CN109319094A - 飞机起飞线刹车自助方法及电传刹车系统 - Google Patents

Abstract

一种飞机起飞线刹车自助方法及电传刹车系统，通过改善刹车系统配置和控制方法，增加系统附件，通过一套方法和系统判断飞机起飞线刹车实际状态，运用电动阀及时切换油路，使输往刹车机轮的刹车压力符合飞机起飞线刹车大压力要求实现飞机起飞线刹车。本发明设计合理，简便易行，起飞线刹车压力不依赖电液伺服阀，通过电动阀切换供压油路，由飞机刹车系统供压源提供起飞线刹车所需的刹车压力，实现稳定可靠的飞机起飞线刹车，有效提高了起飞线刹车可靠性，保证飞机安全可靠使用。

Description

飞机起飞线刹车自助方法及电传刹车系统

技术领域

本发明涉及飞机电传刹车系统，具体是一种飞机电传起飞线刹车系统及刹车自助方法。

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，主要任务是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。飞机机轮刹车系统用于飞机机轮的刹车控制和防滑控制，当前飞机上广泛应用的是电子防滑刹车系统，而飞机电传刹车系统是飞机电子防滑刹车系统的进一步发展。飞机电传刹车系统主要包括刹车指令传感器、电液伺服阀、机轮速度传感器、防滑刹车控制盒(本领域简称为控制盒)，与常规的液压刹车系统相比，刹车指令传感器取代了液压刹车阀，飞机机轮刹车压力大小由刹车指令传感器操纵电液伺服阀直接输出，电液伺服阀既是刹车控制阀，又是防滑控制阀。这种电液伺服阀是压力正增益阀，在一定范围，刹车压力与控制电流成线性正比关系。飞机在起飞线停机刹车是飞机正常刹车使用的一种形式或状态，只是一般地，起飞线刹车压力高于正常刹车压力。随着飞机推力增大，飞机在起飞线停机刹车所需刹车压力显著增大，尤其是碳刹车，较正常刹车压力翻了一番还强，这对飞机机轮刹车系统本身刹车压力就高的设计和使用尤其是高压电液伺服阀带来巨大挑战。由于力矩马达磁性材料的固有特性，电液伺服阀输出的刹车压力达到一定值后随控制电流不再是成线性正比关系增加，进入所谓饱和区，刹车压力增加缓慢，或者即使再增加控制电流，刹车压力不再增大。起飞线刹车是飞机蓄势待发，加力起飞，如离弦之箭迅即射出，腾空起飞，以缩短飞机起飞进程，这对军用飞机战斗力十分有利。使用实践发现，现有飞机电传刹车系统起飞线刹车有时可靠性低，原因是电液伺服阀在最大控制电流下输出的刹车压力低于期望的对应最大控制电流的最大刹车压力，达不到起飞线刹车所需的刹车压力值，满足不了日益增长的飞机起飞线刹车要求。起飞线刹车压力低，将导致不能完全可靠地刹住机轮，在飞机推力加大时发生滚动或窜动，影响飞机作战训练使用和操作安全，例如，编队起飞，确保起飞线刹车正常可靠使用是飞机设计使用必需认真对待的问题。

改进电液伺服阀结构和材料设计，增大控制电流，可望改善电液伺服阀的压力输出特性，扩大电液伺服阀线性使用区，满足大压力起飞线刹车压力要求，但是，非线性饱和区依然存在，而且增大控制电流会带来力矩马达发热和功率消耗的问题。合理布局刹车系统设计和控制方法将是改善起飞线刹车可靠性的可行便捷途径。

西安航空制动科技有限公司在申请号为201610902427.X的发明创造中提出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的发明创造中提出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的发明创造中提出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的发明创造中提出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的发明创造中提出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的发明创造中提出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CN201310070226.4的发明创造中提出了一种飞机电传刹车防滑控制系统。上述公开的飞机电传刹车系统中均不能确保起飞线刹车正常可靠使用，同样存在起飞线刹车压力低，而导致的可靠性低的不足，满足不了日益增长的飞机起飞线刹车要求。

