飞机电制动刹车系统研究
申请工程师主送论文
机务部修理分部工艺科
华维立
摘要：阐明电制动刹车系统的优点，分析了电刹车系统结构和关键部件的构型及其差异，结合民用航空公司的需求情况对两种电制动刹车系统在技术上提出了选型的建议。
关键词：电制动刹车；电制动作动器；Boeing787飞机
Research for Electrical Drive Break System of Aircraft
Abstract：Account for the virtues of the electrical drive brake system, analyze the configuration of this system and the difference between 2 type of the key parts, then give the airlines some advice how to choose the EDBS for the Boeing 787 airplane.
Keywords：electrial drive brake；electrical brake actuator；Boeing787 airplane
随着大功率电子设备和分布结构的发展，当前民用飞机正向“多电化”方向发展，越来越多的电控部件取代了液压控制部件，从而更有效的利用了发动机的输出功率，降低了耗油量。在此发展过程中，飞行控制系统和刹车系统是最先开始实现全电化的部件系统。
飞机刹车系统是飞机重要的机载设备，它是飞机上功能相对独立的一个子系统，其作用是承受飞机的静态重量、动态冲击载荷以及在飞机着陆阶段、滑跑阶段吸收飞机的滑跑动能，使飞机快速降低速度，达到缩短滑跑距离的目的，以及确保飞机在起飞、着陆、滑行、转弯过程中有效的制动和控制，对飞机的起飞、
安全着陆起着重要的作用。
所有飞机刹车系统的工作机理都大致一样：飞机在地面滑跑的过程中，充分利用飞机轮胎与地面之间产生的结合力，借助于动、静刹车组件之间的相互作用产生摩擦，将飞机的动能转化为其他形势的能量(主要是热能)，尽快并安全的把飞机的速度降为零。
刹车装置组要分成控制组件和热包组件两个部分。当前重量轻、热性能好的碳-碳复合材料刹车热包组件已经得到广泛使用，我公司的757和767机队使用的都是这种热包。在热包组件上各厂家的产品性能相差不多，因而决定刹车性能质量的关键就在于刹车的控制组件。
自20世纪20年代飞机首次采用机轮刹车技术开始，刹车控制组件经过了机械制动、液压制动，目前正在向电制动过渡。所谓“电制动刹车系统”（EDBS）就是利用电子制动装置来驱动刹车执行机构，使用电子传输线路代替原有的机械连杆或液压输油管路，实现刹车控制功能的一个新系统。该系统由许多不同功能的附件组成，涉及到机械、电子、控制、自动化、计算机应用、材料等多个领域。随着电子技术的不断发展，用电子装置取代现有有的液压装置的电制动刹车已成为当今刹车系统的一个发展趋势。
一、电制动刹车的优越性
当代飞机的刹车装置一般都是以高压液压油为动力，采用活塞式作动、多刹车盘的结构。从运动关系看，刹车装置（不包括传感器）主要分成两部分：一部分包括活塞衬套、活塞壳体、活塞（包括其中的自动调节机构）、刹车静盘，它们固定在起落架上，在飞机起落过程中不转动；另一部分由与轮毂传动键相配合的动盘组成，它们随着机轮的转动而一起转动。动盘和静盘交错布局，活塞和衬套通过数个封圈将回复弹簧等回复机构以及液压油密封包纳在一起。
刹车工作时，在液压油的作用下，驱动活塞压紧刹车盘产生制动力矩起到刹停的作用，刹车松开时，在回复弹簧的作用下收回活塞，动、静盘间不存在力矩，从而使机轮正常转动。（见图1所示活塞运动图）
图1液压制动刹车工作和松开时的活塞运动
因为液压刹车系统的固有特性，以液压油为传动介质的液压刹车系统存在着下列难以克服的缺点：体积重量较大；结构复杂笨重；易损、维修量大，维修成本高；高温高压下液压油容易泄漏导致燃烧；出现故障不容易判断原因；维护和修理时间长费用高等；据我公司2004～2006年的数据统计，平均每年要发生4起刹车漏油故障，虽然每次排除漏油故障只需要1个工作日和200元左右的航材成本，但因漏油导致碳材料热组件腐蚀而报废却会给航空公司带来将近7万元的损失。有时漏油不明显，未能及时发现，液压油在高温高压下结成块状，致使刹车无法工作，容易造成热组件卡死从而报废整个热组件。
另外由于目前对液压刹车状态的监控和反馈不直观，飞机滑行或着陆时，在使用刹车和发动机反推的时机及程度上完全依靠飞行员的经验，这样不仅效率不高造成刹车热包或燃油的浪费，还易引发人为差错。许多航空公司都发生过时防滞刹车未及时松开，热组件散热不良发生粘结，影响了后续航班的人为差错。
由于液压驱动刹车存在以上的缺点，长期以来又无法有效改进，因此有必要研制一种新的控制方法来取代传统的液压驱动控制。目前国内外正积极研制新一代的刹车系统——电制动刹车系统（EDBS），它用机电作动机构（见图2）取代现有刹车系统的液压作动机构，不再需要管道、泵和阀等液压组件，完全避免了漏油故障；各种信号都通过电缆传输，对刹车系统的监控更为简单和直观，控制程序可以根据飞机状态（飞机载重、发动机推力、襟副翼状态和轮胎磨损等情况）
和地面状况（地面干湿、跑道滑行道长度等）实现对刹车系统的动态控制，使飞机能在理想状态下滑行和降落，从而实现节油、节约成本和避免人为差错。
图2电驱动刹车驱动机构示意图
对于航空公司来说，采用电制动刹车系统（EDBS）除了降低整个刹车系统的重量和体积外，还能带来以下好处：
●提高刹车系统的故障诊断能力。
●大大减少刹车系统的维护费用和时间。
●提高刹车系统的防滑性能、安全性。
●控制精度更高，有利于实现飞机的自动控制系统，提高经济性。
其中最明显的优势的就是缩短了维护周期，以往液压制动刹车小修一次需要3～4个工作日，采用电制动刹车（EDB）后仅需要1.5个工作日就可以完成一次小修，航空公司就可以降低刹车备件数量，节约大量流动资金。
二、EDBS的研制情况
目前世界几大飞机刹车制造商都已经开展EDBS的研制工作。最早在1979年，美国就开始试制电驱动刹车，到了九十年代中期，美国古德里奇（Goodrich）公司在美国军方的大力支持下，成功研制了出了具有实用价值的电制动刹车，该
刹车是由对称布置在刹车热组件上的4个电刹车作动器（EBA）作为作动组件，每套执行机构由无刷直流电机、齿轮组和滚珠丝杠副横向排列而成，可独立或成对执行刹车/防滑动作。通过实验表明此电制动刹车的性能可以满足设计需要，即使只使用两个作动器也能起到正常的刹车/防滑功能，证明了电刹车比液压刹车有更好的冗余性。另外，该系统所利用的力矩反馈系统和机轮速度光纤传感器也被证明能有效提高刹车系统的性能。这种由四套作动机构组成，每套作动机构的电机和驱动副横列的布局方式成为现在各公司研发大型飞机电制动刹车的基本构型。（见图3）
图3 电刹车作动器
当前比较成熟的电制动刹车大致分为刹车机架、电刹车作动器、转矩托架和相关的传感设备四个部分。在每个机电作动机构的执行端（丝杠螺母）连有一个位移传感器，以对作动机构进行精确的位置伺服（相当于压力伺服）。通过安装在转矩托架上的传感器系统对刹车力矩进行反馈，提高了整个EDBS的控制品质。由于另外三个部分都有成熟的液压刹车设计经验可供借鉴，因此各厂家的研制竞争主要集中在电刹车作动器这个新增部件上。
三、EDBS的构型
图4 EDBS信号传输示意图
