某型飞机刹车系统原理及故障分析
飞机防滞刹车的工作原理
飞机防滞刹车的工作原理
飞机防滞刹车是一种通过控制刹车系统，使飞机在起飞和着陆过程中避免轮胎打滑的技术。它的工作原理基于下面的几个步骤：
1. 传感器检测： 飞机防滞刹车系统会通过传感器实时监测飞机进入到防滞刹车模式所需的参数。这些传感器可以测量飞机的轮速、轮胎的旋转速度、刹车施加的力以及其他相关参数。
2. 数据处理： 当传感器检测到飞机进入防滞刹车模式所需的条件时，收集到的数据将被传送到防滞刹车系统的控制单元中进行处理。控制单元会根据这些数据计算出正确的刹车压力和力度，以防止轮胎打滑。
3. 刹车施加： 控制单元将根据计算出的刹车压力和力度指令，通过系统中的液压装置，将相应的刹车力施加到飞机的轮胎上。这样可以确保飞机的刹车操作适应当前的运动状态，从而避免轮胎打滑。
4. 动态反馈： 防滞刹车系统会不断地监测刹车效果，并根据实时的轮胎旋转速度和飞机的运动状态进行反馈调整。如果系统检测到轮胎即将打滑，会立即调整刹车力度，以重新获得对轮胎的控制。
通过以上防滞刹车系统的工作原理，飞机能够更好地控制刹车过程，确保飞机在起飞和着陆时的安全性能。这种技术不仅提高了飞机的操纵稳定性，还有助于延长轮胎的使用寿命，减少维修和更换的频率。
A320系列飞机襟缝翼翼尖刹车故障分析
A320系列飞机襟缝翼翼尖刹车故障分析
以A320系列飞机襟缝翼翼尖刹车为研究对象。分析襟缝翼系统的控制原理及故障模式下的工作情况，并依此提供了排故的方法。通过两起典型故障的排除，梳理了翼尖刹车故障原因的可能性，并就其中极为复杂的线路故障，提供了借鉴及可行的排故建议。在保证飞行安全、航班正点和提高维修效率、降低维修成本等方面具有重要意义。
标签：襟缝翼；翼尖；刹车；线路故障
doi：10.19311/ki.1672-3198.2016.23.117
1 背景介绍
案例一：
2013年9月28日，A321某飞机航前ECAM出现F/CTL SLAT TIP BRK
FAULT警告，测试有SLT RH WTB BLU SOLENOID 36CV OR WIRING TO SLT 1故障信息。
处理措施：经过量线后发现右侧机翼后部，3#扰流板下方一根线路出现断丝，接触不良，修复导线后正常。
案例二：
2014年6月28日，A319某飞机航前出现：F/CTL SLAT TIP BRK FAULT警告及SLT RH WTB BLU SOLENOID 36 CV OR WIRING TO SLT 1故障信息。
处理措施：测量36CVA/A插钉线路有时对地绝缘值只有300千欧，小于标准100兆欧，检查发现3#挠流板下方2781-4510导线及其它2根导线与导管相磨表皮破损并相互串线，修复导线后，故障彻底排除。
2 襟缝翼系统工作原理
2.1 部件介绍
2.1.1 缝翼襟翼控制计算机（SFCC）
襟缝翼系统由两部SFCC控制和监控，每部SFCC包含一个襟翼通道和一个缝翼通道，每个通道包含两个信道和一个输出模块。信道进行数据的处理；输出模块收集和分析从两个通道来的数据，输出数据到相应的活门块。
2.1.2 襟缝翼手柄
