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導(dǎo)航：安全管理網(wǎng)>> 安全論文>> 機(jī)械安全論文>>正文

飛機(jī)剎車系統(tǒng)的輔助安全措施

文檔作者：吳華偉1 閆如剛2 許炳3 彭志茂4 文檔來源： 1. 湖北文理學(xué)院機(jī)械與汽車工程學(xué)院 2. 中航工業(yè)航宇救生裝備有限公司 3. 空軍駐長沙地區(qū)軍事代表室 4. 長沙鑫航機(jī)輪剎車有限公司		點(diǎn) 擊數(shù)：	更新時(shí)間： 2020年12月09日
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Feb.2014 33
工作研究
剎車系統(tǒng)是飛機(jī)上相對(duì)獨(dú)立的重要安全保障系
統(tǒng)，對(duì)飛機(jī)起飛、著陸的安全性有重要影響。飛機(jī)
剎車系統(tǒng)涉及機(jī)械、液壓、電氣、電子、控制、材
料等多學(xué)科多領(lǐng)域。工作環(huán)境相對(duì)惡劣，安裝位置
涉及飛機(jī)起落架、起落架艙、電子艙、駕駛艙等部
分[1-3]。圖1為常見機(jī)輪剎車系統(tǒng)組成和分布圖。
能及使用安全有著重要影響，不同的跑道有其規(guī)定
的輪胎額定工作壓力，胎壓過高或過低都會(huì)影響飛
機(jī)正常制動(dòng)性能，影響輪胎的使用壽命[4、5]。維持
正常輪胎壓力，可以避免因著陸瞬間沖擊引起的
爆胎；可以減輕輪胎的磨損；避免輪胎壓力的不平
衡，致使剎車效率的下降；增強(qiáng)飛機(jī)對(duì)不同類型跑
道（混凝土、土、高原等）的適應(yīng)性。
當(dāng)胎壓超過規(guī)定極限值時(shí)，為保證飛機(jī)使用安
全和輪胎壽命，常采用分體的薄片或彈簧式過壓保
護(hù)閥[4]，將多余壓力放掉。隨著計(jì)算機(jī)和傳感器技
術(shù)的發(fā)展，現(xiàn)在胎壓顯示和放氣保護(hù)逐漸實(shí)現(xiàn)了集
成和數(shù)字化，胎壓監(jiān)控系統(tǒng)TPMS[6]逐漸在A320、
A340、A380、B787等[7-11]飛機(jī)上使用，如圖2所
示。
飛機(jī)剎車系統(tǒng)的輔助安全措施
吳華偉1 閆如剛2 許 炳3 彭志茂4
（1. 湖北文理學(xué)院機(jī)械與汽車工程學(xué)院，湖北 襄陽 441053；2. 中航工業(yè)航宇救生裝備有限公司，
湖北 襄陽 4410033；3. 空軍駐長沙地區(qū)軍事代表室，湖南 長沙 410205；4. 長沙鑫航機(jī)輪剎車有限
公司，湖南 長沙 410205）
[摘要] 從胎壓監(jiān)測(cè)系統(tǒng)，剎車溫度監(jiān)測(cè)系統(tǒng)，輔助控制（自動(dòng)剎車、跑道適應(yīng)、故障預(yù)測(cè)及健
康管理）等方面較詳細(xì)地介紹了當(dāng)今飛機(jī)剎車系統(tǒng)的輔助安全措施科研和應(yīng)用情況。
[關(guān)鍵詞] 剎車系統(tǒng)；輔助安全；故障預(yù)測(cè)及健康管理；自主保障
[中圖分類號(hào)] T–65 [文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼] C [文章編號(hào)] 1003–6660（2014）01–0033–07
[收修訂稿日期] 2013-11-05
圖1 機(jī)輪剎車系統(tǒng)布局圖
圖2 TPMS原理框圖
傳統(tǒng)單純“減速-制動(dòng)”的剎車模式很難滿足
現(xiàn)代飛機(jī)的高安全、高可靠、高機(jī)動(dòng)性、全天候
及舒適性、經(jīng)濟(jì)性和環(huán)保節(jié)能等方面的需求。本
文從胎壓監(jiān)測(cè)系統(tǒng)TPMS （Tire Pressure Monitoring
