阅读说明：本技术 飞机局部液压源刹车系统 (Local hydraulic source braking system of airplane ) 是由 杨弘 肖扬 李冰 杨晓 于 2019-10-16 设计创作，主要内容包括：本发明涉及飞机局部液压源刹车系统。飞机局部液压源刹车系统包括泵、液压油箱、刹车作动器、供油管路、回油管路和刹车控制单元,其中,供油管路设置在液压油箱和刹车作动器之间,且泵设置在供油管路中,回油管路设置在刹车作动器和液压油箱之间且是与供油管路分开的管路,刹车控制单元连接至泵；当提供刹车指令至刹车控制单元时,刹车控制单元控制泵工作,将液压油箱中的液压油通过供油管路供给到刹车作动器中；当解除刹车指令时,泵不工作,刹车作动器中的液压油通过回油管路回到液压油箱中。本发明能起到以下有益技术效果：缩减液压附件的数量,减轻刹车系统的重量,确保刹车系统的快速响应。(The invention relates to a local hydraulic source braking system of an airplane. The local hydraulic source brake system of the airplane comprises a pump, a hydraulic oil tank, a brake actuator, an oil supply pipeline, an oil return pipeline and a brake control unit, wherein the oil supply pipeline is arranged between the hydraulic oil tank and the brake actuator, the pump is arranged in the oil supply pipeline, the oil return pipeline is arranged between the brake actuator and the hydraulic oil tank and is a pipeline separated from the oil supply pipeline, and the brake control unit is connected to the pump; when a braking instruction is provided to the braking control unit, the braking control unit controls the pump to work, and hydraulic oil in the hydraulic oil tank is supplied to the braking actuator through the oil supply pipeline; when the braking instruction is released, the pump does not work, and hydraulic oil in the brake actuator returns to the hydraulic oil tank through the oil return pipeline. The invention can achieve the following beneficial technical effects: the number of hydraulic accessories is reduced, the weight of the brake system is reduced, and the quick response of the brake system is ensured.)

飞机局部液压源刹车系统

技术领域

本发明涉及航空技术领域，尤其涉及一种飞机局部液压源刹车系统。

背景技术

目前绝大部分飞机的刹车系统采用飞机的液压能源系统作为能源输入，刹车系统架构中采用了刹车控制阀(BCV)、切断阀(SOV)、单向阀(CV)、梭阀(SV，按需)、液压保险(HF)和蓄压器(ACC，按需)等液压附件；液压能源系统与刹车系统之间采用了大量的液压管路作为连接，大大增加了飞机的重量；同时，受限于液压管路的长短，若刹车控制阀与刹车作动器之间的液压管路布置得太长，就会影响到刹车系统的响应时间；此外，刹车系统中液压附件的失效会影响刹车系统的安全性和飞机的派遣。

发明内容

本发明的一个目的在于，提供一种飞机局部液压源刹车系统，其能解决现有技术所存在的问题，缩减液压附件的数量，减轻刹车系统的重量，确保刹车系统的快速响应。

本发明的以上目的通过一种飞机局部液压源刹车系统来实现，所述飞机局部液压源刹车系统包括泵、液压油箱、刹车作动器、供油管路、回油管路和刹车控制单元，其中，所述供油管路设置在所述液压油箱和所述刹车作动器之间，且所述泵设置在所述供油管路中，所述回油管路设置在所述刹车作动器和所述液压油箱之间且是与所述供油管路分开的管路，所述刹车控制单元连接至所述泵；

当提供刹车指令至所述刹车控制单元时，所述刹车控制单元控制所述泵工作，将所述液压油箱中的液压油通过所述供油管路供给到所述刹车作动器中；

当解除刹车指令时，所述泵不工作，所述刹车作动器中的液压油通过所述回油管路回到所述液压油箱中。

根据上述技术方案，本发明的飞机局部液压源刹车系统能起到以下有益技术效果：缩减液压附件的数量，减轻刹车系统的重量，确保刹车系统的快速响应。

具体地说，本发明采用了飞机局部液压源刹车系统，大大缩减液压附件的数量，大大减少液压管路的数量，且可以自主供压，无需飞机液压能源系统接入，大大减轻了刹车系统的重量，避免了液压能源系统对刹车系统产生的影响，能够保证飞行员给出刹车指令时刹车系统的快速响应。