图4是典型的EDBS的信号图，首先由刹车系统控制组件向EBAC发出要求刹车工作的信号，EBAC接受EBPSU（电驱动刹车供电组件）提供的电力并将其输出给它所控制的8个EBA组件，进行相应的刹车工作。
由图4可看出，每个EBA（电刹车作动器）组件都有相互独立的三根电缆线来传送和接受电力或电信号。正常情况下，EBAC可以根据机轮速度信号和EBA力矩信号来判定机轮刹车的状态，然后调整输出给各EBA的控制信号，使各EBA根据实际情况输出不同的力矩，让刹车磨损均匀，避免侧磨等不正常现象的发生，提高刹车的使用率，实现刹车的动态控制；即使其中一或两个EBA 出故障，EBAC也可以立刻调整输出给其它EBA的信号，增强它们的输出力矩，保证刹车正常工作。EBAC还能很容易的将各种信号直观的传输到工作面板上，方便飞行员对飞机进行检查及机务对刹车进行磨损监控和排故。
EBA在EDBS中起作动作用，它接受电信号，产生输出力矩，驱动刹车工作，是EDBS中的作动部件。直接借鉴液压驱动刹车的经验，刹车机架和热组件的研制已经比较成熟，各厂家之间的差距不大。在研制EDBS过程中最重要的就是开发EBA的设计生产，EBA的好坏直接关系到整个刹车系统的质量。
EBA是一种机电结合的部件，它的电机和机械机构排列有两种构型，一种是电机和驱动组件直列式布局，这种EBA结构简单、重量轻，力矩直接由电机
传递给丝杠组件，减少了能量损失，但工作是震动较大，承受外来震动的能力也较差；另一种是电机和驱动组件并列式布局，这种EBA占用体积小，通过一套齿轮传动组件将电机的输出力矩传递给丝杠组件作动，并列布局降低了工作时产生的震动，紧凑的结构有利于抵抗外界震动的干扰。（图5），因为在抗震方面出色的优越性，目前大型飞机上EDBS中的EBA均采取了并列式的布局构型。
图5 EBA的机电排列构型
EBA的驱动部件是丝杠作动器，由啮合在丝杠上的活塞来完成驱动工作，早期的设计是采用滚柱丝杠结构，这样输出的力矩平稳可靠，但由于接触面较大，工作时要克服摩擦的力矩也较大，也较容易发生卡死故障造成制动失效。后来改进成滚珠丝杠结构，接触面小了，克服了上述的缺点，但为了保证工作平稳有效，对滚珠的精度提出了很高的要求。
高品质的EBA，不仅要求尺寸小重量轻，更重要的是要求电机对电流变化的相应快捷准确，驱动部件运行平稳，受外界因素（主要是震动和污染）的干扰小。为了保证长时间无故障使用，还需要具备自润滑能力和很高的生产精度，这对刹车厂商的生产能力提出了考验。
四、Boeing 787-8飞机的两种EDBS比较
Boeing 787系列飞机的刹车系统已经确定采用电驱动，成为了最早采用
EDBS的大型民用飞机。787-8飞机设计全机共有8套刹车，分别与8个主轮相对应。有4个电制动控制器EBAC和32个电制动作动器EBA，每套刹车组件上包括4个EBA，整个系统结构为左右各一个刹车系统控制单元（BSCU）分别控制左右各两个EBAC，每个EBAC控制两个电刹车组件即8个EBA。（见图6）波音公司选定了两家OEM厂商：美国的Goodrich和法国的Messier－Bugatti，我公司已经确定在2008年引进787-8型飞机的计划，在这两个厂商之间进行选型成为飞机引进前期的重要工作。
图6 787-8电刹车控制图
Goodrich和Messier－Bugatti这两家公司都有为民航大型飞机提供液压制动刹车的丰富经验，但在电制动刹车上，Goodrich曾在F-16战斗机、波音777客机和A320客机上试用过，在“全球鹰”军用无人侦察机上正式投入使用；而Messier仅在A320客机上试用过，从设计生产经验来说，Goodrich是领先的。在刹车热包组件上两家都采用了以往液压刹车上成熟的经验，Goodrich是五动盘十个摩擦面构型，Messier是四动盘八个摩擦面构型，从效果来说五动盘构型比
四动盘构型要好，但Messier在防腐涂层上使用的技术较Goodrich先进，对防冰液、清洗液等腐蚀的抵抗能力较强，考虑到当前国内机场和航空公司在做防冰处理和清洗飞机的情况，预计Messier热组件实际使用性能可能会高出Goodrich热组件。在刹车回路设计上，Goodrich用测压元件为主控制回路，电机电流和丝杠位置为备用控制回路；Messier仅仅用电机电流做为控制回路。两套控制回路要比一套控制回路能提供更加安全的制动控制。
图7 EBA组件机电连接构型
接着分析一下EBA的情况。两家厂商最大的不同就在于EBA上：Goodrich 的设计是机电一体化的EBA（见图7右），将电机与滚珠丝杠设计成一体；Messier 则是电机和滚珠丝杠相互独立（见图7左），可以单独作为一个组件拆下。这两种设计各有优缺点：Goodrich将电和滚珠丝杠做成一体化部件，外表为整体密封结构，抗外界污染和干扰的能力较强，尤其是在振动和污染都非常严重的起落架上，一体化设计的可靠性较高，但一体化后，无论是电机故障还是滚珠丝杠故障，都必须将整个EBA组件拆下维修，相应的维护成本会上升；Messier则正好相反，电机和滚珠丝杠可以独立拆下，这样一旦其中一个部件出故障，只需要拆下该部件即可，相应的维修费用较低，但因为电机和滚珠丝杠之间是靠齿轮组来联系传动的，因此两个独立部件之间的配合肯定不如一个整体部件，而且在维护时机电部件之间的密封性会受到影响，起落架又是飞机上振动污染比较严峻的区域，整个EBA组件的可靠性会有影响，一旦可靠性得不到保障，那么维修费用也会相应上升。从目前两家公布的EBA试验数据来看，Goodrich的EBA无故障使用起落数为59000cyl，而Messier的EBA无故障使用起落数为：电机25000cyl；滚
珠丝杠40500cyl；实验数据表明一体化的EBA构型更为可靠。
Goodrich的一体化全封闭结构还免除了日常维护中对机械部件的润滑工作，Messier的机电分离设计在对刹车进行翻修时还必须对机械部件进行润滑，增加了出现人为差错的可能性，其可靠性又要打个折扣。
根据波音网上公布的数据，每台刹车的四个EBA中允许其中一个EBA失效，但需要相应的减少飞机的载重。Goodrich称它们的设计可以保证在一个EBA失效后不需要减载，但还未取得波音公司的认可；Messier在设计上就无法做相应保证，一旦有单个EBA失效，肯定需要对飞机减载
此外，有一点还必须得到重视，Goodrich的EBA完全是自主研发的，拥有设计和生产专利，虽然目前还在做各种各样的改动，但是有理由相信它们的改动会更加安全和经济，对今后EBA投入使用后可能出现的各种故障会有较强的排故或改进能力，今后在后续其它机型上的应用也会保持连贯性，有利于航空公司节约成本；而Messier则是由欧洲的一个专业的电动马达生产公司来为它们设计和生产EBA组件，对于航空公司来说，一旦EBA出现维护手册未涉及到问题，很可能无法从Messier公司得到直接有效的答复。第三方厂商的发展也会影响到今后EBA及其配套部件的供应和维护，无形中增加了很多不确定的因素。
根据以上分析，仅从技术角度来说，Goodrich的产品相对压要更加成熟，有利于今后的使用和维护。
电刹车是机电一体化部件，对航空公司来说是新事物，以往各航空公司的刹车维护人员只是从事机械方面的维修，没有电机方面的维护经验，也缺乏相应的工装，航空公司在选型时还需考虑人员的全面培训和相应工装的添置，以便于将来顺利开发电刹车的维修工作。
五、结束语