System）、剎車溫度監(jiān)測(cè)系統(tǒng)BTMS（Brake
Temperature Monitoring System）、熱熔塞、風(fēng)扇冷
卻、自動(dòng)調(diào)隙、磨損補(bǔ)指示、自動(dòng)剎車、跑道適應(yīng)
狀態(tài)識(shí)別、故障預(yù)測(cè)及健康管理PHM（Prognostic
and Health Management）等方面介紹了飛機(jī)剎車系
統(tǒng)輔助安全保障措施。
1 胎壓監(jiān)測(cè)系統(tǒng)
輪胎工作壓力對(duì)機(jī)輪的承載和系統(tǒng)的制動(dòng)性
TPMS由測(cè)量模塊和監(jiān)控顯示模塊組成。測(cè)量
模塊由安裝輪胎處的胎壓傳感器和放氣裝置、微控
制器、發(fā)射和接受電路、放氣裝置等組成，完成輪
胎壓力參數(shù)測(cè)試，并發(fā)送給接收模塊，接收模塊負(fù)
責(zé)接收上位機(jī)的控制指令，控制器發(fā)出放氣指令由
放氣裝置調(diào)節(jié)輪胎的壓力。監(jiān)控顯示模塊負(fù)責(zé)接收
質(zhì)量管理
Feb.2014 34
航空標(biāo)準(zhǔn)化與質(zhì)量 2014年第1期
測(cè)量模塊的數(shù)據(jù)并進(jìn)行處理，根據(jù)人機(jī)交互模塊的
參數(shù)，發(fā)送著陸跑道所需的輪胎壓力參數(shù)命令。
其中胎壓傳感器是TPMS的核心，由支撐曲
柄、屏蔽裝置、壓力傳感器、連接器等組成，輪胎
壓力傳感器及其安裝示意圖如圖3所示。
測(cè)單元（常集成在防滑剎車控制單元中）、顯示告
警等組成，如圖4所示。
溫度傳感器將測(cè)量的剎車裝置溫度數(shù)值經(jīng)過轉(zhuǎn)
換模塊傳入監(jiān)測(cè)單元，經(jīng)處理后上報(bào)溫度數(shù)據(jù)或告
圖3 胎壓傳感器及其安裝示意圖
TPMS已成為現(xiàn)代飛機(jī)標(biāo)配產(chǎn)品，如A310、
A320、A340，B737、B757等，正向著智能化，
小型化、集成綜合化方向發(fā)展，如Messier-Bugatti
公司為A380開發(fā)的 WABSIC[10]（Wheel and Brake
System Integrated Components）將胎壓和機(jī)輪速度
測(cè)量裝置集成在一個(gè)零件上。Hydro-Aire利用無
線傳感技術(shù)為B787開發(fā)的遠(yuǎn)程綜合剎車服務(wù)系統(tǒng)
RIBS（Remote Integrated Braking Services）[11]，實(shí)
現(xiàn)了剎車溫度、胎壓、輪速的綜合。
2 剎車溫度監(jiān)測(cè)系統(tǒng)及保護(hù)措施
飛機(jī)剎車制動(dòng)主要是靠剎車裝置將飛機(jī)的動(dòng)能
轉(zhuǎn)換成摩擦材料的熱能而消耗掉。剎車裝置和機(jī)輪
的設(shè)計(jì)是依據(jù)飛機(jī)著陸能量，不同剎車材料及機(jī)輪
對(duì)溫度的敏感性不同，具有一定的使用溫度限制。
溫度過高會(huì)導(dǎo)致“爆胎”和削弱機(jī)輪的機(jī)械性能，
嚴(yán)重時(shí)會(huì)引起火災(zāi)?，F(xiàn)代飛機(jī)中常需進(jìn)行剎車溫度
動(dòng)態(tài)監(jiān)測(cè)，同時(shí)設(shè)有熱熔塞和風(fēng)扇冷卻裝置來實(shí)現(xiàn)
剎車過熱保護(hù)。
2.1 剎車溫度監(jiān)測(cè)系統(tǒng)
剎車溫度監(jiān)測(cè)系統(tǒng)BTMS通常采用鎧裝熱電
偶監(jiān)測(cè)各主機(jī)輪的剎車裝置溫度[12]（溫度測(cè)試范
圍-55℃～1 200℃，精度±1%），與預(yù)設(shè)的門限相
比，發(fā)出溫度正常、過高、告警等信號(hào)。將故障消
滅在萌芽狀態(tài)，防止機(jī)輪過熱，確定再次出動(dòng)的時(shí)
