无人机用应急气压刹车阀组件及进/排气孔孔径设计方法
无人机用应急气压刹车阀组件及进/排气孔孔径设计方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及无人机刹车系统，具体是一种用于无人机的应急气压刹车阀组件及 进、排气孔孔径设计。
【背景技术】
[0002] 现代飞机应急刹车系统多采用手操作。应急刹车系统原理见图1，应急刹车系统将 气压减压阀与气压电磁阀连接，气压减压阀按设定值输出减压压力；在正常刹车系统故障 或特勤情况下，飞行员按下应急刹车手柄，气压电磁阀通电刹停飞机。
[0003] 经检索国内外刹车系统使用组合阀专利，有一种多功能液压组合阀（专利号 201502574U)，把两个阀组合在一起，构成整个液压系统，这种组合能够减轻相关部分的重 量和空间，提高了阀的密封性、可靠性，实现安装方便，各项成品组合在一起后，其功能完全 保持不变。
[0004] 但是，该技术方案中只公开了阀的组成，并没有对阀体进行设计计算，更没有对阀 体进气孔、排气孔孔径进行设计计算。由于气压刹车阀组件的进、排气孔孔径由气压刹车系 统对应急气压刹车阀组件进气时长和应急气压刹车阀组件排气时长确定。气压刹车阀组件 的进、排气孔孔径决定了气压刹车系统的工作性能，气压刹车阀组件的进、排气孔孔径由气 压刹车阀组件的进排气孔孔径确定，故确定合理的阀体进气孔/排气孔孔径是实现该组合 阀的功能的重要环节。
[0005] 无人机用应急气压刹车阀组件是把气压电磁阀和气压减压阀集成到一个壳体内 构成无人机用应急气压刹车阀组件，这个阀组件构成应急气压刹车系统，这种组合可以减 轻相关部分的重量和空间，提高密封性、可靠性，实现安装方便，功能完全保持不变。
[0006] 在气源氮气压力一定的情况下，无人机用应急气压刹车阀组件进/排气孔孔径的 大小直接决定了进气时长和排气时长，也就决定了应急气压刹车系统的响应速度。
【发明内容】
[0007] 为克服现有技术中存在的由于组合阀中的进/排气孔孔径不合理影响了应急气 压刹车系统的响应速度的不足，本发明提出了一种无人机用应急气压刹车阀组件及进/排 气孔孔径设计方法。
[0008] 本发明提出的无人机用应急气压刹车阀组件包括气压电磁阀和气压减压阀和壳 体，通过壳体将气压电磁阀和气压减压阀集成。所述的壳体内有两个腔室，分别为气压电磁 阀的腔室和气压减压阀的腔室。在所述气压电磁阀的腔室和气压减压阀的腔室之间通过连 接孔连通，并使所述连接孔的一端与气压电磁阀的出气口连通，连接孔的另一端与气压减 压阀的进气口连通。所述连接孔的直径为Φ4. 5mm。
[0009] 在所述气压电磁阀的中部有均布9个Φ 2. 5mm气孔，该Φ 2. 5mm气孔的一端与气 压电磁阀的内腔连通，另一端为该气孔的出口端；所述出口端与大气连通，并且该Φ2.5_ 气孔与水平面之间的角度为30°。
[0010] 在所述气压减压阀壳体中部均布有9个Φ3· Omm气孔，各Φ3· Omm气孔的一端 与气压减压阀的内腔连通，另一端为该气孔的出口端；所述出口端与大气连通，并且该 Φ 3. Omm气孔与水平面之间的角度为0°。
[0011] 本发明提出的所述无人机用应急气压刹车阀组件中进/排气孔孔径的设计过程 是：
[0012] 步骤一，确定无人机用应急气压刹车阀组件最小壁厚δ :
[0013] 通过公式（1)确定无人机用应急气压刹车阀组件最小壁厚δ :
[0014] (1)
[0015] 公式（1)中：
[0016] P是壳体承受的最大压力，D是壳体承受最大压力处的内径，[6 ]是壳体的许用应 力。
[0017] 步骤二，确定无人机用应急气压刹车阀组件进气孔孔径D1:
[0018] 无人机用应急气压刹车阀组件电磁阀腔进气孔截面积Fn由公式（2)确定：
[0019]
(2)
[0020] 公式（2)中：
[0021] ?"是无人机用应急气压刹车阀组件的进气孔截面积；V。是刹车系统的容积，V。 =刹车装置容积V1+导管容积V2+无人机用应急气压刹车阀组件容积；ΡΤ是刹车阀进气 腔压力；R是气源氮气的气体常量；T是气源氮气的绝对温度；C是气源氮气特性系数；
,其中是声音在空气中传播速度P = ，g是重力加速度，η 是气源氮气的多变指数；a是气源氮气流量系数；τ是设计要求进气时长；Ρ。是无人机用应 急气压刹车阀组件进气压力。
[0022] 无人机用应急气压刹车阀组件进气孔孔径D1由公式（3)确定；
[0023]
(3)
[0024] 步骤三，确定无人机用应急气压刹车阀组件排气孔孔径D2:
[0025] 应急气压刹车阀组件排气孔截面积Fn2由公式（4)确定：
[0026]
Γ4；
[0027] 公式（4)中：
