CN110203378A - 能够防止误输出的飞机刹车系统及其控制方法 - Google Patents

能够防止误输出的飞机刹车系统及其控制方法 Download PDF

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Abstract

一种能够防止误输出的飞机刹车系统及其控制方法。该飞机刹车系统中有液压开关，该液压开关的状态信号输出端口与防滑刹车控制盒压力采集接口输入端连通，该液压开关液压压力采集端口与刹车装置的工作油口连通；电液压力伺服阀工作油口接入液压管路。右起落架落地开关的电源输入端与电路保护自动开关负极联通，该右起落架落地开关电源输出端与左起落架落地开关电源输入端联通；左起落架落地开关电源输出端与滑刹车控制盒落地开关信号采集接口连通。本发明通过左起落架落地开关和右起落架落地开关的通断以及飞机速度状态信号共同确定飞机的空/地状态，避免了飞机着陆时，在主刹车机轮着陆并起转状态下出现虚报警信号，提高了余压报警信号的准确性。

Description

能够防止误输出的飞机刹车系统及其控制方法
技术领域
本发明涉及飞机防滑刹车系统领域，具体是一种通过空中余压报警能够防止误输出的飞机刹车系统及其控制方法。
背景技术
现有技术的飞机数字电传防滑刹车系统由刹车指令传感器1、防滑刹车控制盒2、机轮速度传感器3、电液压力伺服阀4和电磁液压锁5组成，具有防滑刹车功能。刹车指令传感器1、防滑刹车控制盒2、电液压力伺服阀4、电磁液压锁5实现刹车功能；防滑刹车控制盒2、机轮速度传感器3、电液压力伺服阀4和电磁液压锁5实现防滑功能。
现有技术飞机数字电传防滑刹车系统的正常刹车系统结构框图见图1。飞机数字电传防滑刹车系统的正常刹车系统普遍采用脚刹车、脚差动控制，正常刹车系统输出的刹车压力与刹车脚凳力成正比，脚凳力越大正常刹车系统输出的刹车压力越高。刹车指令传感器1与刹车脚蹬6铰接连接，驾驶员踩刹车脚蹬6使刹车指令传感器1输出与刹车脚凳力成正比的刹车指令电压给防滑刹车控制盒2，防滑刹车控制盒2根据刹车指令电压的大小输出电磁液压锁的控制信号，控制电磁液压锁3的打开和关闭；同时防滑刹车控制盒2输出与刹车指令电压成正比的阀门电流，控制电液压力伺服阀4输出的与阀门电流成正比的刹车压力。
现有技术飞机刹车系统通过静刹车开关控制常闭式两位三通电磁阀或电液压力伺服阀的接通和断开，实现飞机起飞线刹车。接通静刹车开关，两位三通电磁阀或电液压力伺服阀接通油源压力，实现飞机起飞线刹车；静刹车开关断开，两位三通电磁阀或电液压力伺服阀断开油源压力，飞机起飞线刹车解除。
现有技术飞机应急刹车系统普遍采用手刹车，飞机应急刹车系统将刹车减压阀与刹车手柄铰接连接,驾驶员拉应急刹车手柄使刹车减压阀输出与刹车手柄拉力成正比的刹车压力，实现飞机应急刹车。
但是飞机刹车系统在空中有以下五种情况之一，就会出现刹车机轮爆胎或机轮报废、飞机冲出跑道、飞机起落架或飞机结构损伤，更严重时甚至危及飞机和人员安全的事故。具体如下：
(1)没有接地保护功能的刹车系统，飞行员在空中误踩刹车，使正常刹车系统刹车压力不为零，空中机轮处于刹车状态，造成飞机带刹车着陆；
(2)对于有静刹车分系统，无静刹车保护功能的刹车系统，飞行员在空中误扳静刹车开关，使正常刹车系统输出静刹车压力，造成飞机带静刹车着陆；
(3)对于具有接地保护功能、静刹车保护功能的刹车系统故障时，正常刹车系统刹车压力不为零，机轮处于刹车状态，造成飞机带刹车着陆；
(4)空中误拉应急刹车系统手柄，使应急刹车系统刹车压力不为零，空中机轮处于刹车状态，造成飞机带刹车着陆；
(5)应急刹车减压阀故障，使应急刹车系统刹车压力不为零，空中机轮处于刹车状态，造成飞机带刹车着陆。
