专利名称：一种飞机自馈能式刹车装置的制作方法
技术领域：
本发明属于飞机刹车系统的技术领域，具体涉及一种飞机自馈能式刹车装置。
背景技术：
飞机刹车系统是重要的机载设备，对飞机正常起飞和着陆起着至关重要的作用， 刹车系统的性能品质决定了飞机和机载人员的安全。现在的刹车系统又分为液压刹车系统 和电刹车系统两种。目前，国际上飞机刹车系统仍然普遍采用液压动力。系统的能源由机载的多套集 中泵源供给，消耗飞机液压系统的功率，通过管路传输到分布在各个主机轮的刹车装置，而 且通常采用余度技术。传统液压刹车系统的优点是传动精度高、力矩大，但能源管路分布于 机身内部，布局极其复杂，零部件数目很大，故障率高，系统安全性和可靠性的提升工作难 以取得突破。随着全电飞机概念的完善，全电成为未来的发展趋势，电动刹车(EMA)成为刹车 领域的研究热点。电刹车系统的能源动力采用全电接口，它采用机电作动器来实现，通过电 机、蜗轮蜗杆或滚珠丝杠构成的传动结构取代原有的液压刹车系统，不需要遍布机身的管 路。但电刹车系统的电机响应速度和功率密度成为制约性能的瓶颈，更严重的是散热问题 突出。尤其对于大型飞机，电刹车系统的散热系统的重量甚至超过了抵消的液压刹车管路 的重量，而且停机刹车工况还需要大功率电机间歇工作来施加刹车力矩，不像液压刹车直 接保持压力即可。也有很多研究机构将电动静液一体化作动器(EHA)应用到刹车上，结合了传统液 压刹车的优点与全电的能量接口需要，由分布在机轮上的电机带动液压泵直接驱动刹车。 但是同样因为功率大、功率密度惊人，所以电机的负担很重，体积、散热与可靠性问题特别 棘手，往往需要将电机的散热装置返回放置在起落架舱内，或者将泵与电机都布置在起落 架舱内，都仍然需要恼人的管路，相比液压刹车，只是省去了刹车系统与飞机主液压源的连 接管路，不够彻底。面对我国大型飞机的发展需要，国内开展全电接口的刹车系统研究也势在必行， 但是对于大型飞机所需的大功率全电刹车仍然是难点，开展新的刹车系统研究将有重要意 义。
发明内容
本发明的目的是为了增加飞机刹车系统的可靠性，减少飞机液压系统负担，节约 飞机液压系统能量，减少液压油箱以及冷却部件的体积和重量，提出一种飞机自馈能式刹 车装置，采用一体化结构设计和全电接口，不需要飞机液压系统提供油源，直接利用飞机着 陆后的能量转化为刹车系统所需的能量，进行防滑刹车。本发明的一种飞机自馈能式刹车装置，包括液压泵、辅助电机、减速器、电磁离合 器、单向阀、高压滤油器、蓄能器、刹车阀、旁通阀、溢流阀和油箱；
液压泵的输入轴与机轮的轮轴通过电磁离合器、减速器连接，同时电磁离合器和 减速器连接辅助电机，液压泵的吸油口连接油箱，液压泵出油口通过油路依次连接单向阀 和高压滤油器，然后油路分为并联的三条分支油路，第一条分支油路依次连接蓄能器和溢 流阀，第二条分支油路连接旁通阀，第三条分支油路连接刹车阀，最后三条分支油路汇总进 入油箱，其中刹车阀通过油路连接刹车作动器。本发明的优点在于(1)本发明具有集成一体化结构。结构优于目前广泛使用的液压刹车与在研的电 动刹车，主要能量来自主机轮，独立于主机之外，不需要机载集中液压系统提供能源，无传 输管路，无大型散热装置，主要部件位于机轮附近，对整机刹车系统布局有很大好处，尤其 对于多主机轮的大飞机；(2)本发明具有更高的可靠性与维修性。