毕业设计论文飞机刹车系统常见故障和维修技术.pdf

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川需要，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，使川结果表明：所设 计的液压传动系统作川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 故障检测与诊断目录摘要.3第一章 刹车系统故障分析及对策.7L1故障现象及排除情况.71.2故障原因分析.71.2.1伺服阀结构特点及工作原理.81.2.2原因分析.91.2.3预防措施.10第二章 飞机防滑刹车系统的智能故障诊断与重构.112.1飞机防滑刹车系统组成.122.2基于BP神经网络的专家系统构成.132.3专家系统推理.142.4解释机制.152.5系统重构及恢复.152.5.1系统重构.162.5.2系统重构算法.172.6试验结果分析.1927结论.20第三章飞机防滑刹车系统检测装置的研究和设计.203.1.1主要组成.203.1.2主要功能介绍.213.2系统主要硬件设计.223.2.1A/D前端信号调理电路.223.2.2 USB接 口电路.233.2.3模拟机轮速度信号电路.243.2.4人机接口电路.253.3系统主要软件设计.253.3.1系统主程序软件.263.3.2模拟机轮速度信号产生程序.263.3.3 USB中断服务程序.263.4上位机处理程序.263.5结语.27第四章PA44-1 80型飞机刹车系统的维护浅谈.274.1刹车系统的组成和各部件的工作.284.1.1刹车系统组成.284.1.2各部件的简单工作原理和作川.284.2常见故障及原因分析.304.2.1刹车时建立不起压力或刹车效率低.304.2.2刹车管路内渗入了较多空气对系统影响.304.2.3刹车系统外漏.304.2.4主刹缸筒1人J漏，造成刹车偏软，效率低.314.3停留刹车保持时间短或根本不起作川.314.3.1停留刹车活塞组什故障.314.3.2停留刹车活门组什、下游管路或利车组件活塞渗漏.314.4刹车系统的检查及巳常维护.324.4.1经常检查刹车系统的工作情况.324.4.2刹车系统排气.324.4.3刹车系统附件的检查.324.4.4应经常川适当的溶液清洗系统部件的外露部分.324.4.5使川和解除停留刹车时应先踩压刹车踏板.334.4.6检查刹车组件活塞的渗漏和磨损情况.334.4.7刹车系统管路的安装应顺畅.334.4.8系统液压油的添加应清洁、及时.334.5运某型飞机刹车系统典型故障浅析.334.5.1刹车操纵活门(YS113)的工作原理.344.5.2刹车分配活门(YS114)的工作原理.354.5.3故障分析.37第五章飞机停留刹车系统故障分析与排除.395.1系统的功能、组成、工作原理.395.2应该注意的问题.40结束语.42辞谢.43参考文献.44第一章刹车系统故障分析及对策1.1 故障现象及排除情况某部队在组织飞行时，当某号飞机实施第二个起落滑至主跑道后进行刹车 时，飞行员感觉到飞机向右偏转，蹬脚蹬调整刹车压力时也不明显，发现正常刹 车不起作用，但此时刹车压力表指示正常。随后飞行员立即采川应急刹车才使飞 机停住，避免了一次严重的飞行事故。维修人员将飞机拉回机库，接上地面油泵 车和压力表，对刹车压力进行检查时发现：左右刹车压力正常，均为7.8 MPa。当检查电液伺服阀（以下简称伺服阀）最大输出压力时，发现左机轮刹车压力为 3.8 MPa,右机轮刹车压力为7.8 MPa。川机轮驱动车同时驱动两边机轮转动，当刹车时右机轮停止转动，左机轮仍转动，故障再现。维修人员怀疑可能是信号 输出有问题随即更换了左速度传感器，但故障仍未排除。当拆开导管接头更换左 伺服阀时，发现从伺服阀内部流出浑浊的油液。在对系统内部进行循环清洗，并 装上新的伺服阀后，故障排除。1.2 故障原因分析飞机刹车系统具有对飞机实施刹车减速、控制地面转弯等功能，是飞机的一 个重要系统。飞机正常液压刹车系统原理如图1所示。由图可知，刹车时，如果 刹车压力表左右指示都正常，但刹车不起作川，则说明刹车压力表至刹车手柄之 间的附件工作正常，刹车压力表之后的附件工作不正常。结合故障的现象和排除 过程可以初步断定该故障主要是由于左伺服阀工作不正常引起的。