较佳的是，所述飞机局部液压源刹车系统还包括停机刹车阀，所述停机刹车阀设置在所述回油管路中且连接至停机刹车开关，当打开所述停机刹车开关时，所述停机刹车阀切断所述回油管路，阻止所述刹车作动器中的液压油通过所述回油管路回到所述液压油箱中。

根据上述技术方案，本发明的飞机局部液压源刹车系统能起到以下有益技术效果：能提供停机刹车功能，阻止刹车作动器中的液压油通过回油管路回到液压油箱中。

较佳的是，所述飞机局部液压源刹车系统还包括第一单向阀，所述第一单向阀设置在所述供油管路中，从而确保液压油在所述供油管路中不逆流。

根据上述技术方案，本发明的飞机局部液压源刹车系统能起到以下有益技术效果：能确保液压油在供油管路中不逆流。

较佳的是，所述飞机局部液压源刹车系统还包括第二单向阀，所述第二单向阀设置在所述回油管路中，从而确保液压油在所述回油管路中不逆流。

根据上述技术方案，本发明的飞机局部液压源刹车系统能起到以下有益技术效果：能确保液压油在回油管路中不逆流。

较佳的是，所述泵和所述液压油箱都安装在起落架轮轴内。

根据上述技术方案，本发明的飞机局部液压源刹车系统能起到以下有益技术效果：节省起落架舱安装刹车系统液压附件的空间，同时距离刹车作动器位置较近，能够保证飞行员给出刹车指令时刹车系统的快速响应。

较佳的是，所述泵安装在起落架轮轴内，所述液压油箱安装在起落架车架主体内。

根据上述技术方案，本发明的飞机局部液压源刹车系统能起到以下有益技术效果：节省起落架舱安装刹车系统液压附件的空间，同时距离刹车作动器位置较近，能够保证飞行员给出刹车指令时刹车系统的快速响应。