[0028] R是气源氮气气体常量；气源氮气特性系数
；PTmax是气压减压 阀最大刹车压力，取4MPa。PTmin是应急气压刹车阀组件减压阀最小刹车压力取0. 4MPa ;V 2是刹车系统容积=刹车装置容积V1+导管容积V2+无人机用应急气压刹车阀组件容积。τ 2 是排气时长。
[0029] 无人机用应急气压刹车阀组件排气孔孔径D2由公式（5)确定：
[0030]
(5)
[0031] D2= 2. 76mm
[0032] 为了满足工艺性要求，气压减压阀排气孔孔径D' 2取2. 9_，气压减压阀排气孔 孔径D' 2取2.9_，大于2. 76_，气压减压阀排气孔即即无人机用应急气压刹车阀组件排 气孔，所以无人机用应急气压刹车阀组件排气孔孔径满足设计要求。
[0033] 至此，完成了无人机用应急气压刹车阀组件与进/排气孔的设计。
[0034] 本发明涉及的无人机用应急气压刹车阀组件的气压减压阀与气压电磁阀结构参 考成熟的产品，本发明涉及的无人机用应急气压刹车阀组件是通过一个组合阀壳体，把气 压减压阀与气压电磁阀集成到一起构成无人机用应急气压刹车阀组件。把气压减压刹车 阀、气压电磁阀用一个通孔连接代替以前的管路和管接头连接，通过应急气压刹车阀组件 进、排气孔孔径的设计、对本发明涉及的无人机用应急气压刹车阀组件进、排气孔孔径进行 优化设计，提高可靠性，实现安装方便，减轻相关部分的重量和空间。
【附图说明】
[0035] 图1是现有技术中的应急刹车系统结构示意图；
[0036] 图2是应急刹车系统结构示意图；
[0037] 图3是壳体的结构示意图；
[0038] 图4是图3的俯视图；
[0039] 图5是图3的侧视图；
[0040] 图6是应急气压刹车阀组件的结构示意图；
[0041] 图7是图6的侧视图；
[0042] 图8是应急气压刹车阀组件的外形示意图；
[0043] 图9是图8的侦U视图。图中：
[0044] 1.主机轮；2.气压电磁阀；3.气压减压阀；4.无人机用应急气压刹车阀组件； 5.安装孔；6.壳体；7.无人机用应急气压刹车阀组件最小壁厚δ ;8. Φ 3气孔；9. Φ 2. 5气 孔；10.无人机用应急气压刹车阀组件进气孔；11.无人机用应急气压刹车阀组件排气孔； 12.连接孔。
【具体实施方式】
[0045] 本实施例所述的刹车阀组件包括气压电磁阀2、气压减压阀3和壳体6。所述的气 压电磁阀2和气压减压阀3均为现有技术，通过壳体6将气压电磁阀2和气压减压阀3集 成。
[0046] 所述的壳体6由铝合金模锻件加工而成，壳体6上加工有2个用于安装进气和刹 车接管嘴管接头的螺纹；在壳体6上加工有3个用于把本实施例与飞机固定的安装孔。所 述的壳体内有两个腔室，分别为气压电磁阀2的腔室和气压减压阀3的腔室。在所述气压 电磁阀2的腔室和气压减压阀3的腔室之间通过连接孔12连通，并使所述连接孔12的一 端与气压电磁阀2的出气口连通，连接孔12的另一端与气压减压阀3的进气口连通。所述 连接孔的直径为Φ 4. 5mm。
[0047] 在所述气压电磁阀的中部有均布9个Φ2. 5mm气孔9,该Φ2. 5mm气孔的一端与气 压电磁阀的内腔连通，另一端为该气孔的出口端；所述出口端与大气连通，并且该Φ2.5_ 气孔与水平面之间的角度为30°。当气压电磁阀关闭输入气源氮气时，气压电磁阀通过9 个Φ 2. 5mm气孔与外界大气连接使气压电磁阀内部压力迅速恢复到与外界大气压力一致。
[0048] 在所述气压减压阀壳体中部均布有9个Φ3. Omm气孔8,该Φ3. Omm气孔的一 端与气压减压阀的内腔连通，另一端为该气孔的出口端；所述出口端与大气连通，并且该 Φ3.0_气孔与水平面之间的角度为0°。所述Φ3.0_气孔用于当气压减压阀进气压力 关闭后，气压减压阀腔通过9个Φ3. Omm的孔与大气联通，使气压减压阀腔中的压力迅速恢 复到与外界大气压力一致。
[0049] 本实例是某无人机用应急气压刹车阀组件进气孔孔径和排气孔孔径的设计：
[0050] 无人机用应急气压刹车阀组件进气孔是气压电磁阀的进气孔；排气孔是气压减压 阀的排气孔。
[0051] 对无人机应急刹车系统设计要求如下：1.工作介质：高纯氮气；2.气源压力：常 温条件下是21_^ MPa; 3.刹车压力：4MPa;4.负载容积为0.5L，所述的负载容积为管路与 机轮气缸座容积；5.应急气压刹车阀组件进气时长小于或等于2s ;6.应急气压刹车阀组件 排气时长小于或等于2. 5s。
