一种具有非减压直供能力的刹车阀制造技术

一种具有非减压直供能力的刹车阀，包括刹车减压阀、电动阀、液压开关和壳体。刹车减压阀、电动阀和液压开关分别安装在所述壳体内的刹车减压阀腔室、电动阀腔室和液压开关腔室中，使壳体既是装配机架，又是刹车减压阀、电动阀和液压开关的组成部分。所述各腔室之间通过油路通道相互联通。本发明专利技术安装在飞机驾驶舱底板下面脚蹬机构附近，由驾驶员踩压刹车踏板对其操纵，输出所需的刹车压力，实现正常刹车或起飞线刹车。本发明专利技术符合人机工程原理，简化了刹车系统，提高了飞机刹车系统的可靠性和安全性。此外，本发明专利技术的具有非减压直供能力的刹车阀，将独立的元件、附件集成在一起，按模块化设计制造，便于使用维护。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种飞机机轮液压刹车系统，具体是一种正常提供减压刹车压力，而需要时可将供压源压力直接输出的飞机刹车阀。
技术介绍
刹车阀是飞机刹车系统的基本构成附件。这种刹车阀实际上是一个可变减压器。正常刹车时，由驾驶员通常通过脚蹬机构操纵刹车阀，将液压刹车系统供压源提供的高压液压压力减小到所需的刹车压力，输出给机轮刹车装置进行刹车。由于飞机起飞推力增大，特别是使用碳刹车，起飞线刹车时所需的刹车压力成倍增加(有的已超过最大正常刹车压力的两倍)，正常刹车系统刹车阀输出的刹车压力不能满足起飞线机轮刹车的需要，一些飞机配备了专门的起飞线刹车系统。起飞线刹车系统主要由电磁阀组成。使用时，驾驶员扳动起飞线刹车开关(也叫静刹车开关)，使电磁阀通电接通压力口，将供压系统提供的高压液压压力经转换活门直接输往机轮刹车装置，从而实现起飞线刹车或静刹车。断开起飞线刹车开关，电磁阀断电关闭，刹车装置内的高压液压油沿原路返回，经由电磁阀流回油箱，从而解除起飞线刹车。采用这种起飞线刹车系统存在的不足是，飞机在起飞线刹车时需要驾驶员用手扳动起飞线刹车开关，而不是用脚踩刹车，不符合人机工程原理，增加了驾驶员操作动作，在飞机起飞的关键时刻，无形中给驾驶员增添负担。此外，飞机在着陆过程中，因人为疏忽，机械或其他因素引发误动作接通起飞线刹车开关，会造成刹爆轮胎等事故征候。因此，需要对现有飞机机轮刹车系统或系统附件进行改进，以克服现有技术存在的不足。本专利技术从附件的角度提出解决技术方案。
技术实现思路
为克服现有技术中存在的飞机在起飞线刹车时需要驾驶员用手扳动起飞线刹车开关，从而带来安全隐患的不足，本专利技术提出了一种具有非减压直供能力的刹车阀。本专利技术包括刹车减压阀、电动阀、液压开关和壳体；所述的刹车减压阀、电动阀和液压开关分别安装在所述壳体内的刹车减压阀腔室、电动阀腔室和液压开关腔室中，使所述壳体既是装配机架，又是所述刹车减压阀、电动阀和液压开关的组成部分。所述各腔室之间通过油路通道相互联通。壳体上有四个液压接口，分别是回油口、第一供压口、第二供压口和刹车口。所述的回油口的内端与刹车减压阀的回油窗口连通，第一供压口的内端与刹车减压阀的供压窗口连通，所述第二供压口的内端与电动阀7的第二进油窗口贯通，刹车口的内端与电动阀7的出油窗口贯通。所述各液压接口的外端均分别与外部的飞机刹车系统液压管路相联。所述各腔室之间通过油路通道联通。所述联通各腔室的油路通道有二条，其中:第一油路通道位于刹车减压阀腔室与电动阀腔室之间，并将所述两个腔室连通，第二油路通道的一端与液压开关腔室连通，另一端与所述第一油路通道连通。所述回油口与飞机回油管路联接，并通至回油箱；第一供压口和第二供压口分别与飞机正常刹车系统供压系统液压源管路联接；刹车口与机轮刹车装置进油口管路联接。当飞机刹车系统供压源采用两套时，起飞线刹车压力由第二套供压源供压，所述第二供压口与飞机刹车系统第二套供压源管路联接。所述刹车减压阀的刹车窗口与电动阀的第一进油窗口通过壳体内的油路相联。所述电动阀的第一进油窗口与刹车减压阀的刹车窗口通过壳体内的油路相联；液压开关的液压接口与刹车减压阀的刹车窗口通过壳体上的油路相联，感受液压压力作用。在刹车减压阀腔室里，由阀芯、阀套端面和壳体之间形成了感压腔。本专利技术在正常刹车时将刹车系统供压源压力减小到所需的刹车压力，实现正常刹车功能；在起飞线刹车时将刹车系统供压源压力不减小地直接输出，实现起飞线刹车功能。本专利技术实现了驾驶员用脚操纵即可实现正常刹车功能和起飞线刹车功能。本专利技术的工作过程如下:本专利技术安装在飞机驾驶舱底板下面脚蹬机构附近，通过钢索、连杆等机械传动装置，由驾驶员踩压刹车踏板对其操纵，输出所需的刹车压力，实现正常刹车或起飞线刹车。