毕业设计飞机刹车系统常见故障和维修技术.doc

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1、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 学生姓名 吝渭阳 学号 10571-21 指导教师 李瑞峰 职称助理工程师 2012 年 06 月 05 日 毕业设计（论文）任务书 机电工程 系 航空机电设备维修 专业学生姓名 吝渭阳 学号 10571-21 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、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

3、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 目录摘要 3第一章 刹车系统故障分析及对策 71.1故障现象及排除情况 71.2故障原因分析 71.2.1伺服阀结构特点及工作原理 81.2.2 原因分析 91.2.3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 112.1飞机防滑刹车系统组成 122.2 基于BP 神经网络的专家系统构成 132.3专家系统推理 142.4 解释机制 152

4、.5系统重构及恢复 152.5.1系统重构 162.5.2 系统重构算法 172.6试验结果分析 192.7结论 20第三章飞机防滑刹车系统检测装置的研究和设计 203.1.1主要组成 203.1.2主要功能介绍 213.2系统主要硬件设计 223.2.1AD前端信号调理电路 223.2.2 USB接口电路 233.2.3模拟机轮速度信号电路 243.2.4人机接口电路 253.3系统主要软件设计 253.3.1系统主程序软件 263.3.2模拟机轮速度信号产生程序 263.3.3 USB中断服务程序 26 34上位机处理程序 263.5 结语 27第四章 PA44-1 80型飞机刹车系统的维

5、护浅谈 274.1刹车系统的组成和各部件的工作 284.1.1刹车系统组成 284.1.2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 304.2.2刹车管路内渗入了较多空气对系统影响 304.2.3刹车系统外漏 304.2.4主刹1-缸筒1人J漏，造成刹车偏软，效率低 314.3停留刹车保持时间短或根本不起作用 314.3.1停留刹车活塞组什故障 314.3.2停留刹车活门组什、下游管路或利车组件活塞渗漏 314.4刹车系统的检查及日常维护 324.4.1经常检查刹车系统的工作情况 324.4.2刹车系统排气 324.4.3刹车系

6、统附件的检查 324.4.4 应经常用适当的溶液清洗系统部件的外露部分 324.4.5使用和解除停留刹车时应先踩压刹车踏板 334.4.6检查刹车组件活塞的渗漏和磨损情况 334.4.7刹车系统管路的安装应顺畅 334.4.8系统液压油的添加应清洁、及时 334.5运某型飞机刹车系统典型故障浅析 334.5.1刹车操纵活门(YS一113)的工作原理 344.5.2刹车分配活门(YS一114)的工作原理 354.5.3故障分析 37第五章 飞机停留刹车系统故障分析与排除 395.1系统的功能、组成、工作原理 395.2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

7、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78 MPa。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38 MPa，右机轮刹车压力为78 MPa。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

8、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

9、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025 mm，喷嘴与挡板的间隙只有0O35O045 mm，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

10、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

11、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38 MPa。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

12、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

13、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

14、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

15、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”。 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。 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。 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

16、染，所以修理全过程都要采取有效的污染控制措施。 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。 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。 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

17、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。

18、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12。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

19、 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

20、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34。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

21、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+12 V供电，若速度电压信号传感器输出大于10 V，则判定速度传感器开路；若速度电压信号小于2 V，则传感器短路；若速度信号电压在210 V 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

22、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

23、)；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1214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

24、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39 行为部分一次故障或多次故障时的系统重构

25、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

26、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=

27、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5 s 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

28、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

29、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车系统而研制的检测装置，能够快速检测防滑刹车控制盒以及刹车系统相关附件的故障信息，具有快速化、便携式、微型化、低成本、智能化等3.1检测装置的组成和功能介绍3.1.1主要组成检测装置由检测盒和接口盒两部分组成。检测盒

