CN209192211U - 一种飞机电传刹车系统 - Google Patents

Abstract

一种飞机电传刹车系统，通过确保刹车系统配置，增加系统附件，运用液压开关和电动阀切换油路，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，只要电液伺服阀输出的液压刹车压力大于预定值，液压开关将闭合电路，启动电动阀切换油路，直接将刹车系统供压源的高压液压压力输出给机轮刹车装置实施起飞线刹车操纵。本实用新型进一步地加入根据机轮速度传感器检测的机轮速度确认起飞线刹车的前提条件，由控制盒干预控制电动阀切换油路，避免误判误用起飞线刹车带来的危险后果。

Description

一种飞机电传刹车系统

技术领域

本发明涉及飞机电传刹车系统，具体是涉及一种增强起飞线刹车能力的飞机电传刹车系统。

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(常简称控制盒，下同)，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。现有技术中机械操纵液压刹车系统有专门设置的起飞线刹车系统，使用时，驾驶员扳动起飞线刹车开关开启电磁阀接通供压源，将高压力直接输往机轮刹车装置。对于电传操纵的飞机刹车系统而言，没有单独设置的起飞线刹车系统，简化了系统，减轻了重量，便于使用。飞机电传刹车起飞线刹车仍由飞行员脚踩刹车指令传感器进行。起飞线刹车时，控制盒得到飞行员的刹车指令后向电液伺服阀输入控制电流(一般是最大控制电流)，电操纵电液伺服阀输出起飞线刹车所需要的刹车压力。

现有技术中液压刹车系统涉及到起飞线刹车的基本是机械操纵刹车系统，专门设置起飞线刹车系统，使用时，驾驶员扳动起飞线刹车开关(也叫静刹车开关)开启电磁阀，将供压系统来的高压液压压力经转换活门直接输往机轮刹车装置执行起飞线刹车。对于电传操纵的飞机刹车系统而言，飞机电传刹车系统本身具有起飞线刹车能力，不需要再专门设置起飞线刹车系统，简化了系统配置，减轻了重量，更难能可贵的是符合人机工程原理，便于使用，不致飞行员在起飞关键时刻手忙脚乱。飞机电传刹车起飞线刹车仍由飞行员脚踩刹车指令传感器进行，起飞线刹车时，控制盒得到飞行员脚踩刹车指令传感器发出的刹车指令电压信号后向电液伺服阀输入控制电流，电操纵电液伺服阀输出起飞线刹车所需要的刹车压力。

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，可望确保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问题。合理布局刹车系统设计将是确保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专利号为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201610876509.1一种刹车指令直控式的飞机电传刹车系统，申请号CN201610436991.7能够选择刹车方式的飞机单轮双刹车的电传刹车系统，申请号CN201610436552.6能够选择刹车模式的电传操纵刹车系统，申请号CN201610436698.0飞机单轮双刹车可选的电传操纵刹车系统，申请号CN201610436553.0能够选择刹车方式的飞机机轮电传操纵刹车系统，申请号CN201310070226.4飞机电传刹车防滑控制系统。上述发明创造中的飞机电传刹车系统都没有涉及确保起飞线刹车正常可靠使用问题。同样存在起飞线刹车有时可靠性低的不足，满足不了日益增长的飞机起飞线刹车要求。原因在于现有技术电液伺服阀的特性。

在专利号为201510151374.8的发明创造中，申请人提出的具有起飞线刹车能力的飞机正常刹车系统，公开了提供液压开关操纵电动阀进行油路切换实现起飞线刹车功能。该飞机正常刹车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。该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。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。但该专利涉及的是常规的机械操纵系统，没有说明如何在电传刹车系统上应用，并未给出在电传刹车系统拓展应用的教导。另外，实现起飞线刹车所隐含的前提是停机在起飞线上，这主要靠驾驶员判断确定，因此，该专利存在飞机着陆滑跑刹车过程中因操纵不当，刹车压力大于预定值使电动阀切换油路，使用起飞线刹车那么高的刹车压力刹爆轮胎的可能。

发明内容

为克服现有技术中存在的飞机电传刹车系统起飞线刹车中会发生可靠性低的不足，本发明提出了一种飞机电传刹车系统。

本发明包括刹车指令传感器、控制盒、电液伺服阀、电动阀、液压开关和机轮速度传感器。其中：控制盒分别与刹车指令传感器和机轮速度传感器电气联接，接收刹车指令传感器发来的刹车指令电压信号和机轮速度传感器提供的机轮速度电压信号；控制盒还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。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。电动阀安装在电液伺服阀和刹车机轮之间的液压管路上。液压开关安装在电液伺服阀刹车口和电动阀第一进油口A之间的液压管路上。

