CN113428127B - 一种能避免轮胎爆破的飞机刹车系统余压监控保护方法 - Google Patents

Abstract

一种能避免轮胎爆破的飞机刹车系统余压监控保护方法，将刹车压力和刹车电流的逻辑比较结果与保护机制的启动进行关联，从而实现余压闭环检测和保护，具有智能化程度较高的特点。本发明将刹车压力和刹车电流与设定的门限值进行实时比较，当刹车压力与刹车电流均满足各门限值的启动条件并持续50ms，则启动保护机制；通过继电器切断液压伺服阀的线圈供电，消除飞机刹车系统余压，保证飞机正常着陆，避免了飞机轮胎爆破，提高了飞机着陆的安全性。本发明首次在余压监控中引入时序控制，能够有效防止信号波动及误触发，避免了因信号误触发导致的刹车失效，提高了刹车系统余压判断的准确度和飞机刹车系统的可靠性，且反应速度快。

Description

一种能避免轮胎爆破的飞机刹车系统余压监控保护方法

技术领域

本发明涉及飞机刹车状态的监测领域，具体是一种能避免轮胎爆破的飞机刹车系统余压监控保护方法。

背景技术

近年来，随着航空科技的发展,飞机刹车系统普遍采用电传液压刹车方式，即采用液压伺服阀进行刹车压力的快速调节，以期获得更好的刹车效能。但飞机刹车系统中的液压伺服阀一旦出现卡滞，就会出现飞机刹车机轮爆胎或飞机冲出跑道，甚至会危及飞机和人员安全。

目前，最新研制的飞机刹车系统通过刹车控制单元采集和比较刹车压力和刹车电流，比较结果决定是否控制切断阀打开液压伺服阀回油，解除因液压伺服阀卡滞导致的飞机着陆爆胎。但该方法只在最新研制的飞机刹车系统中应用，且对刹车控制单元的CPU要求较高，刹车控制单元负荷较大，可靠性较低，信号采集精度较低，存在无法彻底解除压力的潜在隐患。并且在现有CPU配置较低的飞机刹车系统中，无法实现刹车压力的有效监控，更无法采取飞机爆胎的规避措施。

经检索，在公开号为CN110203379A的发明创造中，提出了一种具有空中余压报警功能的飞机刹车系统控制方法，通过液压开关检测液压管路的压力，根据检测的压力确定报警压力门限，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，进一步确定余压报警系统控制逻辑，实现余压报警功能。但该发明仅提出一种余压报警指示，并未提出解决办法，并不能完全避免飞机爆胎，并且压力检测不够精准，精度低。

公开号为CN110203378A的发明创造中，提出了一种能够防止误输出的飞机刹车系统控制方法，通过在现有飞机刹车系统的基础上，将左右起落架落地开关串联，与飞机速度状态信号进行空/地状态识别，通过液压开关的压力门限值识别飞机压力状态，同时与防滑控制盒空/地状态进行综合判断，实现余压报警，防止报警信号的误输出，从而解决飞机刹车爆胎问题。但该专利所述的刹车系统及控制方法形式单一，可识别的压力范围有限，不够精确。仅通过识别防滑控制盒空/地状态作为判别余压存在的先决条件是可靠性较低，精确性较低的一种方式，且所述的控制方法智能化程度不高。

公开号为CN202624192U的专利中，提出了一种飞机刹车接地保护方法，通过机轮速度传感器和轮载传感器判断飞机状态，通过刹车控制器和刹车控制阀来控制刹车信号，从而解决飞机在空中状态下，飞行员误踩刹车产生刹车压力导致的着陆爆胎。但不能解决液压伺服阀卡滞产生的刹车压力导致的着陆爆胎，也不具备警示功能和压力闭环监测功能。且该发明所述信号采集的速度传感器信号不稳定，可靠性较低。

发明内容

为了解决现有飞机刹车系统液压伺服阀卡滞造成飞机轮胎爆破的问题，提高余压监控及控制水平，本发明提出一种能避免轮胎爆破的飞机刹车系统余压监控保护方法。

本发明的具体过程是：

步骤1、确定启动保护机制的门限值：

所述启动保护机制的门限值包括刹车压力门限值和刹车电流门限值，并且当刹车压力和刹车电流同时满足启动条件时方能启动保护机制。当刹车压力与刹车电流均满足各门限值的启动条件并持续50ms，启动保护机制。