[0052] 无人机用应急气压刹车阀组件进气孔孔径、排气孔孔径的大小是刹车系统对刹车 阀快速性设计的要求，进气孔孔径与排气孔孔径越大，进气和排气的速度越大，无人机用应 急气压刹车阀组件反应越快。但是如果进气孔径孔与排气孔孔径太大，增 加了系统对管路 和其他附件性能的要求，并且增加了刹车系统的重量。所以根据刹车系统对无人机用应急 气压刹车阀组件进、排气时长的要求确定进、排气孔孔径的大小。
[0053] 进气时长是指在规定的管路和负载条件下，刹车压力由OMPa升至额定刹车压力 90%的时长，对无人机用应急气压刹车阀组件进气时长的要求是小于或等于2s ;排气时长 是指在规定的管路和负载条件下，刹车压力由额定刹车压力降至额定刹车压力10%的时 长，对无人机用应急气压刹车阀组件排气时长的要求是小于或等于2. 5s。无人机用应急气 压刹车阀组件进、排气时长主要与电磁阀腔进气、排气孔孔径大小、刹车装置和管路容积有 关。
[0054] 本实施例的具体过程是：
[0055] 步骤一，确定无人机用应急气压刹车阀组件最小壁厚δ :
[0056] 通过公式（1)确定无人机用应急气压刹车阀组件最小壁厚δ :
[0057] (1)
[0058] 公式（1)中：
[0059] P是壳体承受的最大压力，D是壳体承受最大压力处的内径，[6 ]是壳体的许用应 力。
[0060] 本实施例中，壳体承受的最大压力P = 52. 5MPa，壳体承受最大压力处的内径D = 35mm，壳体的许用应力[6 ]为345N/mm2。
[0061] 由于无人机用应急气压刹车阀组件壳体设计的最小壁厚为3. 75mm，壳体承受最大 压力处的内径为35mm〇
[0062] 由公式⑴得
[0063] P1 > P
[0064] P1是无人机用应急气压刹车阀组件能承受的压力。
[0065] 无人机用应急气压刹车阀组件最小壁厚δ所能承受的压力为73. 9MPa，大于破坏 压力52.5MPa，而无人机用应急气压刹车阀组件工作的最大压力为2ll5 MPa，所以无人机 用应急气压刹车阀组件最小壁厚δ =3. 75mm时满足使用要求。
[0066] 步骤二，确定气压电磁阀进气孔孔径D1:
[0067] 气压电磁阀进气孔孔SD1的大小主要与无人机用应急气压刹车阀组件进气时长、 刹车装置和管路容积有关，气压电磁阀进气孔截面积Fn由公式（2)确定：
[0068]
12)
[0069] 公式⑵中：
[0070] V。是刹车系统的容积；V。=刹车装置容积+导管容积+无人机用应急气压刹车阀 组件容积，本实施例中，V。= 0. 5L。
[0071] Pt是刹车阀进气腔压力，常温输入压力21-【5 MPa。R是气源的气体常量，所述的 气源为氮气，取29. 27cm/°C ;T是气源绝对温度，所述的气源为氮气，取273°C。
[0072] C是气源的特性系数，所述的气源为氮气；
其中：β是 声音在空气中的传播速度，
g是重力加速度，取9.8m/s2;n是气源的多 变指数，所述的气源为氮气，在进气孔不产生明显热交换时，取1.4。本实施例中，
[0073] 气源的氮气特性系数：
[0074] a气源流量系数，所述的气源为氮气，为0.4~0.6,其中长度大的系统，取小值；P。 是无人机用应急气压刹车阀组件进气压力，为21MPa，由飞机的氮气气源确定；?"是气压电 磁阀进气孔截面积；τ是设计要求进气时长，按设计要求取2s。
[0075] 由公式⑵得：
[0076]
[0077] 气压电磁阀进气孔孔径D1由公式（3)确定；
[0078]
(3)
[0079] D1= 2. 04mm
[0080] 确定气压电磁阀进气孔孔径D1S 2. 04mm。
[0081] 为了满足工艺性要求，气压电磁阀进气孔孔径D' ^2. 1mm，大于通过公式（3)气 压电磁阀的进气孔孔SD1，故气压电磁阀的进气孔孔径D' 1取2. 1_，满足设计要求，即无 人机用应急气压刹车阀组件进气孔孔径为2. Imm时满足设计要求。
[0082] 步骤三，确定气压减压阀的排气孔孔径D2:
[0083] 气压减压阀排气孔截面积Fn2由公式（4)确定：
[0084]
⑷
[0085] 公式（4)中：
[0086] R是气源的气体常量，所述的气源为氮气，取29. 27cm/°C。T是气源绝对温度，所述 的气源为氮气，取273°C。C是气源的特性系数，所述的气源为氮气；
其中：β是声音在空气中传播速度，
：g是重力加速度，取9.8m/s2;n是气源 的多变指数，所述的气源为氮气，在进气孔不产生明显热交换时，取1.4。本实施例中，
[0087] 气源的氮气特性系数
[0088] a是气源流量系数，所述的气源为氮气，取值范围为0. 4~0. 6。PTmax是气压减压 阀最大刹车压力，取4MPa。PTmin是气压减压阀最小刹车压力，取0. 4MPa。V 2是刹车系统容 积=刹车装置容积+导管容积+无人机用应急气压刹车阀组件容积，取0.5L。τ2是排气 时长，系统排气时长不大于2. 5s。
