CN111337703A - 一种飞机刹车系统用光电速度传感器 - Google Patents

Abstract

一种飞机刹车系统用光电速度传感器，转轴一端固定在壳体敞口端内；编码盘套装在转轴内端的圆周上，并使该编码盘嵌入光电开关发射端与接收端之间的2.5mm间隙中。光电开关对称的固定在前端座上。电路板组件位于壳体内，以固定该电路板组件。引线的两端分别与电路板组件和电连接器的插针孔连接。拨叉位于壳体敞口端外并固定在转轴的端头上。本发明是一种收发一体式、抗冲击、高精度光电速度传感器，能够在飞机着陆过程中输出与机轮速度成正比的、稳定的、分辨率较高的方波信号，具有产品体积小、重量轻，抗振动、冲击能力强，工作可靠性高，分辨率高、检测精度高的特点，产品装机方便。

Description

一种飞机刹车系统用光电速度传感器

技术领域

本发明涉及飞机防滑刹车系统领域，具体是一种飞机刹车系统用光电速度传感器。

背景技术

机轮速度传感器安装于飞机轮轴内，用于测量飞机着陆过程中的机轮转速，防止机轮抱死，是飞机安全着陆的重要组成部分。机轮速度传感器拨叉与被测轮轴连接，被测轮轴带动机轮速度传感器拨叉、转轴旋转，利用电磁效应、光电效应等，输出与机轮速度成正比的电压信号，从而实现机轮转速检测。

现有的机轮速度传感器多为永磁式、励磁式结构，其体积大、重量大，不利于飞机轻量化设计。光电速度传感器体积小、重量轻，可广泛运用于无人机等小型机种，可减少飞机油耗、降低排放。

公告号为CN102426263B的发明专利中公开了一种机车车辆光电转速传感器。该发明检测的机车轮速较小，而飞机着陆过程中最高轮速可达3000r/min，该发明中光电元件无法满足飞机刹车使用要求。光电速度传感器轮速检测范围和检测精度取决于所选用光电元件的响应频率，因此选用高响应频率的光电元件成为提高飞机光电速度传感器检测精度的关键。

公告号为CN202583233U的实用新型专利中提出了一种微型轮速传感器。该实用新型采用光电信号检测机轮转速，其核心组件为一组发光板和收光板，这种结构在实际加工、应用中存在两个缺点：

(1)传感器的发光元件与光敏元件径向安装位置度要求过高。其发光元件与光敏元件之间存在较高的对正关系要求，些许偏差则会导致传感器输出不稳定，因此该结构要求较高的加工工艺以及装配工艺。其次该结构在飞机着陆瞬间较大的冲击下容易因收、发元件震荡无规律而无法使光敏元件持续接收光信号，从而导致测速输出不稳定；

(2)传感器测速精度较低。无论是红外发光管还是激光器，光在传播过程中均会发散，在毫米量级的短距离发射过程中光斑直径可达到2mm以上，为保证发出的光线仅通过编码盘上的唯一孔隙，保证传感器在编码盘转动过程中持续输出“1”和“0”，其编码盘孔隙宽度应大于1mm。对于直径Ф40的小型化传感器，编码盘孔隙数量最多可达到40个，即机轮旋转一周传感器的精度最多可达到40Hz/r，而国内直径Ф40的传统电磁式速度传感器目前最高精度可达到100Hz/r，因此CN202583233U中传感器实际检测精度远低于传统电磁式速度传感器。

发明内容

为克服光电速度传感器输出不稳定、检测精度低的问题，本发明提出了一种飞机刹车系统用光电速度传感器

本发明包括拨叉、转轴、前端座、壳体、电路板组件、编码盘、两个光电开关、引线、电连接器和轴承。其中：所述转轴的一端固定在所述壳体敞口端内；所述编码盘套装在该转轴内端的圆周表面上，并使该编码盘嵌入光电开关发射端与接收端之间的2.5mm间隙中。所述光电开关位于该壳体内，对称的固定在所述前端座上。所述前端座位于该壳体内的敞口端，并通过轴承安装在所述转轴上。电路板组件位于所述壳体内，套装在该转轴上，并使该电路板组件的外缘处卡装在位于所述前端座内圆周表面的电路板组件卡槽内，以固定该电路板组件。引线的一端与所述电路板组件的接线孔连接，另一端与电连接器的插针孔连接。所述电连接器的导线连接端穿过位于所述壳体封闭端端板中心孔装入所述壳体内。拨叉位于所述壳体敞口端外并固定在所述转轴的端头上。

