[发明专利]一种多轮系刹车机轮的刹车控制系统

说明书

技术领域

本发明涉及一种多轮系飞机刹车控制系统，具体是一种能够在任何单点故障的情况下均能保障多轮系飞机起降制动安全性的刹车系统。

背景技术

随着航空技术的发展，大型飞机的起飞重量不断提高，相应的其起落架配置日趋复杂、机轮及刹车元件增多，多轮系飞机刹车系统的安全性就成为了关乎飞机起降制动安全的重要因素。

根据民机适航条款CCAR25部25.735b条款：刹车系统及其相关系统的设计和构造，必须使其在任何电气、气动、液压或机械连接元件或传动元件损坏或者任何单个液压源或其它刹车能源丧失时，能使飞机在按§25.125规定的条件下停下，其着陆滑跑过程中的平均减速度至少等于按该条确定着陆距离时所得减速度的50％。

2012年9月《流体传动与控制》中“民用飞机液压刹车系统构架研究”一文中总结了现役飞机刹车系统技术并公开了三种刹车系统液压构架，其中：系统A的技术特征为机械操纵、液压作动，其存在的不足主要是刹车操纵非电传，技术落后，系统重量重，安装困难；系统B的技术特征为电传、液压作动，其存在的不足主要是产品多、系统重量重；系统C的技术特征为电传、液压作动，其存在的不足主要是产品较多、系统重量较重，系统利用率较低。同时三种系统均没有进行刹车系统电气架构的安全性设计，由于电气产品的可靠性往往比机械产品低的多，实际使用时系统中电气产品往往成为影响系统安全性的薄弱环节。

发明内容

为解决现有技术中存在的系统重量较重、利用率较低和可靠性较低的不足，本发明提出了一种多轮系刹车机轮的刹车控制系统。

本发明分为电气部分和液压部分，其中：

飞机刹车控制系统的电气部分包括双余度刹车指令传感器、压力传感器、正常刹车控制单元、备用刹车控制单元、第一双余度液压切断阀、第二双余度液压切断阀的电磁铁、双余度压力伺服阀的力矩马达，并且所述电气部分采用双余度设计，形成了该电气部分的主通道和备通道；所述飞机刹车控制系统的液压部分包括双余度液压切断阀的主阀级、双余度压力伺服阀的射流阀级、刹车机轮。液压部分分为内侧和外侧两个通道，

所述飞机刹车控制系统电气部分的主通道包括各双余度刹车指令传感器的主线圈、各压力传感器的主线圈、正常刹车控制单元、各双余度液压切断阀的主线圈、各双余度压力伺服阀的主线圈。连接所述电气部分主通道时，将飞机正常电源与飞机应急电源并联。所述飞机正常电源的输出接口与正常刹车控制单元的供电接口连接，各双余度刹车指令传感器主线圈信号输出接口与正常刹车控制单元的输入接口连接，各压力传感器的主线圈信号输出接口通过电缆连与正常刹车控制单元的输入接口连接，正常刹车控制单元的控制输出接口通过电缆与各双余度液压切断阀的主线圈输入接口连接，各双余度压力伺服阀的主线圈输入接口分别与所述正常刹车控制单元的控制输出接口通过电缆连接。

所述飞机刹车控制系统电气部分的备通道包括各双余度刹车指令传感器的备线圈、各压力传感器的备线圈、备用刹车控制单元、各双余度液压切断阀的备线圈、各双余度压力伺服阀的备线圈和飞机应急电源。连接所述电气部分的备通道时，将飞机应急电源的输出接口通过电缆与备用刹车控制单元的供电接口连接，各双余度刹车指令传感器备线圈信号输出接口通过电缆连接到备用刹车控制单元的输入接口，各压力传感器的备线圈信号输出接口通过电缆与备用刹车控制单元的输入接口连接，备用刹车控制单元的控制输出接口通过电缆与各双余度液压切断阀的备线圈输入接口连接；各双余度压力伺服阀的备线圈输入接口分别与所述应急刹车控制单元的控制输出接口通过电缆连接。

所述飞机刹车控制系统的液压部分的外侧通道包括第一双余度液压切断阀、第一双余度压力伺服阀、第四双余度压力伺服阀、第一刹车机轮和第四刹车机轮。飞机第一套液压源的液压输出接口通过液压导管连接第一双余度液压切断阀的输入接口，为其提供液压源压力；第一双余度液压切断阀的输出接口通过液压导管分别与第一双余度压力伺服阀的输入接口和第四双余度压力伺服阀的输入接口连通，以接通或关断双余度压力伺服阀的压力输入；第一双余度压力伺服阀的刹车接口与第一刹车机轮的刹车液压接口连通，第四双余度压力伺服阀的刹车接口与第四刹车机轮的刹车液压接口连通，以控制刹车压力的大小。