公开号为CN106394881A的发明专利《一种飞机防滑刹车系统上电自检保护方法》，能够对防滑刹车系统内部所有电气功能进行的全面的故障诊断，故障诊断结果决定是否能够继续使用防滑刹车系统。在上电自检后，防滑刹车系统自动进入周期自检。周期自检只是对部分电气功能进行故障诊断。该发明创造适用于飞机防滑刹车系统进行应急启动后特定的刹车故障检测，提高了飞机防滑刹车系统的可靠性和安全性。但是该发明创造没有空中余压报警功能，也不能防止飞机带压力着陆。
经检索，在公告号为CN202624192U的专利中公开了一种飞机刹车接地保护系统及方法。该专利提出的接地保护能够保证飞机在着陆过程中驾驶员误踩刹车时刹车系统不输出刹车压力，使刹车系统处于松刹状态；当飞机轮载信号出现故障时，能防止飞机在低速段出现接地保护状态，保证飞机在低速段能使用刹车，提高了飞机的着陆安全性。但是没能解决飞机着陆后复飞的情况下，飞机的接地保护不起作用问题。而且这个专利采集的是飞机主机轮-速度传感器上的速度信号，主机轮速度传感器上的速度信号是不稳定的，如果发生主机轮刹死或主机轮在水面上滑行，主机轮速度传感器上的速度信号急剧降低，输入信号不稳定造成接地保护地面起作用，造成飞机刹不住车。该发明专利只说明了刹车系统如何实现接地保护功能，没有对飞机着陆前的压力状态进行检测，虽说能够防止驾驶员在飞机着陆过程中由于误踩刹车造成刹车系统输出刹车压力，但是没有提出余压报警功能，只是做到了在飞机着陆时不让压力输出，由于没有余压报警功能，也没有压力检测。
发明内容
为了解决现有技术飞机刹车系统带压着陆，造成飞机刹车系统爆胎的问题，本发明提出了一种能够防止误输出的飞机刹车系统及其控制方法。
本发明提出的能够防止误输出的飞机刹车系统包括刹车指令传感器、防滑刹车控制盒、机轮速度传感器、电液压力伺服阀、电磁液压锁、落地开关、电路保护自动开关、+28V电源、液压源和油箱，其中所述的落地开关分为左起落架落地开关和右起落架落地开关。所述+28VDC电源的正极与电路保护自动开关的正极联通，电路保护自动开关的负极与右起落架落地开关电源输入端联通；滑刹车控制盒的落地开关信号采集接口与左起落架落地开关电源输出端连接；刹车指令传感器的指令输出端与防滑刹车控制盒的指令输入端联通，防滑刹车控制盒的开锁信号输出端与电磁液压锁的控制信号的输入端联通；防滑刹车控制盒的伺服阀电流控制信号的输出端与电液压力伺服阀的电流控制信号的输入端联通；所述液压源的油口与电磁液压锁输入口联通；电磁液压锁的工作油口与电液压力伺服阀输入口联通，电磁液压锁和电液压力伺服阀的回油口与油箱联通；其特征在于：
还包括液压开关，并且该液压开关的状态信号输出端口与防滑刹车控制盒的压力采集接口的输入端连通，该液压开关的液压压力采集端口与刹车装置的工作油口的液压管路连通；电液压力伺服阀的工作油口通过三通管接入所述液压管路。所述右起落架落地开关的电源输入端与电路保护自动开关的负极联通，该右起落架落地开关电源输出端与所述左起落架落地开关电源输入端联通；该左起落架落地开关电源输出端与滑刹车控制盒的落地开关信号采集接口连通。
所述液压开关最大工作压力为15MPa，液压开关的工作电压为22～27V.DC，触点电流不大于10A。
本发明提出的所述能够防止误输出的飞机刹车系统的控制过程是：
步骤一、根据液压管路的压力确定刹车压力输出状态。
将液压开关安装在液压管路上以检测该液压管路的压力，所述的压力包括液压管路的回油压力、刹车装置返回压力和刹车压力。
根据得到的液压管路的回油压力和刹车装置返回压力，通过公式(1)确定液压开关报警压力门限，
ΔP＞P门＞P1 (1)
式中：ΔP为液压管路的刹车装置返回压力，P门为报警压力门限，P1为回油压力。
确定的液压开关报警压力门限为1.3～1.9MPa。