所述编码盘两个表面分别与光电开关两侧通光孔壁之间有1mm间隙。

在所述转轴上套装有螺母，以限制所述编码盘的轴向位置；在该编码盘与所述转轴之间有固定销。

所述光电开关中一端为光电开关发射端，另一端为光电开关接收端。光电开关发射端矩形壳体内封装一个发光二级管用于光线发射，接收端矩形壳体内封装一个光敏三极管用于光线接收，在所述光电开关接收端与光电开关发射端内表面分别有用于实现光线的通过、对正和接收的通光孔，该通光孔尺寸与编码盘上100个孔隙的尺寸相同。

所述通光孔的孔径均为0.3mm；通过发射端的通光孔减小初始光斑直径，以防止光线同时通过编码盘上的多个孔隙；通过接收端的通光孔以保证光敏元件只接收编码盘上正对光电开关接收端通光孔的光信号。

所述前端座的大外径端为与飞机轮轴联接端，小外径端为与壳体联接端。在该大外径端的端面上有用于安装所述光电速度传感器随机备件的键槽。在该小外径端的端面对称的分布有一对用于固定电路板组件和用于固定光电开关的安装凸台。

本发明提出了一种收发一体式、抗冲击、高精度光电速度传感器，能够在飞机着陆过程中输出与机轮速度成正比的、稳定的、分辨率较高的方波信号。

所述光电开光是一种集光线发射与接收为一体的光电模块。所述光电开关脉冲上升时间/下降时间tr/tf为5μs，即其响应时间为5μs，响应频率为200kHz。飞机着陆过程中最高轮速可达3000r/min，经计算，对于编码盘100Hz/r的光电速度传感器，其所需的最大响应频率f＝5kHz。所述光电开关响应频率200kHz远大于光电速度传感器所需最大响应频率5kHz，符合飞机刹车系统对轮速传感器的需求。

所述光电开关采用发射、接收金属玻璃全密封对管式结构，即发光元件与接收元件封装在同一个壳体内，具有较高的对正关系。所述光电开关避免了壳体、前端座、转轴等零件机械加工公差对发光、收光端位置精度的影响，同时避免了光电速度传感器装配过程中装配公差对发光、收光端位置精度的影响，大大降低了光电速度传感器零件加工以及装配工艺的难度。光电开关一体式封装结构对发光元件、光敏元件起到了较好的支撑和保护作用，可避免元件管脚与印制板焊接不牢固易震荡的问题，可避免飞机着陆过程中发光元件、光敏元件震荡无规律而使收光端无法持续接收光信号导致测速失效的现象，可大大降低光电速度传感器故障率。

所述光电开关上设计两个Ф2.2通孔，用两个M2的螺钉将光电开关通过这两个Ф2.2通孔安装在前端座上。所述光电开关光线发射端和光线接收端均设置宽0.3mm、长2mm的通光孔。所述编码盘安装在转轴上，轴向位于光电开关发射端和接收端中间，编码盘上设置100个0.3mm×2mm的孔隙。光在传播过程中会发散，发射端宽0.3mm通光孔可减小初始光斑直径防止光线通过编码盘上的多个孔隙，接收端宽0.3mm通光孔可保证光敏元件只接收编码盘上正对光电开关接收端通光孔的光信号。若光电开关两通光孔水平线上对应编码盘孔隙，则接收端输出“1”；若光电开关两通光孔水平线上对应编码盘实心，则接收端输出“0”。不论发射端光线通过编码盘上的几个孔隙，光电开关接收端宽0.3mm的通光孔均可保证光敏三极管只接收正对其通光孔的光线，可解决光线发散所造成的光电速度传感器分辨率无法提高的问题。所述光电开关发射端与接收端之间有2.5mm间隙，编码盘安装后位于该间隙之间。

