CN113997921B - 航空刹车系统压力实时检测方法 - Google Patents

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Abstract

本发明一种航空刹车系统压力实时检测方法属于航空机轮刹车系统检测技术领域，实时检测组件主要包括数字电传刹车系统的防滑刹车控制模块、压力传感器、指令传感器、液压伺服阀、飞机故障显示系统。实时检测方法包括如下步骤：接收刹车指令、发出驱动信号、采集机轮刹车压力、计算理论刹车压力值、判断刹车压力状态、输出故障信息的步骤。该实时检测方法可根据航空机轮刹车系统输出的机轮刹车压力与理论刹车压力实时进行比较，及时判定当前状态刹车压力是否异常，对于正常刹车状态、起飞线刹车状态、收起落架刹车状态都能准确检测。

Description

航空刹车系统压力实时检测方法
技术领域
本发明属于航空机轮刹车系统检测技术领域，尤其是涉及一种航空刹车系统压力实时检测方法。
背景技术
航空刹车系统是飞机机电系统的重要组成部分，具有正常刹车、起飞线刹车、收起落架刹车以及应急刹车的功能。随着航空技术的发展，航空机轮刹车系统经历了惯性防滑刹车、电子防滑刹车、数字电传防滑刹车的历程。
数字电传防滑刹车系统由液压源与液压管路、刹车指令传感器、速度传感器、液压伺服阀、液压电磁阀、防滑刹车控制模块以及刹车装置组成。数字电传防滑刹车系统是性能最为先进的刹车系统，但是，其压力检测方法还存在一定的安全隐患。
目前，对刹车压力的检测方式主要是：在机轮刹车系统自检测阶段，由防滑刹车控制模块输出额定的液压伺服阀驱动信号，即自检激励信号。控制液压伺服阀输出额定的刹车压力，再经过压力传感器采集，将刹车压力传输至防滑刹车控制模块。防滑刹车控制模块将得到的刹车压力值与预设的刹车压力正常范围进行比较，判断刹车压力是否在正常范围内。如果出现液压伺服阀卡滞，导致液压伺服阀输出了异常的刹车压力，该压力恰好在防滑刹车控制模块预设的刹车压力正常范围内，则会导致刹车压力异常不能被准确识别。其次是，上述的检测方法只能在特定检测时机进行检测，刹车系统正常工作期间不进行检测。因此刹车系统正常工作期间出现了刹车压力异常，也不能及时进行检测与反馈。
因此，目前的刹车压力检测方式有两个缺点，一是只能在刹车系统自检测阶段，对刹车压力进行检测判断。二是若液压伺服阀内部机械结构卡死，不再随着驱动信号的变化而运动。液压伺服阀输出的刹车压力，无法随驱动信号变化而变化；若此时液压伺服阀异常输出的刹车压力在刹车系统自检测阶段预设的刹车压力正常范围内，也会导致压力异常情况不能被准确识别。
发明内容
为了克服现有航空机轮刹车系统压力检测中存在的刹车系统正常工作期间出现刹车压力异常时不能及时进行检测与反馈的问题，本发明提出了一种航空机轮刹车系统压力实时检测方法。
本发明为了解决其技术问题所采用的技术方案是：
一种航空机轮刹车系统压力实时检测方法，包括接收刹车指令、发出驱动信号、采集机轮刹车压力、计算理论刹车压力、判断刹车压力状态、输出故障信息的步骤。
上述实时检测方法，所述步骤是：
步骤1，接收刹车指令
飞机在地面正常通电，机轮刹车系统进入正常工作状态，操纵刹车脚蹬。
指令传感器将刹车指令信号传输至防滑刹车控制模块，防滑刹车控制模块接收到实时刹车指令；
防滑刹车控制模块比较刹车状态下实时刹车指令与未刹车状态下的刹车指令；
未刹车状态下的刹车指令，在确定的机轮刹车系统中为定值。
所述刹车指令是指令传感器发出的指令信号，与刹车系统的刹车压力相对应的指令信号值。
所述实时刹车指令是与刹车系统的实际刹车压力相对应的指令信号值。
步骤2，发出驱动信号
