Многодисковый электромеханический тормоз самолета

Изобретение относится к многодисковым тормозным устройствам колес шасси самолета. Многодисковый электромеханический тормоз самолета содержит вращающиеся и невращающиеся тормозные диски. На чередующихся, расположенных друг относительно друга с минимальным рабочим воздушным зазором вращающихся и невращающихся тормозных дисках из магнитного материала выполнены полюса, ориентированные радиально в плоскости тормозных дисков и перпендикулярно к оси вращения дисков. На оси основной опоры шасси между группами невращающихся дисков закреплен аксиальный электромагнит. По окружности в плоскости, параллельной вращающемуся тормозному диску, размещены датчики положения полюсов вращающегося тормозного диска, подключенные своими выходами к входам управляющего устройства, соединенного своим выходом со входом коммутационного устройства, которое подключает обмотку электромагнита к источнику электропитания, к другому входу управляющего устройства подключен выход устройства регулирования тормозной силы. Достигается повышение надежности многодисковых тормозов и снижение затрат на техническое обслуживание. 17 ил.

 

Изобретение относится к многодисковым тормозным устройствам шасси самолета.

Известен многодисковый тормоз самолета, содержащий устройство передачи тормозного момента в виде кронштейна, включающего тормозной рычаг и выполненный с ним заодно корпус тормоза, на котором установлены привод в виде блока цилиндров с поршнями, пакет фрикционных вращающихся и невращающихся дисков и цилиндр. Для фиксации блока цилиндров от осевого смещения на корпусе тормоза предусмотрен кольцевой буртик (см. патент РФ №2143381, МПК В64С 25/42, опубл. 27.12.1999). К недостаткам такого многодискового тормоза можно отнести низкую надежность и высокий износ трущихся поверхностей фрикционных элементов тормоза.

Наиболее близким аналогом является известное изобретение, относящееся к области авиакосмической техники, в частности к тормозным колесам с многодисковыми тормозами, которое может быть использовано в колесах летательных аппаратов. Авиационное тормозное колесо содержит расположенную на неподвижной оси подвижную часть с диском и ободом, многодисковый тормоз, включающий корпус, блок цилиндров с поршнями, тормозные вращающиеся и невращающиеся диски, выполненные из углеродного материала, и вентилятор (см. патент РФ 2476350, МПК В64С 25/42, F16D 55/24, опубл. 27.02.2013).

Недостатки аналога и прототипа многодискового тормоза можно отнести низкую надежность и высокую степень износа трущихся поверхностей фрикционных элементов тормоза, тормозных колодок или накладок и тормозных дисков. Кроме того, значительные затраты расходуются на частое техническое обслуживание и неразрушающий контроль деталей трибопары дискового тормоза, включающего тормозные накладки и тормозные диски. К тому же, использование блока цилиндров с поршнями, использующего гидравлическую тормозную систему для подачи давления рабочей жидкости в блок цилиндров, может привести к утечке гидрожидкости, и, как следствие, к ее воспламенению.

Целью изобретения является повышение надежности многодисковых тормозов, снижение затрат на техническое обслуживание и неразрушающий контроль деталей дисковых тормозов.

Поставленная цель достигается устранением фрикционных элементов тормозного привода с тормозными дисками в многодисковом тормозе и введением фиксатора подвижного диска. Для этого на вращающихся и невращающихся тормозных дисках выполнены из магнитного материала полюса, ориентированные радиально в плоскости каждого тормозного диска и перпендикулярно к оси вращения диска. Вращающиеся и невращающиеся тормозные диски расположены чередующимися с минимальным рабочим воздушным зазором между ними. Вместо суппорта с рабочими цилиндрами вводится аксиальный электромагнит, который закреплен на оси основной опоры шасси между группами невращающихся дисков закреплен аксиальный электромагнит. По окружности, в плоскости параллельной вращающемуся тормозному диску, размещены датчики положения полюсов вращающегося тормозного диска, подключенные своими выходами к входам управляющего устройства, соединенного своим выходом со входом коммутационного устройства, которое подключает обмотку электромагнита к источнику электропитания, к другому входу управляющего устройства подключен выход устройства регулирования тормозной силы. Устройство фиксатора диска, содержащее штифт фиксатора диска, прикреплено к оси колеса основной опоры шасси самолета рядом с вращающимся тормозным диском.

