一种双双余度架构的飞机防滑刹车控制系统技术方案

本发明专利技术具体涉及一种双双余度架构的防滑飞机刹车控制系统。包括飞机刹车系统为数字式电传防滑刹车系统，主要由双余度刹车指令传感器、双余度机轮速度传感器、双余度刹车液压传感器、刹车伺服阀组件（压力伺服阀和电磁液压锁）滑刹车控制盒组成。此外，还有飞机系统提电系统、起落架等部件。其中，双余度刹车指令传感器、停机选择开关装于座舱区；刹车伺服阀组件、双余度液压传感器装于主起落架舱；防滑刹车控制盒装于设备舱，双余度机轮速度传感器装于主起落架轮轴内，实现飞机机轮的刹车功能。实现飞机机轮的刹车功能。实现飞机机轮的刹车功能。

【技术实现步骤摘要】
一种双双余度架构的飞机防滑刹车控制系统


[0001]本专利技术涉及一种飞机刹车系统，具体涉及一种双双余度架构的防滑飞机刹车控制系统。

技术介绍

[0002]飞机防滑刹车系统是飞机制动系统的核心机载设备，是飞机着陆滑跑、地面滑行、起飞操纵安全运行的重要保障设备；当飞行员踩动脚踏板时，与脚踏板相连的刹车指令传感器输出幅值与踏板位移成正比的电压信号，即刹车控制信号。该信号经防滑刹车控制装置处理后，一方面给出开锁信号，令电磁液压锁打开，接通压力伺服阀的进油；同时又输出同踏板位移成正比的电流信号给伺服阀，使伺服阀输出同踏板位移成正比的刹车压力至机轮刹车装置，对机轮进行制动。防滑飞机刹车系统的安全、高性能、稳定的工作是飞机刹车系统完成刹车任务的关键。本专利技术基于“DSP+FPGA”硬件平台提出了一种双双余度架构的飞机刹车控制系统；可用于飞机的正常刹车、防滑刹车、起飞线停机刹车、起落架收上刹车。

