能够确保起飞线刹车的飞机电传刹车系统及控制方法与流程

本发明涉及飞机电传刹车系统，具体是涉及一种应用电动阀确保起飞线刹车性能和可靠性的飞机机轮电传刹车系统。

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，主要任务是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。飞机机轮刹车系统用于飞机机轮的刹车控制和防滑控制，当前飞机上广泛应用的是电子防滑刹车系统，而飞机电传刹车系统是飞机电子防滑刹车系统的进一步发展。飞机电传刹车系统主要包括刹车指令传感器、电液伺服阀、机轮速度传感器、防滑刹车控制盒(以下简称控制盒)，与常规的液压刹车系统相比，刹车指令传感器取代了液压刹车阀，飞机机轮刹车压力大小由刹车指令传感器操纵电液伺服阀直接输出，电液伺服阀既是刹车控制阀，又是防滑控制阀。这种电液伺服阀是压力正增益阀，在一定范围，刹车压力与控制电流成线性正比关系。飞机在起飞线停机刹车是飞机正常刹车使用的一种形式或状态，只是起飞线刹车压力高于正常刹车压力。随着飞机推力增大，飞机在起飞线停机刹车所需刹车压力显著增大，尤其是碳刹车，较正常刹车压力翻了一番还强，这对飞机机轮刹车系统本身刹车压力就高的设计和使用尤其是高压电液伺服阀带来巨大挑战。由于力矩马达磁性材料的固有特性，电液伺服阀输出的刹车压力达到一定值后随控制电流不再是成线性正比关系增加，进入所谓饱和区，刹车压力增加缓慢，或者即使再增加控制电流，刹车压力不再增大。起飞线刹车是飞机蓄势待发，加力起飞，如离弦之箭迅即射出，腾空起飞，以缩短飞机起飞进程，这对军用飞机战斗力十分有利。使用实践发现，现有飞机电传刹车系统起飞线刹车有时可靠性低，原因是电液伺服阀在最大控制电流下输出的刹车压力低于期望的对应最大控制电流的最大刹车压力，达不到起飞线刹车所需的刹车压力值，满足不了日益增长的飞机起飞线刹车要求。起飞线刹车压力低，将导致不能完全可靠地刹住机轮，在飞机推力加大时发生滚动或窜动，影响飞机作战训练使用和操作安全，例如，编队起飞，确保起飞线刹车正常可靠使用是飞机设计使用必需认真对待的问题。

改进电液伺服阀结构和材料设计，增大控制电流，可望确保电液伺服阀的压力输出特性，扩大电液伺服阀线性使用区，满足大压力起飞线刹车压力要求，但是，非线性饱和区依然存在，而且增大控制电流会带来力矩马达发热和功率消耗问题。合理布局刹车系统设计和控制方法将是确保起飞线刹车可靠性的可行便捷途径。

西安航空制动科技有限公司在专利号为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；在专利号为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；在专利号为cn201610436552.6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；在专利号为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；在专利号为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；在专利号为201310070226.4的发明创造中公开了一种飞机电传刹车防滑控制系统。但是，上述各发明创造并未解决起飞线刹车可靠性问题，同样存在因起飞线刹车压力低而导致不能完全可靠地刹住机轮的不足，降低了起飞线刹车的可靠性，满足不了日益增长的飞机起飞线刹车要求。

西安航空制动科技有限公司在专利号为01510152590.4的发明专利中提出了一种飞机正常刹车系统，该系统包括液压刹车阀、电动阀和行程开关。所述行程开关安装在液压刹车阀壳体或壳体支架上，使行程开关的压杆与液压刹车阀的套筒机械交联，用于操纵电动阀进行油路切换。当液压刹车阀套筒的行程大于预定值时，通过行程开关控制电动阀，将经液压刹车阀减压来的液压油路供压，切换到来自液压刹车系统供压源油路上，使来自液压刹车系统供压源的高压液压压力，直接输出给机轮刹车装置，从而实现起飞线刹车功能。该专利的技术方案适用于常规的机械操纵刹车系统，不适用电传刹车系统。