在ZL201510152590.4的发明创造中，西安航空制动科技有限公司提出了一种飞机正常刹车系统，该系统包括液压刹车阀、电动阀和行程开关，行程开关用来操纵电动阀进行油路切换。所述行程开关安装在液压刹车阀壳体或壳体支架上，并使行程开关的压杆与液压刹车阀的套筒机械交联。当液压刹车阀套筒的行程大于预定值时，由行程开关控制电动阀，将经液压刹车阀减压来的液压油路供压，切换到来自液压刹车系统供压源油路上，使来自液压刹车系统供压源的高压液压压力，直接输出给机轮刹车装置，从而实现起飞线刹车功能。由于该系统使用液压刹车阀进行操纵，而不是以电线传递刹车信号的电传操纵刹车系统，因此，该公开的技术方案不能用在电传刹车系统，仅适用于常规的机械操纵刹车系统。

在ZL201510151374.8的发明创造中，西安航空制动科技有限公司公开了一种具有起飞线刹车能力的飞机正常刹车系统，包括电动阀和液压开关，液压开关用来操纵电动阀进油口的油路转换。该系统将现有单独设置的起飞线刹车功能融入飞机正常刹车系统，以减轻驾驶员的工作负荷，消除误动作接通起飞线刹车开关可能造成刹爆轮胎的不安全隐患。当液压刹车阀输出的减压刹车压力大于预定值时，由液压开关控制电动阀转换，将经液压刹车阀减压来的液压油路供压，切换到来自液压刹车系统供压源油路上，使来自液压刹车系统供压源的高压液压压力，直接输出给机轮刹车装置，从而实现起飞线刹车功能。

上述各发明创造的技术方案仅适用于常规的机械操纵刹车系统，不适用电传刹车系统。

发明内容

为克服现有飞机电传刹车系统起飞线刹车有时可靠性低的不足，本发明提出了一种飞机起飞线刹车自助方法及电传刹车系统。

本发明提出的一种飞机电传刹车起飞线刹车自助的具体过程是：

第一步、判断飞机运动状态；识别飞机速度V是否为零；如果飞机速度为零，说明飞机处于静止状态，可进行起飞线刹车自助，否则，不能进行起飞线刹车自助；飞机速度由机轮速度传感器提供，或者由飞参系统提供；

步骤2、判断飞机刹车状态；识别电液伺服阀控制电流信号I是否为最大Imax，如果电液伺服阀控制电流信号值为最大，说明飞机进行起飞线刹车，可进行起飞线刹车自助，否则，不进行起飞线刹车自助；电液伺服阀控制电流信号由控制盒自身提供；

步骤3、判断飞机刹车压力大小；识别电液伺服阀输出的液压刹车压力Ps是否达到对应起飞线刹车电液伺服阀最大控制电流信号的最大输出压力Psmax，如果电液伺服阀输出的液压刹车压力达到对应电液伺服阀最大控制电流信号的最大输出压力，不进行起飞线刹车自助，否则，要进行起飞线刹车自助，转入步骤4；

液压刹车压力信号由压力传感器提供；

步骤2到步骤3是决断起飞线刹车自助的充分条件；

步骤4、实施起飞线刹车自助；在起飞线刹车自助条件满足下，控制盒接通电动阀供电电路，启动电动阀切换油路，连接起飞线刹车液压源直接供压，由电动阀输出起飞线刹车所需的液压刹车压力，接替实现起飞线刹车的任务。

至此，完成了完成了基于飞机电传刹车系统的起飞线刹车自助。

本发明还提出了一种用于实施所述起飞线刹车自助的电传刹车系统，包括刹车指令传感器、控制盒、电液伺服阀、电动阀、压力传感器、机轮速度传感器和减压阀。其中：

控制盒的电信号输入端分别与刹车指令传感器、压力传感器和机轮速度传感器电气联接，分别接收刹车指令传感器发出的刹车指令电压信号、压力传感器提供的电液伺服阀输出管路上液压刹车压力电信号，以及机轮速度传感器提供的机轮速度电压信号。该控制盒的信号输出端与电液伺服阀电气联接，向电液伺服阀发出刹车防滑控制电流信号；控制盒的信号输出端还与电动阀电气联接，控制电动阀通电或断电。

所述电液伺服阀安装在靠近刹车机轮的飞机主起落架舱内液压管路上。该电液伺服阀的进油口与飞机刹车系统供压源管路联接；该电液伺服阀的刹车口与电动阀的第一进油口A通过管路联接；电液伺服阀的回油口与飞机刹车系统回油管路联接。电液伺服阀刹车口输出的刹车压力控制着电动阀转换。

