一种飞机自适应刹车伺服阀组件制造技术

本发明专利技术属于飞机刹车系统技术领域，涉及一种飞机自适应刹车伺服阀组件。碳/碳复合刹车材料在整个寿命周期后期或长期停放、潮湿环境、盐雾环境、撒防冰剂等情况下刹车能力衰减的问题。为了解决上述技术问题，采用减速率控制策略，根据机轮减速率间接判断刹车盘的力矩特性，从而实时调节刹车压力，通过刹车踏板对刹车执行单元进行控制，在该自适应刹车伺服阀组件上还设置了电磁控制单元，在机轮打滑时，对该刹车执行单元施加泄压的刹车力。可靠性、安全性不低于原准机，可保证飞机安全。

An Aircraft Adaptive Brake Servo Valve Component

The invention belongs to the technical field of aircraft brake system, and relates to an aircraft adaptive brake servo valve assembly. Carbon/carbon composite brake materials in the late life cycle or long-term parking, humid environment, salt spray environment, spraying anti-icing agent and other conditions of the braking capacity attenuation. In order to solve the above technical problems, the control strategy of deceleration rate is adopted to indirectly judge the moment characteristics of the brake disc according to the wheel deceleration rate, so as to adjust the brake pressure in real time. The brake actuator unit is controlled by the brake pedal. An electromagnetic control unit is also installed on the adaptive brake servo valve module. When the wheel is skidding, the brake actuator unit is subjected to pressure relief. Power. Reliability and safety are not lower than the original aircraft, which can ensure the safety of aircraft.