飞机电制动刹车系统是航空刹车发展的方向，国外对此系统的研究已经进入了实用化阶段，本文仅就电刹车的系统结构和重要部件进行了论述，并以787-8飞机的电刹车为例，分析了Goodrich和Messier两家公司产品在技术方面的优劣。
今后各厂商在电刹车上的竞争必然集中在EBA上。同时依托电刹车良好的数据反馈，对飞机的自动控制系统进行升级，以达到更加安全和节约成本的目的。国内的厂商也应当尽早开展这方面的研究，在现有技术能力不足的情况下，可以借鉴Messier的经验引入第三方生产商进行合作，不仅可以暂时避过难点、提高国内刹车研制水平，还有利于提高国产支线飞机在国际市场的竞争力。
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Goodrich，《Electro-Mechanical Brake System and Wheels For Boeing 787》，2006.8.18
空客A320飞机刹车故障及维修探讨 发表时间：2019-10-12T14:32:48.527Z 来源：《科技新时代》2019年8期作者：杨庆锋 [导读] 对飞机安全运行构成严重威胁。对此，笔者以空客A320飞机为研究对象，就其刹车故障与维修对策作了探讨，以供参考。东方航空技术有限公司北京分公司北京 101300 摘要飞机刹车系统性能的高低与飞机起飞降落和飞行控制水平有着密切的关联，在飞机长期运行中时常会发生刹车故障，对飞机安全运行构成严重威胁。对此，笔者以空客A320飞机为研究对象，就其刹车故障与维修对策作了探讨，以供参考。? 关键词空客A320飞机;刹车系统故障;温度传感器? 1 空客A320飞机刹车系统概述? 空客A320飞机中的刹车系统具有四个子系统，即正常刹车、备用刹车、停留刹车以及空中刹车，其中正常刹车与备用刹车两个子系统分别使用的是绿和黄系统压力，且绿系统压力优先为刹车提供工作压力，同时两者还均有属于自己的伺服活门和液压保险[1]。? 在空客A320飞机刹车系统中，BSCU不仅负责对刹车信号进行接收，对选择活门进行打开或关闭，即所谓的响应刹车指令和选择刹车方式，还负责轮速、大气数据等信号信息的接收，刹车压力、轮速、预定程序的调节和控制，在保证刹车性能处于最佳状态的基础上对系统进行监控和自检，并发送提示和警告信号至ECAM和CFDS，以及控制前轮转弯等[2]。故BSCU是空客A320飞机刹车系统的核心构成。? 2 空客A320飞机刹车故障分析? 虽然空客A320飞机可利用BSCU对刹车系统的工作状态进行监测，利用电控液力系统对刹车压力、机轮转速、加速度、扰流板位置、空速等参数的精确计算来提升刹车性能与效率，利用轮压、轮温传感系统以及三针表压力指示系统对刹车状态进行监测、显示和预警，但在高频率操作下刹车故障还是不可规避，据分析故障多表现为：? 一是对于BSCU监控故障，一般主要为语音警告和视觉警告，如在提示AUTO BRK FAULT和BSCU SYSI FAULT时，分别代表的是自动刹车故障和BSCU故障，对于前者需要机组检修人员根据故障表现判断故障所在并排除故障，后者则需要进行BSCU地面自测试，具体可参考排故手册TSM程序展开检修。? 二是刹车手柄失效，这里提及的刹车手柄主要指的是停留刹车系统，在此故障情况下，三针表提示刹车但停留刹车手柄却不能松开，考虑到两侧的刹车传感器不太可能同时发生故障，故通过检查刹车作动筒确认是指示信号有误还是确实存在故障，如果发现刹车作动筒处于伸出状态，表示转动电门、控制线路、控制活门可能是故障来源，但根据工作经验来看，转动电门的故障概率要大于控制线路和控制活门，毕竟其属于敏感的活動元件，若其确实为故障点，则会在停留刹车“OFF”状态下，致使储压器压力对刹车动作一直作用引发上述故障，这一原因还可能造成停留刹车失控。? 三是主轮刹车温度异常，在刹车温度监控正常时，若单个主轮刹车温度高于其他主轮，表示其可以继续工作只是刹车异常，由于该故障影响的是一个主轮刹车，所以可从伺服活门开始排除故障，其中刹车伺服活门、刹车元件、液压保险等容易出现故障。再者飞机着陆以后，其他主轮温度均在150℃，只有一个主轮温度在60℃以下，对此可先检查刹车装置是否处于工作状态，若确实工作过，故障可能出现在温度传感器或者温度监控系统，但如果不曾工作，则需要结合三针表和刹车作动筒判断故障来源。此外还可能提示某一主轮温度为“XX”，这种情况通常与温度传感器失效、接口污染、安装不当等有关。? 3 空客A320飞机刹车故障的维修措施探讨? 3.1 及时对故障进行针对性维修? 首先针对BSCU监控故障，需要根据故障提示信息按照TSM程序进行自检测试消除故障，如在刹车温度监控系统中，若故障表现为温度传感器中的单个，此时故障概率由高到低分别是温度传感器、BTMU、BSCU、导线;若故障表现为温度传感器中的一侧2个，故障概率由高到低分别是BTMU、BSCU、导线，若4个温度传感器都出现了故障，则BSCU的故障概率大于导线，然后在逐一排除后锁定故障点并进行维修，如故障信息为ECAM WARNING：BRAKES HOT，FAILTURE MSG：BRAKE TEMP SENSOR 4GW OR MONIT UNIT 2GW，更换刹车温度传感器4GW后经操作测试，刹车温度系统正常，故障排除。? 其次针对停留刹车手柄故障，原因多出现在刹车压力传感器、双向活门、三针表、备用伺服活门等部位，如果根据手册查询到的参数与其他刹车压力传感器对比后数据差异较大，表示确实存在故障，需要及时更换;至于双向活门、三针表、备用伺服活门等刹车组件故障通常也是采取重新更换措施。? 再者针对主轮温度异常，需要结合具体的故障信息进行维修，可根据手册查询更换相应传感器。有时存在3号和4号2个主轮无刹车温度显示的问题，对此需要更换右BTMU及与之相连的电插头。如果故障是由液压渗漏造成的，需要及时清除油污，并适当调节管路之间的距离，安装正确的力矩，若发现密封圈老化或失效必须予以更换。? 最后针对刹车余压问题，通常先排查故障是否是由刹车双向活门或者辅助低压控制系统引发的，由于辅助低压系统对双向活门具有控制作用，所以可从其入手进行检查，若是有控制管路有余压造成的，可从具体的故障点到双向活门的控制管路采取排气即可消除余压，若为作动筒渗透引发的故障，需要进行快速隔离必要时可采取更换封严处理。? 3.2 切实做好刹车系统维护工作? 如定期与不定期检查刹车系统的工作状态，特别是BSCU监控系统、电控液力系统、轮温和轮压传感系统以及三针表指示系统的重要组件，包括伺服活门、双向活门、温度传感器、压力传感器、作动筒等，在系统无外漏的情况下做好排气工作;检查刹车部件外观是否完好无破损、无腐蚀，密封状态是否良好，规范清洁刹车组件活塞和活塞杆，以免因灰尘、杂质黏附密封圈增大泄露风险，对不符合规定的或者有缺陷的零部件进行及时更换，刹车系统管路应安装顺畅无扭曲，停留刹车手柄固定紧度要足够但不能损伤钢索，液压油既要及时添加更要做好清洁等。? 总之，刹车系统作为飞机的重要构成，不可避免地会出现一定的故障，这就要求我们以空客A320飞机刹车特点为切入点，根据故障表现分析原因，然后采取针对性措施消除故障，进而减少刹车故障的不良影响，为空客A320飞机安全、可靠、平稳运行提供重要保障。? 参考文献? [1] 韩冬.空客A320系列飞机襟/缝翼翼尖刹车监控信息的分析[J].航空维修与工程，2016，（09）：73-75.? [2] 杨先学.空客A320飞机碳刹车毂阻滞故障分析[J].航空维修与工程，2016，（01）：72-74.?