较佳的是，飞机起落架包括多个起落架轮，每个泵对应于相应的一个起落架轮，且每个泵对应于相应的一个液压油箱。

根据上述技术方案，本发明的飞机局部液压源刹车系统能起到以下有益技术效果：每个泵对应于相应的一个液压油箱，便于对每个液压油箱的供油进行控制。

较佳的是，飞机起落架包括多个起落架轮，每个泵对应于相应的一个起落架轮，且位于同一轮轴内的两个泵共用一个液压油箱。

根据上述技术方案，本发明的飞机局部液压源刹车系统能起到以下有益技术效果：位于同一轮轴内的两个泵共用一个液压油箱，进一步节省起落架舱安装刹车系统液压附件的空间。

较佳的是，所述液压油箱内设有油量传感器。

根据上述技术方案，本发明的飞机局部液压源刹车系统能起到以下有益技术效果：用于指示液压油箱内液压油量的体积，便于维护人员监测液压油的泄露。

较佳的是，所述起落架轮轴上开设有维护口盖，以便于向所述液压油箱内添加液压油。

根据上述技术方案，本发明的飞机局部液压源刹车系统能起到以下有益技术效果：便于维护人员向液压油箱内添加液压油。

较佳的是，所述起落架车架主体上开设有维护口盖，以便于向所述液压油箱内添加液压油。

根据上述技术方案，本发明的飞机局部液压源刹车系统能起到以下有益技术效果：便于维护人员向液压油箱内添加液压油。

附图说明

图1是本发明一实施例的飞机局部液压源刹车系统的一示意架构图。

图2是本发明一实施例的飞机局部液压源刹车系统的一示意安装图。

图3是本发明一实施例的飞机局部液压源刹车系统的另一示意安装图。

图4是本发明一实施例的飞机局部液压源刹车系统的另一示意安装图。

附图标记列表

1、泵

2、液压油箱

3、刹车作动器

4、供油管路

5、回油管路

6、刹车控制单元

7、停机刹车阀

8、第一单向阀

9、第二单向阀

11、轮轴

12、车架主体

具体实施方式

以下将描述本发明的具体实施方式，需要指出的是，在这些实施方式的具体描述过程中，为了进行简明扼要的描述，本说明书不可能对实际的实施方式的所有特征均作详尽的描述。应当可以理解的是，在任意一种实施方式的实际实施过程中，正如在任意一个工程项目或者设计项目的过程中，为了实现开发者的具体目标，为了满足系统相关的或者商业相关的限制，常常会做出各种各样的具体决策，而这也会从一种实施方式到另一种实施方式之间发生改变。此外，还可以理解的是，虽然这种开发过程中所作出的努力可能是复杂并且冗长的，然而对于与本发明公开的内容相关的本领域的普通技术人员而言，在本公开揭露的技术内容的基础上进行的一些设计、制造或者生产等变更只是常规的技术手段，不应当理解为本公开的内容不充分。

除非另作定义，权利要求书和说明书中使用的技术术语或者科学术语应当为本发明所属技术领域内具有一般技能的人士所理解的通常意义。本发明专利申请说明书以及权利要求书中使用的“第一”、“第二”以及类似的词语并不表示任何顺序、数量或者重要性，而只是用来区分不同的组成部分。“一个”或者“一”等类似词语并不表示数量限制，而是表示存在至少一个。“包括”或者“包含”等类似的词语意指出现在“包括”或者“包含”前面的元件或者物件涵盖出现在“包括”或者“包含”后面列举的元件或者物件及其等同元件，并不排除其他元件或者物件。“连接”或者“相连”等类似的词语并非限定于物理的或者机械的连接，也不限于是直接的还是间接的连接。

图1是本发明一实施例的飞机局部液压源刹车系统的一示意架构图。图2是本发明一实施例的飞机局部液压源刹车系统的一示意安装图。图3是本发明一实施例的飞机局部液压源刹车系统的另一示意安装图。图4是本发明一实施例的飞机局部液压源刹车系统的另一示意安装图。

如图1所示，根据本发明的一实施例，飞机局部液压源刹车系统包括泵1、液压油箱2(为刹车作动器3提供液压能源)、刹车作动器3(为飞机提供刹车作动)、供油管路4、回油管路5和刹车控制单元6，其中，供油管路4设置在液压油箱2和刹车作动器3之间，且泵1设置在供油管路4中，回油管路5设置在刹车作动器3和液压油箱2之间且是与供油管路4分开的管路，刹车控制单元6连接至泵1；

当提供刹车指令至刹车控制单元6时，刹车控制单元6控制泵1工作，将液压油箱2中的液压油通过供油管路4供给到刹车作动器3中；

当解除刹车指令时，泵1不工作，刹车作动器3中的液压油通过回油管路5回到液压油箱2中。

根据上述技术方案，本发明的飞机局部液压源刹车系统能起到以下有益技术效果：缩减液压附件的数量，减轻刹车系统的重量，确保刹车系统的快速响应。

具体地说，本发明采用了飞机局部液压源刹车系统，大大缩减液压附件的数量，大大减少液压管路的数量，且可以自主供压，无需飞机液压能源系统接入，大大减轻了刹车系统的重量，避免了液压能源系统对刹车系统产生的影响，能够保证飞行员给出刹车指令时刹车系统的快速响应。

也就是说，本发明是将一种局部液压源(HPP,Hydraulic Power Pack)(主要包括泵和液压油箱)应用于飞机刹车系统，将该局部液压源与刹车作动器直接相连，在飞行员提供刹车指令时将泵入刹车作动器进行作动。同时，将刹车作动器的回油管路直接连接到局部液压源上，形成局部液压源和刹车作动器之间的闭合回路。

较佳的是，泵1是电机驱动泵。

当然，上述电机驱动泵仅仅是本申请飞机局部液压源刹车系统所采用的泵的一种较佳形式，本领域技术人员在本申请公开内容的基础上可以理解，也可采用其他合适的泵(例如，液压驱动泵等)，而不脱离本申请权利要求的保护范围。

较佳的是，飞机局部液压源刹车系统还包括停机刹车阀7，停机刹车阀7设置在回油管路5中且连接至停机刹车开关，当打开停机刹车开关时，停机刹车阀7切断回油管路5，阻止刹车作动器3中的液压油通过回油管路5回到液压油箱2中。

