具有独立防滑功能的飞机液压刹车系统的制作方法

本发明涉及一种飞机机轮液压刹车系统，具体是一种具有自动刹车能力的飞机液压刹车系统。

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，用以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。地面交通拥挤堵塞是现在加速现代化的许多城市日益严重的问题。航空交通也不例外，机场进出港航班排队等待跑道。随着民用航空事业的发展，机场跑道资源的提供和机场跑道资源的利用问题，对安全、快速进出港航班的影响十分突出，如何尽快缩短滑跑距离使飞机退出跑道，是航空工程技术和管理人员及有关方面需要研究的重大课题。如果能在尽可能短滑跑距离内刹车停止飞机，将提高机场跑道的利用率，对繁忙的民航机无疑提高了运营效率和经济效益，也提高乘客满意度。对军用机将提高装备利用率和战斗力。试验研究和使用表明，自动刹车系统能够实现缩短滑跑距离的目的。自动刹车也是人们一直期待的，以减轻驾驶员在着陆的安全关键时刻的负荷。目前，一般飞机没有装备自动刹车系统，刹车时需要驾驶员一直踩压(踩踏)刹车踏板(有的战斗机采用手握刹车手柄)，操纵刹车阀进行，只有波音、空客等一些机型如波音737-700、A320配有自动刹车系统，按不同的减速率水平自动刹车。国外这种自动刹车系统包括自动刹车选择开关、自动刹车控制盒、自动刹车伺服阀等附件。除了起飞前驾驶员要操纵自动刹车选择开关设定自动刹车档位外，起落架、扰流片、油门杆的位置等一系列状态逻辑必须完全满足规定的状态逻辑，自动刹车系统处于预位待命状态，飞机在着陆或中止起飞时自动刹车系统才能启动运行。但是，从现有飞机自动刹车系统使用情况来看，设计配置复杂，故障多发，排故定位难度大，使用可靠性低，多种逻辑关系甚至造成有安全隐患，因此，需要推出便捷可靠的自动刹车系统，满足使用技术安全要求和空勤、地勤人员的需求。

在申请号为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；在申请号为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；在申请号为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；在申请号为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；在申请号为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；在申请号为201310070226.4的发明创造中，公开了一种飞机电传刹车系统，这些已公开的飞机电传刹车系统都没有自动刹车功能。

在申请号为201610906014.9的发明创造中，公开了一种确保应急刹车的飞机惯性防滑刹车系统；在申请号为201610589061.5的发明创造中，公开了一种飞机刹车防滑控制方法及飞机刹车系统；在申请号为201610436904.8的发明创造中，公开了一种用于飞机单轮刹车的双刹车系统；在申请号为201610436272.5的发明创造中，公开了一种基于刹车压力选择滑行刹车的飞机机轮刹车系统；在申请号为201610436700.4的发明创造中，公开了一种能够选择飞机刹车模式刹车系统；在申请号为201510151374.8的发明创造中，公开了一种具有起飞线刹车能力的飞机正常刹车系统；在申请号为201510152621.6的发明创造中，公开了一种飞机液压刹车系统；在申请号为201510152590.4的发明创造中，公开了一种飞机正常刹车系统；在申请号为201310070307.4的发明创造中，公开了一种混合式飞机刹车系统及其控制方法；在申请号为201210053825.0的发明创造中，公开了一种飞机防滑刹车控制系统及控制方法，这些已公开的飞机刹车系统都没有自动刹车功能。

技术实现要素：

为克服现有技术中存在的设计配置复杂，故障多发，排故定位难度大，使用可靠性低，多种逻辑关系甚至造成有安全隐患的不足，本发明提出了一种具有独立防滑功能的飞机液压刹车系统。

本发明包括液压刹车阀、电液伺服阀、减压阀、液电阀、速度传感器器和防滑控制盒；其中，液压刹车阀、电液伺服阀、速度传感器器和防滑控制盒组成正常刹车系统；其特征在于：

Ⅰ当独立防滑功能的飞机液压刹车系统为一级自动刹车系统时，还包括自动刹车开关K、转换阀，并且所述的电液伺服阀有两个，分别是第一电液伺服阀和第二电液伺服阀；并由自动刹车开关K、减压阀、液电阀、第一转换阀、节流器、单向阀、速度传感器和防滑控制盒组成自动刹车系统。

Ⅱ当独立防滑功能的飞机液压刹车系统为二级自动刹车系统时，由第一自动刹车开关K1、第二自动刹车开关K2，第一减压阀、第二减压阀、第一液电阀、第二液电阀、电液伺服阀，第一转换阀、第二转换阀、节流器、单向阀、速度传感器和防滑控制盒组成自动刹车系统。