[0089]
[0090] 气压减压阀排气孔孔径D2由公式（5)确定：
[0091]
(5)
[0092] D2= 2. 76mm
[0093] 确定气压减压阀排气孔孔径仏为2. 76_，为了满足工艺性要求，气压减压阀排气 孔孔径D' 2取2. 9mm，大于2. 76mm，气压减压阀排气孔孔径满足设计要求，即无人机用应急 气压刹车阀组件排气孔孔径为2. 9mm时满足设计要求。
[0094] 通过以上三步确定了无人机用应急气压刹车阀组件最小壁厚为3. 75mm，无人机 用应急气压刹车阀组件进气孔孔径取2. 1_，无人机用应急气压刹车阀组件排气孔孔径取 2. 9mm〇
[0095] 至此，本实施例完成了无人机用应急气压刹车阀组件与进、排气孔的设计。
【主权项】
1. 一种无人机用应急气压刹车阀组件，其特征在于，包括气压电磁阀和气压减压阀和 壳体，通过壳体将气压电磁阀和气压减压阀集成；所述的壳体内有两个腔室，分别为气压电 磁阀的腔室和气压减压阀的腔室；在所述气压电磁阀的腔室和气压减压阀的腔室之间通过 连接孔连通，并使所述连接孔的一端与气压电磁阀的出气口连通，连接孔的另一端与气压 减压阀的进气口连通；所述连接孔的直径为Φ4. 5_。2. 如权利要求1所述无人机用应急气压刹车阀组件，其特征在于，在所述气压电磁阀 的中部有均布9个Φ2.5_气孔，该Φ2.5_气孔的一端与气压电磁阀的内腔连通，另一端 为该气孔的出口端；所述出口端与大气连通，并且该Φ2. 5mm气孔与水平面之间的角度为 30。。3. 如权利要求1所述无人机用应急气压刹车阀组件，其特征在于，在所述气压减压阀 壳体中部均布有9个Φ3. Omm气孔，各Φ3. Omm气孔的一端与气压减压阀的内腔连通，另一 端为该气孔的出口端；所述出口端与大气连通，并且该Φ3. Omm气孔与水平面之间的角度 为0。。4. 如权利要求1所述无人机用应急气压刹车阀组件中进/排气孔孔径的设计方法，其 特征在于，具体过程是： 步骤一，确定无人机用应急气压刹车阀组件最小壁厚S : 通过公式（1)确定无人机用应急气压刹车阀组件最小壁厚S :(1) 公式⑴中： P是壳体承受的最大压力，D是壳体承受最大压力处的内径，[6 ]是壳体的许用应力； 步骤二，确定无人机用应急气压刹车阀组件进气孔孔径D1: 无人机用应急气压刹车阀组件电磁阀腔进气孔截面积Fn由公式（2)确定：(2) 公式⑵中： ?"是无人机用应急气压刹车阀组件的进气孔截面积；V。是刹车系统的容积，V。= 刹车装置容积V1+导管容积V2+无人机用应急气压刹车阀组件容积；PT是刹车阀进气 腔压力；R是气源氮气的气体常量；T是气源氮气的绝对温度；C是气源氮气特性系数；，其中：β是声音在空气中传播速度，g是重力加速度，η 是气源氮气的多变指数；a是气源氮气流量系数；τ是设计要求进气时长；Ρ。是无人机用应 急气压刹车阀组件进气压力； 无人机用应急气压刹车阀组件进气孔孔径D1由公式（3)确定；(3) 步骤三，确定无人机用应急气压刹车阀组件排气孔孔径D2: 应急气压刹车阀组件排气孔截面积Fn2由公式（4)确定：(4J 公式⑷中： R是气源氮气气体常量；气源氮气特性系数；PTmax是气压减压阀最 大刹车压力，取4MPa ;PTmin是应急气压刹车阀组件减压阀最小刹车压力取0. 4MPa ;V2是刹车 系统容积=刹车装置容积V1+导管容积V2+无人机用应急气压刹车阀组件容积；τ 2是排气 时长； 无人机用应急气压刹车阀组件排气孔孔径D2由公式（5)确定：(5) D2= 2. 76mm 为了满足工艺性要求，气压减压阀排气孔孔径D' 2取2. 9mm，气压减压阀排气孔孔径 D' 2取2. 9_，大于2. 76_，气压减压阀排气孔即即无人机用应急气压刹车阀组件排气孔， 所以无人机用应急气压刹车阀组件排气孔孔径满足设计要求； 至此，完成了无人机用应急气压刹车阀组件与进/排气孔的设计。
【专利摘要】一种无人机用应急气压刹车阀组件进/排气孔孔径的设计方法，通过合理确定无人机用应急气压刹车阀组件最小壁厚δ、进气孔孔径r1、进气孔截面积Fn1和刹车阀组件排气孔孔径r3，对无人机用应急气压刹车阀组件的进/排气孔孔径进行优化设计，提高可靠性，减轻相关部分的重量和占用空间，实现了安装方便的目的。
【IPC分类】B60T15/02
【公开号】CN104890659
【申请号】CN201510152623
【发明人】刘忠平, 韩亚国, 赵燕明, 王衡
【申请人】西安航空制动科技有限公司
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年4月1日
