一种三余度飞机刹车控制系统技术方案

本发明专利技术涉及一种三余度飞机刹车控制系统，主要包括正常刹车系统和应急刹车系统，采用正常刹车系统电气双余度、液压双余度+应急刹车系统电控单余度。所述正常刹车系统和应急刹车系统为并列关系。默认正常刹车系统实施机轮刹车，当正常刹车系统出现故障时，应急刹车系统保障机轮刹车。正常刹车系统由指令传感器、控制模块、集成控制阀、集成转换阀、速度传感器、转换阀、能源转换阀组成。应急刹车系统采用电传控制方式，由蓄压器、应急电液能源组件、应急刹车操纵单元、停机/应急刹车阀、液压保险组成。本发明专利技术因液压能源失效发生刹车失效的概率为2.4E

【技术实现步骤摘要】
一种三余度飞机刹车控制系统


[0001]本专利技术属于飞机刹车系统控制
，具体是一种三余度刹车控制系统。

技术介绍

[0002]飞机刹车控制系统是飞机制动的重要装置，刹车系统的可靠性和安全性直接关系飞机的起降安全，这就要求飞机的刹车系统具有高可靠、高安全的特点。
[0003]现代飞机起落架为多轮系系统，目前，飞机刹车系统设计普遍采用正常刹车系统+应急刹车系统架构。飞机刹车控制系统采用二余度，二余度指正常刹车系统电气双余度、液压单余度+应急刹车系统机械单余度。即正常刹车系统采用电传控制、液压伺服作动、电气双余度、液压单余度系统，分为主刹车控制和备刹车控制。应急刹车系统采用纯机械结构作为备份。这种飞机刹车系统的缺点是一旦正常刹车系统的供压发生故障，只能使用应急刹车进行飞机制动，刹车系统发生丧失刹车Ⅰ类事件的概率分别小于1.0E
‑
9/fh，飞机着陆的可靠性及安全性较低。