所述电动阀安装在电液伺服阀和刹车机轮之间的液压管路上。该电动阀电气接口通过导线与控制盒的电气接口的电动阀控制端联接；该电动阀的电动阀第一进油口A与电液伺服阀的刹车口管路联接，电动阀第二进油口B与减压阀的出油口管路联接，电动阀出油口与刹车机轮刹车装置的进油口管路联接。

所述所述电动阀在未启动实施起飞线刹车自助的情况下，电动阀的电磁铁线圈未通电，电动阀第一进油口A始终与电动阀的出油口保持畅通，该电动阀的第一进油口A与电动阀的出油口之间形成液压通道，以输出电动阀第一进油口A的液压压力；在启动实施起飞线刹车自助后，电动阀的电磁铁线圈通电，移动滑阀切换供压来油油路，关闭电动阀第一进油口A，打开电动阀第二进油口B，将该电动阀的第二进油口B与电动阀出油口沟通，使该电动阀输出电动阀第二进油口B来的液压压力。

所述所述减压阀安装在飞机正常刹车系统供压源与电动阀之间的液压管路上。该减压阀的进油口与飞机刹车系统供压源的管路联接，减压阀的出油口与电动阀的第二进油口B管路联接。

所述减压阀的进油口与飞机刹车系统第二套供压源管路联接；第二套飞机刹车系统供压源压力为28MPa，所需的飞机起飞线刹车压力24MPa；减压阀的进油口压力为28MPa，经减压阀减压后，减压阀的出油口输出压力24MPa，供起飞线刹车自助使用。

压力传感器安装在电液伺服阀与电动阀之间的液压管路上。压力传感器有一个电气接口和一个液压接口，所述压力传感器的电气接口通过屏蔽绝缘导线与控制盒的电气接口的液压刹车压力输入端联接。

电传刹车系统本身应具有起飞线刹车功能，但现有飞机电传刹车系统起飞线刹车存在可靠性低的不足。本发明运用电动阀实现起飞线刹车功能则是在电液伺服阀输出的液压压力达不到起飞线刹车压力要求下进行的。

在201510152590.4与201510151374.8的申请中，运用电动阀和行程开关或液压开关实现起飞线刹车功能，将独立的起飞线刹车系统融入飞机正常刹车系统，使飞机正常刹车系统具有了起飞线刹车功能。这种技术途径是主动式，即起飞线刹车时只要操纵液压刹车阀就可激活起飞线刹车功能，实现起飞线刹车任务。

所述主动式是刹车系统没有这个起飞线刹车功能，采取措施使他具有这种能力，只要操纵液压刹车阀，起飞线刹车就被完全激活，就能执行起飞线刹车任务，因而是主动式。具体是操纵液压刹车阀当液压刹车阀套筒的行程大于预定值时，由行程开关控制电动阀转换，或当液压刹车阀输出的减压刹车压力大于预定值时，由液压开关控制电动阀转换，将经液压刹车阀减压来的液压油路供压，切换到来自液压刹车系统供压源油路上，使来自液压刹车系统供压源的高压液压压力，直接输出给机轮刹车装置，从而实现起飞线刹车功能。这种起飞线刹车压力来自供压源的高压，供压多少就是多少，保证实现起飞线刹车功能。

电传刹车系统本身应具有起飞线刹车功能，但现有飞机电传刹车系统起飞线刹车存在可靠性低的不足。本发明运用电动阀实现起飞线刹车功能则是在电液伺服阀输出的液压压力达不到起飞线刹车压力要求下进行的。而这种技术途径是被动式，即起飞线刹车时在满足必要条件时才激活起飞线刹车自助功能，以满意地实现起飞线刹车任务。

所述的被动式是电传刹车系统本身应具有起飞线刹车功能，使用却达不到要求，不理想，电液伺服阀输出的液压压力达不到起飞线刹车压力要求，处于不完全激活，只好采用进一步措施再弥补赋予这个功能。是在电液伺服阀输出的液压压力达不到起飞线刹车压力要求下进行的，也就是这时候才被完全激活，具有了执行起飞线刹车任务的能力，因而是被动式。