试论A320飞机刹车系统的特点和常见故障 发表时间：2019-01-03T11:47:07.707Z 来源：《基层建设》2018年第34期作者：刘洋 [导读] 摘要：刹车系统是现代民用航空器的制动装置。 北京飞机维修工程有限公司西南航线中心四川成都 610200 摘要：刹车系统是现代民用航空器的制动装置。它的可靠性对飞机运行安全具有极大关联。故此，文章以A320飞机为研究对象，展开对其具体系统研究，通过这几种对常见刹车故障现象的分析，阐述故障产生原因。 关键词：A320；飞机；刹车系统；特点；常见故障 1刹车系统简析 飞机的刹车系统相对复杂，其主要是由6个子系统构成，包括正常、备用刹车系统等，其中正常的刹车系统在具体的工作中，是在绿系统压力的支持下完成，而备用刹车系统在实际运行中，是在黄系统压力的支持下完成，一般绿液压系统压力优先。1.正常刹车。①人工刹车。飞机的刹车系统具备人工刹车，在需要刹车时，飞行员用脚踩脚蹬，脚蹬下方设置了能够感受压力，并将其转换为电信号，并发送到 BSCU，实现刹车动作，还可以实现对刹车压力的大小调节。②自动刹车。自动刹车同样是飞机刹车系统的关键部分，在不是着陆状态下，通过踩踏脚蹬能够实现减速。再借助收扰流板及脚蹬方向，可实现自动刹车。③空中刹车。当飞机起飞手起起落架时，由于轮胎的高速旋转，会打上轮舱中重要部件。因此把起落架手柄放置在UP位3秒钟后，直接将机轮自动。2.备用刹车。①带防滞人工刹车。机组踩脚蹬时，黄液压系统压力传至下游，并实现对刹车力的控制与调节，避免飞机发生抱死现象。②不带防滞人工刹车。如果BSCU发生异常情况，这种情况，则不可以对备用刹车进行利用，实际的刹车时，黄液压系统压力传至刹车组件开始刹车。 2系统原理 Ａ３２０系列飞机刹车系统由正常刹车系统、备用刹车系统、停留刹车系统和空中刹车系统四个子系统组成。正常刹车系统使用绿系统压力，备用刹车系统使用黄系统压力，通过自动选择活门自动选择，绿系统压力优先于黄系统压力对系统提供工作压力。正常刹车系统与备用刹车系统各有一套独立的伺服活门和液压保险。正常刹车系统工作：绿系统压力经过正常选择器活门→自动选择活门→正常伺服活门进入各刹车装置，ＢＳＣＵ控制正常伺服活门开度进行防滞刹车。 备用刹车系统工作：黄系统压力经过自动选择活门→停留刹车操作活门→双向活门→双向往复活门→备用伺服活门进入各刹车装置，脚蹬信号由备用低压控制系统转变成机械信号，控制刹车双分配活门调节刹车压力大小。停留刹车工作：系统压力经自动选择活门→停留刹车操作活门→双向往复活门→备用伺服活门进入各刹车装置，停留刹车手柄直接电控停留刹车控制活门打开，使停留刹车操作活门保持开位。空中刹车在起落架手柄"ＵＰ"位３ｓ后由绿系统供压进行刹车。系统核心（ＢＳＣＵ）：控制并监控整个刹车系统的工作。ＢＳＣＵ接收刹车指令信号，打开或关闭刹车选择活门，完成对刹车指令的响应和刹车方式选择；同时还接收轮速信号以及ＡＤＩＲＵ的大气数据等信息，调节刹车压力，控制轮速，按照预定的程序控制自动刹车，以达到最佳刹车性能的目标；并完成对系统监控和自检，向ＥＣＡＭ、ＣＦＤＳ发出提示和警告信息以及进行前轮转弯控制等功能。ＢＳＣＵ包括两个系统，一个工作，一个备用，交替工作。 系统原理见图１ 3常见的刹车故障 1.系统检测的故障。BSCU可实现对整个系统的检测，在具体的工作中可实现对刹车压力、活门位置等的检测，并能够确认系统对指令的执行情况。如果，系统发生异常情况，BSCU可以实现对异常的检测，并发出相关报警信号与响应促使。并且，它可结合故障信息，实现自测试，并结合TSM排除故障。 2.单个主轮刹车温度不正常。在主轮工作过程中，如出现单个主轮温度异常，且高于其他轮，则说明该轮存在故障，且故障是伺服活门以后的部件故障可能性比较高。解决方法根据AMM手册更换部件。 3.停留刹车手柄控制失效。在刹车动作执行后，停留刹车不松开，三针表显示压力，可借助刹车动作判断信号是否异常或是是否发生故障。如果停留刹车失效，则需要换旋转电门。 4.刹车储压器的故障。刹车储压器是航空器液压系统的重要部件之一，该部件的好坏直接影响到航空器刹车工作正常与否。当检测到刹车储压器压力过低时，不要简单充气。需要依据手册进行检查判断后实施相应维护工作。对停留刹车储压器的压力检查时，应依据环境温度，参考表中给定的压力值，若压力差值小于218PSI，则正常充气至标准，若差值大于218PSI，则需要检查刹车储压器的充气口、接头以及总管有无渗漏。 4A320飞机刹车组件碳刹车片磨损分析与预防 1.碳刹车片磨损机理分析。①碳片之间的磨损。刹车制动时通过液压力的作用将力传给活塞，使活塞压在碳片上，从而使刹车动盘和静盘间产生摩擦力来实现的。随着飞机起落次数的增加，刹车使用次数的增多，刹车组件上的碳刹车片的磨损也加大，当碳刹车片达到完全磨损的程度，即刹车组件上的磨损指示杆伸出长度为零时，要求更换刹车组件，返修刹车组件，这种碳片之间的磨损属于正常磨损。②键和键槽之间磨损。刹车组件中的动片通过外部边缘上的槽被键接到机轮上，使得动片随机轮一起转动，那么键和键槽之间的间隙就是一个至关重要的参数。如果航线在更换轮子的时候，没哟及时发现刹车组件动片键槽间隙的加大和磨损，而继续使用，动片磨损就会越来越大，直至动片碎裂，这将导致严重的航空安全。 5常见故障分析及排故 停留刹车手柄控制失效停留刹车松不开，即三针表上有刹车指示。因为两边刹车压力传感器同时故障的可能性很小，可以通过对刹车装置的刹车作动筒检查来判断刹车故障是真实存在的或是信号指示有误。若检查发现刹车作动筒伸出，就可以判断故障源头应该是停留刹
飞机液压系统 【摘要】 本论文主要阐述了液压系统的原理,主要部件组成,功用，以及维护与修理。液压系统是指飞机上以油液为工作介质，靠油压驱动执行机构完成特定操纵动作的整套装置。液压系统由液压油箱、油箱增压系统、液压泵、地面勤务系统等组成。由于飞机液压系统的工作情况直接与飞行安全密切相关。故现代飞机上大多装有两套(或多套)相互独立的液压系统。单位功率重量小、系统传输效率高、安装简便灵活、惯性小、动态响应快、控制速度范围宽、油液本身有润滑作用、运动机件不易磨损是其优点；缺点为油液容易渗漏、不耐燃烧、操纵信号不易综合。与其他机械的液压系统相比，飞机液压系统的特点是动作速度快、工作温度和工作压力高。本论文主要以波音737为例分析飞机液压系统。 关键词：液压系统驱动马达泵（EMDP）液压动力转换组件（PTU） Abstract: This paper describes the principle of the hydraulic system, major components, function, and maintenance and repair. Aircraft hydraulic system is to oil as the working medium, by the hydraulic actuator to complete a specific set of device control action. Hydraulic system by hydraulic tank, fuel tank pressurization system, hydraulic pump, ground service system components. Since the work of the aircraft hydraulic system directly related to flight safety. Therefore, most modern aircraft equipped with two (or