技术实现思路

[0004]为了克服飞机刹车系统中采用二余度的安全性不足，本专利技术提出了一种三余度飞机刹车控制系统。
[0005]本专利技术为了解决其技术问题所采用的技术方案是：
[0006]一种三余度飞机刹车控制系统包括正常刹车系统和应急刹车系统，所述正常刹车系统和所述应急刹车系统为并列关系；默认所述正常刹车系统实施机轮刹车，当所述正常刹车系统出现故障时，所述应急刹车系统保障机轮刹车。
[0007]所述正常刹车系统为电气双余度、液压双余度，所述应急刹车系统为电控单余度。
[0008]上述的三余度飞机刹车控制系统，所述正常刹车系统由主刹车控制、备刹车控制组成；所述主刹车控制、所述备刹车控制为并列方式，当所述主刹车控制处于正常情形下，由所述主刹车控制实施机轮刹车；当所述主刹车控制出现故障时，所述备刹车控制实施机轮刹车；所述主刹车控制、所述备刹车控制均为液压双余度。
[0009]上述的三余度飞机刹车控制系统，所述主刹车控制、所述备刹车控制均由指令传感器、控制模块、集成控制阀、集成转换阀、速度传感器、转换阀、能源转换阀组成；各组成构件均为电气双余度，所述主刹车控制为余度1，所述备刹车控制为余度2；
[0010]所述指令传感器为4个，所述控制模块为2个，所述集成转换阀为2个，所述速度传感器为12个，每个机轮设置1个速度传感器，所述转换阀为12个，每个机轮设置1个转换阀，所述能源转换阀为1个。
[0011]所述集成控制阀中，主刹车控制的所述集成控制阀为2个、备刹车控制的所述集成控制阀为2个。
[0012]正常刹车系统工作过程是：
[0013]在驾驶员的脚蹬处，安装所述指令传感器，刹车时，安装在刹车脚蹬下的所述指令
传感器感受驾驶员的刹车力，所述指令传感器输出与脚蹬力成比例的电信号给所述控制模块，所述控制模块首先接通所述集成控制阀的切断阀，使液压油路接通，然后控制所述集成控制阀中的伺服阀输出刹车压力给刹车装置，刹车压力的大小与驾驶员的操纵力成正比，同时所述速度传感器也将机轮的速度信号送给所述控制模块，所述集成转换阀中的压力传感器将刹车压力送给所述控制模块，所述控制模块通过对比运算，控制输出到所述集成控制阀的电流信号大小，从而控制刹车压力。
[0014]上述的三余度飞机刹车控制系统，所述正常刹车系统默认主刹车控制通道工作，若主刹车控制通道出现故障后，由所述控制模块控制切换至备用控制，主刹车控制、备刹车控制通过集成转换阀进行油路转换。
[0015]正常刹车系统液压能源为主液压系统和备液压系统，正常供压系统为主液压系统，备用供压系统为备液压系统，正常刹车系统通过所述能源转换阀实现主液压系统和备液压系统的切换。
[0016]正常刹车系统默认的供压系统为主液压系统，当主液压系统出现故障时，所述控制模块通过接收的油源压力信号，判断油源压力故障，发出油源压力告警信息，同时所述控制能源转换阀将液压能源切换至备液压系统。
[0017]上述的三余度飞机刹车控制系统，所述能源转换阀通过接收来自刹车控制模块的电气控制信号，并将电气控制信号转换为液压机械控制信号，控制液压能源的转换，实现正常刹车系统供压能源的选择和切换。
[0018]上述的三余度飞机刹车控制系统，所述控制模块包括主刹车控制模块和备刹车控制模块，用于主刹车防滑控制、备刹车防滑控制，同时对正常刹车系统进行故障检测及故障告警；所述控制模块根据刹车指令实施刹车控制。
[0019]上述的三余度飞机刹车控制系统，所述集成控制阀包括切断阀、刹车伺服阀、压力传感器，所述切断阀为3个、所述刹车伺服阀为3个、所述压力传感器为3个，1个切断阀和1个刹车伺服阀组成一条独立的液压通路；所述切断阀用于液压油路的打开和关闭，所述集成控制阀根据所述控制模块输出的控制信号输出刹车电流，所述集成控制阀的压力传感器感应所述切断阀至刹车伺服阀之间的液压油路压力。
[0020]所述集成转换阀包括转换阀、压力传感器、液压保险，转换阀为3个、压力传感器为3个、液压保险为3个；1个转换阀、1个压力传感器、1个液压保险构成一个单独支路，通过所述转换阀实现主刹车控制、备刹车控制的油路之间的压力转换。液压保险安装于所述转换阀出口处，当液压管路出现破裂而漏油时，液压保险自动关闭油路，防止液压油液大量流失而影响液压系统其它部分的工作；所述集成转换阀的压力传感器用来感应集成转换阀出口压力，并将压力值转换为电流信号发送至所述控制模块进行压力校准。
[0021]上述的三余度飞机刹车控制系统，所述应急刹车系统采用电传控制方式，由蓄压器、应急电液能源组件、单向阀、应急刹车操纵单元、停机/应急刹车阀、液压保险组成。