技术实现思路

[0003]本专利技术涉及的一种双双余度架构的防滑飞机刹车系统，其特征在于为数字式电传防滑刹车系统，其特征在于由双余度刹车指令传感器、双余度机轮速度传感器、双余度刹车液压传感器、刹车伺服阀组件（压力伺服阀和电磁液压锁）滑刹车控制盒组成。此外，还有飞机系统提电系统、起落架等部件。所述双余度刹车指令传感器、停机选择开关装于座舱区；所述刹车伺服阀组件、双余度液压传感器装于主起落架舱；所述防滑刹车控制盒装于设备舱，所述双余度机轮速度传感器装于主起落架轮轴内。
[0004]本专利技术涉及的一种双双余度架构的防滑飞机刹车系统，其特征在于通过刹车控制盒采集飞机员操纵刹车指令传感器输出的双余度指令信号、双余度机轮速度信号、双余度刹车液压传感器信号、各附件故障状态信号、轮载信号、起落架收上信号、停机刹车信号等，进行综合运算后，形成最终输出电流，输出控制电流至刹车伺服阀组件，伺服阀组件将控制电流信号转成刹车压力制动刹车装置，实现飞机机轮的刹车功能。
[0005]如图1所示，本系统涉及的飞机刹车系统主要组成部分有：1.机电管理与控制计算机、2.综合数据管理计算机、3.飞控系统、4.防滑刹车控制盒、5.双余度左刹车指令传感器、6.双余度右刹车指令传感器、7.左电液压锁、8.双余度左压力伺服阀、9.右电液压锁、10.双余度右压力伺服阀、11.双余度左液压传感器、12.双余度右液压传感器、13.双余度左轮速传感器、14.双余度右轮速传感器、15.左机轮刹车装置、16.右机轮刹车装置、17.左机、18.右机轮、19.前轮载开关、20.刹车系统28V供电、21.主起落架收上开关、22.刹车选择开关、23.刹车电源开关、24.告警计算机、25.气压转换活门、26.气压刹车阀、27.正常气源、28.应急气源、29.系统回油、30.系统进油。
[0006]优选地，本专利技术基于数字处理器（DSP）和可编程逻辑控制器（FPGA）硬件平台；设计了一种双双余度架构的飞机防滑刹车控制系统。优选地，该系统提出了多通道、硬件相似的
双双余度的飞机防滑刹车系统；优选地，软件上核心采用了自适应防滑控制算法。设计结果表明，该种双双余度架构的飞机防滑刹车系统工作稳定可靠、能满足某型飞机数字式电传防滑刹车要求。
[0007]优选地，如图2所示，根据系统功能及技术指标要求将硬件平台划分为5个模块：主字板、主模拟板、备份数字板、备份模拟板、连接底板。优选地，主/备份数字板实现防滑控制算法及系统通讯等功能，由控制通道二次电源模块、DSP模块、数据存储模块、传感器信号采集模块、通讯模块、CAN通讯模块和FPGA逻辑控制模块组成；优选地，主/备份模拟板实现系统的回采信号、控制输出的调理，由控制通道尖峰抑制模块、浪涌保护模块、掉电保护电路、电源模块、传感器调理模块、阀驱动模块等组成；优选地，连接底板实现连接主/备份数字板、主/备份模拟板及外部电气接口之间的连接，由矩形连接器模块等组成。
[0008]本专利技术涉及的飞机防滑刹车控制盒中的主/备份数字板硬件构成相似、主/备份模拟板硬件构成相似，具体内部硬件电路原理结构图如图3所示。
[0009]优选地，本系统设计上采用主/备控制方式，主控制通道、备份控制通道都可独立完成飞机防滑刹车控制。当控制通道工作正常时，控制通道工作，当主控制通道工作异常时，备份控制通道工作，二者余度控制数据交换以CCDL（交叉通道数据链路）方式实现。优选地，主控制通道和备份控制通道采用热备份的控制方式，主控制通道和备份控制通道采用电气隔离的方式。在系统上电时完成对系统双通道自检，在进行防滑刹车时对主、备份数字板的输出信号进行实时监控。通过主备控制通道仲裁实现控制通道的切换，二者之间除了故障数据及活跃状态进行交叉使用外，其他信号都完全独立；增加了飞机防滑刹车系统的可靠性。
[0010]优选地，本系统飞机防滑刹车系统中涉及的刹车指令传感器、轮速传感器、刹车压力伺服阀、液压传感器都具有双余度电气。为了提高系统安全，采用了刹车指令传感器和轮速传感器信号双双余度控制的原理。即主控制通道调理电路采集刹车指令1联、2联信号，及轮速速度1联、2联信号；备份控制通道调理电路采集刹车指令1联、2联信号，及轮速速度1联、2联信号。
[0011]优选地，如图4所示，控制通道和备份控制通道都集成了双余度刹车指令传感器、双余度轮速传感器采集电路，采集电路都采用双
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双余度的方式，通过双通道CCDL之间的数据交互，实时交换相互之间的控制数据。主、备控制通道除了故障数据及活跃状态进行交叉使用外，其他信号都完全独立。其中，指令、轮速传感器1联的激励电源由主控制通道提供，指令、轮速传感器2联的激励电源的激励电源由备份控制通道提供。
[0012]优选地，当主控制通道判断出本通道传感器1联信号故障时，则判断本通道自采集的传感器2联信号是否正常，如果正常，则采用2联传感器信号。如果本通道传感器2联信号也故障时，则切换至备份控制通道进行控制。备份控制通道工作后，优先选用本通道采集的传感器1联信号，当本通道采集的传感器1联信号故障时，选用本通道采集的传感器2联信号，进行防滑刹车控制。当本通道2联传感器信号故障时，根据系统响应的安全处理策略执行，轮速故障进行防滑故障处理程序，刹车指令故障则执行刹车指令双故处理程序。
[0013]附图说明图1 一种双双余度架构的飞机刹车控制系统构成示意图图2 一种双双余度架构飞机防滑刹车系统的物理架构框图
图3 一种双双余度架构飞机防滑刹车系统硬件结构图图4 指令、轮速传感器双双余度采集原理框图
[0014]本专利技术已成功用于某型飞机的防滑刹车系统，结果表明该种双双余度的飞机防滑刹车系统工作稳定可靠，能够满足飞机的防滑刹车需求。
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种双双余度架构的防滑飞机刹车控制系统，其特征在于飞机刹车系统为数字式电传防滑刹车系统，主要由双余度刹车指令传感器、双余度机轮速度传感器、双余度刹车液压传感器、刹车伺服阀组件（压力伺服阀和电磁液压锁）滑刹车控制盒组成。2.根据权利要求1所述的一种双双余度架构的防滑飞机刹车控制系统，其特征包括飞机系统提电系统、起落架等部件。3.根据权利要求1所述的一种双双余度架构的防滑飞机刹车控制系统，其特征在于双余度刹车指令传感器、停机选择开关装于座舱区；刹车伺服阀组件、双...

【专利技术属性】
技术研发人员：ꢀ五一IntClB六四C二五四六，
申请(专利权)人：南京航旭机电设备有限公司，
类型：发明
国别省市：