間，BTMS已成現(xiàn)代飛機(jī)重要機(jī)載電子系統(tǒng)設(shè)備。
如A320[7]、A340[8]、B737[13]、B757[14]及C919等飛機(jī)
也將裝備剎車溫度監(jiān)測(cè)系統(tǒng)。
BTMS主要由溫度傳感器、溫度轉(zhuǎn)換模塊、監(jiān)
機(jī)
輪
溫度
器
溫度
轉(zhuǎn)換
模塊
溫度監(jiān)
測(cè)單元
溫度參數(shù)
顯示
及
告警
傳感器
圖4 BTMS組成圖
圖5 溫度傳感器及其安裝位置
警顯示；溫度轉(zhuǎn)換模塊將毫伏級(jí)信號(hào)放大和線性化
處理，再對(duì)熱電偶進(jìn)行冷端補(bǔ)償；監(jiān)控單元不斷的
讀取溫度數(shù)據(jù)與設(shè)定的安全值比較，超出某一給定
值，以不同顏色的燈光形式進(jìn)行溫度告警。并同時(shí)
將溫度數(shù)據(jù)上傳至中央維護(hù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng)進(jìn)行顯示和
記錄，為飛行員提供可靠而又準(zhǔn)確的溫度信息。
2.2 熱熔塞
飛機(jī)在制動(dòng)過程中，由于剎車裝置（剎車盤）
的制動(dòng)摩擦生熱和輪胎的彎曲變形發(fā)熱，引起機(jī)輪
和輪胎結(jié)合處溫度升高，當(dāng)胎腳處的溫度超過一定
門限時(shí)，輪胎會(huì)發(fā)生爆胎，危及飛機(jī)安全。剎車裝
置的摩擦生熱是造成輪胎過熱的主要原因，而且會(huì)
削弱機(jī)輪強(qiáng)度，嚴(yán)重時(shí)，會(huì)使輪胎爆破、機(jī)輪損
壞。國內(nèi)外均采用熱熔塞來進(jìn)行保護(hù)性放氣。熱熔
塞主要是利用共晶體低熔合金材料的由固相轉(zhuǎn)變到
液相的劇變特性，當(dāng)達(dá)到熔化溫度時(shí)，突然由固態(tài)
變?yōu)橐簯B(tài)，熱熔塞放氣噴出，泄掉輪胎壓力，防止
爆破[15-19]。
一般在輪轂上均布3～5個(gè)熱熔塞。根據(jù)不同
的輪胎橡膠特性、剎車使用特性、熱熔塞合金材料
和安裝位置，選擇合理的合金熔點(diǎn)，常見熱熔塞
有160±5℃、180±5℃、200±5℃、220±5℃等幾
種。
2.3 冷卻系統(tǒng)
Feb.2014 35
工作研究
一次正常著陸，剎車盤溫度可達(dá)600℃左右，
RTO（Reject Take Off）狀態(tài)下可達(dá)1000℃，為保
證飛機(jī)制動(dòng)的安全性，需停放一定時(shí)間，溫度降至
100℃以下，才允許再次出動(dòng)剎車，否則，會(huì)引起
制動(dòng)性能的衰減或“爆胎”。
傳統(tǒng)方法是自然冷卻，需要等待1h左右。為縮
短飛機(jī)再次出動(dòng)時(shí)間，可采用外接風(fēng)扇進(jìn)行強(qiáng)制冷
卻，但這一方法受到一定限制。機(jī)輪的自身散熱越
來越受重視，如在輪軸內(nèi)安裝風(fēng)扇電機(jī)，風(fēng)葉在機(jī)
輪外側(cè)無剎車邊。飛機(jī)落地后電機(jī)帶動(dòng)葉片旋轉(zhuǎn)，
將剎車熱量帶走，達(dá)到冷卻機(jī)輪作用，如VC-10、
TY-154、CY-27等飛機(jī)。
2.4 降低剎車溫度使用技巧
對(duì)于有發(fā)動(dòng)機(jī)反推和減速板裝置的飛機(jī)，制動(dòng)
中優(yōu)先選用反推和減速板等減速裝置，以減少由剎
車制動(dòng)而吸收的能量，從而降低剎車盤溫度；
在足夠長跑道上降落時(shí)，可選較小減速率制
動(dòng)，以充分利用空氣阻力進(jìn)行制動(dòng)；
對(duì)于裝備自動(dòng)剎車系統(tǒng)的飛機(jī)著落過程優(yōu)先采
用自動(dòng)剎車系統(tǒng)；
在安全滑行速度（50km/h）以下時(shí)，可采用小
