劉曉超，焦宗夏，尚耀星，張昊，王曦宇，李定波

1.北京航空航天大學 前沿科學技術創(chuàng)新研究院，北京 100083

2.北京航空航天大學 自動化科學與電氣工程學院，北京 100083

3.北京航空航天大學 寧波創(chuàng)新研究院，寧波 315800

4.飛行器控制一體化國防科技重點實驗室，北京 100083

飛機剎車系統(tǒng)是現(xiàn)代飛機的一個重要組成部分，主要用于耗散飛機在地面滑跑時的動能，保證飛機在安全長度的跑道內制動停止，是保障飛機“安全起降”的關鍵[1-2]。飛機著陸速度快、慣量大，單個機輪所承受的動能載荷是普通汽車的數(shù)百倍，剎車盤溫度瞬間可達1 000 ℃以上，同時面臨濕滑冰雪跑道、強沖擊、大側風等復雜環(huán)境影響，對剎車的安全性和剎車效率提出嚴峻挑戰(zhàn)。據(jù)美國波音公司統(tǒng)計，飛機起降僅占飛行總時間的6%，但地面運動中的災難性事故卻占到40%以上，其中大部分與剎車系統(tǒng)有關[3-4]。

目前在國際上，傳統(tǒng)飛機剎車系統(tǒng)仍然普遍采用發(fā)動機驅動泵的機載集中式液壓源作為動力，經(jīng)過長管路傳輸?shù)揭簤簞x車作動器，完成剎車功能。優(yōu)點是：液壓作動器功率密度高、成熟度高，能夠自潤滑運行，而且經(jīng)過多年的應用發(fā)展，液壓剎車系統(tǒng)在控制技術和性能上也達到了較高的水平[5-6]。

但是，傳統(tǒng)液壓剎車系統(tǒng)零部件數(shù)目眾多，管路遍布機身，國內運輸機剎車系統(tǒng)采用3余度備份，成品模塊大約110個，剎車管路超過300根，零件總數(shù)超過3 000個，最長單根剎車管路長達12米，由此產(chǎn)生的管路振動破裂、液壓油泄漏等問題制約了飛機整體可靠性和可維護性的提升。同時，龐大液壓管路系統(tǒng)的重量難以減輕也限制了對飛機經(jīng)濟性的更高要求。因此，傳統(tǒng)飛機液壓剎車的替代方案成為了研究熱點。

“電剎車”的概念正是在這種形勢下被提出的一種解決方案，電剎車是一種以機電作動器作為剎車執(zhí)行機構的系統(tǒng)，由電機、齒輪減速器和滾珠絲杠等機械裝置組成，如圖1所示。電剎車系統(tǒng)不需要液壓源，直接使用電能，徹底去除了液壓部件，解決了應用液壓部件所帶來的泄漏、管路振動等問題，使得剎車系統(tǒng)得到大大簡化，系統(tǒng)可靠性和可維護性得到提高[7]。

圖1 電剎車系統(tǒng)原理圖

早在1998年，美國研制了F15E戰(zhàn)斗機的電剎車系統(tǒng)，并成功通過了實驗室測試，此后又成功試飛了第一架裝有電剎車的F16C戰(zhàn)斗機。到了2007年，法國Messier Bugatti公司開始在商用飛機領域中推出電剎車系統(tǒng)，并成功用于波音B787客機。在國內，西北工業(yè)大學、中南大學、中航工業(yè)集團514廠等單位也都開展了電剎車系統(tǒng)研究，但是大多停留在仿真研究和樣機試制階段，與國外先進水平尚有差距[8-10]。

電剎車系統(tǒng)也存在自身特有的問題，主要是電機需要實時提供峰值剎車功率，堵轉發(fā)熱大，滾珠絲杠容易機械卡死，存在抱死爆胎風險，這些問題至今都沒有得到很好的解決。液壓剎車和電剎車在性能、功率重量比、維護性、可靠性等關鍵問題上各有優(yōu)劣，在很長一段時間內液壓剎車和電剎車將并行發(fā)展[11]。

國際上，關于對新原理剎車系統(tǒng)的研究從未間斷，加拿大維多利亞大學的Stoikov等利用磁流變液原理開發(fā)了一套剎車作動器，并對其進行了大量仿真和試驗[7]。同時，電靜液、電流變液等新原理的剎車作動器也得到了多國研究人員的關注。雖然這些剎車系統(tǒng)都具有研究潛力，但是到目前為止，它們都存在剎車力矩小、結構復雜、剎車性能差、存在多余剎車力矩等問題，尚停留在實驗室驗證階段[12-13]。

