一种多轮车架主起落架飞机电传刹车控制系统及方法与流程

本发明属于飞机机轮刹车系统技术领域，尤其涉及一种多轮车架主起落架飞机电传刹车控制系统及方法。

背景技术：

飞机机轮刹车系统用以操纵和控制刹车机轮的刹车，以缩短飞机着陆滑跑距离，同时，防止机轮打滑拖胎爆破，保证操纵安全，另外尽量减少轮胎磨损，延长航空轮胎的使用寿命，以改善经济性、维护性和保障性。飞机在没有刹车的情况下，机轮与地面即跑道表面间的结合力(物理学称为摩擦力)很小，启动刹车后，机轮结合力即摩擦力迅速增大，且与刹车压力(外场常用刹车轻重即刹车强度表述)成正比。刹车引起的机轮摩擦力强烈地使飞机减速。

从普通物理学可知，由于起落架高度的存在，且安装刹车机轮的主起落架位于飞机重心(质心)c的后方一段距离，该力必然给飞机质心形成使飞机低头的力矩。低头力矩的出现使前起落架和主起落架地面法向力重新分配，结果，前起落架地面法向力增大，主起落架地面法向力减小。这样，在同样刹车强度，主起落架上的刹车机轮由于结合系数减小容易出现打滑，引起防滑系统动作(泄压)，即刹车低头力矩耦合防滑效应，飞机着陆滑跑距离相应变长，频繁打滑也增加了轮胎磨损。在滑跑刹车过程中，飞机低头、抬头这种俯仰运动不断进行，破坏了着陆过程的平稳性，降低了乘员舒适性。

这种现象对于后三点式起落架左右各1只刹车机轮的飞机，如歼击机常常不易被察觉，因为起落架仅有单轮，无对比性。但是，对于起落架带有多轮的飞机前后轮胎的磨损就容易看得出来。大型飞机为分散跑道压力配备多个机轮，例如，车架式起落架通常配置前后两排刹车机轮(2×2共4只刹车机轮)，或者前后三排刹车机轮(2×3共6只刹车机轮)。左右主起落架机轮由正驾驶或副驾驶操纵。正驾驶员脚踩正驾驶的左刹车踏板和右刹车踏板，分别控制飞机左侧和右侧起落架机轮刹车，副驾驶员脚踩副驾驶的左刹车踏板和右刹车踏板，同样可分别控制飞机左侧和右侧起落架机轮刹车，在正副驾驶同时操纵的情况下刹车系统将刹车压力高的输往机轮刹车。在刹车过程中，由于刹车低头力矩使前起落架更结实的压地，主起落架放松压地，主起落架上的刹车机轮就容易出现打滑，尤其是后排轮远离飞机重心，表现更为明显。结果，飞机着陆滑跑距离变长，后排轮比前排轮的轮胎磨损更大。因此，现有飞机多轮起落架配置存在的潜在的不足是飞机刹车效率低，后排轮比前排轮的轮胎磨损大。刹车低头力矩耦合防滑效应不容忽视。对于多轮大型飞机、高位重心飞机需要提出积极应对措施，以改进使用刹车效率和减低轮胎磨损，提高运营经济性、维护性和保障性。

中国专利公开号101052564a公开了一种改善飞行器在地面行驶时制动性能的方法和装置，以前起落架支柱法向力为参考，以升降舵、平尾气动面产生负升力来抵消刹车引起的低头力矩。该技术方案的缺点是没有针对前、后排轮轮位不同采取措施，后排轮容易打滑问题仍然存在；随滑跑速度减低，舵面效能锐减，以负升力调节刹车低头力矩效果变差，飞机滑跑刹车性能改善不明显。

技术实现要素：

为克服现有技术飞机多轮起落架配置存在飞机刹车效率低，后排轮比前排轮的轮胎磨损大的不足，本发明提出了一种飞机多轮电传刹车控制方法及系统。本发明解决技术途径是：在高速段，弱化后排轮刹车，强化前排轮刹车，以适应刹车低头力矩使前后排轮的地面法向力分配，即前排轮的法向力比后排轮的增大，从而减少后排轮的过渡打滑，达到提高飞机刹车效率低，缩短滑跑距离和减少后排轮的轮胎磨损的目的。