sets) of independent hydraulic system. The weight of a small unit power, the system transmission efficiency, ease of installation flexibility, inertia is small, fast dynamic response, wide speed control, lubrication oil itself, moving parts, easy to wear its advantages; disadvantage of easy oil leakage, impatience burning, easy to manipulate the signal integrated. Hydraulic and other mechanical systems, aircraft hydraulic system is characterized by a movement speed, high temperature and pressure. In this thesis, an example of Boeing 737 aircraft hydraulic system. Key words:The hydraulic system EMDP PTU
空客A320更换机轮及刹车注意事项 深圳航空公司的空客A320飞机大部分选装了胎压指示系统，刹车风扇冷却系统，加之空客公司的设计理念过分保守，在很多部位使用双重保险，使我们的工作量增大，工作难度也提高了。我航线大多数员工无A320飞机维护经验，过站工作中机轮超标需更换时，难免手忙脚乱，可能会导致航班延误，给深航的声誉带来不利影响。未避免这种情况的再次发生，特总结一下换轮经验，给大家做个参考。 其实更换机轮的难度主要是附件的拆装，现据图详解如下（未选装胎压传感的可省略相关部分）： 首先介绍一下主轮的附件，顺序由右至左： 1，风扇罩（22）——[螺钉（21），保险垫片（20）6个-需更换，或者不用更换的普通垫片]
2，冷却风扇（19）——[铜质紧固螺帽（24）-要注意力矩-保险丝保险，垫片（25）-注意方向] 3，环形防护罩（18）——（和风扇罩共用固定螺钉） 4，支架（16）-有定位销——[卡环紧固（15）-安装时注意方向，可节省时间] 5，轮轴大螺帽，垫片-注意方向——[大螺帽由两个小螺栓-螺帽保险，小螺栓-螺帽由开口销保险] 6，薄壁空心的轮速传感器驱动轴（31），非常脆弱，不可弯折。驱动轴伸出一端为花键结构，安装风扇罩时要非常小心，用油脂润滑驱动轴的花键和风扇罩的花键槽（23），并将花键槽套住花键。安装前检查花键和花键槽的磨损情况，键槽为铜质，不耐磨损，可导致轮速误差，导致刹车失效。 另外每个机轮组件的胎压传感器（下图10）通过保持套（上图4，下下图60）和轮毂气路结头连通，图示如下：
拆装胎压传感器时，要检查保持套封圈（50）状态，破损则更换。胎压传感器保持套不在位时接头处会持续漏气。 如果刹车温度允许设置停留刹车，设置停留刹车，以节省调整刹车片位置的时间，加快进度。 整个主轮的拆下顺序为： 风扇罩-胎压传感器保持套-环形保护罩-刹车冷却风扇-支架-轮轴大螺帽-主轮。 安装顺序相反。 力矩：前轮轮轴螺帽：第一次160.7磅尺，第二次80磅尺 主轮轮轴螺帽：第一次185-221磅尺，第二次110磅尺 打力矩时需转动轮胎。 安装完毕应检查胎压传感器保持套和轮胎充气阀处有无渗漏，检查下ECAM的LG 页面轮胎压力指示是否正常，检查刹车冷却风扇是否工作正常（有无鼓风）。 每更换一个主轮所需消耗件：
BI YE SHE JI （20 届） 飞机起落架刹车系统工作原理与性能分析 所在学院 专业班级飞机结构修理 学生姓名学号 指导教师职称 完成日期年月
摘要 飞机的刹车系统是保证飞机安全快速可靠地着陆的重要部件，在飞机着陆地面滑跑阶段通过刹车装置将飞机的动能转化为热能，减小飞机着陆滑跑的距离，通过飞机刹车系统的防滑刹车功能是飞机在着陆滑跑时在不同的路面上都能提供最大的刹车力同时保证飞机滑跑时的航向稳定性。本文重点论述了飞机刹车盘的工作原理，及刹车盘常见故障和维修排除方法，以及一些常见问题的预防和维护方法。 关键词：飞机刹车盘，刹车效率，刹车材料
ABSTRACT Aircraft braking system is an important component that is to ensure the safety, quickly and reliably of aircraft landing. The brakes of aircraft convert kinetic energy of aircraft into heat energy and reduce the distance of the landing roll. The features of anti-skid braking system can provide the largest braking force and ensure stability of the course in the landing roll on the different road. .I n this paper discusses the brake and anti-skid braking control system. And some common methods of prevention and maintenance will be introduced as well. Key Words: aircraft brakes，braking efficiency, brake materials
液压系统 摘要：详细阐述了液压系统的工作原理，飞机液压系统的各组成系统及元件，重点论述了B737-800飞机液压系统的功能、组成、工作特点和使用维护要求。 关键字：液压；液压油箱；B737-8OO; 1 液压系统工作原理 1.1 启动电磁铁全部不得电，主泵输出油液通过阀6、21中位卸载。 1.2电磁铁1Y、5Y 得电，阀6 处于右位，控制油经阀8 使液控单向阀9 开启。 进油路：泵1－阀6右位－阀13－主缸上腔。 回油路：主缸下腔－阀9－阀6右位－阀21中位－油箱。
主缸滑块在自重作用下迅速下降，泵1 虽处于最大流量状态，仍不能满足其需要，因此主缸上腔形成负压，上位油箱15 的油液经充液阀14 进入主缸上腔。 1.3主缸慢速接近工件、加压 当主缸滑块降至一定位置触动行程开关2S 后，5Y 失电，阀9 关闭，主缸下腔油液经背压阀10、阀6 右位、阀21 中位回油箱。这时，主缸上腔压力升高，阀14 关闭，主缸在泵1 供给的压力油作用下慢速接近工件。接触工件后阻力急剧增加，压力进一步提高，泵1 的输出流量自动减小。 1.4 保压 当主缸上腔压力达到预定值时，压力继电器7发信号，使1Y失电，阀6回中位，主缸上下腔封闭，单向阀13 和充液阀14 的锥面保证了良好的密封性，使主缸保压。保压时间由时间继电器调整。保压期间，泵经阀6、21的中位卸载。 1.5 泄压 主缸回程保压结束，时间继电器发出信号，2Y 得电，阀6 处于左位。由于主缸上腔压力很高，液动滑阀12 处于上位，压力油使外控顺序阀11 开启，泵1输出油液经阀11 回油箱。泵1 在低压下工作，此压力不足以打开充液阀14 的主阀芯，而是先打开该阀的卸载阀芯，使主缸上腔油液经此卸载阀芯开口泄回上位油箱，压力逐渐降低。当主缸上腔压力泄到一定值后，阀12 回到下位，阀11关闭，泵1 压力升高，阀14完全打开，此时进油路：泵1－阀6左位－阀9－主缸下腔。回油路：主缸上腔－阀14－上位油箱15。实现主缸快速回程。 1.6 主缸原位停止 当主缸滑块上升至触动行程开关1S，2Y失电，阀6 处于中位，液控单向阀9将主缸下腔封闭，主缸原位停止不 1.7 下缸顶出及退回 3Y得电，阀21 处于左位。进油路：泵1－阀6中位－阀21左位－下缸下腔。回油路：下缸上腔－阀21 左位－油箱。下缸活塞上升，顶出。 3Y失电，4Y得电，阀21 处于右位，下缸活塞下行，退回。动。泵1 输出油液经阀6、21中位卸载。