開展新型剎車系統(tǒng)研究將有重要意義，事實上，由于剎車系統(tǒng)的特殊性，機輪著陸之后的快速旋轉，復含著巨大的可利用能量，如果能利用剎車系統(tǒng)的特殊性，回收小部分本應該被耗散掉的飛機動能，將回收的動能用于剎車裝置本身，研發(fā)不依賴機載能源的“自饋能”剎車系統(tǒng)，將開辟一種剎車系統(tǒng)改進的新途徑。

1 自饋能系統(tǒng)原理

2011年，焦宗夏等提出了一種飛機新原理電液自饋能剎車系統(tǒng)(Integrated Self-powered Brake System，ISBS)，具體的工作原理可由圖2描述：將液壓泵通過傳動裝置連接到機輪的轉動部分，當飛機在地面滑跑時，機輪的轉動通過傳動機構帶動泵旋轉，形成具有一定壓力和流量的液壓源，然后通過剎車閥調節(jié)到適當?shù)膲毫Γ┙o剎車作動器，實現(xiàn)飛機剎車功能[14]。

圖2 自饋能剎車系統(tǒng)液壓原理圖

匹配設計的蓄能器能存儲一定量的壓力油液，在機輪轉速過低時用于補充剎車系統(tǒng)的流量需求。小功率輔助電機不同于電剎車的峰值功率電機，不需要按照飛機最大剎車功率需求選取，而是作為自饋能系統(tǒng)的補充，使其能更好地完成停機剎車、起飛線剎車等工況下的液壓系統(tǒng)保壓功能。同時，自饋能剎車系統(tǒng)本身具有非相似余度備份，具有較高的安全性和可靠性。

對于帶有余度的自饋能式電液剎車系統(tǒng)，液壓泵存在兩個能量輸入來源，一個是機輪，另一個是輔助電機，所以需要一個雙輸入單輸出的傳動機構來保證兩者在使用的過程中不相互影響。傳動機構如圖3所示，在機輪輸入與輔助電機輸入之間，使用了兩個單向離合(單方向傳遞扭矩，反方向工作時，內外環(huán)脫開)。實現(xiàn)的功能是：如果來自機輪的輸入軸的轉速比輔助電機通過減速器之后的輸出轉速快，則機輪輸入軸傳遞扭矩；反之，電機輸入軸傳遞扭矩。

圖3 傳遞機構

自饋能系統(tǒng)采用模塊化結構設計，安裝在機輪附近，具有3大優(yōu)勢：(1) 不依賴主機能源，飛機在正常狀態(tài)或者無動力應急狀態(tài)下均能完成剎車功能；(2) 取消了長供油管路，采用高度集成一體化設計，液壓管路所帶來的泄漏、振動等現(xiàn)象不復存在，減輕了系統(tǒng)重量，具有更高的可靠性和可維護性。(3) 保留了成熟的液壓剎車作動裝置，無需大功率電機，技術成熟度高，可實現(xiàn)性、性能優(yōu)于電剎車。

2 自饋能系統(tǒng)設計

2.1 參數(shù)設計

飛機自饋能剎車系統(tǒng)的設計目標是對飛機剎車系統(tǒng)進行改進優(yōu)化，使剎車系統(tǒng)模塊化、并提高系統(tǒng)經(jīng)濟性和可靠性，由于機載產(chǎn)品對系統(tǒng)重量的嚴格要求，設計過程需要遵循以下原則：

1) 僅回收滿足剎車系統(tǒng)需求的能量。飛機制動時耗散的動能遠大于飛機剎車系統(tǒng)所需的能量，在飛機制動過程中自饋能系統(tǒng)具有充足的能量源，但是回收和存儲的能量越多，所需的能量轉換和儲存轉置的體積和重量就越大，自饋能系統(tǒng)并不追求高能量回收率，而是在回收滿足剎車系統(tǒng)需求能量的前提下，使能量回收裝置的體積和重量盡可能小。

2) 工作中以能量轉換為主，能量儲存作為功能上的輔助。在自饋能系統(tǒng)中能量轉換裝置是必須的，而能量存儲裝置則主要由機輪轉速低于一定值以后剎車系統(tǒng)的工況和泄漏決定。因此，盡可能的使能量轉換輸出的瞬時功率滿足剎車需求，有利于自饋能系統(tǒng)重量的減小。