为达到上述目的，本发明采用如下技术方案予以实现。

技术方案一：

一种多轮车架主起落架飞机电传刹车控制系统，所述主起落架包含左主起落架和右主起落架，所述左主起落架和右主起落架对称位于飞机的飞机纵轴线两侧，且位于飞机质心的后面；左主起落架和右主起落架分别包含4个刹车机轮，左主起落架的4个刹车机轮两两一组形成左前排轮和左后排轮；右主起落架的4个刹车机轮两两一组形成右前排轮和右后排轮；

所述控制系统包括：控制盒、8个机轮速度传感器、8个电液伺服阀和4个刹车指令传感器；

每个刹车机轮上安装一个机轮速度传感器；

所述8个电液伺服阀对称安装在飞机纵轴线两侧的轮舱，每侧的轮舱布置4个电液伺服阀，每个电液伺服阀控制一个刹车机轮；

所述4个刹车指令传感器对称安装在飞机纵轴线两侧的驾驶舱底板下面，每侧布置2个刹车指令传感器。

本发明技术方案一的特点和进一步的改进为：

(1)每个速度传感器有一个机械接口和一个电气接口，所述机械接口与对应的刹车机轮机械联接，接收刹车机轮传输的旋转运动；所述电气接口与控制盒电气联接，向控制盒提供对应的刹车机轮的机轮旋转速度电压信号。

(2)所述4个刹车指令传感器由左至右依次为正驾驶左刹车指令传感器，正驾驶右刹车指令传感器，副驾驶左刹车指令传感器，副驾驶右刹车指令传感器；

每个刹车指令传感器由驾驶员踩踏刹车踏板操纵。

(3)每个电液伺服阀为正增益压力伺服阀，每个电液伺服阀有一个电气接口和三个液压接口：进油口、刹车口和回油口；

其中，一个电气接口与控制盒电气联接，接收控制盒发来的刹车和防滑控制电流信号；进油口与飞机刹车系统压力源管路联接；刹车口与刹车机轮的刹车装置进油口管路联接；回油口与飞机回油管路联接。

