本發明涉及一種剎車裝置，特別是關于一種在航空技術領域中飛機剎車系統上使用的功率電傳余度自饋能剎車裝置。

背景技術：

飛機剎車系統是保障飛機正常安全運行的重要機載機電子系統，其功能是耗散飛機著陸時的能量并承受飛機的動靜態載荷，協同其它系統實現飛機的著陸、滑行和轉彎控制，要在短時間內消耗巨大的動能。飛機剎車系統國際上目前仍普遍使用液壓剎車，能源來自機載發動機驅動的集中液壓泵源，傳動主要通過遍布起落架的長管路，所采用控制方式是閥控剎車作動器，因此故障率較高。尤其對于大型客機，例如波音777-200/300客機，總重352噸，每次著陸剎車需耗散140兆焦的巨大能量，由12個主機輪協同參與剎車，對剎車系統的性能與可靠性指標提出了極端要求。目前，國際上飛機剎車系統仍然普遍采用液壓動力。傳統的液壓剎車系統主要由飛機起落架、輪胎、輪轂、碳剎車盤、扭矩管、活塞、剎車作動器與分布在起落架上的管路等部件構成。系統的能源由機載的多套集中泵源供給，通過管路傳輸到分布在各個主機輪的剎車裝置，而且通常采用余度技術。傳統液壓剎車系統的優點是傳動精度高、力矩大，但能源管路分布于機身內部，布局極其復雜，零部件數目很大，故障率高，系統安全性和可靠性的提升工作難以取得突破。

剎車系統重大需求與突出問題：1、針對無人機低重量,低成本,低能耗,抗污染/高可靠的突出需求，新的剎車系統架構問題。2、大型高端無人機全自主自動駛入駛出,自動起飛加速滑跑和自動著陸減速滑跑等地面全自主綜合操縱問題。3、針對主機對剎車系統多電化的迫切需求，如何構建新原理的多電剎車系統問題。無人機、代后飛機的剎車系統復雜環境數字化設計和驗證問題。4、全面瞄準無人機,三代后飛機,大型飛機,下一代多電飛機的剎車系統關鍵技術和共性問題。

對于大型飛機的多輪剎車系統，我國的研究起步較晚，經驗較少，基礎理論缺乏、技術基礎單薄、試驗驗證平臺尚屬空白。例如國產arj21-700支線客機就是采用德國liebherr公司的剎車系統。國內還不具備大型飛機的配套能力，而國外已經開始在波音787和空客a380上驗證下一代的剎車技術。適用于大型飛機的高效、高可靠剎車系統的研究迫在眉睫。

技術實現要素：

本發明的目的是提供一種功率電傳余度自饋能剎車裝置，其能適用于大型飛機，具有高效率和高可靠性。

為實現上述目的，本發明采取以下技術方案：一種功率電傳余度自饋能剎車裝置，其特征在于：該剎車裝置包括傳動機構、凸輪柱塞泵、充壓模塊、蓄能器、安全閥、剎車增壓閥、剎車減壓閥和增壓油箱；機輪的轉動軸通過所述傳動機構與所述凸輪柱塞泵連接，所述凸輪柱塞泵排油口與所述剎車增壓閥一端連接，所述凸輪柱塞泵吸油口與所述剎車減壓閥一端連接，所述剎車增壓閥另一端和剎車減壓閥另一端均連接至已有的剎車作動器；位于所述凸輪柱塞泵出油口與吸油口之間的液壓回路上還并聯有所述充壓模塊、安全閥以及由所述蓄能器和增壓油箱連接構成的支路，所述安全閥靠近所述剎車增壓閥和剎車減壓閥一側；由所述蓄能器和增壓油箱連接構成的支路位于所述充壓模塊與所述安全閥之間，所述充壓模塊靠近所述凸輪柱塞泵。

