一种飞机液压刹车系统用的电控停机刹车阀技术方案

本申请提供一种飞机液压刹车系统用的电控停机刹车阀，所述电控停机刹车阀包括壳体(1)；控制组件(2)；减压弹簧组件(3)；减压活门组件(4)；断电保持控制组件(5)；其中：所述壳体(1)上加工有多个通油孔，壳体右侧设置为平面，平面上加工有进油、回油及刹车孔；所述控制组件(2)包括大螺塞(11)；衬套(12)；活塞(13)；挡圈(14)；第一调整垫圈(15)；第一密封圈(16)；第一保护圈(17)；第二保护圈(18)；第二密封圈(19)。活塞(13)的一端轴装入衬套(12)的孔内；活塞(13)的另一端轴装入导套(21)的孔内；所述衬套(12)的孔内加工有密封槽，装于密封槽内部的活动密封件用于内部密封。的活动密封件用于内部密封。的活动密封件用于内部密封。

【技术实现步骤摘要】
一种飞机液压刹车系统用的电控停机刹车阀


[0001]本专利技术涉及机械领域，具体涉及一种飞机液压刹车系统用的电控停机刹车阀。

技术介绍

[0002]停机刹车阀应用于航空刹车系统中，当飞机在停机位停放时，停机刹车阀具有刹车制动功能。大多数飞机的停机刹车是由应急刹车手柄通过钢索或者机械装置控制应急刹车阀工作。而随着飞机的不断迭代更新，传统的机械控制停机刹车功能逐渐被电控代替，相比机械控制的停机刹车阀，电控停机刹车阀具有可靠性高、体积小、重量轻的优势，但电控停机刹车阀的缺点是需要通电时停机刹车阀才能进行工作，而飞机在停机位停放时全机处于断电状态，而且电控装置长时间工作会引发安全隐患，所以不能一直处于通电状态。如何实现断电时电控停机刹车阀正常工作，是本领域急需解决的一个问题。

