一种民用宽体飞机主起落架刹车控制液压系统

1.本实用新型涉及民用飞机起落架技术领域，尤其是涉及一种民用宽体飞机主起落架刹车控制液压系统。

背景技术：

2.飞机在着陆过程中机轮刹车系统起着至关重要的作用，关系到飞机的安全起降。飞机刹车过程中，如何实现刹车过程中远程调控刹车压力以有效克服着陆中所涉及的地面摩擦、刹车盘力矩波动等问题，以及为紧急情况下的刹车系统供油，将对提高飞机地面安全发挥重要作用。
3.目前的刹车系统的刹车压力一般是不可调的，无法远程控制刹车压力应对地面情况进行调控，因此，有必要开展对飞机主起落架主轮刹车液压系统的开发，这对提高飞机着陆稳定性，提升飞机起落架整体安全运行能力等方面具有极为重要的意义。

技术实现要素：

4.本实用新型的目的在于克服上述现有技术的不足，提供一种民用宽体飞机主起落架刹车控制液压系统，通过模块集成式整体设计、刹车压力远程控制、备用油源冗余系统设计等技术，实现了飞机主起落架刹车压力远程可控、工作状态远程控制、备用能源供给紧急刹车等功能。
5.为达到上述目的，本实用新型的技术方案是：
6.一种民用宽体飞机主起落架刹车控制液压系统，包括刹车控制阀组，所述刹车控制阀组包括刹车压力控制系统和工作状态切换开关，所述刹车压力控制系统包括比例减压阀，所述工作状态切换开关包括两位四通电磁换向阀，所述比例减压阀通过两位四通电磁换向阀连通刹车作动筒，两位四通电磁换向阀控制比例减压阀和刹车作动筒之间的油路的通断，所述两位四通电磁换向阀和比例减压阀的回油均连通t口。
7.所述比例减压阀的输入信号为0-10v电压信号，压力控制范围为7-77.5bar。
8.所述两位四通电磁换向阀的最大流量为100l/min。
9.所述比例减压阀的进口端连接单向阀。
10.所述刹车控制阀组还包括刹车备用油源，所述刹车备用油源包括隔膜式蓄能器和高压球阀，所述隔膜式蓄能器和高压球阀连通比例减压阀和单向阀之间的油路，高压球阀的另一端连通t口。
11.所述刹车控制阀组还包括压力传感系统，所述压力传感系统包括压力传感器，所述压力传感器安装于两位四通电磁换向阀和刹车作动筒之间的油路。
12.所述刹车压力控制系统还包括直动式溢流阀，所述直动式溢流阀的一端连通两位四通电磁换向阀和刹车作动筒之间的油路，直动式溢流阀的另一端连通t口。
13.所述刹车控制阀组还包括刹车备用油源、压力传感系统、阀块，所述刹车压力控制系统、工作状态切换开关、刹车备用油源、压力传感系统均集成于阀块。
14.所述阀块包括进油管路油口、刹车管路油口和回油管路油口，所述进油管路油口为p口，所述回油管路油口为t口，所述刹车管路油口与刹车作动筒的油腔通过管路相连。
15.所述隔膜式蓄能器工作压力为21mpa，容积为0.16l，所述单向阀开启压力为2bar。
16.本实用新型的有益效果是：
17.1、采用模块集成式整体设计，通过集成分布式设计和耐压测试，在满足工作压力和刹车功能需求的前提下，阀组集成分布在阀块上，占用空间小，同时结构重量降低，电磁阀端子集中分布在电气盒中，阀块固定在支撑钣金上，便于拆卸，降低装卸强度和辅助工装要求。
18.2、采用工作状态远程控制技术，通过控制两位四通电磁换向阀的通断，切换刹车系统的工作和卸荷状态，通过向比例减压阀输入0-10v电压信号，在7-77.5bar压力范围成比例控制压力，以满足刹车压力需求。
19.3、采用备用能源供给紧急刹车设计，在油源无法供油等紧急状况下可由隔膜式蓄能器提供刹车油源，保障刹车系统在紧急状况下能正常运行，同时设有高压球阀为蓄能器卸荷。
附图说明
20.图1为本实用新型的原理框图；
21.图2为本实用新型的刹车控制阀组的正面立体图；
22.图3为本实用新型的刹车控制阀组的背面立体图。
23.图中：刹车控制阀组1、阀块2、支撑钣金3、电气盒4、两位四通电磁换向阀5、比例减压阀6、隔膜式蓄能器7、进油管路油口8、刹车管路油口9、高压球阀10、安装孔11、压力传感器12、单向阀13、回油管路油口14、直动式溢流阀15。
