RU2612458C1 - Multi-disc electromechanical aircraft brake - Google Patents

Multi-disc electromechanical aircraft brake Download PDF

Info

Publication number
RU2612458C1
RU2612458C1 RU2015150261A RU2015150261A RU2612458C1 RU 2612458 C1 RU2612458 C1 RU 2612458C1 RU 2015150261 A RU2015150261 A RU 2015150261A RU 2015150261 A RU2015150261 A RU 2015150261A RU 2612458 C1 RU2612458 C1 RU 2612458C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rotating
brake
discs
disc
rotating brake
Prior art date
Application number
RU2015150261A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Василий Васильевич Лещенко
Original Assignee
Василий Васильевич Лещенко
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Василий Васильевич Лещенко filed Critical Василий Васильевич Лещенко
Priority to RU2015150261A priority Critical patent/RU2612458C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2612458C1 publication Critical patent/RU2612458C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60L—PROPULSION OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; SUPPLYING ELECTRIC POWER FOR AUXILIARY EQUIPMENT OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRODYNAMIC BRAKE SYSTEMS FOR VEHICLES IN GENERAL; MAGNETIC SUSPENSION OR LEVITATION FOR VEHICLES; MONITORING OPERATING VARIABLES OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRIC SAFETY DEVICES FOR ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES
    • B60L7/00—Electrodynamic brake systems for vehicles in general
    • B60L7/24—Electrodynamic brake systems for vehicles in general with additional mechanical or electromagnetic braking
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface 
    • B64C25/42—Arrangement or adaptation of brakes

Landscapes

  • Regulating Braking Force (AREA)
  • Braking Arrangements (AREA)

Abstract

FIELD: transportation.
SUBSTANCE: multi-disc electromechanical aircraft brake contains rotating and non-rotating brake disсs. On the rotating and non-rotating brake discs made of a magnetic material, alternating and arranged relative to each other with the minimum working air gap, the poles are made, oriented radially in the brake discs plane and perpendicularly to the discs rotation plane. Axial electromagnet is fixed on the main landing gear axis between the groups of non-rotating discs. In a circle in a plane parallel to the rotating brake disc, the position sensors of the rotating brake disc poles are located, connected with their outputs to the inputs of a control device connected with its output to the input of the switching device which connects the solenoid winding to the electric power source; the output of the brake force regulation device is connected to the other input of the control device.
EFFECT: increasing the reliability of multi-disc brakes and reducing the maintenance costs.
17 dwg

Description

Изобретение относится к многодисковым тормозным устройствам шасси самолета.The invention relates to multi-disc braking devices of an airplane landing gear.

Известен многодисковый тормоз самолета, содержащий устройство передачи тормозного момента в виде кронштейна, включающего тормозной рычаг и выполненный с ним заодно корпус тормоза, на котором установлены привод в виде блока цилиндров с поршнями, пакет фрикционных вращающихся и невращающихся дисков и цилиндр. Для фиксации блока цилиндров от осевого смещения на корпусе тормоза предусмотрен кольцевой буртик (см. патент РФ №2143381, МПК В64С 25/42, опубл. 27.12.1999). К недостаткам такого многодискового тормоза можно отнести низкую надежность и высокий износ трущихся поверхностей фрикционных элементов тормоза.A multi-disc brake of an aircraft is known, comprising a brake torque transmission device in the form of an arm including a brake lever and a brake housing made with it, on which a drive is mounted in the form of a cylinder block with pistons, a package of friction rotating and non-rotating disks, and a cylinder. To fix the cylinder block from axial displacement, an annular bead is provided on the brake housing (see RF patent No. 2143381, IPC VC 25/42, publ. 12/27/1999). The disadvantages of such a multi-disc brake include low reliability and high wear of the friction surfaces of the friction elements of the brake.

Наиболее близким аналогом является известное изобретение, относящееся к области авиакосмической техники, в частности к тормозным колесам с многодисковыми тормозами, которое может быть использовано в колесах летательных аппаратов. Авиационное тормозное колесо содержит расположенную на неподвижной оси подвижную часть с диском и ободом, многодисковый тормоз, включающий корпус, блок цилиндров с поршнями, тормозные вращающиеся и невращающиеся диски, выполненные из углеродного материала, и вентилятор (см. патент РФ 2476350, МПК В64С 25/42, F16D 55/24, опубл. 27.02.2013).The closest analogue is the well-known invention related to the field of aerospace engineering, in particular to brake wheels with multi-disc brakes, which can be used in aircraft wheels. The aviation brake wheel contains a movable part with a disk and a rim located on a fixed axis, a multi-disc brake including a housing, a cylinder block with pistons, rotating and non-rotating brake discs made of carbon material, and a fan (see RF patent 2476350, IPC ВСС 25 / 42, F16D 55/24, publ. 02.27.2013).

Недостатки аналога и прототипа многодискового тормоза можно отнести низкую надежность и высокую степень износа трущихся поверхностей фрикционных элементов тормоза, тормозных колодок или накладок и тормозных дисков. Кроме того, значительные затраты расходуются на частое техническое обслуживание и неразрушающий контроль деталей трибопары дискового тормоза, включающего тормозные накладки и тормозные диски. К тому же, использование блока цилиндров с поршнями, использующего гидравлическую тормозную систему для подачи давления рабочей жидкости в блок цилиндров, может привести к утечке гидрожидкости, и, как следствие, к ее воспламенению.The disadvantages of the analogue and the prototype multi-disc brakes include low reliability and a high degree of wear of the friction surfaces of the friction elements of the brake, brake pads or brake linings and brake discs. In addition, significant costs are spent on frequent maintenance and non-destructive testing of parts of a tribocouple disc brake, including brake linings and brake discs. In addition, the use of a cylinder block with pistons that uses a hydraulic brake system to supply hydraulic fluid pressure to the cylinder block can lead to leakage of hydraulic fluid, and, as a consequence, to its ignition.