所述电液伺服阀的进油口与飞机刹车系统供压源管路联接；电液伺服阀的刹车口与电动阀的第一进油口A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。

所述电动阀的第一进油口A与电液伺服阀的刹车口管路联接，电动阀的第二进油口B与飞机刹车系统供压源管路联接，电动阀的出油口与刹车机轮刹车装置的进油口管路联接。电动阀由机上供电或由控制盒供电；电动阀用于液压油路切换，执行起飞线刹车；

所述电动阀的电气接口与液压开关的微动开关串联，由液压开关的微动开关闭合或断开来控制电动阀的电磁铁线圈的通电或断电；当电动阀的电气接口与液压开关的微动开关串联时，该电源供电线路电流经液压开关的微动开关K，再经电动阀的电磁铁线圈搭铁接地回零。

或者该电动阀的供电电路同时与液压开关和控制盒连接，使该电动阀不仅受液压开关的控制，同时还受控制盒的控制，使得飞机在地面运动中即使电液伺服阀输出的刹车压力大于预定值，液压开关的微动开关闭合电路，通过控制盒使电动阀的供电电路不会处于闭合状态。当电动阀的供电电路同时与液压开关和控制盒连接时，该电动阀的电源供电电路电流经继电器J、液压开关的微动开关K，再经电动阀的电磁铁线圈搭铁接地回零。

当电动阀的电磁铁线圈未通电时，电动阀第一进进油口A始终与电动阀的出油口保持畅通，电动阀仅相当于一条液压通道，电动阀输出电动阀第一进进油口A来的液压压力；在电动阀的电磁铁线圈通电后，电动阀通电动作，移动滑阀切换供压来油油路，关闭电动阀第一进进油口A，打开电动阀的第二进油口B，将电动阀的第二进油口B与电动阀的出油口沟通，电动阀输出电动阀第二进油口B来的液压压力；电动阀的电磁铁线圈电路的接通和断开由液压开关控制；当电液伺服阀输出的液压刹车压力大于预定值时，液压开关的微动开关闭合，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；

当飞机刹车系统供压源采用二套供压时，电动阀的第二进油口B与飞机刹车系统第二套供压源管路联接；起飞线刹车压力由飞机刹车系统第二套供压源提供；

液压开关包括活塞和弹簧；液压开关的活塞端面感受电液伺服阀输出的液压刹车压力的作用，当刹车压力大于预定值时，在此液压力作用下，活塞克服弹簧力移动，通过顶杆接通微动开关，即液压开关的微动开关闭合，从而接通电动阀的电磁铁线圈的供电电路，操纵电动阀实现油路切换。

本发明通过确保刹车系统配置，增加系统附件，运用液压开关和电动阀切换油路，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，只要电液伺服阀输出的液压刹车压力大于预定值，液压开关将闭合电路，启动电动阀切换油路，直接将刹车系统供压源的高压液压压力输出给机轮刹车装置实施起飞线刹车操纵。本发明进一步地加入根据机轮速度传感器检测的机轮速度确认起飞线刹车的前提条件，由控制盒干预控制电动阀切换油路，避免误判误用起飞线刹车带来的危险后果。

本发明设计合理，简便易行，起飞线刹车压力可不依赖电液伺服阀，通过液压开关控制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。

在CN201510151374.8中，提出了一种具有起飞线刹车能力的飞机正常刹车系统，使用电动阀和液压开关切换油路，实现正常刹车系统也具有起飞线刹车能力。本申请将电动阀置于电液伺服阀和刹车机轮之间，通过电动阀和液压开关切换油路，以确保起飞线刹车压力不降低。

在CN201510151374.8的发明创造中提出的电动阀和液压开关设置在液压刹车阀和电液伺服阀之间；本申请电动阀和液压开关设置在电液伺服阀和刹车机轮之间，所起作用相同，单从液压管路连接上没有特殊地方，必需从控制上有区别。在CN201510151374.8中，起飞线刹车完全由驾驶员操纵，没有判断控制功能，当正常刹车时，驾驶员对刹车踏板踩的越重，输出的减压刹车压力越大。当液压刹车阀1输出的减压刹车压力大于预定值时，电动阀2通过液电控制或机电控制，保证将电动阀2的第一进油口关闭，同时将电动阀2的第二进油口打开，也就是将经液压刹车阀1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，电动阀2的第二进油口和出油口油路沟通，使来自液压刹车系统供压源的高压液压压力，直接畅通地输出给机轮刹车装置，从而实现起飞线刹车功能。

