭，进油口打开，与刹车口油路联通，刹车口输出对应控制电流的液压刹车压力。控制盒4输入第一电液伺服阀3的控制电流越大，第一电液伺服阀3输出的刹车压力越大，实现了正增益的压力控制；第一电液伺服阀3和控制盒4既完成刹车控制任务，又完成防滑控制任务。

减压阀2有二个液压接口：进油口和出油口，进油口与飞机供压系统液压源管路联接，出油口与液电阀7进油口管路联接。该减压阀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％。

减压阀2的作用是让油源压力降低到自动刹车系统需要的可用液压刹车压力；通过阀芯开口节流，将进油口高的液压压力降低为出油口低的液压压力；拧入或拧出螺钉调整弹簧预压量，可调节出油口减压压力。减压阀2采用现有技术。本实施例中采用定值减压阀，经减压阀2减压后的液压压力为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。

液电阀7有一个电气接口和三个液压接口。所述的三个液压接口分别是进油口、出油口和回油口。液电阀7的电气接口与自动刹车开关K电气联接，通过自动刹车开关K与电源相联。液电阀7的进油口与减压阀2的出油口管路联接；液电阀7的出油口与第二电液伺服阀11的进油口管路联接；液电阀7的回油口与飞机回油管路联接。

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。液电阀7所需的工作电源由飞机电源系统提供。

液电阀7包括电磁铁、滑阀，通过电磁铁操纵滑阀控制油路切换，向自动刹车系统提供或断开液压压力；本实施例中所采用的液电阀7为现有技术。

第二电液伺服阀11为负增益阀，液压输出压力与控制输入电流信号成反比。第二电液伺服阀11有一个电气接口和三个液压接口；所述的三个液压接分别是进油口、刹车口和回油口。该第二电液伺服阀11的电气接口通过电缆与控制盒4实施电气联接，在防滑控制时，接收控制盒4发来的防滑控制电流信号。所述第二电液伺服阀11的进油口与液电阀7的出口管路联接；该第二电液伺服阀11的刹车口与转换阀8的自动刹车进油口管路联接，经节流器9与刹车机轮6的刹车装置进油口管路联接；该第二电液伺服阀11的回油口与飞机回油管路联接；该第二电液伺服阀11在没有控制电流时，回油口关闭，进油口和刹车口畅通，第二电液伺服阀11只起液压通道作用。

第一电液伺服阀3和第二电液伺服阀11采用压力型喷嘴-挡板电液伺服阀。

转换阀8有三个液压接口，分别是正常刹车进油口、自动刹车进油口和出油口。转换阀8的正常刹车进油口与第一电液伺服阀3的刹车口管路联接；转换阀8的自动刹车进油口与液电阀7的出油口管路联接；转换阀8的出油口与节流器9的一个液压接口管路联接。本实施例采用带铰链转换锁定的转换阀。

所述的节流器采用现有技术。节流器9有两个液压接口，分别是节流器进油口和节流器出口。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；节流孔板的数量为8～14片，节流孔直径0.5～1.2mm。本实施例中，节流孔板为12片，节流孔直径为0.65mm。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。

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。

本实施中的例单向阀10采用球阀。单向阀10的作用是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。

控制盒4安装在主起落架舱内，由飞机上电源系统供电；控制盒4具有刹车、防滑控制、故障检测等单元，具有刹车、防滑控制、故障检测等功能；控制盒4根据机轮速度信号反映的机轮滑动状态，按照需要向第一电液伺服阀3或3B发出控制电流信号，用于飞机机轮刹车的防滑控制；控制盒4的电气接口的刹车指令信号输入端，通过屏蔽绝缘导线与刹车指令传感器1的电气接口联接，接收刹车指令传感器1提供的驾驶员操纵刹车的刹车指令信号；控制盒4的电气接口的速度信号输入端，通过屏蔽绝缘导线与速度传感器5的电气接口联接，接收速度传感器5提供的机轮速度信号；控制盒4的电气接口的阀电流输出端，通过屏蔽绝缘导线与第一个即正常刹车第一电液伺服阀3的电气接口联接，向第一电液伺服阀3发出控制信号，用于正常刹车防滑控制。

本实施例中采用的数字式控制盒4的电气接口的阀电流输出端，还通过屏蔽绝缘导线与第二个电液伺服阀即自动刹车第二电液伺服阀11的电气接口联接，向自动刹车第二电液伺服阀11发出控制信号，用于自动刹车防滑控制；

控制盒4是共用附件，防滑控制信号可以同时发给二个防滑阀即电液伺服阀，也可仅发给一个防滑阀即电液伺服阀，但最好仅向正在运行的刹车系统的电液伺服阀发给防滑控制信号电流；原因在于不参与工作的电液伺服阀，在无液压力情况通电，力矩马达喷嘴-挡板组件容易损坏或降低阀的性能；有选择的发出防滑控制信号，可采用硬件电路或软件的方式实现；

本实施例采用软件方式，自动刹车开关与控制盒交联，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，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，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。