Целью изобретения является повышение надежности многодисковых тормозов, снижение затрат на техническое обслуживание и неразрушающий контроль деталей дисковых тормозов.The aim of the invention is to increase the reliability of multi-disc brakes, reduce maintenance costs and non-destructive testing of parts of disc brakes.

Поставленная цель достигается устранением фрикционных элементов тормозного привода с тормозными дисками в многодисковом тормозе и введением фиксатора подвижного диска. Для этого на вращающихся и невращающихся тормозных дисках выполнены из магнитного материала полюса, ориентированные радиально в плоскости каждого тормозного диска и перпендикулярно к оси вращения диска. Вращающиеся и невращающиеся тормозные диски расположены чередующимися с минимальным рабочим воздушным зазором между ними. Вместо суппорта с рабочими цилиндрами вводится аксиальный электромагнит, который закреплен на оси основной опоры шасси между группами невращающихся дисков закреплен аксиальный электромагнит. По окружности, в плоскости параллельной вращающемуся тормозному диску, размещены датчики положения полюсов вращающегося тормозного диска, подключенные своими выходами к входам управляющего устройства, соединенного своим выходом со входом коммутационного устройства, которое подключает обмотку электромагнита к источнику электропитания, к другому входу управляющего устройства подключен выход устройства регулирования тормозной силы. Устройство фиксатора диска, содержащее штифт фиксатора диска, прикреплено к оси колеса основной опоры шасси самолета рядом с вращающимся тормозным диском.This goal is achieved by eliminating the friction elements of the brake actuator with brake discs in a multi-disc brake and the introduction of a movable disk lock. For this, on rotating and non-rotating brake discs, poles made of magnetic material are made, oriented radially in the plane of each brake disc and perpendicular to the axis of rotation of the disc. Rotating and non-rotating brake discs are arranged alternating with a minimum working air gap between them. Instead of a support with working cylinders, an axial electromagnet is introduced, which is fixed on the axis of the main chassis support between groups of non-rotating discs and an axial electromagnet is fixed. Around the circumference, in a plane parallel to the rotating brake disk, are placed the position sensors of the poles of the rotating brake disk, connected by their outputs to the inputs of the control device, connected by its output to the input of the switching device, which connects the electromagnet winding to the power source, the device output is connected to the other input of the control device brake force regulation. A disk lock device comprising a disk lock pin is attached to an axis of a wheel of a main landing gear of an aircraft adjacent to a rotating brake disk.

Прилагаемые чертежи изображают:The accompanying drawings depict:

Фиг. 1 - Многодисковый электромеханический тормоз самолета;FIG. 1 - Multi-disc electromechanical brake of an airplane;

Фиг. 2 - Вид невращающегося тормозного диска 3 спереди;FIG. 2 - Front view of the non-rotating brake disc 3;

Фиг. 3 - Вид невращающегося тормозного диска 3 сбоку;FIG. 3 - Side view of a non-rotating brake disc 3;

Фиг. 4 - Вид Б-Б на фиг. 3 невращающегося тормозного диска;FIG. 4 - View BB in FIG. 3 non-rotating brake disc;

Фиг. 5 - Вид шайбы невращающегося тормозного диска 3 спереди;FIG. 5 - Front view of the washer non-rotating brake disc 3;

Фиг. 6 - Вид шайбы невращающегося тормозного диска 3 сбоку;FIG. 6 - Side view of a washer of a non-rotating brake disc 3;

Фиг. 7 - Вид вращающегося тормозного диска 1 спереди;FIG. 7 - Front view of a rotating brake disc 1;

Фиг. 8 - Вид вращающегося тормозного диска 1 сбоку;FIG. 8 - Side view of a rotating brake disc 1;

Фиг. 9 - Вид электромагнита 15 спереди;FIG. 9 - Front view of the electromagnet 15;

Фиг. 10 - Вид электромагнита 15 сбоку;FIG. 10 - Electromagnet 15 side view;

Фиг. 11 - Вид распорки 16 спереди;FIG. 11 - Front view of the strut 16;

Фиг. 12 - Вид распорки 16 сбоку;FIG. 12 - Side view of the strut 16;

Фиг. 13 - Вид В-В электромагнита 15 на фиг. 10;FIG. 13 is a view BB of electromagnet 15 in FIG. 10;

Фиг. 14 -Вид AT распорки 16 на фиг. 12;FIG. 14 is an AT view of the spacer 16 in FIG. 12;

Фиг. 15 - Вид А-А на фиг. 1 многодискового электромеханического тормоза самолета при положении полюсов 2 вращающихся тормозных дисков 1 вне полюсов 4 невращающихся тормозных дисков 3;FIG. 15 - View AA in FIG. 1 multi-disc electromechanical brake of the aircraft when the poles of 2 rotating brake discs 1 outside the poles of 4 non-rotating brake discs 3;

Фиг. 16 - Вид А-А на фиг. 1 многодискового электромеханического тормоза самолета при положении полюсов 2 вращающихся тормозных дисков 1 между полюсами 4 невращающихся тормозных дисков 3;FIG. 16 - View AA in FIG. 1 multi-disc electromechanical brakes of the aircraft with the position of the poles 2 of the rotating brake discs 1 between the poles of 4 non-rotating brake discs 3;

Фиг. 17 - электрическая схема: датчики 6, 7, 8 и 9, управляющее устройство 10, коммутационное устройство 12, обмотка электромагнита 5, источник электропитания 13 и устройство регулирования тормозной силы 11.FIG. 17 is an electrical diagram: sensors 6, 7, 8, and 9, a control device 10, a switching device 12, an electromagnet winding 5, a power supply 13, and a brake force control device 11.