结合飞机轮速检测需求，本发明光电速度传感器采用双余度设计，即安装两个光电开关，可有效避免由于光电元件故障导致的测速失效。

本发明光电速度传感器前后两端均采取防尘措施：传感器前端有垫圈、轴承等零件进行防护，后端装配电连接器时增加密封垫板提高产品的密封性。

采用上述技术方案的飞机刹车系统用光电速度传感器具有以下有益效果：产品体积小、重量轻，外形尺寸为Ф40×101mm,重量约270g；产品采用收发一体式结构，抗振动、冲击能力强，在经受峰值加速度20g、持续时间11ms的后峰锯齿波冲击后，产品可正常工作；产品采用光电开关双余度设计，一个光电开关失效，另一个可继续工作，不影响机轮速度检测，工作可靠性高，可大大减小飞机着陆过程中测速失效的情况；产品编码盘孔隙数量为100个，分辨率高、检测精度高，对于直径Ф40的小型化光电速度传感器，检测精度可达到100Hz/r；光电开关全密封对管式结构使零件机加精度要求降低、装配工艺简化、产品装机方便。

附图说明

图1是光电速度传感器结构示意图；

图2是光电速度传感器电路原理图；

图3是光电开关结构示意图；

图4是光电开关安装位置示意图；

图5是前端座的结构示意图；

图6是前端座的剖示图；

图7是前端座的左视图；

图8是前端座的右视图；

图9是拨叉的结构示意图。

图中：1.拨叉；2.转轴；3.键；4.前端座；5.壳体；6.电路板组件；7.编码盘；8.光电开关；9.引线；10.电连接器；11.密封垫板；12.螺母；13.固定销；14.轴承；15.垫圈；16.锁紧螺母；17.光电开关发射端；18.光电开关接收端；19.通光孔；20光电开关安装通孔；21.前端座光电开关安装螺钉孔；22.前端座壳体安装螺钉孔；23.前端座电路板组件安装螺钉孔；24.键槽；25.冲点凹槽；26.拨叉键槽。

具体实施方式

本实施例是一种飞机刹车系统用光电速度传感器，安装在飞机机轮轮轴内。

本实施例包括拨叉1、转轴2、键3、前端座4、壳体5、电路板组件6、编码盘7、光电开关8、引线9、电连接器10、密封垫板11、螺母12、固定销13、轴承14、垫圈15和锁紧螺母16。

所述转轴2的一端从所述壳体5的敞口端装入该壳体5内，转轴外端设计M6螺纹，内端设计M4螺纹。所述编码盘7位于所述壳体内，并套装在该转轴内端的圆周表面上。所述光电开关8位于该壳体内，所述光电速度传感器中共设置两个光电开关，所述两个光电开关上各设计两个Ф2.2安装通孔；所述前端座小径端凸台上设计4个M2前端座光电开关安装螺钉孔21，用四个M2的螺钉将光电开关通过其Ф2.2通孔对称、平行地安装在前端座上。所述编码盘嵌入两个光电开关8发射端与接收端之间的2.5mm间隙中，编码盘厚度0.5mm，编码盘7的表面与光电开关8的两侧通光孔壁之间各有1mm间隙；在该转轴内端套装有固定销13和螺纹尺寸为M4的螺母12，螺母12用以固紧该编码盘使其轴向位置固定，固定销13通过过盈配合的方式安装在转轴内端的凹槽中和编码盘内圈的凹槽中用以实现编码盘相对于转轴的径向固定。

所述前端座4位于该壳体内的敞口端，并通过轴承安装在所述转轴上。电路板组件6位于所述壳体内，套装在该转轴上，并使该电路板组件的外缘处卡装在位于所述前端座内圆周表面的电路板组件卡槽内，以固定该电路板组件。引线9的一端与所述电路板组件的接线孔连接，另一端与电连接器10的插针孔连接。

所述电连接器10采用现有技术。该电连接器的导线连接端穿过位于所述壳体封闭端端板中心孔装入所述壳体5内。

拨叉1位于所述壳体5敞口端外，通过键3固定在所述转轴的端头上。锁紧螺母16位于所述拨叉中心孔内的外端，通过螺纹套装在该转轴2的外圆周表面；该锁紧螺母的内端面与拨叉中心孔内的定位台阶的端面贴合。该拨叉1上分别有四个冲点凹槽25，当装配调试完成后采用冲点将锁紧螺母16与拨叉1上的四个冲点凹槽锁紧。