因为无管路与大的散热部件，零部件个数 减少，元件的余度配置易于设计，提高了可靠性和生存率，同时高度集成的模块化特点还大 大改善了维修性，对于提高军机出勤率、降低客机的维修时间成本具有很大意义；(3)本发明与飞机电刹车系统相比，具有更好的性能。该刹车系统仍采用液压驱动 方式，在性能上优于EMA电动刹车系统，相比采用EMA与EHA的刹车方式，不必面对电机功 率与体积限制，无笨重的散热装置与散热管路，为了低速刹车与余度备份需要，仅采用很小 的辅助电机即可，热平衡设计相对容易；(4)本发明主要能量来自飞机着陆动能，整体封装成全电接口，对多电飞机的发展 做出推动，而且能量来自机轮，特别适合无动力的应急工况，具有直接应用价值。同时能够 降低整个刹车系统重量，提高整机的推重比，为飞机总体性能指标和费效比的提高作出贡 献，具有突出应用前景。
图1是本发明的一 种飞机自馈能式刹车装置的结构原理示意图2是本发明的实施例中飞机自想 能式刹车装置的结构示意图。
图中
1-液压泵2-机轮3-辅助电机 4-减速器
5-电磁离合器6-单向阀7-高压滤油器 8-蓄能器
9-刹车阀10-刹车作动器11-旁通阀 12-溢流阀
13-油箱 14_-起落架 15--飞机自馈能式刹车装置
具体实施例方式下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。本发明是一种飞机自馈能式刹车装置，连接于机载设备上，所述的机载设备包括 机轮2、和刹车作动器10，如图1所示，一种飞机自馈能式刹车装置包括液压泵1、辅助电机 3、减速器4、电磁离合器5、单向阀6、高压滤油器7、蓄能器8、刹车阀9、旁通阀11、溢流阀 12和油箱13。液压泵1的输入轴与机轮2的轮轴通过减速器4和电磁离合器5机械连接，同时 减速器4和电磁离合器5还机械连接辅助电机3，液压泵1的吸油口通过油路连接油箱13，液压泵1出油口通过油路依次连接单向阀6和高压滤油器7，然后油路分为并联的三条分支 油路，第一条分支油路依次连接连接蓄能器8和溢流阀12，第二条分支油路连接旁通阀11， 最后一条分支油路连接刹车阀9，然后三条分支油路汇总进入油箱13，其中刹车阀9通过油 路连接刹车作动器10。所述的液压泵1将机轮转动的动能转换为液压能供给给刹车作动器10和蓄能器 8 ；所述的辅助电机3在飞机处于异于正常着陆刹车，并且回收能量不足时，通过电 磁离合器5和减速器4，对刹车装置进行能量补充，使得飞机顺利刹车。本发明的工作过程为当飞机着陆时，飞机具有初始速度，对应于机轮2具有转速，通过减速器4和电磁 离合器5将机轮2与液压泵1的输入轴相连(对于不同型号的飞机，如果机轮的转速合适也 可省略减速器4而只通过电磁离合器5连接)，形成具有一定输出压力和流量的油源。也就 是将飞机着陆时的动能，通过液压泵1转换为液压能，通过刹车阀9调节到适当的压力，供 给刹车作动器10实现飞机刹车。辅助电机3用于解决飞机在地面低速滑行刹车、起飞线刹 车、起落架收上刹车等异于着陆刹车工况下的能量补充问题，由于在主要刹车工况下(着 陆刹车)并不依靠此电机工作，所以与EHA刹车作动器中的电机相比，该辅助电机工作负担 明显降低，功率和重量也要小得多。电磁离合器5用于实现液压泵1的动力输入在机轮2 和辅助电机3之间的切换控制。