УСТРОЙСТВО ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ ТОРМОЖЕНИЕМ КОЛЕС САМОЛЕТА Советский патент 1995 года по МПК B64C25/42 

Изобретение относится к системам управления летательных аппаратов, в частности к электрогидравлическим системам торможения колес.

Целью изобретения является повышение надежности управления торможением колес.

На фиг.1 изображена функциональная схема устройства для управления торможением колес самолета; на фиг.2 - циклограммы изменения функциональных сигналов устройства.

Устройство cодержит электромеханический задатчик 1 управляющего сигнала с концевым выключателем 2, задатчики 3 и 4 опорного напряжения, ключи 6 и 7, блок 8 выбора максимального сигнала, суммирующий усилитель 9, датчик 10 давления и тормозе, антиюзовый автомат 11, электрогидравлический преобразователь 12, тормозной механизм 13, датчик 14 угловой скорости колеса, коммутатор 15, задатчик 16 режима торможения, первый и второй логический элементы И 17 и 18, логический элемент НЕ 19, формирователь 20 свободной скорости, компаратор 21, блок 22 задержки и задатчик 23 порогового напряжения.

Устройство работает следующим образом.

В исходном состоянии задатчики 3 и 4 опорного напряжения выдают сигналы постоянного уровня, цепи ключей 5, 6 и 7 разомкнуты, давление в тормозном механизме 13 отсутствует, датчик 14 угловой скорости колеса выдает сигнал, пропорциональный угловой скорости колеса.

При работе в ручном режиме пилот воздействует на задатчик 1 управляющего сигнала путем нажатия на тормозную педаль или гашетку. В начале хода педали (или гашетки) срабатывает концевой выключатель 2 и выдает сигнал U₂ через коммутатор 15 на управляющий вход ключа 5 (сигнал U_15-5). Одновременно коммутатор 15 исключает подачу сигнала на управляющий вход ключа 7. Ключ 5 срабатывает и подключает задатчик 1 управляющего сигнала, выходной сигнал U₁ которого пропорционален ходу тормозной педали, через блок 8 выбора максимального сигнала к прямому входу суммирующего усилителя 9. Усиленный сигнал поступает на управляющий вход электрогидравлического преобразователя 12, вследствие чего начинает возрастать давление Р_т в тормозном механизме 13. При этом датчик 10 давления в тормозе выдает на инверсный вход суммирующего усилителя 9 сигнал, пропорциональный величине тормозного давления и приводящий к соответствующему уменьшению сигнала на выходе усилителя 9. В момент, когда сигнал на выходе суммирующего усилителя 9 станет равным нулю, электрогидравлический преобразователь 12 прекращает подачу рабочей жидкости и в тормозном механизме 13 устанавливается давление Р_руч, соответствующее уровню сигнала U₁ от задатчика 1 управляющего сигнала.

Если в процессе торможения тормозной момент колеса превышает допустимый по условиям сцепления пневматики с дорожным покрытием, резко возрастает замедление и проскальзывание колеса привода к соответствующему изменению сигнала датчика 14 угловой скорости колеса, вследствие чего срабатывает антиюзовый автомат 11 и выдает сигнал U₁₁ на второй инверсный вход суммирующего усилителя 9. При этом тормозное давление сбрасывается. После раскрутки колеса сигнал с выхода антиюзового автомата 11 снимается и давление вновь поступает в тормозной механизм 13.

Для выполнения режимов автоматического торможения при пробеге самолета после посадки или стартового торможения перед взлетом пилот подает сигнал U₁₆ от задатчика 16 режима торможения, который поступает на входы элементов И 17 и 18.

Если переключение произошло на пробеге, с выхода датчика 14 угловой скорости колеса поступает сигнал, пропорциональный угловой скорости колеса на вход формирователя 20 свободной скорости. Если сигнал с выхода формирователя 20 свободной скорости, пропорциональный свободной скорости колеса, больше заданного уровня ( ≈10 км/ч), срабатывает компаратор 21 и на его выходе появляется сигнал U₂₁, который через блок 22 задержки подается на второй вход элемента И 17 (U₂₂). На выходе последнего появляется сигнал, поступающий на коммутатор 15, который выдает сигнал U_15-7 на управляющий вход ключа 7 при условии отсутствия сигнала U₂ от концевого выключателя 2. Ключ 7 закрывается, а задатчик 3 опорного напряжения подключается к прямому входу суммирующего усилителя 9, при этом устройство работает аналогично тому, как описано для случая работы от задатчика 1 управляющего сигнала, при уровне тормозного давления Р_авт. соответствующем уровню выходного сигнала задатчика 3 опорного напряжения, т.е. осуществляется режим автоматического торможения. Одновременно с выхода элемента И 17 на вход элемента НЕ 19 поступает сигнал, в результате чего с выхода элемента НЕ 19 на второй вход элемента И 18 и, следовательно, на управляющий вход ключа 6 сигнал не подается, ключ 6 остается открытым.