3) 盡量減小系統(tǒng)泄漏有助于減小自饋能系統(tǒng)的體積和質量。事實上，系統(tǒng)泄漏帶來了不可忽略的能量損失，是阻礙自饋能電液剎車系統(tǒng)小型化的最大障礙。

綜上所述，自饋能電液一體化剎車樣機設計屬于系統(tǒng)集成范疇，其設計最基本的原則是就地取能，以最小的系統(tǒng)體積和質量，實現(xiàn)飛機防滑剎車功能。

假定飛機著陸過程剎車中是勻減速剎停，如圖4所示，由此帶動液壓泵旋轉產(chǎn)生的流量是Qs，假定飛機剎車過程按照最大平均剎車流量需求作為設計輸入，剎車需求流量是Qf。

圖4 剎車過程流量

從數(shù)學上描述，自饋能需要滿足的條件為

(1)

(2)

式中：T為飛機剎車過程的所需時間；ta為在低速取能不足時蓄能器開始工作的時間；Va為蓄能器的有效容積。式(1)代表整個剎車過程中獲取的能量要大于剎車所需要的能量，式(2)代表在低速取能不足時蓄能器所需要的有效容積，也就是陰影區(qū)域C的面積。

2.2 原理樣機設計

2013年，黃澄根據(jù)自饋能設計原則[15]，針對大型飛機剎車系統(tǒng)參數(shù)設計了自饋能系統(tǒng)地面原理樣機，如圖5所示，自饋能樣機一體化集成設計在機輪附近，安裝在起落架支柱上，液壓泵利用齒輪傳動機構獲取機輪的旋轉動能，轉換成液壓能，供給剎車作動器，完成剎車功能。

圖5 自饋能剎車系統(tǒng)虛擬樣機

從外部特性看，自饋能系統(tǒng)僅需要給電機提供電源動力和給控制閥提供弱電信號，保持了電剎車特性，取消了龐大復雜的液壓管路，同時保留了成熟的液壓作動器，具有液壓剎車和電剎車的雙重優(yōu)勢，成熟性和可維護性得到提升。

隨后，黃澄完成了自饋能系統(tǒng)地面原理樣機的加工和試驗測試[15]，如圖6所示，試驗過程中利用外部電機模擬機輪減速轉動過程帶動液壓泵旋轉，在計算機內建立飛機模型、剎車摩擦模型等數(shù)字模型，完成整個剎車過程的大閉環(huán)試驗測試。試驗結果表明：自饋能系統(tǒng)不需要外部能源即可完成剎車功能，完全實現(xiàn)了自供能。

圖6 自饋能剎車系統(tǒng)實物樣機

3 自饋能系統(tǒng)優(yōu)化

3.1 單開關閥樣機設計優(yōu)化

由于現(xiàn)有的飛機液壓剎車系統(tǒng)通常采用傳統(tǒng)的噴嘴擋板壓力伺服閥作為壓力控制元件，靈敏度高，快速性好，可以有效提高剎車系統(tǒng)性能。但是，噴嘴擋板閥屬于高精密產(chǎn)品，噴嘴與擋板的間隙、閥芯與閥套的間隙都非常小，屬于微米級別的間隙，對液壓油液的污染情況非常敏感，抗油液污染能力很差，很容易發(fā)生噴嘴擋板間隙堵塞、閥芯卡滯等現(xiàn)象，從而導致剎車系統(tǒng)故障頻發(fā)，影響飛機的安全使用。

另外，因為噴嘴擋板閥的固有原理和結構，始終存在先導級和閥芯的油液泄漏，這些泄漏在傳統(tǒng)的飛機剎車系統(tǒng)中可以忽略不計，但是對于自饋能剎車系統(tǒng)的體積和質量有著很大的影響，是阻礙小型化的最大障礙，需要盡量避免。

2015年，劉曉超等提出了利用一個兩位三通電磁開關閥作為剎車控制閥，代替?zhèn)鹘y(tǒng)的噴嘴擋板壓力伺服閥，如圖7所示。開關閥沒有先導級結構，并且閥芯是錐閥或者球閥結構，非滑閥結構，沒有微小間隙，所以泄漏量能做到接近于零，同時具有抗污染能力強的特點[16]。

圖7 單開關閥自饋能剎車系統(tǒng)原理

但是，開關閥只有完全開啟和完全關閉兩個狀態(tài)，控制狀態(tài)的不連續(xù)性給剎車壓力的精確控制帶來了很大挑戰(zhàn)。為了克服上述挑戰(zhàn)，劉曉超等設計了一種基于切換的控制算法，并通過反演設計的方法得到一個合適的切換面來決定開關閥的狀態(tài)，從而實現(xiàn)剎車壓力的精確控制[16]。