(4)所述控制盒安装在飞机后设备舱，所述控制盒为数字式刹车控制盒。

(5)所述控制盒有一个电气接口，分别与4个刹车指令传感器，8个机轮速度传感器和8个电液伺服阀电气联接；

所述控制盒，用于接收4个刹车指令传感器发来的刹车指令电压信号和8个机轮速度传感器发来的机轮速度电压信号，并向8个电液伺服阀输出刹车和防滑控制电流信号。

技术方案二：

一种多轮车架主起落架飞机电传刹车控制方法，所述方法应用于如技术方案一所述的控制系统中，所述控制方法包括：

采集刹车指令；

根据所述刹车指令，生成刹车指令控制电流；

采集飞机滑跑速度；

根据所述飞机滑跑速度，确定刹车控制电流；

输出刹车控制电流，并根据所述刹车控制电流输出刹车控制压力；

采集机轮速度；

根据所述机轮速度确定机轮是否打滑，如果打滑，生成防滑控制电流；

根据所述刹车控制电流和所述防滑控制电流，输出综合后的刹车控制电流；

根据所述综合后的刹车控制电流，输出防滑刹车控制压力。

本发明技术方案二的特点和进一步的改进为：

(1)所述根据所述飞机滑跑速度，确定刹车控制电流，具体为：

当飞机滑跑速度大于等于飞机滑跑速度设定值时，对刹车指令控制电流进行修正，并将修正后的电流作为刹车控制电流；

当飞机滑跑速度小于飞机滑跑速度设定值时，将刹车指令控制电流作为刹车控制电流。

(2)当飞机滑跑速度大于等于飞机滑跑速度设定值时，对刹车指令控制电流进行修正，并将修正后的电流作为刹车控制电流，具体为：

当飞机滑跑速度大于等于飞机滑跑速度设定值时，使前排轮刹车控制电流大于后排轮刹车控制电流。

(3)当v≥vt，使i1＞i2，具体为：

i1＝(1.15-1.30)ic

i2＝(0.85-0.70)ic

式中，v为飞机滑跑速度，单位为km/h，vt为飞机滑跑速度设定值，单位为km/h，i1为前排轮刹车控制电流，单位为ma，i2为后排轮刹车控制电流，单位为ma，ic为刹车指令控制电流，单位为ma；

所述飞机滑跑速度vt为95km/h-120km/h。

本发明提出了一种飞机多轮电传刹车控制方法及系统。本发明解决技术途径是：在高速段，弱化后排轮刹车，强化前排轮刹车，以适应刹车低头力矩使前后排轮的地面法向力分配，即前排轮的法向力比后排轮的增大，从而减少后排轮的过渡打滑，达到提高飞机刹车效率低，缩短滑跑距离和减少后排轮的轮胎磨损的目的。

附图说明

图1为本发明实施例提供的一种多轮车架主起落架飞机电传刹车控制系统的结构示意图一；

图2为本发明实施例提供的一种多轮车架主起落架飞机电传刹车控制系统的结构示意图二；

图3为本发明实施例提供的一种多轮车架主起落架飞机电传刹车控制方法的流程示意图；

图中：1-刹车指令传感器，2-控制盒，3-电液伺服阀，4-刹车机轮，5-机轮速度传感器，fa-飞机航向，c-飞机质心，x-x-飞机纵轴线，l1-飞机左主起落架，l2-飞机右主起落架。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。

本发明实施例提供一种多轮车架主起落架飞机电传刹车控制系统，如图1所示，包括：刹车指令传感器1、控制盒2、电液伺服阀3、刹车机轮4、机轮速度传感器5、主起落架，所述的刹车指令传感器1、电液伺服阀3、刹车机轮4、机轮速度传感器5、主起落架对称布置在飞机的飞机纵轴线x-x两侧，每侧数量为：2个刹车指令传感器1，4个电液伺服阀3，4个刹车机轮4，4个机轮速度传感器5，1个主起落架；

所述主起落架为支柱位于车架中央的4轮车架主起落架，包括飞机左主起落架l1和飞机右主起落架l2，左、右主起落架对称位于飞机的飞机纵轴线x-x两侧，且位于飞机质心c的后面。所述“左”、“右”方位词，是观察者以飞机的飞机纵轴线x-x为坐标轴沿着飞机航向fa看，左手所在的一侧为左侧，右手所在的一侧为右侧。所述“后面”方位词定义是观察者以飞机质心c为坐标原点沿着飞机纵轴线x-x面朝飞机航向fa，背部所指的方位。每个4轮车架主起落架装备4个刹车机轮4，前轴安装2个刹车机轮4，构成前排轮，后轴安装2个刹车机轮4，构成后排轮。提出前排轮或后排轮的概念是本发明刹车控制的特征需要；

机轮速度传感器5共有8个，飞机左主起落架l1和飞机右主起落架l2的每个刹车机轮4安装有一个机轮速度传感器5。速度传感器5有一个机械接口和一个电气接口，所述机械接口与刹车机轮4机械联接，接受刹车机轮4传输的旋转运动；电气接口与控制盒2电气联接，向控制盒提供刹车机轮5的机轮旋转速度电压信号；

4个刹车指令传感器1对称安装在飞机的飞机纵轴线x-x两侧的驾驶舱底板下面，每侧布置2个刹车指令传感器1，由左至右依次为正驾驶左刹车指令传感器1，正驾驶右刹车指令传感器1，副驾驶左刹车指令传感器1，副驾驶右刹车指令传感器1。刹车指令传感器1由驾驶员踩踏刹车踏板操纵。刹车指令传感器1由机上电源供电；