Перечень элементов на прилагаемых чертежах:The list of elements in the attached drawings:

1 - вращающийся тормозной диск;1 - rotating brake disc;

2 - полюс вращающегося тормозного диска;2 - pole of a rotating brake disc;

3 - невращающийся тормозной диск;3 - non-rotating brake disc;

4 - полюс невращающегося тормозного диска;4 - pole non-rotating brake disc;

5 - обмотка электромагнита;5 - winding of an electromagnet;

6, 7, 8, 9 - датчики положения полюсов тормозного диска;6, 7, 8, 9 - position sensors of the poles of the brake disc;

10 - управляющее устройство;10 - control device;

11 - устройство регулирования тормозной силы;11 - device for regulating the braking force;

12 - коммутационное устройство;12 - switching device;

13 - источник электропитания;13 - power source;

14 - ось основной стойки шасси самолета;14 - axis of the main landing gear of the aircraft;

15 - электромагнит;15 - electromagnet;

16 - распорка;16 - spacer;

17 - цифровой сигнальный процессор (DSP);17 - digital signal processor (DSP);

18 - цифровой сигнальный процессор (DSP);18 - digital signal processor (DSP);

19 - элемент 2ИЛИ;19 - element 2 OR;

20 - элемент 2ИЛИ;20 - element 2OR;

21 - триггер RS;21 - trigger RS;

22 - элемент 2И;22 - element 2I;

23 - устройство фиксатора вращающегося тормозного диска;23 - a device for fixing a rotating brake disc;

24 - штифт фиксатора вращающегося тормозного диска;24 - a pin of a clamp of a rotating brake disc;

25 - стяжка вращающихся тормозных дисков 1;25 - coupler of rotating brake discs 1;

26 - шайба для вращающегося тормозного диска 1;26 - a washer for a rotating brake disk 1;

27 - шайба для невращающегося тормозного диска 3.27 - a washer for a non-rotating brake disk 3.

Многодисковый электромеханический тормоз самолета состоит из: вращающихся тормозных дисков 1 (см. фиг. 1, фиг. 7 и фиг. 8) с полюсами 2; невращающихся тормозных дисков 3 (см. фиг.1, фиг.2, фиг. 3 и фиг. 4) с полюсами 4; аксиального электромагнита 15, закрепленного между группами невращающихся (см. фиг. 1, фиг. 9, фиг. 10 и фиг. 13), и распорок 16 (см. фиг. 1, фиг. 11, фиг. 12 и фиг. 14). Вращающиеся тормозные диски 1 и невращающиеся тормозные диски 3 расположены чередующимися с минимальным рабочим воздушным зазором между ними (см. фиг. 1). На фиг. 5 и фиг. 6 представлен вид шайб 27, через которые размещаются на оси 14 основной стойки шасси самолета невращающиеся тормозные диски 3. На фиг. 1 показано крепление через шайбы 26 с помощью стяжки 25 вращающихся тормозных дисков 1. На фиг. 15 представлен вид многодискового электромеханического тормоза самолета при положении полюсов 2 вращающихся тормозных дисков 1 вне полюсов 4 невращающихся тормозных дисков 3. На фиг. 16 - вид многодискового электромеханического тормоза самолета при положении полюсов 2 вращающихся тормозных дисков 1 между полюсами 4 невращающихся тормозных дисков 3, что является положением исходным для фиксации вращающегося тормозного диска 1. В случае, когда обмотка электромагнита 5 через коммутационное устройство 12 подключена к источнику электропитания 13 (см. фиг. 17), магнитное поле, создаваемое обмоткой электромагнита 5 замыкается через электромагнит 15, невращающиеся тормозные диски 3 одной группы, через рабочий воздушный зазор, вращающиеся тормозные диски 1 одной группы, распорки 16, вращающиеся тормозные диски 1 другой группы, рабочий воздушный зазор, невращающиеся тормозные диски 3 другой группы, и через другой полюс электромагнита 15. Тем самым магнитное поле создает силу, удерживающую вращающийся тормозной диск 1. На фиг. 17 изображена электрическая схема многодискового электромеханического тормоза самолета: датчики 6, 7, 8 и 9, управляющее устройство 10, коммутационное устройство 12, обмотка электромагнита 5, источник электропитания 13 и устройство регулирования тормозной силы 11.The multi-disc electromechanical brake of an airplane consists of: rotating brake discs 1 (see FIG. 1, FIG. 7 and FIG. 8) with poles 2; non-rotating brake discs 3 (see Fig. 1, Fig. 2, Fig. 3 and Fig. 4) with poles 4; axial electromagnet 15, mounted between groups of non-rotating (see Fig. 1, Fig. 9, Fig. 10 and Fig. 13), and spacers 16 (see Fig. 1, Fig. 11, Fig. 12 and Fig. 14) . Rotating brake discs 1 and non-rotating brake discs 3 are arranged alternating with a minimum working air gap between them (see Fig. 1). In FIG. 5 and FIG. 6 is a view of washers 27 through which non-rotating brake discs 3 are placed on the axis 14 of the main landing gear of the aircraft. FIG. 1 shows the fastening through washers 26 with a coupler 25 of rotating brake discs 1. FIG. 15 is a view of the multi-disc electromechanical brake of an airplane when the poles 2 of the rotating brake discs 1 are positioned outside the poles 4 of the non-rotating brake disc 3. In FIG. 16 is a view of the multi-disc electromechanical brake of an airplane when the poles 2 of the rotating brake discs 1 between the poles 4 of the non-rotating brake discs 3 are positioned, which is the initial position for fixing the rotating brake disc 1. In the case when the winding of the electromagnet 5 through the switching device 12 is connected to a power supply 13 (see Fig. 17), the magnetic field generated by the winding of the electromagnet 5 closes through the electromagnet 15, non-rotating brake discs 3 of the same group, through the working air gap, rotate rotating brake discs 1 of one group, spacers 16, rotating brake discs 1 of another group, working air gap, non-rotating brake discs 3 of the other group, and through the other pole of the electromagnet 15. Thus, the magnetic field creates a force holding the rotating brake disc 1. In FIG. . 17 shows an electrical diagram of an aircraft multi-disc electromechanical brake: sensors 6, 7, 8, and 9, a control device 10, a switching device 12, an electromagnet winding 5, a power supply 13, and a brake force control device 11.