技术实现思路

[0003]为解决飞机停放时，全机断电后，电控停机刹车阀仍能正常制动，本专利技术提出了一种飞机液压刹车系统用的电控停机刹车阀，使其具有断电保持功能的电控停机刹车阀。
[0004]本专利技术的具体技术方案如下：一种飞机液压刹车系统用的电控停机刹车阀，所述电控停机刹车阀包括壳体1；控制组件2；减压弹簧组件3；减压活门组件 4；断电保持控制组件5；其中：
[0005]所述壳体1上加工有多个通油孔，壳体右侧设置为平面，平面上加工有进油、回油及刹车孔；
[0006]所述控制组件2包括大螺塞11；衬套12；活塞13；挡圈14；第一调整垫圈15；第一密封圈16；第一保护圈17；第二保护圈18；第二密封圈19。r/>[0007]活塞13的一端轴装入衬套12的孔内；活塞13的另一端轴装入导套21的孔内；所述衬套12的孔内加工有密封槽，装于密封槽内部的活动密封件用于内部密封；衬套12上加工有斜孔，连通了衬套12内部、活塞13组成的控制腔与衬套12外部、壳体1组成的环形槽，环形槽通过壳体1上的油孔与由断电保持控制组件5控制的油源连通；衬套12装入壳体1中；衬套12环形槽上部的密封件，环形槽下部的密封件隔开了控制腔和回油腔的油液；衬套12向内紧靠在挡圈14上，所述第一调整垫圈15位于挡圈14与壳体内孔中台肩之间；所述大螺塞11位于衬套12上部，大螺塞11上设置有外螺纹，拧入壳体1后压紧衬套 12；
[0008]所述减压弹簧组件3包括导套21；支撑杆24；弹簧Ⅰ25；锁紧螺母23；止动垫圈22；圆柱销28；球形盖板26；卡圈27；第二调整垫圈29。
[0009]具体的，所述减压弹簧组件3位于活塞13大端，所述弹簧Ⅰ25装于支撑杆24上，支撑杆24上φ5的轴装入导套21上φ5的孔中采用小间隙配合，弹簧Ⅰ25与导套21之间装有第二调整垫圈29。
[0010]具体的，止动垫圈22装于支撑杆24的末端，支撑杆24上轴末端设置有外螺纹，锁紧螺母23上加工有内螺纹，锁紧螺母23拧入支撑杆24的末端；待弹簧Ⅰ25预压量调整好之后，
用止动垫圈22锁紧。
[0011]具体的，支撑杆24下部装入球形盖板26，球形盖板26和支撑杆24上设置有孔，圆柱销28插入所述孔内，将球形盖板26固定在支撑杆24上，支撑杆 24最大轴上的孔设置有环槽，装入环槽中的卡圈27可以限制圆柱销28的窜动。
[0012]所述断电保持控制组件5为现有结构。
[0013]具体的，所述断电保持控制组件5通过4个紧固件安装在壳体1上，四根引线从保持器顶部引出外接电源。
[0014]所述减压活门组件4是现有结构，为带缓冲装置的两位三通阀，用于控制进油油路、刹车油路和回油油路的开通与断开。
[0015]综上所述，本专利技术提供了一种飞机液压刹车系统用的电控停机刹车阀，解决了飞机在停放断电状态下电控停机刹车阀仍能正常工作，使飞机处于保持刹车状态。断电后具有保持功能的电磁保持器具有断电锁位功能，使停机刹车阀在断电后仍能保持断电前的状态。当机上重新通电后，电控开关换向，电磁保持器复位，电控停机刹车阀泄压，飞机停机刹车指令解除。该专利技术已在产品实物上经过验证，试验结果表明该应用电磁保持器控制的具有断电保持功能的停机刹车阀可以满足市场的技术需求。
附图说明
[0016]图1是本申请实施例提供的一种飞机液压刹车系统用的电控停机刹车阀的结构示意图；
[0017]图2是本申请实施例提供的控制组件2
[0018]图3是本申请实施例提供的减压弹簧组件3
[0019]图中：壳体1；控制组件2；减压弹簧组件3；减压活门组件4；断电保持控制组件5；大螺塞11；衬套12；活塞13；挡圈14；第一调整垫圈15；第一密封圈16；第一保护圈17；第二保护圈18；第二密封圈19；导套21；支撑杆 24；弹簧Ⅰ25；锁紧螺母23；止动垫圈22；圆柱销28；球形盖板26；卡圈27；第二调整垫圈29。
具体实施方式
[0020]实施例一
[0021]如图1所示，本申请实施例提供了一种飞机液压刹车系统用的电控停机刹车阀，包括壳体1；控制组件2；减压弹簧组件3；减压活门组件4；断电保持控制组件5；大螺塞11；衬套12；活塞13；挡圈14；第一调整垫圈15；第一密封圈16；第一保护圈17；第二保护圈18；第二密封圈19；导套21；支撑杆 24；弹簧Ⅰ25；锁紧螺母23；止动垫圈22；圆柱销28；球形盖板26；卡圈27；第二调整垫圈29。其中：
[0022]所述断电保持控制组件5通过变换接线正负极，改变内部磁场的强度，使动铁芯移动，动铁芯带动输出轴伸出或缩回，并对外输出信号，电保持控制组件5在断电后，仍有一定的永磁保持力使输出轴保持当前的工作状态。
[0023]所述壳体1上加工有若干通油孔，壳体1右侧设计为平面，平面上加工有进油；回油及刹车孔。壳体1左侧为断电保持控制组件5，壳体上腔为控制组件2，中腔为减压弹簧组件3，下腔为减压活门组件4。
[0024]所述活塞13位于壳体1上腔，与衬套12采用小间隙配合，活塞13和衬套 12配合面间的第二保护圈18、第二密封圈19隔开了控制腔和回油腔的油液。所述衬套12上加工有一个φ0.5的斜孔，连通了衬套12和活塞13组成的控制腔和衬套12外部；壳体1组成的环形槽，环形槽通过壳体1上的油孔与由断电保持控制组件5控制的油源连通。衬套12与壳体1采用小间隙配合，环形槽上部的第一密封圈16、第一保护圈17防止油液外渗，环形槽下部的第一密封圈 16、第一保护圈17隔开了控制腔和回油腔的油液。衬套12向内紧靠在挡圈14 上，所述挡圈14位于衬套12与壳体1内孔中台肩之间，所述挡圈14与壳体1 之间安装有第一调整垫圈15，通过增减第一调整垫圈15的个数，可调整产品的回油开度。通过螺纹拧入的大螺塞11压紧衬套12。所述大螺塞11位于衬套 12上部，保证衬套12受高压压力作用时无窜动。
[0025]需要说明的是控制腔为衬套12和活塞13组成的密封腔。回油腔是减压弹簧组件3所在的密封腔。
[0026]所述减压弹簧组件3位于活塞13下部，包括导套21；支撑杆24；第二调整垫圈29；弹本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞机液压刹车系统用的电控停机刹车阀，其特征在于，所述电控停机刹车阀包括壳体(1)、控制组件(2)、减压弹簧组件(3)、减压活门组件(4)、断电保持控制组件(5)，其中：所述壳体(1)上加工有多个通油孔，壳体右侧设置为平面，平面上加工有进油、回油及刹车孔；所述控制组件(2)包括大螺塞(11)、衬套(12)、活塞(13)、挡圈(14)、第一调整垫圈(15)、第一密封圈(16)、第一保护圈(17)、第二保护圈(18)、第二密封圈(19)；活塞(13)的一端轴装入衬套(12)的孔内；活塞(13)的另一端轴装入导套(21)的孔内；所述衬套(12)的孔内加工有密封槽，装于密封槽内部的活动密封件用于内部密封；衬套(12)上加工有斜孔，连通了衬套(12)内部、活塞(13)组成的控制腔与衬套(12)外部、壳体(1)组成的环形槽，环形槽通过壳体(1)上的油孔与由断电保持控制组件(5)控制的油源连通；衬套(12)装入壳体(1)中；衬套(12)环形槽上部的密封件，环形槽下部的密封件隔开了控制腔和回油腔的油液；衬套(12)向内紧靠在挡圈(14)上，所述第一调整垫圈(15)位于挡圈(14)与壳体内孔中台肩之间；所述大螺塞(11)位于衬套(12)上部，大螺塞(11)上设置有外螺纹，拧入壳体(1)后压紧衬套(12)；所述减压弹簧组件(3...

【专利技术属性】
技术研发人员：李晓猛，郭萍，马建峰，赵燕明，王蕾，
申请(专利权)人：西安航空制动科技有限公司，
类型：新型
国别省市：