30、是整个检测装置的控制、处理核心部分，以DSP(TMS320LF2407)作为微控制器，实现信号采集、通信、人机接口、检测数据存储(掉电不丢失)等功能；接口盒作为检测装置和飞机刹车系统连接的纽带，主要由高精度继电器组成，完成飞机刹车系统不同部分的切换检测。系统结构框图如图1所示。图1中控制盒为针对某机型研制的防滑刹车控制盒；刹车系统相关附件包括机轮速度传感器、电液压力伺服阀、指令传感器等。图1系统结构框图3.1.2主要功能介绍检测装置主要是对防滑刹车系统控制盒和相关附件进行故障诊断和检测，为相关人员提供维修和升级的参数和参考数据，其主要功能如下：(1)检测装置自检系统一上电，则开始对自身进行自检

31、，包括对DSP片内3个DARAM区的检测，并实时将检测结果显示。(2)防滑刹车控制盒检测这部分检测包括对控制盒电源电压的检测、模拟机轮信号检测防滑控制盒的刹车控制参数、接地保护等。这些功能的检测主要通过检测装置模拟实际的机轮信号通过接口盒提供给控制盒，从而测试控制盒相关的参数，显示反馈给操作人员。(3)防滑刹车系统附件检测防滑刹车系统附件检测主要包括机轮速度传感器的检测、指令传感器检测、电液压力伺服阀检测等。通过检测这些传感器上电压的大小，计算出它们的电阻，判断出开路、短路或者正常三种状态。(4)人机接口功能人机接口包括键盘和显示。主要完成按键的输入(包括部分检测参数的输入、各检测功能模块的选

32、择等)、各项检测结果的显示以及数据上传PC的实时状态等。(5)检测参数的存储以及上传Pc检测参数的掉电存储便于检测装置的野外使用，便于历史数据的查询；将数据上传PC便于对检测数据进行分析，本检测装置设计通过USB和Pc机通信，方便快捷，上位机软件采用C+Builder开发。3.2系统主要硬件设计3.2.1AD前端信号调理电路因为从接口盒过来的信号电压为OlOV左右，而DSP的AD采样信号允许的范围在033V之间，所以必须加一级信号调理电路。电路如图2所示，Rl，R2构成分压电阻，为了保证AD的精度，电路加一级电压跟随和低通滤波；二极管D1，D2是为了对DSP的AD进行保护设计，将输入电压钳位在

33、AD不被损坏的允许值范围内。从抗干扰角度讲，在运放电源处加滤波电容。图2 前端信号调理电路3.2.2 USB接口电路CH375为国内沁恒公司自主研发的USB接口芯片。支持33v和5V供电，支持全速lISB接口，兼容usB 20协议；支持多种传输方式；关键是具有省事的内置固件模式和灵活的外围固件模式。内置固件模式下屏蔽了相关的USB协议，自动完成标准的USB枚举过程，能大大简化本地控制器的固件处理程序；采用4线控制：写选通、读选通、 片选输入、中断输出3。DSP与CH375的接口电路如图3所示。DSP与CH375采用异步串行通信，电源引脚线上并联的电容为退耦作用，CH375中断端口与DSP的外部

34、中断输入脚连接，下降沿有效4。图3 USB接口电路3.2.3模拟机轮速度信号电路在实际的刹车过程中，机轮速度传感器所产生的信号近似为正弦信号，所以设计正弦信号发生电路，并且信号的频率可以改变，基于上述要求，选择AD公司生产的低功耗、可编程的高精度波形发生芯片AD9833。AD9833具有外围设备简单，支持SPI通信方便与DSP的连接，可以产生正弦波、方波、三角波，并且波形的频率和相位都可以通过编程改变6。AD9833与DSP通信接口电路如图3所示。图中IOM的信号来自外接的晶振，EN 来自 的使能控制信号， _ 9833 DSPSPICLK、SPISIMO为与DSP之间的SPI通信数据线。设置

35、使能控制信号主要是为了不同外设分时利用SPI总线。图4 机轮速度信号产生电路3.2.4人机接口电路人机接口电路主要包括DSP和液晶的通信电路、按键扫描电路。DSP和液晶根据DSP的IO口的分配情况采用并口通信，在通信线路上加一级低通滤波；因为按键仅几个，采用普通的矩阵扫描式结构。这两个电路硬件简单，不贴出具体电路图了。3.3系统主要软件设计系统软件分为下位机软件程序和上位机软件程序，而下位机软件包括系统初始化、按键处理子程序、液晶显示子程序、USB中断服务子程序、各功能模块检测程序等。整个系统软件采用C语言嵌入汇编语言(下位机)、C+Builder(上位机)语言开发。3.3.1系统主程序软件D