所述光电开关8为矩形块状。该矩形块的一端为光电开关发射端17，另一端为光电开关接收端18。光电开关发射端矩形壳体内封装一个发光二级管用于光线发射，接收端矩形壳体内封装一个光敏三极管用于光线接收，在所述光电开关接收端与光电开关发射端内表面各设计一个尺寸为2mm×0.3mm的通光孔19，该通光孔尺寸与编码盘上100个孔隙的尺寸相同。通光孔用于实现光线的通过、对正和接收，此外由于光在传播过程中会发散，发射端0.3mm通光孔可减小初始光斑直径防止光线同时通过编码盘上的多个孔隙，接收端0.3mm通光孔可保证光敏元件只接收编码盘上正对光电开关接收端通光孔的光信号。。在所述光电开关发射端17两侧表面分别有凸块；该凸块上有用于安装光电开关的螺钉孔21。

所述前端座4为中空回转体。该前端座的外圆周表面为阶梯状，其中的大外径端为与飞机轮轴联接端，小外径端为与壳体联接端。在该大外径端的端面上设计一个宽4mm的键槽24，光电速度传感器装机时将宽4mm的随机备件通过过盈配合方式安装到前端座的键槽和飞机轮轴的键槽内，实现光电速度传感器与飞机轮轴的固定。。在所述小外径端的端面对称的分布有一对用于固定电路板组件6和用于固定光电开关8的凸台；该凸台的端面为与光电开关外形相配合的阶梯状，在凸台上分别有前端座光电开关安装螺钉孔21和前端座电路板组件安装螺钉孔23。在所述小外径端的外圆周表面均布三个前端座壳体安装螺钉孔22，所述壳体5的圆周上均布连接前端座的通孔。两个轴承14以过盈配合的方式安装在该前端座的内孔中；所采用的双轴承结构能够防止转轴抖动，保证编码盘的平稳旋转。

本实施例采用光电转换原理，检测目标旋转速度的机械电子装置。本实施例中，光电速度传感器的电路采用现有技术，光电速度传感器电路中设有电源指示灯、光电开关、编码盘、施密特触发器、输出指示灯、电阻和电容，所述电子元器件均安装在电路板组件6上，电路板组件6上的线通过引线9与电连接器10连接。

所述前端座4的中心设计一个Ф19孔和两个Ф22孔，端面设计6个M2螺钉孔。将两个轴承14安装到前端座Ф22孔中，用两个M2螺钉将电路板组件6固定在前端座4上。本实施例双轴承结构可保证编码盘平稳旋转。

所述转轴2的一端上设计宽2mm的键槽和M4螺纹，所述编码盘7中心设计Ф7通孔和宽2mm的键槽。将固定销13安装到编码盘7的键槽与转轴2的键槽中实现编码盘7的径向固定，将螺母12的M4螺纹与转轴2的M4螺纹拧紧实现编码盘7的轴向固定。将转轴2的另一端穿过两个轴承14，实现转轴2与前端座4的径向固定。用四个M2螺钉将两个光电开关8固定在前端座4上，编码盘7位于光电开关发射端17与光电开关接收端18之间。

所述壳体5的圆周上均布3个安装通孔，端面设计四个M3通孔，所述前端座4圆周上均布三个M3的螺钉孔，所述密封垫板11上设计四个Ф3.5通孔。用三个90°沉头螺钉固定壳体5和前端座4，用四个M3螺钉将密封垫板11和电连接器10固定在壳体5上。所述密封垫板11采用聚四氟乙烯材料，位于壳体5和电连接器10之间，可提高光电速度传感器的密封性和防尘能力。

所述拨叉1上设计宽2mm的键槽和四个半径为2mm的冲点凹槽，所述转轴2的另一端上设计宽2mm的键槽和M6螺纹，所述锁紧螺母16的中心孔设计M6螺纹。将键3安装到拨叉1的键槽与转轴2的键槽中实现拨叉1与转轴2的径向固定；将垫圈15安装在转轴2上，位于拨叉1和轴承14之间；将转轴2的M6螺纹与锁紧螺母16的M6螺纹拧紧实现拨叉1、转轴2、垫圈15和轴承14的轴向固定，本实施例装配完成后用专用冲点工装将锁紧螺母16和拨叉1上的四个冲点凹槽锁紧。

