阅读说明：本技术 一种飞机应急刹车系统及其设计方法 (Airplane emergency brake system and design method thereof ) 是由 刘忠平 韩亚国 刘辉 于 2019-09-17 设计创作，主要内容包括：一种飞机应急刹车系统及其设计方法。飞机应急刹车系统中的液压电磁阀的刹车油口与机轮的液压缸座的进油口连通。液压减压刹车阀的进油口外接液压源。液压继电器的单刀双置开关的一个接线柱与直流电源连接,另一个接线柱与液压电磁阀的电磁铁通过导线连接。当来自液压减压刹车阀的油液压力达到液压继电器的触点接通压力时,液压继电器的触点导通,并且直流电源与液压电磁阀上的电磁铁导通,使得液压电磁阀卸压,有主动防滑刹车功能的应急刹车系统压力降低。本发明具有主动防滑刹车功能的应急刹车系统能把实际刹车压力与系统设定的刹车压力值进行比较,从而主动调整刹车压力,达到能够主动防滑的目的。(An emergency brake system of an airplane and a design method thereof. And a brake oil port of a hydraulic solenoid valve in the emergency brake system of the airplane is communicated with an oil inlet of a hydraulic cylinder seat of the airplane wheel. An oil inlet of the hydraulic pressure reducing brake valve is externally connected with a hydraulic source. One binding post of the single-pole double-position switch of the hydraulic relay is connected with a direct-current power supply, and the other binding post is connected with an electromagnet of the hydraulic electromagnetic valve through a lead. When the pressure of oil liquid from the hydraulic pressure reducing brake valve reaches the contact connection pressure of the hydraulic relay, the contact of the hydraulic relay is conducted, and the direct-current power supply is conducted with the electromagnet on the hydraulic electromagnetic valve, so that the hydraulic electromagnetic valve is relieved, and the pressure of the emergency brake system with the active anti-skidding brake function is reduced. The emergency brake system with the active anti-skid brake function can compare the actual brake pressure with the brake pressure value set by the system, thereby actively adjusting the brake pressure and achieving the purpose of active anti-skid.)

一种飞机应急刹车系统及其设计方法

技术领域

本发明涉及飞机刹车系统领域，具体是一种具有主动防滑刹车功能的应急刹车系统，以及该系统中各附件参数优化的方法。

背景技术

要使飞机安全着陆以及保证飞机地面操控安全，按照飞机机轮防滑刹车控制系统通用规范(GJB2879A-2008)中对应急刹车系统的要求和规定：“在正常刹车系统发生故障或失效时，应急刹车系统必须安全地刹停飞机，应急刹车系统和正常刹车系统必须相互独立”。

飞机应急刹车系统多采用手动操纵方式刹车，由单一的液压减压刹车阀或气压减压刹车阀组成。应急刹车系统无防滑功能，输出的应急刹车压力与操纵力成正比。

在苏27飞机刹车系统中采用的是开-关式防滑控制原理，正常刹车系统附件包括减压活门、调制器、电磁活门和防滑自动器；防滑控制附件包括液压开关、速度传感器、电磁活门和防滑自动器。减压活门的刹车油口与液压开关的进油口联通，液压开关的出油口与调制器的进油口联通，调制器的出油口与电磁活门的进油口联通，电磁活门的刹车油口与防滑自动器进油口联通；防滑自动器刹车油口与刹车装置联通；液压开关的一个接线柱与电源联通，液压开关的另一个接线柱与前轮速度传感器的一端联通，前轮速度传感器的另一端与电磁活门的电磁铁通过导线联通；减压活门的回油口通过回油管与油箱联通；电磁活门的回油口通过管路与油箱联通；减压活门的进油口通过管路外接液压源。刹车过程中，如果某一机轮发生卡滞，或机轮减速过猛，则防滑控制系统进行工作，防滑控制系统由电动和机械两部分组成，在飞机着陆后，前轮速度传感器开关接通，而机轮速度传感器是断开的，当机轮的转速减小到对应线速度为某个值时，机轮上的速度传感器开关便接通，使电磁活门工作，切断刹车来油，并使刹车装置与回油路相通，松开刹车。机轮速度传感器为常闭式，前轮速度传感器为常开式，其作用是在飞机速度较低时断开防滑系统的电路，防滑控制完全由机械部分承担。防滑自动器是机械防滑的主要附件。当机轮的角速减速度达到给定值时，防滑自动器回油活门打开，使机轮松开刹车。待拖胎解除后再进行刹车。