但是也出现一个问题：在飞机着陆滑跑刹车过程中，如果设计或操作不当，存在液压刹车阀1刹车压力大于预定值的可能，使电动阀2切换油路，因而会出现使用起飞线刹车那么高的刹车压力刹爆轮胎，这正是CN201510151374.8存在的不足。本发明创造通过控制盒增加了飞机速度判断：飞机速度为零，即V＝0才可以施加起飞线刹车压力。满足这一条，再由液压开关感受电液伺服阀刹车口输出的液压压力，当电液伺服阀输出的刹车压力大于预定值时，液压开关自动接通电动阀的供电电路，切换油路，供以高压，以确保起飞线刹车压力不降低。否则，飞机速度不为零，即使液压开关感受电液伺服阀刹车口输出的液压压力大于预定值，控制盒干预，使得电动阀的供电电路不闭合，即处于断开状态，防止误用起飞线刹车。因此，电动阀还要与控制盒电气联接，进一步完善起飞线刹车。

实施例1中，飞机停机状态由驾驶员人工判断确定，实施例2中，飞机停机状态的飞机速度为零，飞机速度由机轮速度传感器检测提供，不满足时控制盒可以干预控制电动阀供电电路的接通。

附图说明

图1是本发明的结构示意图；

图2是本发明引入控制盒干预的结构示意图；

图3是本发明的液压开关控制的电动阀电源供电电路连接原理图；

图4是本发明的液压开关控制和控制盒干预控制的电动阀电源供电电路连接原理图。

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.液压开关；6.机轮速度传感器；7.刹车机轮。

具体实施方式

实施例1

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。

本实施例包括刹车指令传感器1、控制盒2、电液伺服阀3、电动阀4、液压开关5和机轮速度传感器6。其中：

控制盒2分别与刹车指令传感器1和机轮速度传感器6电气联接，接收刹车指令传感器1发来的刹车指令电压信号和机轮速度传感器6提供的机轮速度电压信号；控制盒2还与电液伺服阀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安装在飞机主起落架舱内，由飞机上电源供电。

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。电液伺服阀3的进油口与飞机刹车系统供压源管路联接；电液伺服阀3的刹车口与电动阀4的第一进油口A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。

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联接。

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4第一进进油口A、电动阀4第二进油口B和电动阀4出油口。电动阀4的电气接口通过屏蔽绝缘导线与液压开关5的电气接口电气联接，具体地，电动阀4的电磁铁线圈与液压开关5的微动开关串联，由液压开关5的微动开关闭合或断开来控制电动阀4的电磁铁线圈的通电或断电；电动阀4的第一进油口A与电液伺服阀3的刹车口管路联接，电动阀4的第二进油口B与飞机刹车系统供压源管路联接，电动阀4的出油口与刹车机轮7刹车装置的进油口管路联接。电动阀4由机上供电或由控制盒供电；

电动阀4用于液压油路切换，执行起飞线刹车；

电动阀4包括电磁铁和滑阀；在电动阀4的电磁铁线圈未通电时，电动阀4第一进进油口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，电动阀4输出电动阀4第一进进油口A来的液压压力；在电动阀4的电磁铁线圈通电后，电动阀4通电动作，移动滑阀切换供压来油油路，关闭电动阀4第一进进油口A，打开电动阀4的第二进油口B，将电动阀4的第二进油口B与电动阀4的出油口沟通，电动阀4输出电动阀4第二进油口B来的液压压力；电动阀4的电磁铁线圈电路的接通和断开由液压开关5控制；当电液伺服阀3输出的液压刹车压力大于预定值时，液压开关5的微动开关闭合，接通电动阀4供电电路，使电动阀4的电磁铁线圈通电，启动电动阀4进行液压油路切换；

电动阀4的电源供电电路巡行路线是：电源的正极至液压开关5的微动开关K至电动阀4的电磁铁线圈L至电源的负极。也就是电源供电线路电流经液压开关5的微动开关K，再经电动阀4的电磁铁线圈搭铁接地回零。