根据液压管路的压力确定刹车压力输出状态：当液压管路的回油压力P1小于报警压力门限P门时，液压开关电器触点断开；当刹车系统管路刹车装置返回压力ΔP大于报警压力门限P门时，液压开关电器触点接通。
步骤二、根据落地开关状态和飞机速度状态信号确定飞机空/地状态JLD。
通过左起落架落地开关和右起落架落地开关的通断以及飞机速度状态信号共同确定飞机的空/地状态。
所述确定飞机空/地状态时，根据飞机左起落架落地开关的接通或断开状态、飞机右起落架落地开关的接通或断开状态，以及飞机机轮速度传感器的速度状态信号共同确定飞机空/地状态JLD。所述飞机左起落架落地开关和右起落架落地开关的接通或断开根据飞机载荷变化确定。
确定的飞机空/地状态JLD，该飞机空/地状态JLD具体分为左起落架落地开关的空/地状态JLD1和右起落架落地开关的空/地状态JLD2。确定的飞机空/地状态JLD是：
当左起落架落地开关接通时，该左起落架落地开关的空/地状态JLD1为空中；当左起落架落地开关断开时，该左起落架落地开关的空/地状态JLD1为地面。
当右起落架落地开关接通时，该右起落架落地开关的空/地状态JLD2为空中；当右起落架落地开关断开时，该右起落架落地开关的空/地状态JLD2为地面。
将得到的所述左起落架落地开关的空/地状态JLD1与右起落架落地开关的空/地状态JLD2分别与飞机机轮速度传感器的速度状态信号综合，以共同确定飞机空/地状态JLD。
确定的飞机空/地状态控制逻辑是：当飞机左起落架落地开关和右起落架落地开关全部处于“地面”时，判定飞机处于“地面”状态；当飞机机轮处于高速状态时，判定飞机处于“地面”状态；当飞机左起落架落地开关或右起落架落地开关都处于“空中”，并且飞机机轮处于低速状态时，判定飞机处于“空中”状态；当飞机左起落架落地开关和右起落架落地开关均处于“空中”状态，并且飞机机轮处于低速状态时，判定飞机处于“空中”状态。
步骤三、确定飞机刹车系统空中余压报警系统控制逻辑。
根据刹车压力状态、飞机空/地状态确定飞机刹车系统空中余压报警系统控制逻辑。
飞机放下起落架，防滑刹车通电。只有飞机刹车系统处于空中状态、刹车系统有余压，飞机防滑刹车系统空中余压报警系统发出声光报警信号。
所确定的飞机刹车系统空中余压报警系统控制逻辑是：
当液压开关断开，输出压力低信号给防滑刹车控制盒，同时飞机空/地状态为“空中”时，防滑刹车控制盒不输出空中余压报警信号。
当液压开关接通，输出压力高信号给防滑刹车控制盒，同时飞机空/地状态为“空中”时，防滑刹车控制盒输出空中余压报警信号。
当液压开关接通，输出压力高信号给防滑刹车控制盒，同时飞机空/地状态为“地面”时，防滑刹车控制盒不输出空中余压报警信号。
当液压开关断开，输出压力低信号给防滑刹车控制盒，同时飞机空/地状态为“地面”时，防滑刹车控制盒不输出空中余压报警信号。
所述防滑刹车控制盒采用具有滞回比较特性的比较电路确定飞机的高/低速状态JSD：
当飞机处于加速状态，飞机基准速度信号VωR大于飞机刹车机轮高速门限VSD1时，飞机处于高速状态；飞机的高/低速状态JSD为高电平，用逻辑“0”表示；
当飞机处于加速状态，飞机基准速度信号VωR小于飞机刹车机轮高速门限VSD1时，飞机处于低速状态；飞机的高/低速状态JSD为低电平，用逻辑“1”表示；
当飞机处于减速状态，飞机基准速度信号VωR大于飞机刹车机轮低速门限VSD2时，飞机处于高速状态；飞机的高/低速状态JSD为高电平，用逻辑“0”表示；
当飞机处于减速状态，飞机基准速度信号VωR小于飞机刹车机轮低速门限VSD2时，飞机处于低速状态；飞机的高/低速状态JSD为低电平，用逻辑“1”表示；
当左起落架落地开关和右起落架落地开关均为“地面”状态时，飞机空/地状态JLD为“地面”状态；