苏27飞机的刹车系统是由简单的液压和电气附件组成，结构复杂，防滑功能较差，但因采用双信号工作方式，并应用了拖胎自动器和液压限幅器，从而使防滑功能得到改善，具有系统安全、刹车平稳、刹车效率较高的特点。但是，苏27飞机刹车系统采用开-关式防滑控制原理的正常防滑刹车系统，并不是应急刹车系统。

申请号为201610902426.5的发明创造“一种确保应急刹车运行的飞机电子防滑刹车系统”包括正常刹车系统和应急刹车系统。正常刹车系统主要包括刹车阀、电液伺服阀、控制盒、机轮速度传感器；应急刹车系统主要包括应急刹车阀、转换活门、开关，正常刹车系统和应急刹车系统通过转换活门进行联系和转换。正常刹车系统和应急刹车系统采用两套独立的供压源系统。该发明创造通过增加控制装置完善系统结构，使应急刹车时正常刹车失能，确保在应急刹车压力作用下转换活门完全转换，即使应急刹车与正常刹车并用，转换活门可转换到应急刹车系统。从而确保应急刹车的实施，从根本上消灭了应急刹车和正常刹车同时使用带来的应急刹车失效和事故隐患。但是，该发明创造提到的应急刹车系统没有防滑功能。

申请号为201610902427.X的发明创造“一种防不当使用应急刹车的飞机刹车系统，包括正常刹车系统和应急刹车系统。所述正常刹车系统包括刹车指令传感器、电磁液压锁、电液伺服阀、控制盒和机轮速度传感器。所述应急刹车系统包括应急刹车阀、转换活门和开关。正常刹车系统和应急刹车系统通过转换活门进行联系和转换。该发明创造在应急刹车时如果正常刹车也被使用，强制正常刹车系统泄压，使转换活门正常输入口没有压力，保证转换活门完全转换到应急刹车系统，从而确保应急刹车的实施，从根本上消除了应急刹车和正常刹车同时使用带来的应急刹车失效和事故隐患。”但是，该发明创造提到的应急刹车系统没有防滑功能。

申请号为201610906014.9的发明创造“一种确保应急刹车的飞机惯性防滑刹车系统，”该发明创造由正常刹车系统和应急刹车系统组成，正常刹车系统和应急刹车系统采用两套独立的供压源系统，并通过转换活门转换。该发明创造通过增加控制装置完善系统结构，使应急刹车时正常刹车失能，确保在应急刹车压力作用下转换活门完全转换。但是，该发明创造提到的应急刹车系统没有防滑功能。

申请号为201811188978.X的发明创造“一种远距操纵的应急刹车系统及其设计方法”，该发明创造由安装在驾驶舱内的刹车指令传感器直接控制安装在主起落架舱内的电磁液压锁和电液压力伺服阀，从而实现了应急刹车系统远距操纵。安装在主起落架舱内的电磁液压锁和电液压力伺服阀就近连接到液压源，刹车系统液压管路靠近刹车机轮布置在主起落架舱内，解决了液压管路必须进驾驶舱的问题，从而减少了液压管路的长度，使应急刹车系统维护简单，降低了应急刹车系统的复杂度和维护难度。但是，该发明创造提到的应急刹车系统没有防滑功能。

经检索，现有技术中的应急刹车系统无防滑功能，具体无防滑功能的应急刹车系统原理图见图1某机应急刹车系统。刹车压力较正常刹车系统低，应急刹车系统无防滑功能，应急刹车系统更无相关主动防滑刹车控制这方面资料。应急刹车系统依靠飞行员操纵应急刹车手柄，使应急刹车阀输出刹车压力，实现应急刹车控制刹停飞机，但是，无主动防滑功能的应急刹车系统无防滑功能，如果在下雨、冰、雪和油跑道等特殊情况下，地面的结合力矩急剧减少的情况下，只要发生刹车力矩大于地面的结合力矩，应急刹车系统不能通过主动防滑来卸压，就会造成机轮拖胎或爆胎事故。