根据上述技术方案，本发明的飞机局部液压源刹车系统能起到以下有益技术效果：能提供停机刹车功能，阻止刹车作动器中的液压油通过回油管路回到液压油箱中，使得刹车作动器中始终有液压油，从而完成停机刹车功能。另外，飞机断电后，液压油箱中的液压油仍能保证停机刹车功能满足适航条款的规定。

较佳的是，飞机局部液压源刹车系统还包括第一单向阀8，第一单向阀8设置在供油管路4中，从而确保液压油在供油管路4中不逆流。

根据上述技术方案，本发明的飞机局部液压源刹车系统能起到以下有益技术效果：能确保液压油在供油管路中不逆流。

较佳的是，飞机局部液压源刹车系统还包括第二单向阀9，第二单向阀9设置在回油管路5中，从而确保液压油在回油管路5中不逆流。

根据上述技术方案，本发明的飞机局部液压源刹车系统能起到以下有益技术效果：能确保液压油在回油管路中不逆流。

本发明所提出的技术方案与现有技术相比，具有以下一个或多个优点：

(1)本发明无需飞机液压能源系统与刹车系统之间的液压管路连接，大大减小了飞机重量；

(2)本发明中的液压油使用后通过回油管路重新回到液压油箱中，除泵、阀、作动器的液压油泄露外，能够保证刹车系统内部液压油的封闭循环使用；

(3)本发明由于系统架构简单，因此刹车系统安装简单，可安装于刹车作动器非常接近的地方，能够保证刹车系统快速、及时的响应；

(4)本发明由于系统架构简单，因此方便维护。

较佳的是，如图2-4所示，根据本发明的一实施例，局部液压源(包括泵1和液压油箱2)安装在起落架的轮轴11内或车架主体12内。

根据上述技术方案，本发明的飞机局部液压源刹车系统能起到以下有益技术效果：节省了起落架舱安装刹车系统液压附件的空间，同时距离刹车作动器位置较近，能够保证飞行员给出刹车指令时刹车系统的快速响应。

需要指出的是，飞机起落架一般包括两种形式：一种为双轮轴形式(也可称为轮轴式)，即仅仅包括两个轮轴11(一对轮轴)，如图4所示；另一种为多轮轴形式(也可称为小车架式)，包括四个或六个轮轴(两对或三对轮轴)，图2、3示出了四个轮轴11。在多轮轴形式的飞机起落架中，车架主体12连接多对轮轴。例如，如图2、3所示，车架主体12连接两对轮轴11。

较佳的是，按照驱动刹车作动器所需的液压油量及供油速度，可计算出液压油箱2的体积及泵1的大小。若轮轴11内部的空间体积足够安装局部液压源，就将局部液压源整体(泵1和液压油箱2)都安装于轮轴11内，如图2和图4所示；若轮轴11内部的空间体积不够安装局部液压源，那么将液压油箱2安装于车架主体12内，将泵1安装于轮轴11内。在将液压油箱2安装于车架主体12内的情况下，较佳的是，左右两个泵1共用一个液压油箱2，如图3所示。

较佳的是，将轮轴11设计为螺纹紧固的两截结构，当需要为液压油箱2补油或更换泵1时，使得小车架便于拆装，有利于地勤人员对局部液压源进行维护。

较佳的是，在液压油箱2内安装油量传感器，用于指示液压油箱内液压油量的体积，便于维护人员监测液压油的泄露。

较佳的是，在轮轴11或车架主体12上开设维护口盖，便于维护人员向液压油箱内添加液压油。

本发明所提出的技术方案与现有技术相比，还具有以下一个或多个优点：

(1)本发明将适用于刹车系统的局部液压源安装于起落架的内部，大大节省了起落架舱的空间；

(2)由于局部液压源距离刹车作动器较近，因而减少了从起落架舱到机轮的液压管路，降低了飞机的重量；

(3)由于局部液压源距离刹车作动器较近，因而能够保证飞行员给出刹车指令时刹车系统的快速响应。

以上对本发明的具体实施方式进行了描述，但本领域技术人员将会理解，上述具体实施方式并不构成对本发明的限制，本领域技术人员可以在以上公开内容的基础上进行多种修改，而不超出本发明的范围。