CN211166850U - 一种飞机刹车主备通道闭锁控制系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供了一种飞机刹车主备通道闭锁控制系统，包含相同的主通道控制单元和副通道控制单元，CPU输出信号至逻辑门，逻辑门输出伺服阀切除信号进入模拟开关1进行通道选择，模拟开关1连接至固态继电器实现硬件互锁，模拟开关2分别输出信号至左伺服阀驱动电路和右伺服阀驱动电路，左伺服阀驱动电路和右伺服阀驱动电路分别输出伺服阀切除信号。本实用新型控制电路互锁的方式简单可靠，在保障双余度有效控制的基础上，避免两通道同时输出的可能，通过硬件设计保障同时仅允许一通道输出刹车电路，细化机载设备故障模式，增加机载设备输出可靠性。

Description

一种飞机刹车主备通道闭锁控制系统

技术领域

本发明涉及涉及刹车领域，尤其是一种飞机刹车控制系统。

背景技术

飞机液压系统对飞机安全影响重大。据相关资料介绍.有50％左右的飞机事故都是由于液压能源系统故障引起的。如何提高飞机液压能源系统可靠性是亟待解决的问题。为了提高可靠性。往往采用余度配置方法来实现。经过大量民用客机液压系统配置方案的研究发现，为了提高飞机液压系统的可靠性和维修性，现代民用客机在飞机设计时通常对液压系统采用余度设计。双发飞机如波音737系列和空客320系列.一般有三个独立的液压源系统。而四发飞机如波音747，具有四个独立的液压源系统。余度系统故障时。使系统转入新工作结构而采用的余度管理措施。称为余度切换策略。系统余度切换技术充分利用系统的信号和资源。可以使系统获得更高的可靠性和生存性。现有的余度切换技术存在当切换控制不彻底时，造成两余度同时控制输出，需要在现有的余度控制基础上，增强余度切换的可靠性。

发明内容

为了克服现有技术的不足，本发明提供一种飞机刹车主备通道闭锁控制系统及其控制方法。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：

一种飞机刹车主备通道闭锁控制系统，包含主通道控制单元和副通道控制单元，主通道控制单元和副通道控制单元的左伺服阀驱动电路和右伺服阀驱动电路分别输出伺服阀切除信号，伺服阀切除信号分别输出至左伺服阀和右伺服阀；

所述主通道控制单元和副通道控制单元相同，CPU输出DA0电压和DA1电压分别连接至模拟开关1的Y0和Z0通道，CPU输出模式识别信号、本通道的防滑和刹车故障信号及另一通道的防滑和刹车故障信号至逻辑门，另一通道的闭锁信号也输入至逻辑门，逻辑门输出伺服阀切除信号，伺服阀切除信号经上拉处理后，进入模拟开关1进行通道选择，模拟开关1的一路输出连接至固态继电器，固态继电器导通时，发送给它通道的闭锁信号为28V，闭锁信号控制它通道的模拟开关2输出静态电压，实现硬件互锁，固态继电器不导通时，发送给它通道的闭锁信号闭锁开路，它通道的模拟开关2输出与它通道模拟开关1的输出接通，模拟开关2分别输出信号至左伺服阀驱动电路和右伺服阀驱动电路，左伺服阀驱动电路和右伺服阀驱动电路分别输出伺服阀切除信号。

本发明的有益效果在于由于采用数字电传防滑刹车系统中的两套互为余度的控制单元为有监控切换单元，则存在一定的采集故障导致两套控制单元同时输出刹车电流至各自的伺服阀线圈，这样会导致存在故障模式导致刹车压力叠加的问题；此控制电路互锁的方式简单可靠，在保障双余度有效控制的基础上，避免两通道同时输出的可能，通过硬件设计保障同时仅允许一通道输出刹车电路。并且对于防滑刹车系统的其他控制采集电路也可借鉴此方法，其他双余度的机载设备皆可借鉴此方式。细化机载设备故障模式，增加机载设备输出可靠性。

附图说明

图1是某型系统目前主副通道切换原理示意图。

图2是某型系统目前输出控制逻辑图。

图3是本发明主副通道切换原理示意图。

图4是本发明控制逻辑交联示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。

飞机刹车系统为飞机机电系统重要的组成部分，主要实现用于飞机着陆与滑跑阶段的刹车功能，缩短飞机滑跑距离。专业领域所使用的刹车系统有惯性防滑刹车系统、电子防滑刹车系统、数字电传防滑刹车系统等等。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、防滑刹车控制盒及刹车装置等部件组成。刹车系统余度配置与控制为数字电传防滑刹车系统中不可缺少的设计架构。