发明内容

为克服现有技术中存在的无主动防滑功能的应急刹车系统在发生刹车力矩大于地面结合力矩时会造成机轮拖胎或爆胎事故的不足，本发明提出了一种飞机应急刹车系统及其设计方法。

本发明提出的飞机应急刹车系统包括液压电磁阀、液压继电器、液压减压刹车阀和28V直流电源；其中：液压减压刹车阀的刹车油口通过压力油管分别与液压继电器的进油口和液压电磁阀的进油口连通；液压减压刹车阀的回油口通过回油管与油箱连通。液压电磁阀的刹车油口与机轮的液压缸座的进油口连通。液压电磁阀的回油箱通过管路与油箱连通。所述液压减压刹车阀的进油口通过管路与液压源连接。所述液压继电器中的单刀双置开关的一个接线柱与28V直流电源连接，所述液压继电器的单刀双置开关的另一个接线柱与液压电磁阀中的电磁铁通过导线连接。所述液压减压刹车阀、液压继电器和液压电磁阀的回油口均通过回油管与油箱连通。

所述28V直流电源与液压继电器正极的常开触点之间连通；该液压继电器负极的触点与液压电磁阀的正极连接；液压电磁阀负极连接到飞机电源系统的地线。当油液压力等于或大于液压继电器的触点接通压力时，液压继电器的触点接通，28V直流电源与液压电磁阀接通，应急刹车系统压力降低。

本发明提出的所述飞机应急刹车系统的设计过程是：

步骤1、确定应急刹车系统的应急刹车压力P_s：

通过刹车机轮应急刹车装置的轴向推力S_t和刹车机轮应急刹车压力P_se确定应急刹车压力P_s；

Ⅰ确定刹车机轮应急刹车装置的轴向推力S_t：

通过公式(1)确定刹车机轮应急刹车装置的轴向推力S_t：

公式(1)中，L_s为飞机要求的刹车距离，r为动盘内半径，R为静盘外半径，μ为动摩擦系数，A_s为飞机降落时落地瞬间的动能，N_ms为摩擦面面数，R_g为机轮滚动半径。

Ⅱ确定刹车机轮应急刹车压力P_se：

通过公式(2)确定刹车机轮应急刹车压力P_se：

公式(2)中，N_hs为活塞数量，F_hs为活塞面积，ΔP为压力损失。

Ⅲ确定应急刹车系统的应急刹车压力P_s：

通过公式(3)确定所述应急刹车系统的应急刹车压力P_s。

P_s＝P_se+P_i (3)

公式(3)中，P_i为系统压力安全余量。

所述应急刹车系统的应急刹车压力P_s与刹车机轮应急刹车压力P_se相同。

步骤二，确定应急刹车系统的中间刹车压力P_s1：

根据公式(4)确定应急刹车系统的中间刹车压力P_s1。

P_s1＝η×(P_se-ΔP)+ΔP (4)

公式(4)中，η为刹车系统压力效率；ΔP为压力损失。

步骤三，确定有主动防滑刹车功能的应急刹车系统的打滑周期T_s：

所述打滑周期T_s是所述应急刹车系统的应急刹车压力由中间刹车压力增加至液压继电器的触点接通压力，使该液压继电器的触点接通，通过液压电磁阀对所述应急刹车系统的应急刹车压力泄压；使得应急刹车系统的刹车压力降低至中间刹车压力的过程。

根据刹车系统试验数据，正常防滑刹车系统在1/2轮胎压缩量的试验载荷下，刹车系统打滑次数不大于3～5次/秒，刹车系统正常。

通过公式(5)确定打滑周期T_s：

步骤四确定液压减压刹车阀的最大刹车压力P_m和中间刹车压力P_z。

所述液压减压刹车阀的刹车压力包括最大刹车压力P_m和中间刹车压力P_z。

通过公式(6)确定液压减压刹车阀最大刹车压力P_m：

P_m＝P_s (6)