本申请电动阀由控制盒控制；在起飞线刹车自助条件满足下，控制盒接通电动阀供电电路，使电动阀的电磁铁线圈通电，启动电动阀进行液压油路切换实现起飞线刹车的任务。起飞线刹车自助条件为：

飞机速度V为零；

电液伺服阀控制电流信号I为最大Imax；

电液伺服阀实际最大输出压力Psmax达不到起飞线刹车要求的刹车压力。

本发明技术效果是通过改善刹车系统配置和控制方法，增加系统附件，通过一套方法和系统判断飞机起飞线刹车实际状态，运用电动阀及时切换油路，使输往刹车机轮的刹车压力符合飞机起飞线刹车大压力要求来实现的，从而确保飞机起飞线刹车。在起飞线刹车时，如果刹车管路上的压力传感器检测到的实际刹车压力低于起飞线刹车压力，由电动阀及时切换供压油路到飞机刹车系统供压源，输出需要的起飞线刹车压力，或在起飞线刹车时，直接由电动阀切换油路输出需要的起飞线刹车压力。本发明设计合理，简便易行，起飞线刹车压力可以不依赖电液伺服阀，通过电动阀切换供压油路，由飞机刹车系统供压源提供起飞线刹车所需的刹车压力，实现稳定可靠的飞机起飞线刹车，起飞线刹车所需的刹车压力不再由电液伺服阀提供，确保起飞线刹车压力输出恒稳，满足起飞线刹车需要，不会出现刹车中掉压力和起飞线刹车压力达不到要求值问题，有效提高了起飞线刹车可靠性，保证飞机安全可靠使用。

附图说明

图1是本发明提出的起飞线刹车自助技术方案的示意图；

图2是本发明提出的飞机电传刹车系统结构示意图；

图3是本发明的流程图。

图中：

1.刹车指令传感器；2.控制盒；3.电液伺服阀；4.电动阀；5.压力传感器；6.机轮速度传感器；7.刹车机轮；8.减压阀。

具体实施方式

飞机前起落架机轮不带刹车，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。

本实施例提出的飞机电传刹车系统起飞线刹车自助的具体过程是：

步骤1，判断飞机运动状态：通过识别飞机速度V是否为零，以判断飞机运动状态：

若飞机速度为零，说明飞机处于静止状态，能够进行起飞线刹车自助；反之，不能进行起飞线刹车自助；

本实施例中，识别飞机速度为零，具备起飞线刹车自助的条件；

步骤2，判断飞机刹车状态：通过识别电液伺服阀控制电流信号值I是否为最大控制电流信号Imax判断飞机刹车状态：若电液伺服阀控制电流信号值I为Imax，说明飞机进行起飞线刹车，能够进行起飞线刹车自助；反之，不进行起飞线刹车自助；

步骤3、判断飞机刹车压力大小；识别电液伺服阀输出的液压刹车压力Ps是否达到对应起飞线刹车电液伺服阀最大控制电流信号的最大输出压力Psmax；若电液伺服阀输出的液压刹车压力达到对应电液伺服阀最大控制电流信号的最大输出压力，不进行起飞线刹车自助；反之，要进行起飞线刹车自助，转入步骤4；

本实施例中，所采用的电液伺服阀为压力正增益阀，在死区电流到额定电流范围内刹车压力与控制电流成线性正比关系。起飞线刹车压力高，控制电流大，伺服阀输出相应的刹车压力，伺服阀控制电流与刹车压力有一一对应关系。最大控制电流Imax对应最大输出压力Psmax。起飞线刹车压力为正常刹车压力的1.5～2倍。

当电液伺服阀输出的刹车压力达到一定值后随控制电流不再是成线性增加，甚至即使再增加控制电流，刹车压力也不再增大。因此，起飞线刹车控制电流最大，在最大控制电流下，伺服阀输出的实际压力Ptmax达不到最大控制电流Imax对应的最大输出压力Psmax。

起飞线刹车时所需的刹车压力对应最大控制电流，即起飞线刹车控制电流。当电液伺服阀得到起飞线刹车控制电流后，电液伺服阀输出的液压刹车压力应该为与该电流对应的液压刹车压力。电液伺服阀输出的液压刹车压力达到最大控制电流Imax对应的最大输出压力Psmax，或小于该最大输出压力Psmax。