進一步，所述凸輪柱塞泵排油口連接有單向閥，所述凸輪柱塞泵吸油口連接有反向單向閥。

進一步，所述充壓模塊由輔助電機、凸輪和柱塞構成，所述輔助電機輸出端連接所述凸輪，由所述凸輪帶動所述柱塞動作實現吸油和排油，形成具有壓力和流量的輔助液壓源。

進一步，位于所述充壓模塊的排油口處設置有單向閥，位于所述充壓模塊的吸油口處設置有反向單向閥。

進一步，所述剎車增壓閥和剎車減壓閥均采用高速開關閥。

進一步，所述增壓油箱與所述蓄能器采用一體化結構，所述增壓油箱底部設置有油箱a腔，所述增壓油箱頂部通過氣體b腔與所述蓄能器頂部連接，所述蓄能器底部設置有油箱c腔。

進一步，所述油箱a腔和油箱c腔內裝有油液，所述氣體b腔內存儲有壓縮氣體。

進一步，所述蓄能器與所述增壓油箱之間通過壓縮氣體進行能量傳遞。

進一步，所述剎車減壓閥和剎車增壓閥工作過程為：初始狀態時剎車減壓閥開啟、剎車增壓閥關閉，由已有控制系統給出剎車指令；檢測壓力值如果大于7mpa，開啟所述剎車減壓閥關閉所述剎車增壓閥；如果壓力值小于6mpa開啟所述剎車增壓閥關閉所述剎車減壓閥；如果壓力值在6～7mpa之間，則關閉所述剎車減壓閥和剎車增壓閥。

本發明由于采取以上技術方案，其具有以下優點：本發明采用功率電傳輔助電機泵裝置，用于當飛機低速時能量回收不足的情況時系統供壓，能源的非相似余度，同時采用了增壓油箱，從而具有更高可靠性。

附圖說明

圖1是本發明的整體結構示意圖；

圖2是本發明的充壓模塊結構示意圖；

圖3是本發明的增壓油箱結構示意圖；

圖4是本發明的剎車執行機構作動過程示意圖。

具體實施方式

本發明是將液壓泵通過傳動機構與機輪相連，并增加一套能源供應裝置，即輔助電機與凸輪柱塞泵。當飛機著陸后，主機輪帶動凸輪柱塞泵工作，回收一部分能量，形成高壓油源，一旦飛機低速時，當回收能量不足時由輔助電機泵源充壓提供能源的非相似余度，從而通過能量管理系統為剎車閥和作動器供油。下面結合附圖和實施例對本發明進行詳細的描述。

如圖1所示，本發明提供一種功率電傳余度自饋能剎車裝置，其與機輪1連接，包括傳動機構2、凸輪柱塞泵3、充壓模塊8、單向閥4、反向單向閥6、蓄能器10、安全閥9、剎車增壓閥5、剎車減壓閥7和增壓油箱11。

機輪1的轉動軸通過傳動機構2與凸輪柱塞泵3連接，凸輪柱塞泵3排油口經單向閥4與剎車增壓閥5一端連接，凸輪柱塞泵3吸油口經反向單向閥6與剎車減壓閥7一端連接，剎車增壓閥5另一端和剎車減壓閥7另一端均連接至已有的剎車作動器。位于凸輪柱塞泵3出油口與吸油口之間的液壓回路上還并聯有充壓模塊8、安全閥9以及由蓄能器10和增壓油箱11連接構成的支路，安全閥9靠近剎車增壓閥5和剎車減壓閥7一側，通過安全閥9防止本發明整個剎車裝置壓力過高，以保持在安全閥9的預設范圍之內；由蓄能器10和增壓油箱11連接構成的支路位于充壓模塊8與安全閥9之間，充壓模塊8靠近凸輪柱塞泵3。使用時，當飛機著陸時，機輪1的轉動會通過傳動機構2帶動凸輪柱塞泵3旋轉，從而形成具有一定壓力和流量的液壓源，然后通過剎車增壓閥5和剎車減壓閥7調節到適當的壓力，并供給已有的剎車作動器，實現飛機剎車。

上述實施例中，如圖2所示，充壓模塊8由輔助電機81、凸輪82和柱塞83構成，輔助電機81輸出端連接凸輪82，由凸輪82帶動柱塞83動作，進而實現吸油和排油，從而形成具有一定壓力和流量的輔助液壓源。當飛機低速時，出現能量回收不足的情況下，由充壓模塊8為本發明的剎車裝置提供功率電傳的非相似余度能源，保證剎車裝置的供壓持續穩定，使其具有較高的可靠性。