通过公式(7)确定液压减压刹车阀中间刹车压力P_z：

P_z＝P_s1 (7)

公式(6)与公式(7)中，P_m为液压减压刹车阀输出的最大刹车压力；P_z为液压减压刹车阀输出的中间刹车压力。

应用时，所述有主动防滑刹车功能的应急刹车系统分为三个层级：

第一层级的操纵力≤98N时，输出的最小刹车压力≤0.98MPa；

第二层级的操纵力＞98N～≤280±20N时，输出的刹车压力＞0.98MPa～≤4.5±0.5MPa；所述输出的4.5±0.5MPa的刹车压力为中间刹车压力；所述输出的刹车压力为0.98MPa～4.5±0.5MPa时，刹车机轮不会抱死或爆胎；

第三层级的操纵力＞280±20N～≤最大值1080±50N时，输出的刹车压力＞4.5±0.5MPa～≤8±0.5MPa；所述输出的刹车压力为4.5±0.5MPa～8±0.5MPa时，该刹车压力大于液压继电器接通压力，液压电磁阀通电，有主动防滑刹车功能的应急刹车系统的刹车压力下降。

步骤五，确定液压继电器接通的压力和断开压力：

通过公式(8)确定液压继电器的接通压力P₂，通过公式(9)确定液压继电器的断开压力P₁；

P₂＝P_se (8)

P₁＝P_s1 (9)

公式中，P_se为刹车机轮应急刹车压力，P_s1为有主动防滑刹车功能的应急刹车系统的中间刹车压力。

当所确定的液压继电器的接通压力P₂小于液压减压刹车阀输出的刹车压力时，该液压继电器触点接通；当所述液压继电器的断开压力P₁大于液压减压刹车阀输出的刹车压力时该液压继电器触点断开。所述液压继电器的接通压力P₂与液压减压刹车阀输出的最大刹车压力P_m相同；所述液压继电器的断开压力P₁与液压减压刹车阀输出的中间刹车压力P_z相同。

至此完成了有主动防滑刹车功能的应急刹车系统的设计。

本发明由液压减压刹车阀、液压继电器和液压电磁阀组成，形成具有主动防滑功能的应急刹车系统。有主动防滑刹车功能的应急刹车系统工作原理：

1)接通应急刹车开关，飞行员按压应急刹车手柄，液压减压刹车阀4输出刹车压力小于中间刹车压力，有主动防滑功能的应急刹车系统不工作。

2)液压减压刹车阀4输出的刹车压力大于应急刹车系统中间刹车压力P_s1时，有主动防滑功能的应急刹车系统工作；液压减压刹车阀4输出的刹车压力大于应急刹车系统最大刹车压力P_s，并高于液压继电器触点接通压力时，液压继电器3触点接通，同时液压电磁阀2通电，应急刹车压力下降；当液压管路刹车压力低于液压继电器3 触点断开压力时，液压继电器3触点断开，液压电磁阀2断电，应急刹车压力上升。飞行员把应急刹车手柄按到底，应急刹车系统就按照“预先设置的控制率”进行刹车控制，直到刹停飞机。

有主动防滑刹车功能的应急刹车系统工作时刹车压力曲线见图3。

为克服现有技术中存在的无主动防滑功能的应急刹车系统在刹车力矩大于地面结合力矩时会造成机轮拖胎或爆胎事故的不足，在研究正常刹车系统厂内试验曲线，参考正常刹车系统外场试飞、试验和使用结论等的基准上，本发明提出了一种飞机应急刹车系统及其设计方法。应急刹车开关断开，有主动防滑刹车功能的应急刹车系统不工作，飞行员按下应急刹车手柄，液压减压刹车阀输出刹车压力。飞行员在操作过程中力感差异明显，依靠飞行员操纵，可实现安全可靠刹车。由于飞行员在操作过程中有力感的差异，有主动防滑刹车功能的应急刹车系统使用方便，人机界面良好。当操纵力小，输出刹车压力在中间刹车压力以下，能实现安全可靠刹车；当操纵力增大，力感明显，输出刹车压力在中间刹车压力以上时，具有主动防滑刹车功能的应急刹车系统能把实际刹车压力与系统设定的刹车压力值进行比较，从而主动调整刹车压力，达到能够主动防滑的目的。实现安全刹车。

