CN105752053A - 飞机刹车降温系统和方法 - Google Patents

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李冰
肖扬
姜逸民
任碧诗
严子林
陆波
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    • B64C25/00—Alighting gear
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Abstract

本发明涉及飞机刹车降温系统和方法。飞机刹车降温系统包括：红外线温度测量传感器，所述红外线温度测量传感器安装在飞机起落架上，用于测量飞机刹车盘的温度；刹车温度监视单元，所述刹车温度监视单元连接至所述红外线温度测量传感器，用于监视所述红外线温度测量传感器所测得的温度信号；以及刹车降温单元，所述刹车降温单元安装在起落架上，用于对所述飞机刹车盘进行降温。本发明的飞机刹车降温系统和方法能起到以下有益技术效果：可以方便地测得飞机刹车盘的温度，且可以对飞机刹车盘进行有效的降温。

Description

飞机刹车降温系统和方法
技术领域
本发明涉及飞机刹车降温系统和方法，属于飞机刹车系统技术领域。
背景技术
目前，飞机刹车温度监视系统一般由以下三个部分组成：a)测温传感器部分：用于测量刹车盘温度的K型热电偶；b)用于补偿热电偶冷端的刹车温度补偿模块BTCM；c)刹车温度监视单元，接受和处理刹车温度传感器的信号。
目前，飞机刹车的主动降温措施主要为使用风扇吹风进行冷却，且并未与飞机刹车温度监视系统联动，实现自动降温控制。
传统热电偶安装位置在刹车盘内侧，贴近轮轴位置，此种方法缺点：仅测得刹车盘内侧温度，不全面，且安装复杂，拆装不方便。
发明内容
本发明的一个目的在于，提供一种飞机刹车降温系统和方法，其可以方便地测得飞机刹车盘的温度，且可以对飞机刹车盘进行有效的降温。
本发明的以上目的通过一种飞机刹车降温系统来实现，该飞机刹车降温系统包括：
红外线温度测量传感器，所述红外线温度测量传感器安装在飞机起落架上，用于测量飞机刹车盘的温度；
刹车温度监视单元，所述刹车温度监视单元连接至所述红外线温度测量传感器，用于监视所述红外线温度测量传感器所测得的温度信号；以及
刹车降温单元，所述刹车降温单元安装在起落架上，用于对所述飞机刹车盘进行降温。
根据上述技术方案，本发明的飞机刹车降温系统能起到以下有益技术效果：可以方便地测得飞机刹车盘的温度，且可以对飞机刹车盘进行有效的降温。
较佳的是，所述飞机刹车降温系统还包括刹车温度显示单元，所述刹车温度显示单元安装在飞机驾驶舱的显示屏上，用于显示飞机刹车盘的实际温度。
较佳的是，所述红外线温度测量传感器安装在飞机起落架的起落架支柱上。
较佳的是，所述红外线温度测量传感器安装在飞机起落架的刹车部件上。
较佳的是，所述红外线温度测量传感器为红外扫描仪。红外扫描仪可以测量刹车盘上一条线上的温度，防止因为刹车盘点测量带来的温度滞后。
较佳的是，所述红外线温度测量传感器为红外热像仪。红外热像仪可以测量刹车盘上一个区域的温度，可以较为全面地反映整个刹车盘的温度。
较佳的是，所述刹车降温单元包括刹车降温控制模块和压缩气体瓶。
较佳的是，所述压缩气体瓶安装在飞机起落架上。
较佳的是，所述压缩气体瓶安装在飞机起落架的轮轴上。
较佳的是，所述压缩气体瓶安装在飞机起落架的刹车部件上。
本发明的以上目的还通过一种飞机刹车降温方法来实现，该飞机刹车降温方法包括：
利用安装在飞机起落架上的红外线温度测量传感器测量飞机刹车盘的温度；
利用连接至所述红外线温度测量传感器的刹车温度监视单元监视所述红外线温度测量传感器所测得的温度信号；以及