Прилагаемые чертежи изображают:

Фиг. 1 - Многодисковый электромеханический тормоз самолета;

Фиг. 2 - Вид невращающегося тормозного диска 3 спереди;

Фиг. 3 - Вид невращающегося тормозного диска 3 сбоку;

Фиг. 4 - Вид Б-Б на фиг. 3 невращающегося тормозного диска;

Фиг. 5 - Вид шайбы невращающегося тормозного диска 3 спереди;

Фиг. 6 - Вид шайбы невращающегося тормозного диска 3 сбоку;

Фиг. 7 - Вид вращающегося тормозного диска 1 спереди;

Фиг. 8 - Вид вращающегося тормозного диска 1 сбоку;

Фиг. 9 - Вид электромагнита 15 спереди;

Фиг. 10 - Вид электромагнита 15 сбоку;

Фиг. 11 - Вид распорки 16 спереди;

Фиг. 12 - Вид распорки 16 сбоку;

Фиг. 13 - Вид В-В электромагнита 15 на фиг. 10;

Фиг. 14 -Вид AT распорки 16 на фиг. 12;

Фиг. 15 - Вид А-А на фиг. 1 многодискового электромеханического тормоза самолета при положении полюсов 2 вращающихся тормозных дисков 1 вне полюсов 4 невращающихся тормозных дисков 3;

Фиг. 16 - Вид А-А на фиг. 1 многодискового электромеханического тормоза самолета при положении полюсов 2 вращающихся тормозных дисков 1 между полюсами 4 невращающихся тормозных дисков 3;

Фиг. 17 - электрическая схема: датчики 6, 7, 8 и 9, управляющее устройство 10, коммутационное устройство 12, обмотка электромагнита 5, источник электропитания 13 и устройство регулирования тормозной силы 11.

Перечень элементов на прилагаемых чертежах:

1 - вращающийся тормозной диск;

2 - полюс вращающегося тормозного диска;

3 - невращающийся тормозной диск;

4 - полюс невращающегося тормозного диска;

5 - обмотка электромагнита;

6, 7, 8, 9 - датчики положения полюсов тормозного диска;

10 - управляющее устройство;

11 - устройство регулирования тормозной силы;

12 - коммутационное устройство;

13 - источник электропитания;

14 - ось основной стойки шасси самолета;

15 - электромагнит;

16 - распорка;

17 - цифровой сигнальный процессор (DSP);

18 - цифровой сигнальный процессор (DSP);

19 - элемент 2ИЛИ;

20 - элемент 2ИЛИ;

21 - триггер RS;

22 - элемент 2И;

23 - устройство фиксатора вращающегося тормозного диска;

24 - штифт фиксатора вращающегося тормозного диска;

25 - стяжка вращающихся тормозных дисков 1;

26 - шайба для вращающегося тормозного диска 1;

27 - шайба для невращающегося тормозного диска 3.

Многодисковый электромеханический тормоз самолета состоит из: вращающихся тормозных дисков 1 (см. фиг. 1, фиг. 7 и фиг. 8) с полюсами 2; невращающихся тормозных дисков 3 (см. фиг.1, фиг.2, фиг. 3 и фиг. 4) с полюсами 4; аксиального электромагнита 15, закрепленного между группами невращающихся (см. фиг. 1, фиг. 9, фиг. 10 и фиг. 13), и распорок 16 (см. фиг. 1, фиг. 11, фиг. 12 и фиг. 14). Вращающиеся тормозные диски 1 и невращающиеся тормозные диски 3 расположены чередующимися с минимальным рабочим воздушным зазором между ними (см. фиг. 1). На фиг. 5 и фиг. 6 представлен вид шайб 27, через которые размещаются на оси 14 основной стойки шасси самолета невращающиеся тормозные диски 3. На фиг. 1 показано крепление через шайбы 26 с помощью стяжки 25 вращающихся тормозных дисков 1. На фиг. 15 представлен вид многодискового электромеханического тормоза самолета при положении полюсов 2 вращающихся тормозных дисков 1 вне полюсов 4 невращающихся тормозных дисков 3. На фиг. 16 - вид многодискового электромеханического тормоза самолета при положении полюсов 2 вращающихся тормозных дисков 1 между полюсами 4 невращающихся тормозных дисков 3, что является положением исходным для фиксации вращающегося тормозного диска 1. В случае, когда обмотка электромагнита 5 через коммутационное устройство 12 подключена к источнику электропитания 13 (см. фиг. 17), магнитное поле, создаваемое обмоткой электромагнита 5 замыкается через электромагнит 15, невращающиеся тормозные диски 3 одной группы, через рабочий воздушный зазор, вращающиеся тормозные диски 1 одной группы, распорки 16, вращающиеся тормозные диски 1 другой группы, рабочий воздушный зазор, невращающиеся тормозные диски 3 другой группы, и через другой полюс электромагнита 15. Тем самым магнитное поле создает силу, удерживающую вращающийся тормозной диск 1. На фиг. 17 изображена электрическая схема многодискового электромеханического тормоза самолета: датчики 6, 7, 8 и 9, управляющее устройство 10, коммутационное устройство 12, обмотка электромагнита 5, источник электропитания 13 и устройство регулирования тормозной силы 11.