具体实施方式
24.下面通过实施例，并结合附图，对本实用新型的技术方案作进一步说明。
25.如图2、图3所示，一种民用宽体飞机主起落架刹车控制液压系统，包括刹车控制阀组1，刹车控制阀组1的所有液压元件的密封材料均为氟橡胶，均耐航空液压油腐蚀。刹车控制阀组1包括阀块2，阀块2固定于支撑板金3上，支撑板金3通过安装孔11固定于甲板上。支撑板金3上还固定有电气盒4，从图2看电气盒4位于阀块2右侧，两位四通电磁换向阀5、比例减压阀6、压力传感器12的端子集成在电气盒4内。
26.所述刹车控制阀组1包括刹车压力控制系统、工作状态切换开关、刹车备用油源、压力传感系统。所述刹车压力控制系统、工作状态切换开关、刹车备用油源、压力传感系统均集成于阀块2。
27.如图1所示，所述刹车压力控制系统包括比例减压阀6和直动式溢流阀15，所述工作状态切换开关包括两位四通电磁换向阀5，所述比例减压阀6的输入信号为0-10v电压信号，压力控制范围为7-77.5bar，所述两位四通电磁换向阀5的最大流量为100l/min，所述直动式溢流阀15的控制方式为标准螺钉调节，压力调节范围为55-315bar。
28.所述直动式溢流阀15的一端连通两位四通电磁换向阀5和刹车作动筒之间的油路，即刹车管路油口9(图1中位于上方的直接连刹车作动筒的空心圆点处)，直动式溢流阀
15的另一端连通t口。所述比例减压阀6的进口端通过单向阀13连通p口，所述单向阀13开启压力为2bar。
29.比例减压阀6的进口端同时连通隔膜式蓄能器7和高压球阀10，比例减压阀6的出口端连通两位四通电磁换向阀5，比例减压阀6的回油连通t口。
30.通过比例减压阀6控制刹车压力，比例减压阀6的控制方式为手动超控，通过直动式溢流阀15防止刹车压力过载以保护刹车模块。
31.所述两位四通电磁换向阀5和比例减压阀6的回油均连通t口。
32.所述比例减压阀6通过两位四通电磁换向阀5连通刹车作动筒，两位四通电磁换向阀5控制比例减压阀6和刹车作动筒之间的油路的通断。比例减压阀6可以通过电磁铁的输入电压信号(0-10v)在7-77.5bar压力范围内调控刹车压力，两位四通电磁换向阀5与比例减压阀6配合切换刹车的工作与卸荷状态，两位四通电磁换向阀5的电磁铁失电时，从比例减压阀6调控过压力的压力油被阻断，无法流入刹车作动筒，此时刹车作动筒的油液经两位四通电磁换向阀5流回t口(即回油管路油口14)，也就是刹车作动筒的卸荷过程，两位四通电磁换向阀5的电磁铁得电时，从比例减压阀6调控过压力的压力油正常流向刹车作动筒，也即正常刹车过程。
33.所述刹车备用油源包括隔膜式蓄能器7和高压球阀10，所述隔膜式蓄能器7工作压力为21mpa，容积为0.16l，隔膜式蓄能器7可以在压力油不提供的紧急情况下为刹车系统暂时提供压力油，所述隔膜式蓄能器7和高压球阀10连通比例减压阀6和单向阀13之间的油路，高压球阀10的另一端连通t口。
34.压力油从p口(即进油管路油口8)进入，经过单向阀13到比例减压阀6和隔膜式蓄能器7。
35.所述压力传感系统包括压力传感器12，所述压力传感器12安装于两位四通电磁换向阀5和刹车作动筒之间的油路，即压力传感器12连通刹车管路油口9。所述压力传感器12的精度为
±
0.15％，最大工作压力为400bar，所述压力传感器12输出压力信号以监控刹车压力。
36.所述阀块2包括进油管路油口8、刹车管路油口9和回油管路油口14，所述进油管路油口8为p口，进油管路油口8与压力油源通过管路相连，所述回油管路油口14为t口，回油管路油口14与油箱通过管路相连，所述刹车管路油口9与刹车作动筒的油腔通过管路相连。
37.刹车作动筒处四条线是指从连接刹车腔的油口出去的油液分成4条支路到飞机样机后轮的四个轮子的刹车腔。
38.以上所述仅为本实用新型的较佳实施例，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。

