CN209336993U - 能够提高起飞线刹车能力的飞机电传刹车系统 - Google Patents

Abstract

一种能够提高起飞线刹车能力的飞机电传刹车系统。控制盒分别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；控制盒向电液伺服阀发出刹车防滑控制电流信号。电液伺服阀安装在飞机主起落架舱内液压管路上。液控阀安装在电液伺服阀刹车口输出的液压管路上。在起飞线刹车时，当电液伺服阀输出的液压刹车压力大于预定值，液控阀启动，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。本实用新型由控制盒干预控制电液伺服阀的刹车控制电流以干预控制液控阀切换油路，避免误判误用起飞线刹车带来的危险后果，有效提高了起飞线刹车可靠性，保证飞机安全可靠使用。

Description

能够提高起飞线刹车能力的飞机电传刹车系统

技术领域

本发明涉及飞机电传刹车系统，具体是涉及一种能够提高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(简称控制盒)，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的问题。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，公开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，公开了一种刹车指令直控式的飞机电传刹车系统；在专利号为201610436991.7的发明创造中，公开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；专利号为201610436552.6的发明创造中，公开了一种能够选择刹车模式的电传操纵刹车系统；专利号为201610436698.0的发明创造中，公开了一种飞机单轮双刹车可选的电传操纵刹车系统；在专利号为201610436553.0的发明创造中，公开了一种能够选择刹车方式的飞机机轮电传操纵刹车系统；专利号为201310070226.4的发明创造中，公开了一种飞机电传刹车系统。但上述各发明创造并未解决起飞线刹车时存在的由于起飞线刹车压力低，导致的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，从而降低了起飞线刹车可靠性，满足不了日益增长的飞机起飞线刹车要求的问题。究其原因，在于现有技术电液伺服阀的特性所致。

西安航空制动科技有限公司在专利号为201510152621.6的发明创造公开了一种飞机液压刹车系统，该飞机液压刹车系统完全具备起飞线刹车能力。该系统包括液压刹车阀和液控转换阀，该液控转换阀用于油路切换。当液压刹车阀刹车口输出的减压刹车压力大于预定值时，液控转换阀的进油口A关闭，进油口B开启，进油口B与出油口沟通。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。将现有独立的起飞线刹车系统融入飞机正常刹车系统，解决现有飞机正常刹车系统满足不了日益增长的飞机起飞线刹车需求，有利于减轻驾驶员负担，消除误动作接通起飞线刹车开关带来的事故隐患。但该申请适用于常规的机械操纵刹车系统，未提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液控阀切换油路，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可靠性低的不足，本发明提出了一种能够提高起飞线刹车能力的飞机电传刹车系统。

本发明包括刹车指令传感器，控制盒，电液伺服阀，液控阀，机轮速度传感器。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。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。液控阀安装在电液伺服阀刹车口输出的液压管路上。

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液控阀的第一进油口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液控阀的转换。

当电液伺服阀刹车口输出的刹车压力大于预定值时，液控阀启动，对供压油路进行切换，使得液控阀的第一进油口A关闭，第二进油口B开启，并且第二进油口B与出油口沟通，将刹车系统供压源高压液压压力直接输往刹车机轮实现起飞线刹车。

所述液控阀有三个液压接口，分别是第一进油口A、第二进油口B和出油口，所述第一进油口A通过液压接管嘴和导管与电液伺服阀的刹车口管路联接，所述第二进油口B通过液压接管嘴和导管与飞机正常刹车系统供压源管路联接，所述出油口通过液压接管嘴和导管与刹车机轮刹车装置进油口管路联接。液控阀的启动转换受控于电液伺服阀刹车口输出的刹车压力。

当飞机刹车系统供压源采用二套液压系统供压时，液控阀的第二进油口B通过液压接管嘴和导管与飞机刹车系统第二套供压源管路联接。

所述液控阀包括滑阀、弹簧，液控阀的滑阀的移动受控于液控腔来自电液伺服阀输出的液压刹车压力的作用，当刹车压力大于刹车压力预定值即转换压力时，在此液压力作用下，推动滑阀克服弹簧力移动，从而关闭液控阀的第一进油口A,开启液控阀的第二进油口B，沟通液控阀的第二进油口B和液控阀的出油口，操纵液控阀实现供压油路切换，实现飞机起飞线刹车。