壓力剎車，不但增加制動(dòng)柔和性，還能降低一定的
剎車溫度。
其他一些隔熱保護(hù)方法，如輪轂隔熱屏、軸隔
熱屏、轂部隔熱屏、汽缸座與熱庫之間的隔熱墊、
活塞端部隔熱墊等[19]。
3 自動(dòng)調(diào)隙及磨損指示
隨著著陸剎車次數(shù)的增加，由于摩擦材料的磨
損，剎車裝置上的活塞與壓緊盤間的距離加大，為
保證剎車的靈敏度和整體制動(dòng)性能及安全性，需要
實(shí)時(shí)對(duì)剎車盤磨損狀態(tài)進(jìn)行了解，并對(duì)壓緊盤和剎
車活塞間的間隙進(jìn)行自動(dòng)調(diào)整。
3.1 自動(dòng)調(diào)隙
常見自動(dòng)調(diào)隙機(jī)構(gòu)有卡箍式、彈性夾頭式、彈
簧套式和脹管式等幾種[4、18]。脹管式（也稱脹管脹
芯式）自動(dòng)調(diào)隙機(jī)構(gòu)，是一種近年出現(xiàn)的新型調(diào)隙
機(jī)構(gòu)，由回力彈簧、套筒、膨脹管、拉桿等組成，
如圖6所示。在剎車壓力作用下，活塞壓向壓緊
盤，當(dāng)超過規(guī)定行程時(shí)，膨脹管被拉桿上的球頭拔
出，以補(bǔ)償剎車盤的磨損；松剎后，回力機(jī)構(gòu)及活
塞將位于磨損后的起始位置．從而保證在剎車盤壽
命期內(nèi)活塞行程基本不變。
3.2 磨損指示
為提高維修效率、節(jié)省維修成本，現(xiàn)代飛機(jī)
一般采用“磨損指示桿”來確定剎車盤（碳剎車盤
稱為熱庫）換裝壽命。根據(jù)剎車盤的壽命確定指示
桿的長度，當(dāng)剎車盤磨損到極限時(shí)，指示桿頭部與
汽缸座孔底齊平。地勤人員只要檢查指示桿伸出長
度就可以知道剎車盤的磨損大小，及時(shí)更換使用到
壽命的剎車盤。磨損指示桿通常成對(duì)固定在壓緊盤
上，如圖7所示。
圖6 脹管脹芯式調(diào)隙機(jī)構(gòu)示意圖
文獻(xiàn)[20]、[21]提出一種利用位移傳感器和計(jì)
算機(jī)存儲(chǔ)技術(shù)來感知?jiǎng)x車盤的磨損狀態(tài)和使用情況
的磨損顯示系統(tǒng)，直接將剎車盤使用和磨損狀態(tài)顯
示給機(jī)務(wù)人員，從而采取相應(yīng)的維修和使用策略。
4 控制輔助系統(tǒng)
4.1 自動(dòng)剎車
自動(dòng)剎車就是根據(jù)選定的減速率（表1、2為
B737和A340飛機(jī)自動(dòng)剎車檔位及減速率），自動(dòng)
的輸出剎車壓力實(shí)現(xiàn)飛機(jī)剎車減速制動(dòng)，剎車過程
保持一致的減速率，無需人為干預(yù)；同時(shí)可在中止
起飛RTO狀態(tài)下及時(shí)施加最大壓力剎車，避免了因
人工反應(yīng)的延時(shí)，減少飛機(jī)沖出跑道等事故。自動(dòng)
剎車在減輕飛行員工作量、提高乘客舒適性、增加
飛機(jī)地面滑行的安全性、減少剎車盤的磨損量、降
圖7 磨損指示桿示意圖
質(zhì)量管理
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航空標(biāo)準(zhǔn)化與質(zhì)量 2014年第1期
低飛行的維修成本等方面具有突出優(yōu)點(diǎn)[3、25]，已逐
漸成為現(xiàn)代飛機(jī)，特別是大飛機(jī)剎車系統(tǒng)的組成部
分，如A320、A340、A380、B737、B747、B787等
飛機(jī)。
自動(dòng)剎車減速率的選擇要根據(jù)目的機(jī)場(chǎng)的跑
道狀態(tài)和天氣情況來決定，當(dāng)跑道比較長和天氣較
好時(shí)，可選擇較低的減速率；高速時(shí)飛機(jī)的總體減
速率由發(fā)動(dòng)機(jī)反力和擾流板的作用決定，自動(dòng)剎車
控制組件則相應(yīng)減小或緩慢增加相應(yīng)剎車力；低速
時(shí)，飛機(jī)的總體減速率由剎車制動(dòng)力決定，此時(shí)，
自動(dòng)剎車控制組件相應(yīng)增加剎車力，來維持飛機(jī)總