当所述刹车温度监视单元监视到测得温度高于预定温度阈值时，利用安装在起落架上的刹车降温单元对所述飞机刹车盘进行降温。
根据上述技术方案，本发明的飞机刹车降温方法能起到以下有益技术效果：可以方便地测得飞机刹车盘的温度，且可以对飞机刹车盘进行有效的降温。
较佳的是，当所述刹车温度监视单元监视到测得温度高于预定温度阈值的时间大于预定时间阈值时，利用安装在起落架上的刹车降温单元对所述飞机刹车盘进行降温。预定时间阈值的设置，防止了周围环境中高温气体或者其他高温物体对测温监控单元造成干扰。
较佳的是，所述飞机刹车降温方法还包括：利用安装在飞机驾驶舱的显示屏上的刹车温度显示单元显示飞机刹车盘的实际温度。
较佳的是，所述红外线温度测量传感器安装在飞机起落架的起落架支柱上。
较佳的是，所述红外线温度测量传感器安装在飞机起落架的刹车部件上。
较佳的是，所述刹车降温单元包括刹车降温控制模块和压缩气体瓶。
较佳的是，所述压缩气体瓶安装在飞机起落架上。
较佳的是，所述压缩气体瓶安装在飞机起落架的轮轴上。
较佳的是，所述压缩气体瓶安装在飞机起落架的刹车部件上。
附图说明
图1(a)是本发明一实施例的飞机刹车降温系统中的红外线温度测量传感器的一安装位置的示意图；
图1(b)是本发明一实施例的飞机刹车降温系统中的红外线温度测量传感器的另一安装位置的示意图。
图2是本发明一实施例的飞机刹车降温系统的系统框架图。
图3是本发明一实施例的飞机刹车降温系统的刹车温度显示单元的显示方案的示意图。
图4是本发明一实施例的飞机刹车降温系统的刹车降温单元的系统框架图。
图5(a)是本发明一实施例的飞机刹车降温系统中的压缩气体瓶的一安装位置的示意图；
图5(b)是本发明一实施例的飞机刹车降温系统中的压缩气体瓶的另一安装位置的示意图。
附图标记列表
1、红外线温度测量传感器
2、刹车盘
3、轮胎
4、起落架支柱
5、轮轴
6、刹车部件
7、压缩气体瓶
具体实施方式
下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本发明的保护范围。
红外线温度测量传感器的原理如下：温度在绝对零度以上的物体，都会因自身的分子运动而辐射出红外线。通过红外探测器将物体辐射的功率信号转换成电信号后，处理器可以一一对应地模拟扫描物体表面温度的空间分布，如利用红外扫描仪，得到物体的温度信息。也就是说，红外线温度测量传感器属于非接触式的温度测量传感器。较佳的是，红外线温度测量传感器可以对飞机刹车盘的温度进行整体测量，如采用红外热像仪可以得到被测物体整体的温度分布。
图2是本发明一实施例的飞机刹车降温系统的系统框架图。如图2所示，根据本发明的一实施例，飞机刹车降温系统包括：
红外线温度测量传感器1，红外线温度测量传感器1安装在飞机起落架上，用于测量飞机刹车盘2的温度；
刹车温度监视单元(即，信号处理器)，刹车温度监视单元连接至红外线温度测量传感器1，用于监视红外线温度测量传感器1所测得的温度信号；以及
刹车降温单元，刹车降温单元安装在起落架上，用于对飞机刹车盘2进行降温。
这样，可以方便地测得飞机刹车盘的温度，且可以对飞机刹车盘进行有效的降温
也就是说，红外线温度测量传感器1探测和采集刹车盘2的红外线温度信号，采用全面扫描的采集方法，扫描整个刹车盘2的温度。刹车温度监视单元集成和处理信号，并发送到驾驶舱；较佳的是，根据系统架构，该刹车温度监视单元可集成到刹车控制单元中，也可独立设置。
也就是说，本发明的飞机刹车降温系统采用非接触式红外测温方式，用红外线测温传感器替代传统热电偶温度传感器，实现非接触式的全面的测量刹车盘温度。此刹车温度测量方式，利用红外线测量温度传感器的特性，既能全面测量刹车盘温度，也能方便拆装及维修，减少系统线缆重量，提高刹车温度监视单元的可用性，较佳地还为飞行员提供更优的刹车温度信息。