机轮速度传感器5安装在刹车机轮6上，通过机械传动随刹车机轮6转动，感受机轮旋转速度，将机轮旋转速度转换为电信号输出。速度传感器5有一个电气接口，通过电缆与控制盒4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4，监测刹车机轮的滑动状态。

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。

自动刹车开关K包括操纵件、动触点、定触点等零件，在结构形式上自动刹车开关K有旋钮式、拨柄式，本实施例采用拨柄开关。

第一电液伺服阀3、第二电液伺服阀11、速度传感器5和控制盒4构成电子防滑刹车控制系统。当刹车机轮6在刹车中出现打滑或即将打滑时，防滑控制4盒按预定的控制律实施控制，给电液伺服阀的力矩马达线圈发出松刹车控制电流信号，减小或解除刹车压力，及时消除机轮打滑，防止刹爆轮胎。机轮没有出现打滑时，电液伺服阀只起液压通道作用。

本实施例防滑控制4的控制律为PID加偏压调节。

在正常刹车过程中，防滑控制由第一电液伺服阀3执行；当刹车机轮6在刹车中出现打滑或即将打滑时，控制盒4根据速度传感器5提供的速度信号判断刹车机轮6的滑动深度，产生相应的防滑电流信号，与刹车电流信号进行综合，以减小或抵消控制盒4发给第一电液伺服阀3刹车电流信号；然后将综合后的控制电流信号发给第一电液伺服阀3；由于第一电液伺服阀3是正增益阀，控制电流信号减小或消失，第一电液伺服阀3的进油口开度减小或关闭，回油口逐渐开启或完全打开，与刹车口沟通，刹车口回油，刹车口输出的液压压力相应减小或完全去除，从而解除刹车机轮6的打滑；打滑状态解除，刹车机轮6的速度恢复，防滑电流信号消失，控制盒4又将刹车电流信号全部发给第一电液伺服阀3，恢复前面施加的液压压力进行刹车；此过程在着陆滑跑中循环进行；

在自动刹车过程中，防滑控制由第二电液伺服阀11执行；当刹车机轮6在刹车中出现打滑或即将打滑时，控制盒4根据速度传感器5提供的速度信号判断刹车机轮6的滑动深度，产生相应的防滑电流信号，发给第二电液伺服阀11；第二电液伺服阀11是负增益阀，防滑电流信号越大，回油泄压越多，第二电液伺服阀11刹车口输出的液压压力越小，以解除刹车机轮6的打滑；在最大防滑电流信号，第二电液伺服阀11的进油口完全关闭，回油口完全打开，并与刹车口沟通，刹车口全部回油泄压，没有刹车压力输出；打滑状态解除，刹车机轮6的速度恢复，防滑电流信号消失，第二电液伺服阀11在没有控制电流信号时，回油口关闭，进油口与刹车口保持沟通，第二电液伺服阀11仅起到一条通道作用，恢复前面施加的液压压力进行刹车；此过程在着陆滑跑中循环进行；

本实施例还提供一种所述自动刹车的飞机刹车系统的自动刹车方法，包括：

步骤1，设置自动刹车级别和自动刹车压力；所设置的自动刹车级别为一级；自动刹车压力取值为正常刹车系统最大刹车压力100％。本实施例中的最大刹车压力为10MPa。

步骤2，接通自动刹车；当飞机着陆达到刹车速度，手动闭合开关，实施飞机刹车；自动刹车开关对应或标志自动刹车级别和自动刹车压力；第一级自动刹车压力低，对应一个自动刹车开关。

本实施例的自动刹车级别为一级，飞机着陆刹车速度为280km/h；在此速度及以下驾驶员手动扳动自动刹车开关K的拨柄使自动刹车开关K触点闭合，从而接通液电阀7即可实施飞机自动刹车；

在自动刹车过程中，如果出现刹车机轮打滑，通过第二电液伺服阀11、速度传感器5和控制盒4构成的电子防滑刹车控制系统实施防滑控制；

步骤3，断开自动刹车；当飞机着陆滑跑停止或达到低速滑行速度，手动断开开关，解除飞机自动刹车。

本实施例驾驶员手动扳动自动刹车开关K的拨柄使自动刹车开关K触点断开，从而断开液电阀7即可解除飞机自动刹车；

在自动刹车过程中，如果要转为脚踩刹车的正常刹车，只需驾驶员手动断开自动刹车开关K即可解除飞机自动刹车；

自动刹车开关K手动断开后，自动刹车压力解除，驾驶员即可转入正常刹车；

正常刹车时，驾驶员踩压刹车踏板操纵刹车指令传感器1的套筒，使刹车指令传感器1输出相应的刹车指令电压信号给控制盒4，控制盒4产生相应的刹车控制电流信号给第一电液伺服阀3，由第一电液伺服阀3输出相应的刹车压力，输往刹车机轮6进行刹车；驾驶员踩压刹车踏板越重行程越大，刹车指令传感器输出的刹车指令电压信号越大，控制盒4产生的刹车控制电流信号越大，由第一电液伺服阀3输出的刹车压力越大，刹车机轮6减速越快。