当飞机处于高速状态时，飞机空/地状态JLD为“地面”状态；
当左起落架落地开关和右起落架落地开关中有一路是“空中”状态，当飞机处于高速状态时，飞机空/地状态JLD为“地面”状态；
当左起落架落地开关和右起落架落地开关中有一路是“空中”状态，飞机处于低速状态时，飞机空/地状态JLD为“空中”状态；
当左起落架落地开关和右起落架落地开关都是“空中”状态，飞机处于低速状态时，飞机空/地状态JLD为“空中”状态。
至此，完成了具有防止误输出的空中余压报警功能的飞机刹车系统的控制。
本发明将液压开关的状态信号输出到防滑刹车控制盒上的压力信号检测接口上，用来检测刹车管路压力：当飞机刹车系统压力处于回油压力时，即没有刹车压力输出时，液压开关断开，输出压力低信号给防滑刹车控制盒；当飞机刹车系统压力不小于刹车装置返回压力时，液压开关接通，输出压力高信号给防滑刹车控制盒。
本发明通过左起落架落地开关和右起落架落地开关的通断以及飞机速度状态信号共同确定飞机的空/地状态。
本发明在现有飞机刹车系统的基础上，将所述左起落架落地开关和右起落架落地开关串联，与飞机速度状态信号进行飞机空/地状态识别，通过液压开关设置的压力门限识别飞机压力状态，防滑刹车控制盒将飞机空/地状态和压力状态进行综合，实现飞机正常刹车系统的空中余压报警和应急刹车系统空中的余压报警，以防止报警信号的误输出，保证飞机在着陆前飞行员对正常刹车系统和应急刹车系统刹车压力状态有明确的报警指示，对飞机在空中刹车系统中有余压的情况下，早发现，早处置，避免飞机在没有接地保护功能或接地保护功能失效时，造成飞机带压着陆的故障发生，防止出现爆胎事故，提高了飞机着陆刹车的安全性和可靠性；同时，由于左起落架落地开关、右起落架落地开关在飞机刹车机轮着陆2～4秒后才能同时接通，造成出余压报警信号出现误输出的情况，本发明创造将飞机速度状态信号与左起落架落地开关、右起落架落地开关一起进行飞机的空/地状态识别，避免了在飞机着陆过程中，在主刹车机轮着陆已经起转的状态下出现虚报警信号，提高了余压报警信号的准确性。
附图说明
图1是现有技术飞机正常刹车系统结构示意图
图2是本发明飞机结构示意图
图3是本发明控制逻辑原理框图
1.刹车指令传感器；2.防滑刹车控制盒；3.机轮速度传感器；4.电液压力伺服阀；5.电磁液压锁；6.刹车脚蹬；7.液压开关；8.液压源；9.油箱；10.左起落架落地开关；11.右起落架落地开关；12.电路保护自动开关；13.+28V电源。
具体实施方式
本实施例是在现有技术刹车系统的基础上，在接近刹车机轮刹车装置的基础上增加液压开关，组成一种能够防止误输出的飞机刹车系统。
本实施例包括刹车指令传感器1、防滑刹车控制盒2、机轮速度传感器3、电液压力伺服阀4、电磁液压锁5、落地开关、电路保护自动开关12、+28V电源13、液压源8和油箱9，其中所述的落地开关分为左起落架落地开关10和右起落架落地开关11。
所述+28VDC电源13的正极与电路保护自动开关12的正极联通，电路保护自动开关12的负极与右起落架落地开关11电源输入端联通，右起落架落地开关11电源输出端与左起落架落地开关10电源输入端联通，左起落架落地开关10电源输出端与防滑刹车控制盒2的落地开关信号采集接口连接；刹车指令传感器1的指令输出端与防滑刹车控制盒2的指令输入端联通，防滑刹车控制盒2的开锁信号输出端与电磁液压锁5的控制信号的输入端联通；防滑刹车控制盒2的伺服阀电流控制信号的输出端与电液压力伺服阀4的电流控制信号的输入端联通；防滑刹车控制盒2的压力采集接口的输入端与液压开关7的状态信号输出端联通；防滑刹车控制盒2的速度采集接口的输入端与机轮速度传感器3的速度信号输出端联通。