隨后，劉曉超等完成了自饋能剎車系統(tǒng)單開關閥樣機的加工，并且在小型無人機的剎車慣性臺上完成了試驗測試[16]，如圖8所示。試驗結果表明：單開關閥樣機解決了傳統(tǒng)壓力伺服閥帶來的堵塞、卡滯等問題，剎車壓力實現(xiàn)了高精度跟蹤控制，剎車過程平穩(wěn)，并且因為開關閥的零泄漏特性，減小了自饋能系統(tǒng)的體積和質量。

圖8 單開關閥自饋能剎車系統(tǒng)實物樣機

3.2 雙開關閥樣機設計優(yōu)化

使用單個兩位三通電磁開關閥進行剎車壓力控制，一定程度上避免了自饋能系統(tǒng)的泄漏損失，減小了自饋能系統(tǒng)的體積和重量，但是只能實現(xiàn)離散的充壓或泄壓狀態(tài)，輸入控制信號和輸出壓力不具有線性的輸入輸出關系，開關閥始終頻繁作動，始終存在剎車壓力的動態(tài)調節(jié)過程，不具備保壓能力，不可避免的會需求較大的剎車流量。

2019年，尚耀星等提出利用兩個兩位兩通開關閥作為剎車壓力控制閥，代替兩位三通電磁開關閥，如圖9所示。雙開關閥的自饋能系統(tǒng)具有充壓、泄壓和保壓三個狀態(tài)，當剎車壓力的跟蹤誤差在允許范圍之內時，可以維持兩個開關閥同時處于關閉狀態(tài)，從而實現(xiàn)自饋能系統(tǒng)保壓狀態(tài)，不需要開關閥進行頻繁調節(jié)，從而避免了較大的剎車流量需求[17]。

圖9 雙開關閥自饋能剎車系統(tǒng)原理

隨后，尚耀星等研制了雙開關閥的自饋能系統(tǒng)樣機[17]，如圖10所示，并且在大型飛機慣性臺上完成了試驗測試。試驗結果表明：自饋能系統(tǒng)剎車壓力伺服跟蹤精度比單閥構型更高，同時降低了開關閥的作動頻率，減少了剎車系統(tǒng)流量需求，有效減小了自饋能剎車系統(tǒng)的體積和質量。

圖10 雙開關閥自饋能剎車系統(tǒng)樣機

4 專用取能機構樣機設計

從傳統(tǒng)的剎車壓力伺服閥到一個兩位三通電磁開關閥，再到兩個兩位兩通開關閥，這是剎車壓力控制閥的逐步優(yōu)化過程，對于提高自饋能系統(tǒng)的抗污染能力具有重要意義，同時可以優(yōu)化自饋能系統(tǒng)的參數(shù)匹配設計過程，減小自饋能系統(tǒng)元件的重量和體積。

另外一個重要的研究工作就是自饋能系統(tǒng)的取能機構設計，傳統(tǒng)的取能機構采用齒輪傳動。齒輪傳動方式結構簡單、使用可靠、成熟度高，對于機輪內部空間充足的大型飛機來講，是最合適的選擇。但是對于小型飛機來講，由于機輪內部空間極其緊張，傳統(tǒng)的齒輪傳動很難有布局設計空間，需要設計專用的取能機構。

提出一種利用波浪曲面取能的自饋能系統(tǒng)專用取能機構，如圖11所示，將帶有波浪曲面的裝置安裝在機輪的轉動部分，當機輪轉動時，波浪曲面隨之旋轉，當波浪曲面向高峰旋轉時，推動直線柱塞向右進程運動，當波浪曲面向低峰旋轉時，彈簧的彈力推動直線柱塞向左回程運動，然后利用兩個單向閥的配流作用，實現(xiàn)機械能到液壓能的轉換。直線柱塞的左端帶有滾輪，用來減小摩擦力。

4.1 取能機構設計

專用取能機構的設計是為了應對小型飛機機輪內部極其緊張的空間，作用是實現(xiàn)機械能到液壓能的轉換。直線柱塞的進程依靠波浪曲面的推力，不可避免直線柱塞會對機輪的旋轉過程產(chǎn)生阻力，從而可能會影響到機輪的正常工作，需要對波浪曲面和直線柱塞進行匹配設計校核。另外，直線柱塞的回程依靠彈簧的彈力，如果彈力過大，會增加柱塞的受力負擔，如果彈力過小，在機輪快速轉動的工況下，會導致柱塞向左回程的運動行程不完整，如圖12中所示的從A點到B點的跳躍，從而導致能量轉換效率降低，甚至發(fā)生滾子和波浪曲面的撞擊損壞現(xiàn)象。

