飞机刹车系统的辅助安全措施

吴华伟 闫如刚 许 炳 彭志茂

（1. 湖北文理学院机械与汽车工程学院，湖北 襄阳 441053；2. 中航工业航宇救生装备有限公司，湖北 襄阳 4410033；3. 空军驻长沙地区军事代表室，湖南 长沙 410205；4. 长沙鑫航机轮刹车有限公司，湖南 长沙 410205）

飞机刹车系统的辅助安全措施

吴华伟1闫如刚2许 炳3彭志茂4

（1. 湖北文理学院机械与汽车工程学院，湖北 襄阳 441053；2. 中航工业航宇救生装备有限公司，湖北 襄阳 4410033；3. 空军驻长沙地区军事代表室，湖南 长沙 410205；4. 长沙鑫航机轮刹车有限公司，湖南 长沙 410205）

从胎压监测系统，刹车温度监测系统，辅助控制（自动刹车、跑道适应、故障预测及健康管理）等方面较详细地介绍了当今飞机刹车系统的辅助安全措施科研和应用情况。

刹车系统；辅助安全；故障预测及健康管理；自主保障

刹车系统是飞机上相对独立的重要安全保障系统，对飞机起飞、着陆的安全性有重要影响。飞机刹车系统涉及机械、液压、电气、电子、控制、材料等多学科多领域。工作环境相对恶劣，安装位置涉及飞机起落架、起落架舱、电子舱、驾驶舱等部分[1-3]。图1为常见机轮刹车系统组成和分布图。

图1 机轮刹车系统布局图

传统单纯“减速-制动”的刹车模式很难满足现代飞机的高安全、高可靠、高机动性、全天候及舒适性、经济性和环保节能等方面的需求。本文从胎压监测系统TPMS （Tire Pressure Monitoring System）、刹车温度监测系统BTMS（Brake Temperature Monitoring System）、热熔塞、风扇冷却、自动调隙、磨损补指示、自动刹车、跑道适应状态识别、故障预测及健康管理PHM（Prognostic and Health Management）等方面介绍了飞机刹车系统辅助安全保障措施。

1 胎压监测系统

轮胎工作压力对机轮的承载和系统的制动性能及使用安全有着重要影响，不同的跑道有其规定的轮胎额定工作压力，胎压过高或过低都会影响飞机正常制动性能，影响轮胎的使用寿命[4、5]。维持正常轮胎压力，可以避免因着陆瞬间冲击引起的爆胎；可以减轻轮胎的磨损；避免轮胎压力的不平衡，致使刹车效率的下降；增强飞机对不同类型跑道（混凝土、土、高原等）的适应性。

当胎压超过规定极限值时，为保证飞机使用安全和轮胎寿命，常采用分体的薄片或弹簧式过压保护阀[4]，将多余压力放掉。随着计算机和传感器技术的发展，现在胎压显示和放气保护逐渐实现了集成和数字化，胎压监控系统TPMS[6]逐渐在A320、A340、A380、B787等[7-11]飞机上使用，如图2所示。

图2 TPMS原理框图

TPMS由测量模块和监控显示模块组成。测量模块由安装轮胎处的胎压传感器和放气装置、微控制器、发射和接受电路、放气装置等组成，完成轮胎压力参数测试，并发送给接收模块，接收模块负责接收上位机的控制指令，控制器发出放气指令由放气装置调节轮胎的压力。监控显示模块负责接收测量模块的数据并进行处理，根据人机交互模块的参数，发送着陆跑道所需的轮胎压力参数命令。

其中胎压传感器是TPMS的核心，由支撑曲柄、屏蔽装置、压力传感器、连接器等组成，轮胎压力传感器及其安装示意图如图3所示。

图3 胎压传感器及其安装示意图

TPMS已成为现代飞机标配产品，如A310、A320、A340，B737、B757等，正向着智能化，小型化、集成综合化方向发展，如Messier-Bugatti公司为A380开发的 WABSIC[10]（Wheel and Brake System Integrated Components）将胎压和机轮速度测量装置集成在一个零件上。Hydro-Aire利用无线传感技术为B787开发的远程综合刹车服务系统RIBS（Remote Integrated Braking Services）[11]，实现了刹车温度、胎压、轮速的综合。

2 刹车温度监测系统及保护措施

飞机刹车制动主要是靠刹车装置将飞机的动能转换成摩擦材料的热能而消耗掉。刹车装置和机轮的设计是依据飞机着陆能量，不同刹车材料及机轮对温度的敏感性不同，具有一定的使用温度限制。温度过高会导致“爆胎”和削弱机轮的机械性能，严重时会引起火灾。现代飞机中常需进行刹车温度动态监测，同时设有热熔塞和风扇冷却装置来实现刹车过热保护。