技术实现要素：

为克服现有飞机电传刹车系统起飞线刹车中会发生可靠性低的不足，本发明提出了一种能够确保起飞线刹车的飞机电传刹车系统及控制方法。

本发明包括刹车指令传感器、控制盒、电液伺服阀、电动阀和机轮速度传感器。其中：控制盒分别与刹车指令传感器和机轮速度传感器电气联接，接收刹车指令传感器发来的刹车指令电压信号和机轮速度传感器提供的机轮速度电压信号；控制盒还与电液伺服阀电气联接，向电液伺服阀发出刹车防滑控制电流信号。控制盒还与电动阀电气联接，控制电动阀通电或断电。电液伺服阀安装在靠近刹车机轮的飞机主起落架舱内液压管路上。电动阀安装在电液伺服阀和刹车机轮之间的液压管路上。

所述电液伺服阀的进油口与飞机刹车系统供压源管路联接；电液伺服阀的刹车口与电动阀的第一进油口a管路联接；电液伺服阀的回油口与飞机刹车系统回油管路联接。通过电液伺服阀刹车口输出的刹车压力控制电动阀的转换。

所述电动阀的电气接口通过屏蔽绝缘导线与控制盒的电气接口的电动阀控制端实施电气联接；所述电动阀的第一进油口a与电液伺服阀的刹车口管路联接，电动阀的第二进油口b与飞机刹车系统供压源管路联接，电动阀的出油口与刹车机轮刹车装置的进油口管路联接。

所述电动阀在未启动实施起飞线刹车的情况下，电动阀的电磁铁线圈未通电，电动阀第一进油口a始终与电动阀的出油口之间保持畅通，使该电动阀仅相当于一条液压通道，输出电动阀第一进油口a的液压压力；在启动实施起飞线刹车后，即电动阀的电磁铁线圈通电时，电动阀通电动作，移动滑阀切换供压来油油路，关闭电动阀第一进油口a，打开电动阀的第二进油口b，将电动阀的第二进油口b与电动阀的出油口沟通，电动阀输出电动阀第二进油口b来的液压压力；电动阀的电磁铁线圈电路的接通和断开由控制盒控制；在起飞线刹车条件满足下，控制盒接通电动阀供电电路，使电动阀的电磁铁线圈通电，启动电动阀进行液压油路切换。

本发明提出的所述能够确保起飞线刹车的飞机电传刹车系统的控制过程，具体过程是：

步骤1、检查起飞线刹车条件是否满足。所述起飞线刹车条件为：

飞机速度v＝0；电液伺服阀刹车控制电流信号i＞is；is为电液伺服阀刹车控制电流信号预定值。

所述电液伺服阀刹车控制电流信号预定值is＝85％imax；

飞机速度信号由机轮速度传感器提供，或由飞机飞参系统提供；电液伺服阀刹车控制电流信号由控制盒自身提供；判断起飞线刹车条件是否满足由控制盒执行；

如果起飞线刹车条件被满足，执行步骤2；

步骤2，启动实施起飞线刹车。在满足起飞线刹车条件时，控制盒接通电动阀供电电路，使电动阀的电磁铁线圈通电，启动电动阀进行液压油路切换，输出所需要的起飞线刹车压力，完成起飞线刹车任务。

检查判断是否需要控制盒启动电动阀切换油路实施起飞线刹车的条件，由控制盒执行。

当飞机刹车系统供压源采用二套供压时，电动阀的第二进油口b与飞机刹车系统第二套供压源管路联接，由飞机刹车系统第二套供压源提供飞机起飞线刹车压力；

刹车指令传感器，控制盒，电液伺服阀和机轮速度传感器构成飞机电传电子防滑刹车控制系统。刹车指令传感器，控制盒，电液伺服阀和机轮速度传感器均采用现有技术。

当刹车机轮在刹车中出现打滑或即将打滑时，控制盒按预定的控制律实施控制，产生相应的防滑控制电流，所述防滑控制电流与驾驶员操纵的刹车指令即刹车指令控制电流综合，得到实际减小的有效控制电流信号发送给电液伺服阀的力矩马达线圈，控制电流减小，电液伺服阀的刹车口输出液压压力相应减小或解除，及时消除机轮打滑，防止刹爆轮胎。