技术特征：

1.一种民用宽体飞机主起落架刹车控制液压系统，其特征在于：包括刹车控制阀组(1)，所述刹车控制阀组(1)包括刹车压力控制系统和工作状态切换开关，所述刹车压力控制系统包括比例减压阀(6)，所述工作状态切换开关包括两位四通电磁换向阀(5)，所述比例减压阀(6)通过两位四通电磁换向阀(5)连通刹车作动筒，两位四通电磁换向阀(5)控制比例减压阀(6)和刹车作动筒之间的油路的通断，所述两位四通电磁换向阀(5)和比例减压阀(6)的回油均连通t口。2.如权利要求1所述一种民用宽体飞机主起落架刹车控制液压系统，其特征在于：所述比例减压阀(6)的输入信号为0-10v电压信号，压力控制范围为7-77.5bar。3.如权利要求1所述一种民用宽体飞机主起落架刹车控制液压系统，其特征在于：所述两位四通电磁换向阀(5)的最大流量为100l/min。4.如权利要求1所述一种民用宽体飞机主起落架刹车控制液压系统，其特征在于：所述比例减压阀(6)的进口端连接单向阀(13)。5.如权利要求4所述一种民用宽体飞机主起落架刹车控制液压系统，其特征在于：所述刹车控制阀组(1)还包括刹车备用油源，所述刹车备用油源包括隔膜式蓄能器(7)和高压球阀(10)，所述隔膜式蓄能器(7)和高压球阀(10)连通比例减压阀(6)和单向阀(13)之间的油路，高压球阀(10)的另一端连通t口。6.如权利要求1所述一种民用宽体飞机主起落架刹车控制液压系统，其特征在于：所述刹车控制阀组(1)还包括压力传感系统，所述压力传感系统包括压力传感器(12)，所述压力传感器(12)安装于两位四通电磁换向阀(5)和刹车作动筒之间的油路。7.如权利要求1所述一种民用宽体飞机主起落架刹车控制液压系统，其特征在于：所述刹车压力控制系统还包括直动式溢流阀(15)，所述直动式溢流阀(15)的一端连通两位四通电磁换向阀(5)和刹车作动筒之间的油路，直动式溢流阀(15)的另一端连通t口。8.如权利要求1所述一种民用宽体飞机主起落架刹车控制液压系统，其特征在于：所述刹车控制阀组(1)还包括刹车备用油源、压力传感系统、阀块(2)，所述刹车压力控制系统、工作状态切换开关、刹车备用油源、压力传感系统均集成于阀块(2)。9.如权利要求8所述一种民用宽体飞机主起落架刹车控制液压系统，其特征在于：所述阀块(2)包括进油管路油口(8)、刹车管路油口(9)和回油管路油口(14)，所述进油管路油口(8)为p口，所述回油管路油口(14)为t口，所述刹车管路油口(9)与刹车作动筒的油腔通过管路相连。10.如权利要求5所述一种民用宽体飞机主起落架刹车控制液压系统，其特征在于：所述隔膜式蓄能器(7)工作压力为21mpa，容积为0.16l，所述单向阀(13)开启压力为2bar。

技术总结

本实用新型公开了一种民用宽体飞机主起落架刹车控制液压系统，包括刹车控制阀组，刹车控制阀组包括刹车压力控制系统和工作状态切换开关，刹车压力控制系统包括比例减压阀，工作状态切换开关包括两位四通电磁换向阀，比例减压阀通过两位四通电磁换向阀连通刹车作动筒，两位四通电磁换向阀控制比例减压阀和刹车作动筒之间的油路的通断，两位四通电磁换向阀和比例减压阀的回油均连通T口。本实用新型通过模块集成式整体设计、刹车压力远程控制、备用油源冗余系统设计等技术，实现了飞机主起落架刹车压力远程可控、工作状态远程控制、备用能源供给紧急刹车等功能。用能源供给紧急刹车等功能。用能源供给紧急刹车等功能。