Многодисковый электромеханический тормоз работает следующим образом. Во время приземления при посадке колесо самолета начинает вращаться с закрепленным на нем вращающимися тормозными дисками 1. При этом управляющее устройство 10 и коммутационное устройство 12 (см. фиг. 17) остаются постоянно включенными. Устройство фиксирования 23 не фиксирует штифтом 24 вращающийся тормозной диск 1.Multi-disc electromechanical brake operates as follows. During landing, when landing, the aircraft wheel starts to rotate with the rotating brake discs 1 mounted on it. At the same time, the control device 10 and the switching device 12 (see Fig. 17) remain constantly on. The locking device 23 does not fix the pin 24 of the rotating brake disc 1.

В процессе вращения вращающегося тормозного диска 1 по часовой стрелке (см. фиг. 15) его полюса 2 периодически помещаются напротив датчиков 6, 7, 8 и 9 положения полюсов 2 вращающегося тормозного диска 1. В момент положения полюса 2 вращающегося тормозного диска 1 напротив датчика 6 на его выходе появляется электрический сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице. Этот сигнал с выхода датчика 6 поступает на вход Х1 цифрового сигнального процессора 17. Затем полюс 2, продолжая свое движение, занимает положение и напротив датчика 7, вследствие чего на его выходе появляется электрический сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице. Этот сигнал поступает на вход Х2 цифрового сигнального процессора 17. Согласно алгоритму работы цифрового сигнального процессора 17, если вначале появляется сигнал логической единицы на его входе Х1, а затем появляется сигнал логической единицы на его на входе Х2, то в дальнейшем после перехода обоих сигналов до уровня напряжения близкого к нулю, что соответствует логическому нулю на этих входах сигнального процессора 17, на его выходе V1 формируется прямоугольный электрический сигнал положительной полярности, соответствующий логической единице. Этот сигнал поступает на вход элемента 19, выполняющего логическую функцию 2ИЛИ. С выхода элемента 19 сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице, поступает на вход S триггера 21, выполняющего логическую функцию триггера RS. При этом триггер 21 переходит в состояние, при котором на его выходе Q появляется электрический сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице. Этот сигнал поступает на вход элемента 22, выполняющего логическую функцию 2И. При необходимости включения режима торможения с выхода устройства регулирования тормозной силы 11 (см. фиг. 17) подается частотно-модулированный или широтно-импульсный модулированный электрический сигнал положительной полярности, который поступает на другой вход элемента 22 управляющего устройства 10. В этом случае с выхода элемента 22 на вход коммутационного устройства 12 поступает широтно-импульсный модулированный электрический сигнал положительной полярности. В результате коммутационное устройство 12 подключает один конец обмотки электромагнита 5 к источнику электропитания 13, другой выход которого подсоединен непосредственно к другому концу обмотки электромагнита 5. В это время (см. фиг. 16) полюса 2 вращающегося тормозного диска 1 занимают положение напротив полюсов 4 невращающихся дисков 3 с минимальным рабочим воздушным зазором. Магнитное поле, создаваемое обмоткой электромагнита 5 проходит от электромагнита 15, закрепленного на оси 14 основной стойки шасси самолета, через одну группу невращающихся тормозных дисков 3, через рабочий воздушный зазор, одну группу вращающихся тормозных дисков 1, распорки 16, другую группу вращающихся тормозных дисков 1, через рабочий воздушный зазор, другую группу невращающихся тормозных дисков 3 и замыкается на электромагнит 15. Тем самым магнитное поле удерживает вращающиеся тормозные диски 1, передающие тормозную силу колесу самолета. В результате вращения колеса самолета далее, преодолевая тормозной импульс, созданный магнитным полем, вращающиеся тормозные диски 1 продолжают вращаться и их полюса 2 начинают выходить из под полюсов 4 невращающихся тормозных дисков 3. При этом полюс 2 вращающегося тормозного диска 1 вначале занимает положение напротив датчика 8, на выходе которого появляется электрический сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице. Этот сигнал поступает на вход Х2 цифрового сигнального процессора 18. Затем полюс 2 вращающегося тормозного диска 1, продолжая свое движение, занимает положение и напротив датчика 9, на выходе которого появляется электрический сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице. Этот сигнал поступает на вход Х1 цифрового сигнального процессора 18. Согласно алгоритму работы цифрового сигнального процессора 18, если вначале появляется сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице, на его входе Х2, а затем сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице, на входе Х1, то в дальнейшем, после перехода обоих сигналов до уровня напряжения близкого к нулю, что соответствует логическому нулю на этих входах сигнального процессора 18, на его выходе V2 формируется прямоугольный электрический сигнал положительной полярности, соответствующий логической единице. Этот сигнал поступает на вход элемента 20, выполняющего логическую функцию 2ИЛИ. С выхода элемента 20 сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице, поступает на вход R триггера 21, выполняющего логическую функцию триггера RS. При этом триггер 21 переходит в состояние, при котором на его выходе Q сигнал положительного уровня напряжения, соответствующий логической единице, переходит до уровня напряжения близкого к нулю, что соответствует логическому нулю. Этот сигнал логического нуля поступает на вход элемента 22, выполняющего логическую функцию 2И. В результате с выхода элемента 22 на вход коммутационного устройства 12 больше не поступает частотно-импульсный модулированный или широтно-импульсный модулированный электрический сигнал положительного уровня напряжения с устройства регулирования тормозной силы 11. Поэтому коммутационное устройство 12 отключает обмотку 5 от источника электропитания 13. При перемещении полюсов 2 вращающегося тормозного диска 1 снова напротив полюсов 4 невращающегося тормозного диска 3 цикл работы процесса торможения повторяется.During the rotation of the rotating brake disk 1 clockwise (see Fig. 15), its poles 2 are periodically placed opposite the sensors 6, 7, 8 and 9 of the position of the poles 2 of the rotating brake disk 1. At the moment of the position of the pole 2 of the rotating brake disk 1 opposite the sensor 6, an electric signal of a positive level corresponding to a logical unit appears at its output. This signal from the output of the sensor 6 is fed to the input X1 of the digital signal