当机轮没有出现打滑时，电液伺服阀的有效控制电流信号就是驾驶员操纵的刹车指令控制电流，驾驶员踩压刹车踏板越重、行程越大，刹车指令传感器输出的刹车指令信号越大，电液伺服阀的输出的刹车压力越大，飞机刹车强度越重。

当飞机滑行停机在起飞线飞机速度为零，驾驶员重踩刹车，控制盒输出的电液伺服阀的刹车控制电流信号达到47ma，大于预定值40ma，满足起飞线刹车条件，控制盒即启动电动阀切换供压油路，由飞机刹车系统供压源，本实施例为飞机刹车系统第二套供压源提供起飞线刹车所需的刹车压力，实现稳定可靠的飞机起飞线刹车，起飞线刹车所需的刹车压力不再由电液伺服阀提供。

至此，完成了起飞线刹车的控制过程。

为实现本发明的目的，将电动阀安装在电液伺服阀和刹车机轮之间的液压管路上。电动阀有一个电气接口和三个液压接口，所述的三个液压接口分别是电动阀第一进油口、电动阀第二进油口和电动阀出油口。电动阀的电气接口通过屏蔽绝缘导线与控制盒的电气接口的电动阀控制端实施电气联接；电动阀的第一进油口与电液伺服阀的刹车口管路联接，电动阀的第二进油口与飞机刹车系统供压源管路联接，电动阀的出油口与刹车机轮刹车装置的进油口管路联接。

电动阀用于液压油路切换，是执行起飞线刹车的附件；在未启动实施起飞线刹车的情况下，即电动阀的电磁铁线圈未通电时，电动阀第一进油口始终与电动阀的出油口保持畅通，电动阀仅相当于一条液压通道，电动阀输出电动阀第一进油口来的液压压力；在启动实施起飞线刹车后，即电动阀的电磁铁线圈通电时，电动阀通电动作，移动滑阀切换供压来油油路，关闭电动阀第一进油口，打开电动阀的第二进油口，将电动阀的第二进油口与电动阀的出油口沟通，电动阀输出电动阀第二进油口来的液压压力；电动阀的电磁铁线圈电路的接通和断开由控制盒控制；在起飞线刹车条件满足下，控制盒接通电动阀供电电路，使电动阀的电磁铁线圈通电，启动电动阀进行液压油路切换；输出所需要的起飞线刹车压力，完成起飞线刹车任务。

本发明通过控制盒控制电动阀的油路切换，在满足起飞线刹车条件时，控制盒接通电动阀供电电路进行液压油路切换，确保执行起飞线刹车。控制盒分别与刹车指令传感器和机轮速度传感器电气联接，接收刹车指令传感器发来的刹车指令电压信号和机轮速度传感器提供的机轮速度电压信号；控制盒还与电液伺服阀电气联接，向电液伺服阀发出刹车防滑控制电流信号；控制盒还与电动阀电气联接，控制电动阀通电或断电。