根据HB5648《航空机轮和刹车装置-设计规范》中关于刹车力矩的要求，机轮与地面的摩擦系数为0.35～0.55。机轮刹车时作用在机轮上的力矩包括刹车力矩M_s和地面结合力矩M_c，有三种状态：M_s＜M_c、M_s接近M_c和M_s＞M_c。

当M_s＞M_c时，机轮滑动而无滚动；当M_s＜M_c时，机轮滚动而无滑动；当M_c＝M_s时，机轮将处于不稳定平衡状态。在HB5648中，要求机轮刹车时M_s＜M_c或M_s接近M_c。

在刹车过程中，地面摩擦系数不断变化，导致结合力矩M_c不断变化。使机轮刹车力矩M_s小于结合力矩M_c，刹车机轮不会抱死或爆胎，刹车效率高，刹车距离短，着陆安全。

本发明通过在应急刹车系统中增加主动防滑刹车功能，以解决刹车系统在刹车力矩大于地面结合力矩时会造成机轮拖胎或爆胎事故的不足，本发明没有采取本领域的技术人员的常规做法要求飞行员使用应急刹车时采用点刹车操作或在满足飞机刹车距离效率的情况下降低刹车压力。减轻飞行员的工作强度，确保飞机降落安全。

本发明的发明点有两个：

1是在应急刹车系统中增加主动防滑刹车控制功能；用来解决刹车系统在刹车力矩大于地面结合力矩时会造成机轮拖胎或爆胎事故的不足，减轻飞行员的工作强度，确保飞机降落安全、飞行员使用应急刹车时不必采用点刹车操作来防止爆胎事故。

2是应急刹车系统刹车压力PWM控制。本发明中通过选用压力继电器，应急刹车系统选用正常刹车系统试验、试飞经验，通过对液压减压刹车阀流量、压力的控制，实现应急刹车系统刹车压力PWM控制。综上所述，本发明要解决的实际问题是“在应急刹车系统中增加防滑功能，降低飞行员的工作量，避免使用刹车系统时发生爆胎事故。”

附图说明

图1是某机应急刹车系统的结构示意图；

图2是本发明的结构示意图；

图3是本发明的工作曲线。

1.机轮；2.液压电磁阀；3.液压继电器；4.液压减压刹车阀；5.压力油管；6.回油管；7.油箱；8.28V直流电源。

具体实施方式

本实施例是一种有主动防滑刹车功能的应急刹车系统，包括液压电磁阀2、液压继电器3、液压减压刹车阀4、28V直流电源8和回油管6。其中：液压减压刹车阀4 的刹车油口通过压力油管5分别与液压继电器3的进油口和液压电磁阀2的进油口联通；液压减压刹车阀4的回油口通过回油管6与油箱7联通。液压电磁阀2的刹车油口与机轮的液压缸座的进油口联通。液压电磁阀2的回油箱通过管路与油箱7联通。所述液压减压刹车阀4的进油口通过管路与液压源连接。

所述液压继电器3中的单刀双置开关的一个接线柱与28V直流电源8连接，所述液压继电器3的单刀双置开关的另一个接线柱与液压电磁阀2中的电磁铁通过导线连接。工作时，当来自液压减压刹车阀4输出的刹车压力达到液压继电器3的触点接通压力时，所述液压继电器接通，28V直流电源与液压电磁阀2上的电磁铁导通，使得液压电磁阀2排油泄压，使有主动防滑刹车功能的应急刹车系统压力降低。