processor 17. Then, pole 2, continuing its movement, occupies the position opposite the sensor 7, as a result of which a positive level electric signal corresponding to a logical unit appears at its output. This signal is fed to the input X2 of the digital signal processor 17. According to the algorithm of the digital signal processor 17, if at the beginning the signal of the logical unit appears at its input X1, and then the signal of the logical unit appears at its input X2, then after the transition of both signals to the voltage level is close to zero, which corresponds to a logical zero at these inputs of the signal processor 17, a rectangular electric signal of positive polarity corresponding to the logical unit is formed at its output V1 Nice. This signal is input to the element 19, which performs the logical function 2OR. From the output of element 19, a signal of a positive level corresponding to a logical unit is fed to input S of trigger 21, which performs the logical function of trigger RS. In this case, the trigger 21 goes into a state in which at its output Q appears an electrical signal of a positive level corresponding to a logical unit. This signal is input to the element 22, which performs the logical function 2I. If it is necessary to turn on the braking mode from the output of the brake force control device 11 (see Fig. 17), a frequency-modulated or pulse-width modulated electrical signal of positive polarity is supplied to the other input of element 22 of control device 10. In this case, from the output of the element 22 to the input of the switching device 12 receives a pulse-width modulated electrical signal of positive polarity. As a result, the switching device 12 connects one end of the winding of the electromagnet 5 to the power supply 13, the other output of which is connected directly to the other end of the winding of the electromagnet 5. At this time (see Fig. 16), the poles 2 of the rotating brake disk 1 occupy a position opposite the poles 4 of non-rotating 3 discs with a minimum working air gap. The magnetic field generated by the winding of the electromagnet 5 passes from the electromagnet 15, mounted on the axis 14 of the main landing gear of the aircraft, through one group of non-rotating brake discs 3, through the working air gap, one group of rotating brake discs 1, spacers 16, another group of rotating brake discs 1 through the working air gap, another group of non-rotating brake discs 3 and is closed by an electromagnet 15. Thus, the magnetic field holds the rotating brake discs 1, transmitting the braking force to the aircraft wheel. As a result of the rotation of the aircraft wheel further, overcoming the brake impulse created by the magnetic field, the rotating brake discs 1 continue to rotate and their poles 2 begin to exit from under the poles 4 of the non-rotating brake discs 3. In this case, the pole 2 of the rotating brake disc 1 initially occupies a position opposite to the sensor 8 at the output of which appears an electrical signal of a positive level corresponding to a logical unit. This signal is fed to the input X2 of the digital signal processor 18. Then, the pole 2 of the rotating brake disk 1, continuing its movement, occupies the position and opposite the sensor 9, the output of which appears an electrical signal of a positive level corresponding to a logical unit. This signal is fed to the input X1 of the digital signal processor 18. According to the algorithm of the digital signal processor 18, if at first a signal of a positive level corresponding to a logical unit appears at its input X2, and then a signal of a positive level corresponding to a logical unit at an input X1, then in the future, after the transition of both signals to a voltage level close to zero, which corresponds to a logical zero at these inputs of the signal processor 18, a rectangular electric is formed at its output V2 Igna positive polarity corresponding to the logical unit. This signal is input to an element 20 that performs a logical function 2OR. From the output of element 20, a signal of a positive level corresponding to a logical unit is fed to input R of trigger 21, which performs the logical function of trigger RS. In this case, the trigger 21 goes into a state in which at its output Q a signal of a positive voltage level corresponding to a logical unit passes to a voltage level close to zero, which corresponds to a logical zero. This logical zero signal is fed to the input of the element 22, which performs the logical function 2I. As a result, the output of the element 22 at the input of the switching device 12 no longer receives a pulse-frequency modulated or pulse-width modulated electric signal of a positive voltage level from the brake force control device 11. Therefore, the switching device 12 disconnects the winding 5 from the power source 13. When moving the poles 2 of the rotating brake disk 1 again opposite the poles 4 of the non-rotating brake disk 3, the cycle of operation of the braking process is repeated.

Частотно-модулированный или широтно-импульсный модулированный электрический сигнал с выхода устройства регулирования тормозной силы 11 осуществляет управление средним значением напряжения на нагрузке путем изменения скважности импульсов, управляющих коммутационным устройством 12 для регулирования тормозной силы, действующей на колесо самолета. Этот режим продолжается до тех пор, пока при необходимости выключения режима торможения с выхода устройства 11 (см. фиг. 17) не прекратится подача электрического сигнал положительной полярности, который поступает на другой вход элемента 22 управляющего устройства 10. В этом случае с выхода элемента 22 на вход коммутационного устройства 12 уже не будет поступать электрический сигнал положительной полярности и торможение прекратится, так как обмотка 5 больше не будет подключаться к источнику питания 13.A frequency-modulated or pulse-width modulated electric signal from the output of the brake force control device 11 controls the average value of the voltage across the load by changing the duty cycle of the pulses controlling the switching device 12 for regulating the braking force acting on the aircraft wheel. This mode continues until, if it is necessary to turn off the braking mode from the output of the device 11 (see Fig. 17), the supply of an electric signal of positive polarity stops, which is fed to the other input of the element 22 of the control device 10. In this case, from the output of the element 22 the input of the switching device 12 will no longer receive an electric signal of positive polarity and braking will stop, since the coil 5 will no longer be connected to a power source 13.