2.1 刹车温度监测系统

刹车温度监测系统BTMS通常采用铠装热电偶监测各主机轮的刹车装置温度[12]（温度测试范围-55℃～1 200℃，精度±1%），与预设的门限相比，发出温度正常、过高、告警等信号。将故障消灭在萌芽状态，防止机轮过热，确定再次出动的时间，BTMS已成现代飞机重要机载电子系统设备。如A320[7]、A340[8]、B737[13]、B757[14]及C919等飞机也将装备刹车温度监测系统。

BTMS主要由温度传感器、温度转换模块、监测单元（常集成在防滑刹车控制单元中）、显示告警等组成，如图4所示。

图4 BTMS组成图

图5 温度传感器及其安装位置

温度传感器将测量的刹车装置温度数值经过转换模块传入监测单元，经处理后上报温度数据或告警显示；温度转换模块将毫伏级信号放大和线性化处理，再对热电偶进行冷端补偿；监控单元不断的读取温度数据与设定的安全值比较，超出某一给定值，以不同颜色的灯光形式进行温度告警。并同时将温度数据上传至中央维护计算机系统进行显示和记录，为飞行员提供可靠而又准确的温度信息。

2.2 热熔塞

飞机在制动过程中，由于刹车装置（刹车盘）的制动摩擦生热和轮胎的弯曲变形发热，引起机轮和轮胎结合处温度升高，当胎脚处的温度超过一定门限时，轮胎会发生爆胎，危及飞机安全。刹车装置的摩擦生热是造成轮胎过热的主要原因，而且会削弱机轮强度，严重时，会使轮胎爆破、机轮损坏。国内外均采用热熔塞来进行保护性放气。热熔塞主要是利用共晶体低熔合金材料的由固相转变到液相的剧变特性，当达到熔化温度时，突然由固态变为液态，热熔塞放气喷出，泄掉轮胎压力，防止爆破[15-19]。

一般在轮毂上均布3～5个热熔塞。根据不同的轮胎橡胶特性、刹车使用特性、热熔塞合金材料和安装位置，选择合理的合金熔点，常见热熔塞有160±5℃、180±5℃、200±5℃、220±5℃等几种。

2.3 冷却系统

一次正常着陆，刹车盘温度可达600℃左右，RTO（Reject Take Off）状态下可达1000℃，为保证飞机制动的安全性，需停放一定时间，温度降至100℃以下，才允许再次出动刹车，否则，会引起制动性能的衰减或“爆胎”。

传统方法是自然冷却，需要等待1h左右。为缩短飞机再次出动时间，可采用外接风扇进行强制冷却，但这一方法受到一定限制。机轮的自身散热越来越受重视，如在轮轴内安装风扇电机，风叶在机轮外侧无刹车边。飞机落地后电机带动叶片旋转，将刹车热量带走，达到冷却机轮作用，如VC-10、TY-154、CY-27等飞机。

2.4 降低刹车温度使用技巧

对于有发动机反推和减速板装置的飞机，制动中优先选用反推和减速板等减速装置，以减少由刹车制动而吸收的能量，从而降低刹车盘温度；

在足够长跑道上降落时，可选较小减速率制动，以充分利用空气阻力进行制动；

对于装备自动刹车系统的飞机着落过程优先采用自动刹车系统；

在安全滑行速度（50km/h）以下时，可采用小压力刹车，不但增加制动柔和性，还能降低一定的刹车温度。

其他一些隔热保护方法，如轮毂隔热屏、轴隔热屏、毂部隔热屏、汽缸座与热库之间的隔热垫、活塞端部隔热垫等[19]。

3 自动调隙及磨损指示

随着着陆刹车次数的增加，由于摩擦材料的磨损，刹车装置上的活塞与压紧盘间的距离加大，为保证刹车的灵敏度和整体制动性能及安全性，需要实时对刹车盘磨损状态进行了解，并对压紧盘和刹车活塞间的间隙进行自动调整。

3.1 自动调隙

常见自动调隙机构有卡箍式、弹性夹头式、弹簧套式和胀管式等几种[4、18]。胀管式（也称胀管胀芯式）自动调隙机构，是一种近年出现的新型调隙机构，由回力弹簧、套筒、膨胀管、拉杆等组成，如图6所示。在刹车压力作用下，活塞压向压紧盘，当超过规定行程时，膨胀管被拉杆上的球头拔出，以补偿刹车盘的磨损；松刹后，回力机构及活塞将位于磨损后的起始位置．从而保证在刹车盘寿命期内活塞行程基本不变。