所述液压源8的油口与电磁液压锁5输入口联通；电磁液压锁5的工作油口与电液压力伺服阀4输入口联通，电液压力伺服阀4的工作油口通过管路连接在该液压开关7与刹车装置的工作油口的液压管路上，液压开关7的输出口与刹车机轮刹车装置的工作油口联通；电磁液压锁5和电液压力伺服阀4的回油口与油箱联通。
所述液压开关适用YH-10或YH-15油液，液压开关最大工作压力15MPa，液压开关的工作电压22～27V.DC，触点电流不大于10A。
通过液压开关设置压力门限，当飞机刹车系统压力不大于液压开关设置的压力门限时，液压开关断开，液压开关输出压力低信号给防滑刹车控制盒，即飞机刹车系统没有刹车压力输出；当飞机刹车系统压力大于液压开关设置的压力门限时，液压开关接通，液压开关输出压力高信号给防滑刹车控制盒。
本发明通过左起落架落地开关10、右起落架落地开关11的通断和飞机速度状态信号共同确定飞机的空/地状态。
本实施例选用QLK-3机械式落地开关，其性能参数见表1：
表1机械式落地开关性能
防滑刹车控制盒2将液压开关压力信号与飞机空/地状态进行综合，确定飞机空中余压报警信号。实现飞机正常刹车系统、应急刹车系统空中余压报警。
本实施例还提出了一种所述能够防止误输出的飞机刹车系统的设计方法，具体过程是：
步骤一、根据液压管路的压力确定刹车压力状态。
将液压开关安装在液压管路上以检测该液压管路的压力，所述的压力包括液压管路的回油压力、刹车装置返回压力和刹车压力。
根据得到的液压管路的回油压力和刹车装置返回压力，通过公式(1)确定液压开关报警压力门限，
ΔP＞P门＞P1 (1)
式中：ΔP—液压管路的刹车装置返回压力，P门—报警压力门限，P1—回油压力。
液压管路的回油压力最大为1.2MPa，液压管路的刹车装置返回压力最大为2.0MPa，确定的液压开关报警压力门限比液压管路的刹车装置返回压力小，比液压管路的回油压力大。本实施例中，所确定的液压开关报警压力门限为1.3～1.9MPa。
当液压管路的回油压力P1小于报警压力门限P门时，液压开关电器触点断开；当刹车系统管路刹车装置返回压力ΔP大于报警压力门限P门时，液压开关电器触点接通。
步骤二、根据落地开关状态和飞机速度状态信号确定飞机空/地状态。
所述确定飞机空/地状态时，根据飞机左起落架落地开关10的接通或断开状态、飞机右起落架落地开关11的接通或断开状态，以及飞机机轮速度传感器的速度状态信号共同确定飞机空/地状态JLD。所述飞机左起落架落地开关10的接通或断开和右起落架落地开关11的接通或断开根据飞机载荷变化确定。
确定的飞机空/地状态JLD，该飞机空/地状态JLD具体分为左起落架落地开关的空/地状态JLD1和右起落架落地开关的空/地状态JLD2。确定的飞机空/地状态JLD是：
当左起落架落地开关接通时，该左起落架落地开关的空/地状态JLD1为空中；当左起落架落地开关断开时，该左起落架落地开关的空/地状态JLD1为地面。
当右起落架落地开关接通时，该右起落架落地开关的空/地状态JLD2为空中；当右起落架落地开关断开时，该右起落架落地开关的空/地状态JLD2为地面。
将得到的所述左起落架落地开关的空/地状态JLD1与右起落架落地开关的空/地状态JLD2分别与飞机机轮速度传感器的速度状态信号综合，以共同确定飞机空/地状态JLD。
确定的飞机空/地状态控制逻辑是：当飞机左起落架落地开关和右起落架落地开关全部处于“地面”时，判定飞机处于“地面”状态；当飞机机轮处于高速状态时，判定飞机处于“地面”状态；当飞机左起落架落地开关或右起落架落地开关都处于“空中”，并且飞机机轮处于低速状态时，判定飞机处于“空中”状态；当飞机左起落架落地开关和右起落架落地开关均处于“空中”状态，并且飞机机轮处于低速状态时，判定飞机处于“空中”状态。