本实施例中，液压源通过M12的管接头和长3.6m、内径为5.5mm的油管5连接到液压减压刹车阀4的进油口；液压减压刹车阀4的刹车油口通过三通管、M12的管接头和长0.2m的油管5与液压继电器3相连，该三通管接头的另一个接口通过M12的管接头、长2.1m并且内直径为φ5.5mm的油管5与液压电磁阀2的进油口联通；油液从液压电磁阀2的刹车工作口通过M12的管接头和长1.5m并且内直径为φ5.5mm的油管进入机轮1液压缸座中推动液压缸工作进行刹车。

回油管6连接液压减压刹车阀4、液压继电器3和液压电磁阀2的回油，并把回油连接到油箱7，当系统刹车压力降低时把回油引到油箱7。

所述飞机电源系统的28V直流电源8与液压继电器3正极的常开触点之间连通；该液压继电器3负极的触点与液压电磁阀2的正极连接；液压电磁阀2负极连接到飞机电源系统的地线。当油液压力等于或大于液压继电器3的触点接通压力时，液压继电器3的触点接通，28V直流电源与液压电磁阀2接通，应急刹车系统压力降低。

本实施例还提出了一种所述有主动防滑刹车功能的应急刹车系统的设计方法，其具体过程是：

步骤一、确定有主动防滑刹车功能的应急刹车系统的应急刹车压力P_s：

通过刹车机轮应急刹车装置的轴向推力S_t和刹车机轮应急刹车压力P_se确定有主动防滑刹车功能的应急刹车系统的应急刹车压力P_s。具体过程是：

Ⅰ确定刹车机轮应急刹车装置的轴向推力S_t：

通过公式(1)确定刹车机轮应急刹车装置的轴向推力S_t：

公式(1)中，L_s为飞机要求的刹车距离，r为动盘内半径，R为静盘外半径，μ为动摩擦系数，A_s为飞机降落时落地瞬间的动能，N_mc为摩擦面面数，R_g为机轮滚动半径。

本实施例中飞机要求的刹车距离为L_s＝810m，动盘内半径r＝0.122m，静盘外半径R＝0.162m，R+r＝0.284m；动摩擦系数μ＝0.23；飞机降落时落地瞬间的动能 A_s＝12000000J；摩擦面面数N_mc＝6；机轮滚动半径R_g＝0.365。

将所述数据带入公式(1)中，得到

Ⅱ确定刹车机轮应急刹车压力P_se：

通过公式(2)确定刹车机轮应急刹车压力P_se：

公式(2)中，N_hs为活塞数量，F_hs为活塞面积，ΔP为压力损失。

本实施例中，活塞数量N_hs＝5；活塞面积F_hs＝π×17.5²＝961.625mm²；压力损失ΔP＝1.2MPa。

将所述数据带入公式(2)中，得到

Ⅲ确定有主动防滑刹车功能的应急刹车系统的应急刹车压力P_s：

通过公式(3)确定应急刹车压力P_s。

P_s＝P_se+P_i (3)

公式(3)中，P_i为系统压力安全余量。

本实施例中有主动防滑刹车功能的应急刹车系统的应急刹车压力P_s与刹车机轮应急刹车压力P_se相同，从安全性设计角度出发，增加系统工作的安全余量。

本实施例中取P_i＝1MPa，代入公式(3)中，P_s＝6.9+1＝7.9MPa。

本实施例中，有主动防滑刹车功能的应急刹车系统的应急刹车压力P_s＝8±0.5MPa。

步骤二，确定有主动防滑刹车功能的应急刹车系统的中间刹车压力P_s1：

根据HB6080《飞机机轮防滑刹车控制系统通用技术条件》刹车系统有关距离效率和压力效率描述，刹车系统外场使用效率为60％～80％。

中间刹车压力P_s1是刹车机轮在任何情况下都不会抱死的刹车压力。

根据公式(4)确定有主动防滑刹车功能的应急刹车系统的中间刹车压力P_s1。

P_s1＝η×(P_se-ΔP)+ΔP (4)