正常刹车时，驾驶员踩压刹车踏板，本专利技术的回油口关闭，本专利技术中刹车阀的第一供压口开启，第二供压口关闭，经刹车减压阀减压的液压压力由刹车口输出给机轮刹车装置实施正常刹车。松刹车时，驾驶员脚掌松开刹车踏板，本专利技术的回油口开启，本专利技术的刹车阀的第一供压口关闭，刹车口与本专利技术刹车阀的回油口沟通，从而解除刹车阀的刹车口输出的液压压力。起飞线刹车时，驾驶员踩压刹车踏板，本专利技术的刹车阀的回油口关闭，本专利技术的第一供压口开启。当刹车减压阀减压的液压压力达到预定值时，液压开关的微动开关闭合，本专利技术的电动阀通电，该电动阀的第一供压口关闭，该电动阀的第二供压口开启。电动阀的第二供压口与出油窗口沟通，即本专利技术中刹车阀的第二供压口与本专利技术的刹车口相沟通，使来自液压刹车系统供压源的高压液压压力不经减压直接畅通地由本专利技术的刹车阀的刹车口输出给机轮刹车装置实施起飞线刹车。松刹车时，驾驶员脚掌松开刹车踏板，本专利技术的刹车阀的回油口开启，液压开关的微动开关断开，电动阀断电，该电动阀的第一进油窗口开启，本专利技术的刹车阀的第二供压口关闭，该刹车阀的刹车口与该刹车阀的回油口沟通，从而解除具有非减压直供能力的刹车阀的刹车口输出的高压液压压力。本专利技术较好解决了传统刹车阀输出的刹车压力满足不了起飞线刹车压力要求问题，驾驶员只需脚动具有非减压直供能力的刹车阀，即可进行正常刹车和起飞线刹车，符合人机工程原理，简化了刹车系统，提高了飞机刹车系统的可靠性和安全性。此外，本专利技术的具有非减压直供能力的刹车阀，将独立的元件、附件集成在一起，按模块化设计制造，便于使用维护。【附图说明】图1是本专利技术的一种具有非减压直供能力的刹车阀。图中:1.壳体；2.刹车减压阀；3.回油口 ；4.第一供压口 ；5.第二供压口 ；6.刹车口 ；7.电动阀；8.液压开关。【具体实施方式】本实施例是一种具有非减压直供能力的刹车阀，包括壳体1、刹车减压阀2、电动阀7和8液压开关。所述的刹车减压阀2、电动阀7和液压开关8共用一个壳体1，分别安装在所述壳体I上的三个内腔中，并使所述壳体I既是装配机架，又是所述刹车减压阀2、电动阀7和液压开关8的组成部分。在所述壳体I内有三个腔室，分别是刹车减压阀腔室、电动阀腔室和液压开关腔室，将所述刹车减压阀2、电动阀7和液压开关8分别安装在各腔室内。所述各腔室之间通过油路通道相互联通。在所述壳体I内联通各腔室的油路通道有二条，其中:第一油路通道位于刹车减压阀腔室与电动阀腔室之间，并将所述两个腔室连通，第二油路通道的一端与液压开关腔室连通，另一端与所述第一油路通道连通。壳体I上有四个液压接口，分别是回油口 3、第一供压口 4、第二供压口 5和刹车口6。所述的回油口 3的内端和第一供压口 4的内端均与刹车减压阀腔室贯通，所述第二供压口 5的内端和刹车口 6的内端均与电动阀腔室贯通。所述各液压接口的外端均分别与外部的飞机刹车系统液压管路相联:具有非减压直供能力的刹车阀的回油口 3通过液压接管嘴和导管与飞机回油管路联接，通至回油箱；具有非减压直供能力的刹车阀的第一供压口 4通过液压接管嘴和导管与飞机正常刹车系统供压系统液压源管路联接；具有非减压直供能力的刹车阀的第二供压口 5通过液压接管嘴和导管与飞机正常刹车系统供压系统液压源管路联接；具有非减压直供能力的刹车阀的刹车口 6通过液压接管嘴和导管与机轮刹车装置进油口管路联接。对于电子防滑刹车系统，具有非减压直供能力的刹车阀的当前第1页1 2&n本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种具有非减压直供能力的刹车阀，包括刹车减压阀、电动阀和液压开关，其特征在于，还包括壳体；所述的刹车减压阀、电动阀和液压开关分别安装在所述壳体内的刹车减压阀腔室、电动阀腔室和液压开关腔室中，使所述壳体既是装配机架，又是所述刹车减压阀、电动阀和液压开关的组成部分；所述各腔室之间通过油路通道相互联通；壳体上有四个液压接口，分别是回油口、第一供压口、第二供压口和刹车口；所述的回油口的内端与刹车减压阀的回油窗口连通，第一供压口的内端与刹车减压阀的供压窗口连通，所述第二供压口的内端与电动阀的第二进油窗口贯通，刹车口的内端与电动阀的出油窗口贯通；所述各液压接口的外端均分别与外部的飞机刹车系统液压管路相联。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：何永乐，郭育秦，
申请(专利权)人：西安航空制动科技有限公司，
类型：发明
国别省市：陕西;61