本实施例中，起飞线刹车要求刹车压力为24MPa，对应最大控制电流48mA，在此最大控制电流48mA下，电液伺服阀应该输出液压刹车压力为24MPa。而实际上，伺服阀控制电流信号达到最大48mA，即使能够再增加电流，伺服阀输出的液压刹车压力也只有21.5MPa，不满足起飞线刹车要求伺服阀输出24MPa；需要采取措施进行起飞线刹车自助。

步骤2至步骤3是决断起飞线刹车自助的充分条件。

步骤4，实施起飞线刹车自助：在满足起飞线刹车自助条件下，控制盒接通电动阀供电电路，启动电动阀切换油路，连接起飞线刹车液压源直接供压，由电动阀输出起飞线刹车所需的液压刹车压力，接替实现起飞线刹车的任务。

所述飞机电传刹车起飞线刹车自助方法由控制盒软件实施。

本实施例中，实际检测参数值：飞机速度V＝0，电液伺服阀控制电流信号I＝48mA，电液伺服阀输出的液压刹车压力Ps＝21.5MPa。

起飞线刹车辨识参数值：飞机速度V＝0，电液伺服阀最大控制电流信号Imax＝48mA，起飞线刹车需要电液伺服阀输出的液压刹车压力Psmax＝24MPa；

由此确定飞机符合起飞线刹车前提。此时飞机正在执行起飞线刹车，飞机刹车状态为起飞线刹车，由于电液伺服阀不能按起飞线刹车最大控制电流信号输出期望的最大液压刹车压力，控制盒启动电动阀切换油路，由飞机刹车系统供压源供压，直接将起飞线刹车所需的液压刹车压力输往刹车机轮，自动实现飞机电传刹车起飞线刹车自助。

至此，完成了基于飞机电传刹车系统的起飞线刹车自助。

由于控制盒启动电动阀切换油路后，在电动阀的出油口输出的是从减压阀来的恒值液压压力，本实施例为24MPa，此转换来的液压压力，不仅数值满足起飞线刹车需要的液压刹车压力24MPa，而且是恒稳液压压力，不会脉动减下掉压力，因而起飞线刹车压力不依赖电液伺服阀，从根本上解决了现有技术存在的起飞线刹车中刹车压力达不到要求值、起飞线刹车掉压力刹不住车问题，确保了起飞线刹车可靠性，保证飞机使用安全。

本实施例提出的用于所述起飞线刹车自助的飞机电传刹车系统包括刹车指令传感器1、控制盒2、电液伺服阀3、电动阀4、压力传感器5、机轮速度传感器6和减压阀8。其中：

控制盒2的电信号输入端分别与刹车指令传感器1、压力传感器5和机轮速度传感器6电气联接，分别接收刹车指令传感器1发出的刹车指令电压信号、压力传感器5提供的电液伺服阀输出管路上液压刹车压力电信号，以及机轮速度传感器6提供的机轮速度电压信号。该控制盒2的信号输出端与电液伺服阀3电气联接，向电液伺服阀3发出刹车防滑控制电流信号；控制盒2的信号输出端还与电动阀4电气联接，控制电动阀4通电或断电。

所述机轮速度传感器6安装在飞机轮轴上，通过机械传动与刹车机轮7连接。

控制盒2安装在飞机主起落架舱内，由飞机上电源供电。所述控制盒2是数字式，具有防滑刹车控制和起飞线刹车功能。

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。刹车指令传感器1工作电压由机上电源供给。

电液伺服阀3安装在靠近刹车机轮7的飞机主起落架舱内液压管路上。该电液伺服阀3的进油口与飞机刹车系统供压源管路联接；该电液伺服阀3的刹车口与电动阀4的第一进油口A通过管路联接；电液伺服阀3的回油口与飞机刹车系统回油管路联接。电液伺服阀3刹车口输出的刹车压力控制着电动阀转换。

电动阀4安装在电液伺服阀3和刹车机轮7之间的液压管路上。电动阀4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电动阀第一进油口A、电动阀第二进油口B和电动阀出油口。该电动阀的电动阀电气接口通过屏蔽绝缘导线与控制盒2的电气接口的电动阀控制端实施电气联接；电动阀第一进油口A与电液伺服阀3的刹车口管路联接，电动阀第二进油口B与减压阀8的出油口管路联接，电动阀出油口与刹车机轮7刹车装置的进油口管路联接。