【技术领域】
[0001] 本发明涉及无人机刹车系统，具体是一种用于无人机的应急气压刹车阀组件及 进、排气孔孔径设计。
【背景技术】
[0002] 现代飞机应急刹车系统多采用手操作。应急刹车系统原理见图1，应急刹车系统将 气压减压阀与气压电磁阀连接，气压减压阀按设定值输出减压压力；在正常刹车系统故障 或特勤情况下，飞行员按下应急刹车手柄，气压电磁阀通电刹停飞机。
[0003] 经检索国内外刹车系统使用组合阀专利，有一种多功能液压组合阀（专利号 201502574U)，把两个阀组合在一起，构成整个液压系统，这种组合能够减轻相关部分的重 量和空间，提高了阀的密封性、可靠性，实现安装方便，各项成品组合在一起后，其功能完全 保持不变。
[0004] 但是，该技术方案中只公开了阀的组成，并没有对阀体进行设计计算，更没有对阀 体进气孔、排气孔孔径进行设计计算。由于气压刹车阀组件的进、排气孔孔径由气压刹车系 统对应急气压刹车阀组件进气时长和应急气压刹车阀组件排气时长确定。气压刹车阀组件 的进、排气孔孔径决定了气压刹车系统的工作性能，气压刹车阀组件的进、排气孔孔径由气 压刹车阀组件的进排气孔孔径确定，故确定合理的阀体进气孔/排气孔孔径是实现该组合 阀的功能的重要环节。
[0005] 无人机用应急气压刹车阀组件是把气压电磁阀和气压减压阀集成到一个壳体内 构成无人机用应急气压刹车阀组件，这个阀组件构成应急气压刹车系统，这种组合可以减 轻相关部分的重量和空间，提高密封性、可靠性，实现安装方便，功能完全保持不变。
[0006] 在气源氮气压力一定的情况下，无人机用应急气压刹车阀组件进/排气孔孔径的 大小直接决定了进气时长和排气时长，也就决定了应急气压刹车系统的响应速度。
【发明内容】
[0007] 为克服现有技术中存在的由于组合阀中的进/排气孔孔径不合理影响了应急气 压刹车系统的响应速度的不足，本发明提出了一种无人机用应急气压刹车阀组件及进/排 气孔孔径设计方法。
[0008] 本发明提出的无人机用应急气压刹车阀组件包括气压电磁阀和气压减压阀和壳 体，通过壳体将气压电磁阀和气压减压阀集成。所述的壳体内有两个腔室，分别为气压电磁 阀的腔室和气压减压阀的腔室。在所述气压电磁阀的腔室和气压减压阀的腔室之间通过连 接孔连通，并使所述连接孔的一端与气压电磁阀的出气口连通，连接孔的另一端与气压减 压阀的进气口连通。所述连接孔的直径为Φ4. 5mm。
[0009] 在所述气压电磁阀的中部有均布9个Φ 2. 5mm气孔，该Φ 2. 5mm气孔的一端与气 压电磁阀的内腔连通，另一端为该气孔的出口端；所述出口端与大气连通，并且该Φ2.5_ 气孔与水平面之间的角度为30°。
[0010] 在所述气压减压阀壳体中部均布有9个Φ3· Omm气孔，各Φ3· Omm气孔的一端 与气压减压阀的内腔连通，另一端为该气孔的出口端；所述出口端与大气连通，并且该 Φ 3. Omm气孔与水平面之间的角度为0°。
[0011] 本发明提出的所述无人机用应急气压刹车阀组件中进/排气孔孔径的设计过程 是：
[0012] 步骤一，确定无人机用应急气压刹车阀组件最小壁厚δ :
[0013] 通过公式（1)确定无人机用应急气压刹车阀组件最小壁厚δ :
[0014] (1)
[0015] 公式（1)中：
[0016] P是壳体承受的最大压力，D是壳体承受最大压力处的内径，[6 ]是壳体的许用应 力。
[0017] 步骤二，确定无人机用应急气压刹车阀组件进气孔孔径D1:
[0018] 无人机用应急气压刹车阀组件电磁阀腔进气孔截面积Fn由公式（2)确定：
[0019]
(2)
[0020] 公式（2)中：
[0021] ?"是无人机用应急气压刹车阀组件的进气孔截面积；V。是刹车系统的容积，V。 =刹车装置容积V1+导管容积V2+无人机用应急气压刹车阀组件容积；ΡΤ是刹车阀进气 腔压力；R是气源氮气的气体常量；T是气源氮气的绝对温度；C是气源氮气特性系数；
,其中是声音在空气中传播速度P = ，g是重力加速度，η 是气源氮气的多变指数；a是气源氮气流量系数；τ是设计要求进气时长；Ρ。是无人机用应 急气压刹车阀组件进气压力。
[0022] 无人机用应急气压刹车阀组件进气孔孔径D1由公式（3)确定；
[0023]
(3)
[0024] 步骤三，确定无人机用应急气压刹车阀组件排气孔孔径D2:
[0025] 应急气压刹车阀组件排气孔截面积Fn2由公式（4)确定：
[0026]
Γ4；
[0027] 公式（4)中：
[0028] R是气源氮气气体常量；气源氮气特性系数
