CN109305147B - 具有自动控制功能的机载刹车风冷系统及其控制方法 - Google Patents

Abstract

一种具有自动控制功能的机载刹车风冷系统及其控制方法。将起落架放下位置终点开关更换成左起落架落地开关、右起落架落地开关，通过左起落架落地开关和右起落架落地开关确定飞机空/地状态；通过飞机防滑刹车控制盒采集机轮速度传感器输出的速度信号，确定飞机高/低速度状态；并通过飞机高/低速度状态和飞机空/地状态确定机载刹车风冷系统自动控制逻辑，用时间继电器实现机载刹车风冷系统总工作时间的自动控制，能够在飞机着陆后及时可靠的对该刹车机轮进行降温，能够将飞机的起降周期从60～90min缩短到30min从而缩短飞机的起降时间，从而提高飞机的起降频率。同时节省了能源、降低了地勤人员劳动强度。

Description

具有自动控制功能的机载刹车风冷系统及其控制方法

技术领域

本发明涉及飞机刹车系统领域，具体是飞机刹车系统的一种具有自动控制功能的机载刹车风冷系统及其设计方法。

背景技术

现役二代、三代飞机刹车机轮多采用金属基粉末合金刹车材料；为了保证飞机出勤周期，采用水冷或风冷地面设备对刹车机轮进行强制冷却使刹车机轮达到快速降温的目的。

新一代飞机的起飞速度、着陆重量和刹车速度都显著提高，由于飞机刹车能量大幅提升导致刹车后热库温度更高，因此广泛使用的具有摩擦特性好、吸热能力强、材料密度小、使用寿命长等优点的C/C复合刹车材料、C/Si复合刹车材料，克服了金属基粉末合金刹车材料使用中的龟裂、破碎、粘接等问题，但C/C复合刹车材料、C/Si复合刹车材料存在抗氧化能力差，刹车装置热库不能水冷，只能采用风冷设备降低刹车热库温度，为了缩短并保证飞机的出勤周期，必须对飞机的刹车机轮和刹车装置进行强行冷却，随之机载刹车风冷系统出现。

苏27飞机的机载刹车风冷系统电器原理图见图1。苏27飞机的机载刹车风冷系统由风扇电源电路自动保护开关1、风扇控制电路保护自动开关3、左路机轮冷却风扇电机4、右路机轮冷却风扇电机5、左路风扇电源接通接触器6、右路风扇电源接通接触器7、起落架放下位置终点开关8、机轮冷却转换开关9、三相115V，交流电源18和直流电源2组成；机轮冷却风扇控制系统采用手动控制。安装于左起落架前舱门的机轮冷却转化开关9有开启/关闭两种状态，飞机每次飞行前机轮冷却转化开关处于关闭状态。当飞机发动机工作时，即在飞机起-降滑跑、滑行和减速时，机轮冷却风扇控制系统由飞机电源三相115V，交流电源18和直流电源2供电；当飞机停在停机坪上，即飞机发动机停止工作时，机轮冷却风扇控制系统由机场电源供电，飞机每次着陆后地勤人员根据机轮降温需要，手动开启左起落架前舱门的机轮冷却转化开关9，从而使“机载刹车风冷系统电机”高速旋转给机轮刹车装置强力风冷散热。机轮冷却电机总工作时间不大于25min，机轮刹车装置温度降下来后手动断开左起落架前舱门的机轮冷却转化开关9，从而操作“机载刹车风冷系统电机”停止旋转，但是在收上前起落架前地勤人员根据机轮降温需要，可以手动操作机轮冷却风扇旋转。

现有技术的机载刹车风冷系统控制逻辑是在飞机完成着陆后，由地勤人员采用手动操作的方式实现机载刹车风冷系统的旋转/停止，达到飞机机轮快速降温的目的，但是这个机载刹车风冷系统没有自动控制功能，增加了地勤人员的工作强度。

经检索中国论文网公布了科技视界中收录的上海飞机设计研究院液压部刹车系统室的张祥剑2012年10月在上海发表的《民机刹车系统发展研究》中提到“每个机轮上都装配有刹车冷却风扇，可高速冷却刹车缩短过站时间”；但是这篇论文中并没有说明刹车冷却风扇的控制逻辑，更没有说明刹车冷却风扇具有自动控制功能。