+1.液压刹车阀2.刹车分配器3.刹车压力4.电液伺服阀5.刹车动作缸图1正常刹车系统原理图1.2.1伺服阀结构特点及工作原理为了防止机轮拖胎，提高刹车效率，飞机上采川了先进的电子防滑液压刹车 系统。其中核心元件伺服阀属于喷嘴挡板式电液伺服阀，主要由壳体、力矩马达、挡板、喷嘴、阀芯和弹簧等组成，其结构如图2所示。由于伺服阀内部结构复杂,配合间隙较小，节流孔的直径只有0.25 mm,喷嘴与挡板的间隙只有0.035-0.045 mm,阀芯与衬筒的间隙更小，因而对液压油的清洁度要求高。当伺服阀的力矩马达无电信号输入时，挡板处于中立位置，通向阀芯左、右 两端的压力相等，在弹簧力作川下，阀芯处在右极限位置，此时来自刹车分配阀 的压力油经过阀芯直接与刹车盘相通，左、右机轮刹车压力大小取决于刹车手柄 的握压程度和脚蹬行程的大小。当机轮拖胎时，控制盒输出电信号至力矩马达，使力矩马达驱动挡板反时针偏转，右喷嘴阻力增大，使阀芯右端的液压力比左端 液乐力大，从而在这个压力差的作川下，阀芯克服弹簧力左移，关小刹车供油路,使刹车盘与问油路相沟通，释放部分刹车压力，解除机轮拖胎。当解除拖胎后，控制盒输出电流变为零，挡板回到中立位置，阀芯两端压力相等，阀芯在弹簧作 用下回到右极限位置，关闭回油路，使刹车供油路与刹车盘又相通。馈塞 反活套芯图2电液伺服阀结构图1.2.2原因分析由上述伺服阀的工作原理可知，引起左刹车压力不正常的原因有两个：一是 机轮未拖胎有电信号输给伺服阀。从故障发生的现象和排故的具体情况分析来 看，可以排除这种原因；二是伺服阀自身有故障使刹车盘与回油路相通。从伺服 阀故障统计看，伺服阀通常发生的故障是喷嘴堵塞、阀芯卡死和力矩马达线圈烧 断。如果线圈烧断，伺服阀就不能工作，即挡板不会偏转，左刹车压力也不会降 为3.8 MPa。由于在排故时，当拆开左伺服阀的导管接头后，发现从伺服阀内部 流出浑浊的液压油，所以伺服阀的故障极有可能是由于液压油污染引起的。因为 伺服阀对液压油的污染十分敏感，当液压油污染后，就很容易使伺服阀的节流孔 堵塞、阀芯卡滞。而当左节流孔堵塞时，就会使流过节流孔的油液压力下降，使 阀芯左室油压低于右室的油压。当右室液压力大于左室液压力和弹簧力之和时，阀芯将左移，使左机轮的刹车盘与回油路相通，导致左机轮刹车压力下降；当然,当阀芯卡滞在某个位置而不能回到右极限位置时，也会引起左机轮的刹车盘与回 油路相通，使左机轮的刹车压力减少，导致左右刹车压力不一致，造成刹车时飞 机右偏。而当飞行员感觉到飞机右偏时，很自然就要蹬左脚蹬使左机轮的刹车压 力增加、右机轮的刹车压力减少。但由于左伺服阀有故障，因而左机轮刹车压力 不可能增加。又由于压力表安装在刹车分配器之后、伺服阀之前，从而就出现了 压力表指示正常，但刹车不起作用的故障现象。通过以上分析可知：引起刹车压力低的原因是由于液压油污染使左伺服阀工 作不正常引起的。这在排故时对系统内部进行循环清洗，装上新的伺服阀后，故 障排除也进一步证明了上述分析是正确的。而引起液压油污染的原因据了解主要 有以下几个方面：一是少数机务人员没有认识到液压污染对系统的危害性，因而 对预防油液污染不够重视，在维修工作中不能自觉做好防污染工作；二是外场维 护环境较差，维护手段比较落后，有时从油料股领出的新油也很难达到使川标准,且在添加过程中也易污染；三是没有把好拆装和试验关，使污染物进入系统。另外,刹车系统的设计也存在不足,没有在系统的供油管路上安装精密油滤,如该型飞机的前后缘机动襟翼操作系统，其管路中也安装有同型号的电液伺服 阀，系统对污染度的要求与液压刹车系统相同，但由于在其供油管路上安装了精 密油滤，因而，从故障统计看，前后缘机动襟翼系统中的伺服阀故障要比刹车系 统中的伺服阀故障少的多。这说明安装精密汕虑有利于提高伺服阀的工作可靠 性。1.2.3预防措施由以上分析可知，为了有效预防此类故障的发生，应注意做好以下几方面的 工作。1）改进系统设计，提高系统抗污染能力电液伺服阀通常是液压伺服系统中抗污染能力最差的一个环节。选用对油液 污染等级要求低的电液伺服阀是系统提高抗污染能力的重要措施。一般来说，喷 嘴挡板式电液伺服阀的控制油口直径小，抗污染能力相对较弱，对液压系统的过 滤精度要求较严，为NAs5级左右。而动圈式电液伺服阀和射流管式电液伺服阀的 控制油口直径大，抗污染能力相对较强，通常为NAS8级左右。