移动襟缝翼手柄会旋转其下方的指令感应组件（CSU）的输入轴，CSU将此机械信号转化为电信号发送至SFCC。
某型飞机刹车系统优化问题仿真分析
第３１卷第１期 计算机仿真 ２０１４年１月
文章编号：１００６—９３４８（２０１４）０１—００５３—０５
某型飞机 刹车系 统优化问题仿真分析
张颖，袁朝辉，陈俊硕
（西北工业大学，陕西西安７１０１２９）
摘要：为了解决某型飞机刹车系统管路出现强烈振动的问题，对整体系统进行性能优化分析。建模过程中针对系统表现出 的对管路参数敏感的特性，采用一维非恒定流动方程建立管路模型，并采用特征线法给出管路的数值解，更真实仿真管路的 瞬态特性，仿真结果和试验结果基本一致。通过分析回油管路及刹车管路的长度、回油背压对系统稳定性能的影响，提出了 通过改变管路特性及回油背压来改善系统稳定性能的方法；通过分析刹车伺服阀的结构特点，提出在管路及回油背压条件 限制的情况下通过改变伺服阀的结构，降低系统对管路特性及回油压力的敏感度来改善系统稳定性能。仿真分析证实了两
种方法的有效性，为刹车系统的优化提供了依据。 关键词：管路振动；瞬态管路模型；伺服阀结构；管路特性；回油背压
中图分类号：ＴＨ１３７．９ 文献标识码：Ｂ
Ａｎａｌｙｓｉｓ ａｎｄ Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｆｏｒ Ｖｉｂｒａｔｉｏｎ ｏｆ Ａｉｒｃｒａｆｔ Ｂｒａｋｅ Ｓｙｓｔｅｍ
ＺＨＡＮＧ Ｙｉｎｇ，ＹＵＡＮ Ｚｈａｏ－ｈｕｉ，Ｃｈｅｎ Ｊｕｎ—ｓｈｕｎ
（Ｎｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎ Ｐｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃａｌ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｘｉ’ａｎ Ｓｈａｎｘｉ ７１０１２９，Ｃｈｉｎａ）
ＡＢＳＴＲＡＣＴ：Ｉｎ ｏｒｄｅｒ ｔｏ ｓｏｌｖｅ ｔｈｅ ｖｉｂｒａｔｉｏｎ ｐｒｏｂｌｅｍ ｏｆ ａ ｃｅｒｔａｉｎ ａｉｒｃｒａｆｔ ｂｒａｋｅ ｓｙｓｔｅｍ ａｐｐｅａｒｓ ｉｎ ｇｒｏｕｎｄ ｔｅｓｔ，ｗｅ
ｍｏｄｅｌｅｄ ｔｈｅ ｓｅｒｖｏ－ｖａｌｖｅ，ｐｉｐｅｌｉｎｅｓ ａｎｄ ｂｒａｋｅ－ｇｅａｒ ｏｆ ｔｈｅ ｗｈｏｌｅ ｓｙｓｔｅｍ．Ｆｏｒ ｔｈｅ ｓｙｓｔｅｍ ｉｓ ｓｕｓｃｅｐｔｉｂｌｅ ｔｏ ｔｈｅ ｃｈａｒａｃ—
电子防滑刹车系统故障模式分析
《装备制造技术》２００６年第３期
电子防滑刹车系统故障模式分析
陈汉华，杨安元
（空军第一航空学院，河南信阳４６４０００）
摘要：归纳了近几年来某型飞机电子防滑刹车系统的故障模式，剖析了故障产生的原因，并结合维修中的经验 教训提出了预防故障的措施。 关键词：电子防滑；失效；故障模式 中图分类号：Ｖ２２ 文献标识码：Ａ 文章编号：１６７２—５４５Ｘ（２００６）０３—０ｏ９９一Ｏ２
某型飞机的刹车系统由正常刹车和应急刹车两部分组 成，正常刹车又称液压防滑刹车，采用电子防滑刹车系统。由 于该系统受产品质量、油液污染、维护手段、外界电磁干扰等 问题的影响，故障发生率居高不下，且连续集中。现结合在使 用维护中发现的故障现象，对此作分析和探讨，以便做好预 防工作，提高排除故障的能力。