體減速率（總體受力均衡）；當(dāng)飛機(jī)減速到安全速
度以下（一般50km/h）或跑道長度不夠時(shí)，應(yīng)采用
人工剎車實(shí)現(xiàn)飛機(jī)最后的制動(dòng)或轉(zhuǎn)彎。圖8為典型
飛機(jī)著陸阻力分布圖[3、26]。
為提高跑道利用率及制動(dòng)效率，特別在視線
不佳情況下的制動(dòng)安全性，國外逐漸研究了沖出
跑道告警和保護(hù)系統(tǒng)ROW/ROP（Runway Overrun
Warning and Protection System，其中BTV（Braketo-
Vacate）[27、28]技術(shù)最具代表性。BTV系統(tǒng)是一種
根據(jù)機(jī)場(chǎng)跑道的實(shí)際情況及機(jī)組人員選定的跑道
出口，實(shí)時(shí)調(diào)整相應(yīng)的減速率，安全平穩(wěn)舒適地實(shí)
現(xiàn)在跑道上定點(diǎn)制動(dòng)的智能剎車技術(shù)。BTV除具有
一般自動(dòng)剎車功能外，最大優(yōu)點(diǎn)是預(yù)測(cè)飛機(jī)是否能
在指定跑道上安全停住，自動(dòng)調(diào)整剎車減速率使飛
機(jī)安全停在相應(yīng)的跑道上，減少飛機(jī)跑道占用時(shí)
間，提高跑道利用率。BTV系統(tǒng)涉及飛控、起落架
系統(tǒng)、飛行告警系統(tǒng)、導(dǎo)航、飛行管理和飛行測(cè)試
等。BTV 已成為A380和A350XWB飛機(jī)的“標(biāo)配”
設(shè)備，新產(chǎn)A320的選配設(shè)備。
目前我國僅有的ARJ21飛機(jī)配有自動(dòng)剎車系
統(tǒng)，但該系統(tǒng)為國外MEGGITT公司提供。隨著我
國民用航空市場(chǎng)的發(fā)展與壯大，特別是“大飛機(jī)”
重大科技專項(xiàng)的啟動(dòng)，為我們研制自動(dòng)剎車系統(tǒng)提
供了強(qiáng)有力的技術(shù)應(yīng)用平臺(tái)和市場(chǎng)前景。
4.2 跑道狀態(tài)識(shí)別
根據(jù)飛機(jī)跑道表面實(shí)際狀態(tài)及國際民航組織
ICAO的分類，將跑道表面狀態(tài)分為干、濕（潮
濕、積水等）和污染（雪、冰、油液、橡膠等）等
10種類型。不同的跑道狀態(tài)所能提供的摩擦系數(shù)大
不相同，產(chǎn)生的制動(dòng)效果也不相同[29-32]，如圖9所
示。
檔位
最大剎車壓力
(MPa)
減速率(m/s²)
1 8.6 1.2
2 10.5 1.5
3 13.8 2.2
Max 20.7
3.6 (＜148km/h)
4.2 (＞148km/h)
RTO Full Not Controlled
表1 B737飛機(jī)自動(dòng)剎車減速率
檔位減速率 (m/s²)
LO 1.8
2 2.2
3 2.6
4 3.0
HI 3.5
表2 A340飛機(jī)自動(dòng)剎車減速率
圖8 飛機(jī)著陸阻力分布圖
制運(yùn)阻力(N)
減速板等氣動(dòng)阻力
發(fā)動(dòng)機(jī)反推阻力
飛機(jī)自動(dòng)剎車所需力
飛機(jī)剎車及滾轉(zhuǎn)阻力
速度(km/h)
圖9 滑移率及摩擦系數(shù)曲線
飛機(jī)剎車主要依靠剎車時(shí)輪胎和地面間能提供
摩擦力，由前面飛機(jī)滑跑受力分析可知，在飛機(jī)載
荷一定的情況下，影響摩擦力大小的主要取決于地
面摩擦系數(shù)。其中滑移率和跑道狀態(tài)對(duì)摩擦系數(shù)的
影響最大且最為復(fù)雜，研究輪胎與地面摩擦系數(shù)在
不同跑道狀態(tài)下隨滑移率變化關(guān)系是研究飛機(jī)制動(dòng)
狀態(tài)的熱點(diǎn)。
目前應(yīng)用最廣的輪胎與地面摩擦模型為基于
Pacejak魔術(shù)公式的MF模型。魔術(shù)公式是由荷蘭
