飞机刹车系统常见故障和维修技术毕业设计.docx

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飞机刹车系统常见故障和维修技术毕业设计

陕西航空职业技术学院

毕业设计（论文）说明书

机电工程系航空机电设备维修专业

毕业设计（论文）题目飞机刹车系统常见故障和维修技术

毕业设计（论文）任务书

机电工程系航空机电设备维修专业

一、毕业设计（论文）题目飞机刹车系统常见故障和维修技术

二、毕业设计（论文）时间2012年06月05日至2010年12月三、毕业设计（论文）地点：

陕西航空职业技术学院

四、毕业设计（论文）的内容要求：

1、论文中包含具体实例，理论知识和相关图表并存；

2、字数不少于8000字；

3、论文内容及格式按要求完成。

指导教师年月日

批准年月日

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用需要，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，使用结果表明：

所设计的液压传动系统作用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

摘要……………………………………………………………………………3

第一章刹车系统故障分析及对策……………………………………………7

1.1故障现象及排除情况…………………………………………………7

1.2故障原因分析…………………………………………………………7

1.2.1伺服阀结构特点及工作原理………………………………………8

1.2.2原因分析……………………………………………………………9

1.2.3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………………………11

2.1飞机防滑刹车系统组成……………………………………………12

2.2基于BP神经网络的专家系统构成………………………………13

2.3专家系统推理………………………………………………………14

2.4解释机制…………………………………………………………15

2.5系统重构及恢复……………………………………………………15

2.5.1系统重构…………………………………………………………16

2.5.2系统重构算法…………………………………………………17

2.6试验结果分析………………………………………………………19

2.7结论…………………………………………………………………20

第三章飞机防滑刹车系统检测装置的研究和设计…………………………20

3.1.1主要组成………………………………………………………20

3.1.2主要功能介绍…………………………………………………21

3.2系统主要硬件设计………………………………………………22

3.2.1A／D前端信号调理电路………………………………………22

3.2.2USB接口电路…………………………………………………23

3.2.3模拟机轮速度信号电路……………………………………24

3.2.4人机接口电路…………………………………………………25

3.3系统主要软件设计………………………………………………25

3.3.1系统主程序软件…………………………………………………26

3.3.2模拟机轮速度信号产生程序……………………………………26

3.3.3USB中断服务程序………………………………………………26

3．4上位机处理程序…………………………………………………26

3.5结语………………………………………………………………27

第四章PA44-180型飞机刹车系统的维护浅谈…………………………27

4.1刹车系统的组成和各部件的工作…………………………………28

4.1.1刹车系统组成……………………………………………………28

4.1.2各部件的简单工作原理和作用………………………………28

4.2常见故障及原因分析………………………………………………30

4.2.1刹车时建立不起压力或刹车效率低……………………………30

4.2.2刹车管路内渗入了较多空气对系统影响………………………30

4.2.3刹车系统外漏………………………………………………30

4.2.4主刹1-缸筒1人J漏，造成刹车偏软，效率低………………31

4.3停留刹车保持时间短或根本不起作用……………………………31

4.3.1停留刹车活塞组什故障…………………………………………31

4.3.2停留刹车活门组什、下游管路或利车组件活塞渗漏…………31

4.4刹车系统的检查及日常维护……………………………………32

4.4.1经常检查刹车系统的工作情况………………………………32

4.4.2刹车系统排气…………………………………………………32

4.4.3刹车系统附件的检查…………………………………………32

4.4.4应经常用适当的溶液清洗系统部件的外露部分……………32

4.4.5使用和解除停留刹车时应先踩压刹车踏板…………………33

4.4.6检查刹车组件活塞的渗漏和磨损情况………………………33

4.4.7刹车系统管路的安装应顺畅…………………………………33

4.4.8系统液压油的添加应清洁、及时……………………………33

4.5运某型飞机刹车系统典型故障浅析……………………………33

4.5.1刹车操纵活门（YS一113）的工作原理………………………34

4.5.2刹车分配活门（YS一114）的工作原理………………………35

4.5.3故障分析……………………………………………………37

第五章飞机停留刹车系统故障分析与排除…………………………39

5.1系统的功能、组成、工作原理……………………………39

5.2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。

随后飞行员立即采用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7．8MPa。

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3．8MPa，右机轮刹车压力为7．8MPa。

用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，但刹车不起作用，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l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，飞机上采用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0．25mm，喷嘴与挡板的间隙只有0．O35～O．045mm，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，在弹簧力作用下，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压力大，从而在这个压力差的作用下，阀芯克服弹簧力左移，关小刹车供油路，使刹车盘与回油路相沟通，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。

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3．8MPa。

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用标准，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。

这说明安装精密油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用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，用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”。

①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。

②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。

③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。

④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。

⑤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。

⑥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，并严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用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剧下降。

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，采用“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用“主控+监控热备份”结构，2个控制器采用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，双机通讯用于实时数据交换，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。

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，采用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。

推理时采用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。

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，速度传感器采用+12V供电，若速度电压信号传感器输出大于10V，则判定速度传感器开路；若速度电压信号小于2V，则传感器短路；若速度信号电压在2~10V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。

采用具有层次性的多个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。

由于系统采用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），通过信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①③→⑤→⑦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]

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；“×”表示任意状态。

“重构路径”见图5。

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3~9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，系统优先采用优先级高的路径重构系统。

2.5.2系统重构算法

设i，s，v，c和t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，X表示系统故障状态；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1：

当且仅当系统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=iA⋅sA⋅vA⋅cA

此时，X=1。

情况2：

当且仅当系统B各个部分均正常，系统能够正常使用系统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=iB⋅sB⋅vB⋅cB

此时，X=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=（iA+iB）⋅（sA+sB）⋅（vA+vB）⋅cAcBt

此时，X=1。

综上所述，系统工作状态表达式为：

X=（iA+iB）⋅（sA+sB）⋅（vA+vB）⋅cAcBt+

iA⋅sA⋅vA⋅cA+iB⋅sB⋅vB⋅cB

当X=1时，表示系统正常工作；当X=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]。

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，并在航空专用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5s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，采用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]。

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