一种飞机电刹车装置及具有该装置的飞机的制作方法

本发明涉及制动技术领域，更具体地说，涉及一种飞机电刹车装置。此外，本发明还涉及一种包括上述飞机电刹车装置的飞机。

背景技术：

飞机刹车装置为飞机制动时提供刹车力矩，主要有液压刹车装置和电刹车装置两种。电刹车装置主要由电能进行驱动，实现刹车力的输出。

目前，现有较为常见的飞机电刹车装置中采用旋转式机电作动器，其中心孔为中空结构，由大锥齿轮与行星传动的太阳齿轮一体构成，固定齿轮设置在壳体上，轴齿轮设置在输出轴上，旋转式机电作动器采用行星传动结构，传动效率比较低，而且结构复杂，不好加工，另外生产效率较低且体积较大。

综上所述，如何提供一种传动效率高的飞机电刹车装置，是目前本领域技术人员亟待解决的问题。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明的目的是提供一种飞机电刹车装置，该飞机电刹车装置的效率高。

本发明的另一目的是提供一种包括上述飞机电刹车装置的飞机。

为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种飞机电刹车装置，包括：

连通大气的第一腔体，所述第一腔体通过第二腔体连接第三腔体；

小活塞组件，所述第一腔体、所述第二腔体通过所述小活塞组件可实现连通和隔离；

设于所述第三腔体内、用于输出刹车推力的大活塞组件，所述大活塞组件的活塞半径大于所述小活塞组件的活塞半径；

与驱动装置输出端连接的传动组件，所述传动组件的输出端连接所述小活塞组件，以便带动所述小活塞组件的移动；当所述驱动装置正转，所述小活塞组件隔离所述第一腔体与所述第二腔体，并向压缩所述第二腔体的方向移动；当所述驱动装置反转，所述小活塞组件向扩张所述第二腔体的方向移动，并使所述第一腔体与所述第二腔体连通。

优选的，所述小活塞组件包括：

具有圆柱部的活门，所述圆柱部的一端设有带锥面台部；

用于沿所述第二腔体移动的小活塞，所述小活塞的下部设有朝向所述第二腔体的开口腔，所述开口腔外周与所述第二腔体密封连接，所述开口腔内设有弹性件和所述带锥面台部，所述弹性件用于将所述带锥面台部与所述开口腔上非开口侧的倒锥孔压紧密封；所述圆柱部伸入于所述小活塞上部的轴孔中，所述小活塞上部设有与所述倒锥孔连通的径向通孔；

所述小活塞上部外侧套设有套筒，柱形销径向穿入于所述套筒和所述小活塞，并与所述套筒固定，所述小活塞能够相对于所述套筒轴向移动；所述柱形销与所述圆柱部轴向抵接；所述套筒的底部与所述小活塞在轴向上设有压缩状态的弹性件。

优选的，所述大活塞组件包括：

用于输出刹车推力的大活塞，所述大活塞为设于所述第三腔体内的具有单端开口的筒件，且开口朝向所述第三腔体的入口，所述大活塞的外周与所述第三腔体内壁密封，且所述大活塞能够沿所述第三腔体轴向移动；

用于将所述大活塞带回原位置的弹性件，所述弹性件设于所述大活塞与所述第三腔体的固定件之间。

优选的，所述传动组件包括：

与电机连接的小齿轮，所述小齿轮与大齿轮传动连接；

与所述大齿轮同轴固定连接的丝杠螺母，所述丝杠螺母与丝杠螺纹连接，所述丝杠与所述小活塞固定连接，所述丝杠螺母与所述套筒轴向相抵。

优选的，还包括电刹车控制器和压力传感器，所述压力传感器设置于所述第二腔体和/或第三腔体处，所述压力传感器与所述电刹车控制器连接。

优选的，所述第一腔体的外壁上设有便于连通大气的通气塞组件。

一种飞机，包括飞机电刹车装置，所述飞机电刹车装置为上述任意一项所述的飞机电刹车装置。

本发明所提供的飞机电刹车装置在进行刹车操作时，通过驱动装置带动传动装置运行，以传动装置带动小活塞组件进行直线移动，并阻断第一腔体和第二腔体的流通，从而对第二腔体进行压缩，第二腔体内的气或液将流入第三腔体中，并推动大活塞组件做功。由于大活塞组件的活塞半径大于小活塞组件的活塞半径，在具有同等压强的情况下，压力与受力面积成正比，在大活塞组件处实现了压力的放大。当松开刹车时，驱动装置反转，小活塞组件向扩张第二腔体的方向移动，并连通第一腔体与第二腔体，从而将压力释放。