[0022]所述应急刹车操纵单元采集驾驶员刹车指令，并将指令转为电信号输出至所述停机/应急刹车阀，所述停机/应急刹车阀根据指令大小输出对应的应急压力或停机压力；在应急刹车系统的液压管路上设置液压保险，防止液压管路破损油液泄露。
[0023]所述应急刹车系统默认由主液压系统供压，当主液压能源失效时，由应急电液能源组件供压；当应急电液能源失效时，由所述蓄压器供压。由此保证在正常刹车系统故障、
主液压系统故障、应急电液能源组件故障的条件下刹车系统液压能源的供压，以保障飞机机轮的刹车实施。
[0024]上述的三余度飞机刹车控制系统，所述蓄压器是油气分离式，用于储存液压能量，为应急刹车系统提供液压源。
[0025]应急电液能源组件包含油箱、油泵，输出油液压力为28MPa。
[0026]单向阀用于控制应急刹车系统油液的单向流通，在主液压系统进油管路和应急电液能源组件进油管路各设置一个单向阀，阻止了应急刹车系统内油液的反向流通。
[0027]应急刹车操纵单元采集驾驶员的应急刹车指令，并将应急刹车指令转为电信号，同时根据应急刹车指令输出应急刹车电流，驱动停机/应急刹车阀。所述停机/应急刹车阀由液压电磁阀、直动式伺服阀、停机刹车阀组成，用于主机轮刹车压力的伺服控制。
[0028]所述液压电磁本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种三余度飞机刹车控制系统，其特征在于，包括正常刹车系统和应急刹车系统，所述正常刹车系统和所述应急刹车系统为并列关系；默认所述正常刹车系统实施机轮刹车，当所述正常刹车系统出现故障时，所述应急刹车系统保障机轮刹车；所述正常刹车系统为电气双余度、液压双余度，所述应急刹车系统为电控单余度。2.根据权利要求1所述的三余度飞机刹车控制系统，其特征在于，所述正常刹车系统由主刹车控制、备刹车控制组成；所述主刹车控制、所述备刹车控制为并列方式，当所述主刹车控制处于正常情形下，由所述主刹车控制实施机轮刹车；当所述主刹车控制出现故障时，所述备刹车控制实施机轮刹车；所述主刹车控制、所述备刹车控制均为液压双余度。3.根据权利要求2所述的三余度飞机刹车控制系统，其特征在于，所述主刹车控制、所述备刹车控制均由指令传感器、控制模块、集成控制阀、集成转换阀、速度传感器、转换阀、能源转换阀组成；各组成构件均为电气双余度，所述主刹车控制为余度1，所述备刹车控制为余度2；所述指令传感器为4个，所述控制模块为2个，所述集成转换阀为2个，所述速度传感器为12个，每个机轮设置1个速度传感器，所述转换阀为12个，每个机轮设置1个转换阀，所述能源转换阀为1个；所述集成控制阀中，主刹车控制的所述集成控制阀为2个、备刹车控制的所述集成控制阀为2个；正常刹车系统工作过程是：在驾驶员的脚蹬处，安装所述指令传感器，刹车时，安装在刹车脚蹬下的所述指令传感器感受驾驶员的刹车力，所述指令传感器输出与脚蹬力成比例的电信号给所述控制模块，所述控制模块首先接通所述集成控制阀的切断阀，使液压油路接通，然后控制所述集成控制阀中的伺服阀输出刹车压力给刹车装置，刹车压力的大小与驾驶员的操纵力成正比，同时所述速度传感器也将机轮的速度信号送给所述控制模块，所述集成转换阀中的压力传感器将刹车压力送给所述控制模块，所述控制模块通过对比运算，控制输出到所述集成控制阀的电流信号大小，从而控制刹车压力。4.根据权利要求3所述的三余度飞机刹车控制系统，其特征在于，所述正常刹车系统默认主刹车控制通道工作，若主刹车控制通道出现故障后，由所述控制模块控制切换至备用控制，主刹车控制、备刹车控制通过集成转换阀进行油路转换；正常刹车系统液压能源为主液压系统和备液压系统，正常供压系统为主液压系统，备用供压系统为备液压系统，正常刹车系统通过所述能源转换阀实现主液压系统和备液压系统的切换；正常刹车系统默认的供压系统为主液压系统，当主液压系统出现故障时，所述控制模块通过接收的油源压力信号，判断油源压力故障，发出油源压力告警信息，同时所述控制能源转换阀将液压能源切换至备液压系统。5.根据权利要求3所述的三余度飞机刹车控制系统，其特征在于，所述能源转换阀通过接收来自刹车控制模块的电气控制信号，并将电气控制信号转换为液压机械控制信号，控制液压能源的转换，实现正常刹车系统供压能源的选择和切换。6.根据权利要求3所述的三余度飞机刹车控制系统，其特征在于，所述控制模块包括主刹车控制模块和备刹车控制模块，用于主刹车防滑控制、备刹车防滑控制，同时对正常刹车...

【专利技术属性】
技术研发人员：李文娟，周宏博，李林蔚，杨金日，李晓猛，王媛媛，彭娟，
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：