确定的所述刹车压力门限值为刹车压力≥1.8MPa；确定的所述刹车电流门限值为刹车电流≤1mA。

步骤2，确定刹车压力输出状态和刹车电流输出状态：

Ⅰ确定刹车压力输出状态

通过安装于液压伺服阀刹车压力输出端口的压力传感器实时采集检测刹车系统的刹车压力。所述刹车系统的刹车压力为液压伺服阀输出的压力。

在实时采集所述刹车压力时，自飞机刹车系统上电完成自检后开始持续采集刹车压力，直至该飞机刹车系统下电，结束采集。

以所采集的刹车压力中持续50ms的刹车压力值与确定的刹车压力门限值进行比较，从而确定刹车压力输出状态：当所述刹车压力值≥1.8MPa时，则表示当前刹车系统有刹车压力；当所述刹车压力值＜1.8MPa时，则表示当前刹车系统没有刹车压力。

Ⅱ确定刹车电流输出状态

通过电流传感器实时采集刹车控制单元的刹车电流。以所采集的刹车电流中持续50ms的刹车电流值与确定的刹车电流门限值进行比较，从而确定刹车电流输出状态：当所述刹车电流值≤1mA时，则表示当前刹车系统没有刹车电流；当所述刹车电流值＞1mA时，则表示当前刹车系统有刹车电流。

在实时采集所述刹车电流时，自飞机刹车系统上电完成自检后开始持续采集刹车电流，直至该飞机刹车系统下电，结束采集。

步骤3、确定保护机制工作状态：

将实时采集的刹车压力信号和刹车电流信号分别与所述刹车压力门限值和刹车电流门限值进行实时比较，判定刹车系统是否存在余压，以确定余压监控方法中的保护机制是否启动。若启动保护机制，则余压监控方法中的保护机制立即切断液压伺服阀线圈电源，消除飞机刹车压力，实现保护功能。

至此，完成了能避免轮胎爆破的飞机刹车系统的余压监控和保护。

所述保护机制启动后，通过继电器切断液压伺服阀的控制线圈电源，消除飞机刹车压力，保护飞机正常着陆。

所述确定保护机制工作状态的具体过程是：

当实时采集的飞机刹车压力＞1.8MPa，同时采集的飞机刹车电流＞1mA时，同时输出高电平，不启动保护机制，用逻辑“0”表示；

当实时采集的飞机刹车压力＞1.8MPa，同时采集的飞机刹车电流＜1mA时，启动保护机制，用逻辑“1”表示；

当实时采集的飞机刹车压力＜1.8MPa，同时采集的飞机刹车电流＜1mA时，不启动保护机制，用逻辑“0”表示；

当实时采集的飞机刹车压力＜1.8MPa，同时采集的飞机刹车电流＞1mA时，不启动保护机制，用逻辑“0”表示。

本发明的核心在于将刹车压力和刹车电流的逻辑比较结果与保护机制的启动进行关联，是一种智能化程度较高的余压闭环检测和保护方法。所述刹车压力和刹车电流经压力传感器和电流传感器实时采集后与设定的门限值进行实时比较，当刹车压力与刹车电流均满足各门限值的启动条件并持续50ms，则启动保护机制。通过继电器切断液压伺服阀的线圈供电，消除飞机刹车系统余压，保证飞机正常着陆，避免了飞机轮胎爆破，提高了飞机着陆的安全性。

本发明首次使用时序控制防止余压监控保护信号的误触发，当刹车压力与刹车电流均满足各门限值的启动条件并持续50ms，方能启动保护机制。当各门限值的启动条件持续时间小于所设置的50ms时，不启动保护机制。这一过程能够有效防止信号波动及误触发，避免了因信号误触发导致的刹车失效，提高了刹车系统余压判断的准确度和飞机刹车系统的可靠性。

本发明与现有技术中刹车控制方法对比见表1。

表1本发明与现有技术的对比表

项目描述	现有技术	本发明	比较目的
				能否实时进行压力闭环检测	不可以	可以	控制水平
信号采集范围	20ms周期采集	实时采集	精确性高
				能否进行余压消除	不可以	可以	智能化
是否存在信号误触发	存在	不存在	可靠性高