；PTmax是气压减压 阀最大刹车压力，取4MPa。PTmin是应急气压刹车阀组件减压阀最小刹车压力取0. 4MPa ;V 2是刹车系统容积=刹车装置容积V1+导管容积V2+无人机用应急气压刹车阀组件容积。τ 2 是排气时长。
[0029] 无人机用应急气压刹车阀组件排气孔孔径D2由公式（5)确定：
[0030]
(5)
[0031] D2= 2. 76mm
[0032] 为了满足工艺性要求，气压减压阀排气孔孔径D' 2取2. 9_，气压减压阀排气孔 孔径D' 2取2.9_，大于2. 76_，气压减压阀排气孔即即无人机用应急气压刹车阀组件排 气孔，所以无人机用应急气压刹车阀组件排气孔孔径满足设计要求。
[0033] 至此，完成了无人机用应急气压刹车阀组件与进/排气孔的设计。
[0034] 本发明涉及的无人机用应急气压刹车阀组件的气压减压阀与气压电磁阀结构参 考成熟的产品，本发明涉及的无人机用应急气压刹车阀组件是通过一个组合阀壳体，把气 压减压阀与气压电磁阀集成到一起构成无人机用应急气压刹车阀组件。把气压减压刹车 阀、气压电磁阀用一个通孔连接代替以前的管路和管接头连接，通过应急气压刹车阀组件 进、排气孔孔径的设计、对本发明涉及的无人机用应急气压刹车阀组件进、排气孔孔径进行 优化设计，提高可靠性，实现安装方便，减轻相关部分的重量和空间。
【附图说明】
[0035] 图1是现有技术中的应急刹车系统结构示意图；
[0036] 图2是应急刹车系统结构示意图；
[0037] 图3是壳体的结构示意图；
[0038] 图4是图3的俯视图；
[0039] 图5是图3的侧视图；
[0040] 图6是应急气压刹车阀组件的结构示意图；
[0041] 图7是图6的侧视图；
[0042] 图8是应急气压刹车阀组件的外形示意图；
[0043] 图9是图8的侦U视图。图中：
[0044] 1.主机轮；2.气压电磁阀；3.气压减压阀；4.无人机用应急气压刹车阀组件； 5.安装孔；6.壳体；7.无人机用应急气压刹车阀组件最小壁厚δ ;8. Φ 3气孔；9. Φ 2. 5气 孔；10.无人机用应急气压刹车阀组件进气孔；11.无人机用应急气压刹车阀组件排气孔； 12.连接孔。
【具体实施方式】
[0045] 本实施例所述的刹车阀组件包括气压电磁阀2、气压减压阀3和壳体6。所述的气 压电磁阀2和气压减压阀3均为现有技术，通过壳体6将气压电磁阀2和气压减压阀3集 成。
[0046] 所述的壳体6由铝合金模锻件加工而成，壳体6上加工有2个用于安装进气和刹 车接管嘴管接头的螺纹；在壳体6上加工有3个用于把本实施例与飞机固定的安装孔。所 述的壳体内有两个腔室，分别为气压电磁阀2的腔室和气压减压阀3的腔室。在所述气压 电磁阀2的腔室和气压减压阀3的腔室之间通过连接孔12连通，并使所述连接孔12的一 端与气压电磁阀2的出气口连通，连接孔12的另一端与气压减压阀3的进气口连通。所述 连接孔的直径为Φ 4. 5mm。
[0047] 在所述气压电磁阀的中部有均布9个Φ2. 5mm气孔9,该Φ2. 5mm气孔的一端与气 压电磁阀的内腔连通，另一端为该气孔的出口端；所述出口端与大气连通，并且该Φ2.5_ 气孔与水平面之间的角度为30°。当气压电磁阀关闭输入气源氮气时，气压电磁阀通过9 个Φ 2. 5mm气孔与外界大气连接使气压电磁阀内部压力迅速恢复到与外界大气压力一致。
[0048] 在所述气压减压阀壳体中部均布有9个Φ3. Omm气孔8,该Φ3. Omm气孔的一 端与气压减压阀的内腔连通，另一端为该气孔的出口端；所述出口端与大气连通，并且该 Φ3.0_气孔与水平面之间的角度为0°。所述Φ3.0_气孔用于当气压减压阀进气压力 关闭后，气压减压阀腔通过9个Φ3. Omm的孔与大气联通，使气压减压阀腔中的压力迅速恢 复到与外界大气压力一致。
[0049] 本实例是某无人机用应急气压刹车阀组件进气孔孔径和排气孔孔径的设计：
[0050] 无人机用应急气压刹车阀组件进气孔是气压电磁阀的进气孔；排气孔是气压减压 阀的排气孔。
[0051] 对无人机应急刹车系统设计要求如下：1.工作介质：高纯氮气；2.气源压力：常 温条件下是21_^ MPa; 3.刹车压力：4MPa;4.负载容积为0.5L，所述的负载容积为管路与 机轮气缸座容积；5.应急气压刹车阀组件进气时长小于或等于2s ;6.应急气压刹车阀组件 排气时长小于或等于2. 5s。
[0052] 无人机用应急气压刹车阀组件进气孔孔径、排气孔孔径的大小是刹车系统对刹车 阀快速性设计的要求，进气孔孔径与排气孔孔径越大，进气和排气的速度越大，无人机用应 急气压刹车阀组件反应越快。但是如果进气孔径孔与排气孔孔径太大，增 加了系统对管路 和其他附件性能的要求，并且增加了刹车系统的重量。所以根据刹车系统对无人机用应急 气压刹车阀组件进、排气时长的要求确定进、排气孔孔径的大小。