在公开号为CN206704172U的发明创造中公开了一种车用轮毂风冷系统。该发明创造对汽车轮毂采用风冷系统进行冷却，用轮毂温度传感器检测轮毂的温度，对于不同的温度值，采用不同的档位进行冷却，同时采用温度警戒值作为风冷系统启动和停止的依据。这种车用轮毂风冷系统能够有效的达到降温的目的，同时实现了风机的节能输出，平衡了风机的功耗和出风的最佳效率。但是，该专利只是达到车用轮毂风冷系统自动启动和停止的目的，并没有明确说明温度警戒值设置的具体合理数值和风冷系统自动启动和停止具体要求，同时由于汽车的刹车机轮的工作状态与飞机不同，造成汽车用风冷系统与飞机用风冷系统设计思路具有本质的区别。

在公开号为CN106005379A的发明创造中中公开了一种飞机机轮的冷却方法和风冷装置。该发明创造一种飞机机轮的冷却方法和风冷装置含有冷却盘和进风接头，冷却盘和进风接头之间通过柔性的通风管联通，冷却盘上有与飞机机轮批配的出风嘴；将冷却盘固定在飞机机轮的侧面，冷却盘的出风嘴对应飞机机轮的通风孔；将进风接头与冷风源接通，冷风通过进风接头和通风管进入冷却盘，再通过出风嘴向飞机机轮通风孔实施冷却作用。

但是，该发明创造是采用冷却盘和进风接头将冷却气体导入飞机机轮通风孔实施冷却作用，如果在飞机机轮上打孔，会降低飞机机轮的结构强度，同时这个发明创造采用外在的气源对飞机机轮进行冷却，增加了工作人员的劳动强度，延迟了飞机机轮降温的时间，在夏天容易造成飞机机轮爆胎。没有明确说明温度警戒值设置的具体合理数值和风冷系统自动启动和停止具体要求。

发明内容

为克服现有技术中存在的回降低飞机机轮的结构强度、延迟了飞机机轮降温的时间，在夏天容易造成飞机机轮爆胎的不足，本发明提出了一种具有自动控制功能的机载刹车风冷系统及其控制方法。

所述机载刹车风冷系统是四机轮飞机冷却风扇控制系统；所述的四机轮均分为左机轮和右机轮；所述左机轮和右机轮分别安装在左起落架和右起落架上。每个机轮的冷却风扇控制系统中均包括风扇电源电路自动保护开关、交流接触器、机轮速度传感器、机轮冷却风扇电机，以及四机轮共用的飞机防滑刹车控制盒、时间继电器、直流电源和交流电源。

在所述冷却风扇控制系统中，直流电源与风扇控制电路保护自动开关联通。

右起落架落地开关的电源输出端与左起落架落地开关0的电源输入端联通；左起落架落地开关0电源输出端与刹车风扇开关的输入端联通。当刹车风扇开关的输出端a与断开端c联通时，刹车风扇开关的输出端a悬空；当刹车风扇开关的输入端a与继电器工作触点的输入端b连通时，刹车风扇开关与继电器接电源的工作触点连通；时间继电器接负载的工作触点分别与各机轮的交流接触器的控制触点输入端联通，交流接触器的控制触点输出端分别与所在机轮冷却风扇电机控制触点联通；各机轮冷却风扇电机的工作触点分别通过所在机轮的电路保护自动开关与三相115V的交流电源联通。

所述时间继电器控制触点的输入端与飞机防滑刹车控制盒的飞机速度状态J_SD信号输出端联通；飞机防滑刹车控制盒速度信号的输入端分别与各机轮的机轮速度传感器速度信号的输出端联通。

所述的时间继电器为具有密封混合延时功能的时间继电器。

飞机防滑刹车控制盒分别采集各机轮速度传感器输出的速度信号，并根据采集到的速度信号确定飞机速度状态；所述飞机速度状态分为高速度状态与低速度状态。根据确定的飞机速度状态和飞机空/地状态确定机载刹车风冷系统自动控制逻辑。通过确定的机载刹车风冷系统自动控制逻辑通过时间继电器实现延时控制。

所述高速度状态的阀门值为90km/h，低速度状态的阀门值为30km/h.