当独立防滑功能的飞机液压刹车系统为一级自动刹车系统时，所述自动刹车系统中的液压刹车阀进油口与飞机供压系统液压源连通，该液压刹车阀的刹车口与第一转换阀的正常刹车进油口连通。减压阀的进油口与飞机供压系统液压源连通；该减压阀的出油口与液电阀的进油口连通。所述液电阀的出油口与第一转换阀的自动刹车进油口连通。自动刹车开关K的负极端与该液电阀的电气输入端连通。所述转换阀的出油口与电液伺服阀的进油口连通。防滑控制盒的输出端与所述电液伺服阀的电气输入端连接；该防滑控制盒输入端与机轮速度传感器的输出端连接。所述电液伺服阀的刹车口与节流器的进油口连接；该节流器的出油口与刹车机轮的刹车装置进油口连接。单向阀有二个液压接口：一个液压接口与第一转换阀的出油口到节流器之间的管路联接。一个液压接口与节流器到刹车机轮的刹车装置进油口之间的管路联接。单向阀的开启方向与输往刹车机轮的刹车装置的液压油流动方向相反。

当独立防滑功能的飞机液压刹车系统为二级自动刹车系统时，自动刹车系统有两条供压油路：一条由第一减压阀与第一液电阀组成；另一条由第二减压阀和第二液电阀。两条供压油路分别通过管路联接到第二转换阀的两个进油口，经第二转换阀的出油口管路联接到与第一转换阀的自动刹车进油口连接。所述的第一自动刹车开关K1与第二液电阀的电气接口通过电缆联接。第二自动刹车开关K2与第一液电阀的电气接口通过电缆联接。所述第一自动刹车开关K1与第二自动刹车开关K2之间彼此受控互斥接通电路。

当独立防滑功能的飞机液压刹车系统为二级自动刹车系统时，液压刹车阀的进油口与飞机液压系统供压源管路连接；该液压刹车阀的刹车口与第一转换阀的正常刹车进油口连接。该第一转换阀的出油口与电液伺服阀的进油口连接。控制盒的电器输出端与电液伺服阀的电气输入端连接；该控制盒的电气输入端与机轮深度传感器连接。所述电液伺服阀的刹车口与节流器的进油口连接；该节流器的出油口与刹车机轮的刹车装置进油口连接。单向阀有二个液压接口：一个液压接口与第一转换阀的出油口到节流器之间的管路联接。一个液压接口与节流器到刹车机轮的刹车装置进油口之间的管路联接。单向阀的开启方向与输往刹车机轮的刹车装置的液压油流动方向相反。

当独立防滑功能的飞机液压刹车系统为二级自动刹车系统时，两个自动刹车开关互斥接通，一个开关闭合，另一个开关不能实现闭合接通电路，一个开关受控于另一个开关。两个自动刹车开关分别对应二个自动刹车级别和所述级别的刹车压力。

本发明依托现有的飞机正常刹车系统，并行增加便捷可靠的自动刹车系统，以置于座舱的手动开关接通或断开自动刹车，以转换活门与正常刹车系统进行油路转换，以正常刹车系统的防滑控制部分以独立或共用的防滑阀执行防滑控制，以正常刹车系统最大刹车压力的75-125％进行刹车，以节流装置抑制刹车初始液压压力的过快速度上升。

电液伺服阀、速度传感器和防滑控制盒构成电子防滑刹车控制系统。当机轮刹车中出现打滑或即将打滑时，防滑控制盒按预定的控制律实施控制，给电液伺服阀的力矩马达线圈发出松刹车控制电流信号，减小或解除刹车压力，及时消除机轮打滑，防止刹爆轮胎。机轮没有出现打滑时，电液伺服阀只起液压通道作用。