因此，建议在系统 设计时选川抗污染能力较强的电液伺服阀。另外在刹车系统的供油管路上加装双 筒高精度过滤器，川来进一步滤除系统中的污染物，以保证伺服阀工作稳定可靠。2）把好“六关”，使污染控制落到实处使维修人员明确飞机液压系统污染控制工作的重要性、艰巨性和长期性，加 强有关污染控制标准、知识和规定的学习，增强防污染的自觉性，努力把好“六 关”。把好“病从口入”关。严格防止从各种接口，如加油口、吸油接头和 增压接头等处混入污染物；严格防止在加、拆、装、换的过程中混入污染物。把好“油料关”。加入液压系统和保障设备的液压油必须符合规定的污染度要求,各种化验、批准手续齐全，新油也要化验、检查和过滤。把好“修理关”。避免液压附件在分解、装配、调整和试验等一系列维修活动中混入污染物；液压 系统一般容易发生大维修伴随着大污染，所以修理全过程都要采取有效的污染控 制措施。把好“监控关”。机务人员不仅要经常、仔细检查油液污染状况，而且要不断提高测试设备性能和监控手段，以便对污染实施有效控制。把好“验证关”。对污染严重的飞机液压系统清洗合格后，必须加强监控。如检测结 果达不到控制标准，则应视为异常情况，应查明原因、排除故障，直至合格为止。把好“地面保障设备关”。地面保障设备应按规定保养，使其处于良好状态,并产格管理制度和严格执行操作规程，避免由于违规操作而使系统严重污染。第二章飞机防滑刹车系统的智能故障诊断与重构飞机刹车控制系统对飞机安全着陆至关重要。为使飞机刹车具有较高的刹车 效率和较短的刹车距离，国内外大部分飞机刹车系统已采川数字式防滑刹车系 统。国外余度刹车技术中，A320的正常刹车防滑、备份刹车防滑、备份刹车无 防滑加应急刹车的冗余模式，在遇到1次故障时仍能工作，但其性能大大下降。而号称四代机的美国F-22中基于公用机电平台的双余度刹车控制系统，其特点 是在1次甚至2次故障时仍能工作且可以保证工作性能。目前国内航空机轮刹车 系中，防滑刹车控制大多采用单余度加应急刹车结构。即使采用双通道，如果正 常通道与备份通道同时出现故障，也只能通过人工切换应急刹车操作，从而使刹 车效率和安全性能急国J下降。而在双余度中，其故障点的判断较三、四余度的判 断更加困难，2个信号在无明显故障的迹象下，很难推断出故障信号。针对国内 当前飞机防滑刹车系统的不足，本文作者设计了基于BP神经网络专家系统的智 能故障诊断与重构的交叉双冗余防滑刹车系统。该系统在原来的主、备系统基础 上建立一种信号交叉检查模式，即将具有双冗余的指令、速度等信号同时接入控 制器A和B采集，控制器择优选取有效信号。在交叉检测诊断后通过“先判断故障,后定位故障，继而处理故障”的策略，采川“永不放弃”原则迅速定位故障和重 构系统，完成正常防滑刹车过程1-2。2.1飞机防滑刹车系统组成智能故障诊断与重构防滑刹车系统是基于BP神经网络专家系统智能故障诊 断的交叉双冗余结构防滑刹车系统，其系统结构框图如图1所示。双冗余刹车控 制器采川“主控+监控热备份”结构，2个控制器采川完全相同的硬件结构、不 同的刹车算法，在一定程度上克服了共模故障，又不使系统结构复杂。图1中，A和B控制器互为热备份，双机通讯川于实时数据交换，由仲裁机 构A和B决定A和B控制器的输出控制主权，并互相判定对方的故障。控制器A 和B实时采集速度、指令传感器信号、阀的输出信号等，采集后送往专家系统对 数据进行分析，提供相应诊断结果。速度、指令传感器组B控制器 A定位BP神经网络 J专家系维刹车控制告警信号关断阀 线圈A伺服阀 线圈A伺服阀 线圈B关断阀 线圈B图1 基于BP神经网络的智能故障诊断与重构刹车系统人机界面图2基于BP神经网络的专家系统指可采笊|I系统重构2.2基于BP神经网络的专家系统构成专家系统本身存在知识获取难、知识台阶窄、不适于模糊推理等问题。本系 统通过改进后，采川基于规则树的专家系统结合改进的反向误差最小化方法进行 学习推理的神经网络，通过对各种现象和实时现场采集的数据进行分析判断，在 人机界面上提供相应的诊断结果。系统总体结构如图2所示。在经过充分的训练之后，将图2中的知识数据库、推理机制、综合数据库、数据预处理整合到刹车系统中，构成基于BP神经网络的专家系统的智能诊断系 统3-4。2.3专家系统推理本系统以规则树的形式建立专家诊断系统，通过将专家经验知识和刹车过程 中的故障知识整理编辑以规则树的形式建立专家知识库。