本发明提出的所述具有自动控制功能的机载刹车风冷系统的控制过程是：

步骤1、确定飞机速度状态：

采用具有滞迴比较特性的控制逻辑确定飞机高/低速度状态J_SD：

当飞机加速且4个刹车机轮的基准速度电压V_ωR均小于基准速度门限电压V_SD1，或飞机减速且4个飞机刹车机轮基准速度电压V_ωR均小于基准速度门限电压V_SD2时，飞机的高/低速度状态J_SD为低速状态。该低速状态用逻辑“1”表示。

当飞机加速且只要有1个刹车机轮基准速度电压V_ωR大于基准速度门限电压V_SD1，或飞机减速且只要有1个飞机刹车机轮基准速度电压V_ωR大于基准速度门限电压V_SD2时，飞机高/低速度状态J_SD为高速状态。该高速状态用逻辑“0”表示。

在确定飞机速度状态时，四个机轮速度传感器分别检测四路刹车机轮的速度信号。飞机防滑刹车控制盒实时采集四个机轮速度传感器输出的速度信号，并按照设定的控制率转换为基准速度电压V_ωR，所述的基准速度电压V_ωR包括所采集的四个机轮的速度信号，分别是左外刹车机轮基准速度电压V_ωR1、左内刹车机轮基准速度电压V_ωR2、右外刹车机轮基准速度电压V_ωR3和右内刹车机轮基准速度电压V_ωR4。通过基准速度电压V_ωR分别模拟四个机轮的速度信号。

步骤2、确定飞机空/地状态：

通过左起落架落地开关0与右起落架落地开关的通断确定飞机的空/地状态；所述左起落架的空/地状态为J_LD1，右起落架落的空/地状态为J_LD2，飞机空/地状态为J_LD。

当左起落架落地开关0与右起落架落地开关同时断开时，飞机的空/地状态J_LD为空中；当左起落架落地开关0与右起落架落地开关同时接通时，飞机的空/地状态J_LD为地面；当左起落架落地开关0与右起落架落地开关中的一个断开时，飞机的空/地状态为J_LD为空中。

步骤3、确定冷却电机的工作时间

通过时间继电器实现机载刹车风冷系统总工作时间的自动控制。

所述时间继电器的工作电压为28V.DC，当该时间继电器的控制端接通时，输出28V的直流电压；当该时间继电器的工作时间达到30min时，该时间继电器停止输出直流电压。

步骤4、确定具有自动控制功能的机载刹车风冷系统的控制逻辑：

通过飞机速度状态信号J_SD和飞机空/地状态信号J_LD共同确定具有自动控制功能的机载刹车风冷系统的控制逻辑。

当飞机空/地状态J_LD为地面，且速度状态J_SD为低速时，接通风扇控制电路保护自动开关，接通刹车风扇开关，时间继电器线圈控制触点吸合，使115V交流接触器线圈通电、机轮冷却风扇电机控制触点吸合，控制机轮冷却风扇电机高速旋转给刹车机轮散热。当机载刹车风冷系统总工作时间达到30min时，机轮冷却风扇电机停止旋转。

当飞机速度状态信号J_SD为高速且飞机空/地状态信号J_LD为地面时，接通机轮刹车风扇开关，时间继电器控制触点断开、115V交流接触器线圈17断电，禁止机轮冷却风扇电机旋转。

当飞机空/地状态信号J_LD为空中时，接通刹车风扇开关，左起落架落地开关0或右起落架落地开关断开，时间继电器接负载的工作触点断开、115V交流接触器断电，禁止机轮冷却风扇电机旋转。

至此，完成了具有自动控制功能的机载刹车风冷系统的控制。

本发明在现有技术的基础上，将起落架放下位置终点开关更换成左起落架落地开关、右起落架落地开关，通过左起落架落地开关和右起落架落地开关确定飞机空/地状态；通过飞机防滑刹车控制盒采集机轮速度传感器输出的速度信号，确定飞机高/低速度状态；并通过飞机高/低速度状态和飞机空/地状态确定机载刹车风冷系统自动控制逻辑，用时间继电器实现机载刹车风冷系统总工作时间的自动控制。