１ 电子防滑刹车系统的故障模式
该电子防滑刹车系统常见的故障模式有：偏刹、防滑刹 车失效、刹车盘有余压等。 １．１飞机着陆滑跑时向左侧（或右侧）偏向
飞机着陆刹车时滑跑方向不易保持，如果不加修正，飞 机始终偏向左侧（或右侧）。此类故障现象一般发生在防滑速 度范围内，即滑跑速度为（２５～２８０）ｋｍ／ｈ。电液伺服阀和速 度传感器故障是造成偏滑的主要原因。 例如某飞机在着陆滑行时，机头向左偏。经地面检查左 主轮外胎磨损严重，拆卸机轮发现速度传感器的传动轴变 形。速度传感器实际上是一个小型磁阻式电机，传动轴变形 后，会使转子的角度偏斜，甚至与壳体相磨，使输出的电信号 严重失常。该信号传给控制盒后，会发给电液伺服阀一个错 误电信号，从而导致左右主轮刹车压力不一致而引起偏向。 速度传感器传动轴变形的原因有三：一是安装机轮时图省 事，不拆下速度传感器就安装机轮；二是安装速度传感器时， 传动轴尚未正常啮合就拧紧固定螺钉，致使传动轴变弯；三 是传动轴的设计刚度小，弯形量大。 又如某飞机着陆后，滑行时有偏刹；经某飞机滑行上主 跑道时向右转弯困难（滑行道与主跑道成９Ｏ度夹角），起飞滑 跑时飞机向左侧滑；这两起现象都是因电液伺服阀故障引起 的。电液伺服阀属于高精密的产品，如节流孔的孔径为 ０．２５ｍｍ，喷嘴和挡板的间隙仅为０．０３５ｍｍ￣０．０４５ｍｍ，滑阀 与衬套的配合间隙就更小。因此，对液压油液的污染非常敏 感。当孔、隙被赃物堵塞时，滑阀就会偏离正常的位置，引起 左、右主轮刹车压力不一致，造成飞机偏向。 １．２防滑刹车失效 速度传感器输出端线路断、防滑控制盒故障、电液伺服 阀故障、油液的污染均可造成防滑刹车失效。 油液的污染造成刹车瞬间失效。如某飞机着陆滑跑接近 投伞位置时滑行忽快（刹车失灵），瞬间刹车又恢复正常，地 面检查没有发现问题，经分析是电液伺服阀的阀芯瞬间卡在 某一非正常位置时（左极限），导致相应一边的刹车油路通回 油，刹车压力接近零，而系统的交叉保护，迫使另一边的刹车 压力瞬间也为零，造成刹车瞬间失灵。经地面用油液清洗车 多次对油液作循环清洗，更换油液后故障消失。 又如某飞机着陆刹车时，右轮有拖胎痕迹，滑行约１５５ｍ 右轮胎爆破，经使用应急刹车，滑行７０ｍ后停住。机务人员对 防滑刹车进行了全面检查，系统电路、速度传速器、电液伺服 阀工作均正常，经深入检查，发现防滑控制盒上的信号输出 导线防滑套折断，造成电磁干扰，引起刹车失效。速度传感器 搭铁线损坏，也同样会造成刹车失效。 １．３刹车效率低 造成此类故障因素可能是：压力调整不当；刹车盘初始 间隙不符合规定；弹性衬套疲乏等。某飞机着陆后，在小速度 刹车时有明显的抖动现象，刹车效果不明显，刹车效率低。经 检查防滑系统工作情况时，发现左、右机轮刹车疲乏，进一步 检查发现左机轮汽缸座上有２个调隙回力机构顶杆松动，右 机轮汽缸座上有１个调隙回力机构顶杆松动，拆下后送修理 厂进一步分解检查，原因是调隙回力机构内的弹性衬套疲乏 造成顶杆松动。更换新的弹性衬套后，系统工作情况良好，无 此故障现象出现。 １．４刹车盘有余压