飞机左右主起落架机轮由正驾驶或副驾驶操纵。正驾驶员脚踩正驾驶的左刹车踏板和右刹车踏板，操纵正驾驶的左刹车指令传感器1和正驾驶的右刹车指令传感器1，分别控制飞机左侧和右侧起落架即飞机左主起落架l1和飞机右主起落架l2的机轮刹车，副驾驶员脚踩副驾驶的左刹车踏板和右刹车踏板，操纵副驾驶左刹车指令传感器1和副驾驶右刹车指令传感器1，同样可分别控制飞机左侧和右侧起落架即飞机左主起落架l1和飞机右主起落架l2的机轮刹车。在正副驾驶同时操纵的情况下刹车系统将选择刹车压力高的输往机轮刹车；

8个电液伺服阀3对称安装在飞机的飞机纵轴线x-x两侧的轮舱，每侧布置4个电液伺服阀3。左侧4个电液伺服阀3依次为左1电液伺服阀3，左2电液伺服阀3，左3电液伺服阀3，左4电液伺服阀3，分别控制飞机左主起落架l1的前排轮左刹车机轮5，前排轮右刹车机轮5，后排轮左刹车机轮5，后排轮右刹车机轮5。右侧4个电液伺服阀3依次为右1电液伺服阀3，右2电液伺服阀3，右3电液伺服阀3，右4电液伺服阀3，分别控制飞机右主起落架l2的前排轮左刹车机轮5，前排轮右刹车机轮5，后排轮左刹车机轮5，后排轮右刹车机轮5；

电液伺服阀3为正增益压力伺服阀。电液伺服阀3有一个电气接口和三个液压接口：进油口、刹车口和回油口，电气接口与控制盒2电气联接，接收控制盒2发来的控制电流信号；进油口与飞机刹车系统压力源管路联接；刹车口与刹车机轮5的刹车装置进油口管路联接；回油口与飞机回油管路联接；

具体地，左侧4个电液伺服阀3每个电气接口与控制盒2电气联接，接收控制盒2发来的控制电流信号；左侧4个电液伺服阀3每个进油口与飞机刹车系统压力源管路联接；左侧4个电液伺服阀3：左1电液伺服阀3刹车口与飞机左主起落架l1的前排轮左刹车机轮5的刹车装置进油口管路联接；左2电液伺服阀3刹车口与飞机左主起落架l1的前排轮右刹车机轮5的刹车装置进油口管路联接；左3电液伺服阀3刹车口与飞机左主起落架l1的后排轮左刹车机轮5的刹车装置进油口管路联接；左4电液伺服阀3刹车口与飞机左主起落架l1的后排轮右刹车机轮5的刹车装置进油口管路联接；左侧4个电液伺服阀3每个回油口与飞机回油管路联接；

右侧4个电液伺服阀3每个电气接口与控制盒2电气联接，接收控制盒2发来的控制电流信号；右侧4个电液伺服阀3每个进油口与飞机刹车系统压力源管路联接；右侧4个电液伺服阀3：右1电液伺服阀3刹车口与飞机右主起落架l2的前排轮左刹车机轮5的刹车装置进油口管路联接；右2电液伺服阀3刹车口与飞机右主起落架l2的前排轮右刹车机轮5的刹车装置进油口管路联接；右3电液伺服阀3刹车口与飞机右主起落架l2的后排轮左刹车机轮5的刹车装置进油口管路联接；右4电液伺服阀3刹车口与飞机右主起落架l2的后排轮右刹车机轮5的刹车装置进油口管路联接；右侧4个电液伺服阀3每个回油口与飞机回油管路联接；

控制盒2安装在飞机后设备舱。控制盒2为数字式刹车控制盒。控制盒2有一个电气接口，分别与4个刹车指令传感器1，8个机轮速度传感器5和8个电液伺服阀3电气联接，接收刹车指令传感器1发来的刹车指令电压信号和机轮速度传感器5发来的机轮速度电压信号，向电液伺服阀3输出刹车和防滑控制电流信号。控制盒2所需的电源由飞机电源系统提供；

