民用飛機剎車壓力顯示設計的考慮

宣 東 /

(上海飛機設計研究院，上海201210)

0 引言

某型民機在進行飛行員型別等級測試時，發現使用備份剎車時缺少剎車壓力顯示，使得剎爆輪胎的概率大大增加，對飛行員的操作技能要求較高。目前，在役商用飛機中僅空客系列飛機安裝了獨立的剎車壓力表，從而大大降低了剎爆輪胎的概率。不增加剎車壓力顯示，飛行員在操縱備份剎車時無法得知實時剎車壓力，但若在設計后期更改會導致成本的增加。如果需要增加壓力顯示，相關技術方案可以有多種，但均會對原有系統帶來影響，需要進行全面分析。本文從設計架構及實用性等方面，對其中最優方案進行影響分析。

1 技術背景

增加剎車壓力顯示有三個初步可選方案：

1)采用空客A320的壓力表形式，在駕駛艙加裝液晶顯示儀表顯示剎車壓力。加裝信號線，將四個剎車壓力傳感器信號接到壓力顯示儀表上；

2)將剎車壓力顯示在summary頁面；

3)將剎車壓力直接顯示在EICAS(engine indicationand crew alertsystem，發動機指示和機組告警系統)頁面。

第1)種方案中，需要在駕駛艙內增加壓力表、剎車壓力信號采集控制器，這使得駕駛艙布置困難，影響型號設計進度，會大大增加研發費用。

第2)種方案中，如果飛行員要知道實時剎車壓力，需從EICAS頁面切換至summary頁面，特別是在使用應急剎車這種緊急情況下，這增加了飛行員的工作強度，人機工效差，不利于預防差錯。

第3)種方案中，無需在駕駛艙內增加壓力表，直觀地將剎車壓力顯示在EICAS界面上，改動量較小，不增加飛行員的工作強度，能滿足型號設計的進度。

綜上，第3)種方案最優，故本文重點分析此方案對飛機的影響。

2 某型民機剎車系統原理

某型民機的正常剎車為數字式電傳剎車系統，具有人工剎車功能、自動剎車功能、止轉剎車功能、差動剎車功能、防滑保護、接地保護、輪間保護、BIT(built-in test，機內自檢測)功能以及與其他系統通訊功能，正常剎車系統由腳蹬位移傳感器、自動剎車選擇開關、切斷閥、剎車控制閥、轉換閥、液壓保險、壓力傳感器、機輪速度傳感器、剎車控制組件(brake control unit，縮寫為BCU)等組成。

人工剎車通過飛行員操縱剎車腳蹬實現，在正、副駕駛員的腳蹬下，分別安裝有剎車腳蹬位移傳感器。剎車時，安裝在剎車腳蹬下的腳蹬位移傳感器感受飛行員的剎車力，輸出與腳蹬力成正比的電信號給剎車控制組件BCU。BCU 首先接通切斷閥，接通液壓油路，然后控制剎車控制閥輸出剎車壓力給剎車裝置，同時機輪速度傳感器也將機輪的轉速信號送給BCU，BCU 通過對比運算，控制輸出到剎車控制閥的電流信號大小，從而控制剎車壓力。調節剎車控制組件使作用于剎車裝置的剎車壓力與跑道摩擦系數水平相匹配，從而達到較高的剎車效率[1]。

自動剎車通過操縱自動剎車選擇開關實現，無須踩動剎車腳蹬，在進行自動剎車時，防滑系統繼續起控制作用。

停機/應急剎車系統是人工操縱、推拉手柄、鋼索傳動、液壓作動的系統，停機剎車和應急剎車的操縱機構和組成部件完全相同，停機或應急剎車時由剎車蓄壓器提供液壓能源。停機/應急剎車壓力與停機/應急剎車手柄的行程成正比。