A320刹车和防滞系统
A320刹车和防滞系统
南航哈尔滨飞行部
A320刹车和防滞系统
1). 概述
A320主轮装有多个碳刹车片，它可以由两套独立刹车系统的任一个来驱动。
2). 温度限制
刹车温度> 300℃，或风扇开时>150 ℃时，延迟进跑道起飞；这个限制确保一旦液压油泄漏，液压油滴在高温刹车组件上也不会被点燃。
“BRAKES HOT”的 ECAM 警戒信息，在刹车温度大于300 ℃ 时出现，小于290 ℃后消失；
如果刹车风扇在OFF位，刹车温度超过500 ℃(刹车风扇在ON位时，温度是350 ℃ )时, 除非必要，避免使用停留刹车以防止刹车损坏。
如果一个刹车温度超过900 ℃ ，必须进行维护。
3). 工作方式
正常刹车系统使用绿系统液压；
备用刹车系统使用黄系统液压，并有液压储压器作备份
刹车指令来自：1). 刹车脚蹬，2).自动刹车系统；
在正常操作时一个双通道刹车和转弯控制组件（BSCU）控制正常刹车和防滞。
在每次选择放下起落架手柄或某个通道失效时，两个BSCU通道交替一次。
主起落架轮安装有易熔塞保护轮子在超温情况下不爆破。
主起落架还配装有刹车风扇可对刹车进行快速冷却。
2. 防滞系统
1). 概述
防滞系统使轮子保持在临界滑动的限值上，从而提供最大刹车效率。
在防滞侧松开刹车指令被送到正常和备用伺服活门，同时送到ECAM，ECAM上显示松开的刹车。
地速低于20节时，防滞系统不工作。
2). 原理
系统将每一主轮的速度（由一转速表提供）与飞机速度（基准速度）相比。当轮速降到基准速度的0.87倍以下时（取决于条件），系统发出松开刹车指令，使刹车保持在此值滑行（最佳刹车效应） 。
在正常操作中，BSCU从ADIRU 1或2或3提供的水平加速确定基准速度。
如果3部ADIRU都失效，基准速度等于主起落架中的最大轮速值。
3. 自动刹车
1). 待命条件 若以下条件满足，按下LO，MED ，或MAX按钮则待命该系统：
某型飞机刹车脚蹬传感器安全性问题研究
某型飞机刹车脚蹬传感器安全性问题研究
杨鹏 （上海飞机设计研究院液压部刹车系统室 上海 ２０００００） 工业技术
摘要：本文通过分析某型飞机刹车脚蹬传赢嚣运动机构，对其安全性问题进行了研究，重点分析了Ｖ１后刹车脚蹬传赢器连接轴承卡阻导 致非指令刹车的问题，最后提出了２种解决方案，分别针对刹车脚蹬传感器运动机构本身的调整和相应安全性要求的更改。２种方案各有 利弊，取决于不同的飞机构型，以及对适航、成本等的考量。基于当前飞机构型，本文推荐方案２。 关键词：刹车脚蹬侍意器 功能危险性分析 轴承卡阻 非指令刹车 中图分类号：Ｖ２ ２ 文献标识码：Ａ 文章编号：１６７２－－３７９１（２０１３）０５（ｂ）－００７８—０２
刹车系统在飞机起飞和着陆时至关重
要，尤其是在ＲＴＯ（Ｒｅｊｅｃｔｅｄ Ｔａｋｅ－ｏｆｆ）时和
飞机刚刚着陆的情况下，因为此时飞机速
度非常大，刹车系统如果出现故障，危险性
就非常高，因而刹车系统的安全性能力要 求就更高。相应的，对刹车脚蹬传感器的安
全性要求很高。 刹车脚蹬传感器安装于驾驶舱中，用
于将飞行员踩刹车脚蹬的动作，转化为电 信号。电信号输入到刹车控制单元中，产生