回程彈簧的剛度設計非常重要，需要從受力和運動學兩個角度進行設計校核，設滾輪的滾動軌跡曲線為

g(x)=Acos(x/r)

(3)

式中：A表示曲面正弦曲線的幅值；x表示取能機構和曲面接觸點的圓周方向位移；r是接觸點相對機輪旋轉軸的滾動半徑。

圖13為取能機構的受力和速度分解，F(xiàn)a為取能機構受到曲面?zhèn)鬟f來的支持力的軸向分力；Fc為側向分力；F為總合力；va為取能機構的軸向速度；vc為側向速度；vg為總速度；α為取能機構軸向與法向的夾角。則取能機構滿足：

圖13 取能機構的受力和速度分解

(4)

同時，取能機構的動力學方程為

(5)

式中：y為取能機構的縱向位移時間函數(shù)；m為運動部分質量；c為阻尼系數(shù)；k為回程彈簧彈性系數(shù)；Fp為取能機構末端受到的油液壓力。取能機構正弦運動軌跡中點為零位，實際彈簧零位為曲面凹點，故將此彈性力折算到彈簧預緊力Fk中，F(xiàn)f為密封圈的摩擦力。

使取能機構貼合在曲面上持續(xù)工作的必要條件是Fa≥0，以此來確定取能機構的參數(shù)。

將飛機參數(shù)和剎車系統(tǒng)參數(shù)設計約束代入式(5)計算，可以得到取能機構的軸向支持力和側向力，同時得到取能機構對飛機機輪的附加剎車力矩，也就是阻力矩，如圖14所示。

圖14 取能機構的受力和附加剎車力矩曲線

綜上可知，取能機構的支持力滿足Fa≥0的條件，取能機構可以保持在曲面上持續(xù)運行，不會引起不必要的振動，取能機構給飛機機輪帶來的附加剎車力矩峰值在1.5 N·m左右，遠小于額定剎車力矩，不會構成對正常剎車功能的干擾。根據(jù)以上參數(shù)設計過程，得到自饋能專用取能機構的參數(shù)，如表1所示。

表1 取能機構設計參數(shù)

同時，針對帶有專用取能機構的自饋能剎車系統(tǒng)進行了仿真，得到了專用取能機構從機械能到液壓能的轉換過程，如圖15所示，在不同飛機速度下充滿蓄能器所需要的時間不同，隨著速度的增大，蓄能器充壓時間變短。

圖15 專用取能機構仿真曲線

4.2 數(shù)學模型

為了進行飛機自饋能剎車系統(tǒng)的仿真驗證及半實物試驗驗證，還需要建立飛機地面滑跑動力學模型，主要包括機體地面運動方程和機輪受力運動方程。建模過程中假設機體為剛性質量，機輪起落架軸線垂直于地面并且通過機體質心，并將飛機簡化為單主機輪、單起落架和相應質量的機體模型，如圖16所示[17-19]。

圖16 飛機地面滑跑簡化模型

根據(jù)牛頓定律可以得到飛機動力學和機輪動力學的簡化模型為

(6)

式中：v為飛機的縱向速度；ω為機輪的轉動速度；Ff為輪胎和地面之間的摩擦力；M為飛機等效質量；J為機輪轉動慣量；Re為機輪滾動半徑；Tb為剎車力矩；Tp為自饋能系統(tǒng)對機輪的阻力矩；Fd為氣動阻力；Mr為機輪的滾動阻力矩。

其中，氣動阻力Fd和機輪的滾動阻力矩Mr可以被描述為

Fd=Cdv2

(7)

Mr=(f0+f1v2.5)Re

(8)

式中：Cd為氣動阻力系數(shù)；f0和f1為曲線擬合系數(shù)。

輪胎和地面之間的摩擦力則采用魔術公式模型：

Ff=Dsin〈Carctan{Bsr-

E[Bsr-arctan(Bsr)]}〉

(9)

式中：B、C、D和E為曲線擬合系數(shù)，分別定義為剛度因子、曲線形狀因子、峰值因子和曲率因子，它們與輪胎特性、地面特性以及法向支撐力相關[20-21]。sr為滑移率，表達式為