所述前端座4圆周上设计一个宽4mm的键槽，将宽4mm键安装到前端座4的键槽和飞机轮轴的键槽内实现光电速度传感器与飞机轮轴固定，

在测量机轮转速时，机轮旋转带动传感器拨叉1、转轴2和编码盘7旋转，外部10V直流电压进入光电开关8，光电开关发射端17中发光二极管发出红外光线，编码盘7转动过程中，发光元件的光线不断通过其上的各条孔隙，在光线接收端形成明暗交替变化的光线，光电开关接收端18中光敏三极管在接收光线并感知其明暗变化后，即输出交变的电流信号，该信号经施密特触发器转变为方波信号再经电连接器10输出至控制盒。控制盒通过一段时间内的计数和计算，即可获得机轮的转速状态。

为验证本发明结果，将所述光电速度传感器的电连接器1针与电源10V DC连通，将光电速度传感器的电连接器2针与电源GND连接。将光电速度传感器的电连接器输出信号A接线端口3针与示波器通道1探头正端连通，将光电速度传感器的电连接器输出信号B接线端口4针与示波器通道2探头正端连通。将光电速度传感器的电连接器2针与示波器通道1、通道2的探头地线连通。示波器显示通道1的电压即为A路幅值V_P-P，示波器显示通道2的电压即为B路幅值V_P-P。示波器通道1、通道2显示的频率即为光电速度传感器A路、B路的频率。

对本发明转速为50r/min、500r/min、1000r/min、2000r/min和3000r/min时输出的两路方波信号的频率和幅值V_P-P分别进行检测，检测结果见表1。

表1转速频率对应关系

Claims (6)

1.一种飞机刹车系统用光电速度传感器，其特征在于，包括拨叉、转轴、前端座、壳体、电路板组件、编码盘、两个光电开关、引线、电连接器和轴承；其中：所述转轴的一端固定在所述壳体敞口端内；所述编码盘套装在该转轴内端的圆周表面上，并使该编码盘嵌入光电开关发射端与接收端之间的2.5mm间隙中；所述光电开关位于该壳体内，对称的固定在所述前端座上；所述前端座位于该壳体内的敞口端，并通过轴承安装在所述转轴上；电路板组件位于所述壳体内，套装在该转轴上，并使该电路板组件的外缘处卡装在位于所述前端座内圆周表面的电路板组件卡槽内，以固定该电路板组件；引线的一端与所述电路板组件的接线孔连接，另一端与电连接器的插针孔连接；所述电连接器的导线连接端穿过位于所述壳体封闭端端板中心孔装入所述壳体内；拨叉位于所述壳体敞口端外并固定在所述转轴的端头上。

2.如权利要求1所述飞机刹车系统用光电速度传感器，其特征在于，所述编码盘两个表面分别与光电开关两侧通光孔壁之间有1mm间隙。

3.如权利要求1所述飞机刹车系统用光电速度传感器，其特征在于，在所述转轴上套装有螺母，以限制所述编码盘的轴向位置；在该编码盘与所述转轴之间有固定销。

4.如权利要求1所述飞机刹车系统用光电速度传感器，其特征在于，所述光电开关中一端为光电开关发射端，另一端为光电开关接收端；光电开关发射端矩形壳体内封装一个发光二级管用于光线发射，接收端矩形壳体内封装一个光敏三极管用于光线接收，在所述光电开关接收端与光电开关发射端内表面分别有用于实现光线的通过、对正和接收的通光孔，该通光孔尺寸与编码盘上100个孔隙的尺寸相同。

5.如权利要求4所述飞机刹车系统用光电速度传感器，其特征在于，所述通光孔的孔径均为0.3mm；通过发射端的通光孔减小初始光斑直径，以防止光线同时通过编码盘上的多个孔隙；通过接收端的通光孔以保证光敏元件只接收编码盘上正对光电开关接收端通光孔的光信号。

6.如权利要求1所述飞机刹车系统用光电速度传感器，其特征在于，所述前端座的大外径端为与飞机轮轴联接端，小外径端为与壳体联接端；在该大外径端的端面上有用于安装所述光电速度传感器随机备件的键槽；在该小外径端的端面对称的分布有一对用于固定电路板组件和用于固定光电开关的安装凸台。

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