飞机刹车系统中，某型刹车系统现有的双余度主副通道切换原理示意图见图1。刹车控制单元根据本通道的模式识别信号，本通道故障情况和另一通道的故障情况输出伺服阀切除信号。当伺服阀切除信号有效时，本通道控制切除，输出静态电流，当本通道切除信号无效时，本通道控制输出对应的电流。

主副通道之间切换逻辑为：主通道无故障(导致本通道控制失效的故障，附件产品及电路故障)情况下由主通道控制输出，副通道切除；主通道出现故障时，主通道切除，副通道接替工作。此时若副通道无故障(导致本通道控制失效的故障，附件产品及电路故障)，由副通道控制输出；副通道出现故障应上报刹车告警，此时系统刹车功能丧失，采用应急系统刹车。切换逻辑图见图2。

本发明的优势是通过在主、副通道的控制单元电路中增加硬件互锁控制切换逻辑，保障在以上故障模式下，即使软件存在同时输出的情况，硬件切换只允许一路输出至伺服阀线圈。

飞机刹车系统中，指令传感器、速度传感器、液压伺服阀、压力传感器均为电气双余度，每个产品内部均包含主、副两套电气结构，两套均可单独满足刹车系统对于该产品的性能要求。为了改进现有部分飞机刹车系统的余度控制架构，避免以下余度切换所带来的隐患。

1、当主通道传给副通道的刹车或防滑故障存在虚警(即主通道告警电路或副通道采集另一通道故障电路故障)时，主、副通道会同时输出，导致刹车系统的刹车压力叠加，刹车压力叠加影响飞行员对飞机的刹车控制；

2、当主副模式识别错误，同时识别为主通道时，主、副通道会同时输出，主、副通道刹车压力叠加，导致刹车系统的刹车压力叠加，刹车压力叠加会影响飞行员对飞机的刹车控制。

本发明是在现有的主副通道控制切换的逻辑基础上，增加一套硬件电路互锁逻辑，新增一路闭锁信号互传电路，本通道同时将控制切除信号和互锁信号输出至另一通道，另一通道通过采集控制切除信号和互锁信号来进行本通道的切除控制，控制切除信号和互锁信号以优先级高的通道优先输出，低优先级的识别后主动切除控制，保障系统同时仅允许一通道进行控制输出，互锁逻辑如图3所示。

一种飞机刹车主备通道闭锁控制系统，包含主通道控制单元和副通道控制单元，主通道控制单元和副通道控制单元的左伺服阀驱动电路和右伺服阀驱动电路分别输出伺服阀切除信号，伺服阀切除信号分别输出至左伺服阀和右伺服阀；

所述主通道控制单元和副通道控制单元相同，CPU输出DA0电压和DA1电压分别连接至模拟开关1的Y0和Z0通道，CPU输出模式识别信号、本通道的防滑和刹车故障信号及另一通道的防滑和刹车故障信号至逻辑门，另一通道的闭锁信号也输入至逻辑门，逻辑门输出伺服阀切除信号，伺服阀切除信号经上拉处理后，进入模拟开关1进行通道选择，模拟开关1的一路输出连接至固态继电器，固态继电器导通时，发送给它通道的闭锁信号为28V，闭锁信号控制它通道的模拟开关2输出静态电压，实现硬件互锁，固态继电器不导通时，发送给它通道的闭锁信号闭锁开路，它通道的模拟开关2输出与它通道模拟开关1的输出接通，模拟开关2分别输出信号至左伺服阀驱动电路和右伺服阀驱动电路，左伺服阀驱动电路和右伺服阀驱动电路分别输出伺服阀切除信号。

本发明涉及飞机刹车主备通道闭锁控制系统的控制方法，具体包含如下步骤：

步骤1：主通道控制单元和副通道控制单元根据模式识别信号、本通道防滑故障、本通道刹车故障、它通道防滑故障和它通道刹车故障，由逻辑门输出伺服阀切除信号，伺服阀切除信号经上拉处理后，进入模拟开关1进行通道选择，低电平时，模拟开关1的输出X与模拟开关1的输入X0(VCC)接通，模拟开关1的输出Y与模拟开关1的Y0(DA0)接通，模拟开关1的输出Z与模拟开关1的Z0(DA1)接通，本通道控制单元控制输出；高电平时，模拟开关1的输出X与模拟开关1的X1(开路)接通，模拟开关1的输出Y与模拟开关1的Y1(静态电压)接通，模拟开关1的输出Z与模拟开关1的Z1(静态电压)接通，本通道控制单元控制切除；

步骤2：本通道控制输出时，模拟开关1的输出X与模拟开关1的X0(VCC)接通，输出X控制固态继电器JGC-14M输出端导通，发送给它通道的闭锁信号为28V，闭锁信号控制它通道的模拟开关2输出静态电压，实现硬件互锁，本通道控制单元控制切除时，模拟开关1的输出X与模拟开关1的X1(开路)接通，固态继电器不导通，发送给它通道的闭锁信号闭锁开路，它通道控制单元的模拟开关2输出与它通道控制单元的模拟开关1的输出接通；