公式(4)中，η为刹车系统压力效率，通过查询HB6080《飞机机轮防滑刹车控制系统通用技术条件》得到；ΔP为压力损失。

本实施例中，刹车系统压力效率η＝60％；压力损失为ΔP＝1.2MPa。将所述数据带入公式(4)中，得到P_s1＝4.68MPa

本实施例中应急刹车系统中间刹车压力确定为

步骤三，确定有主动防滑刹车功能的应急刹车系统的打滑周期T_s：

打滑周期T_s：所述打滑周期T_s是该有主动防滑刹车功能的应急刹车系统的应急刹车压力由中间刹车压力增加至液压继电器3的触点接通压力，使该液压继电器的触点接通，通过液压电磁阀对所述应急刹车系统的应急刹车压力泄压；使得应急刹车系统的刹车压力降低至中间刹车压力的过程。

根据刹车系统试验数据，正常防滑刹车系统在1/2轮胎压缩量的试验载荷下，刹车系统打滑次数不大于3～5次/秒，刹车系统正常。

通过公式(5)确定打滑周期T_s：

本实施例中有主动防滑刹车功能的应急刹车系统打滑周期T_s为0.2～0.3s。

步骤四确定液压减压刹车阀的刹车压力。

所述液压减压刹车阀4的刹车压力包括最大刹车压力P_m和中间刹车压力P_z。

当确定液压减压刹车阀的刹车压力≤所述中间刹车压力时，手柄操纵力小，刹车可靠、安全；

当确定液压减压刹车阀的刹车压力为最大刹车压力时，手柄操纵力变大，力感明显，必须依靠飞行员操纵，实现安全可靠刹车。

应用时，所述有主动防滑刹车功能的应急刹车系统在某型飞机上共分为三个层级：第一层级，按压刹车手柄，操纵力≤98N时，输出的最小刹车压力≤0.98MPa。第二层级，操纵力＞98N～≤280±20N时，输出的刹车压力＞0.98MPa～≤4.5±0.5MPa；所述输出的4.5±0.5MPa的刹车压力为中间刹车压力；在0.98MPa～4.5±0.5MPa的刹车压力下，刹车机轮不会抱死或爆胎。第三层级，操纵力＞280±20N～≤最大值1080±50N 时，输出的刹车压力＞4.5±0.5MPa～≤8±0.5MPa；当刹车压力为4.5±0.5MPa～8± 0.5MPa时，该刹车压力大于液压继电器3接通压力，液压电磁阀2通电，有主动防滑刹车功能的应急刹车系统的刹车压力下降。

根据有主动防滑刹车功能的应急刹车系统的使用特点，按照公式(6)确定液压减压刹车阀最大刹车压力P_m，通过公式(7)确定液压减压刹车阀中间刹车压力P_z。

P_m＝P_s (6)

P_z＝P_s1 (7)

P_m为液压减压刹车阀输出的最大刹车压力；P_z为液压减压刹车阀输出的中间刹车压力。

本实施例中，将有主动防滑刹车功能的应急刹车系统应急刹车压力P_s＝8±0.5MPa 和有主动防滑刹车功能的应急刹车系统的中间刹车压力带入公式(6) 中，得到液压减压刹车阀4输出最大刹车压力为8±0.5MPa；液压减压刹车阀4输出中间刹车压力为4.5±0.5MPa。

步骤五，确定液压继电器接通的压力和断开压力：

当液压减压刹车阀输出的刹车压力大于液压继电器的接通压力P₂时，该液压继电器触点接通；当液压减压刹车阀输出的刹车压力小于液压继电器的断开压力P₁时，该液压继电器触点断开。所述液压继电器的接通压力P₂与液压减压刹车阀输出的最大刹车压力P_m相同；所述液压继电器的断开压力P₁与液压减压刹车阀输出的中间刹车压力 P_z相同。

通过公式(8)确定液压继电器的接通压力P₂，通过公式(9)确定液压继电器的断开压力P₁；

P₂＝P_se (8)

P₁＝P_s1 (9)

公式中，P_se为刹车机轮应急刹车压力，P_s1为有主动防滑刹车功能的应急刹车系统的中间刹车压力。

将P_se＝6.9MPa和分别带入公式(8)和公式(9)，得到液压继电器接通的最大刹车压力P₂＝6.9MPa，液压继电器断开的中间刹车压力

至此完成了有主动防滑刹车功能的应急刹车系统设计。