本发明系统运行如下。以正驾驶操纵为例：

已知满刹车参数：刹车指令电压信号6v，刹车控制电流信号20ma，刹车压力10mpa。飞机着陆滑跑刹车时飞机速度为180km/h。飞机滑跑速度设定值vt为100km/h

当正驾驶踩下左右刹车踏板满踩到底满刹车时，刹车踏板便操纵与正驾驶刹车踏板机械联接的左右刹车指令传感器1输出满刹车的刹车指令电压信号，向控制盒2发出满刹车指令。控制盒2采集到驾驶员发出的满刹车指令电压信号6v，满刹车的刹车压力为ma10mpa，控制盒2以此需要生成满刹车的刹车控制电流信号20ma。此电流是否不打折扣地原样直接输出给电液伺服阀3，需要看飞机刹车时的飞机速度。当飞机处于非高速滑跑阶段，此电流是不打折扣地原样直接输出给电液伺服阀3，否则，此电流需要进行调整，使后排轮的刹车压力减少，前排轮刹车压力最大。电流调整按给定的规律进行。现在，飞机着陆滑跑刹车时飞机速度为180km/h，大于飞机滑跑速度设定值vt100km/h，因此，控制盒2对驾驶员发出的满刹车指令电压信号6v所对应的满刹车的刹车控制电流信号20ma进行调整：

已知ic＝20ma，按增减20％调整，使i1＞i2，取i1＝1.20ic，i2＝0.80ic，则

前排轮刹车控制电流i1＝1.20ic＝1.20×20＝24ma

后排轮刹车控制电流i2＝0.80ic＝0.80×20＝16ma

控制盒2将调整后的刹车控制电流信号输出给电液伺服阀3，具体是，左侧4个电液伺服阀3的左1电液伺服阀3、左2电液伺服阀3，和右侧4个电液伺服阀3的右1电液伺服阀3、右2电液伺服阀3得到刹车控制电流信号24ma，输出刹车压力12mpa，分别输往飞机左主起落架l1的前排轮左、右刹车机轮5的刹车装置和飞机右主起落架l2的前排轮左、右刹车机轮5的刹车装置进行刹车；

左侧4个电液伺服阀3的左3电液伺服阀3、左4电液伺服阀3，和右侧4个电液伺服阀3的右3电液伺服阀3、右4电液伺服阀3得到刹车控制电流信号16ma，输出刹车压力8mpa，分别输往飞机左主起落架l1的后排轮左、右刹车机轮5的刹车装置和飞机右主起落架l2的后排轮左、右刹车机轮5的刹车装置进行刹车；

在飞机滑跑刹车过程中，如果机轮出现打滑，根据机轮速度传感器5提供的机轮速度电压信号反映的滑动深浅，控制盒2产生相应的防滑控制电流信号，输往电液伺服阀3的刹车控制电流信号与防滑控制电流信号进行综合，输往电液伺服阀3的刹车控制电流信号减小，机轮滑动解除。防滑控制按现有技术进行。

本发明与现有技术相比，在此情况下，在干燥水泥跑道着陆滑跑，后排轮打滑频率减少85％，后排轮轮胎磨损减少75％，着陆滑跑距离缩短35％。

本例与例1不同在于，电液伺服阀3的数量减半，飞机每侧各2个电液伺服阀3，一个电液伺服阀3控制一对刹车机轮4。具体是：飞机左侧的左1电液伺服阀3控制飞机左主起落架l1的前排轮刹车，左2电液伺服阀3控制飞机左主起落架l1的后排轮刹车；飞机右侧的右1电液伺服阀3控制飞机右主起落架l2的前排轮刹车，右2电液伺服阀3控制飞机右主起落架l2的后排轮刹车。