在步骤1的防滑刹车控制模块接收到实时刹车指令信号后，防滑刹车控制模块向液压伺服阀发出驱动信号，液压伺服阀控制机轮刹车系统输出刹车压力。
步骤3，采集机轮刹车压力
压力传感器将刹车系统的实际刹车压力以信号的方式传输至防滑刹车控制模块，防滑刹车控制模块采集到实际机轮刹车压力值。
步骤4，计算理论刹车压力
理论刹车压力是指，航空刹车系统在理想状态下，与操纵刹车脚蹬相对应的刹车压力值。
理论刹车压力依下式计算得出。
P＝3.09V-6.52 (1)
式(1)中，P为理论刹车压力，V为实时刹车指令。
理论刹车压力的计算由防滑刹车控制模块实施并记载。
步骤5，判断刹车压力状态
对第4步得到的理论刹车压力和第3步得到的刹车系统实际刹车压力进行比较，当所述理论刹车压力和所述实际刹车压力两者差值的绝对值大于P0时，判定当前状态为刹车压力异常；当所述理论刹车压力和所述实际刹车压力两者差值的绝对值小于等于P0时，判定当前状态为刹车压力正常；
所述P0为判定指标。
步骤6，输出故障信息
当前状态为刹车压力异常时，防滑刹车控制模块将刹车压力异常信息传输至飞机故障显示系统；
当前状态为刹车压力正常时，防滑刹车控制模块不作处理，即不向飞机故障显示系统输出刹车压力异常信息。
实施所述实时检测方法的实时检测组件，主要包括数字电传刹车系统的防滑刹车控制模块、压力传感器、指令传感器、液压伺服阀、飞机故障显示系统。
所述实时检测组件中，指令传感器接受脚蹬的位移变化，输出指令信号到防滑刹车控制模块；防滑刹车控制模块输出驱动信号到液压伺服阀；液压伺服阀控制刹车压力的输出；航空机轮刹车系统的实际刹车压力由压力传感器测试并传出，以信号形式发送至防滑刹车控制模块；防滑刹车控制模块向飞机故障显示系统发送刹车系统异常信息。
上述实时检测方法，所述防滑刹车控制模块判定刹车状态方法是:防滑刹车控制模块比较刹车状态下实时刹车指令与未刹车状态下的刹车指令；当刹车状态下实时刹车指令小于或等于未刹车状态下的刹车指令时，判定当前状态为未刹车状态；当刹车状态下实时刹车指令大于未刹车状态下的刹车指令时，判定当前状态为正常刹车状态；
上述实时检测方法，所述判定指标P0是根据外场数据分析得出的经验值，其中，P0＝2.5MPa。
上述实时检测方法，所述判断刹车压力状态过程中，当理论刹车压力与实际刹车压力差值的绝对值≤P0，液压伺服阀参数漂移，防滑刹车控制模块对驱动信号进行调节，刹车系统满足对刹车压力的要求。当理论刹车压力与实际刹车压力差值的绝对值＞P0时，因为液压伺服阀参数超差或液压伺服阀卡滞，防滑刹车控制模块对驱动信号进行调节，液压伺服阀调整后的刹车压力不能满足使用要求。
本发明的有益效果是：
航空刹车系统中，目前采用的正常刹车过程为：飞行员踩踏脚蹬时，指令传感器产生刹车指令信号，传输至防滑刹车控制模块。防滑刹车控制模块向液压伺服阀输出驱动信号，液压伺服阀输出相对应的刹车压力。
航空刹车系统中，目前采用的起飞线刹车、收起落架刹车过程为：飞行员操纵起飞线刹车或执行收起落架动作时，防滑刹车控制模块接收对应的起飞线刹车信号或起落架信号，防滑刹车控制模块向液压伺服阀输出驱动信号，液压伺服阀输出相对应的刹车压力。
一种航空机轮刹车系统压力实时检测方法，覆盖航空刹车系统的不同状态的功能，在正常刹车、起飞线刹车、收起落架刹车状态下，都能做到刹车压力实时监控，避免使用刹车功能期间，因刹车压力异常引起的安全性问题。而以往刹车压力检测方法仅在航空机轮刹车系统自检测阶段进行刹车压力检测，对航空机轮刹车系统正常工作期间的刹车压力未检测。
其次，该检测方法将理论刹车压力与实际刹车压力实时进行对比检测。当出现液压伺服阀卡滞，导致液压伺服阀输出了自检测阶段预设的刹车压力正常范围内的刹车压力，此时刹车压力不随指令信号变化而变化，随着飞行员操纵脚蹬的程度不同，理论刹车压力根据指令变化，在理论刹车压力与实际刹车压力偏差过大时，也能及时检测出刹车压力异常的情况。