Delft工業(yè)大學(xué)H. B. Pacejak教授1987年提出的，用
干跑道
濕跑道
冰跑道
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工作研究
三角函數(shù)的組合公式表達(dá)輪胎的縱向力 、側(cè)向力、
回正力矩 、翻轉(zhuǎn)力矩 、阻力矩等，由于其公式形
式相同，故稱為“魔術(shù)公式”[33]。
根據(jù)大量的地面動(dòng)力試驗(yàn)和對(duì)實(shí)際跑道摩擦系
數(shù)測(cè)定情況，建立跑道狀態(tài)識(shí)別：根據(jù)飛機(jī)減速率
和滑移率的變化情況，與預(yù)先存儲(chǔ)的跑道狀態(tài)進(jìn)行
比較，實(shí)時(shí)判斷跑道所處的狀態(tài)（干、濕、冰），
根據(jù)跑道狀態(tài)實(shí)時(shí)調(diào)整當(dāng)前跑道下的預(yù)期最佳減速
率，使模糊控制器輸出相應(yīng)的剎車壓力。
4.3 故障預(yù)測(cè)及健康管理PHM
4.3.1 PHM概念
實(shí)時(shí)對(duì)裝備各部件的健康狀態(tài)進(jìn)行監(jiān)測(cè)并預(yù)
測(cè)部件的剩余壽命，形成相應(yīng)的維修決策，以降低
維修成本，提高裝備的可用率。這種自主保障功能
AL（Autonomic Logistics）是現(xiàn)在機(jī)載設(shè)備研究熱
點(diǎn)和發(fā)展方向。美國從上個(gè)世紀(jì)80年代在JSF飛機(jī)
開展自動(dòng)保障研究[34]。故障預(yù)測(cè)與健康管理PHM是
AL關(guān)鍵核心技術(shù)。PHM利用先進(jìn)傳感器，借助各
種智能模型和算法來監(jiān)控、預(yù)測(cè)和管理產(chǎn)品的各種
狀態(tài)。PHM是一種全面故障檢測(cè)、隔離、預(yù)測(cè)及
健康管理技術(shù)，可實(shí)現(xiàn)“定時(shí)或事后維修”向“視
情維修”轉(zhuǎn)變，從而實(shí)現(xiàn)自主式保障，降低使用和
保障費(fèi)用的目標(biāo)[35]。PHM實(shí)現(xiàn)方法主要有基于特
征參數(shù)、基于保險(xiǎn)和預(yù)警裝置、基于失效機(jī)理等幾
類[36-37]。
4.3.2 飛機(jī)剎車控制系統(tǒng)PHM構(gòu)架
隨著微電子和數(shù)字技術(shù)的發(fā)展，剎車系統(tǒng)已經(jīng)
從機(jī)械式、電子式發(fā)展到數(shù)字式和綜合式全電式。
集成度和復(fù)雜性越來越高，加之剎車系統(tǒng)涉及起落
架艙、電子艙、座艙等多個(gè)地方，且工作環(huán)境惡
劣，給測(cè)試和維護(hù)工作帶來了一定的問題和負(fù)擔(dān)，
傳統(tǒng)的機(jī)內(nèi)測(cè)試（BIT）由于在算法、功能、診斷
能力、驗(yàn)證手段等方面難于很好地滿足現(xiàn)在飛機(jī)剎
車系統(tǒng)“六性”要求[5]。剎車系統(tǒng)已成為當(dāng)前影響
戰(zhàn)備完好性、使用和保障費(fèi)用的因素之一。開展飛
機(jī)剎車控制系統(tǒng)的PHM的研究，監(jiān)測(cè)系統(tǒng)狀態(tài)、預(yù)
測(cè)系統(tǒng)剩余工作能力，降低虛警率和全壽命費(fèi)用，
提高飛機(jī)剎車系統(tǒng)的安全性、可靠性、維修性、測(cè)
試性、保障性和環(huán)境適應(yīng)性，具有重要意義。
根據(jù)美國馬里蘭大學(xué)CALCE中心[36]和Boeing
公司[38]針對(duì)PHM的概念，將剎車系統(tǒng)PHM分成3個(gè)
部分：最外層的傳感器部分（剎車指令傳感器、速
度傳感器、胎壓和液壓壓力傳感器、溫度傳感器、
磨損傳感器），中間層為采集處理和監(jiān)測(cè)層（包