相应的刹车指令，实现刹车动作…。 目前新型飞机的刹车脚蹬传感器一般
采用ＬＶＤＴ（Ｌｉｎｅａｒ Ｖａｒｉａｂｌｅ Ｄｉｆｆｅｒｅｎｔｉａｌ
Ｔｒａｎｓｆｏｒｍｅｒ）型差动变压器位移传感器或
ＲＶＤＴ（Ｒｏｔａｔｉｏｎａｌ Ｖａｒｉａｂｌｅ Ｄｉｆｆｅｒｅｎｔｉａｌ
Ｔｒａｎｓｆｏｒｍｅｒ）型差动变压器位移传感器［２］。
相比ＲＶＤＴ型差动变压器位移传感器，
ＬＶＤＴ型差动变压器位移传感形式简单，精 度较高，安装方便，重量易于平均分担。在
ＬＶＤＴ型差动变压器位移传感器中，相比于
ＬＶＤＴ与回力弹簧分离的安装形式，ＬＶＤＴ
与回力弹簧集成为一个ＬＲＵ（Ｌｉｎｅａｒ Ｒｅ－
ｐｌａｃｅａｂｌｅ Ｕｎｉｔ）的集成式脚蹬传感器得到了
737NG防滞系统排故
737NG防滞系统排故
摘要：本文例举了近期公司出现的飞机机轮故障的现象，分析故障个例发生原因及原理。提出通过防滞系统给飞机提供最大刹车压力，可以给飞机提供功能性保护。
关键词：防滞系统；自动刹车系统；AACU；起落架；防滞活门
故障现象：近期公司飞机出现多次机轮刹车故障，济南5321飞机右内刹车粘连、烟台5513刹车有钝感。现将防滞系统排故学习进行以下总结。
系统原理：防滞系统由防滞活门（6）、轮速传感器（4）、起落架手柄收上电门、备用刹车压力电门、AACU和指示灯等组成，通过控制刹车压力防止机轮打滑以给飞机提供最大刹车压力。AACU还接收来自ADIRU的地速信号和PSEU的空地信号给飞机提供锁轮保护、防滞控制、接地保护、滑水保护和起落架收上禁止等功能性保护[1]。
AACU中有内侧和外侧两个防滞电路卡，外侧防滞电路卡接收外侧机轮轮速信号和左ADIRU地速信号，正常情况下控制外侧机轮刹车压力，备用情况下控制左侧两个机轮刹车压力，内侧防滞电路卡接收内侧机轮轮速信号和右ADIRU地速信号，正常情况下控制内侧机轮刹车压力，备用情况下控制右侧两个机轮刹车压力。AACU利用轮速信号计算相应机轮轮速，当机轮刹车压力过大导致轮速降低过快时AACU发送作动信号到正常防滞活门，防滞活门将刹车压力释放，此作动信号同时发送到备用防滞活门，当备用刹车系统有压力时备用防滞活门进行控制。速度降到8节以下防滞功能结束。AACU对比两个外侧或两个内侧机轮的速度进行锁轮保护，如果两个机轮轮速相差30%则释放慢轮的刹车压力。接地保护释放2、4主轮的刹车压力一直到轮速达到70节后0.7秒或PSEU传送接地信号后3秒。起落架收上防滞禁止功能在起落架手柄收上后12.5秒内禁止备用防滞系统作动，其作用是在起落架收上期间利用备用刹车系统制动机轮。
防滞系统带有BITE功能，当系统探测到以下情况时，ANTI SKID INOP灯点亮：防滞电路卡失效、防滞供电失效、一个或多个正常防滞活门失效、速度电门失效、一个或多个轮速传感器失效、停留刹车手柄与停留刹车活门不一致、进行显示测试、备用防滞活门失效[2]。防滞系统失效后，自动刹车系统也停止工作。
空客A330飞机刹车脚蹬偏软故障分析
龙源期刊网
空客A330飞机刹车脚蹬偏软故障分析
作者：胡自平
来源：《西部论丛》2018年第12期