本发明直流电源的正极与风扇控制电路保护自动开关的一端联通，风扇控制电路保护自动开关的另一端与右起落架落地开关电源输入端联通，右起落架落地开关电源输出端与左起落架落地开关电源输入端联通，左起落架落地开关电源输出端与刹车风扇开关的输入端联通，刹车风扇开关的输出端a与c联通时，刹车风扇开关的输出端a悬空；当刹车风扇开关的输出端a与b连通时，刹车风扇开关与继电器接电源的工作触点连通；时间继电器接负载的工作触点与115V交流接触器的控制触点输入端联通，115V交流接触器的控制触点输出端与机轮冷却风扇电机16的控制触点联通，机轮冷却风扇电机16的工作触点通过电路保护自动开关与三相115V，交流电源与联通。本发明飞机冷却风扇自动控制系统原理具体见图2；

所述时间继电器控制触点的输入端与飞机防滑刹车控制盒飞机高/低速度状态J_SD信号输出点联通，飞机防滑刹车控制盒速度信号的输入端与机轮速度传感器速度信号的输出点联通；

本发明通过对飞机防滑刹车控制盒输出的飞机速度状态信号、右起落架落地开关与左起落架落地开关空/地信号进行逻辑运算，实现机轮冷却风扇电机16自动控制，保证刹车机轮自动降温；本发明采用时间继电器对轮冷却风扇电机16的总工作时间进行控制。

本发明具有自动控制功能的机载刹车风冷系统能够在飞机着陆后自动对刹车机轮进行降温，为了保证降温效率，本发明机载刹车风冷系统采用时间继电器实现总工作时间自动控制。本发明能够在飞机着陆后及时可靠的对该刹车机轮进行降温，能够将飞机的起降周期从60～90min缩短到30min从而缩短飞机的起降时间，从而提高飞机的起降频率。同时节省了能源、降低了地勤人员劳动强度。

附图说明

图1是现有技术机轮冷却风扇控制系统示意图；

图2是本发明的示意图。

1.风扇电源电路自动保护开关；2.直流电源；3.风扇控制电路保护自动开关；4.左机轮冷却风扇电机；5.右机轮冷却风扇电机；6.左机轮电机接通触点；7.右机轮电机接通触点；8.起落架放下位置终点开关；9.机轮冷却转换开关；10.左起落架落地开关；11.右起落架落地开关；12.刹车风扇开关；13.具有密封混合延时功能的时间继电器；14.飞机防滑刹车控制盒；15.机轮速度传感器；16.机轮冷却风扇电机；17.115V交流接触器；18.三相115V，交流电源。

具体实施方式

本实施例是一种四机轮飞机冷却风扇控制系统。每个机轮的冷却风扇控制系统中均包括风扇电源电路自动保护开关1、交流接触器17、机轮速度传感器15、机轮冷却风扇电机16，以及四机轮共用的飞机防滑刹车控制盒14、时间继电器13、直流电源2和交流电源18。

所述的四机轮均分为左机轮和右机轮。所述左机轮和右机轮分别安装在左起落架和右起落架上。

本实施例以左起落架中的外机轮的冷却风扇控制系统为例加以详细描述。

在所述左外机轮的冷却风扇控制系统中，直流电源2与风扇控制电路保护自动开关3联通。

右起落架落地开关11的电源输出端与左起落架落地开关10的电源输入端联通；左起落架落地开关10电源输出端与刹车风扇开关12的输入端联通。当刹车风扇开关12的输出端a与c联通时，刹车风扇开关12的输出端a悬空；当刹车风扇开关12的输出端a与b连通时，刹车风扇开关12与继电器13接电源的工作触点连通；时间继电器13接负载的工作触点与115V交流接触器17的控制触点输入端联通，115V交流接触器17的控制触点输出端与机轮冷却风扇电机16控制触点联通，机轮冷却风扇电机16的工作触点通过电路保护自动开关1与三相115V，交流电源18与联通。

所述时间继电器13控制触点的输入端与飞机防滑刹车控制盒14的飞机速度状态J_SD信号输出端联通；所述的时间继电器13为具有密封混合延时功能的时间继电器。飞机防滑刹车控制盒14速度信号的输入端与机轮速度传感器15速度信号的输出端联通。

本实施例通过左起落架落地开关10和右起落架落地开关11确定飞机空/地状态。

通过飞机防滑刹车控制盒14分别采集各机轮速度传感器15输出的速度信号，并根据采集到的速度信号确定飞机速度状态；所述飞机速度状态分为高速度状态与低速度状态。根据确定的飞机速度状态和飞机空/地状态确定机载刹车风冷系统自动控制逻辑。通过确定的机载刹车风冷系统自动控制逻辑通过时间继电器13实现延时控制。

所述高速度状态的阀门值为90km/h，低速度状态的阀门值为30km/h.

