一种确定飞机液压刹车阀感压腔压力的方法技术

一种确定飞机液压刹车阀感压腔压力的方法，通过对液压刹车阀阀芯的详细受力分析，对刹车操纵过程进行详细的动态分析，从刹车压力的逐步建立、保压和释放过程中感压腔压力的动态变化规律，提出具体可行的感压腔压力确定方法，掌握液压刹车阀操纵力的变化情况，在此基础上进行刹车系统的操纵特性设计，优化飞行员刹车时的操控感受，提高飞机刹车系统的操纵品质。在本发明专利技术基础上进行刹车系统的操纵特性设计，优化飞行员刹车时的操控感受，提高飞机刹车系统的操纵品质。

【技术实现步骤摘要】
一种确定飞机液压刹车阀感压腔压力的方法
本专利技术涉及机轮刹车系统控制领域，具体是一种液压刹车阀感压腔压力的确定方法，用于对液压刹车阀的内部结构力学特性进行研究。
技术介绍
液压刹车阀作为飞机刹车系统的附件产品，在飞机起飞及着陆滑行过程中，飞行员要通过操纵它来调节作用在机轮上的刹车压力，如果刹车系统还有防滑控制功能，液压刹车阀还可以起到限制作用在机轮上的最大刹车压力的功能。典型的液压刹车阀结构如图1所示，主要由套筒组件1、调整垫片2、减压弹簧组件3、阀芯4、导套5、复位弹簧6、壳体7、阀套8、密封圈9、挡圈10、开口销11、锁紧螺母12等零组件组成，壳体7上有回油嘴13、刹车嘴14和进油嘴15共三个管嘴。根据阀芯在衬套中所处的位置，刹车阀在使用中有升压、保压和松刹三种状态，如图2的液压刹车阀工作状态原理图所示。在初始状态下，受复位弹簧的作用力，提拉阀芯并推动套筒组件向上移动到极限位置，使刹车阀处于松刹车状态，液压刹车阀内部如图2中的c状态所示；当驾驶员通过套筒组件1施加操纵力使套筒组件1下移产生工作行程时，在初始阶段阀芯4受减压弹簧组件3的作用向下移动，将刹车嘴14与进油嘴15接通，刹车压力上升，刹车阀处于升压状态，液压刹车阀内部如图2中的a状态所示；保持操纵力不变，刹车嘴输出的刹车压力通过节流孔16与感压腔17相连通，因此，随着刹车压力的上升，感压腔的压力也上升，作用在阀芯的另一个端面上的反作用力不断增大，使阀芯回动，有使刹车嘴14与进油嘴15关闭，进一步使刹车嘴14与回油嘴13接通，让刹车压力下降的趋势，当作用在阀芯两端的作用力达到稳定的力平衡时，刹车、进油和回油三个管嘴各不接通，刹车阀处于保压状态，液压刹车阀内部如图2中的b状态所示，如此刹车压力受操纵力控制，呈正增益的关系；撤消操纵力，阀芯完全回复到初始位置，刹车嘴与回油嘴接通，刹车阀处于松刹状态，此时的刹车压力等于回油压力。图2中的节流孔16主要起到连通感压腔，并对感压腔的液压压力有一定的稳定作用。由图2所述工作原理分析可知，如果操控液压刹车阀，以工作行程为输入量，所需的操纵力其实是液压刹车阀在输入压力的建立和动态调节过程中，液压刹车阀施加在套筒组件上的反作用力。液压刹车阀安装在座舱内，一般由飞行员脚踩刹车踏板进行直接控制，即使柔和脚踩刹车，在刹车压力的建立和动态调节过程中，由于感压腔压力的变化，给阀芯产生跳变的反作用力，让飞行员感受到操纵力的波动，因此操纵力的变化会让飞行员对刹车系统的操控性有直接影响，特别是当刹车阀感压腔的压力出现较大抖动时，刹车系统会有明显的液压振动和啸叫，飞行员会有强烈的不适感，因此需要对操纵刹车阀时，感压腔的压力动态特性进行研究，掌握液压刹车阀的操纵特性，以及操纵力的变化情况，尽可能地改善飞行员刹车时的操控感受。通过检索国内外对液压刹车阀的相关文献，并对现有技术进行分析，也可以得到不少与感压腔压力相关的关于刹车操纵力的计算方法，但都仅限于稳态刹车操纵力的计算，因此现有技术无助于对液压刹车阀感压腔的压力进行动态研究，不能全面掌握液压刹车阀的操纵特性，以及操纵力的变化情况，无从用来改善飞行员刹车时的操控感受。而要掌握这些技术，必须对刹车操纵过程进行详细的动态分析，从刹车压力的逐步建立、保压和释放过程中刹车操纵力的动态变化情况提出具体可行的感压腔压力的确定方法，这些要求都是现有技术所不具备的。
技术实现思路
为克服现有技术中存在的根据飞行员实际操纵飞机刹车阀产生的工作行程，不能进行飞机刹车阀感压腔压力的动态力计算，从而无法开展对液压刹车阀的操纵力特性进行动态研究，无从优化和改善飞行员刹车时的操控感受的问题，本专利技术提出了一种确定飞机液压刹车阀感压腔压力的方法。本专利技术的具体过程是：步骤1，确定通过节流孔的流量连通感压腔与刹车嘴的节流孔通常都比较小，利用小孔节流公式(1)确定通过节流孔的流量：其中：q1为感压腔通过连接刹车嘴的节流孔注入刹车嘴的流量，单位为m3/s；Pg为液压刹车阀感压腔的压力，单位为MPa；Pb为液压刹车阀刹车嘴输出的刹车压力，单位为MPa；Cd为节流孔的流量系数；Sr为连接刹车嘴与感压腔之间节流孔的通道面积，单位为m2；ρ为液压刹车阀所用液压油的密度，单位为Kg/m3；式(1)中，当液压刹车阀感压腔的刹车压力Pg，大于液压刹车阀刹车嘴输出的刹车压力Pb为时，流量为正值，反之则为负值，代表液压刹车阀刹车嘴要通过连接感压腔的节流孔向感压腔注入的流量。液压刹车阀刹车嘴输出的刹车压力Pb是一个动态变量，可通过现有通用的压力传感器检测得到，也可以通过对液压刹车阀的其它结构和功能部件建立数学模型，通过仿真计算得到；其它变量均为液压刹车阀的结构和设计参数，还有液压油的固有特性参数，均可采用常规手段计算得到或者查阅相关设计手册得到。步骤2，确定缝隙流动的流量通过公式(2)确定刹车嘴通过阀芯与阀套的配套间隙渗入感压腔的流量：其中：q2为刹车嘴通过阀芯与阀套的配套间隙渗入感压腔的流量，单位为m3/s；Kc为缝隙流量系数；Ps为油源压力，单位为MPa；D为阀芯直径，单位为m；C为阀芯与阀套配套面的半径差，单位为m；St为液压油的运动粘度，单位为m2/s；l为刹车嘴与感压腔之间阀芯与阀套的配套间隙面的轴向长度，单位为m；式(2)中，刹车嘴与感压腔之间，阀芯与阀套配套的剖面外圆处处同心时，缝隙流量系数Kc取1；当处处完全偏心时，缝隙流量系数Kc取2.5，实际计算时，可根据实际配套情况进行取值。步骤3，确定刹车阀感压腔的压力刹车阀感压腔的压力与步骤1和步骤2所述流量满足公式(3)：其中：P0为回油压力，单位为MPa；Es为感压腔的液压弹簧刚度，单位为MPa；Vs为液压刹车阀处于松刹车状态下的感压腔容积，单位为m3；x为阀芯位移，单位为m；A为感压腔作用在阀芯上的有效面积，单位为m2；式(3)中，回油压力P0为已知变量，其它变量均为液压刹车阀的结构和设计参数，均可通过常规计算方法得到；联合公式(1)、公式(2)和公式(3)进行求解，能够确定刹车阀感压腔的压力。本专利技术通过对液压刹车阀阀芯的详细受力分析，提出了一种动态的飞机刹车阀感压腔压力的确定方法。利用本专利技术所述方法，可以对刹车操纵过程进行详细的动态分析，从刹车压力的逐步建立、保压和释放过程中感压腔压力的动态变化规律，提出具体可行的感压腔压力确定方法，掌握液压刹车阀操纵力的变化情况，在此基础上进行刹车系统的操纵特性设计，优化飞行员刹车时的操控感受，提高飞机刹车系统的操纵品质。以图1所示的典型液压刹车阀为例，利用本专利技术根据飞行员给飞机液压刹车阀所施加的刹车压力和阀芯的位移动态变量，针对刹车压力的逐步建立、保压和释放过程中刹车操纵力的变化规律，提出具体可行的感压腔压力确定方法，掌握液压刹车阀操纵力的变化情况。由图3可看出，在阀芯工作行程由零到最大并保持一段时间，再恢复至零的过程中，感压腔压力与阀芯工作行程、操纵力以及负载流量的变化情况。在本专利技术基础上进行刹车系统的操纵特性设计，优化飞行员刹车时的操控感受，提高飞机刹车系统的操纵品质。附图说明图1是典型液压刹车阀结构图；图2是液压刹车阀工作状态原理图，其中2a是施加操纵力，2b是保持操纵力，2c是撤销操纵力；图3是本专利技术的流程图；图4是感压本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种确定飞机液压刹车阀感压腔压力的方法，其特征在于，具体过程是：步骤1，确定通过节流孔的流量q1；利用小孔节流公式(1)确定通过节流孔的流量：