当刹车机轮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的力矩马达线圈，控制电流减小，电液伺服阀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，刹车指令传感器输出的刹车指令信号越大，电液伺服阀的输出的刹车压力越大，飞机刹车强度越重。

本发明中，液控阀安装在电液伺服阀刹车口输出的液压管路上。液控阀用于油路切换，实施起飞线刹车。在液控阀的滑阀没有切换油路的情况下，液控阀本身就是一条液压通道。液控阀的第一进油口通过液压接管嘴和导管与电液伺服阀的刹车口管路联接，所述第二进油口通过液压接管嘴和导管与飞机正常刹车系统供压源管路联接，所述出油口通过液压接管嘴和导管与刹车机轮刹车装置进油口管路联接。液控阀的启动转换受控于电液伺服阀刹车口输出的刹车压力。

当电液伺服阀刹车口输出的刹车压力大于预定值时，液控阀启动，对供压油路进行切换，使得液控阀的第一进油口关闭，第二进油口开启，并且第二进油口与出油口沟通，将刹车系统供压源高压液压压力直接输往刹车机轮实现起飞线刹车。

当飞机刹车系统供压源采用二套液压系统供压时，液控阀的第二进油口通过液压接管嘴和导管与飞机刹车系统第二套供压源管路联接。

在液控阀没有启动转换的情况下，液控阀只是一条液压通道，液控阀输出的刹车压力就是电液伺服阀输出的刹车压力。

本发明通过确保刹车系统配置，增加系统附件，运用液控阀切换油路，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，液控阀启动，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。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液伺服阀的刹车控制电流以干预控制液控阀切换油路，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，起飞线刹车压力可以不依赖电液伺服阀，通过液控阀切换供压油路，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。

与201510152621.6相比较，本申请增加了控制盒的干预控制：如果V＝0，不干预，否则，进行干预，刹车指令电流再大，也只能向电液伺服阀输入起飞线刹车液控阀转换压力所对应的刹车控制电流，通过限制刹车控制电流来限制电液伺服阀刹车口输出的液压刹车压力，进而禁止液控阀转换，最终输往机轮刹车装置的液压压力只能输出来自电液伺服阀的刹车压力，这是本申请的改进的独到之处，从而防止飞机高速滑跑中误用起飞线刹车。干预控制的方法是由控制盒采集机轮速度信号判断进行，这在附图上看不出来。如果飞机处于运动状态，即V≠0，控制电液伺服阀刹车口输出的刹车压力不大于预定值，以使液控阀不得转换对油路切换。

附图说明

附图1是本发明的结构示意图。

图中：

1.刹车指令传感器；2.控制盒；3.电液伺服阀；4.液控阀；5.机轮速度传感器；6.刹车机轮。

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。

本实施例包括：

刹车指令传感器1，控制盒2，电液伺服阀3，液控阀4，机轮速度传感器5。

控制盒2分别与刹车指令传感器1和机轮速度传感器5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5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6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的刹车口与液控阀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液控阀4的转换。

机轮速度传感器5安装在飞机轮轴上，通过机械传动与刹车机轮6联接。

液控阀4安装在电液伺服阀3刹车口输出的液压管路上。液控阀4用于油路切换，实施起飞线刹车。在液控阀4的滑阀没有切换油路的情况下，液控阀4附件本身就是一条液压通道。液控阀4有三个液压接口，分别是第一进油口A、第二进油口B和出油口，所述第一进油口A通过液压接管嘴和导管与电液伺服阀的刹车口管路联接，所述第二进油口B通过液压接管嘴和导管与飞机正常刹车系统供压源管路联接，所述出油口通过液压接管嘴和导管与刹车机轮6刹车装置进油口管路联接。液控阀4的启动转换受控于电液伺服阀3刹车口输出的刹车压力。