一种多轮车架主起落架飞机电传刹车控制系统，如图2所示，包括：刹车指令传感器1、控制盒2、电液伺服阀3、刹车机轮4、机轮速度传感器5、主起落架，所述的刹车指令传感器1、电液伺服阀3、刹车机轮4、机轮速度传感器5、主起落架对称布置在飞机的飞机纵轴线x-x两侧，每侧数量为：2个刹车指令传感器1，2个电液伺服阀3，4个刹车机轮4，4个机轮速度传感器5，1个主起落架；

所述主起落架为支柱位于车架中央的4轮车架主起落架，包括飞机左主起落架l1和飞机右主起落架l2，左、右主起落架对称位于飞机的飞机纵轴线x-x两侧，且位于飞机质心c的后面。所述“左”、“右”方位词，是观察者以飞机的飞机纵轴线x-x为坐标轴沿着飞机航向fa看，左手所在的一侧为左侧，右手所在的一侧为右侧。所述“后面”方位词定义是观察者以飞机质心c为坐标原点沿着飞机纵轴线x-x面朝飞机航向fa，背部所指的方位。每个4轮车架主起落架装备4个刹车机轮4，前轴安装2个刹车机轮4，构成前排轮，后轴安装2个刹车机轮4，构成后排轮。提出前排轮或后排轮的概念是本发明刹车控制的特征需要；

机轮速度传感器5共有8个，飞机左主起落架l1和飞机右主起落架l2的每个刹车机轮4安装有一个机轮速度传感器5。速度传感器5有一个机械接口和一个电气接口，所述机械接口与刹车机轮4机械联接，接受刹车机轮4传输的旋转运动；电气接口与控制盒2电气联接，向控制盒提供刹车机轮5的机轮旋转速度电压信号；

4个刹车指令传感器1对称安装在飞机的飞机纵轴线x-x两侧的驾驶舱底板下面，每侧布置2个刹车指令传感器1，由左至右依次为正驾驶左刹车指令传感器1，正驾驶右刹车指令传感器1，副驾驶左刹车指令传感器1，副驾驶右刹车指令传感器1。刹车指令传感器1由驾驶员踩踏刹车踏板操纵。刹车指令传感器1由机上电源供电；

飞机左右主起落架机轮由正驾驶或副驾驶操纵。正驾驶员脚踩正驾驶的左刹车踏板和右刹车踏板，操纵正驾驶的左刹车指令传感器1和正驾驶的右刹车指令传感器1，分别控制飞机左侧和右侧起落架即飞机左主起落架l1和飞机右主起落架l2的机轮刹车，副驾驶员脚踩副驾驶的左刹车踏板和右刹车踏板，操纵副驾驶左刹车指令传感器1和副驾驶右刹车指令传感器1，同样可分别控制飞机左侧和右侧起落架即飞机左主起落架l1和飞机右主起落架l2的机轮刹车。在正副驾驶同时操纵的情况下刹车系统将选择刹车压力高的输往机轮刹车；

4个电液伺服阀3对称安装在飞机的飞机纵轴线x-x两侧的轮舱，每侧布置2个电液伺服阀3。左侧2个电液伺服阀3依次为左1电液伺服阀3，左2电液伺服阀3，分别控制飞机左主起落架l1的前排轮左刹车机轮5，前排轮右刹车机轮5，后排轮左刹车机轮5，后排轮右刹车机轮5。右侧2个电液伺服阀3依次为右1电液伺服阀3，右2电液伺服阀3，分别控制飞机右主起落架l2的前排轮左刹车机轮5，前排轮右刹车机轮5，后排轮左刹车机轮5，后排轮右刹车机轮5；

电液伺服阀3为正增益压力伺服阀。电液伺服阀3有一个电气接口和三个液压接口：进油口、刹车口和回油口，电气接口与控制盒2电气联接，接收控制盒2发来的控制电流信号；进油口与飞机刹车系统压力源管路联接；刹车口与刹车机轮5的刹车装置进油口管路联接；回油口与飞机回油管路联接；