При уменьшении скорости самолета ниже заданной компаратор 21 отключается, на выходе блока 22 задержки сигнал U₂₂ сохраняется еще 3-5 с, в течение которых самолет затормаживается до полной остановки.

Если переключение произошло на стоянке, сигнал на второй вход элемента И 17 не подается. С его выхода не подается сигнал на коммутатор 15 и на входе элемента НЕ 19. Ключ 7 остается открытым, а на выходе элемента НЕ 19 появляется сигнал, поступающий на второй вход элемента И 18. В результате с выхода элемента Т 18 на управляющий вход ключа 6 подается сигнал U₁₈, ключ 6 закрывается, соединяя задатчик 4 опорного напряжения с входом блока 8 выбора максимального сигнала, второй вход которого соединен через ключ 5 с задатчиком 1 управляющего сигнала.

При одновременном включении ручного и стартового режимов торможения на прямой вход суммирующего усилителя 9 подается сигнал от датчика 4 опорного напряжения, так как уровень сигнала задатчика 4 опорного напряжения больше уровня сигнала задатчика 1 управляющего сигнала. Тем самым обеспечивается работа устройства при уровне тормозного давления Р_ст, соответствующем уровню выходного сигнала задатчика 4 опорного напряжения, т.е. осуществляется режим стартового торможения.

Изобретение относится к системам управления летательных аппаратов. Цель изобретения - повышение надежности управления торможением колес. Это достигается введением в устройство задатчика 4 опорного напряжения, ключа 7, блока 8 выбора максимального сигнала, логических элементов И 17 и 18, логического элемента НЕ 19, формирователя 20 свободной скорости колеса, коммутатора 15, задатчика 23 порогового напряжения и блока 22 задержки. При этом выход задатчика 4 опорного напряжения соединен с первым входом ключа 7, на второй вход которого подается сигнал с выхода логического элемента И 17, выход ключа 7 подключен к второму входу блока 8 выбора максимального сигнала, на первый вход которого поступает сигнал с выхода ключа 5, выход блока 8 выбора максимального сигнала подключен к первому входу суммирующего усилителя 9, выход задатчика 16 режима торможения подключен к первым входам логических элементов И 17 и 18, выход датчика 14 угловой скорости колеса соединен с входом формирователя 20 свободной скорости колеса, выход которого подключен к первому входу компаратора 21, выход которого подключен к входу блока 22 задержки, выход которого подключен к второму входу логического элемента И 17, выход которого подключен к второму входу коммутатора 15 и входу логического элемента НЕ 19, выход которого соединен с вторым входом логического элемента И 18, а выход задатчика 23 порогового напряжения подключен к второму входу компаратора 21. 2 ил.

УСТРОЙСТВО ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ ТОРМОЖЕНИЕМ КОЛЕС САМОЛЕТА, содержащее электромеханический задатчик управляющего сигнала, концевой выключатель, первый задатчик опорного напряжения, первый и второй ключи, суммирующий усилитель, датчик давления в тормозе, антиюзовый автомат, электрогидравлический преобразователь, тормозной механизм, датчик угловой скорости колеса, коммутатор и задатчик режима торможения, при этом выход электромеханического задатчика управляющего сигнала подключен к первому входу первого ключа, к второму входу которого подключен первый выход коммутатора, к первому входу которого подключен выход концевого выключателя, второй выход коммутатора подключен к первому входу второго ключа, к второму входу которого подключен выход первого задатчика опорного напряжения, выход второго ключа соединен с первым входом суммирующего усилителя, выход которого подключен к управляющему входу электрогидравлического преобразователя, выход которого соединен с входами тормозного механизма и датчика давления в тормозе, выход которого подключен к второму инвертирующему входу суммирующего усилителя, к третьему инвертирующему входу которого подключен выход антиюзового автомата, вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости колеса, а выход тормозного механизма подключен к входу датчика угловой скорости колеса, отличающееся тем, что, с целью повышения надежности управления торможением колес, в него введены второй задатчик опорного напряжения, третий ключ, блок выбора максимального сигнала первый и второй логические элементы И, логический элемент НЕ, формирователь свободной скорости колеса, компаратор, задатчик порогового напряжения и блок задержки, при этом выход второго задатчика опорного напряжения соединен с первым входом третьего ключа, второй вход которого соединен с выходом первого логического элемента И, выход третьего ключа подключен к второму входу блока выбора максимального сигнала, первый вход которого соединен с выходом первого ключа блока выбора максимального сигнала подключен к первому входу суммирующего усилителя, выход задатчика режима торможения подключен к первым входам первого и второго логических элементов И, выход датчика угловой скорости колеса соединен с входом формирователя свободной скорости колеса, выход которого подключен к первому входу компаратора, выход которого подключен к входу блока задержки, выход которого подключен к второму входу второго логического элемента И, выход которого подключен к второму входу коммутатора и входу логического элемента НЕ, выход которого соединен с вторым входом первого логического элемента И, а выход задатчика порогового напряжения подключен к второму входу компаратора.