较佳的是，飞机刹车降温系统还包括刹车温度显示单元，刹车温度显示单元安装在飞机驾驶舱的显示屏上，用于显示飞机刹车盘2的实际温度。
图1(a)是本发明一实施例的飞机刹车降温系统中的红外线温度测量传感器的一安装位置的示意图；图1(b)是本发明一实施例的飞机刹车降温系统中的红外线温度测量传感器的另一安装位置的示意图。
如图1(a)所示，较佳的是，红外线温度测量传感器1可以安装在飞机起落架的起落架支柱4上，例如安装在起落架支柱4上易于对刹车盘温度进行测量的位置。
如图1(b)所示，较佳的是，红外线温度测量传感器1可以安装在飞机起落架的刹车部件6上，例如安装在刹车部件6上易于对刹车盘温度进行测量的位置。所谓“刹车部件”是指使得刹车盘中的动盘压紧刹车盘中的静盘以实现制动作用的部件。
图3是本发明一实施例的飞机刹车降温系统的刹车温度显示单元的显示方案的示意图。
较佳的是，飞机刹车温度显示单元根据刹车温度监视单元提供的整体的刹车盘温度，在飞机驾驶舱的显示屏上向飞行员展示整个刹车盘的温度，可以呈数字及图案形式，如图3所示。
较佳的是，当刹车盘温度超过一定值，需要飞行员注意时，温度字体及相应图案颜色可相应发生变化。
图4是本发明一实施例的飞机刹车降温系统的刹车降温单元的系统框架图。
如图4所示，较佳的是，刹车降温单元包括刹车降温控制模块和压缩气体瓶。
较佳的是，通过可控制的压缩气体瓶，瓶中装入压缩气体(例如氮气或惰性气体等不影响刹车系统的气体)对刹车盘进行主动降温。压缩气体瓶的控制与刹车温度监视单元联动，当温度超过预定阈值时，可自动释放压缩气体，对刹车盘进行吹风冷却。同时，飞行员也可通过开关(即，图4中的驾驶舱刹车降温开关)操作释放压缩气体，进行刹车降温。如图4所示，刹车降温控制模块根据刹车温度监视单元提供的温度数据自动对压缩气体瓶进行控制，通过压缩气体瓶的喷嘴释放压缩气体，对刹车盘进行吹风降温，同时也可接受驾驶舱刹车降温开关的指令，按照飞行员意志对刹车进行降温。
较佳的是，刹车降温控制模块作为刹车控制单元中的一个模块，不必单独设立控制处理单元。
图5(a)是本发明一实施例的飞机刹车降温系统中的压缩气体瓶的一安装位置的示意图；图5(b)是本发明一实施例的飞机刹车降温系统中的压缩气体瓶的另一安装位置的示意图。
如图5(a)所示，较佳的是，压缩气体瓶7可以安装在飞机起落架的轮轴5上，例如安装在轮轴5上易于对刹车盘进行喷气冷却的位置。
如图5(b)所示，较佳的是，压缩气体瓶7可以安装在飞机起落架的刹车部件6上，例如安装在刹车部件6上易于对刹车盘进行喷气冷却的位置。
根据本发明的一实施例，飞机刹车降温方法包括：
利用安装在飞机起落架上的红外线温度测量传感器1测量飞机刹车盘2的温度；
利用连接至红外线温度测量传感器1的刹车温度监视单元监视红外线温度测量传感器1所测得的温度信号；以及
当刹车温度监视单元监视到测得温度高于预定温度阈值时，利用安装在起落架上的刹车降温单元对飞机刹车盘2进行降温。
较佳的是，当刹车温度监视单元监视到测得温度高于预定温度阈值的时间大于预定时间阈值时，利用安装在起落架上的刹车降温单元对飞机刹车盘2进行降温。预定时间阈值的设置，防止了周围环境中高温气体或者其他高温物体对测温监控单元造成干扰。
较佳的是，飞机刹车降温方法还包括：利用安装在飞机驾驶舱的显示屏上的刹车温度显示单元显示飞机刹车盘2的实际温度。
本发明中的红外线测量温度传感器，可以实现远程非接触式测量物体温度，并且红外线温度测量传感器可以进行扫描，全面的测量整个刹车盘温度，可使系统获得刹车盘全面的温度数据，而不仅限于刹车盘内侧；红外线温度测量传感器安装位置灵活，可安装在刹车盘外部，乃至较佳地安装在起落架支柱上，拆装方便，并可以减少线缆长度，维护成本低，减小系统重量，节约系统能耗。