知识库是以规则的形式 建立的，对每一种规则进行编号，每一种规则代表一种故障判断结果，并在知识 数据库中存储由专家提供的相应故障原因和处理办法。规则以树的形式建立，树的根节点为故障现象，叶节点为故障原因，中间节 点为推理过程中的中间环节4。基于故障树原理，建立刹车故障知识库树形结 构，如图3所示。推理时采川人机交互询问的方式从根节点开始向下搜索，直至 叶子节点为止，找出故障原因。刹车失效阀通道 通讯通道指令通道 速度通道CAN通讯故隙 4 2 2通讯故障 B控制二匚：A控制器故叫B关断阀传感器故隙图 A关断阀传感器故障构 B伺服阀传感器故障 A伺服阀传感器故障 B副速度传感器故障一出 B主速度传感器故障一加 A副速度传感器故障 3 A主速度传感器故障图 B副速度传感器故障_ B主速度传感器故障.A副速度传感器故障 A主速度传感器故障控制器A判定A组主速度传感器故障的过程如下：首先选择速度采集通道,速度传感器采川+12 V供电，若速度电压信号传感器输出大于10 V,则判定速度 传感器开路；若速度电压信号小于2 V,则传感器短路；若速度信号电压在210 V 之间且变化率大于某设定值，则传感器内部发生故障；若A和B主、副速度冗余 信号不一致，则通过将另1个控制器采集速度信号进行综合以确定故障点。2.4解释机制通过网络分块技术实现解释。采川具有层次性的多个BP网络来解决规模较 大的诊断问题，故障诊断系统针对每个典型故障建立1个BP网络。将BP网络所 输入的对应征兆和输入值（可信度）展示出来，即可知道故障所涉及的征兆哪些被 满足，并可判断可信度和结论的可信度。2.5系统重构及恢复系统诊断的目的是对故障进行处理，及时定位故障点，在当前控制器无法剔 除故障时，通过系统重构完成刹车过程。由于系统采川电气交叉双冗余设计，使 得系统重构时更加灵活，并使系统容错能力显著提高。2.5.1系统重构系统的故障检测对象为指令传感器、速度传感器、伺服阀传感器、刹车控制 器等。针对刹车系统A和B的电气流通图形，建立系统加权边有向图形模型11,如图5所示。图中每个被检测器件如传感器、控制器等等，可以看成有向图的(Vertices)；每条信号流图可以看成有向图形的边(Edges)；走过此边所在路径 的代价即权值(Weighted),通过佶号流通时人为认定的安全等级所确定。系统的 重构即为在对应系统建立的加权有向图形中寻找1条以速度传感器和指令传感 器为起点，以伺服阀为终点的最短路径问题。可以看出从一一的路径具 有最小的加权值，即为最短路径。当使用路径中某一个器件出现故障时，系统重 构相当于将其对应点及其所有连接的边清除后继续寻找12-14指令传感器A速度传感器B指令传感器B控制 器A控制 器B一仲裁机构A B阀等输出信号图5系统的加权边有向图模型从图5可见：交叉冗余控制系统的硬件完全一致。若对应于控制器A的指令 传感器出现故障，此时若继续采用控制器A,就需依靠控制器B对指令信号采集 后通过双机通讯传入控制器A处理，通讯获取关键数据影响了系统的实时性，还 增加了系统故障概率，这样的信号获取方法具有高度不可靠性。因而，通讯的权 值较大。当A控制系统中出现传感器故障后，系统立即切换到B系统工作只有在A和B系统都出现故障且故障不为同一个故障点时，才采用通讯交换关键数据的 模式。系统重构的情况如表2所示，其中：“1”表示正常；“0”表示故障；“义”表示任意状态。“重构路径”见图5。表2系统重构表序 号指传 副方A 和B速感 副方A 和B伺服阀iA和B制器 A制器B通讯重构路径1IXIXIX1XX(1X3)rXIXIXI01X3IX0 1IX111(D4IXIX0 111150 1IXIX11160 1IXIX1110 10 1IX111钝80 1IX0 11119IX0 10 111110其他应急刹车表2所示结果为按照加权值排列的信号流通路径，序号对应该路径的优先 级，序号越小，表明优先级越高。表2中第1行为A系统完好无故障时的系统重 构情况；第2行为A系统有故障控制器B及其传感器正常的重构情况；第夕9行 为部分一次故障或多次故障时的系统重构情况；若出现其他不在上述状态中的情 况，则立即切换到应急刹车处理并且报警。在系统发生故障后，系统优先采川优 先级高的路径重构系统。2.5.2系统重构算法设工s,%c和匕分别表示指令传感器、速度传感器、伺服阀传感器、控 制器和通讯通道的状态，裱示系统故障状态；并设“1”表示正常；“0”表示 故障，下标A和B表示2个系统对应的电气通路。