在确定机轮速度状态时，是通过防滑刹车控制盒2实时采集机轮速度传感器3输出的刹车机轮速度信号，并将这个刹车机轮速度信号转换成模拟飞机速度的路基准速度信号VωR；在防滑刹车控制盒2中分别设置飞机刹车机轮高速门限VSD1，VSD1为飞机刹车机轮速度70km/h对应的速度电压为6.2V；飞机刹车机轮低速门限VSD2为飞机刹车机轮速度30km/h对应的速度电压为5.2V。所述防滑刹车控制盒2采用具有滞回比较特性的比较电路确定飞机的高/低速状态JSD：
当飞机处于加速状态，飞机基准速度信号VωR大于飞机刹车机轮高速门限VSD1时，飞机处于高速状态；飞机的高/低速状态JSD为高电平，用逻辑“0”表示；
当飞机处于加速状态，飞机基准速度信号VωR小于飞机刹车机轮高速门限VSD1时，飞机处于低速状态；飞机的高/低速状态JSD为低电平，用逻辑“1”表示；
当飞机处于减速状态，飞机基准速度信号VωR大于飞机刹车机轮低速门限VSD2时，飞机处于高速状态；飞机的高/低速状态JSD为高电平，用逻辑“0”表示；
当飞机处于减速状态，飞机基准速度信号VωR小于飞机刹车机轮低速门限VSD2时，飞机处于低速状态；飞机的高/低速状态JSD为低电平，用逻辑“1”表示；
当左起落架落地开关10和右起落架落地开关11均为“地面”状态时，飞机空/地状态JLD为“地面”状态；
当飞机处于高速状态时，飞机空/地状态JLD为“地面”状态；
当左起落架落地开关10和右起落架落地开关11中有一路是“空中”状态，当飞机处于高速状态时，飞机空/地状态JLD为“地面”状态；
当左起落架落地开关10和右起落架落地开关11中有一路是“空中”状态，飞机处于低速状态时，飞机空/地状态JLD为“空中”状态；
当左起落架落地开关10和右起落架落地开关11都是“空中”状态，飞机处于低速状态时，飞机空/地状态JLD为“空中”状态；表2是飞机空/地状态控制逻辑
表2飞机空/地状态控制逻辑
JSD JLD1 JLD2 JLD
1 空中 空中 空中
1 空中 地面 空中
1 地面 空中 空中
0 地面 空中 地面
0 空中 地面 地面
0 空中 空中 地面
0 地面 地面 地面
飞机在空中，起落架放下,机械式落地开关电器触点接通；飞机接地，起落架承受飞机重量使机械式落地开关电器触点在外力作用下断开。飞机空/地状态按照表1飞机空/地状态控制逻辑确定，当飞机左起落架落地开关和右起落架落地开关全部处于“地面”时，判定飞机处于“地面”状态。当飞机处于高速状态时，判定飞机处于“地面”状态。当飞机左起落架落地开关或右起落架落地开关都处于“空中”，飞机处于低速状态时，判定飞机处于“空中”状态。当飞机左起落架落地开关和右起落架落地开关都处于“空中”状态，飞机处于低速状态时，判定飞机处于“空中”状态。
步骤三、确定飞机刹车系统空中余压报警系统控制逻辑。
根据刹车压力状态、飞机空/地状态确定飞机刹车系统空中余压报警系统控制逻辑，一种飞机刹车系统空中余压报警系统结构示意图具体见图3。
飞机放下起落架，防滑刹车通电。只有飞机刹车系统处于空中状态、刹车系统有余压，飞机防滑刹车系统空中余压报警系统发出声光报警信号。表3是飞机刹车系统空中余压报警系统控制逻辑。
所确定的飞机刹车系统空中余压报警系统控制逻辑是：
当液压开关断开，输出压力低信号给防滑刹车控制盒，同时飞机空/地状态为“空中”时，防滑刹车控制盒不输出空中余压报警信号。
当液压开关接通，输出压力高信号给防滑刹车控制盒，同时飞机空/地状态为“空中”时，防滑刹车控制盒输出空中余压报警信号。
当液压开关接通，输出压力高信号给防滑刹车控制盒，同时飞机空/地状态为“地面”时，防滑刹车控制盒不输出空中余压报警信号。
当液压开关断开，输出压力低信号给防滑刹车控制盒，同时飞机空/地状态为“地面”时，防滑刹车控制盒不输出空中余压报警信号。