本实施例还提出了一种具有自动控制功能的机载刹车风冷系统的控制方法，具体过程是：

步骤1、确定飞机速度状态：

四个机轮速度传感器15分别检测四路刹车机轮的速度信号。飞机防滑刹车控制盒14实时采集四个机轮速度传感器15输出的速度信号，并按照设定的控制率转换为基准速度电压V_ωR，所述的基准速度电压V_ωR包括所采集的四个机轮的速度信号，分别是左外刹车机轮基准速度电压V_ωR1、左内刹车机轮基准速度电压V_ωR2、右外刹车机轮基准速度电压V_ωR3和右内刹车机轮基准速度电压V_ωR4。通过基准速度电压V_ωR分别模拟四个机轮的速度信号。

在飞机防滑刹车控制盒14中预先设置飞机高速度门限电压V_SD1为6.2V；当所述的飞机高速度门限电压V_SD1＝6.2V时，刹车机轮速度门限为70km/h。

在飞机防滑刹车控制盒14中预先设置飞机低速度门限电压V_SD2为5.2V；当所述的飞机高速度门限电压V_SD1＝5.2V时，刹车机轮速度门限为30km/h。

采用现有技术中，具有滞迴比较特性的控制逻辑确定飞机高/低速度状态J_SD：

当飞机加速且4个刹车机轮的基准速度电压V_ωR均小于基准速度门限电压V_SD1，或飞机减速且4个飞机刹车机轮基准速度电压V_ωR均小于基准速度门限电压V_SD2时，飞机的高/低速度状态J_SD为低速状态。该低速状态用逻辑“1”表示。

当飞机加速且只要有1个刹车机轮基准速度电压V_ωR大于基准速度门限电压V_SD1，或飞机减速且只要有1个飞机刹车机轮基准速度电压V_ωR大于基准速度门限电压V_SD2时，飞机高/低速度状态J_SD为高速状态。该高速状态用逻辑“0”表示。

飞机速度状态J_SD控制逻辑见表1。

表1飞机速度状态J_SD控制逻辑表

VωR1	VωR2	VωR3	VωR4	JSD
					1	1	1	1	1
1	1	1	0	0
					1	1	0	1	0
1	1	0	0	0
					1	0	1	1	0
1	0	1	0	0
					1	0	0	1	0
1	0	0	0	0
					0	1	1	1	0
0	1	1	0	0
					0	1	0	1	0
0	1	0	0	0
					0	0	1	1	0
0	0	1	0	0
					0	0	0	1	0
0	0	0	0	0

说明：“1”表示飞机速度低，“0”表示飞机速度高。

本实施例中，飞机防滑刹车控制盒14的速度状态识别电路用18VDC供电，飞机速度275km/h对应的机轮基准速度电压V_ωR为12.5V，飞机速度为0km/h对应的机轮基准速度电压V_ωR为4V。飞机速度门限为30km/h对应机轮基准速度电压V_SD2＝5.2V；飞机速度门限为70km/h对应机轮基准速度电压V_SD1＝6.2V，当飞机加速且4路飞机刹车机轮速度均小于70km/h或飞机减速且4路飞机刹车机轮速度均小于30km/h时，飞机为低速状态；当飞机加速且只要有1路飞机刹车机轮速度大于70km/h或飞机减速且只要有1路飞机刹车机轮速度大于30km/h时飞机为高速状态。

步骤2、确定飞机空/地状态：

通过左起落架落地开关10与右起落架落地开关11的通断确定飞机的空/地状态；所述左起落架的空/地状态为J_LD1，右起落架落的空/地状态为J_LD2，飞机空/地状态为J_LD。