При вращении колеса самолета и вращающихся тормозных дисков 1 против часовой стрелки (см. фиг. 15), многодисковый электромеханический тормоз самолета работает следующим образом. В процессе вращения вращающегося тормозного диска 1 (см. фиг. 15) против часовой стрелки его полюс 2 вначале занимают положение напротив датчика 9, вследствие чего на его выходе появляется электрический сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице. Этот сигнал с выхода датчика 9 поступает на вход Х1 цифрового сигнального процессора 18. Затем полюс 2 вращающегося тормозного диска 1 занимает положение и напротив датчика 8, вследствие чего на его выходе появляется электрический сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице. Этот сигнал поступает на вход Х2 цифрового сигнального процессора 18. Согласно алгоритму работы цифрового сигнального процессора 18, если вначале появляется сигнал логической единицы на его входе Х1, а затем появляется сигнал логической единицы на его на входе Х2, то в дальнейшем после перехода обоих сигналов до уровня напряжения близкого к нулю, что соответствует логическому нулю на этих входах сигнального процессора 18, на его выходе V1 формируется прямоугольный электрический сигнал положительной полярности, соответствующий логической единице. Этот сигнал поступает на вход элемента 19, выполняющего логическую функцию 2ИЛИ. С выхода элемента 19 сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице, поступает на вход S триггера 21, выполняющего логическую функцию триггера RS. При этом триггер 21 переходит в состояние, при котором на его выходе Q появляется электрический сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице. Этот сигнал поступает на вход элемента 22, выполняющего логическую функцию 2И. При необходимости включения режима торможения с выхода устройства регулирования тормозной силы 11 (см. фиг. 17) подается частотно-импульсный модулированный или широтно-импульсный модулированный электрический сигнал положительной полярности, соответствующий логической единице, который поступает на другой вход элемента 22 управляющего устройства 10. В этом случае с выхода элемента 22 на вход коммутационного устройства 12 поступает электрический сигнал положительной полярности. Коммутационное устройство 12 подключает обмотку электромагнита 5 к источнику электропитания 13. В это время полюса 2 вращающихся тормозных дисков 1 занимают положение напротив полюсов 4 невращающихся тормозных дисков 3.When the wheels of the aircraft and the rotating brake discs 1 rotate counterclockwise (see Fig. 15), the multi-disc electromechanical brake of the aircraft operates as follows. During the rotation of the rotating brake disc 1 (see Fig. 15) counterclockwise, its pole 2 initially occupies a position opposite the sensor 9, as a result of which a positive level electric signal corresponding to a logical unit appears at its output. This signal from the output of the sensor 9 is fed to the input X1 of the digital signal processor 18. Then, the pole 2 of the rotating brake disc 1 takes a position opposite the sensor 8, as a result of which a positive level electric signal corresponding to a logical unit appears at its output. This signal is fed to the input X2 of the digital signal processor 18. According to the algorithm of the digital signal processor 18, if at the beginning the signal of the logical unit appears at its input X1, and then the signal of the logical unit appears at its input X2, then after the transition of both signals to the voltage level is close to zero, which corresponds to a logical zero at these inputs of the signal processor 18, a rectangular electric signal of positive polarity corresponding to the logical unit is formed at its output V1 Nice. This signal is input to the element 19, which performs the logical function 2OR. From the output of element 19, a signal of a positive level corresponding to a logical unit is fed to input S of trigger 21, which performs the logical function of trigger RS. In this case, the trigger 21 goes into a state in which at its output Q appears an electrical signal of a positive level corresponding to a logical unit. This signal is input to the element 22, which performs the logical function 2I. If it is necessary to turn on the braking mode from the output of the brake force control device 11 (see Fig. 17), a pulse-frequency modulated or pulse-width modulated electric signal of positive polarity corresponding to a logical unit is supplied to the other input of element 22 of control device 10. V in this case, the output of the element 22 to the input of the switching device 12 receives an electrical signal of positive polarity. The switching device 12 connects the winding of the electromagnet 5 to the power supply 13. At this time, the poles 2 of the rotating brake discs 1 occupy a position opposite the poles 4 of the non-rotating brake discs 3.