摘 要：现代喷气式客机的刹车系统对于飞机的正常运行有着直接的影响，如系统运行中存在某些故障，将影响飞行员对飞机刹车系统的操控，严重的可能会导致飞机冲出跑道。飞机刹车系统较为复杂，本文仅针对空中客车A330飞机的刹车脚蹬偏软故障进行分析介绍。
关键词：空客 A330 刹车 脚蹬
1 前言
近期，飞行员反映在某公司空客A330飞机B-6XXX在人工刹车过程中，左侧刹车脚蹬操作偏软，且与右侧刹车相比过于灵敏。维修工程师针对机组反映的问题进行备份刹车操作测试时，确认左侧刹车脚蹬操作偏软，对应的备份刹车压力为零的故障。从手册得知，备份刹车正常的压力范围应为2200～2700PSI。工程师检查系统管路及部件无漏油迹象。根据飞机维护手册，在对备份刹车低压系统重新加油排气后，故障依旧。
2 脚蹬原理介绍
飞行员操作刹车脚蹬感受到的反馈力是由脚蹬作动筒提供，那脚蹬作动筒又是怎样工作的呢？我们来看看脚蹬作动筒的内部原理图。
从图中我们可以看到，当飞行员没有操作脚蹬的时候，内部油路是连通的，R1弹簧确保图中的VALVE始终顶住止挡STOP。在低压油箱弹簧力的作用下，油液从B口进入，确保作动筒腔体中充满油液。当飞行员开始操作脚蹬时，SLIDING ASSEMBLY首先压缩R2弹簧，少部分油液从C1腔进入到C2腔，从B口流出。当继续操作脚蹬，R2弹簧继续压缩，VALVE会顶住上方的座子及油液通道，而R1弹簧开始压缩以确保该VALVE在此过程中始终顶住油液通道。此时，C1腔和C2腔不相通，C1腔体积开始减少，压力随之升高。油液升高的压力由A口传出。当施加到脚蹬上的力减少时，弹簧和油液压力会使SLIDING ASSEMBLY慢慢伸出，其中R2弹簧确保SLIDING ASSEMBLY回到初始位置，VALVE随之打开并连通C1和C2腔。 结合前面对备份刹车系统工作原理的分析，可以得知：飞行员操作脚蹬所感受到的反馈力来源于R1和R2弹簧压缩时产生的反弹力以及油液受到压缩时产生压力的反作用力之和。
关于机轮刹车压力无法保持故障的处理
法保持故障的处理
程会祥
【摘要】飞机液压系统机轮刹车系统是飞机实现停机、着陆、滑跑转弯非不可少的系统，其性能的好坏直接 影响飞机的飞行安全，当该系统出现故障时，便无法实现地面开车和地面长试，在直八某型机上其刹车系统出现
无法实现刹车现象，为此本文着重就解决其蓄压瓶无法注压以及无法实现刹车的故障进行阐述。 关键词：机轮刹车蓄压瓶刹车分配阀
１概述
飞机液压系统机轮刹车系统是飞机实现停机、着陆、滑跑转弯非不可少的系统，其性能的好坏直接影响飞机
的飞行安全，当该系统出现故障时，便无法实现地面开车和地面长试，在直八某型机上其刹车系统出现无法实现
刹车现象。 ２故障情况
２．１ 操纵停机刹车手柄状态
接通机上电源，起动机上辅助泵，待辅助系统压力上升至１４ＭＰａ时，关闭辅助泵。然后在驾驶舱内的中央操 纵台上操纵停机刹车手柄，当拉起手柄时，从正驾驶座椅后传出压力迅速卸除的声音，同时观察到中央操纵台上
的刹车压力表指示迅速回零。即刹车压力迅速卸除。
２．２操纵脚踏板状态
接通机上电源，起动机上辅助泵，待辅助系统压力上升至１４ＭＰａ时，关闭辅助泵。然后在驾驶舱内的操纵脚 踏板，当蹬动脚蹬时，从正驾驶座椅后传出压力迅速卸除的声音，同时观察到中央操纵台上的刹车压力表指示迅