图6 胀管胀芯式调隙机构示意图

3.2 磨损指示

为提高维修效率、节省维修成本，现代飞机一般采用“磨损指示杆”来确定刹车盘（碳刹车盘称为热库）换装寿命。根据刹车盘的寿命确定指示杆的长度，当刹车盘磨损到极限时，指示杆头部与汽缸座孔底齐平。地勤人员只要检查指示杆伸出长度就可以知道刹车盘的磨损大小，及时更换使用到寿命的刹车盘。磨损指示杆通常成对固定在压紧盘上，如图7所示。

图7 磨损指示杆示意图

文献[20]、[21]提出一种利用位移传感器和计算机存储技术来感知刹车盘的磨损状态和使用情况的磨损显示系统，直接将刹车盘使用和磨损状态显示给机务人员，从而采取相应的维修和使用策略。

4 控制辅助系统

4.1 自动刹车

自动刹车就是根据选定的减速率（表1、2为B737和A340飞机自动刹车档位及减速率），自动的输出刹车压力实现飞机刹车减速制动，刹车过程保持一致的减速率，无需人为干预；同时可在中止起飞RTO状态下及时施加最大压力刹车，避免了因人工反应的延时，减少飞机冲出跑道等事故。自动刹车在减轻飞行员工作量、提高乘客舒适性、增加飞机地面滑行的安全性、减少刹车盘的磨损量、降低飞行的维修成本等方面具有突出优点[3、25]，已逐渐成为现代飞机，特别是大飞机刹车系统的组成部分，如A320、A340、A380、B737、B747、B787等飞机。

表1 B737飞机自动刹车减速率

表2 A340飞机自动刹车减速率

自动刹车减速率的选择要根据目的机场的跑道状态和天气情况来决定，当跑道比较长和天气较好时，可选择较低的减速率；高速时飞机的总体减速率由发动机反力和扰流板的作用决定，自动刹车控制组件则相应减小或缓慢增加相应刹车力；低速时，飞机的总体减速率由刹车制动力决定，此时，自动刹车控制组件相应增加刹车力，来维持飞机总体减速率（总体受力均衡）；当飞机减速到安全速度以下（一般50km/h）或跑道长度不够时，应采用人工刹车实现飞机最后的制动或转弯。图8为典型飞机着陆阻力分布图[3、26]。

图8 飞机着陆阻力分布图

为提高跑道利用率及制动效率，特别在视线不佳情况下的制动安全性，国外逐渐研究了冲出跑道告警和保护系统ROW/ROP（Runway Overrun Warning and Protection System，其中BTV（Braketo-Vacate）[27、28]技术最具代表性。BTV系统是一种根据机场跑道的实际情况及机组人员选定的跑道出口，实时调整相应的减速率，安全平稳舒适地实现在跑道上定点制动的智能刹车技术。BTV除具有一般自动刹车功能外，最大优点是预测飞机是否能在指定跑道上安全停住，自动调整刹车减速率使飞机安全停在相应的跑道上，减少飞机跑道占用时间，提高跑道利用率。BTV系统涉及飞控、起落架系统、飞行告警系统、导航、飞行管理和飞行测试等。BTV 已成为A380和A350XWB飞机的“标配”设备，新产A320的选配设备。

目前我国仅有的ARJ21飞机配有自动刹车系统，但该系统为国外MEGGITT公司提供。随着我国民用航空市场的发展与壮大，特别是“大飞机”重大科技专项的启动，为我们研制自动刹车系统提供了强有力的技术应用平台和市场前景。

4.2 跑道状态识别

根据飞机跑道表面实际状态及国际民航组织ICAO的分类，将跑道表面状态分为干、湿（潮湿、积水等）和污染（雪、冰、油液、橡胶等）等10种类型。不同的跑道状态所能提供的摩擦系数大不相同，产生的制动效果也不相同[29-32]，如图9所示。

图9 滑移率及摩擦系数曲线

飞机刹车主要依靠刹车时轮胎和地面间能提供摩擦力，由前面飞机滑跑受力分析可知，在飞机载荷一定的情况下，影响摩擦力大小的主要取决于地面摩擦系数。其中滑移率和跑道状态对摩擦系数的影响最大且最为复杂，研究轮胎与地面摩擦系数在不同跑道状态下随滑移率变化关系是研究飞机制动状态的热点。