情况L当月仅当系统A各个部分均正常，系统能够正常使用系统A通道时,无需与系统B通讯即可完成刹车操作，则系统工作状态表示为：X-sA vK-cK此时，斤1。情况2：当且仅当系统B各个部分均正常，系统能够正常使川系统B通道时,无需与系统A通讯即可完成刹车操作，此时A系统故障与否无关紧要，则系 统工作状态表示为：X-sB vB cB此时，胫1。情况3：当系统A某一点出现故障时，2个系统中至少每一种传感器有1条 电气通路正常，且控制器B正常和控制器之间通讯线路畅通，系统可以完成刹 车操作，则系统工作状态表示为：X-(/A+)(sA+sB),(fA+田),cAcB t此时，后1。综上所述，系统工作状态表达式为：X-(/A+)(sA+sB),(fA+pB),cAcB t+/A sA 依 cA+ZB sB pB-cB当后1时，表示系统正常工作；当后0时，表示系统无法正常工作，此时需要切 换到应急刹车控制并且报警。情况1和2实际上是情况3的特例15。盛S不案/S 诃 时(a)正常刹车：(b)故障刹车1K机速度；2机轮速度；3一刹车距离；4一刹车力矩 图6指令传感器故障试验图形2.6试验结果分析根据上述故障诊断方法和重构算法设计了智能故障诊断与重构防滑刹车系 统，并在航空专川试验基地进行惯性台地面模拟试验。模拟条件为湿跑道、单轮。实验过程为：系统开始刹车5 s后立即连接右主指令传感器A与激励来模拟控制 系统A的输入故障；连接伺服阀线圈B与地面来模拟控制系统B的输出故障。在 仅有主、备的控制系统中，当主、备系统同时存在故障时，控制系统无法工作,需要切换到硬件刹车。而在交叉冗余系统中，系统能完成正常刹车过程。试验结 果如图6所示。从图6可知：当系统A出现输入故障，同时系统B出现输出故障时，系统能 够及时分析故障、定位故障、重构系统来完成刹车过程。与正常刹车相比，故障刹车时的刹车效率、刹车力矩基本一致系统的可靠性和安全性能较高。2.7结论(1)根据“先检测故障，后定位故障，继而处理故障”的方式，采川BP神 经网络专家系统对刹车系统进行故障分析、处理，能精确地完成故障定位。(2)通过对系统建立的加权有向图模型来重构系统，提高了重构效率、系统 的安全性和可靠性。(3)在控制系统A和B同时出现故障时，该刹车系统能通过系统内部通讯等 方式交叉交互数据，完成正常刹车过程，而不必切换到应急刹车。此故障检测 方法和重构算法在惯性台测试中，无故障刹车与故障发生后刹车的时间及刹车效 率均相当，而刹车距离等有微小差别。第三章飞机防滑刹车系统检测装置的研究和设计飞机防滑刹车系统是飞机重要的机载设备，对飞机的起飞和安全着陆起着重 要的作用，防滑刹车系统性能的好坏直接影响到飞机及机载人员的安全，而性能 必须有专门的设备进行测试1 O我国对防滑刹车控制系统的研究已有很长一段 时间，效果良好，但是对防滑刹车系统进行测试的研究却不多，本文针对国内某 机型防滑刹车系统而研制的检测装置，能够快速检测防滑刹车控制盒以及刹车系 统相关附件的故障信息，具有快速化、便携式、微型化、低成本、智能化等3.1检测装置的组成和功能介绍3.1.1主要组成检测装置由检测盒和接口盒两部分组成。检测盒是整个检测装置的控制、处 理核心部分，以DSP(TMS320LF2407)作为微控制器，实现信号采集、通信、人机 接口、检测数据存储(掉电不丢失)等功能；接口盒作为检测装置和飞机刹车系统 连接的纽带，主要由高精度继电器组成，完成飞机刹车系统不同部分的切换检测。系统结构框图如图1所示。图1中控制盒为针对某机型研制的防滑刹车控制盒；刹车系统相关附件包括 机轮速度传感器、电液压力伺服阀、指令传感器等。图1系统结构框图3.1.2主要功能介绍检测装置主要是对防滑刹车系统控制盒和相关附件进行故障诊断和检测，为相关人员提供维修和升级的参数和参考数据，其主要功能如下：(1)检测装置自检系统一上电，则开始对自身进行自检，包括对DSP片内3个DARAM区的检测,并实时将检测结果显示。防滑刹车控制盒检测这部分检测包括对控制盒电源电压的检测、模拟机轮信号检测防滑控制盒 的刹车控制参数、接地保护等。这些功能的检测主要通过检测装置模拟实际的机 轮信号通过接口盒提供给控制盒，从而测试控制盒相关的参数，显示反馈给操作 人员。防滑刹车系统附件检测防滑刹车系统附件检测主要包括机轮速度传感器的检测、指令传感器检测、电液压力伺服阀检测等。