所述电动阀4采用现有技术。该电动阀包括电磁铁和滑阀；电动阀4用于液压油路切换，是执行起飞线刹车自助的机电附件；在未启动实施起飞线刹车自助的情况下，即电动阀4的电磁铁线圈未通电时，电动阀4第一进油口A始终与电动阀4的出油口保持畅通，电动阀4仅相当于一条液压通道，输出电动阀第一进油口A的液压压力；在启动实施起飞线刹车自助后，即电动阀4的电磁铁线圈通电时，该电动阀通电，移动滑阀切换供压来油油路，关闭电动阀第一进油口A，打开电动阀第二进油口B，将该电动阀的第二进油口B与电动阀出油口沟通，使该电动阀输出电动阀第二进油口B来的液压压力。所述电动阀4的电磁铁线圈电路的接通和断开由控制盒5控制。在起飞线刹车自助条件满足下，控制盒接通电动阀供电电路，使该电动阀的电磁铁线圈通电，启动电动阀进行液压油路切换。

减压阀8安装在飞机正常刹车系统供压源与电动阀4之间的液压管路上。减压阀8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刹车系统供压源管路联接，减压阀的出油口与电动阀4的第二进油口B管路联接。

飞机刹车系统供压源压力高于所需的飞机起飞线刹车压力时，需要设置减压阀。减压阀8的进油口通过液压接管嘴和导管与飞机刹车系统供压源管路联接。所述减压阀8采用现有技术。

本实施例中，飞机刹车系统供压源采用两套，减压阀8的进油口与飞机刹车系统第二套供压源管路联接；第二套飞机刹车系统供压源压力为28MPa，所需的飞机起飞线刹车压力24MPa；减压阀8的进油口压力为28MPa，经减压阀8减压后，减压阀8的出油口输出压力24MPa，供起飞线刹车自助使用。

压力传感器5安装在电液伺服阀3与电动阀4之间的液压管路上。压力传感器5有一个电气接口和一个液压接口，所述压力传感器5的电气接口通过屏蔽绝缘导线与控制盒2的电气接口的液压刹车压力输入端实施电气联接，向控制盒2提供电液伺服阀3的刹车口输出管路上的液压刹车压力。

压力传感器5用于检测电液伺服阀3的刹车口输出的实际液压刹车压力；压力传感器5工作电压由机上电源供给；

刹车指令传感器1、控制盒2、电液伺服阀3和机轮速度传感器6构成飞机电传电子防滑刹车控制系统。

当刹车机轮7在刹车中出现打滑或即将打滑时，控制盒5按预定的控制律实施控制，产生相应的防滑控制电流，所述防滑控制电流与驾驶员操纵的刹车指令即刹车指令控制电流综合，得到实际减小的有效控制电流信号发送给电液伺服阀3的力矩马达线圈，控制电流减小，电液伺服阀3的刹车口输出液压压力相应减小或解除，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3的有效控制电流信号就是驾驶员操纵的刹车指令控制电流，驾驶员踩压刹车踏板越重形成越大，刹车指令传感器1输出的刹车指令信号越大，电液伺服阀3的输出的刹车压力越大，飞机刹车强度越重。

飞机电传刹车防滑控制采用现有技术。

控制盒2、压力传感器5、电动阀4和机轮机轮速度传感器6构成起飞线刹车自助运行系统。

当需要起飞线刹车时并满足起飞线刹车自助条件，所述飞机电传刹车系统控制盒2按所述方法实施起飞线刹车自助运行。

Claims (8)

1.一种飞机起飞线刹车自助方法，其特征在于，具体过程是：

第一步、判断飞机运动状态：识别飞机速度V是否为零；如果飞机速度为零，说明飞机处于静止状态，可进行起飞线刹车自助，否则，不能进行起飞线刹车自助；飞机速度由机轮速度传感器提供，或者由飞参系统提供；

步骤2、判断飞机刹车状态：识别电液伺服阀控制电流信号I是否为最大Imax，如果电液伺服阀控制电流信号值为最大，说明飞机进行起飞线刹车，可进行起飞线刹车自助，否则，不进行起飞线刹车自助；电液伺服阀控制电流信号由控制盒自身提供；