由于刹车压力越大，刹车强度越高，飞机减速越快越猛。着陆滑跑刹车是采用脚踩刹车踏板的正常刹车，还是采用手动操纵自动刹车开关K的自动刹车，选择权在驾驶员。

但是，本发明的刹车系统具有自动刹车的能力；由于在不超出起落架强度限制的前提下，自动刹车通常高于正常刹车使用的压力，而且是恒定刹车压力，在一定条件下，刹车压力越高，刹车力矩越大，减速率越大，刹车距离越短，在台架试验正常刹车时间一般十几秒到二十几秒左右，刹车距离几百米就是例子，建议首选自动刹车方式，如果是设置二级，并建议选用二级自动刹车中的刹车压力高的一级。

本实施例设置一级自动刹车，飞机着陆滑跑刹车建议首选自动刹车方式，以缩短着陆滑跑距离。

Claims (8)

1.一种可自动刹车的飞机电传刹车系统，包括：刹车指令传感器、控制盒、第一电液伺服阀、第二电液伺服阀、减压阀、液电阀；转换阀和速度传感器；其中，刹车指令传感器、控制盒、第一电液伺服阀和速度传感器组成正常刹车系统；控制盒、第一电液伺服阀和速度传感器组成防滑控制系统；所述正常刹车系统中，刹车指令传感器、控制盒、第一电液伺服阀和速度传感器之间按常规方式连接；其特征在于：

Ⅰ还包括自动刹车开关K、节流器和单向阀；

Ⅱ所述防滑控制系统中，控制盒的两个输入端分别与刹车指令传感器的输出端和速度传感器的输出端连接；控制盒的两个输出端分别与第一电液伺服阀的输入端和第二电液伺服阀的输入端连接；所述第一电液伺服阀的液压刹车口与转换阀的正常刹车输入口连通；该防滑控制系统采用独立的防滑阀，并以所述第一电液伺服阀和第二电液伺服阀作为防滑阀；自动刹车供压通过减压阀减压单独提供压力；

Ⅲ由自动刹车开关K、减压阀、液电阀、第二电液伺服阀、转换阀、节流器、单向阀、速度传感器和控制盒组成自动刹车系统，其中：减压阀的出油口与液电阀的进油口管路连通；该液电阀的出油口与第二电液伺服阀的进油口连通；所述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；自动刹车开关K的负极与所述液电阀的电气接口连通；转换阀的正常刹车进油口与第一电液伺服阀的刹车口管路联接；转换阀的自动刹车进油口与液电阀的出油口管路联接；转换阀的出油口与节流器的一个液压接口管路联接；所述单向阀的一端接在所述转换阀与节流器之间，另一端接在该节流器与刹车机轮之间；节流器有两个液压接口，分别是节流器进油口和节流器出油口；所述节流器进油口与转换阀的出油口连接；所述节流器出油口与刹车机轮的刹车装置进油口连接。

2.如权利要求1所述可自动刹车的飞机电传刹车系统，其特征在于，所述第一电液伺服阀和第二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；自动刹车由驾驶员手动操纵自动刹车开关K进行。

3.如权利要求1所述可自动刹车的飞机电传刹车系统，其特征在于，所述第一电液伺服阀为正增益阀，液压输出压力与控制输入电流信号成正比；第二电液伺服阀为负增益阀，液压输出压力与控制输入电流信号成反比。

4.如权利要求1所述可自动刹车的飞机电传刹车系统，其特征在于，自动刹车开关K安装在驾驶舱内；自动刹车开关K由驾驶员手动操纵，以控制向液电阀提供或断开电源，控制液电阀接通或断开；自动刹车开关K闭合，液电阀供电电源接通；自动刹车开关K断开，液电阀供电电源断开。

5.如权利要求1所述可自动刹车的飞机电传刹车系统，其特征在于，转换阀的正常刹车进油口与第一电液伺服阀的刹车口管路联接；转换阀的自动刹车进油口与液电阀的出油口管路联接；转换阀的出油口与节流器的一个液压接口管路联接。

6.如权利要求1所述可自动刹车的飞机电传刹车系统，其特征在于，节流器有两个液压接口，分别是节流器进油口和节流器出口；节流器采用孔板节流器，由壳体和安装在壳体内的多个节流孔板等零件组成；节流孔板的数量为8～14片，节流孔直径0.5～1.2mm。

7.如权利要求1所述可自动刹车的飞机电传刹车系统，其特征在于，单向阀的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。

8.一种权利要求1所述可自动刹车的飞机电传刹车系统的刹车方法，其特征在于，具体过程是：

步骤1，设置自动刹车级别和自动刹车压力；所设置的自动刹车级别为一级；自动刹车压力取值为正常刹车系统最大刹车压力100％；

步骤2，接通自动刹车；当飞机着陆达到刹车速度，手动闭合开关，实施飞机刹车；自动刹车开关对应或标志自动刹车级别和自动刹车压力；第一级自动刹车压力低，对应一个自动刹车开关；

在自动刹车过程中，如果出现刹车机轮打滑，通过第二电液伺服阀、速度传感器和控制盒构成的防滑控制系统实施防滑控制；

步骤3，断开自动刹车；当飞机着陆滑跑停止或达到低速滑行速度，手动断开自动刹车开关K，自动刹车压力解除，转入正常刹车。

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