3 EICAS主頁面顯示剎車壓力方案

3.1 剎車壓力顯示形式

如圖1所示，在EICAS頁面右下角紅色方框圈出的部分，原來顯示的是剎車溫度和航班號信息，現準備移除航班號顯示信息，用來顯示剎車壓力信息。

圖1 EICAS主頁面

在原航班號顯示區域，顯示左側機輪及右側機輪剎車壓力，如圖2所示。左側壓力信號為左內/左外剎車壓力值中的大者，右側壓力信號為右內/右外剎車壓力值中的大者。若不滿足邏輯方程，剎車壓力值顯示欄為空，無字符顯示。

圖2 剎車壓力顯示圖

3.2 剎車壓力顯示條件

在正常使用剎車的情況下，不顯示剎車壓力，以避免干擾飛行員的操作，為滿足這一需求，剎車壓力將僅在下列條件下顯示：1)使用停機/應急剎車手柄進行剎車時；2)防滯失效[2]情況下使用剎車時(不管此時是使用腳蹬剎車還是停留剎車手柄)。

邏輯方程將設置如下：

剎車壓力顯示=BCU1報告停留剎車使用+BCU2報告停留剎車使用+(內輪防滯失效+外輪防滯失效)*(任一剎車踏板位置>8%)。

若不滿足上述邏輯方程，剎車壓力不顯示(剎車壓力值顯示欄為空，無字符顯示)。

3.3 剎車壓力信號來源及失效概率分析

剎車系統共4個剎車壓力傳感器，每個主機輪上各一個，其失效概率為4E-6/fh(fh，flight hour，飛行小時)。剎車壓力傳感器信號由BCU處理，如圖2中紅色方框所示：BCU1采集處理內側機輪剎車壓力傳感器信號，BCU2采集處理外側機輪剎車壓力傳感器信號[3]。BCU的每個剎車壓力信號接口電路的失效概率均為1.34E-7/fh。

剎車控制組件BCU由2個結構相同的控制板組成：內輪板BCU1和外輪板BCU2。BCU1控制左內輪和右內輪的剎車，BCU2控制左外輪和右外輪的剎車。BCU1或BCU2由于內部故障不工作，導致無法發出剎車壓力信號的失效概率為2.94E-6/fh。

BCU由兩套獨立電源供電，BCU1由右直流重要匯流條供電，其供電失效概率為2.81E-6/fh，BCU2由左直流重要匯流條供電，其供電失效概率為1.8E-6/fh。

對事件“喪失左側或右側剎車壓力指示”進行故障樹分析，暫不考慮總線及DCU故障，如圖3所示，其失效概率為1.48E-10/fh。

圖3 故障樹分析圖

3.4 剎車壓力顯示使用情況分析

對于3.2節中的條件1)，飛行員選擇使用應急剎車主要有下列三種情況：(1)出現“雙套剎車失效”告警，其概率為5.52E-10/fh(由于電源喪失或BCU失效導致告警的概率為27.84E-12/fh)；(2)出現“1#液壓系統壓力低”和“2#液壓系統壓力低”告警，其概率為11.3E-10/fh；(3)出現“一套剎車系統失效”或“1#液壓系統壓力低”或“2#液壓系統壓力低”三個告警其中之一，且著陸能量大于限重時，告警概率為11.43E-5/fh，若假設著陸能量大于限重占所有情況的10%，則飛行員需使用應急剎車的概率為11.43E-6/fh。

對于條件2)，出現“防滯失效”告警的概率為15.8E-6/fh。

綜上，飛行員需要使用到剎車壓力顯示的概率為5.52E-10/fh + 11.3E-10/fh + 11.43E-6/fh + 15.8E-6/fh = 2.7E-5/fh。由于電源喪失或BCU失效，飛行員需要使用剎車壓力顯示，同時剎車壓力顯示失效的概率為27.84E-12/fh。

因此，在飛行員需使用剎車壓力顯示的情況中，顯示失效的情況僅占所有情況的27.84E-12 /(2.7E-5) = 0.0001%。現有設計充分滿足應用的需要。

4 結論

通過本文分析，某型飛機駕駛艙內EICAS主頁面剎車壓力顯示方案技術清晰，具有實現簡單、設計成本低、維修和架構便捷及失效概率低的優勢，符合支線客機設計特點及航線使用需求，容易被大多數飛行員所接受，將會成為后續機型的首選方案。