飞机电制动刹车系统研究 申请工程师主送论文 机务部修理分部工艺科 华维立 摘要：阐明电制动刹车系统的优点，分析了电刹车系统结构和关键部件的构型及其差异，结合民用航空公司的需求情况对两种电制动刹车系统在技术上提出了选型的建议。 关键词：电制动刹车；电制动作动器；Boeing787飞机 Research for Electrical Drive Break System of Aircraft Abstract：Account for the virtues of the electrical drive brake system, analyze the configuration of this system and the difference between 2 type of the key parts, then give the airlines some advice how to choose the EDBS for the Boeing 787 airplane. Keywords：electrial drive brake；electrical brake actuator；Boeing787 airplane 随着大功率电子设备和分布结构的发展，当前民用飞机正向“多电化”方向发展，越来越多的电控部件取代了液压控制部件，从而更有效的利用了发动机的输出功率，降低了耗油量。在此发展过程中，飞行控制系统和刹车系统是最先开始实现全电化的部件系统。 飞机刹车系统是飞机重要的机载设备，它是飞机上功能相对独立的一个子系统，其作用是承受飞机的静态重量、动态冲击载荷以及在飞机着陆阶段、滑跑阶段吸收飞机的滑跑动能，使飞机快速降低速度，达到缩短滑跑距离的目的，以及确保飞机在起飞、着陆、滑行、转弯过程中有效的制动和控制，对飞机的起飞、
飞机电源系统 现代飞机战术技术水平在迅速地发展和提高，为了完成复杂的飞行任务并保证飞行安全，需要装配大量先进机载设备。在飞机上，航空发动机是机械能源，称为一次能源，向机载设备提供的能源称为二次能源。二次能源主要有液压能、气压能和电能。由于电能易于输送、分配、变换和控制，绝大部分机载设备采用电能工作。 随着电气技术水平的提高，国外正在研制“全电飞机”，它将用电能全部取代飞机液压能和气压能。 飞机上用来产生电能的设备组合（电源及其调节、控制和保护设备）称为飞机电源系统，电源系统中有主电源、辅助电源、应急电源和二次电源，飞机上用来传输、分配、转换和控制电能的导线和设备按一定方式组合起来，称为飞机配电系统或飞机电网。飞机电网主要由传输电能的导线和电缆、防止导线和设备受短路或超载危害的保护装置、配电装置、电源、用电设备的控制和转换装置及电源检查仪表等组成。 电源系统与配电系统总称为飞机供电系统。依靠电能工作的设备称为用电设备，供电系统与用电设备总称为飞机电力系统。 飞机主电源由发电机及其传动、调节、控制、保护装置等组成，向正常飞行的飞机用电设备供电。主电源不工作时由辅助电源或地面电源供电。常用的辅助电源是航空蓄电池或辅助动力装置驱动的发电机。在飞行中主电源一旦发生故障不能正常供电时，由应急电源供电。常用的应急电源有航空蓄电池和风动涡轮发电机。二次能源（以下简称次电源）是将主电源一种型式的电能转变为不同电压、不同电流和不同质量电能的设备，以满足不同用电设备对不同形式电能的要求。 电源和混合电源。混合电源就是同时采用两种主电源。 各种电源与其调节、控制、保护装置及电网一起组成供电系统。这些供电系统在飞机发展的不同时期都发挥了它们的作用。同时在使用中也看出了它们的优缺点。因此，随着飞机的发展各国都在改进和研制较理想的供电系统。 一、低压直流供电系统 （一）低压直流供电系统的优点 在飞机发明后的半个世纪里，低压直流供电系统一直充当飞机主电源是因为它有
飞机刹车系统 1.防滑控制刹车的实质 万里飞行轮下始，刹车为您保平安。刹车系统是飞机起落装置的组成部分，是飞机安全运行必不可少的重要系统。随着飞机技术的进步，刹车系统的组成、工作原理、控制功能等也在不断的发展完善。 现代飞机刹车系统正常刹车都有机轮自动防滑控制功能，不仅仅是正常刹车，有些飞机的备份或应急刹车系统也有防滑控制能力。防滑控制刹车的主要任务是在保证安全前提下，发挥刹车能力，提高刹车效率，最大限度地缩短飞机着陆滑跑距离，同时减小轮胎磨损，延长机轮使用寿命，改善维护性，降低运营成本。 防滑控制刹车的实质就是充分利用跑道所能提供的最大摩擦因数（结合系数），如图1所示。 u 干跑道 湿跑道 冰跑道 最佳滑动量滑动量 图1 飞机刹车防滑控制基本原理示意图 刹车系统工作时通过不断地调节刹车压力，控制机轮转速，始终使机轮滑动量在最佳滑动量附近，这样飞机刹车距离最短，刹车效率最高。 2.机轮滑动量 刹车过程中实际运动状态既有滚动又有滑动，而滚动是主要的，机轮滑动量是度量机轮制动程度的一个参数，其定义是机轮对地面的相对滑动量，公式表示为：滑动量=1-轮速/地
速。当机轮滑动量为零时，轮速等于地速，机轮为纯滚动；当机轮滑动量等于1时，轮速为零，机轮刹死而完全滑动；一般地当机轮滑动量在0.1～0.3范围内时，地面摩擦系数u最大，提高地面摩擦系数（结合系数）是提高刹车效率，缩短滑跑距离的关键。 3.机轮打滑 当轮胎与跑道接触面间产生最大摩擦系数时所对应的滑动量成为最佳滑动量。当滑动量σ小于或等于最佳滑动量时为稳定滑动状态，如图1中虚线左侧所示，此时刹车力矩与结合力矩及机轮惯性力矩相互平衡，且结合力矩刹车力矩增大而增大。当滑动量σ大于时为不稳定滑动状态，如图1中虚线右侧所示，此时结合力矩逐渐减小，导致机轮迅速进入刹死状态，此即为机轮打滑或卡滞，一旦发生打滑现象，地面摩擦系数随滑动量的增加而迅速降低，进入恶性循环，这是应竭力避免的。 机轮打滑时一方面由于刹车力或摩擦力迅速减小，不能有效缩短滑跑距离，另一方面机轮轮胎会急剧摩擦或磨穿，有时会引起轮胎爆破，危及飞机安全。 4.湿跑道机轮打滑 湿跑道机轮打滑原因有两个方面。相较于干跑道，湿跑道所能提供的地面摩擦系数会减小，如图1所示。而飞机刹车力矩一般设计的足够大，以保证有足够能力刹停飞机。干跑道提供的最大摩擦力矩较大，能够平衡最大刹车力矩，所以系统把刹车压力调节到最大值附近；而湿跑道提供的最大摩擦力矩大大低于最大刹车力矩，系统工作在小的刹车压力下，系统性能降低。 其次，由于湿跑道与轮胎间的最大摩擦系数较小，维持机轮转动的结合力矩较小，湿跑道上仅能给机轮提供比干跑道小的旋转加速度，机轮回转力减弱，机轮从深打滑中恢复时间加长，导致系统性能进一步恶化。 5.不同刹车方式的使用技巧及减速效果 为了算短着陆距离，民用飞机可使用包括减速板、发动机发推力装置，刹车装置等的多
陕西航空职业技术学院 毕业设计（论文）说明书 机电工程系航空机电设备维修专业 毕业设计（论文）题目飞机刹车系统常见故障 和维修技术 学生姓名吝渭阳学号10571-21 指导教师李瑞峰职称助理工程师