36、SP运行主程序框图如图6所示。功能模块检测程序要包括防滑刹车控制盒功能检测、机轮速度传感器开短路检测、电液压力伺服阀开短路检测、控制盒电源电压检测等。图6 系统主程序框图3.3.2模拟机轮速度信号产生程序DSP通过SPI总线和AD9833进行通信，通过对AD9833写不同的控制字，改变AD9833产生信号的频率(这里不需要修改信号相位)。本检测装置设计利用按键依照人为的要求对频率的增减。具体实现的流程图如图7所示。图7模拟机轮速度信号产生程序。3.3.3 USB中断服务程序CH375初始化先进行自检，判断CH375是否工作正常，如果工作正常则进入下一步，否则继续等待；将CH375配置为内置固件

37、模式。USB数据发送过程为：先向CH375写入WR USB DATA命令，等待USB主机取走数据，然后CH375锁定当前的缓冲区，防止重复发送数据，将INT#I脚设置为低，进入USB中断服务子程序，执行GET STATUS命令获取中断状态，执行WR USBDATA命令，写入待发送数据。执行UNLOCK _USB命令释放缓冲区，退出中断服务子程序，等_USB待发送下一组数据3，4。34上位机处理程序上位机软件采用C+Builder开发，实现数据的获取、显示、历史数据保存和一定的分析处理功能。在实际程序设计中，用户登陆、检测USB设备和请求上传数据均设置有允许失败次数，并予以相应提示。上位机软件和

38、下位机通信程序流程图如图8所示。USB是一个全新的外设标准，具有热插拨、自动配置功能。USB接口的使用，方便检测装置和电脑的数据传输。3.5 结语该检测装置经过测试能够快速地检测飞机防滑控制盒和机轮刹车系统附件的故障信息，并进行数据的存储，上传PC分析、处理等功能；具有良好的人机界面使检测装置能独立在野外实行操作；现在正处于最后的细节完善阶段。第四章 PA44-1 80型飞机刹车系统的维护浅谈PA441 80型飞机的刹车系统是典型的独立式刹车，它通过人工踩刹车板建立刹车压力，此外没有任何其它辅助设备帮助建立压力，结构简单，维护也方便，而且刹车效率也较高。4.1刹车系统的组成和各部件的工作4.1

39、.1刹车系统组成：由刹车油箱，刹车主缸筒，停留刹车活门组件，刹车组件及相关的连接管路组成。4.1.2各部件的简单工作原理和作用(1)刹车油箱刹车油箱安装十座舱前隔框前面，用于盛装液压油，其盖上有通大气的孔，为刹车系统提供油液膨胀空间。(2)刹车主缸筒飞行学院的PA44一l 80型飞机采用的是克利夫刹车缸筒，其构造如图l所示。其工作情形是：踩压刹车踏板，杆1 2向左运动，压缩大弹簧l 3，从而使小弹簧4伸张，使活塞6紧贴杆1 2的小头根部的密封O 圈7，此时再压缩弹簧13，杆l2继续向左运动， 0在活塞6及”0”圈5和7的密封下，阻断上下游油路，杆12继续向左运动，则下游的油压力升高，较高压力的液压油推动刹车组件活塞，使刹车静片和刹车盘贴紧而起刹车作用。当松开刹车踏板，弹簧l 3伸张，带动杆12向右运动，活塞6Uz在弹簧的压缩 跟着运动，当活塞6贴合密封套8时，则开始 缩小弹簧4，使活塞脱开密封O圈7，此时上下游的液压油通过密封套8的开口杆12头部的平台和活塞与杆的间隙沟通，刹车作用解除。如果踩踏右座的踏板，压力油通过此通道进入下游起到刹车作用，而左座的踏板不会随着运动。同样左座的刹车踏板运动，右座的刹车踏板也不会跟着运动。(3)停留刹车活门组件停留刹车活门组件的构造如图2所示。其工作情形是： 要使停留刹车起作用，踩压刹车踏板，使管路建立