本方法可根据航空机轮刹车系统输出的机轮刹车压力与理论刹车压力实时进行比较，当机轮刹车压力与理论刹车压力差值超过预设范围，则判定当前状态刹车压力异常。而且，该检测方法在刹车系统正常工作阶段实时进行检测。根据当前所处的刹车状态，实时判断刹车压力情况。对于正常刹车状态、起飞线刹车状态、收起落架刹车状态都能准确检测。
附图说明
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
图1是实时检测组件关系图；
图2是实时检测步骤。
具体实施方式
以下通过实施例详细说明本发明的技术方案。
实施例
一种航空机轮刹车系统压力实时检测组件，主要包括数字电传刹车系统的防滑刹车控制模块、压力传感器、指令传感器、液压伺服阀、飞机故障显示系统，实时检测组件中各组件信息传输与控制关系如图1所示。
实时检测组件中，指令传感器接受脚蹬的位移变化，输出指令信号到防滑刹车控制模块；防滑刹车控制模块输出驱动信号到液压伺服阀；液压伺服阀控制刹车压力的输出；航空机轮刹车系统的实际刹车压力由压力传感器测试并传出，以信号形式发送至防滑刹车控制模块；防滑刹车控制模块向飞机故障显示系统发送刹车系统异常信息。
一种航空机轮刹车系统压力实时检测方法，包括接收刹车指令、发出驱动信号、采集机轮刹车压力、计算理论刹车压力、判断刹车压力状态、输出故障信息的步骤，具体检测过程如下：
步骤1，接收刹车指令
指令传感器将刹车指令信号传输至防滑刹车控制模块，防滑刹车控制模块接收到实时刹车指令。
防滑刹车控制模块比较刹车状态下实时刹车指令与未刹车状态下的刹车指令；当刹车状态下实时刹车指令小于或等于未刹车状态下的刹车指令时，判定当前状态为未刹车状态；当刹车状态下实时刹车指令大于未刹车状态下的刹车指令时，判定当前状态为正常刹车状态。
未刹车状态下的刹车指令，在确定的机轮刹车系统中为定值。
刹车指令是指令传感器发出的指令信号，与刹车系统的刹车压力相对应的指令信号值。
实时刹车指令是与刹车系统的实际刹车压力相对应的指令信号值。
步骤2，发出驱动信号
在步骤1的防滑刹车控制模块接收到实时刹车指令后，防滑刹车控制模块向液压伺服阀发出驱动信号，液压伺服阀控制机轮刹车系统输出刹车压力。
步骤3，采集机轮刹车压力
压力传感器将刹车系统的实际刹车压力以信号的方式传输至防滑刹车控制模块，防滑刹车控制模块采集到机轮实际刹车压力值。
步骤4，计算理论刹车压力
理论刹车压力是指，航空刹车系统在理想状态下，与操纵刹车脚蹬相对应的刹车压力值。
理论刹车压力计算公式如下。
P＝3.09V-6.52 (1)
式(1)中，P为理论刹车压力，V为实时刹车指令。
理论刹车压力的计算由防滑刹车控制模块实施并记载。
步骤5，判断刹车压力状态
对第4步得到的理论刹车压力和第3步得到的刹车系统实际刹车压力进行比较，当两者差值的绝对值大于P0时，判定当前状态为刹车压力异常；当两者差值的绝对值小于等于P0时，判定当前状态为刹车压力正常；P0为判定指标。
判定指标P0是根据外场数据分析得出的经验值，其中，P0＝2.5MPa。当理论刹车压力与实际刹车压力差值的绝对值≤P0，液压伺服阀参数漂移，防滑刹车控制模块对驱动信号进行调节，刹车系统满足对刹车压力的要求。当理论刹车压力与实际刹车压力差值的绝对值＞P0时，因为液压伺服阀参数超差或液压伺服阀卡滞，防滑刹车控制模块对驱动信号进行调节，液压伺服阀调整后的刹车压力不能满足使用要求。
步骤6，输出故障信息
当前状态为刹车压力异常时，防滑刹车控制模块将刹车压力异常信息传输至飞机故障显示系统；