2012 年06 月05 日 毕业设计（论文）任务书 机电工程系航空机电设备维修专业 学生姓名吝渭阳学号10571-21 一、毕业设计（论文）题目飞机刹车系统常见故障和维修技术 二、毕业设计（论文）时间2012 年06月05日至2010年12月 三、毕业设计（论文）地点：陕西航空职业技术学院 四、毕业设计（论文）的内容要求： 1、论文中包含具体实例，理论知识和相关图表并存； 2、字数不少于8000字； 3、论文内容及格式按要求完成。
指导教师年月日 批准年月日 摘要 本论文主要阐述了某型飞机起落架设计改进及制造技术。改进后的起落架经试验及预先飞行验证，各项指标符合要求，满足了新研飞机的使用需要，并在此基础上，针对性地提出了预防措施。为了提供飞机主起落架放下位置锁检测夹具试验所需的载荷，设计了液压传动系统，并对液压传动系统中的关键元器件如液压泵、加载作动筒、减压阀等进行设计计算和合理选型，使用结果表明：所设计的液压传动系统作用在夹具试验台中的效果完全满足《飞机大修指南》中规定的诸如密封性检查、可靠性检查和磨合试验等试验要求。 关键词：飞机刹车系统故障分析预防措施前起落架自动收起液压系统检测夹具液压传动液压导管漏油缺陷无损检测节能设计实体剖分姿态误差油量测量计算仿真三维造型污染控制重心位置重心前限重心后限油量传感器设计小波分析法飞机燃油系统故障检测与诊断
A207选择题(含94 小题) 1.Ｃ 2.Ｄ 3.Ｃ 4.Ｄ 5.Ｃ 6.Ｂ 7.Ｄ 8.Ｂ 9.Ｂ10.Ｃ 11.Ｂ12.Ｃ13.Ｂ14.Ｃ15.Ｂ16.Ｃ17.Ｃ18.Ｂ19.Ｂ20.Ｃ 21.Ｃ22.Ｃ23.Ｃ24.Ｂ25.Ｃ26.Ｂ27.Ｄ28.Ｄ29.Ｃ30.Ｃ 31.Ｄ32.Ｄ33.Ｃ34.Ｄ35.Ｂ36.Ｄ37.Ｂ38.Ａ39.Ｄ40.Ｄ 41.Ｄ42.Ｃ43.Ａ44.Ａ45.Ｃ46.Ａ47.Ｃ48.Ａ49.Ａ50.Ｂ 51.Ａ52.Ｄ53.Ｂ54.Ｂ55.Ｂ56.Ａ57.Ｄ58.Ｃ59.Ａ60.Ｄ 61.Ｄ62.Ｃ63.Ａ64.Ａ65.Ａ66.Ｃ67.Ｂ68.Ａ69.Ｂ70.Ｂ 71.Ｂ72.Ｂ73.Ａ74.Ｄ75.Ｃ76.Ｃ77.Ａ78.Ｄ79.Ｄ80.Ｄ 81.Ｂ82.Ｃ83.Ｂ84.Ｂ85.Ｂ86.Ｄ87.Ｃ88.Ｂ89.Ｂ90.Ｂ 91.Ｃ92.Ｄ93.Ａ94.Ｄ 1.为保护油泵免受超载而损坏，往往装的机械保险装置是 Ａ、热力释压活门。Ｂ、单向活门。 Ｃ、剪切销。Ｄ、安全活门。 2.卸荷活门与发动机驱动的定量泵结合使用，其目的是 Ａ、防止油流的过度损失。 Ｂ、消除油泵的压力脉动。 Ｃ、在工作系统不工作时, 卸去系统的压力。 Ｄ、在工作系统不工作时, 卸去油泵的工作压力。 3.液压系统使用的"供压组件"是 Ａ、比通常的供压系统能提供更大的压力。 Ｂ、指它有一个能产生较大压力的发动机驱动泵。 Ｃ、把所有供压附件安置在一起的组合件。 Ｄ、指它有一个自增压式油箱。 4.如果壹架飞机液压系统属于定量泵恒压系统，发现比平时卸荷频繁，然而又没有发现不正常的渗漏现象，其最大可能原因是 Ａ、安全活门调节的压力过高。 Ｂ、油箱通气管被堵塞。 Ｃ、油箱中油量过多。 Ｄ、储压器充气压力不足。 5.在液压泵工作时，下列哪些原因最可能引起压力表的过大摆动? Ａ、压力表内的波顿管破裂。 Ｂ、储压器充气压力不足。Ｃ、供油不足。 Ｄ、系统安全活门卡在关闭位。 6.飞机液压供压系统中使用的变流量泵恒压系统 Ａ、一定要用卸荷活门才能保证恒压要求。 Ｂ、由于泵内有压力补偿装置，所以不需使用卸荷活门。 Ｃ、使用安全活门保证在工作系统不工作时，泵出口压力为恒定。 Ｄ、在工作系统不工作时, 泵的出口压力为最小。 7.石油基液压油颜色为 Ａ、紫色。Ｂ、兰色。Ｃ、绿色。Ｄ、红色。 8.除去导管以外，组成一个简单的液压系统至少需要的附件为: Ａ、作动筒、增压油箱、储压器、选择活门。
目录 1 概述……………………………………………………………………………… 1 1.1 关于飞机液压系统…………………………………………………………… 1 1.2 液压传动的工作原理和工作特征…………………………………………… 2 1.3 液压传动的优缺点…………………………………………………………… 4 1.3.1 液压系统的优点…………………………………………………………… 5 1.3.2 液压系统的缺点…………………………………………………………… 5 1.4 本课题的任务要求和设计原始数据………………………………………… 6 1.4.1 任务要求…………………………………………………………………… 6 1.4.2 原始数据…………………………………………………………………… 6 1.5 本课题主要研究工作………………………………………………………… 7 2 液压系统设计…………………………………………………………………… 8 2.1 制定系统方案和系统原理图………………………………………………… 8 2.1.1 制定系统方案及拟订液压系统图………………………………………… 8 2.1.2 液压原理图的分析………………………………………………………… 13 2.2 油泵的参数计算和型号选择………………………………………………… 19 2.2.1 液压泵的主要性能参数…………………………………………………… 19 2.2.2 液压泵的转速……………………………………………………………… 20 2.2.3 液压泵的排量及流量……………………………………………………… 20 2.2.4 液压泵种类的选择………………………………………………………… 20 2.2.5 确定液压泵的各参数计算和型号选择…………………………………… 21
A320的刹车有两种构型，新构型比较简单。下面就以新构型为例。 两部控制计算机BSCU和ABCU。 BSCU是刹车系统和前轮转弯系统的核心控制计算机。它接收刹车指令信号, 打开或关闭刹车选择活门, 完成对刹车指令的响应和刹车方式选择，同时还接收轮速信号以及大气数据和惯性基准组件（ADIRU）的大气数据等信息, 调节刹车压力, 控制轮速, 按照预定的程序控制自动刹车, 以达到最佳刹车性能的目标。并完成对系统监控和自检, 向飞机电子中央监控系统、中央故障显示系统发出提示和警告信息，以及进行前轮转弯控制等功能。 BSCU内部有两个系统。两个系统功能完全相同，交替控制刹车系统。每个系统内又包含有两个通道。当起落架控制手柄在放下位时,两部计算机交换. ABCU是控制备份刹车系统的。 刹车有三种，正常刹车系统，和备份刹车系统和停留刹车。正常刹车用绿系统，备用和停留刹车用黄系统，这里的黄系统可以有两种来源，系统压力或储压器的压力。
1. 正常刹车系统分成自动刹车，人工刹车和空中刹车 使用条件 绿系统压力可用； 防滞和前轮转弯开关在接通位； 停留刹车在OFF位或者停留刹车在ON位而停留刹车压力低于507PSI
自动刹车 可以通过主仪表板上的起落架控制面板人工选择。MAX（中断起飞用）MED和LOW（着陆用） MAX 收到地面扰流板放出信号后立即提供最大压力. 减速率6m/s2
MED收到地面扰流板放出信号2秒后提供适当压力. 减速率4m/s2 LOW收到地面扰流板放出信号4秒后提供适当压力. 减速率1.7m/s2 当减速率到了预选的模式80%时,相应的DECEL蓝灯亮. 在自动刹车工作时，飞行员可以随时踩踏板断开自动刹车。 人工刹车 飞行员也可以自己踩刹车,当踏板踩下时，由踏板下的传感器(NORM BPTU)把机械输入信号转换成电信号送到BSCU。BSCU打开正常选择活门(NORM BRK SELECTOR V ALVE),BSCU 通过伺服活门(NORM SERVO V ALVE)来调节所需压力.比如说防滞信号. 这两种刹车都是带防滞(ANTI SKID)的 如果防滞失效就无法使用正常刹车系统了. 3.空中刹车 空中刹车通过正常刹车系统完成。在手柄收上后,打开正常选择活门3秒钟,把主轮刹住. 前轮则在轮舱里自由旋转. 前轮的刹车带在2000年就取消了，只是为了减重, 5.52KG可以参考SB32-1217 2 备份刹车系统分带防滞和不带防滞两种