本发明采用齿轮传动加液压传动的方式对推力进行放大，推力放大倍数和液压活塞的半径平方比成正比，从而实现降低电刹车装置的功耗、体积及重量等。相比于现有技术中完全采用齿轮传动的方式而言，本申请的压力放大倍数高，且整体重量较轻，能够实现较大的减重效果，另外，本申请提供的结构简单，易于加工。

本发明还提供了一种包括上述飞机电刹车装置的飞机。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。

图1为本发明所提供的一种飞机电刹车装置的正剖图；

图2为本发明所提供的一种飞机电刹车装置中小活塞组件的正剖图；

图3为本发明所提供的一种飞机电刹车装置中大活塞组件的正剖图。

图1-3中：

上壳体1、电机2、大活塞组件3、下壳体4、压力传感器5、小活塞组件6、通气塞组件7、丝杠螺母8、丝杠9、端盖组件10、大齿轮11、小齿轮12；

套筒13、小活塞14、柱形销15、第一弹簧16、活门17、第一密封圈18、矩形密封圈19、第一弹簧座20、第一挡圈21、第二弹簧22、第二挡圈23、第二弹簧座24；

第三挡圈25、底座26、第四挡圈27、第二密封圈28、衬套29、大活塞30、拉杆31、第三弹簧32、第三密封圈33、第三弹簧座34。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的核心是提供一种飞机电刹车装置，该飞机电刹车装置的效率高。本发明的另一核心是提供一种包括上述飞机电刹车装置的飞机。

请参考图1至图3，图1为本发明所提供的一种飞机电刹车装置的正剖图；图2为本发明所提供的一种飞机电刹车装置中小活塞组件的正剖图；图3为本发明所提供的一种飞机电刹车装置中大活塞组件的正剖图。

本发明所提供的一种飞机电刹车装置，主要用于飞机，其结构中主要包括：小活塞组件6、大活塞组件3、传动组件和由上壳体1、下壳体4形成的第一腔体、第二腔体、第三腔体。

其中，第一腔体与大气连通，其内部通常为常压状态，第一腔体通过第二腔体连接第三腔体；第三腔体为输出腔体，第三腔体内部设置的大活塞组件3能够沿第三腔体的轴向移动，当注入第三腔体内气或油液的量增长时，大活塞组件3向外输出。

小活塞组件6设于第一腔体、第二腔体的连接处，并可沿第一腔体、第二腔体移动，且能够将第一腔体、第二腔体进行连通或隔离，第一腔体、第二腔体通过小活塞组件6实现连通和隔离。

大活塞组件3设于第三腔体内，用于输出刹车推力，大活塞组件3的活塞半径大于小活塞组件6的活塞半径。

传动组件与驱动装置输出端连接，传动组件的输出端连接小活塞组件6，以便带动小活塞组件6的移动。

当驱动装置正转，小活塞组件6将第一腔体与第二腔体隔离，使二者之间不能够进行气液流动，并且小活塞组件6向压缩第二腔体的方向移动，对第二腔体内的气液进行压缩。当驱动装置反转，小活塞组件6向扩张第二腔体的方向移动，并使第一腔体与第二腔体连通。

本发明所提供的飞机电刹车装置在进行刹车操作时，通过驱动装置带动传动装置运行，以传动装置带动小活塞组件6进行直线移动，并阻断第一腔体和第二腔体的流通，从而对第二腔体进行压缩，第二腔体内的气或液将流入第三腔体中，并推动大活塞组件做功。由于大活塞组件3的活塞半径大于小活塞组件6的活塞半径，在具有同等压强的情况下，压力与受力面积成正比，在大活塞组件处实现了压力的放大。当松开刹车时，驱动装置反转，小活塞组件6向扩张第二腔体的方向移动，并连通第一腔体与第二腔体，从而将压力释放。