本发明通过设置不同的参数测定其效果，测定结果表明，本发明达到了压力闭环检测和保护的目的。在本发明的实施例中，以常规刹车系统为基础，根据飞机刹车系统的刹车压力和刹车电流采集和比较结果确定所述余压监控保护机制状态，实现飞机刹车系统刹车压力和刹车电流的实时检测，若逻辑比较电路判定飞机刹车系统存在余压，则保护机制启动，实现液压伺服阀压力消除，避免飞机着陆爆胎，保证飞机的安全性；同时本发明能够实现飞机刹车系统的刹车压力和刹车电流的闭环检测、报警及余压保护功能，启动保护机制能够避免飞机机轮爆胎，提高了飞机的使用安全性。

本发明能够实现压力闭环检测和余压消除，具有反应速度快、可靠性、精确性和智能化的特点。

具体实施方式

本实施例是一种能避免轮胎爆破的飞机刹车系统余压监控方法，所适用的刹车系统是采用常规的电传防滑刹车系统。

所述的飞机刹车系统余压监控方法，具体是对刹车系统中的刹车压力和刹车电流进行实时比较和逻辑判断，实现飞机余压的判断和消除的过程。

本实施例包括以下步骤：

步骤1、确定启动保护机制的门限值：

所述启动保护机制的门限值包括刹车压力门限值和刹车电流门限值，并且当刹车压力和刹车电流同时满足启动条件时方能启动保护机制。

确定的所述刹车压力门限值为刹车压力大于等于1.8MPa；该刹车压力门限值表示刹车系统有刹车压力；

确定的所述刹车电流门限值为刹车电流小于等于1mA，该刹车电流门限值表示刹车系统无刹车电流。

在确定是否启动保护机制时，按常规方法设定了各门限值的启动条件的持续时间，即增加了持续时间的条件限制。

当刹车压力与刹车电流均满足各门限值的启动条件并持续50ms，启动保护机制。

当各门限值的启动条件持续时间小于所设置的50ms时，逻辑控制电路不进行电压翻转，不启动保护机制，以防止信号波动及误触发。

步骤2，确定刹车压力输出状态和刹车电流输出状态：

通过安装于液压伺服阀刹车压力输出端口的压力传感器实时采集检测刹车系统的刹车压力。所述刹车系统的刹车压力为液压伺服阀输出的压力。在实时采集所述刹车压力时，自飞机刹车系统上电完成自检后开始持续采集，直至该飞机刹车系统下电，则结束所述刹车压力的采集。

以所采集的刹车压力中持续50ms的刹车压力值与确定的刹车压力门限值进行比较，以确定刹车压力输出状态：当所述刹车压力值大于等于1.8MPa时，则表示当前刹车系统有刹车压力；当所述刹车压力值小于1.8MPa时，则表示当前刹车系统没有刹车压力。

Ⅱ确定刹车电流输出状态

通过电流传感器实时采集刹车控制单元的刹车电流。在实时采集所述刹车电流时，自飞机刹车系统上电完成自检后开始持续采集，直至该飞机刹车系统下电，则结束所述刹车电流的采集。

以所采集的刹车电流中持续50ms的刹车电流值与确定的刹车电流门限值进行比较，以确定刹车电流输出状态：当所述刹车电流值小于等于1mA时，则表示当前刹车系统没有刹车电流；当所述刹车电流值大于1mA时，则表示当前刹车系统有刹车电流。

步骤3、确定保护机制工作状态：

本实施例中将实时采集的刹车压力信号和刹车电流信号分别于设定的各门限值进行实时比较，判定刹车系统是否存在余压，以确定余压监控方法中的保护机制是否启动。若启动保护机制，则余压监控方法中的保护机制立即切断液压伺服阀线圈电源，实现保护功能。

确定保护机制工作状态的具体过程时：

当实时采集的飞机刹车压力大于1.8MPa，同时采集的飞机刹车电流大于1mA时，同时输出高电平，不启动保护机制，用逻辑“0”表示；

当实时采集的飞机刹车压力大于1.8MPa，同时采集的飞机刹车电流小于1mA时，启动保护机制，用逻辑“1”表示；

当实时采集的飞机刹车压力小于1.8MPa，同时采集的飞机刹车电流小于1mA时，不启动保护机制，用逻辑“0”表示；

当实时采集的飞机刹车压力小于1.8MPa，同时采集的飞机刹车电流大于1mA时，不启动保护机制，用逻辑“0”表示。

所述保护机制启动后，通过继电器切断液压伺服阀的控制线圈电源，消除飞机刹车压力，保护飞机正常着陆。

所述监控过程中的保护机制禁用信号为高电平，处于已解除禁用状态。

表2是本实例所述控制逻辑真值表。

表2逻辑电路逻辑真值表

本实施例中：

当向刹车系统输入1.5mA的刹车电流、2MPa的刹车压力，通过分别与设定的刹车电流门限值和刹车压力门限值进行比较，确定该刹车电流和刹车压力同时满足正常刹车条件，不启动保护机制。