【技术特征摘要】
1.一种确定飞机液压刹车阀感压腔压力的方法，其特征在于，具体过程是：步骤1，确定通过节流孔的流量q1；利用小孔节流公式(1)确定通过节流孔的流量：其中：q1为通过节流孔的流量，单位为m3/s；Pg为液压刹车阀感压腔的压力，单位为MPa；Pb为液压刹车阀刹车嘴输出的刹车压力，单位为MPa；Cd为节流孔的流量系数；Sr为连接刹车嘴与感压腔之间节流孔的通道面积，单位为m2；ρ为液压刹车阀所用液压油的密度，单位为Kg/m3；步骤2，确定缝隙流动的流量；所述缝隙流动的流量即为刹车嘴通过阀芯与阀套的配套间隙渗入感压腔的流量；通过公式(2)确定刹车嘴通过阀芯与阀套的配套间隙渗入感压腔的流量：其中：q2为缝隙流动的流量，单位为m3/s；Kc为缝隙流量系数；Ps为油源压力，单位为MPa；D为阀芯直径，单位为m；C为阀芯与阀套配套面的半径差，单位为m；St为液压油的运动粘度，单位为m2/s；l为刹车嘴与感压腔之间阀芯与阀套的配套间隙面的轴向长度，单位为m；式(2)中，刹车嘴与感压腔之间，阀芯与阀套配套的剖面外圆处处同心时，缝隙流量...

【专利技术属性】
技术研发人员：张谦，张颖姝，
申请(专利权)人：西安航空制动科技有限公司，
类型：发明
国别省市：陕西,61