自动刹车防滑控制采用独立的防滑阀实施，或采用共用的防滑阀实施。

本发明利用现有成熟的附件构建自动刹车系统，使飞机正常刹车系统具有自动刹车能力，完善和扩充了正常刹车系统运行选择范围，应用在现有装备上可为驾驶员提供自动刹车的刹车方式选择，使用自动刹车的刹车方式将有利于充分发挥刹车系统潜力，缩短着陆滑跑距离，尽快刹停飞机，安全退出跑道。由于没有复杂逻辑关系和组成，并利用成熟的附件技术，该自动刹车系统具有结构合理可行、使用灵活便捷、可靠性高等特点，没有现有一些民机存在的故障高发、复杂逻辑关系隐含安全事故隐患和排故困难等问题，即使出现刹车故障，也便于查找排故，只要在技术许可的刹车速度，只要驾驶员伸手扳动一下开关，即可运行自动刹车，无需驾驶员双脚用力一直踩刹车踏板，大大减轻驾驶员在飞机着陆滑跑紧要关头的身体和精神负荷，从而集中精力操稳掌舵飞机航向。本发明提出的自动刹车级别和自动刹车压力，符合飞机实际使用情况，同时，自动刹车压力产生的刹车力矩不会对起落架强度造成损害，而又最大限度充分利于跑道可提供的结合力矩，因此在使用自动刹车的刹车方式下较常规刹车缩短着陆滑跑距离35％左右，保障了飞机起飞着陆安全，提高了机场跑道利用率和装备利用率，经济、社会和军事效益明显。

本发明能够解决现有飞机正常刹车系统没有自动刹车能力的不足，并克服了民机自动刹车存在的问题，可用于新机设计，也适用于改装现有装备，满足长期以来人们对飞机自动刹车的期待。

附图说明

附图1是一级自动刹车的刹车系统示意图。

附图2是二级自动刹车的刹车系统示意图。

图中：

1.液压刹车阀；2.减压阀；3.电液伺服阀；4.防滑控制盒；5.速度传感器；6.刹车机轮；7.液电阀；8.转换阀；9.节流器；10.单向阀；11.第一减压阀；12.第二减压阀；13.第一液电阀；14.第二液电阀；15.第二转换阀；K.自动刹车开关；K1.第一自动刹车开关；K2.第二自动刹车开关。

具体实施方式

实施例1

本实施例自动刹车设置为一级。自动刹车防滑阀采用一个电液伺服阀3作公用防滑阀。

一种具有自动刹车能力的飞机液压刹车系统，该系统包括：液压刹车阀1、电液伺服阀3、减压阀2、液电阀7、第一转换阀8、自动刹车开关K、节流器9、单向阀10、速度传感器5和防滑控制盒4。

其中，液压刹车阀1，电液伺服阀3，速度传感器5和防滑控制盒4组成正常刹车系统。正常刹车系统按现有技术设置。

自动刹车开关K，减压阀2，液电阀7，第一转换阀8，节流器9，单向阀10，速度传感器5，防滑控制盒4组成自动刹车系统。速度传感器5和防滑控制盒4，以及电液伺服阀3均为共用附件。

本实施例采用滑阀式液压刹车阀，液压刹车阀1正常减压输出的最大刹车压力为10MPa。

所述自动刹车系统中：液压刹车阀1的进油口与飞机供压系统液压源连通，该液压刹车阀的刹车口与第一转换阀8的正常刹车进油口连通。减压阀2的进油口与飞机供压系统液压源连通；该减压阀的出油口与液电阀7的进油口连通。所述液电阀的出油口与第一转换阀8的自动刹车进油口连通。自动刹车开关K的负极端与该液电阀7的电气输入端连通。所述转换阀的出油口与电液伺服阀3的进油口连通。防滑控制盒4的输出端与所述电液伺服阀的电气输入端连接；该防滑控制盒输入端与机轮速度传感器5的输出端连接。所述电液伺服阀3的刹车口与节流器9的进油口连接；该节流器的出油口与刹车机轮6的刹车装置进油口连接。单向阀10有二个液压接口：一个液压接口与第一转换阀8的出油口到节流器9之间的管路联接。一个液压接口与节流器9到刹车机轮6的刹车装置进油口之间的管路联接。单向阀10的开启方向与输往刹车机轮6的刹车装置的液压油流动方向相反。

本实施例为一级自动刹车。减压阀2的减压压力按正常刹车系统最大刹车压力的100％选取调定，正常刹车系统最大刹车压为10MPa，减压阀2的减压压力即出油口液压压力为10MPa。采用一套液压系统供压。

本实施例采用带铰链转换锁定的转换阀。

本实施例中的单向阀10采用球阀，在自动刹车时单向阀10关闭，阻挡从上游来的液压油液通过，液压油液只能流经节流器9通往刹车机轮6的刹车装置。在自动刹车防滑控制松刹车时单向阀10打开，为刹车机轮6的刹车装置液压油回油提供一条旁路，使从下游来的液压油可不经过节流器9而由单向阀10回油，以加快回油速度，提高自动刹车系统防滑控制的响应。