Магнитное поле, создаваемое обмоткой электромагнита 5 проходит от электромагнита 15, закрепленного на оси 14 основной стойки шасси самолета, через одну группу невращающихся тормозных дисков 3, через рабочий воздушный зазор, одну группу вращающихся тормозных дисков 1, распорки 16, другую группу вращающихся тормозных дисков 1, через рабочий воздушный зазор, другую группу невращающихся тормозных дисков 3 и замыкается на электромагнит 15. Тем самым магнитное поле удерживает вращающиеся тормозные диски 1, передающие тормозное усилие на колесо самолета. В результате движения колесо самолета далее, преодолев тормозной импульс, созданный магнитным полем, вращающийся тормозной диск 1 продолжает вращаться и его полюса 2 начинают выходить из под полюсов 4 невращающегося тормозного диска 3. При этом полюс 2 вначале занимает положение напротив датчика 7, на выходе которого, появляется электрический сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице. Этот сигнал поступает на вход Х2 цифрового сигнального процессора 17. Затем полюс 2 занимает положение и напротив датчика 6, на выходе которого, появляется электрический сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице. Этот сигнал поступает на вход Х1 цифрового сигнального процессора 17. Согласно алгоритму работы цифрового сигнального процессора 17, если вначале появляется сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице, на его входе Х2, а затем сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице, на входе Х1, то в дальнейшем, после перехода обоих сигналов до уровня напряжения близкого к нулю, что соответствует логическому нулю, на этих входах сигнального процессора 17, на его выходе V2 появляется прямоугольный электрический сигнал положительной полярности, соответствующий логической единице. Этот сигнал поступает на вход элемента 20, выполняющего логическую функцию 2ИЛИ. С выхода элемента 20 сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице, поступает на вход R триггера 21, выполняющего логическую функцию триггера RS. При этом триггер 21 переходит в состояние, при котором на его выходе Q сигнал положительного уровня напряжения, соответствующий логической единице, переходит до уровня напряжения близкого к нулю, что соответствует логическому нулю. Этот сигнал логического нуля поступает на вход элемента 22, выполняющего логическую функцию 2И. В результате с выхода элемента 22 на вход коммутационного устройства 12 больше не поступает широтно-импульсный модулированный электрический сигнал положительного уровня и оно отключает обмотку электромагнита 5 от источника электропитания 13. При дальнейшем перемещении полюсов 2 вращающихся тормозных дисков 1 напротив полюсов 4 невращающихся тормозных дисков 3 цикл работы процесса торможения повторяется. Этот режим продолжается до тех пор, пока при необходимости выключения режима торможения с выхода устройства регулирования тормозной силы 11 (см. фиг. 17) не прекратится подача электрического сигнал положительной полярности, который поступал на другой вход элемента 22 управляющего устройства 10. В этом случае с выхода элемента 22 на вход коммутационного устройства 12 уже не будет поступать частотно-импульсный модулированный или широтно-импульсный модулированный электрический сигнал положительной полярности и торможение прекратится, так как обмотка 5 больше не будет подключаться к источнику питания 13 через коммутационное устройство 12.The magnetic field generated by the winding of the electromagnet 5 passes from the electromagnet 15, mounted on the axis 14 of the main landing gear of the aircraft, through one group of non-rotating brake discs 3, through the working air gap, one group of rotating brake discs 1, spacers 16, another group of rotating brake discs 1 through the working air gap, another group of non-rotating brake discs 3 and is closed by an electromagnet 15. Thus, the magnetic field holds the rotating brake discs 1, transmitting the braking force to the wheel itself ETA. As a result of the movement of the aircraft’s wheel further, overcoming the brake impulse created by the magnetic field, the rotating brake disk 1 continues to rotate and its poles 2 begin to exit from under the poles 4 of the non-rotating brake disk 3. In this case, the pole 2 initially occupies a position opposite to the sensor 7, at the output of which , an electrical signal of a positive level corresponding to a logical unit appears. This signal is fed to the input X2 of the digital signal processor 17. Then, pole 2 occupies a position opposite the sensor 6, at the output of which an electrical signal of a positive level corresponding to a logical unit appears. This signal is fed to the input X1 of the digital signal processor 17. According to the algorithm of the digital signal processor 17, if at first a signal of a positive level corresponding to a logical unit appears at its input X2, and then a signal of a positive level corresponding to a logical unit at an input X1, then in the future, after the transition of both signals to a voltage level close to zero, which corresponds to a logical zero, a rectangular electric one appears on its inputs V2 at its output V2 ignal positive polarity corresponding to a logical unit. This signal is input to an element 20 that performs a logical function 2OR. From the output of element 20, a signal of a positive level corresponding to a logical unit is fed to input R of trigger 21, which performs the logical function of trigger RS. In this case, the trigger 21 goes into a state in which at its output Q a signal of a positive voltage level corresponding to a logical unit passes to a voltage level close to zero, which corresponds to a logical zero. This logical zero signal is fed to the input of the element 22, which performs the logical function 2I. As a result, the pulse-width modulated electrical signal of a positive level no longer comes from the output of element 22 to the input of the switching device 12 and it disconnects the winding of the electromagnet 5 from the power supply 13. With further movement of the poles of 2 rotating brake discs 1 opposite the poles of 4 non-rotating brake discs 3 cycle the operation of the braking process is repeated. This mode continues until, if it is necessary to turn off the braking mode from the output of the brake force control device 11 (see Fig. 17), the supply of an electric signal of positive polarity, which was fed to the other input of the element 22 of the control device 10, ceases. the output of element 22 to the input of the switching device 12 will no longer receive a pulse-frequency modulated or pulse-width modulated electrical signal of positive polarity and braking will stop, since bmotka 5 will no longer be connected to a power source 13 through the switching device 12.

Устройство фиксатора диска 23 (см. фиг 1) после полной остановки вращения вращающегося тормозного диска 1 выдвигает штифт 24 фиксатора диска 24 в пространство между полюсами 2 вращающегося тормозного диска 1 и тем самым предотвращает вращение вращающегося тормозного диска 1. После этого многодисковый электромеханический тормоз самолета может быть обесточен.The device of the disk lock 23 (see Fig. 1) after the rotation of the rotating brake disk 1 is completely stopped, pushes the pin 24 of the disk lock 24 into the space between the poles 2 of the rotating brake disk 1 and thereby prevents the rotation of the rotating brake disk 1. After that, the multi-disc electromechanical brake of the aircraft can to be de-energized.

