某型民用飞机刹车系统常见故障分析

郑德星

摘 要：刹车系统是为飞机在滑行或拖行时提供制动力的重要系统，在试飞过程中曾发生过多次刹车故障，其中大部分发生在滑行阶段。本为对刹车系统和曾经发生过的故障进行讨论和分析。

关键词：刹车系统；故障；分析

中图分类号：TH l37 文献标识码：A 文章编号：1671-2064（2018）21-0057-02

1 引言

民用飞机自试飞开始，该飞机刹车系统故障频现，一直困扰着在一线的工作人员，新机型试飞之初手册维护的相关手册均不俱全，需要对故障进行总结归纳。该飞机采用先进的数字式、集成式电传液压控制刹车系统，国外发展该方面研究比较成熟，国内可借鉴的经验的较少。本文主要对数字式、集成式电传液压控制刹车系统常见的故障进行归纳、分析，为排除刹车系统故障提供思路，为保障飞机正常飞行提供支持。

2 刹车系统概述

2.1 刹车系统描述

民用飞机使用的是数字式、集成式电传液压控制刹车系统，集成了防滑刹车和自动刹车功能。机轮刹车系统由1#液压能源系统和2#液压能源系统同时供压，采用两套电源供电，系统有在线自检功能，系统的状态信息和故障信息可以在EICAS中显示。

2.2 刹车系统工作模式

机轮刹车系统有3种工作模式：正常刹车，自动刹车和停机/应急刹车。

正常刹车通过驾驶员操纵刹车脚蹬实现，采用电传刹车技术，具有数字式防滑刹车功能。刹车时，安装在刹车脚蹬下的脚蹬位移传感器感受驾驶员的刹车力，输出与脚蹬力成正比的电信号给刹车控制组件（BCU），BCU首先接通切断阀，接通液压油路，然后控制刹车控制阀输出刹车压力给刹车装置，同时机轮速度传感器也将机轮的转动信号送给BCU，BCU通过对比运算，控制输出到刹车控制阀的电流信号大小，从而控制刹车压力。

自动刹车通过操纵自动刹车选择开关实现，无须踩动刹车脚蹬，在进行自动刹车时，防滑系统继续起控制作用。自动刹车选择开关是旋钮式开关，共有5个档位，分别是“OFF”、“LO”、“MED”、“HI”和“RTO”，对应于不同的减速率设置。

停机/应急刹车是人工操纵、推拉钢索传动、液压作动的系统，停机或应急刹车时由刹车蓄压器提供液压能源，可以进行不少于8h的停机刹车。停机/应急剎车压力与停机/应急刹车手柄的行程成正比。

2.3 刹车系统辅助功能

起落架收起止转刹车功能是在起落架收上时，BCU输出刹车压力，使主机轮在进入轮舱前停止旋转。

接地保护功能是在着陆刹车时，防止在飞机接地前或机轮起转前施加刹车。

机轮交叉保护功能是当成对保护的机轮中一个机轮速度低于另一个机轮速度30%时，BCU将释放掉转速低的机轮的刹车压力，恢复机轮转速。

3 刹车系统故障分析

3.1 刹车系统故障案例1-机械元件失效

飞机中速滑行试验，驾驶舱的EICAS上显示内外侧机轮刹车温度差值大，差值高达70～110摄氏度。由于飞机滑行时气流对机轮的作用，外侧机轮冷却的效果比内侧机轮冷却效果要好，即外侧机轮刹车温度低于内侧机轮刹车温度，一般中速滑行时，内外侧温度差值在50摄氏度以内。此次差值高于平常出现的差值，肯定有其他的原因造成。

在滑行停机后查看中央维护系统（CMS）刹车页显示停机刹车时内外侧机轮刹车压力差值小，正常刹车时同侧的内外侧机轮刹车压力差值大，内侧值较小，较小的值已超出机上功能试验程序（OATP）的要求，需进行排除该故障，可能该故障就是引起刹车温度差值大的原因。内侧机轮（左内和右内）刹车压力由1号液压系统供压，外侧机轮（左外和右外）刹车压力由2号液压系统供压。首先检查1号和2号液压系统供压情况，经检查，供压压力正常，压力为3000±100psi。在停机情况下，使用停机刹车时内外侧机轮刹车压力差值小，因此停机刹车管路通畅无堵塞，停机刹车阀等元件功能正常。而正常刹车时同侧主起落架的内外侧机轮刹车压力差值大，内侧值较小，较小的值已超出机上功能试验程序（OATP）的要求。

从图1可以看出正/副驾驶员的左/右脚蹬的位移量转换为电信号，传输给BCU，BCU综合WOW（空地信号）、轮速等信号影响，产生控制电流量，通过阀内的电磁线圈控制左/右主起落架的内外侧机轮刹车控制阀开度，调节下游刹车管路液压压力，经刹车组件（刹车作动筒、刹车盘等）将机轮滚动的动能转化为刹车盘的动盘与静盘之间的摩擦能，摩擦产生热，使机轮温度升高。