通过检测这些传感器上电压的大小，计算出它们的电阻,判断出开路、短路或者正常三种状态。(4)人机接口功能人机接口包括键盘和显示。主要完成按键的输入(包括部分检测参数的输入、各检测功能模块的选择等)、各项检测结果的显示以及数据上传PC的实时状态等。检测参数的存储以及上传Pc.检测参数的掉电存储便于检测装置的野外使川，便于历史数据的查询；将数 据上传PC便于对检测数据进行分析，本检测装置设计通过USB和Pc机通信，方便 快捷，上位机软件采川C+Builder开发。3.2系统主要硬件设计3.2.1A/D前端信号调理电路因为从接口盒过来的信号电压为。10V左右，而DSP的A/D采样信号允许的 范围在03.3V之间，所以必须加一级信号调理电路。电路如图2所示，RL R2 构成分压电阻，为了保证A/D的精度，电路加一级电压跟随和低通滤波；二极管 DL D2是为了对DSP的A/D进行保护设计，将输入电压钳位在A/D不被损坏的允 许值范围内。从抗干扰角度讲，在运放电源处加滤波电容。vcc图2前端信号调理电路3.2.2 USB接口电路CH375为国内沁恒公司自主研发的USB接口芯片。支持3.3V和5V供电，支持 全速1ISB接口，兼容usB2.0协议；支持多种传输方式；关键是具有省事的内置 固件模式和灵活的外围固件模式。内置固件模式下屏蔽了相关的USB协议，自动 完成标准的USB枚举过程，能大大简化本地控制器的固件处理程序;采川4线控制:写选通、读选通、片选输入、中断输出3。DSP与CH375的接口电路如图3所示。DSP与CH375采川异步审行通信，电源引 脚线上并联的电容为退耦作川，CH375中断端口与DSP的外部中断输入脚连接，下 降沿有效。5图3 USB接口电路3.2.3模拟机轮速度信号电路在实际的刹车过程中，机轮速度传感器所产生的信号近似为正弦信号，所以 设计正弦信号发生电路，并且信号的频率可以改变，基于上述要求，选择AD公司 生产的低功耗、可编程的高精度波形发生芯片AD9833.AD9833具有外围设备简单,支持SPI通信方便与DSP的连接，可以产生正弦波、方波、三角波，并且波形的频 率和相位都可以通过编程改变6 oAD9833与DSP通信接口电路如图3所示。图中IOM的信号来自外接的晶振，EN 来自的使能控制信号，-9833 DSPSPICLK、SPISIMO为与DSP之间的SPI通信数据线。设置使能控制信号主要是为了不同外设分时利用SPI总线。w图4机轮速度信号产生电路3.2.4人机接口电路人机接口电路主要包括DSP和液晶的通信电路、按键扫描电路。DSP和液晶根 据DSP的I/O口的分配情况采川并口通信，在通信线路上加一级低通滤波；因为 按键仅几个，采川普通的矩阵扫描式结构。这两个电路硬件简单，不贴出具体电 路图了。3.3系统主要软件设计系统软件分为下位机软件程序和上位机软件程序，而下位机软件包括系统初 始化、按键处理子程序、液晶显示子程序、USB中断服务子程序、各功能模块检 测程序等。整个系统软件采川C语言嵌入汇编语言（下位机）、C+Bui Ider（上位机）语言开发。3.3.1系统主程序软件DSP运行主程序框图如图6所示。功能模块检测程序要包括防滑刹车控制盒功 能检测、机轮速度传感器开短路检测、电液压力伺服阀开短路检测、控制盒电源 电压检测等。3.3.2模拟机轮速度信号产生程序DSP通过SPI总线和AD9833进行通信，通过对AD9833写不同的控制字，改变 AD9833产生信号的频率（这里不需要修改信号相位）。本检测装置设计利川按键依 照人为的要求对频率的增减。具体实现的流程图如图7所示。图7模拟机轮速度信号产生程序。3.3.3 USB中断服务程序CH375初始化先进行自检，判断CH375是否工作正常，如果工作正常则进入下 一步，否则继续等待；将CH375配置为内置固件模式。USB数据发送过程为：先向 CH375写入WRUSBDATA命令，等待USB主机取走数据然后CH375锁定当前的缓冲 区，防止重复发送数据，将INT#I脚设置为低，进入USB中断服务子程序，执行 GET STATUS命令获取中断状态，执行WR USB.DATA命令，写入待发送数据。执行UNLOCK _USB命令释放缓冲区，退出中断服务子程序，等_USB待发送下一组 数据3,4o3.4上位机处理程序上位机软件采用C+Builder开发，实现数据的获取、显示、历史数据保存和 一定的分析处理功能。