当前状态为刹车压力正常时，防滑刹车控制模块不作处理，即不向飞机故障显示系统输出刹车压力异常信息。

Claims (6)

1.一种航空机轮刹车系统压力实时检测方法，其特征在于，包括接收刹车指令、发出驱动信号、采集机轮刹车压力、计算理论刹车压力、判断刹车压力状态、输出故障信息的步骤；具体过程是：
步骤1，接收刹车指令：
飞机在地面正常通电，机轮刹车系统进入正常工作状态，操纵刹车脚蹬；
指令传感器将刹车指令信号传输至防滑刹车控制模块，防滑刹车控制模块接收到实时刹车指令；
实时刹车指令为与刹车系统的实际刹车压力相对应的指令信号值；
防滑刹车控制模块比较刹车状态下实时刹车指令与未刹车状态下的刹车指令；
未刹车状态下的刹车指令为刹车系统的定值；
步骤2，发出驱动信号：
在步骤1的防滑刹车控制模块接收到实时刹车指令信号后，防滑刹车控制模块向液压伺服阀发出驱动信号，液压伺服阀控制机轮刹车系统输出刹车压力；
步骤3，采集机轮刹车压力：
压力传感器将刹车系统的实际刹车压力以信号的方式传输至防滑刹车控制模块，防滑刹车控制模块采集到实际机轮刹车压力值；
步骤4，计算理论刹车压力：
理论刹车压力是指，航空刹车系统在理想状态下，与操纵刹车脚蹬相对应的刹车压力值；
理论刹车压力计算公式如下：
P＝3.09V-6.52 (1)
式(1)中，P为理论刹车压力，V为实时刹车指令；
理论刹车压力的计算由防滑刹车控制模块实施并记载；
步骤5，判断刹车压力状态：
对第4步得到的理论刹车压力和第3步得到的刹车系统实际刹车压力进行比较，当所述理论刹车压力和所述实际刹车压力两者差值的绝对值大于P0时，判定当前状态为刹车压力异常；当所述理论刹车压力和所述实际刹车压力两者差值的绝对值小于等于P0时，判定当前状态为刹车压力正常；
所述P0为判定指标；
步骤6，输出故障信息：
当前状态为刹车压力异常时，防滑刹车控制模块将刹车压力异常信息传输至飞机故障显示系统；
当前状态为刹车压力正常时，防滑刹车控制模块不作处理。
2.根据权利要求1所述的航空机轮刹车系统压力实时检测方法，其特征在于，实施所述实时检测方法的实时检测组件，主要包括数字电传刹车系统的防滑刹车控制模块、压力传感器、指令传感器、液压伺服阀、飞机故障显示系统。
3.根据权利要求2所述的航空机轮刹车系统压力实时检测方法，其特征在于，所述实时检测组件中，指令传感器接受脚蹬的位移变化，输出刹车指令信号到防滑刹车控制模块；防滑刹车控制模块输出驱动信号到液压伺服阀；液压伺服阀控制刹车压力的输出；航空机轮刹车系统的实际刹车压力由压力传感器测试并传出，以信号形式发送至防滑刹车控制模块；防滑刹车控制模块向飞机故障显示系统发送刹车系统异常信息。
4.根据权利要求1所述的航空机轮刹车系统压力实时检测方法，其特征在于，所述防滑刹车控制模块判定刹车状态方法是:防滑刹车控制模块比较刹车状态下实时刹车指令与未刹车状态下的刹车指令；当刹车状态下实时刹车指令小于或等于未刹车状态下的刹车指令时，判定当前状态为未刹车状态；当刹车状态下实时刹车指令大于未刹车状态下的刹车指令时，判定当前状态为正常刹车状态。
5.根据权利要求1所述的航空机轮刹车系统压力实时检测方法，其特征在于，所述判定指标P0是根据外场数据分析得出的经验值，其中，P0＝2.5MPa。
6.根据权利要求5所述的航空机轮刹车系统压力实时检测方法，其特征在于，所述判断刹车压力状态过程中，当理论刹车压力与实际刹车压力差值的绝对值≤P0，刹车系统满足对刹车压力的要求；当理论刹车压力与实际刹车压力差值的绝对值＞P0时，液压伺服阀调整后的刹车压力不能满足使用要求。
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