Многодисковый электромеханический тормоз работает следующим образом. Во время приземления при посадке колесо самолета начинает вращаться с закрепленным на нем вращающимися тормозными дисками 1. При этом управляющее устройство 10 и коммутационное устройство 12 (см. фиг. 17) остаются постоянно включенными. Устройство фиксирования 23 не фиксирует штифтом 24 вращающийся тормозной диск 1.

В процессе вращения вращающегося тормозного диска 1 по часовой стрелке (см. фиг. 15) его полюса 2 периодически помещаются напротив датчиков 6, 7, 8 и 9 положения полюсов 2 вращающегося тормозного диска 1. В момент положения полюса 2 вращающегося тормозного диска 1 напротив датчика 6 на его выходе появляется электрический сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице. Этот сигнал с выхода датчика 6 поступает на вход Х1 цифрового сигнального процессора 17. Затем полюс 2, продолжая свое движение, занимает положение и напротив датчика 7, вследствие чего на его выходе появляется электрический сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице. Этот сигнал поступает на вход Х2 цифрового сигнального процессора 17. Согласно алгоритму работы цифрового сигнального процессора 17, если вначале появляется сигнал логической единицы на его входе Х1, а затем появляется сигнал логической единицы на его на входе Х2, то в дальнейшем после перехода обоих сигналов до уровня напряжения близкого к нулю, что соответствует логическому нулю на этих входах сигнального процессора 17, на его выходе V1 формируется прямоугольный электрический сигнал положительной полярности, соответствующий логической единице. Этот сигнал поступает на вход элемента 19, выполняющего логическую функцию 2ИЛИ. С выхода элемента 19 сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице, поступает на вход S триггера 21, выполняющего логическую функцию триггера RS. При этом триггер 21 переходит в состояние, при котором на его выходе Q появляется электрический сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице. Этот сигнал поступает на вход элемента 22, выполняющего логическую функцию 2И. При необходимости включения режима торможения с выхода устройства регулирования тормозной силы 11 (см. фиг. 17) подается частотно-модулированный или широтно-импульсный модулированный электрический сигнал положительной полярности, который поступает на другой вход элемента 22 управляющего устройства 10. В этом случае с выхода элемента 22 на вход коммутационного устройства 12 поступает широтно-импульсный модулированный электрический сигнал положительной полярности. В результате коммутационное устройство 12 подключает один конец обмотки электромагнита 5 к источнику электропитания 13, другой выход которого подсоединен непосредственно к другому концу обмотки электромагнита 5. В это время (см. фиг. 16) полюса 2 вращающегося тормозного диска 1 занимают положение напротив полюсов 4 невращающихся дисков 3 с минимальным рабочим воздушным зазором. Магнитное поле, создаваемое обмоткой электромагнита 5 проходит от электромагнита 15, закрепленного на оси 14 основной стойки шасси самолета, через одну группу невращающихся тормозных дисков 3, через рабочий воздушный зазор, одну группу вращающихся тормозных дисков 1, распорки 16, другую группу вращающихся тормозных дисков 1, через рабочий воздушный зазор, другую группу невращающихся тормозных дисков 3 и замыкается на электромагнит 15. Тем самым магнитное поле удерживает вращающиеся тормозные диски 1, передающие тормозную силу колесу самолета. В результате вращения колеса самолета далее, преодолевая тормозной импульс, созданный магнитным полем, вращающиеся тормозные диски 1 продолжают вращаться и их полюса 2 начинают выходить из под полюсов 4 невращающихся тормозных дисков 3. При этом полюс 2 вращающегося тормозного диска 1 вначале занимает положение напротив датчика 8, на выходе которого появляется электрический сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице. Этот сигнал поступает на вход Х2 цифрового сигнального процессора 18. Затем полюс 2 вращающегося тормозного диска 1, продолжая свое движение, занимает положение и напротив датчика 9, на выходе которого появляется электрический сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице. Этот сигнал поступает на вход Х1 цифрового сигнального процессора 18. Согласно алгоритму работы цифрового сигнального процессора 18, если вначале появляется сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице, на его входе Х2, а затем сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице, на входе Х1, то в дальнейшем, после перехода обоих сигналов до уровня напряжения близкого к нулю, что соответствует логическому нулю на этих входах сигнального процессора 18, на его выходе V2 формируется прямоугольный электрический сигнал положительной полярности, соответствующий логической единице. Этот сигнал поступает на вход элемента 20, выполняющего логическую функцию 2ИЛИ. С выхода элемента 20 сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице, поступает на вход R триггера 21, выполняющего логическую функцию триггера RS. При этом триггер 21 переходит в состояние, при котором на его выходе Q сигнал положительного уровня напряжения, соответствующий логической единице, переходит до уровня напряжения близкого к нулю, что соответствует логическому нулю. Этот сигнал логического нуля поступает на вход элемента 22, выполняющего логическую функцию 2И. В результате с выхода элемента 22 на вход коммутационного устройства 12 больше не поступает частотно-импульсный модулированный или широтно-импульсный модулированный электрический сигнал положительного уровня напряжения с устройства регулирования тормозной силы 11. Поэтому коммутационное устройство 12 отключает обмотку 5 от источника электропитания 13. При перемещении полюсов 2 вращающегося тормозного диска 1 снова напротив полюсов 4 невращающегося тормозного диска 3 цикл работы процесса торможения повторяется.

