[发明专利]一种三余度飞机刹车控制系统

说明书

本发明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。本发明因液压能源失效发生刹车失效的概率为2.4E‑10/fh，与二余度飞机刹车控制系统相比，提高了刹车系统的安全性和可靠性。

技术领域

本发明属于飞机刹车系统控制技术领域，具体是一种三余度刹车控制系统。

背景技术

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。

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。

发明内容

为了克服飞机刹车系统中采用二余度的安全性不足，本发明提出了一种三余度飞机刹车控制系统。

本发明为了解决其技术问题所采用的技术方案是：

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。

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。

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。

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；

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。