表3飞机刹车系统空中余压报警系统控制逻辑
JYY JLD 空中余压报警
压力高 地面 不输出
压力高 空中 输出
压力低 地面 不输出
压力低 空中 不输出
表3中：
JYY代表刹车压力状态；
JLD代表飞机空地状态。
本实施例以正常刹车系统为基础，根据刹车压力状态信号、飞机空/地状态确定飞机刹车系统空中余压报警系统控制逻辑，实现飞机刹车系统空中余压报警功能。本发明能够满足具有静刹车分系统的正常刹车系统、应急刹车系统的压力检测与报警；同时，本发明避免了在飞机着陆过程中，在刹车机轮着陆已经起转，但是左起落架落地开关或右起落架落地开关处于“空中”时，出现虚报警信号，提高了余压报警信号的准确性。
至此，完成了具有防止误输出的空中余压报警功能的飞机刹车系统的控制。

Claims (4)

1.一种能够防止误输出的飞机刹车系统，包括刹车指令传感器、防滑刹车控制盒、机轮速度传感器、电液压力伺服阀、电磁液压锁、落地开关、电路保护自动开关、+28V电源、液压源和油箱，其中所述的落地开关分为左起落架落地开关和右起落架落地开关；所述+28VDC电源的正极与电路保护自动开关的正极联通，电路保护自动开关的负极与右起落架落地开关电源输入端联通；滑刹车控制盒的落地开关信号采集接口与左起落架落地开关电源输出端连接；刹车指令传感器的指令输出端与防滑刹车控制盒的指令输入端联通，防滑刹车控制盒的开锁信号输出端与电磁液压锁的控制信号的输入端联通；防滑刹车控制盒的伺服阀电流控制信号的输出端与电液压力伺服阀的电流控制信号的输入端联通；所述液压源的油口与电磁液压锁输入口联通；电磁液压锁的工作油口与电液压力伺服阀输入口联通，电磁液压锁和电液压力伺服阀的回油口与油箱联通；其特征在于：
还包括液压开关，并且该液压开关的状态信号输出端口与防滑刹车控制盒的压力采集接口的输入端连通，该液压开关的液压压力采集端口与刹车装置的工作油口的液压管路连通；电液压力伺服阀的工作油口通过三通管接入所述液压管路；所述右起落架落地开关的电源输入端与电路保护自动开关的负极联通，该右起落架落地开关电源输出端与所述左起落架落地开关电源输入端联通；该左起落架落地开关电源输出端与滑刹车控制盒的落地开关信号采集接口连通。
2.如权利要求1所述能够防止误输出的飞机刹车系统，其特征在于，所述液压开关最大工作压力为15MPa，液压开关的工作电压为22～27V.DC，触点电流不大于10A。
3.一种权利要求1所述能够防止误输出的飞机刹车系统的控制方法，其特征在于，具体过程是：
步骤一、根据液压管路的压力确定刹车压力输出状态；
将液压开关安装在液压管路上以检测该液压管路的压力，所述的压力包括液压管路的回油压力、刹车装置返回压力和刹车压力；
根据得到的液压管路的回油压力和刹车装置返回压力，通过公式(1)确定液压开关报警压力门限，
ΔP＞P门＞P1 (1)
式中：ΔP为液压管路的刹车装置返回压力，P门为报警压力门限，P1为回油压力；
确定的液压开关报警压力门限为1.3～1.9MPa；
根据液压管路的压力确定刹车压力输出状态：当液压管路的回油压力P1小于报警压力门限P门时，液压开关电器触点断开；当刹车系统管路刹车装置返回压力ΔP大于报警压力门限P门时，液压开关电器触点接通；
步骤二、根据落地开关状态和飞机速度状态信号确定飞机空/地状态JLD；
通过左起落架落地开关和右起落架落地开关的通断以及飞机速度状态信号共同确定飞机的空/地状态；
所述确定飞机空/地状态时，根据飞机左起落架落地开关的接通或断开状态、飞机右起落架落地开关的接通或断开状态，以及飞机机轮速度传感器的速度状态信号共同确定飞机空/地状态JLD；所述飞机左起落架落地开关和右起落架落地开关的接通或断开根据飞机载荷变化确定；