步骤3、判断飞机刹车压力大小：识别电液伺服阀输出的液压刹车压力Ps是否达到对应起飞线刹车电液伺服阀最大控制电流信号的最大输出压力Psmax，如果电液伺服阀输出的液压刹车压力达到对应电液伺服阀最大控制电流信号的最大输出压力，不进行起飞线刹车自助，否则，要进行起飞线刹车自助，转入步骤4；

液压刹车压力信号由压力传感器提供；

步骤2到步骤3是决断起飞线刹车自助的充分条件；

步骤4、实施起飞线刹车自助：在起飞线刹车自助条件满足下，控制盒接通电动阀供电电路，启动电动阀切换油路，连接起飞线刹车液压源直接供压，由电动阀输出起飞线刹车所需的液压刹车压力，接替实现起飞线刹车的任务；

至此，完成了基于飞机电传刹车系统的起飞线刹车自助。

2.一种用于实现权利要求1所述飞机起飞线刹车自助方法的飞机电传起飞线刹车系统，其特征在于，包括刹车指令传感器、控制盒、电液伺服阀、电动阀、压力传感器、机轮速度传感器和减压阀；其中：

控制盒的电信号输入端分别与刹车指令传感器、压力传感器和机轮速度传感器电气联接，分别接收刹车指令传感器发出的刹车指令电压信号、压力传感器提供的电液伺服阀输出管路上液压刹车压力电信号，以及机轮速度传感器提供的机轮速度电压信号；该控制盒的信号输出端与电液伺服阀电气联接，向电液伺服阀发出刹车防滑控制电流信号；控制盒的信号输出端还与电动阀电气联接，控制电动阀通电或断电。

3.如权利要求1所述飞机电传起飞线刹车系统，其特征在于，电液伺服阀安装在靠近刹车机轮的飞机主起落架舱内液压管路上；该电液伺服阀的进油口与飞机刹车系统供压源管路联接；该电液伺服阀的刹车口与电动阀的第一进油口A通过管路联接；电液伺服阀的回油口与飞机刹车系统回油管路联接；电液伺服阀刹车口输出的刹车压力控制着电动阀转换。

4.如权利要求1所述飞机电传起飞线刹车系统，其特征在于，电动阀安装在电液伺服阀和刹车机轮之间的液压管路上；该电动阀电气接口通过导线与控制盒的电气接口的电动阀控制端联接；该电动阀的电动阀第一进油口A与电液伺服阀的刹车口管路联接，电动阀第二进油口B与减压阀的出油口管路联接，电动阀出油口与刹车机轮刹车装置的进油口管路联接。

5.如权利要求4所述飞机电传起飞线刹车系统，其特征在于，所述电动阀在未启动实施起飞线刹车自助的情况下，电动阀的电磁铁线圈未通电，电动阀第一进油口A始终与电动阀的出油口保持畅通，该电动阀的第一进油口A与电动阀的出油口之间形成液压通道，以输出电动阀第一进油口A的液压压力；在启动实施起飞线刹车自助后，电动阀的电磁铁线圈通电，移动滑阀切换供压来油油路，关闭电动阀第一进油口A，打开电动阀第二进油口B，将该电动阀的第二进油口B与电动阀出油口沟通，使该电动阀输出电动阀第二进油口B来的液压压力。

6.如权利要求1所述飞机电传起飞线刹车系统，其特征在于，所述减压阀安装在飞机正常刹车系统供压源与电动阀之间的液压管路上；该减压阀的进油口与飞机刹车系统供压源的管路联接，减压阀的出油口与电动阀的第二进油口B管路联接。

7.如权利要求6所述飞机电传起飞线刹车系统，其特征在于，所述减压阀的进油口与飞机刹车系统第二套供压源管路联接；第二套飞机刹车系统供压源压力为28MPa，所需的飞机起飞线刹车压力24MPa；减压阀的进油口压力为28MPa，经减压阀减压后，减压阀的出油口输出压力24MPa，供起飞线刹车自助使用。

8.如权利要求1所述飞机电传起飞线刹车系统，其特征在于，压力传感器安装在电液伺服阀与电动阀之间的液压管路上；压力传感器有一个电气接口和一个液压接口，所述压力传感器的电气接口通过屏蔽绝缘导线与控制盒的电气接口的液压刹车压力输入端联接。