当左起落架落地开关10与右起落架落地开关11同时断开时，飞机的空/地状态J_LD为空中；当左起落架落地开关10与右起落架落地开关11同时接通时，飞机的空/地状态J_LD为地面；当左起落架落地开关10与右起落架落地开关11中的一个断开时，飞机的空/地状态为J_LD为空中。飞机空/地状态控制逻辑见表2。

表2飞机空/地状态控制逻辑

JLD1	JLD2	JLD
			地面	地面	地面
地面	空中	空中
			空中	地面	空中
空中	空中	空中

本实施例选用机械式落地开关QLK-3安装在飞机左/右起落架确定的位置上。

根据表2控制逻辑确定飞机的空/地状态，机械式落地开关QLK-3性能参数见表3：

表3QLK-3机械式落地开关性能

步骤3、确定冷却电机的工作时间

本实施例根据外场刹车机轮刹车最高温度经验数据，设定机载刹车风冷系统总工作时间为30min。选择时间继电器13，实现机载刹车风冷系统总工作时间的自动控制。

所述时间继电器13的工作电压为28V.DC，当该时间继电器13的控制端接通时，输出28V的直流电压；当该时间继电器13的工作时间达到30min时，该时间继电器13停止输出直流电压。

本实施例中采用的某型时间继电器性的能参数见表4：

表4某型密封混合延时继电器性能参数

步骤4、确定具有自动控制功能的机载刹车风冷系统的控制逻辑：

通过飞机速度状态信号J_SD和飞机空/地状态信号J_LD共同确定具有自动控制功能的机载刹车风冷系统的控制逻辑。

本实施例中，当飞机空/地状态J_LD为地面，且速度状态J_SD为低速时，接通风扇控制电路保护自动开关3，接通刹车风扇开关12，时间继电器13线圈控制触点吸合，使115V交流接触器17线圈通电、机轮冷却风扇电机16控制触点吸合，控制机轮冷却风扇电机16高速旋转给刹车机轮散热。当机载刹车风冷系统总工作时间达到30min时，机轮冷却风扇电机16停止旋转。

当飞机速度状态信号J_SD为高速且飞机空/地状态信号J_LD为地面时，接通机轮刹车风扇开关12，时间继电器13控制触点断开、115V交流接触器线圈17断电，禁止机轮冷却风扇电机16旋转。

当飞机空/地状态信号J_LD为空中时，接通刹车风扇开关12，左起落架落地开关10或右起落架落地开关11断开，时间继电器13接负载的工作触点断开、115V交流接触器17断电，禁止机轮冷却风扇电机16旋转。

机载刹车风冷系统自动设计逻辑表见表5。

表5机载刹车风冷系统自动控制逻辑表

JSD	JLD	机载刹车控制信号
			0	空中	禁止工作
0	地面	禁止工作
			1	空中	禁止工作
1	地面	工作

说明：“0”代表飞机速度高“1”代表飞机速度低

至此，完成了具有自动控制功能的机载刹车风冷系统的控制。

Claims (6)

1.一种具有自动控制功能的机载刹车风冷系统，所述机载刹车风冷系统是四机轮飞机冷却风扇控制系统；所述的四机轮均分为左机轮和右机轮；所述左机轮和右机轮分别安装在左起落架和右起落架上；其特征在于，每个机轮的冷却风扇控制系统中均包括风扇电源电路自动保护开关、交流接触器、机轮速度传感器、机轮冷却风扇电机，以及四机轮共用的飞机防滑刹车控制盒、时间继电器、直流电源和交流电源；在所述冷却风扇控制系统中，直流电源与风扇控制电路保护自动开关联通；

右起落架落地开关的电源输出端与左起落架落地开关的电源输入端联通；左起落架落地开关电源输出端与刹车风扇开关的输入端联通；当刹车风扇开关的输出端a与断开端c联通时，刹车风扇开关的输出端a悬空；当刹车风扇开关的输入端a与继电器工作触点的输入端b连通时，刹车风扇开关与继电器接电源的工作触点连通；时间继电器接负载的工作触点分别与各机轮的交流接触器的控制触点输入端联通，交流接触器的控制触点输出端分别与所在机轮冷却风扇电机控制触点联通；各机轮冷却风扇电机的工作触点分别通过所在机轮的电路保护自动开关与三相115V的交流电源联通；