本发明采用减速齿轮传动加液压传动的方式对推力进行放大，推力放大倍数和液压活塞的半径平方比成正比，从而实现降低电刹车装置的功耗、体积及重量等。相比于现有技术中完全采用齿轮传动的方式而言，本申请的压力放大倍数高，且整体重量较轻，能够实现较大的减重效果，另外，本申请提供的结构简单，易于加工。

在上述实施例的基础之上，小活塞组件包括：活门17、小活塞14和套筒13。

活门17具有圆柱体形的圆柱部，且在圆柱部的一端设有带锥面台部。带锥面台部指的是设于圆柱部一端的、具有沿圆柱部长度方向截面逐渐扩大的圆台部，即圆台结构的小截面端连接一个圆柱体。

小活塞14可用于沿第二腔体移动，小活塞14的下部设有朝向第二腔体的开口腔，开口腔外周与第二腔体密封连接，开口腔内设有弹性件和带锥面台部，弹性件用于将带锥面台部与开口腔上非开口侧的倒锥孔压紧密封；圆柱部伸入于小活塞14上部的轴孔中，小活塞14上部设有与倒锥孔连通的径向通孔。

小活塞14上部外侧套设有套筒13，柱形销15径向穿入于套筒13和小活塞14，并与套筒13固定，小活塞14能够相对于套筒13轴向移动；柱形销15与圆柱部轴向抵接；套筒13的底部与小活塞14在轴向上设有压缩状态的弹性件。

请参考图2，图2是本发明所提供的一种实施例的正剖图，其中小活塞14具有两段式结构，包括上部和下部，下部设有开口腔，开口腔的外周与第二腔体内壁密封，开口腔的开口朝向第二腔体，开口腔的另一侧设有倒锥孔，倒锥孔用于与带锥面台部压紧密封，从而阻隔第一腔体与第二腔体的气液连通。小活塞14的上部设有用于容纳圆柱部的轴孔，轴孔的上端设有径向的通孔，小活塞14的上部的外侧套设有套筒13，套筒13的径向的孔内设有柱形销15，套筒13可以与柱形销15在轴向上相对固定，柱形销15同时穿过小活塞14的上部，与小活塞14在轴向具有相对移动间隙，也就是说，小活塞14与套筒13能够实现轴向相对移动。具体地，小活塞14的上部设有长腰孔，腰长方向沿小活塞14的轴向设置。

需要说明的是，本申请中所提到的轴向均为小活塞14的长度方向，即小活塞14上部与下部的连线方向，或者是活门17圆柱部的轴线方向，径向方向指的是柱形销15的长度方向。

小活塞组件6的工作原理可以参考图2，当传动装置带动小活塞14向下运动，最初，由于第一弹簧16对套筒13的支持力作用，在小活塞向下运动的同时，套筒13保持原位置，未向下移动，从而小活塞14相对于套筒13和柱形销15向下运动，小活塞14上部与柱形销15之间的间隙减小，同时，小活塞14的下部(开口腔)向下运动。此过程中，一方面，第一弹簧16伸长量增加，第一弹簧16向弹性原点进行弹性回复，直至柱形销15被处于上方的小活塞14限位；同时，另一方面，在小活塞14仍不断向下的过程中，相对地，柱形销15向上运动，在第二弹簧22作用下，活门17也向上运动，直至活门17的带锥面台部与小活塞14的倒锥孔完全贴合实现压紧密封，实现第一腔体和第二腔体的隔离，