目前应用最广的轮胎与地面摩擦模型为基于Pacejak魔术公式的MF模型。魔术公式是由荷兰Delft工业大学H. B. Pacejak教授1987年提出的，用三角函数的组合公式表达轮胎的纵向力 、侧向力、回正力矩 、翻转力矩 、阻力矩等，由于其公式形式相同，故称为“魔术公式”[33]。

根据大量的地面动力试验和对实际跑道摩擦系数测定情况，建立跑道状态识别：根据飞机减速率和滑移率的变化情况，与预先存储的跑道状态进行比较，实时判断跑道所处的状态（干、湿、冰），根据跑道状态实时调整当前跑道下的预期最佳减速率，使模糊控制器输出相应的刹车压力。

4.3 故障预测及健康管理PHM

4.3.1 PHM概念

实时对装备各部件的健康状态进行监测并预测部件的剩余寿命，形成相应的维修决策，以降低维修成本，提高装备的可用率。这种自主保障功能AL（Autonomic Logistics）是现在机载设备研究热点和发展方向。美国从上个世纪80年代在JSF飞机开展自动保障研究[34]。故障预测与健康管理PHM是AL关键核心技术。PHM利用先进传感器，借助各种智能模型和算法来监控、预测和管理产品的各种状态。PHM是一种全面故障检测、隔离、预测及健康管理技术，可实现“定时或事后维修”向“视情维修”转变，从而实现自主式保障，降低使用和保障费用的目标[35]。PHM实现方法主要有基于特征参数、基于保险和预警装置、基于失效机理等几类[36-37]。

4.3.2 飞机刹车控制系统PHM构架

随着微电子和数字技术的发展，刹车系统已经从机械式、电子式发展到数字式和综合式全电式。集成度和复杂性越来越高，加之刹车系统涉及起落架舱、电子舱、座舱等多个地方，且工作环境恶劣，给测试和维护工作带来了一定的问题和负担，传统的机内测试（BIT）由于在算法、功能、诊断能力、验证手段等方面难于很好地满足现在飞机刹车系统“六性”要求[5]。刹车系统已成为当前影响战备完好性、使用和保障费用的因素之一。开展飞机刹车控制系统的PHM的研究，监测系统状态、预测系统剩余工作能力，降低虚警率和全寿命费用，提高飞机刹车系统的安全性、可靠性、维修性、测试性、保障性和环境适应性，具有重要意义。

根据美国马里兰大学CALCE中心[36]和Boeing公司[38]针对PHM的概念，将刹车系统PHM分成3个部分：最外层的传感器部分（刹车指令传感器、速度传感器、胎压和液压压力传感器、温度传感器、磨损传感器），中间层为采集处理和监测层（包括正常刹车系统、备份刹车系统、应急/停留刹车系统、胎压和温度监测系统等），第3层为故障监测、寿命预测及评估层。如图10所示。其中传感器采集、处理和故障监测和状态评估，随刹车系统自带，用于实施监测系统的状态，并存储系统的数据；而寿命预测和评估输出，则有地面保障系统通过数据线，根据预测模型及历史数据而获得系统的剩余寿命，获得下次任务周期内的任务可靠度。

图10 飞机刹车系统PHM结构图

中间数据采集处理和检测层：根据传感器和其他状态的数据，完成系统状态相关特征的计算，并根据所得数据与预定的判据进行比较，来检测系统状态，同时根据各自参数阈值来进行故障报警。

健康评估层接收来自不同状态监测模块以及其他健康评估模块的数据，根据状态监测层的输出和历史的状态评估值，评估被监测系统、分系统或部件的健康状态，确定这些系统是否降级，预计失效时间，并制定相应维修策略。

4.4 其他

在控制算法中增加接地保护、交叉（侧间）保护、锁死机轮保护、静刹车保护、滑水保护、刹车压力监测等技术[3、5、39]对于提高系统制动性能及安全性有明显作用。

5 结论

目前国内自动刹车、胎压和温度监测系统、风扇冷却系统正在加紧工程化研制中，预计不久将应用国产飞机中，而基于跑道利用率的BTV技术、刹车性能监测、跑道状态识别、磨损监测系统等功能还未进行深入研究。

安全性和可靠性是航空产品的生命，为适应新形势下保障性、维修性、经济性、环保性等方面的要求，本文从机轮、控制系统、磨损补偿、胎压监测、刹车温度监测等方面介绍飞机刹车刹车系统经济有效的安全辅助措施，希望对提高飞机制动系统的“六性”，并为系统的自主保障奠定一定基础。

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（编辑：雨晴）

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1003–6660（2014）01–0033–07

[收修订稿日期] 2013-11-05