在停机状态下，可以不考虑轮速和WOW因素，踩正/副驾驶员左脚蹬进行正常刹车时，左侧起落架的内外侧机轮刹车压力差值小，同理踩右脚蹬时，右侧起落架的内外侧机轮刹车压力差值小。因此可以判定该故障是由于内侧刹车线路或内侧刹车管路或管路元件失效或BCU失效造成。

在排故过程中，本着先易后难的原则，首先检查刹车管路是否存在泄漏或渗漏，然后将内外侧的刹车控制阀进行互换，恢复好刹车系统后进行正常刹车，发现故障转移至外侧。因此确定故障位置，即内侧刹车控制阀。

3.2 刹车系统故障案例2-电子元件硬件失效

滑行过程中同时出现“BRAKE ONE SYS FAIL”和“AUTOBRAKE FAIL”信息。出现“AUTOBRAKE FAIL”的逻辑：BCU1或BCU2中任一个模块检测到自动刹车功能或自动刹车的外部LRU的一个错误，则显示该信息。出现“BRAKE ONE SYS FAIL”的逻辑：只要BCU1或BCU2任一个模块失效将显示该信息。出现“BRAKE ONE SYS FAIL”的条件：

（1）任一个模块失去电源；

（2）任一个模块丢失系统信号；

（3）来自任一个模块的“Antiskid Fail”；

（4）任一个模块丢失ARINC 429数据；

（5）单个刹车失去功能。

在排故过程中，根据统计类似发生的故障，对故障率大的元件先进行检测。根据以上的逻辑和条件，所有的故障原因指向都与刹车控制组件BCU有关，且类似故障情况下，BCU故障率大。因此先对BCU及相关的数据信号进行检测。本着先易后难的原则，先测量BCU电源，使用万用表测量BCU插座内的电源插孔，结果正常，然后更换BCU，上机重新测试，故障信息消失，功能正常。

4 刹车系统故障原因

在试飞过程中，曾发生过多次故障，根据发生故障的原因进行统计后分类，可以分为电子元件故障引起的失效、机械元件故障引起的失效、丢失或错误的信号引起的失效。

（1）电子元件引起的失效，以分为电子元件的硬件故障和软件缺陷。此类失效只能通过更换电子元件或升级软件版本来解决相应的故障失效。

（2）机械元件故障引起的失效，可分为机械元件内部线圈老化或短路、毛刺等自身原因和液压工作油液污染物，如油液中含水、金属微粒、空气等引起的故障。前者引起的故障在新飞机试飞上发生较少，而后者比较多见。

（3）丢失或错误的信号引起的失效。刹车系统的信号分为硬线信号和总线信号两种。硬线信号为传感器直接通过导线以离散、模拟形式传输给刹车控制组件的信号，然后经过处理后传给飞机数据总线供其他系统使用。总线信号为其他系统通过飞机数据总线传输给刹车控制组件的信号。

丢失或错误的信号都会引起刹车系统部分或全部功能失效，此类失效按事件型故障处理。根据自身的BIT自检测系统和机外数据监控系统对信号进行监控，辨别真假信号，并在EICAS上显示相应的CAS信息，提示驾驶员和排故人员，判断故障发生的原因，然后实施相应的排故措施。

5 结语

刹车的重要性在航空业显而易见。在飞机高速滑行过程中，必须保证刹车性能良好。

第一，检查刹车管路的密封性，观察是否出现漏油。刹车系统靠液压回路驱动，一旦油路发生泄漏则刹车肯定失灵，后果不堪设想。

第二，检查刹车盘指示杆，不能超过规定值。磨损严重的刹车片只能换掉。

第三，定期检查油液污染度，将污染度影响降低到最小，有条件的，可使用先进的在线检测污染度设备进行不定期的检测。

第四，剎车管路或元件更换维护过程中，在拆装维护时，注意环境中的外来污染物，选择干净、无风、灰尘少，人员活动少的环境。更换维护工作完成后，必须进行系统放气工作，并完成飞机上电对整个刹车系统相应的功能试验，保证维护工作后刹车系统工作正常。

第五，熟练掌握刹车系统设计逻辑，结合中央维护系统，分析故障的原因，判断故障发生的位置，有利于提高排故效率。

第六，统计故障发生的原因和位置，有利于故障快速定位，提高工作效率，提高飞机出勤率。

第七，在成熟的飞机机型，熟练使用飞机维修相关手册，是提高排故效率的关键。

参考文献

[1]上海飞机设计研究院《试飞用地勤培训资料》.