[0053] 进气时长是指在规定的管路和负载条件下，刹车压力由OMPa升至额定刹车压力 90%的时长，对无人机用应急气压刹车阀组件进气时长的要求是小于或等于2s ;排气时长 是指在规定的管路和负载条件下，刹车压力由额定刹车压力降至额定刹车压力10%的时 长，对无人机用应急气压刹车阀组件排气时长的要求是小于或等于2. 5s。无人机用应急气 压刹车阀组件进、排气时长主要与电磁阀腔进气、排气孔孔径大小、刹车装置和管路容积有 关。
[0054] 本实施例的具体过程是：
[0055] 步骤一，确定无人机用应急气压刹车阀组件最小壁厚δ :
[0056] 通过公式（1)确定无人机用应急气压刹车阀组件最小壁厚δ :
[0057] (1)
[0058] 公式（1)中：
[0059] P是壳体承受的最大压力，D是壳体承受最大压力处的内径，[6 ]是壳体的许用应 力。
[0060] 本实施例中，壳体承受的最大压力P = 52. 5MPa，壳体承受最大压力处的内径D = 35mm，壳体的许用应力[6 ]为345N/mm2。
[0061] 由于无人机用应急气压刹车阀组件壳体设计的最小壁厚为3. 75mm，壳体承受最大 压力处的内径为35mm〇
[0062] 由公式⑴得
[0063] P1 > P
[0064] P1是无人机用应急气压刹车阀组件能承受的压力。
[0065] 无人机用应急气压刹车阀组件最小壁厚δ所能承受的压力为73. 9MPa，大于破坏 压力52.5MPa，而无人机用应急气压刹车阀组件工作的最大压力为2ll5 MPa，所以无人机 用应急气压刹车阀组件最小壁厚δ =3. 75mm时满足使用要求。
[0066] 步骤二，确定气压电磁阀进气孔孔径D1:
[0067] 气压电磁阀进气孔孔SD1的大小主要与无人机用应急气压刹车阀组件进气时长、 刹车装置和管路容积有关，气压电磁阀进气孔截面积Fn由公式（2)确定：
[0068]
12)
[0069] 公式⑵中：
[0070] V。是刹车系统的容积；V。=刹车装置容积+导管容积+无人机用应急气压刹车阀 组件容积，本实施例中，V。= 0. 5L。
[0071] Pt是刹车阀进气腔压力，常温输入压力21-【5 MPa。R是气源的气体常量，所述的 气源为氮气，取29. 27cm/°C ;T是气源绝对温度，所述的气源为氮气，取273°C。
[0072] C是气源的特性系数，所述的气源为氮气；
其中：β是 声音在空气中的传播速度，
g是重力加速度，取9.8m/s2;n是气源的多 变指数，所述的气源为氮气，在进气孔不产生明显热交换时，取1.4。本实施例中，
[0073] 气源的氮气特性系数：
[0074] a气源流量系数，所述的气源为氮气，为0.4~0.6,其中长度大的系统，取小值；P。 是无人机用应急气压刹车阀组件进气压力，为21MPa，由飞机的氮气气源确定；?"是气压电 磁阀进气孔截面积；τ是设计要求进气时长，按设计要求取2s。
[0075] 由公式⑵得：
[0076]
[0077] 气压电磁阀进气孔孔径D1由公式（3)确定；
[0078]
(3)
[0079] D1= 2. 04mm
[0080] 确定气压电磁阀进气孔孔径D1S 2. 04mm。
[0081] 为了满足工艺性要求，气压电磁阀进气孔孔径D' ^2. 1mm，大于通过公式（3)气 压电磁阀的进气孔孔SD1，故气压电磁阀的进气孔孔径D' 1取2. 1_，满足设计要求，即无 人机用应急气压刹车阀组件进气孔孔径为2. Imm时满足设计要求。
[0082] 步骤三，确定气压减压阀的排气孔孔径D2:
[0083] 气压减压阀排气孔截面积Fn2由公式（4)确定：
[0084]
⑷
[0085] 公式（4)中：
[0086] R是气源的气体常量，所述的气源为氮气，取29. 27cm/°C。T是气源绝对温度，所述 的气源为氮气，取273°C。C是气源的特性系数，所述的气源为氮气；
其中：β是声音在空气中传播速度，
：g是重力加速度，取9.8m/s2;n是气源 的多变指数，所述的气源为氮气，在进气孔不产生明显热交换时，取1.4。本实施例中，
[0087] 气源的氮气特性系数
[0088] a是气源流量系数，所述的气源为氮气，取值范围为0. 4~0. 6。PTmax是气压减压 阀最大刹车压力，取4MPa。PTmin是气压减压阀最小刹车压力，取0. 4MPa。V 2是刹车系统容 积=刹车装置容积+导管容积+无人机用应急气压刹车阀组件容积，取0.5L。τ2是排气 时长，系统排气时长不大于2. 5s。
[0089]
[0090] 气压减压阀排气孔孔径D2由公式（5)确定：