其中，位于充壓模塊8的排油口處設置有單向閥84，位于充壓模塊8的吸油口處設置有反向單向閥85。

上述各實施例中，蓄能器10內存儲有一定量的壓力油液，用于滿足機輪1轉速過低時補充剎車裝置的峰值流量需求，和停機剎車時的保壓需求以及保證增壓油箱11內具有一定壓力，進而保證本發明的剎車裝置更好的實現防滑剎車控制和各種剎車工況的需求。在本實施例的液壓回路里，由于泵源的流量波動較大，而流量需求很小，會導致壓力控制難度增大，所以蓄能器10是必需的，合理設置蓄能器10的參數對于在流量高峰時流量和壓力的穩定有著至關重要的作用。

上述各實施例中，剎車增壓閥5和剎車減壓閥7均采用高速開關閥來實現剎車控制。本發明的剎車裝置中沒有采用傳統的飛機剎車壓力伺服閥，因為伺服閥的先導級要求有一定的泄漏流量，而泄漏流量會大大增加剎車裝置的各個部件參數，從而增加整體的體積；而且伺服閥的成本較高。

上述各實施例中，增壓油箱11用于保證凸輪柱塞泵3及充壓模塊8在吸油連續性，不會出現吸空。如圖3所示，增壓油箱11與蓄能器10采用一體化結構，增壓油箱11底部設置有油箱a腔111，增壓油箱11頂部通過氣體b腔112與蓄能器10頂部連接，蓄能器10底部設置有油箱c腔113；增壓油箱11與蓄能器10共用氣體b腔112。油箱a腔111和油箱c腔113內裝有油液，氣體b腔112內存儲有壓縮氣體，蓄能器10與增壓油箱11之間通過壓縮氣體進行能量傳遞。

其中，當蓄能器10充滿后，c腔中壓力為pc，b腔中壓縮氣體的壓力為pb＝pc(pc是油箱c腔截面積)，由力的平衡關系pbsb＝pasa得出a腔中的壓力pa：

式中，sa是油箱a腔截面積，sb是與增壓油箱相連側b腔截面積，sa>sb蓄能器10中儲存的高壓油，因此油箱a腔中始終會保持一定壓力pa。

綜上所述，本發明在工作時，包括自饋能工作、輔助電機泵工作、增壓油箱工作和剎車執行機構動作，其過程分別如下：

1)自饋能工作過程：蓄能器10內存儲一定量的壓力油液，能保證剎車裝置更好的實現防滑剎車控制和各種剎車工況的需求，機輪1的轉動會通過傳動機構2帶動凸輪柱塞泵3旋轉，從而形成具有一定壓力和流量的液壓源，然后通過剎車增壓閥5和剎車減壓閥7調節到適當的壓力，并供給已有的剎車作動器，實現飛機剎車。

2)輔助電機泵工作過程：當飛機低速時，自饋能量不足時，由飛機已有控制系統給輔助電機81指令帶動凸輪82動作，進而帶動柱塞83實現吸油和排油，給剎車裝置提供能量，提高了剎車的可靠性。

3)增壓油箱工作過程：蓄能器10儲存的高壓油液通過氣體將能量傳遞到增壓油箱11，通過力平衡的變截面桿改變壓力，使增壓油箱11維持在需求壓力上。

4)如圖4所示，剎車執行機構作動過程：初始狀態時剎車減壓閥7開啟、剎車增壓閥5關閉，由已有控制系統給出剎車指令；檢測壓力值如果大于7mpa，開啟剎車減壓閥7關閉剎車增壓閥5；如果壓力值小于6mpa開啟剎車增壓閥5關閉剎車減壓閥7；如果壓力值在6～7mpa之間，則關閉剎車減壓閥7和剎車增壓閥5。

上述各實施例僅用于說明本發明，各部件的結構、尺寸、設置位置及形狀都是可以有所變化的，在本發明技術方案的基礎上，凡根據本發明原理對個別部件進行的改進和等同變換，均不應排除在本發明的保護范圍之外。