单向阀6用于防止油液倒灌，高压滤油器7用于过滤油液 中的杂质，匹配设计的蓄能器8用于解决机轮2低速旋转时的系统压力问题，旁通阀11用 于液压油路维修调整或者特殊情况下的压力卸荷，溢流阀12用于设定该装置的最高安全 使用压力，油箱13根据实际情况可采用增压油箱。实施例如图2所示，为本发明所述的飞机自馈能式刹车装置实际安装示意图，液压泵1采 用恒压变量泵，恒压变量泵输入轴通过减速器4和离合器5然后经齿轮与机轮2连接，蓄能 器8采用隔膜蓄能器，油箱13采用增压油箱。飞机自馈能式刹车装置15设有一体化的集 成块，所有部件(包括液压泵1、辅助电机3、减速器4、电磁离合器5、单向阀6、高压滤油器 7、蓄能器8、刹车阀9、旁通阀11、溢流阀12和油箱13)都安装在集成块上，自馈能刹车装置 15安装在飞机起落架14上，当飞机着陆时，飞机机轮2开始旋转，该装置就由机轮2驱动， 形成恒压油源，并通过管路将适当压力的油液供给刹车作动器10。
权利要求
1.一种飞机自馈能式刹车装置，连接于机载设备上，所述的机载设备包括机轮和刹车 作动器，其特征在于，所述装置包括液压泵、辅助电机、减速器、电磁离合器、单向阀、高压滤 油器、蓄能器、刹车阀、旁通阀、溢流阀和油箱；液压泵的输入轴与机轮的轮轴通过电磁离合器、减速器连接，电磁离合器和减速器连 接辅助电机，液压泵的吸油口连接油箱，液压泵出油口通过油路依次连接单向阀和高压滤 油器，然后油路分为并联的三条分支油路，第一条分支油路依次连接蓄能器和溢流阀，第二 条分支油路连接旁通阀，第三条分支油路连接刹车阀，最后三条分支油路汇总进入油箱，其 中刹车阀通过油路连接刹车作动器。
2.根据权利要求1所述的一种飞机自馈能式刹车装置，其特征在于，所述的液压泵将 机轮转动的动能转换为液压能供给刹车作动器和蓄能器。
3.根据权利要求1所述的一种飞机自馈能式刹车装置，其特征在于，所述的辅助电机 在飞机处于异于正常着陆刹车，并且回收能量不足时，通过电磁离合器和减速器，对刹车装 置进行能量补充。
4.根据权利要求1至3中任意一项所述的一种飞机自馈能式刹车装置，其特征在于，所 述的飞机自馈能式刹车装置设有一体化的集成块，液压泵、辅助电机、减速器、电磁离合器、 单向阀、高压滤油器、蓄能器、刹车压力伺服阀、旁通阀、溢流阀和油箱都安装在集成块上。
全文摘要
本发明公开了一种飞机自馈能式刹车装置，属于飞机刹车系统技术领域，包括液压泵、辅助电机、减速器、电磁离合器、单向阀、高压滤油器、蓄能器、刹车阀、旁通阀、溢流阀和油箱；液压泵输入轴与机轮的轮轴通过电磁离合器、减速器连接，同时电磁离合器和减速器连接辅助电机，液压泵的吸油口连接油箱，液压泵出油口依次连接单向阀和高压滤油器，然后油路分为并联的三条分支油路，第一条分支油路依次连接蓄能器和溢流阀，第二条分支油路连接旁通阀，第三条分支油路连接刹车压力伺服阀，三条分支油路汇总进入油箱，刹车阀通过油路连接刹车作动器。本发明采用一体化结构设计和全电接口，直接利用飞机着陆后的能量转化为刹车装置所需能量，进行防滑刹车。
文档编号B64C25/42GK102092472SQ20111002310
公开日2011年6月15日 申请日期2011年1月20日 优先权日2011年1月20日
发明者尚耀星, 李丰羽, 焦宗夏, 黄澄 申请人:北京航空航天大学