本实施例中，自动刹车开关与防滑控制盒交联，防滑控制盒采集自动刹车开关的模拟量开关离散信号。当自动刹车开关接通，防滑控制盒得到一个高电位，使正常刹车系统的电液伺服阀防滑控制信号电流被扼断，而使流往自动刹车系统的电液伺服阀防滑控制信号电流被畅通。当自动刹车开关断开，防滑控制盒得到一个低电位，使正常刹车系统的电液伺服阀防滑控制信号电流被畅通，而使流往动自刹车系统的电液伺服阀防滑控制信号电流被扼断。

自动刹车开关K安装在驾驶舱内。自动刹车开关K通过电缆与液电阀7实施电气联接。自动刹车开关K由驾驶员手动操纵，以控制向液电阀7提供或断开电源，控制液电阀7接通或断开。自动刹车开关K闭合，液电阀7供电电源接通。自动刹车开关K断开，液电阀7供电电源断开。

本实施例中，自动刹车开关K采用拨柄开关。

实施例2

本实施例与实施例1不同在于自动刹车系统为二级。设置两级自动刹车，一个减压阀的减压压力低于另一个减压阀的减压压力。

本实施例是一种具有自动刹车能力的飞机液压刹车系统，包括液压刹车阀1、电液伺服阀3、第一减压阀11、第二减压阀12、第一液电阀13、第二液电阀14、第一转换阀8、第二转换阀15、第一自动刹车开关K1、第二自动刹车开关K2、节流器9、单向阀10、速度传感器5和防滑控制盒4。

其中，液压刹车阀1、电液伺服阀3，速度传感器5和防滑控制盒4组成正常刹车系统。第一自动刹车开关K1、第二自动刹车开关K2，第一减压阀11、第二减压阀12、第一液电阀13、第二液电阀14、电液伺服阀3，第一转换阀8、第二转换阀15、节流器9、单向阀10、速度传感器5和防滑控制盒4组成自动刹车系统。速度传感器5和防滑控制盒4，以及电液伺服阀3均为共用附件。

自动刹车系统有两条供压油路：一条由第一减压阀11与第一液电阀13组成；另一条由第二减压阀12和第二液电阀14。

两条供压油路分别通过管路联接到第二转换阀15的两个进油口，经第二转换阀15的出油口管路联接到与第一转换阀8的自动刹车进油口连接。自动刹车系统有两个自动刹车开关，分别是第一自动刹车开关K1和第二自动刹车开关K2。所述的第一自动刹车开关K1和第二自动刹车开关K2分别与第一液电阀13和第二液电阀14的电气接口通过电缆联接。所述第一自动刹车开关K1与第二自动刹车开关K2之间彼此受控互斥接通电路。

液压刹车阀1的进油口与飞机液压系统供压源管路连接；该液压刹车阀的刹车口与第一转换阀8的正常刹车进油口连接。该第一转换阀8的出油口与电液伺服阀3的进油口连接。控制盒4的电器输出端与电液伺服阀的电气输入端连接；该控制盒4的电气输入端与机轮深度传感器5连接。所述电液伺服阀3的刹车口与节流器9的进油口连接；该节流器的出油口与刹车机轮6的刹车装置进油口连接。单向阀10有二个液压接口：一个液压接口与第一转换阀8的出油口到节流器9之间的管路联接。一个液压接口与节流器9到刹车机轮6的刹车装置进油口之间的管路联接。单向阀10的开启方向与输往刹车机轮6的刹车装置的液压油流动方向相反。

本实施例中，第一减压阀11出油口减压压力为正常刹车系统最大刹车压力的100％，具体是10MPa，并对应自动刹车开关K1。第二减压阀12出油口减压压力为正常刹车系统最大刹车压力的125％，具体是12.5MPa，并对应自动刹车开关K2。

本实施例采用滑阀式液压刹车阀，液压刹车阀1减压输出的最大刹车压力为10MPa。

飞机刹车系统供压源采用二套液压系统供压，第一减压阀11与第二减压阀12的进油口分别与飞机刹车系统第二套供压源管路联接。

第一自动刹车开关K1和第二自动刹车开关K2均安装在驾驶舱内。自动刹车开关K1通过电缆与第二液电阀14实施电气联接。自动刹车开关K2通过电缆与第一液电阀13实施电气联接。自动刹车开关K1、K2由驾驶员手动操纵，控制向第一液电阀13或第二液电阀14提供或断开电源，控制第一液电阀13或第二液电阀14的接通或断开。

自动刹车开关K1、K2均采用拨柄开关。