当电液伺服阀3刹车口输出的刹车压力大于预定值时，液控阀4启动，对供压油路进行切换，使得液控阀4的第一进油口A关闭，第二进油口B开启，并且第二进油口B与出油口沟通，将刹车系统供压源高压液压压力直接输往刹车机轮6实现起飞线刹车。

当飞机刹车系统供压源采用二套液压系统供压时，液控阀4的第二进油口B通过液压接管嘴和导管与飞机刹车系统第二套供压源管路联接。

液控阀4用于液压油路切换，执行起飞线刹车。

在液控阀4没有启动转换的情况下，液控阀4只是一条液压通道，液控阀4输出的刹车压力就是电液伺服阀3输出的刹车压力。

本实施例中，飞机刹车系统供压源采用二套，液控阀4的第二进油口B通过液压接管嘴和导管与飞机刹车系统第二套供压源管路联接。

液控阀4的具体情况是，液控阀4包括滑阀、弹簧，液控阀4的滑阀的移动受控于液控腔来自电液伺服阀3输出的液压刹车压力的作用，当刹车压力大于刹车压力预定值即转换压力时，在此液压力作用下，推动滑阀克服弹簧力移动，从而关闭液控阀4的第一进油口A,开启液控阀4的第二进油口B，沟通液控阀4的第二进油口B和液控阀4的出油口，操纵液控阀4实现供压油路切换，实现飞机起飞线刹车。

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85％起飞线刹车压力，即20Mpa。

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5构成飞机电传电子防滑刹车控制系统。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5均采用现有技术。

当刹车机轮6在刹车中出现打滑或即将打滑时，控制盒2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采用现有技术。

液控阀4构成起飞线刹车运行附件；液控阀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，刹车压力预定值即转换压力，本实施例20Mpa，液控阀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。

Claims (5)

1.一种能够提高起飞线刹车能力的飞机电传刹车系统，其特征在于，包括刹车指令传感器，控制盒，电液伺服阀，液控阀，机轮速度传感器；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；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；液控阀安装在电液伺服阀刹车口输出的液压管路上。

2.如权利要求1所述能够提高起飞线刹车能力的飞机电传刹车系统，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液控阀的第一进油口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液控阀的转换；

当电液伺服阀刹车口输出的刹车压力大于预定值时，液控阀启动，对供压油路进行切换，使得液控阀的第一进油口A关闭，第二进油口B开启，并且第二进油口B与出油口沟通，将刹车系统供压源高压液压压力直接输往刹车机轮实现起飞线刹车。

3.如权利要求1所述能够提高起飞线刹车能力的飞机电传刹车系统，其特征在于，所述液控阀有三个液压接口，分别是第一进油口A、第二进油口B和出油口，所述第一进油口A通过液压接管嘴和导管与电液伺服阀的刹车口管路联接，所述第二进油口B通过液压接管嘴和导管与飞机正常刹车系统供压源管路联接，所述出油口通过液压接管嘴和导管与刹车机轮刹车装置进油口管路联接；液控阀的启动转换受控于电液伺服阀刹车口输出的刹车压力；

当飞机刹车系统供压源采用二套液压系统供压时，液控阀的第二进油口B通过液压接管嘴和导管与飞机刹车系统第二套供压源管路联接。

4.如权利要求1所述能够提高起飞线刹车能力的飞机电传刹车系统，其特征在于，所述液控阀包括滑阀、弹簧，液控阀的滑阀的移动受控于液控腔来自电液伺服阀输出的液压刹车压力的作用，当刹车压力大于刹车压力预定值即转换压力时，在此液压力作用下，推动滑阀克服弹簧力移动，从而关闭液控阀的第一进油口A,开启液控阀的第二进油口B，沟通液控阀的第二进油口B和液控阀的出油口，操纵液控阀实现供压油路切换，实现飞机起飞线刹车。

5.如权利要求1所述能够提高起飞线刹车能力的飞机电传刹车系统，其特征在于，当刹车机轮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的力矩马达线圈，控制电流减小，电液伺服阀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，刹车指令传感器输出的刹车指令信号越大，电液伺服阀的输出的刹车压力越大，飞机刹车强度越重。