当飞机刹车系统供压源采用二套供压时，电动阀4的第二进油口B与飞机刹车系统第二套供压源管路联接；起飞线刹车压力由飞机刹车系统第二套供压源提供；

本实施例中，飞机刹车系统供压源采用二套，电动阀4的第二进油口B与飞机刹车系统第二套供压源管路联接；

液压开关5用来操纵电动阀进油口的油路转换。

液压开关5安装在电液伺服阀3刹车口和电动阀4第一进油口A之间的液压管路上。液压开关5感受液压压力大小，自动接通或断开电动阀4的供电电路。液压开关5有一个电气接口和一个液压接口，液压开关5的电气接口通过屏蔽绝缘导线与电动阀4的电气接口电气联接，具体地，液压开关5的微动开关串联在电动阀4的电磁铁线圈电源供电电路上，接通或断开提供给电动阀4的电磁铁线圈的控制电流信号，液压开关5的液压接口与电液伺服阀3的刹车口管路联接；

液压开关5包括活塞，弹簧，液压开关5的活塞端面感受电液伺服阀3输出的液压刹车压力的作用，当刹车压力大于预定值时，在此液压力作用下，活塞克服弹簧力移动，通过顶杆接通微动开关，即液压开关3的微动开关闭合，从而接通电动阀4的电磁铁线圈的供电电路，操纵电动阀4实现油路切换。

所述刹车压力预定值取决于实际机型应用，一般为85％起飞线刹车压力；

本实施例中，电液伺服阀3输出的液压刹车压力预定值为18Mpa。

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构成正常的飞机电传电子防滑刹车控制系统。刹车指令传感器、控制盒、电液伺服阀和机轮速度传感器均采用现有技术。

当刹车机轮7在刹车中出现打滑或即将打滑时，控制盒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行程越大，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按现有技术；

液压开关5和电动阀4构成起飞线刹车运行附件；液压开关5和电动阀4采用现有技术。

起飞线刹车时，只要电液伺服阀3输出的液压刹车压力大于预定值，电动阀4自动切换油路，直接将刹车系统供压源的高压液压压力输出给机轮刹车装置实施起飞线刹车操纵。

实施例2

本实施例与实施例1不同之处在于，电动阀4的供电电路不仅由液压开关5控制，还受控制盒2的控制，使得飞机在地面运动中即使电液伺服阀输出的刹车压力大于预定值，液压开关5的微动开关闭合电路，控制盒2不会使电动阀4的供电电路处于闭合状态，以免误用起飞线刹车带来刹爆轮胎的严重后果。电动阀4得到电源供电的条件是液压开关5的微动开关K闭合，同时，控制盒2干预电源供电的继电器J保持闭合，电动阀4的电磁铁线圈才会有电流流过。继电器J串联于电源供电电路上，继电器J为常闭型；液压开关5的微动开关K也是串联于电源供电电路上，是常开型。

本实施例包括刹车指令传感器1、控制盒2、电液伺服阀3、电动阀4、液压开关5和机轮速度传感器6。其中：

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有二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、电动阀第二进油口和电动阀出油口。电动阀4的一个电气接口通过屏蔽绝缘导线与液压开关5的电气接口电气联接，具体地，电动阀的电磁铁线圈与液压开关的微动开关串联，由液压开关的微动开关闭合或断开来控制电动阀的电磁铁线圈的通电或断电；电动阀的一个电气接口通过屏蔽绝缘导线与控制盒的电气接口电气联接，具体地，电动阀的电磁铁线圈与控制盒控制或提供的电源供电电路串联，由控制盒控制电源，闭合或断开电动阀的电磁铁线圈的通电或断电；控制盒通过自动开关装置控制电源供电。所述自动开关装置为常闭型继电器。液压开关的微动开关为常开型开关。常闭型继电器和液压开关的微动开关串联在电动阀的电磁铁线圈的电源供电电路上；电动阀4的第一进油口与电液伺服阀3的刹车口管路联接，电动阀4的第二进油口与飞机刹车系统供压源管路联接，电动阀4的出油口与刹车机轮7刹车装置的进油口管路联接。电动阀由机上供电或由控制盒供电；

电动阀4的电源供电既受液压开关5的控制，又受控制盒2的干预控制，具体地，在液压开关5的控制下，使电动阀4的电源供电电路闭合，给电动阀4通电；在控制盒2的干预控制下，使电动阀4的电源供电电路断开，不给电动阀4通电；