在实际程序设计中，川户登陆、检测USB设备和请求上传 数据均设置有允许失败次数，并予以相应提示。上位机软件和下位机通信程序流 程图如图8所示。图8上位机和下位机通信流理图图7模拟机轮速度信号产生程序USB是一个全新的外饺标让，具有热插拨、目动配置功能。USB接口的便用，方便检测装置和电脑的数据传输。3.5结语该检测装置经过测试能够快速地检测飞机防滑控制盒和机轮刹车系统附件 的故障信息，并进行数据的存储，上传PC分析、处理等功能；具有良好的人机界 而使检测装置能独立在野外实行操作；现在正处于最后的细节完善阶段。第四章PA44-1 80型飞机刹车系统的维护浅谈PA441 80型飞机的刹车系统是典型的独立式刹车，它通过人工踩刹车板建 立刹车压力，此外没有任何其它辅助设备帮助建立压力，结构简单，维护也方便,而且刹车效率也较高。4.1刹车系统的组成和各部件的工作4.1.1刹车系统组成：由刹车油箱，刹车主缸筒，停留刹车活门组件，刹车组件及相关的连接管路 组成。4.1.2各部件的简单工作原理和作用刹车油箱刹车油箱安装十座舱前隔框前面，用于盛装液压油，其盖上有通大气的孔，为刹车系统提供油液膨胀空间。刹车主缸筒飞行学院的PA441 80型飞机采川的是克利夫刹车缸筒，其构造如图1所示。其工作情形是：踩压刹车踏板，杆12向左运动，压缩大弹簧13,从而使小 弹簧4伸张，使活塞6紧贴杆1 2的小头根部的密封0圈7,此时再压缩弹簧13,杆12继续向左运动，0在活塞6及“0”圈5和7的密封下，阻断上下游油路，杆12 继续向左运动，则下游的油压力升高，较高压力的液压油推动刹车组件活塞，使 刹车静片和刹车盘贴紧而起刹车作川。当松开刹车踏板，弹簧1 3伸张，带动杆 12向右运动，活塞6Uz在弹簧的压缩 跟着运动，当活塞6贴合密封套8时，则开始 缩小弹簧4,使活塞脱开密封。圈7,此时上下游的液压油通过密封套8的开口杆 12头部的平台和活塞与杆的间隙沟通，刹车作用解除。如果踩踏右座的踏 板，压力油通过此通道进入下游起到刹车作川，而左座的踏板不会随着运动。同 样左座的刹车踏板运动，右座的刹车踏板也不会跟着运动。(3)停留刹车活门组件停留刹车活门组件的构造如图2所示。其工作情形是：要使停留刹车起作用，踩压刹车踏板，使管路建立压力，此压力使凸轮 13克服弹簧9的压力而向右移，脱开活门壳体上的定位销，则操纵停留刹车手柄 向后拉，带动操纵杆16向后转动，使凸轮13脱开活门4的头部，贝I活门4在弹簧3 的作川下向上运动，紧贴活门壳体，在密封”0”圈5的作川下，使压力密封在下 游管路，刹车静片紧贴合刹车盘起到刹车作用。解除停留刹车，踩压刹车踏板，使管路建立压立，此时操纵停留刹车手柄 向前推，带动凸轮1 3旋转，推动活门4克服弹簧3的压力，使活门打开，上下游 油路相通，松开刹车踏板，凸轮13在弹簧9的作用下回复到定位销保持位，顶住 活门4使其保持在打开位，则停留刹车解除。刹车组件是简单的半圆盘式刹车，靠四块刹车片和刹车盘的摩擦而起刹车作 用。1壳体2.定位环3.套筒4.弹簧5.“0”形圈6.活塞7.0”形塞8.密封套9.“0”形圈10“0”彤圈n.滑动垫片12.杆13.弹簧14.垫片15.柱销S图1克利夫刹车缸简构造图1.活门壳体2.接头3.弹簧4.活门5.“0”形圈d.螺帽7.垫片8.衬套9.弹簧10.“0”形圈H“0”形圈12.“0”形圈13.凸轮14.销子15.转 轴16.操纵杆17.垫片18.螺帽19.开口销图2停留刹车活门组件构造4.2常见故障及原因分析4.2.1刹车时建立不起压力或刹车效率低4.2.2刹车管路内渗入了较多空气，造成系统进入窄气的原因可能有以下几点。(1)液压油添加不及时或添加不足。因为刹车油箱容积较小，储油量也较少,含有空气的油液可能通过刹车管路进口进入系统2)管路不密封，拆卸管路附件时系统进气。系统进入空气是造成刹车效率低的最常见的原因。4.2.3刹车系统外漏刹车系统附件不密封，管路或接头损伤，造成封严不好，系统油液外漏。如 刹车缸筒的密封“0”圈10;停留刹车活门的凸轮组件的密封“0”圈10 12；刹 车组件活塞的“0”圈等损伤都会造成系统外漏，刹车组件活塞的行程过大也会 使其密封作用减弱而造成系统外漏。4.2.4主刹1-缸筒1人J漏，造成刹车偏软，效率低。冈为PA441 80型飞机用于训练，起落次数较多，故刹车使川也较多，主 刹车缸筒活塞杆移动也较频繁，故密封“0”圈的磨损也在所难免。