Частотно-модулированный или широтно-импульсный модулированный электрический сигнал с выхода устройства регулирования тормозной силы 11 осуществляет управление средним значением напряжения на нагрузке путем изменения скважности импульсов, управляющих коммутационным устройством 12 для регулирования тормозной силы, действующей на колесо самолета. Этот режим продолжается до тех пор, пока при необходимости выключения режима торможения с выхода устройства 11 (см. фиг. 17) не прекратится подача электрического сигнал положительной полярности, который поступает на другой вход элемента 22 управляющего устройства 10. В этом случае с выхода элемента 22 на вход коммутационного устройства 12 уже не будет поступать электрический сигнал положительной полярности и торможение прекратится, так как обмотка 5 больше не будет подключаться к источнику питания 13.

При вращении колеса самолета и вращающихся тормозных дисков 1 против часовой стрелки (см. фиг. 15), многодисковый электромеханический тормоз самолета работает следующим образом. В процессе вращения вращающегося тормозного диска 1 (см. фиг. 15) против часовой стрелки его полюс 2 вначале занимают положение напротив датчика 9, вследствие чего на его выходе появляется электрический сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице. Этот сигнал с выхода датчика 9 поступает на вход Х1 цифрового сигнального процессора 18. Затем полюс 2 вращающегося тормозного диска 1 занимает положение и напротив датчика 8, вследствие чего на его выходе появляется электрический сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице. Этот сигнал поступает на вход Х2 цифрового сигнального процессора 18. Согласно алгоритму работы цифрового сигнального процессора 18, если вначале появляется сигнал логической единицы на его входе Х1, а затем появляется сигнал логической единицы на его на входе Х2, то в дальнейшем после перехода обоих сигналов до уровня напряжения близкого к нулю, что соответствует логическому нулю на этих входах сигнального процессора 18, на его выходе V1 формируется прямоугольный электрический сигнал положительной полярности, соответствующий логической единице. Этот сигнал поступает на вход элемента 19, выполняющего логическую функцию 2ИЛИ. С выхода элемента 19 сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице, поступает на вход S триггера 21, выполняющего логическую функцию триггера RS. При этом триггер 21 переходит в состояние, при котором на его выходе Q появляется электрический сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице. Этот сигнал поступает на вход элемента 22, выполняющего логическую функцию 2И. При необходимости включения режима торможения с выхода устройства регулирования тормозной силы 11 (см. фиг. 17) подается частотно-импульсный модулированный или широтно-импульсный модулированный электрический сигнал положительной полярности, соответствующий логической единице, который поступает на другой вход элемента 22 управляющего устройства 10. В этом случае с выхода элемента 22 на вход коммутационного устройства 12 поступает электрический сигнал положительной полярности. Коммутационное устройство 12 подключает обмотку электромагнита 5 к источнику электропитания 13. В это время полюса 2 вращающихся тормозных дисков 1 занимают положение напротив полюсов 4 невращающихся тормозных дисков 3.