括正常剎車系統(tǒng)、備份剎車系統(tǒng)、應(yīng)急/停留剎車
系統(tǒng)、胎壓和溫度監(jiān)測(cè)系統(tǒng)等），第3層為故障監(jiān)
測(cè)、壽命預(yù)測(cè)及評(píng)估層。如圖10所示。其中傳感器
采集、處理和故障監(jiān)測(cè)和狀態(tài)評(píng)估，隨剎車系統(tǒng)
自帶，用于實(shí)施監(jiān)測(cè)系統(tǒng)的狀態(tài)，并存儲(chǔ)系統(tǒng)的數(shù)
據(jù)；而壽命預(yù)測(cè)和評(píng)估輸出，則有地面保障系統(tǒng)通
過數(shù)據(jù)線，根據(jù)預(yù)測(cè)模型及歷史數(shù)據(jù)而獲得系統(tǒng)的
剩余壽命，獲得下次任務(wù)周期內(nèi)的任務(wù)可靠度。
速度傳感器
數(shù)
據(jù)
采
集
處
理
指令傳感器
溫度傳感器
胎壓傳感器
磨損傳感器
液壓傳感器
處理器
正常剎車系統(tǒng)
故
障
監(jiān)
測(cè)
故
障
預(yù)
測(cè)
模型支撐
健
康
決
策
歷史數(shù)據(jù)
傳感器層采集處理層健康評(píng)估層
備份剎車系統(tǒng)
應(yīng)急剎車系統(tǒng)
停留剎車系統(tǒng)
其他狀態(tài)
圖10 飛機(jī)剎車系統(tǒng)PHM結(jié)構(gòu)圖
中間數(shù)據(jù)采集處理和檢測(cè)層：根據(jù)傳感器和其
他狀態(tài)的數(shù)據(jù)，完成系統(tǒng)狀態(tài)相關(guān)特征的計(jì)算，并
根據(jù)所得數(shù)據(jù)與預(yù)定的判據(jù)進(jìn)行比較，來檢測(cè)系統(tǒng)
狀態(tài)，同時(shí)根據(jù)各自參數(shù)閾值來進(jìn)行故障報(bào)警。
健康評(píng)估層接收來自不同狀態(tài)監(jiān)測(cè)模塊以及其
他健康評(píng)估模塊的數(shù)據(jù)，根據(jù)狀態(tài)監(jiān)測(cè)層的輸出和
歷史的狀態(tài)評(píng)估值，評(píng)估被監(jiān)測(cè)系統(tǒng)、分系統(tǒng)或部
件的健康狀態(tài)，確定這些系統(tǒng)是否降級(jí)，預(yù)計(jì)失效
時(shí)間，并制定相應(yīng)維修策略。
4.4 其他
在控制算法中增加接地保護(hù)、交叉（側(cè)間）保
護(hù)、鎖死機(jī)輪保護(hù)、靜剎車保護(hù)、滑水保護(hù)、剎車
壓力監(jiān)測(cè)等技術(shù)[3、5、39]對(duì)于提高系統(tǒng)制動(dòng)性能及安
全性有明顯作用。
5 結(jié)論
目前國內(nèi)自動(dòng)剎車、胎壓和溫度監(jiān)測(cè)系統(tǒng)、風(fēng)
扇冷卻系統(tǒng)正在加緊工程化研制中，預(yù)計(jì)不久將應(yīng)
用國產(chǎn)飛機(jī)中，而基于跑道利用率的BTV技術(shù)、剎
車性能監(jiān)測(cè)、跑道狀態(tài)識(shí)別、磨損監(jiān)測(cè)系統(tǒng)等功能
還未進(jìn)行深入研究。
安全性和可靠性是航空產(chǎn)品的生命，為適應(yīng)新
質(zhì)量管理
Feb.2014 38
航空標(biāo)準(zhǔn)化與質(zhì)量 2014年第1期
形勢(shì)下保障性、維修性、經(jīng)濟(jì)性、環(huán)保性等方面的
要求，本文從機(jī)輪、控制系統(tǒng)、磨損補(bǔ)償、胎壓監(jiān)
測(cè)、剎車溫度監(jiān)測(cè)等方面介紹飛機(jī)剎車剎車系統(tǒng)經(jīng)
濟(jì)有效的安全輔助措施，希望對(duì)提高飛機(jī)制動(dòng)系統(tǒng)
的“六性”，并為系統(tǒng)的自主保障奠定一定基礎(chǔ)。