【技术实现步骤摘要】
一种飞机自适应刹车伺服阀组件
本专利技术属于飞机刹车系统
，涉及一种飞机自适应刹车伺服阀组件。
技术介绍
目前国内装备碳刹车机轮的飞机普遍存在刹车软、特别是湿态条件下刹车性能大幅降低的问题，此问题甚至造成飞机在湿态未放伞条件下冲出跑道。这些问题产生与碳刹车材料的固有特性有关。碳/碳复合刹车材料一方面具有重量轻、耐高温、不变形、耐磨损、寿命长的优点，另一方面碳/碳复合刹车材料也具有在整个寿命周期后期或长期停放、潮湿环境、盐雾环境、撒防冰剂等情况下刹车能力衰减的问题。在某新型飞机刹车系统研制中，为了解决碳/碳复合刹车材料的固有特性所带来的刹车软、湿态条件下刹车性能大幅度降低的问题，充分发挥碳/碳复合刹车材料的优点，我们提出改进刹车系统，采用减速率控制策略实现自适应控制，根据刹车盘的力矩特性，实时调节刹车压力的方案，最大限度的发挥刹车盘的刹车能力，提高刹车系统的刹车性能，缩短刹车距离，提高刹车系统在不同环境下的适应能力，从而进一步提高飞机的刹车品质。为了实现自适应控制，需要重新设计一种刹车伺服阀，满足刹车系统控制策略实现。
技术实现思路
本专利技术克服了现有技术中的不足，提供了一种飞机自适应控制防滑刹车伺服阀组件的设计方法。为了解决上述技术问题，根据制定的改进原则，飞机刹车系统方案在数字防滑刹车系统的基础上增大最大刹车压力(压力油压强由7.5MPa提高到10MPa)，并采用减速率控制策略，根据机轮减速率间接判断刹车盘的力矩特性，从而实时调节刹车压力。一种飞机自适应刹车伺服阀组件，通过刹车踏板对刹车执行单元进行控制，在该自适应刹车伺服阀组件上还设置了电磁控制单元，在机轮打滑时，对该刹车执行单元施加泄压的刹车力。包括对称设置的左、右刹车模块，分别包括左滑阀和右滑阀，且左、右滑阀的中部腔体分别与左、右刹车腔连通，液压源分别与左、右滑阀的上部进油口、上部控制腔和下部控制腔连通；分别通过左、右力矩马达控制左、右滑阀中阀芯的位置，从而控制所述左、右滑阀的中部腔体与上部进油口连通，或者控制所述左、右滑阀的中部腔体与下部出油口连通；所述左、右力矩马达的挡板作为刹车执行单元还被电磁控制单元控制。该飞机自适应刹车伺服阀组件在回油管路上还设置有并列的回油电磁阀和安全阀。该飞机自适应刹车伺服阀组件还包括液控阀，具有与回油管路连通的中部腔体和下接口，且当回油电磁阀停止工作时，液压油克服弹簧的作用，将阀塞顶起从而连通液压源与回油管路。在液压源入口处还具有压力传感器。在左滑阀和右滑阀的控制管路上还具有阻尼口。所述安全阀的压力范围是6.5-7.5MPa。当刹车开始后，控制盒实时判断刹车机轮减速率，通过减速率确定刹车盘的刹车能力：当刹车盘能力不足、刹车力矩低、机轮减速率小时，系统能够根据需要自动提高刹车压力，从而缩短刹车距离，满足飞机刹车要求；当刹车盘刹车力矩过高、减速率过大时，系统自动能够减小刹车压力，从而降低飞机刹车力矩，保护飞机起落架安全。伺服阀正常工作时输出的高压油压强最高为10MPa，当伺服阀故障下电时，通过伺服阀中液控阀的作用使伺服阀输出的高压油压强被限制在7.5MPa，保护飞机起落架安全，完成飞机刹车。有益效果：解决湿态条件下刹车性能下降问题。严格限制了刹车力矩峰值不能超过15.760kN.m，保护飞机起落架安全。同时保证刹车系统的改进不影响飞机其他系统的功能，保护飞机安全。不改变刹车系统的接口关系和飞行员操作习惯、可实现电子防滑刹车系统的原位替换。多次惯性台结果表明着陆重量56t，干态刹车距离缩短150m；湿态刹车缩短至400m。改进后系统的刹车性能特别是湿态条件下刹车性能具有大幅度的提升。改进后系统的可靠性、安全性不低于原准机，可保证飞机安全。附图说明图1为本专利技术飞机自适应刹车伺服阀组件的组成原理图。其中：1.压力传感器2.左滑阀3.液控阀4.右滑阀5.阻尼口6.右力矩马达7.左力矩马达8.右刹车腔9.左刹车腔10.回油电磁阀11.安全阀具体实施方式结合附图与具体实施方式对本专利技术作进一步详细说明：通电工作时，回油电磁阀11同时通电，此时液控阀3不工作。3液控阀阀芯在压力作用下处于下位。系统输入伺服阀的高压油压强最高为10MPa，流入伺服阀，经进口油滤过滤后，分别流入左、右两滑阀2、4和左、右两力矩马达喷嘴6、7。以右滑阀4和右力矩马达6为例，流入的高压油液一部分经油滤过滤后，分别沿两条油路流入节流孔5，降压后分成两路，一路流到滑阀副阀芯两端的环形面，另一路流入力矩马达喷嘴，经力矩马达喷嘴与力矩马达挡板的缝隙节流后，流经回油电磁阀10，沿回油路流回油箱。流入右滑阀4的另一部分工作液，经过滤后，进入滑阀副的供油腔，并经阀芯上的小孔与阀芯下腔弹簧腔连通。当伺服阀力矩马达没有输入控制电流时如右侧状态，力矩马达6的挡板处于中位。两喷嘴腔压力相等，阀芯在弹簧力的作用下处于上位。滑阀副的供油腔和刹车腔沟通，刹车腔压强阀的控制压力等于系统输入伺服阀的供油压强。刹车腔8经阀芯上的小孔与阀芯上腔连通，使阀芯上、下两腔的压力也相等。阀芯在弹簧力的作用下处于上位。当给伺服阀力矩马达输入一控制电流时如左侧状态，力矩马达7的挡板偏转，两喷嘴腔产生压力差，压力差作用在阀芯两端的环形截面上，使阀芯向下移动，逐渐增大供油腔和刹车腔间的节流作用，使刹车腔9压强下降，也使阀芯上腔压力下降，当阀芯上的作用力平衡时，阀芯处于一个位置，对应一个刹车腔压强。因此，控制压力与输入电流成比例。当阀芯向下移动到最下端时，刹车腔和系统回油腔沟通，刹车腔压强最低。当伺服阀故障下电后，回油电磁阀10同时下电，回油路关闭，左、右力矩马达6、7此时不再调节刹车压力。安全阀11前压力和左、右力矩马达6、7腔内的压力上升，液控阀3开始工作。液控阀阀芯在压力作用下克服弹簧力上移，通过液控阀将伺服阀进油口与安全阀组件前端沟通，使得刹车腔压强等于安全阀前端压强。此时刹车腔最大压强由安全阀限定，当安全阀前液压油压强超过7.5MPa时，安全阀打开，限制伺服阀刹车腔压强不超过7.5MPa。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞机自适应刹车伺服阀组件，通过刹车踏板对刹车执行单元进行控制，其特征在于：在该自适应刹车伺服阀组件上还设置了电磁控制单元，在机轮打滑时，对该刹车执行单元施加泄压的刹车力。

【技术特征摘要】
1.一种飞机自适应刹车伺服阀组件，通过刹车踏板对刹车执行单元进行控制，其特征在于：在该自适应刹车伺服阀组件上还设置了电磁控制单元，在机轮打滑时，对该刹车执行单元施加泄压的刹车力。2.根据权利要求1所述的飞机自适应刹车伺服阀组件，其特征在于：包括对称设置的左、右刹车模块，分别包括左滑阀(2)和右滑阀(4)，且左、右滑阀(2、4)的中部腔体分别与左、右刹车腔(9、8)连通，液压源分别与左、右滑阀(2、4)的上部进油口、上部控制腔和下部控制腔连通；分别通过左、右力矩马达(7、6)控制左、右滑阀(2、4)中阀芯的位置，从而控制所述左、右滑阀(2、4)的中部腔体与上部进油口连通，或者控制所述左、右滑阀(2、4)的中部腔体与下部出油口连通；所述左、右力矩马达(7、6)的挡板作为刹车执行单元还被电磁控制单元控制。3.根据...

【专利技术属性】
技术研发人员：邱伟，邢晓斌，梁青森，徐坚，翟东，党彦明，高荣军，时洪宇，陈跃霞，杨美萍，
申请(专利权)人：陕西飞机工业集团有限公司，
类型：发明
国别省市：陕西,61