步骤3：主通道控制单元或副通道控制单元采集到它通道输出的它通道闭锁信号为28V时，输出高电平，采集到它通道闭锁信号为开路时，即它通道切除，输出低电平；

步骤4：它通道闭锁信号经下拉处理，控制模拟开关2的输出通道，高电平时，模拟开关2的输出X与模拟开关2的X1接通，模拟开关2的Y与模拟开关2的输入端Y1接通，输出静态电压，本通道切除；低电平时，模拟开关2的输出X与模拟开关2的X0接通，连接模拟开关1输出；

步骤5：若当前通道为副通道，当主通道控制单元的闭锁信号无效且主通道有刹车或防滑故障时，副通道才输出闭锁信号。

本实施例是一种刹车控制交联系统设计，其中控制功能主要由两套相似余度设计的模块实现，该模块的主要功能包括传感器信号采集电路、模数/数模转换电路、主控制器电路、电磁阀驱动电路、伺服阀驱动电路、故障检测电路等等。系统内的两套模块通过硬线信号进行控制切换逻辑失效，该模块的控制电路中应用了本互锁方法，具体示例如下。

本通道控制模块根据模式识别信号、本通道防滑故障、本通道刹车故障、它通道防滑故障、它通道刹车故障，由逻辑门综合输出伺服阀切除信号，伺服阀切除信号经上拉处理后，进入模拟开关1进行通道选择，低电平时，模拟开关1的输出X与模拟开关1的输入X0(VCC)接通，模拟开关1的输出Y与模拟开关1的输入Y0(DA0)接通，模拟开关1的输出Z与输入Z0(DA1)接通，本通道控制输出；高电平时，模拟开关1的输出X与模拟开关1的X1(开路)接通，模拟开关1的输出Y与模拟开关1的输入Y1(静态电压)接通，模拟开关1的输出Z与模拟开关1的输入Z1(静态电压)接通，本通道控制切除。

本通道控制输出时，模拟开关1的输出X与模拟开关1的X0(VCC)接通，输出X控制固态继电器JGC-14M输出端导通，发送给它通道的闭锁信号为28V，闭锁信号控制它通道的模拟开关2输出静态电压，实现硬件互锁，本通道控制切除时，模拟开关1的输出X与模拟开关1的输入X1(开路)接通，固态继电器不导通，发送给它通道的闭锁信号闭锁开路，它通道的模拟开关2的输出与它通道模拟开关1的输出接通。

采集到它通道闭锁信号为28V时(它通道输出)，输出高电平，采集到它通道闭锁信号为开路时(它通道切除)，输出低电平。

它通道闭锁信号经转换后，经下拉处理，控制模拟开关2的输出通道，高电平时，模拟开关2的输出X与模拟开关2的X1接通，模拟开关2的输出Y与模拟开关2的输入Y1接通，输出静态电压，本通道切除；低电平时，模拟开关2的输出X与模拟开关2的X0接通，连接模拟开关1的输出。

为避免当主通道与副通道同时输出互锁信号，双通道不输出情况，另一通道闭锁信号与模式识别信号及另一通道防滑及刹车故障进行综合，若当前通道为副通道时，主通道闭锁信号无效且主通道有刹车或防滑故障时，副通道才能输出闭锁信号，控制逻辑如图4所示。

Claims (1)

1.一种飞机刹车主备通道闭锁控制系统，其特征在于：

所述飞机刹车主备通道闭锁控制系统，包含主通道控制单元和副通道控制单元，主通道控制单元和副通道控制单元的左伺服阀驱动电路和右伺服阀驱动电路分别输出伺服阀切除信号，伺服阀切除信号分别输出至左伺服阀和右伺服阀；

所述主通道控制单元和副通道控制单元相同，CPU输出DA0电压和DA1电压分别连接至模拟开关1的Y0和Z0通道，CPU输出模式识别信号、本通道的防滑和刹车故障信号及另一通道的防滑和刹车故障信号至逻辑门，另一通道的闭锁信号也输入至逻辑门，逻辑门输出伺服阀切除信号，伺服阀切除信号经上拉处理后，进入模拟开关1进行通道选择，模拟开关1的一路输出连接至固态继电器，固态继电器导通时，发送给它通道的闭锁信号为28V，闭锁信号控制它通道的模拟开关2输出静态电压，实现硬件互锁，固态继电器不导通时，发送给它通道的闭锁信号闭锁开路，它通道的模拟开关2输出与它通道模拟开关1的输出接通，模拟开关2分别输出信号至左伺服阀驱动电路和右伺服阀驱动电路，左伺服阀驱动电路和右伺服阀驱动电路分别输出伺服阀切除信号。

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