本发明通过起飞线刹车条件即飞机速度和电液伺服阀刹车控制电流信号的判断，运用电动阀及时切换油路，使输往刹车机轮的刹车压力符合飞机起飞线刹车大压力要求来实现的，从而确保飞机起飞线刹车。在满足起飞线刹车条件下，由控制盒启动电动阀及时切换供压油路到飞机刹车系统供压源，输出需要的起飞线刹车压力。本发明设计合理，简便易行，起飞线刹车压力可不依赖电液伺服阀，通过电动阀切换供压油路，由飞机刹车系统供压源提供起飞线刹车所需的刹车压力，实现稳定可靠的飞机起飞线刹车，起飞线刹车所需的刹车压力不再由电液伺服阀提供，确保起飞线刹车压力输出恒稳，满足起飞线刹车需要，不会出现刹车中掉压力和起飞线刹车压力达不到要求值问题，有效提高了起飞线刹车可靠性，保证飞机安全可靠使用。

附图说明

附图1是本发明的确保起飞线刹车的飞机电传刹车系统图；

图中：

1.刹车指令传感器；2.控制盒；3.电液伺服阀；4.电动阀；5.机轮速度传感器；6.刹车机轮。

具体实施方式

参见图1。飞机前起落架机轮不带刹车，在两个主起落架的机轮上配有刹车装置。两个飞机主起落架通常对称布置在飞机机身两侧。本实施例以其中一个主起落架且安装一个机轮为例说明本发明。

本实施例提出的确保起飞线刹车的飞机电传刹车系统包括刹车指令传感器1、控制盒2、电液伺服阀3、电动阀4和机轮速度传感器5。其中：

控制盒2分别与刹车指令传感器1和机轮速度传感器5电气联接，接收刹车指令传感器1发来的刹车指令电压信号和机轮速度传感器5提供的机轮速度电压信号；控制盒2还与电液伺服阀3电气联接，向电液伺服阀3发出刹车防滑控制电流信号。控制盒2还与电动阀4电气联接，控制电动阀4通电或断电。

控制盒2安装在飞机主起落架舱内，由飞机上电源供电。所述控制盒2是数字式，具有防滑刹车控制和起飞线刹车功能。

刹车指令传感器1安装在驾驶舱底板下面，由驾驶员对其操纵。刹车指令传感器1工作电压由机上电源供给。

电液伺服阀3安装在靠近刹车机轮6的飞机主起落架舱内液压管路上。电液伺服阀3的进油口与飞机刹车系统供压源管路联接；电液伺服阀3的刹车口与电动阀4的第一进油口a管路联接；电液伺服阀3的回油口与飞机刹车系统回油管路联接。通过电液伺服阀3刹车口输出的刹车压力控制电动阀的转换。

机轮速度传感器5安装在飞机轮轴上，通过机械传动与刹车机轮6联接。

电动阀4安装在电液伺服阀3和刹车机轮6之间的液压管路上。电动阀4有一个电气接口和三个液压接口，所述的三个液压接口分别是电动阀4第一进油口a、电动阀4第二进油口b和电动阀4出油口。电动阀4的电气接口通过屏蔽绝缘导线与控制盒2的电气接口的电动阀控制端实施电气联接；电动阀4的第一进油口a与电液伺服阀3的刹车口管路联接，电动阀4的第二进油口b与飞机刹车系统供压源管路联接，电动阀4的出油口与刹车机轮6刹车装置的进油口管路联接。

所述的电动阀采用现有技术，用于液压油路切换，是执行起飞线刹车的附件。该电动阀4包括电磁铁和滑阀；电动阀4在未启动实施起飞线刹车的情况下，即电动阀4的电磁铁线圈未通电时，电动阀4第一进油口a始终与电动阀4的出油口之间保持畅通，使该电动阀4仅相当于一条液压通道，输出电动阀4第一进油口a的液压压力；在启动实施起飞线刹车后，即电动阀4的电磁铁线圈通电时，电动阀4通电动作，移动滑阀切换供压来油油路，关闭电动阀4第一进油口a，打开电动阀4的第二进油口b，将电动阀4的第二进油口b与电动阀4的出油口沟通，电动阀4输出电动阀4第二进油口b来的液压压力；电动阀4的电磁铁线圈电路的接通和断开由控制盒2控制；在起飞线刹车条件满足下，控制盒2接通电动阀供电电路，使电动阀4的电磁铁线圈通电，启动电动阀4进行液压油路切换。