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（下轉(zhuǎn)第44頁）
Feb.2014 44
航空標(biāo)準(zhǔn)化與質(zhì)量 2014年第1期
145.A.42可以歸納出歐洲航空安全局（European
Aviation Safety Agency，簡稱EASA）對(duì)航空標(biāo)準(zhǔn)件
的適航性要求有兩點(diǎn)：標(biāo)準(zhǔn)件所有的設(shè)計(jì)、制造、
檢查數(shù)據(jù)和標(biāo)識(shí)要求必須是公開發(fā)布并且是官方認(rèn)
可的標(biāo)準(zhǔn)；標(biāo)準(zhǔn)件包括在制造商的零件圖解目錄
（Illustrated parts catalogue，簡稱IPC）或其它維修
數(shù)據(jù)中。
3 國內(nèi)對(duì)航空標(biāo)準(zhǔn)件的管理要求
2010年，中航工業(yè)集團(tuán)公司發(fā)布了《航空標(biāo)
準(zhǔn)件質(zhì)量管理辦法（試行）》（航空質(zhì)[2010]918
號(hào)）。該文件對(duì)航空標(biāo)準(zhǔn)件的研制、生產(chǎn)和使用過
程中的質(zhì)量控制進(jìn)行了詳細(xì)規(guī)定，明確要求航空產(chǎn)
品使用的標(biāo)準(zhǔn)件必須進(jìn)行合格鑒定試驗(yàn)，同時(shí)對(duì)標(biāo)
準(zhǔn)件的生產(chǎn)、鑒定、選用、采購、復(fù)驗(yàn)等各個(gè)環(huán)節(jié)
以及進(jìn)口標(biāo)準(zhǔn)件都規(guī)定了詳細(xì)的程序。
CCAR-21-R3《民用航空產(chǎn)品和零部件合格審
定規(guī)定》第九章要求：按CAAC可接受的技術(shù)標(biāo)
準(zhǔn)制造的國產(chǎn)標(biāo)準(zhǔn)件出口時(shí)，頒發(fā)適航批準(zhǔn)標(biāo)簽
AAC-038表。CCAR-145-R3《民用航空器維修單
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款要求：標(biāo)準(zhǔn)件應(yīng)當(dāng)有合格證或者合格證明；AC-
121-58R1第五節(jié)和第六節(jié)要求：標(biāo)準(zhǔn)件應(yīng)提供制造
廠家出示的符合性證明文件，表明其符合航空器或
其部件制造廠家的持續(xù)適航性資料中明確的標(biāo)準(zhǔn)或
規(guī)范，并具有制造廠家的發(fā)貨單、發(fā)票或其他供貨
證明。以確保標(biāo)準(zhǔn)件能追溯到CAAC批準(zhǔn)或認(rèn)可的
生產(chǎn)批準(zhǔn)書持有人或在其生產(chǎn)質(zhì)量系統(tǒng)控制下授權(quán)
的供應(yīng)商。
可以看出，對(duì)于從國外進(jìn)口到中國的航空標(biāo)準(zhǔn)
件，可以按照CCAR-145-R3/ AC-121-58R1的規(guī)定只
具備制造廠家提供的合格證，而不需FAA的適航批
準(zhǔn)標(biāo)簽8130-3或EASA的適航批準(zhǔn)標(biāo)簽Form 1。中
國民航各部規(guī)章和有關(guān)指導(dǎo)性文件對(duì)標(biāo)準(zhǔn)件的適航
要求在說法上有差異，但并不存在實(shí)質(zhì)性的沖突和
根本性的矛盾，其本質(zhì)上是相互統(tǒng)一的。
綜上所述，通過梳理國內(nèi)外的標(biāo)準(zhǔn)件管理要
求，可以幫助國內(nèi)的標(biāo)準(zhǔn)件廠家系統(tǒng)地了解國內(nèi)外
的標(biāo)準(zhǔn)件管理政策，并為其進(jìn)入民機(jī)市場(chǎng)的適航取
證工作給予啟迪。
（上接第38頁）
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