如前所述刹 车压力的建立是靠刹车作动杆上的密封“0”圈7干H活塞上密封“0”圈5的共同 作，当上述两个“o”圈破损，扭曲或有杂质卡在活-上，都会造成封严不好，.上 游汕路沟通，建立压力低或根本建立不起压力。4.3停留刹车保持时间短或根本不起作用4.3.1停留刹车活塞组什故障为停留刹车压力油的压力保持是靠活门上弹簧3的压力使活门L的密封“0”圈贴合在活门壳体而实现的，所以当活门的密封“0”圈损伤保持不住压力在下 游管路，造成停留刹车保持时间过短或不起作川。另外弹簧3的故障也会造成类 似故障现象。4.3.2停留刹车活门组什、下游管路或利车组件活塞渗漏活门组件、F游管路或刹车组件活塞在外漏不是很严重的情况，虽然能建立 压力克服弹簧9的弹力而可以操纵凸轮偏转，但压力油的渗漏会造成在很短的时 间内压力的释放。活塞或活门组件的渗漏在有压力的情况 比较明显，而在没有 压力的情况下渗漏不明显，停留刹车压力能建立但保持时间较短。4.4刹车系统的检查及日常维护4.4.1经常检查刹车系统的工作情况踩压刹车踏板，其行程短而且硬，贝U利4工作正常，如果行程长而且软，说 明系统内进入了空气或系统渗漏(包括系统内漏和外漏)。在排除系统外漏以后，应当对系统进行排气。常川的排气方法有两种。(1)间断性直踩压刹车踏板，由刹车主缸筒提供压力，从刹车组件底部的 放气活门排出液压油和空气。(2)川地面设备(如液压车)，从刹车组件底部提供压力油，将系统内的空气 和液压油从储油箱排出。但是，采川此方法排气后应川第一种方法再次对系统进 行排气。4.4.2刹车系统排气：刹车仍然偏软或系统仍建立不起压力，则说明刹车缸简内部卡滞或内漏，此时应更换刹车缸筒或缸简内相应的密封 0”圈，并再对系 统进行排气，直到刹车系统工作正常。4.4.3刹车系统附件的检查应注意检查附件的毛刺损伤和腐蚀等。附件的修理仅限丁抛光或打磨小的刮 伤和t刺。更换密封件和0”型圈，应注意防止安装过程中的损伤或扭曲。当然,附件的分解清洗和安装都应遵循相关手册的规定。4.4.4应经常用适当的溶液清洗系统部件的外露部分保持活塞杆和刹车组件活塞周围的清洁，防止沾附灰尘或杂质磨损密封 0”圈，造成渗漏。4.4.5使用和解除停留刹车时应先踩压刹车踏板建立压力后再操纵停留刹车手柄，防止损伤凸轮组件或液压的瞬间冲击损坏 活门胶圈和凸轮组件胶圈。4.4.6检查刹车组件活塞的渗漏和磨损情况对有缺陷或不符合规定的应及时更换，检查刹车片和刹车盘的磨损应在规定 的范围内，对超出规定的应及时更换，刹车片的安装位列位。4.4.7刹车系统管路的安装应顺畅不应有扭曲，接头的紧度应合适，防止损坏喇叭IZ1或密封不严，停留刹车 手柄操纵钢素的固定紧度应足够而又不能损伤钢索。4.4.8系统液压油的添加应清洁、及时液压油的牌号应符合手册规定，防止加错液压油。检查油箱及盖子的通气 孔状况应良好。4.5运某型飞机刹车系统典型故障浅析Y-1 2飞机的液压系统通过刹车系统组件用于控制主机轮刹车.缩短飞机滑 跑距离。在滑行时.通过刹车踏板控制，左右机轮不同的刹车压力可使飞机转弯。在停机状态或应急情况下操纵刹车手柄使左右机轮同时刹车。Y-1 2飞机的液压系统主要包括四部分：（1）供压系统；（2）指示系统（3）油箱增压系统；(4)主机轮刹车系统。本章主要介绍主机轮刹车系统。机轮刹车 系统主要包括刹车操纵活门(YS-H3)：刹车分配活门(Ys114)；缓冲器；BYY 一 160刹车压力表及YxF8单向活门等。其中刹车操纵活门(Ys1 1 3)；刹车分 配活门(Ys1 14)为主要部件。4.5.1刹车操纵活门(YS-113)的工作原理刹车操纵活门(Ysn 3)的功川是：在刹车踏板的控制下1产生刹车操纵压 力，以控制刹车分配活门输出的刹车压力。刹车操纵活门分别装在正、副驾驶员 的脚踏板上.共四个。在Ys1 1 3的壳体上部一边有注油管咀(2),另一边上有 排气装置(14)使活门内腔与外部通气。活塞被弹簧顶在初始位置上，而弹 簧是支撑在碗形座(11)上。锥形活门(10)及其弹簧装在活塞内。锥形活门(10)通过销子和套筒(4)组件的作川而保持打开。当驾驶员踏脚踏板时活塞在 外力的作用下向下移动，弹簧(7)向上推动罩套(6)和套筒及销子(5).使它们 相对活塞的长孔向上运动.锥形活门(10)采放，锥形活门(10)在弹簧的作 用下被顶在其