所述起飞线刹车条件为：

飞机速度为零，即v＝0，

电液伺服阀刹车控制电流信号i大于预定值is,即i＞is；is为电液伺服阀刹车控制电流信号预定值。

所述电液伺服阀刹车控制电流信号预定值is为85％的起飞线刹车对应的电液伺服阀刹车控制电流信号最大值，即is＝85％imax。

飞机速度信号由机轮速度传感器5提供，或由飞机飞参系统提供；电液伺服阀刹车控制电流信号由控制盒2自身提供。

本实施例还提出了一种确保起飞线刹车的控制过程，包括：

第一步、检查起飞线刹车条件是否满足。所述起飞线刹车条件为：

飞机速度为零，即v＝0；

电液伺服阀刹车控制电流信号i大于预定值is,即i＞is；

所述电液伺服阀刹车控制电流信号预定值is为85％的起飞线刹车对应的电液伺服阀刹车控制电流信号最大值，即is＝85％imax；

飞机速度信号由机轮速度传感器提供，或由飞机飞参系统提供；电液伺服阀刹车控制电流信号由控制盒自身提供；判断起飞线刹车条件是否满足由控制盒执行；

如果起飞线刹车条件被满足，执行第二步；

第二步、启动实施起飞线刹车。在满足起飞线刹车条件时，控制盒接通电动阀供电电路，使电动阀的电磁铁线圈通电，启动电动阀进行液压油路切换，输出所需要的起飞线刹车压力，完成起飞线刹车任务。

本实施例中，所述电液伺服阀刹车控制电流信号预定值is为40ma，飞机速度信号由机轮速度传感器5提供。

检查判断是否需要控制盒2启动电动阀4切换油路实施起飞线刹车的条件，由控制盒2执行。

当飞机刹车系统供压源采用二套供压时，电动阀4的第二进油口b与飞机刹车系统第二套供压源管路联接，由飞机刹车系统第二套供压源提供飞机起飞线刹车压力；

本实施例中，飞机刹车系统供压源采用二套，电动阀4的第二进油口b与飞机刹车系统第二套供压源管路联接，飞机刹车系统第二套供压源提供24mpa飞机起飞线刹车压力；

刹车指令传感器1、控制盒2、电液伺服阀3和机轮速度传感器5构成飞机电传电子防滑刹车控制系统。刹车指令传感器1、控制盒2，电液伺服阀3和机轮速度传感器5均采用现有技术。

当刹车机轮6在刹车中出现打滑或即将打滑时，控制盒2按预定的控制律实施控制，产生相应的防滑控制电流，所述、控制电流与驾驶员操纵的刹车指令即刹车指令控制电流综合，得到实际减小的有效控制电流信号发送给电液伺服阀3的力矩马达线圈，控制电流减小，电液伺服阀3的刹车口输出液压压力相应减小或解除，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3的有效控制电流信号就是驾驶员操纵的刹车指令控制电流，驾驶员踩压刹车踏板越重、行程越大，刹车指令传感器1输出的刹车指令信号越大，电液伺服阀3的输出的刹车压力越大，飞机刹车强度越重。

飞机电传刹车防滑控制采用现有技术。

本实施例中，由控制盒2、电动阀4和机轮速度传感器5构成起飞线刹车运行系统。

当飞机滑行停机在起飞线飞机速度为零，驾驶员重踩刹车，控制盒2输出的电液伺服阀3的刹车控制电流信号达到47ma，大于本实施例预定值40ma，满足起飞线刹车条件，控制盒2即启动电动阀4切换供压油路，由飞机刹车系统供压源，本实施例为飞机刹车系统第二套供压源提供起飞线刹车所需的刹车压力，实现稳定可靠的飞机起飞线刹车，起飞线刹车所需的刹车压力不再由电液伺服阀3提供。

所述电动阀4采用现有技术。