Магнитное поле, создаваемое обмоткой электромагнита 5 проходит от электромагнита 15, закрепленного на оси 14 основной стойки шасси самолета, через одну группу невращающихся тормозных дисков 3, через рабочий воздушный зазор, одну группу вращающихся тормозных дисков 1, распорки 16, другую группу вращающихся тормозных дисков 1, через рабочий воздушный зазор, другую группу невращающихся тормозных дисков 3 и замыкается на электромагнит 15. Тем самым магнитное поле удерживает вращающиеся тормозные диски 1, передающие тормозное усилие на колесо самолета. В результате движения колесо самолета далее, преодолев тормозной импульс, созданный магнитным полем, вращающийся тормозной диск 1 продолжает вращаться и его полюса 2 начинают выходить из под полюсов 4 невращающегося тормозного диска 3. При этом полюс 2 вначале занимает положение напротив датчика 7, на выходе которого, появляется электрический сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице. Этот сигнал поступает на вход Х2 цифрового сигнального процессора 17. Затем полюс 2 занимает положение и напротив датчика 6, на выходе которого, появляется электрический сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице. Этот сигнал поступает на вход Х1 цифрового сигнального процессора 17. Согласно алгоритму работы цифрового сигнального процессора 17, если вначале появляется сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице, на его входе Х2, а затем сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице, на входе Х1, то в дальнейшем, после перехода обоих сигналов до уровня напряжения близкого к нулю, что соответствует логическому нулю, на этих входах сигнального процессора 17, на его выходе V2 появляется прямоугольный электрический сигнал положительной полярности, соответствующий логической единице. Этот сигнал поступает на вход элемента 20, выполняющего логическую функцию 2ИЛИ. С выхода элемента 20 сигнал положительного уровня, соответствующий логической единице, поступает на вход R триггера 21, выполняющего логическую функцию триггера RS. При этом триггер 21 переходит в состояние, при котором на его выходе Q сигнал положительного уровня напряжения, соответствующий логической единице, переходит до уровня напряжения близкого к нулю, что соответствует логическому нулю. Этот сигнал логического нуля поступает на вход элемента 22, выполняющего логическую функцию 2И. В результате с выхода элемента 22 на вход коммутационного устройства 12 больше не поступает широтно-импульсный модулированный электрический сигнал положительного уровня и оно отключает обмотку электромагнита 5 от источника электропитания 13. При дальнейшем перемещении полюсов 2 вращающихся тормозных дисков 1 напротив полюсов 4 невращающихся тормозных дисков 3 цикл работы процесса торможения повторяется. Этот режим продолжается до тех пор, пока при необходимости выключения режима торможения с выхода устройства регулирования тормозной силы 11 (см. фиг. 17) не прекратится подача электрического сигнал положительной полярности, который поступал на другой вход элемента 22 управляющего устройства 10. В этом случае с выхода элемента 22 на вход коммутационного устройства 12 уже не будет поступать частотно-импульсный модулированный или широтно-импульсный модулированный электрический сигнал положительной полярности и торможение прекратится, так как обмотка 5 больше не будет подключаться к источнику питания 13 через коммутационное устройство 12.

Устройство фиксатора диска 23 (см. фиг 1) после полной остановки вращения вращающегося тормозного диска 1 выдвигает штифт 24 фиксатора диска 24 в пространство между полюсами 2 вращающегося тормозного диска 1 и тем самым предотвращает вращение вращающегося тормозного диска 1. После этого многодисковый электромеханический тормоз самолета может быть обесточен.

Многодисковый электромеханический тормоз самолета, содержащий вращающиеся тормозные диски, связанные шлицами с корпусом колеса и вращающиеся вместе с ним, и невращающиеся тормозные диски, крепящиеся к оси основного шасси, отличающийся тем, что на чередующихся, расположенных друг относительно друга с минимальным рабочим воздушным зазором вращающихся и невращающиеся тормозных дисках из магнитного материала выполнены полюса, ориентированные радиально в плоскости тормозных дисков и перпендикулярно к оси вращения дисков, на оси основной опоры шасси между группами невращающихся дисков закреплен аксиальный электромагнит, и по окружности, в плоскости, параллельной вращающемуся тормозному диску, размещены датчики положения полюсов вращающегося тормозного диска, подключенные своими выходами к входам управляющего устройства, соединенного своим выходом с входом коммутационного устройства, которое подключает обмотку электромагнита к источнику электропитания, к другому входу управляющего устройства подключен выход устройства регулирования тормозной силы, устройство фиксатора диска, содержащее штифт фиксатора диска, прикреплено к оси колеса основной опоры шасси самолета рядом с вращающимся тормозным диском.