在电动阀4的电源供电电路上设置有自动开关装置，受控制盒2的干预控制。控制盒2的干预控制是通过电动阀4的电源供电电路上的自动开关装置进行的。所述自动开关装置为继电器J，为常闭型，在控制盒2没有干预控制情况下，该继电器闭合电源供电电路，电动阀4的电源供电电路完全由液压开关5的微动开关K控制，液压开关5的微动开关K闭合，电动阀4的电源供电电路闭合；液压开关5的微动开关K断开，电动阀4的电源供电电路断开。在控制盒干预控制情况下，该继电器受控制盒使能电压信号操控动作，断开电源供电电路。这时，不论液压开关5的微动开关K的通断状态，电动阀4的电源供电电路都是断开的。

电动阀4的电源供电电路巡行路线是：电源的正极至继电器J至液压开关5的微动开关K至电动阀4的电磁铁线圈L至电源的负极。也就是电源供电线路电流经继电器J，液压开关5的微动开关K，再经电动阀4的电磁铁线圈搭铁接地回零。

Claims (7)

1.一种飞机电传刹车系统，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、液压开关和机轮速度传感器；其中：控制盒分别与刹车指令传感器和机轮速度传感器电气联接，接收刹车指令传感器发来的刹车指令电压信号和机轮速度传感器提供的机轮速度电压信号；控制盒还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；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；电动阀安装在电液伺服阀和刹车机轮之间的液压管路上；液压开关安装在电液伺服阀刹车口和电动阀第一进油口A之间的液压管路上。

2.如权利要求1所述飞机电传刹车系统，其特征在于，所述电液伺服阀的进油口与飞机刹车系统供压源管路联接；电液伺服阀的刹车口与电动阀的第一进油口A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。

3.如权利要求1所述飞机电传刹车系统，其特征在于，所述电动阀的第一进油口A与电液伺服阀的刹车口管路联接，电动阀的第二进油口B与飞机刹车系统供压源管路联接，电动阀的出油口与刹车机轮刹车装置的进油口管路联接；电动阀由机上供电或由控制盒供电；电动阀用于液压油路切换，执行起飞线刹车。

4.如权利要求1所述飞机电传刹车系统，其特征在于，所述电动阀的电气接口与液压开关的微动开关串联，由液压开关的微动开关闭合或断开来控制电动阀的电磁铁线圈的通电或断电；当电动阀的电气接口与液压开关的微动开关串联时，该电源供电线路电流经液压开关的微动开关K，再经电动阀的电磁铁线圈搭铁接地回零；

或者该电动阀的供电电路同时与液压开关和控制盒连接，使该电动阀不仅受液压开关的控制，同时还受控制盒的控制，使得飞机在地面运动中即使电液伺服阀输出的刹车压力大于预定值，液压开关的微动开关闭合电路，通过控制盒使电动阀的供电电路不会处于闭合状态；当电动阀的供电电路同时与液压开关和控制盒连接时，该电动阀的电源供电电路电流经继电器J、液压开关的微动开关K，再经电动阀的电磁铁线圈搭铁接地回零。

5.如权利要求3所述飞机电传刹车系统，其特征在于，当电动阀的电磁铁线圈未通电时，电动阀第一进进油口A始终与电动阀的出油口保持畅通，电动阀仅相当于一条液压通道，电动阀输出电动阀第一进进油口A来的液压压力；在电动阀的电磁铁线圈通电后，电动阀通电动作，移动滑阀切换供压来油油路，关闭电动阀第一进进油口A，打开电动阀的第二进油口B，将电动阀的第二进油口B与电动阀的出油口沟通，电动阀输出电动阀第二进油口B来的液压压力；电动阀的电磁铁线圈电路的接通和断开由液压开关控制；当电液伺服阀输出的液压刹车压力大于预定值时，液压开关的微动开关闭合，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。

6.如权利要求3所述飞机电传刹车系统，其特征在于，当飞机刹车系统供压源采用二套供压时，电动阀的第二进油口B与飞机刹车系统第二套供压源管路联接；起飞线刹车压力由飞机刹车系统第二套供压源提供。

7.如权利要求1所述飞机电传刹车系统，其特征在于，液压开关包括活塞和弹簧；液压开关的活塞端面感受电液伺服阀输出的液压刹车压力的作用，当刹车压力大于预定值时，在此液压力作用下，活塞克服弹簧力移动，通过顶杆接通微动开关，即液压开关的微动开关闭合，从而接通电动阀的电磁铁线圈的供电电路，操纵电动阀实现油路切换。