确定的飞机空/地状态JLD，该飞机空/地状态JLD具体分为左起落架落地开关的空/地状态JLD1和右起落架落地开关的空/地状态JLD2；确定的飞机空/地状态JLD是：
当左起落架落地开关接通时，该左起落架落地开关的空/地状态JLD1为空中；当左起落架落地开关断开时，该左起落架落地开关的空/地状态JLD1为地面；
当右起落架落地开关接通时，该右起落架落地开关的空/地状态JLD2为空中；当右起落架落地开关断开时，该右起落架落地开关的空/地状态JLD2为地面；
将得到的所述左起落架落地开关的空/地状态JLD1与右起落架落地开关的空/地状态JLD2分别与飞机机轮速度传感器的速度状态信号综合，以共同确定飞机空/地状态JLD；
确定的飞机空/地状态控制逻辑是：当飞机左起落架落地开关和右起落架落地开关全部处于“地面”时，判定飞机处于“地面”状态；当飞机机轮处于高速状态时，判定飞机处于“地面”状态；当飞机左起落架落地开关或右起落架落地开关都处于“空中”，并且飞机机轮处于低速状态时，判定飞机处于“空中”状态；当飞机左起落架落地开关和右起落架落地开关均处于“空中”状态，并且飞机机轮处于低速状态时，判定飞机处于“空中”状态；
步骤三、确定飞机刹车系统空中余压报警系统控制逻辑；
根据刹车压力状态、飞机空/地状态确定飞机刹车系统空中余压报警系统控制逻辑；飞机放下起落架，防滑刹车通电；只有飞机刹车系统处于空中状态、刹车系统有余压，飞机防滑刹车系统空中余压报警系统发出声光报警信号；
所确定的飞机刹车系统空中余压报警系统控制逻辑是：
当液压开关断开，输出压力低信号给防滑刹车控制盒，同时飞机空/地状态为“空中”时，防滑刹车控制盒不输出空中余压报警信号；
当液压开关接通，输出压力高信号给防滑刹车控制盒，同时飞机空/地状态为“空中”时，防滑刹车控制盒输出空中余压报警信号；
当液压开关接通，输出压力高信号给防滑刹车控制盒，同时飞机空/地状态为“地面”时，防滑刹车控制盒不输出空中余压报警信号；
当液压开关断开，输出压力低信号给防滑刹车控制盒，同时飞机空/地状态为“地面”时，防滑刹车控制盒不输出空中余压报警信号；
至此，完成了具有防止误输出的空中余压报警功能的飞机刹车系统的控制。
4.如权利要求4所述能够防止误输出的飞机刹车系统的控制方法，其特征在于，防滑刹车控制盒采用具有滞回比较特性的比较电路确定飞机的高/低速状态JSD：
当飞机处于加速状态，飞机基准速度信号VωR大于飞机刹车机轮高速门限VSD1时，飞机处于高速状态；飞机的高/低速状态JSD为高电平，用逻辑“0”表示；
当飞机处于加速状态，飞机基准速度信号VωR小于飞机刹车机轮高速门限VSD1时，飞机处于低速状态；飞机的高/低速状态JSD为低电平，用逻辑“1”表示；
当飞机处于减速状态，飞机基准速度信号VωR大于飞机刹车机轮低速门限VSD2时，飞机处于高速状态；飞机的高/低速状态JSD为高电平，用逻辑“0”表示；
当飞机处于减速状态，飞机基准速度信号VωR小于飞机刹车机轮低速门限VSD2时，飞机处于低速状态；飞机的高/低速状态JSD为低电平，用逻辑“1”表示；
当左起落架落地开关和右起落架落地开关均为“地面”状态时，飞机空/地状态JLD为“地面”状态；
当飞机处于高速状态时，飞机空/地状态JLD为“地面”状态；
当左起落架落地开关和右起落架落地开关中有一路是“空中”状态，当飞机处于高速状态时，飞机空/地状态JLD为“地面”状态；
当左起落架落地开关和右起落架落地开关中有一路是“空中”状态，飞机处于低速状态时，飞机空/地状态JLD为“空中”状态；
当左起落架落地开关和右起落架落地开关都是“空中”状态，飞机处于低速状态时，飞机空/地状态JLD为“空中”状态。
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