[0091]
(5)
[0092] D2= 2. 76mm
[0093] 确定气压减压阀排气孔孔径仏为2. 76_，为了满足工艺性要求，气压减压阀排气 孔孔径D' 2取2. 9mm，大于2. 76mm，气压减压阀排气孔孔径满足设计要求，即无人机用应急 气压刹车阀组件排气孔孔径为2. 9mm时满足设计要求。
[0094] 通过以上三步确定了无人机用应急气压刹车阀组件最小壁厚为3. 75mm，无人机 用应急气压刹车阀组件进气孔孔径取2. 1_，无人机用应急气压刹车阀组件排气孔孔径取 2. 9mm〇
[0095] 至此，本实施例完成了无人机用应急气压刹车阀组件与进、排气孔的设计。
【主权项】
1. 一种无人机用应急气压刹车阀组件，其特征在于，包括气压电磁阀和气压减压阀和 壳体，通过壳体将气压电磁阀和气压减压阀集成；所述的壳体内有两个腔室，分别为气压电 磁阀的腔室和气压减压阀的腔室；在所述气压电磁阀的腔室和气压减压阀的腔室之间通过 连接孔连通，并使所述连接孔的一端与气压电磁阀的出气口连通，连接孔的另一端与气压 减压阀的进气口连通；所述连接孔的直径为Φ4. 5_。2. 如权利要求1所述无人机用应急气压刹车阀组件，其特征在于，在所述气压电磁阀 的中部有均布9个Φ2.5_气孔，该Φ2.5_气孔的一端与气压电磁阀的内腔连通，另一端 为该气孔的出口端；所述出口端与大气连通，并且该Φ2. 5mm气孔与水平面之间的角度为 30。。3. 如权利要求1所述无人机用应急气压刹车阀组件，其特征在于，在所述气压减压阀 壳体中部均布有9个Φ3. Omm气孔，各Φ3. Omm气孔的一端与气压减压阀的内腔连通，另一 端为该气孔的出口端；所述出口端与大气连通，并且该Φ3. Omm气孔与水平面之间的角度 为0。。4. 如权利要求1所述无人机用应急气压刹车阀组件中进/排气孔孔径的设计方法，其 特征在于，具体过程是： 步骤一，确定无人机用应急气压刹车阀组件最小壁厚S : 通过公式（1)确定无人机用应急气压刹车阀组件最小壁厚S :(1) 公式⑴中： P是壳体承受的最大压力，D是壳体承受最大压力处的内径，[6 ]是壳体的许用应力； 步骤二，确定无人机用应急气压刹车阀组件进气孔孔径D1: 无人机用应急气压刹车阀组件电磁阀腔进气孔截面积Fn由公式（2)确定：(2) 公式⑵中： ?"是无人机用应急气压刹车阀组件的进气孔截面积；V。是刹车系统的容积，V。= 刹车装置容积V1+导管容积V2+无人机用应急气压刹车阀组件容积；PT是刹车阀进气 腔压力；R是气源氮气的气体常量；T是气源氮气的绝对温度；C是气源氮气特性系数；，其中：β是声音在空气中传播速度，g是重力加速度，η 是气源氮气的多变指数；a是气源氮气流量系数；τ是设计要求进气时长；Ρ。是无人机用应 急气压刹车阀组件进气压力； 无人机用应急气压刹车阀组件进气孔孔径D1由公式（3)确定；(3) 步骤三，确定无人机用应急气压刹车阀组件排气孔孔径D2: 应急气压刹车阀组件排气孔截面积Fn2由公式（4)确定：(4J 公式⑷中： R是气源氮气气体常量；气源氮气特性系数；PTmax是气压减压阀最 大刹车压力，取4MPa ;PTmin是应急气压刹车阀组件减压阀最小刹车压力取0. 4MPa ;V2是刹车 系统容积=刹车装置容积V1+导管容积V2+无人机用应急气压刹车阀组件容积；τ 2是排气 时长； 无人机用应急气压刹车阀组件排气孔孔径D2由公式（5)确定：(5) D2= 2. 76mm 为了满足工艺性要求，气压减压阀排气孔孔径D' 2取2. 9mm，气压减压阀排气孔孔径 D' 2取2. 9_，大于2. 76_，气压减压阀排气孔即即无人机用应急气压刹车阀组件排气孔， 所以无人机用应急气压刹车阀组件排气孔孔径满足设计要求； 至此，完成了无人机用应急气压刹车阀组件与进/排气孔的设计。
【专利摘要】一种无人机用应急气压刹车阀组件进/排气孔孔径的设计方法，通过合理确定无人机用应急气压刹车阀组件最小壁厚δ、进气孔孔径r1、进气孔截面积Fn1和刹车阀组件排气孔孔径r3，对无人机用应急气压刹车阀组件的进/排气孔孔径进行优化设计，提高可靠性，减轻相关部分的重量和占用空间，实现了安装方便的目的。
【IPC分类】B60T15/02
【公开号】CN104890659
【申请号】CN201510152623
【发明人】刘忠平, 韩亚国, 赵燕明, 王衡
【申请人】西安航空制动科技有限公司
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年4月1日
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