多电飞机机电系统关键技术探究 【摘要】随着波音787飞机的出现，多电飞机在民用航空领域的应用已经成为现实。多电飞机技术在飞机的电源系统、飞控系统、环控系统以及刹车系统等方面都有具体的体现，其关键技术的发展也推动着飞机全电化进程。 【关键词】多电飞机；机电系统；波音787 0 引言 飞机主发动机除了完成提供飞行所需的动力这一主要功能之外．还为飞机上四种次级功率系统，即液压、气压、电气和机械系统提供原动力。多种二次能源造成飞机上接口多，飞机对地面设备的依赖性大． 自主性小。为了提高飞机可靠性、可维护性以及使用成本．多电飞机技 术的研究成为飞机发展的重要方向 多电飞机(MEA，MoreElectricAircraft)是一种用电力系统部分取 代原来的液压、气压和机械驱动系统的飞机，力图使飞机的次级功率 系统尽量多地用电的形式分配 采用电能取代其它的二次能源的多电飞机涉及到飞控系统、环控 系统、防除冰系统以及起落架系统等诸多机电系统的设备和技术的变 革一
1 飞行控制系统 功率电传(PWB)技术的应用是多电飞机的重要表现功率电传是 指由飞机次级能源系统至作动系统各执行机构之间的功率传输是通 过电导线以电能量传输的方式完成的 传统的飞机采用液压作动系统．由于飞机全身布满液压管路．增加了飞控系统的总重量．使飞机的受攻击面积增大．导致飞机战伤生 存率不高：其次高压化和大功率则使传统飞机液压系统的效率问题日 益突出，进而引发了诸如散热、使飞机燃油总效率降低等问题。而在多 电飞机上将飞机次级功率系统中的液压作动机构改为功率电传．给飞 行器的操纵和控制方式带来巨大变化．其优点包括：可靠性高、生存力 强、维修性好、效率高、容错力强、大量节省费用。 采用功率电传作动系统将取消飞机上既有电源又有液压源双个 二次能源的结构，对发展多电、全电飞机具有重要意义。目前的功率电 传作动系统主要有两类：一种是电动静液作动系统(EHA1方案：另一种
空客A320-液压系统 李桃山 南昌航空大学飞行器工程学院100631班10号 摘要：A320系列飞机成功的设计理念及架构奠定了空中客车公司在民机市场中的地位。从系统构成、工作性能、可靠性及维修性等方面对A320液压系统进行了详细介绍和分析。该机型液压系统架构简洁,具有一定的先进性,对相近民用机型设计而言,具有重要的参考意义。 关键字：A320液压系统;主液压系统;辅助液压系统 1、引言：装有两台喷气式发动机、可供大约150个座位的空中客车A320，是首次安装了数字式电子飞行操纵系统的民用客机。由于飞机操纵、增升装置和起落架操纵需要较大功率，所以其液压系统是个复杂、多余度、大功率的液压系统。该液压系统最鲜明的特点是突出了它的可靠性。 2、A320系列飞机介绍 空中客车A320系列飞机是欧洲空中客车工业公司研制生产的双发中短程150座级飞机。A300／310宽体客机在获得市场肯定并打破美国垄断客机市场的局面后。空中客车公司决定研制与波音737系列和麦道MD80系列进行竞争的机型，在1982年3月正式启动A320项目。1987年2月22日首飞。截至目前世界上共有200多家运营商运营着3700多架A320系列飞机，其中包括A318、A319、A320和A321在内。订购的飞机总量突破6300架。A320飞机具有更宽大的座椅、更宽敞的客舱空间、更好的使用经济性和更高的可靠性等优点,是一种真正经过创新的飞机。A320系列客机在设计中“以新制胜”,采用了先进的设计和生产技术以及新型的结构材料和先进的数字式机载电子设备,是第一款使用电传操纵飞行控制系统的大型客机。 此外空中客车公司还在该系列飞机中使用了动态运力管理系统。飞行员只需参加一种机型的培训课程就可驾驶该系列所有的飞机。在经过极短时间的额外培训后，飞行员就可迅速从单通道飞机换飞较大型的远程飞机。同样，一个机械师团队也可维护该系列的所有飞机。 3、A320液压系统概述及工作原理 页脚内容1
龙源期刊网 https://www.doczj.com/doc/8c3217496.html, 浅析A320系列飞机刹车系统工作原理 作者：杨宗卫 来源：《价值工程》2014年第30期 摘要：飞机的刹车系统是飞机起飞和着陆阶段的关键系统之一，它是否正常工作影响着 飞机是否能准确及时地减速制动飞机，影响着飞机的正常运营，甚至会直接危及飞行安全。本文简单介绍A320系列飞机刹车系统的工作原理、构成以及常见的故障分析。 Abstract： The braking system of aircraft is one of the key systems of taking-off and landing phase， whether it can normally work affects the accurate and timely deceleration and braking of the aircraft， affects the normal operation of the aircraft， and even directly endangers the flight safety. The paper simply introduces the working principle， structure and common fault of A320 series of aircraft braking system. 关键词： A320；刹车系统；工作原理；故障 Key words： A320；braking system；working principle；fault 中图分类号：TH117.1 文献标识码：A 文章编号：1006-4311（2014）30-0087-02 1 工作原理 A320系列飞机的刹车是安装在主轮上的多片型的刹车装置，有两个独立的刹车系统中的任一系统作动。正常刹车系统使用绿液压系统，备用刹车系统使用黄液压系统，并有刹车储压器辅助。刹车的指令来自刹车脚蹬（动作）或自动刹车系统（选择减速率）。刹车系统的相关控制计算机是BSCU（刹车及转向控制组件）和ABCU（备用刹车控制组件），其中BSCU是双通道工作的计算机，每次有一个通道工作，另外一个处于备份状态。当任一起落架手柄选择在DOWN位或者BSCU的一个通道失效时，BSCU的两个通道发生转换。刹车的温度由安装在每一个主起落架上的两个刹车温度监控组件监控，并提供温度信号在ECAM上指示。飞机主轮上安装有易熔塞，防止轮胎在过热情况下爆胎。飞机主轮上还可以选装刹车冷却风扇，为刹车提供快速冷却。正常情况下，刹车系统的工作原理如下：BSCU接收刹车的指令信号，打开或者关闭刹车选择活门，完成对刹车指令的反馈和刹车方式的选择，同时接收轮速信号和来自ADIRU的大气数据等信息，调解刹车的压力控制轮速，按照预定的刹车程序控制自动刹车，以达到最佳刹车性能的目标。BSCU可以完成对系统监控和自检，它向CMC发送警告和故障信息并通过CFDS储存或者显示在ECAM上，以提示机组或者维护人员。自动刹车信号通过BSCU打开刹车选择活门，脚蹬信号由位置解算器将刹车力信号输入BSCU调节伺服活门开度，进行正常人工刹车，由BSCU监控机轮转速、刹车压力、空速、加速度、扰流板位置信号等参数，进行更复杂精确的计算，提高刹车效率与性能。（图1）