Claims (1)

Многодисковый электромеханический тормоз самолета, содержащий вращающиеся тормозные диски, связанные шлицами с корпусом колеса и вращающиеся вместе с ним, и невращающиеся тормозные диски, крепящиеся к оси основного шасси, отличающийся тем, что на чередующихся, расположенных друг относительно друга с минимальным рабочим воздушным зазором вращающихся и невращающиеся тормозных дисках из магнитного материала выполнены полюса, ориентированные радиально в плоскости тормозных дисков и перпендикулярно к оси вращения дисков, на оси основной опоры шасси между группами невращающихся дисков закреплен аксиальный электромагнит, и по окружности, в плоскости, параллельной вращающемуся тормозному диску, размещены датчики положения полюсов вращающегося тормозного диска, подключенные своими выходами к входам управляющего устройства, соединенного своим выходом с входом коммутационного устройства, которое подключает обмотку электромагнита к источнику электропитания, к другому входу управляющего устройства подключен выход устройства регулирования тормозной силы, устройство фиксатора диска, содержащее штифт фиксатора диска, прикреплено к оси колеса основной опоры шасси самолета рядом с вращающимся тормозным диском.A multi-disc electromechanical brake of an aircraft, comprising rotating brake discs connected by splines to the wheel housing and rotating with it, and non-rotating brake discs attached to the axis of the main landing gear, characterized in that on alternating rotational and located relative to each other with a minimum working air gap non-rotating brake discs made of magnetic material are made poles oriented radially in the plane of the brake discs and perpendicular to the axis of rotation of the discs, on the axis of the main the chassis supports between groups of non-rotating discs, an axial electromagnet is fixed, and around the circumference, in a plane parallel to the rotating brake disc, pole position sensors of the rotating brake disc are placed, connected by their outputs to the inputs of the control device, connected by its output to the input of the switching device that connects the electromagnet winding to the power source, to the other input of the control device is connected the output of the brake force control device, the device is fixed a disk sator, comprising a disk lock pin, is attached to the wheel axis of the main landing gear of the aircraft next to the rotating brake disk.
RU2015150261A 2015-11-24 2015-11-24 Multi-disc electromechanical aircraft brake RU2612458C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015150261A RU2612458C1 (en) 2015-11-24 2015-11-24 Multi-disc electromechanical aircraft brake

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015150261A RU2612458C1 (en) 2015-11-24 2015-11-24 Multi-disc electromechanical aircraft brake

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2612458C1 true RU2612458C1 (en) 2017-03-09

Family

ID=58459642

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015150261A RU2612458C1 (en) 2015-11-24 2015-11-24 Multi-disc electromechanical aircraft brake

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2612458C1 (en)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH02123903A (en) * 1988-10-31 1990-05-11 Toshiba Corp Eddy-current brake device for vehicle
RU2143381C1 (en) * 1998-07-15 1999-12-27 Открытое акционерное общество Авиационная корпорация "Рубин" Multi-disk brake
WO2007053889A1 (en) * 2005-11-09 2007-05-18 Evans Electric Pty Limited Vehicle drive system
RU2403180C2 (en) * 2003-12-15 2010-11-10 Стивен САЛЛИВАН Method and device for braking and manoeuvring
RU2452636C1 (en) * 2011-01-12 2012-06-10 Василий Васильевич Лещенко Electromechanical disc brake
RU2476350C1 (en) * 2011-10-03 2013-02-27 Евгений Иванович Крамаренко Aircraft brake wheel

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH02123903A (en) * 1988-10-31 1990-05-11 Toshiba Corp Eddy-current brake device for vehicle
RU2143381C1 (en) * 1998-07-15 1999-12-27 Открытое акционерное общество Авиационная корпорация "Рубин" Multi-disk brake
RU2403180C2 (en) * 2003-12-15 2010-11-10 Стивен САЛЛИВАН Method and device for braking and manoeuvring
WO2007053889A1 (en) * 2005-11-09 2007-05-18 Evans Electric Pty Limited Vehicle drive system
RU2452636C1 (en) * 2011-01-12 2012-06-10 Василий Васильевич Лещенко Electromechanical disc brake
RU2476350C1 (en) * 2011-10-03 2013-02-27 Евгений Иванович Крамаренко Aircraft brake wheel

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7958977B2 (en) Segment brake
US5982063A (en) Electric motor with internal brake
RU2452636C1 (en) Electromechanical disc brake
RU2597427C1 (en) Multiple-disc electromechanical brake of aircraft
CN103821847A (en) Split electric wheel system with excitation-free electromagnetic parking braking device
CN103818234A (en) Split electric wheel system with thin excitation-free electromagnetic parking braking device
RU2612458C1 (en) Multi-disc electromechanical aircraft brake
RU2612554C1 (en) Multi-disc cylindrical electromechanical aircraft brake
RU2612553C1 (en) Multi-disc cylindrical electromechanical aircraft brake
RU2586098C1 (en) Electromechanical disc brake of aircraft
RU2624528C1 (en) Aircraft wheeled electromechanical brake
RU2585682C1 (en) Electromechanical disc brake of aircraft
RU2589527C9 (en) Electromechanical disc brake of aircraft
RU2450940C1 (en) Axial electromechanical brake
CN103326536A (en) Coil and permanent magnet hybrid excitation type eddy current retarder
CN102904415B (en) Brake system and electromagnetic actuating device suitable for brake system
GB1098574A (en) Electro magnetic friction unit
CN104795933B (en) Built-in multi-disc brake magneto
JP2004520547A (en) Spring brake actuator
RU2634500C1 (en) Double-pole wheel electromechanical brake of vehicle
RU2640679C1 (en) Wheel electromechanical brake of motor vehicle
RU2645583C1 (en) Axial electromechanical brake
RU2645574C1 (en) Electromechanical disc brake
CN104803310A (en) Permanent magnet synchronous direct-drive lifting machine with gear
CN204794549U (en) Built -in polydisc braking permanent -magnet machine

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20191125