当向刹车系统输入1.5mA的刹车电流、1.5MPa的刹车压力，通过分别与设定的刹车电流门限值和刹车压力门限值进行比较，，确定该刹车系统中无余压，不启动保护机制。

当向刹车系统输入0.8mA的刹车电流、2.0MPa的刹车压力，通过分别与设定的刹车电流门限值和刹车压力门限值进行比较，确定刹车系统存在余压不满足正常刹车条件，启动保护机制。

当向刹车系统输入0.8mA的刹车电流、1.5MPa的刹车压力，通过分别与设定的刹车电流门限值和刹车压力门限值进行比较，确定该刹车系统中无余压，不启动保护机制。

至此，完成了能避免轮胎爆破的飞机刹车系统的余压监控保护。

Claims (3)

1.一种能避免轮胎爆破的飞机刹车系统余压监控方法，其特征在于，具体过程是：

步骤1、确定启动保护机制的门限值：

所述启动保护机制的门限值包括刹车压力门限值和刹车电流门限值；当刹车压力和刹车电流同时满足启动条件且持续50ms，启动保护机制；

步骤2，确定刹车压力输出状态和刹车电流输出状态：

Ⅰ确定刹车压力输出状态

通过安装于液压伺服阀刹车压力输出端口的压力传感器实时采集检测刹车系统的刹车压力；所述刹车系统的刹车压力为液压伺服阀输出的压力；

以所采集的刹车压力中持续50ms的刹车压力值与确定的刹车压力门限值进行比较，从而确定刹车压力输出状态：当所述刹车压力值≥1.8MPa时，则表示当前刹车系统有刹车压力；当所述刹车压力值＜1.8MPa时，则表示当前刹车系统没有刹车压力；

Ⅱ确定刹车电流输出状态

通过电流传感器实时采集刹车控制单元的刹车电流，以所采集的刹车电流中持续50ms的刹车电流值与确定的刹车电流门限值进行比较，从而确定刹车电流输出状态：当所述刹车电流值≤1mA时，则表示当前刹车系统没有刹车电流；当所述刹车电流值＞1mA时，则表示当前刹车系统有刹车电流；

步骤3、确定保护机制工作状态：

将实时采集的刹车压力信号和刹车电流信号分别与所述刹车压力门限值和刹车电流门限值进行实时比较，判定刹车系统是否存在余压，以确定余压监控方法中的保护机制是否启动；若启动保护机制，通过余压监控方法中的保护机制切断液压伺服阀线圈电源，消除飞机刹车压力，实现保护功能；

所述确定保护机制工作状态的具体过程是：

当实时采集的飞机刹车压力＞1.8MPa，同时采集的飞机刹车电流＞1mA时，同时输出高电平，不启动保护机制，用逻辑“0”表示；

当实时采集的飞机刹车压力＞1.8MPa，同时采集的飞机刹车电流＜1mA时，启动保护机制，用逻辑“1”表示；

当实时采集的飞机刹车压力＜1.8MPa，同时采集的飞机刹车电流＜1mA时，不启动保护机制，用逻辑“0”表示；

当实时采集的飞机刹车压力＜1.8MPa，同时采集的飞机刹车电流＞1mA时，不启动保护机制，用逻辑“0”表示；

至此，完成了能避免轮胎爆破的飞机刹车系统的余压监控和保护。

2.如权利要求1所述能避免轮胎爆破的飞机刹车系统余压监控方法，其特征在于，在实时采集所述刹车压力时，自飞机刹车系统上电完成自检后开始持续采集刹车压力，直至该飞机刹车系统下电，结束采集。

3.如权利要求1所述能避免轮胎爆破的飞机刹车系统余压监控方法，其特征在于，在实时采集所述刹车电流时，自飞机刹车系统上电完成自检后开始持续采集刹车电流，直至该飞机刹车系统下电，结束采集。