具体地，左侧2个电液伺服阀3每个电气接口与控制盒2电气联接，接收控制盒2发来的控制电流信号；左侧2个电液伺服阀3每个进油口与飞机刹车系统压力源管路联接；左侧2个电液伺服阀3：左1电液伺服阀3刹车口分别与飞机左主起落架l1的前排轮左刹车机轮5、右刹车机轮5的刹车装置进油口管路联接；左2电液伺服阀3刹车口分别与飞机左主起落架l1的后排轮左刹车机轮5、右刹车机轮5的刹车装置进油口管路联接；左侧2个电液伺服阀3每个回油口与飞机回油管路联接；

右侧2个电液伺服阀3每个电气接口与控制盒2电气联接，接收控制盒2发来的控制电流信号；右侧2个电液伺服阀3每个进油口与飞机刹车系统压力源管路联接；右侧2个电液伺服阀3：左1电液伺服阀3刹车口分别与飞机右主起落架l2的前排轮左刹车机轮5、右刹车机轮5的刹车装置进油口管路联接；右2电液伺服阀3刹车口分别与飞机右主起落架l2的后排轮左刹车机轮5、右刹车机轮5的刹车装置进油口管路联接；右侧2个电液伺服阀3每个回油口与飞机回油管路联接；

控制盒2安装在飞机后设备舱。控制盒2为数字式刹车控制盒。控制盒2有一个电气接口，分别与4个刹车指令传感器1，8个机轮速度传感器5和4个电液伺服阀3电气联接，接收刹车指令传感器1发来的刹车指令电压信号和机轮速度传感器5发来的机轮速度电压信号，向电液伺服阀3输出刹车和防滑控制电流信号。控制盒2所需的电源由飞机电源系统提供。

本发明实施例提供一种多轮车架主起落架飞机电传刹车控制方法，如图3所示，包括：

第一步、采集刹车指令。

刹车指令由刹车指令传感器提供。

第二步、生成刹车指令控制电流

控制盒根据得到的刹车指令电压信号生成刹车指令控制电流信号。

第三步、采集飞机速度。

飞机速度由机轮速度传感器提供，或由飞机上的飞参系统提供。

第四步、确定刹车控制电流

控制盒根据飞机滑跑速度确定刹车控制电流信号，以调整输往机轮实际刹车压力。当飞机滑跑速度大于等于飞机滑跑速度设定值时，对刹车指令控制电流进行修正，减小后排轮刹车压力，使后排轮低于前排轮，并提高前排轮刹车压力，修正方程如下：

当v≥vt，使i1＞i2

i1＝(1.15-1.30)ic

i2＝(0.85-0.70)ic

式中，v—飞机滑跑速度，km/h

vt—飞机滑跑速度设定值，km/h，vt为95-120km/h

i1—前排轮刹车控制电流，ma

i2—后排轮刹车控制电流，ma

ic—刹车指令控制电流，ma

当飞机滑跑速度小于飞机滑跑速度设定值时，不对刹车指令控制电流进行修正。

控制盒内驻留有电液伺服阀电流压力特性曲线。

第五步、输出刹车控制电流。

控制盒产将第四步得到的刹车控制电流信号输出给电液伺服阀。

第六步、输出刹车控制压力。

电液伺服阀得到刹车控制电流后输出所确定的刹车压力输往刹车机轮进行刹车。

第七步、采集机轮速度。

机轮速度由机轮速度传感器提供。

第八步、生成防滑控制电流。

如果出现打滑，控制盒根据机轮滑动状态，生成防滑控制电流。否则，不生成防滑控制电流。

第九步、输出综合后的刹车控制电流。

控制盒将第四步得到的刹车控制电流信号与第八步所生成防滑控制电流信号进行综合，得到减少的刹车控制电流信号输出给电液伺服阀。

第十步、输出防滑刹车控制压力

电液伺服阀得到综合后的刹车控制电流输出刹车压力输往刹车机轮进行刹车，解除机轮打滑。

虽然本发明所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。

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