较佳的是，本发明还可使用压缩气体作为刹车主动降温措施，并且与刹车温度监视单元联动，自动的对刹车盘进行吹风冷却。气瓶的使用避免了传统的机械风扇在发生碰撞或者损坏时叶片飞出对周围系统的影响，同时该系统不需要驱动机械风扇运动的电流，而只需要对气瓶进行气体填装，对供电的要求小，对比现有的使用风扇进行主动冷却的方法，大大节省能源与重量。
以上对本发明的具体实施方式进行了描述，但本领域技术人员将会理解，上述具体实施方式并不构成对本发明的限制，本领域技术人员可以在以上公开内容的基础上进行多种修改，而不超出本发明的范围。

Claims (19)

1.一种飞机刹车降温系统，包括：
红外线温度测量传感器，所述红外线温度测量传感器安装在飞机起落架上，用于测量飞机刹车盘的温度；
刹车温度监视单元，所述刹车温度监视单元连接至所述红外线温度测量传感器，用于监视所述红外线温度测量传感器所测得的温度信号；以及
刹车降温单元，所述刹车降温单元安装在起落架上，用于对所述飞机刹车盘进行降温。
2.如权利要求1所述的飞机刹车降温系统，其特征在于，所述飞机刹车降温系统还包括刹车温度显示单元，所述刹车温度显示单元安装在飞机驾驶舱的显示屏上，用于显示飞机刹车盘的实际温度。
3.如权利要求1所述的飞机刹车降温系统，其特征在于，所述红外线温度测量传感器安装在飞机起落架的起落架支柱上。
4.如权利要求1所述的飞机刹车降温系统，其特征在于，所述红外线温度测量传感器安装在飞机起落架的刹车部件上。
5.如权利要求1所述的飞机刹车降温系统，其特征在于，所述刹车降温单元包括刹车降温控制模块和压缩气体瓶。
6.如权利要求5所述的飞机刹车降温系统，其特征在于，所述压缩气体瓶安装在飞机起落架上。
7.如权利要求6所述的飞机刹车降温系统，其特征在于，所述压缩气体瓶安装在飞机起落架的轮轴上。
8.如权利要求6所述的飞机刹车降温系统，其特征在于，所述压缩气体瓶安装在飞机起落架的刹车部件上。
9.如权利要求1或3或4所述的飞机刹车降温系统，其特征在于，所述红外线温度测量传感器为红外扫描仪。
10.如权利要求1或3或4所述的飞机刹车降温系统，其特征在于，所述红外线温度测量传感器为红外热像仪。
11.一种飞机刹车降温方法，包括：
利用安装在飞机起落架上的红外线温度测量传感器测量飞机刹车盘的温度；
利用连接至所述红外线温度测量传感器的刹车温度监视单元监视所述红外线温度测量传感器所测得的温度信号；以及
当所述刹车温度监视单元监视到测得温度高于预定温度阈值时，利用安装在起落架上的刹车降温单元对所述飞机刹车盘进行降温。
12.如权利要求11所述的飞机刹车降温方法，其特征在于，当所述刹车温度监视单元监视到测得温度高于预定温度阈值的时间大于预定时间阈值时，利用安装在起落架上的刹车降温单元对所述飞机刹车盘进行降温。
13.如权利要求11所述的飞机刹车降温方法，其特征在于，所述飞机刹车降温方法还包括：利用安装在飞机驾驶舱的显示屏上的刹车温度显示单元显示飞机刹车盘的实际温度。
14.如权利要求11所述的飞机刹车降温方法，其特征在于，所述红外线温度测量传感器安装在飞机起落架的起落架支柱上。
15.如权利要求11所述的飞机刹车降温方法，其特征在于，所述红外线温度测量传感器安装在飞机起落架的刹车部件上。
16.如权利要求11所述的飞机刹车降温方法，其特征在于，所述刹车降温单元包括刹车降温控制模块和压缩气体瓶。
17.如权利要求16所述的飞机刹车降温方法，其特征在于，所述压缩气体瓶安装在飞机起落架上。
18.如权利要求17所述的飞机刹车降温方法，其特征在于，所述压缩气体瓶安装在飞机起落架的轮轴上。
19.如权利要求17所述的飞机刹车降温方法，其特征在于，所述压缩气体瓶安装在飞机起落架的刹车部件上。
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