在第一腔体和第二腔体未完全隔离前，第一腔体内的油液在大气压力作用下持续流向第二腔体。

第一腔体和第二腔体完全隔离后小活塞14仍可以继续向下运动，从而将第二腔体中的油液推向第三腔体内挤压，建立第三腔体内的液压压力，从而使大活塞组件向外输出做功。

而当松刹车时，小活塞14向上运动，活门17与小活塞14的锥面分离，第一腔体和第二腔体内部联通，第二腔体中的压力油液流向第一腔体释放压力。

在上述实施例的基础之上，大活塞组件3包括：大活塞30和弹性件(第三弹簧32)。

大活塞30用于输出刹车推力，大活塞30为设于第三腔体内的具有单端开口的筒件，且开口朝向第三腔体的入口，大活塞30的外周与第三腔体内壁密封，且大活塞30能够沿第三腔体轴向移动。第三弹簧32用于将大活塞30带回原位置，第三弹簧32设于大活塞与第三腔体的固定件之间。

本实施例所提供的飞机电刹车装置可以有效解决松刹车时大活塞30复位的问题，弹性件(即第三弹簧32)在第三腔体压力降低时能够为大活塞30提供回复原位置的作用力，避免大活塞30的回缩位置不当，影响下一次刹车操作。

可选的，大活塞30与第三腔体通过第二密封圈28密封连接。

可选的，在第三腔体内设有衬套29，衬套29与第三腔体通过第三密封圈33密封连接，大活塞30与衬套29通过第二密封圈28密封连接。

可选的，在第三腔体内固定可伸缩的拉杆31的一端，另一端固定在大活塞30上，且第三腔体的第三弹簧座23上还固定第三弹簧32的一端，第三弹簧32的另一端固定在大活塞30上，用于将伸出状态下的大活塞30拉回原位置。

在上述实施例的基础之上，传动组件包括：小齿轮12、大齿轮11、丝杠螺母8和丝杠9。

小齿轮12与电机2的输出端连接，以电机2为动力源，同时小齿轮12与大齿轮11传动连接。

丝杠螺母8与大齿轮11同轴固定连接，丝杠螺母8与丝杠9螺纹连接，丝杠9与小活塞14固定连接，丝杠螺母8与套筒13轴向相抵。

小活塞组件与传动组件配合的工作原理中，当滚珠丝杠9推动小活塞组件6向下运动时，小活塞14向下运动，套筒13失去丝杠螺母8限位后，套筒13和柱形销15相对于小活塞14向上运动，直至15柱形销被14小活塞限位。

而当松刹车时，丝杠9带动小活塞14向上运动，当套筒13运动到被丝杠螺母8限位后，柱形销15和活门17也被限位。此时，随着小活塞14继续向上运动，活门17与小活塞14分离，实现两个腔体的连通。

在上述实施例的基础之上，还包括电刹车控制器和压力传感器5，压力传感器5设置于第二腔体和/或第三腔体处，压力传感器5与电刹车控制器连接。

在上述任意一个实施例的基础之上，可以在第二腔体和/或第三腔体处设置压力传感器5，通过压力传感器5对腔体内部的压力进行测量，并传送给电刹车控制器，从而实现对刹车过程的压力控制。压力传感器5可以实时检测第二腔体和/或第三腔体中的液压压力并反馈给电刹车控制器，以实现输出刹车推力的闭环控制。

在上述任意一个实施例的基础之上，第二腔体与第三腔体通过回形腔体连接，回形腔体的直径小于第二腔体、第三腔体的直径。

可选的，第一腔体的外壁上设有便于连通大气的通气塞组件7。

在上述任意一个实施例的基础之上，请参考图1，第二腔体和第一腔体均竖直设置，第一腔体设于第二腔体的上部。

在上述任意一个实施例的基础之上，活门17与小活塞14之间的锥形孔位置通过矩形密封圈19密封连接。

可选的，小活塞14的下部与第二腔体之间通过第一密封圈18密封连接。

可选的，在第二弹簧2与活门17的连接中，可以在活门17上设置第一弹簧座20和第一挡圈21，在小活塞14处设置第二弹簧座24和第二挡圈23。

除了上述各个实施例所提供的飞机电刹车装置的主要结构，本发明还提供一种包括上述实施例公开的飞机电刹车装置的飞机，该飞机的其他各部分的结构请参考现有技术，本文不再赘述。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

以上对本发明所提供的飞机电刹车装置及具有该装置的飞机进行了详细介绍。本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以对本发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本发明权利要求的保护范围内。