(10)

定義機輪與地面的結合系數(shù)為

(11)

式中：Fv為機輪法向支持力，表達式為

(12)

式中：FL為氣動升力；Cy是升力系數(shù)；S為機翼面積；ρa為空氣密度。

剎車力矩Tb的表達式為

Tb=fcRbPbAb

(13)

式中：fc為摩擦系數(shù)；Rb為等效半徑；Ab為活塞面積；Pb為剎車壓力。

4.3 樣機設計

隨后，完成了專用取能機構的樣機設計，在小型飛機的自饋能樣機上進行了集成，并且完成了試驗臺搭建，如圖17所示，波浪曲面裝置安裝在機輪的轉動部分，取能機構安裝在機輪的非轉動部分，波浪曲面可以推動取能機構工作，實現(xiàn)機械能到液壓能的轉換，最后在小型飛機的地面剎車慣性臺上完成了試驗驗證。

圖17 專用取能機構

首先，試驗得到了取能機構的能量轉換過程曲線，如圖18所示，不同飛機速度下的蓄能器的充壓時間不同，飛機速度越快，充壓時間越短，并且試驗曲線跟仿真曲線具有非常高的重復度和相似度，數(shù)據(jù)表明由凸輪柱塞系統(tǒng)組成的取能機構以及由單向閥對組成的配流機構較好地完成了取能、配流、泵油的功能，具有較高的效率，同時也證明了波浪曲面取能裝置的參數(shù)匹配設計的準確性。

圖18 專用取能機構壓力曲線

其次，試驗得到了自饋能系統(tǒng)的剎車特性曲線，如圖19所示，包括飛機和機輪速度、剎車力矩、滑移率、載荷壓下力、開關閥指令等曲線。結果顯示，帶有專用取能裝置的自饋能剎車系統(tǒng)可以提供足夠的液壓能源，剎車過程平穩(wěn)。

圖19(a)中的曲線代表的是飛機速度和機輪速度，可以看到機輪速度和飛機速度從一個很高的速度慢慢剎車到飛機停止，同時機輪速度和飛機速度始終維持一個差值，這個差值就是機輪的滑移程度，也叫滑移率，用圖19(b)中曲線表達。圖19(c)是載荷下壓力曲線，模擬剎車過程中飛機機輪受到的載荷，穩(wěn)定維持在1 kN左右。圖19(d)是剎車力矩曲線，通過剎車作動器擠壓剎車盤產(chǎn)生的剎車力矩，可以看到剎車力矩最高可以達到200 N·m。圖19(e)和圖19(f)是充壓開關閥和泄壓開關閥的指令，兩者基本呈現(xiàn)互補狀態(tài)，不會同時產(chǎn)生作動，同時具有保壓功能。

圖19 自饋能剎車系統(tǒng)試驗結果

與傳統(tǒng)的PBM剎車控制律比較，本系統(tǒng)采用的控制律有效地將機輪的滑移率控制在一個穩(wěn)定的區(qū)間，防止機輪出現(xiàn)頻繁打滑，提高了飛機剎車效率的同時，延長了機輪等部件的壽命，并將大幅縮短飛機的剎車距離。

表2列出了本文提出的新原理飛機電液自饋能剎車系統(tǒng)與傳統(tǒng)液壓剎車系統(tǒng)的對比情況，由于本系統(tǒng)不依賴機載集中液壓源，獨立從機輪取能，以開關閥替代了伺服閥，在機載液壓源失效時可以正常完成剎車功能。提出的系統(tǒng)在自驅性(自饋能完成剎車功能)、抗污染性、可靠性等方面均優(yōu)于傳統(tǒng)集中泵源的伺服閥剎車系統(tǒng)，具有優(yōu)良的特性。

表2 新原理剎車系統(tǒng)與傳統(tǒng)系統(tǒng)對比

5 結 論

提出了一種利用波浪曲面進行取能的專用取能機構，用于回收機輪著陸時的旋轉動能，并將其轉換成液壓能，用于剎車作動。突破了自饋能系統(tǒng)專用取能機構設計，研制了高可靠、低能耗、抗污染的自饋能剎車系統(tǒng)原理樣機，完全實現(xiàn)了飛機剎車系統(tǒng)自饋能，即使飛機失去全部動力也能有效剎車，使抗污染等級從NAS6級提升到NAS10級，可靠性和可維護性優(yōu)于傳統(tǒng)液壓剎車。