速回零．即刹车压力迅速卸除。
２．３操纵手摇泵状态
改变供压方式，利用手摇泵给刹车蓄压瓶注压，无论如何手摇泵操纵的频率和幅度，观察到机轮刹车压力表
指示始终不会大于６ＭＰａ，且手摇泵的手感力量没有渐增，即手摇泵并没有注压成功。
２．４操纵辅助泵状态
由于前两次均为操纵辅助泵后再操纵刹车装置的，因此为了验证辅助泵能否给蓄压瓶成功注压，起动机上
辅助泵，中央操纵台上的刹车压力表指示可达１４ＭＰａ，此时，关闭辅助泵，观察到中央操纵台上的刹车压力表指
示在迅速减小一直到指示零压力。
一
２８— 关于机轮刹车压力无法保持故障的处理——程会祥
３故障分析
从以上现象可以得出：停机刹车手柄、脚蹬刹车活门、手摇泵、辅助泵的故障现象都一致，因此初步判断，故
空客A320刹车系统解析
绍了A320飞机刹车系统的构成和特点，通过对几种刹车系统常见故障现象的分析，阐述了故障产生的原因，对维修人员排除刹车系统故障具有一定借鉴意义。[font=]
刹车系统是现代民用航空器的重要制动装置，在飞机着陆阶段、滑行阶段吸收飞机滑跑动能，使飞机快速降低速度，达到缩短滑跑距离的目的，以及确保飞机的停留，是保证飞机安全运营的重要系统。
[font=]
系统概述[font=]
A320飞机刹车系统组成如图1所示。[font=]
A320飞机刹车系统由正常刹车系统、备用刹车系统、停留刹车系统和空中刹车系统四个子系统组成，几种刹车方式及控制如表1 。[font=]
正常刹车系统与备用刹车系统主要区别是：正常刹车系统使用绿系统压力，备用刹车系统使用黄系统压力，通过自动选择活门自动选择，绿系统压力优先于黄系统压力对系统提供工作压力。正常刹车系统与备用刹车系统各有一套独立的伺服活门和液压保险。正常刹车系统工作时，绿系统压力经过刹车选择活门→自动选择活门→正常伺服活门进入各刹车装置，刹车/前轮转弯控制组件（BSCU）控制正常伺服活门开度进行防滞刹车。备用刹车系统工作时，黄系统压力经过自动选择活门→停留刹车操作活门→刹车双分配活门→双梭型活门→备用伺服活门进入各刹车装置，脚蹬信号由备用低压控制系统转变成机械信号，控制刹车双分配活门调节刹车压力大小。停留刹车系统压力经自动选择活门→停留刹车操作活门→双梭型活门→备用伺服活门进入各刹车装置，停留刹车手柄直接电控停留刹车控制活门打开，使停留刹车操作活门保持开位。空中刹车在起落架手柄"UP"位3秒后由绿系统供压进行刹车。
[font=]
系统特点[font=]
1.BSCU对刹车系统工作进行监控[font=]
BSCU是刹车系统和前轮转弯系统的核心控制计算机。BSCU接收刹车指令信号，打开或关闭刹车选择活门，完成对刹车指令的响应和刹车方式选择；同时还接收轮速信号以及大气数据和惯性基准组件（ADIRU）的大气数据等信息，调节刹车压力，控制轮速，按照预定的程序控制自动刹车，以达到最佳刹车性能的目标；并完成对系统监控和自检，向飞机电子中央监控系统（ECAM）、中央故障显示系统（CFDS）发出提示和警告信息以及进行前轮转弯控制等功能。BSCU包括两个系统，一个工作，一个备用，交替工作，这种余度设计保障了BSCU能够安全可靠的工作。[font=]