所述时间继电器控制触点的输入端与飞机防滑刹车控制盒的飞机速度状态J_SD信号输出端联通；飞机防滑刹车控制盒速度信号的输入端分别与各机轮的机轮速度传感器速度信号的输出端联通。

2.如权利要求1所述具有自动控制功能的机载刹车风冷系统，其特征在于，所述的时间继电器为具有密封混合延时功能的时间继电器。

3.如权利要求1所述具有自动控制功能的机载刹车风冷系统，其特征在于，飞机防滑刹车控制盒分别采集各机轮速度传感器输出的速度信号，并根据采集到的速度信号确定飞机速度状态；所述飞机速度状态分为高速度状态与低速度状态；根据确定的飞机速度状态和飞机空/地状态确定机载刹车风冷系统自动控制逻辑；通过确定的机载刹车风冷系统自动控制逻辑通过时间继电器实现延时控制。

4.如权利要求3所述具有自动控制功能的机载刹车风冷系统，其特征在于，所述高速度状态的阀门值为90km/h，低速度状态的阀门值为30km/h。

5.一种权利要求1所述具有自动控制功能的机载刹车风冷系统的控制方法，其特征在于，具体过程是：

步骤1、确定飞机速度状态：

采用具有滞迴比较特性的控制逻辑确定飞机高/低速度状态J_SD：

当飞机加速且4个刹车机轮的基准速度电压V_ωR均小于基准速度门限电压V_SD1，或飞机减速且4个飞机刹车机轮基准速度电压V_ωR均小于基准速度门限电压V_SD2时，飞机的高/低速度状态J_SD为低速状态；该低速状态用逻辑“1”表示；

当飞机加速且只要有1个刹车机轮基准速度电压V_ωR大于基准速度门限电压V_SD1，或飞机减速且只要有1个飞机刹车机轮基准速度电压V_ωR大于基准速度门限电压V_SD2时，飞机高/低速度状态J_SD为高速状态；该高速状态用逻辑“0”表示；

步骤2、确定飞机空/地状态：

通过左起落架落地开关与右起落架落地开关的通断确定飞机的空/地状态；所述左起落架的空/地状态为J_LD1，右起落架落的空/地状态为J_LD2，飞机空/地状态为J_LD；当左起落架落地开关与右起落架落地开关同时断开时，飞机的空/地状态J_LD为空中；当左起落架落地开关与右起落架落地开关同时接通时，飞机的空/地状态J_LD为地面；当左起落架落地开关与右起落架落地开关中的一个断开时，飞机的空/地状态为J_LD为空中；

步骤3、确定冷却电机的工作时间

通过时间继电器实现机载刹车风冷系统总工作时间的自动控制；

所述时间继电器的工作电压为28V.DC，当该时间继电器的控制端接通时，输出28V的直流电压；当该时间继电器的工作时间达到30min时，该时间继电器停止输出直流电压；

步骤4、确定具有自动控制功能的机载刹车风冷系统的控制逻辑：

通过飞机速度状态信号J_SD和飞机空/地状态信号J_LD共同确定具有自动控制功能的机载刹车风冷系统的控制逻辑；

当飞机空/地状态J_LD为地面，且速度状态J_SD为低速时，接通风扇控制电路保护自动开关，接通刹车风扇开关，时间继电器线圈控制触点吸合，使115V交流接触器线圈通电、机轮冷却风扇电机控制触点吸合，控制机轮冷却风扇电机高速旋转给刹车机轮散热；当机载刹车风冷系统总工作时间达到30min时，机轮冷却风扇电机停止旋转；

当飞机速度状态信号J_SD为高速且飞机空/地状态信号J_LD为地面时，接通机轮刹车风扇开关，时间继电器控制触点断开、115V交流接触器线圈断电，禁止机轮冷却风扇电机旋转；

当飞机空/地状态信号J_LD为空中时，接通刹车风扇开关，左起落架落地开关或右起落架落地开关断开，时间继电器接负载的工作触点断开、115V交流接触器断电，禁止机轮冷却风扇电机旋转；

至此，完成了具有自动控制功能的机载刹车风冷系统的控制。

6.如权利要求5所述具有自动控制功能的机载刹车风冷系统的控制方法，其特征在于，步骤1中确定飞机速度状态时，四个机轮速度传感器分别检测四路刹车机轮的速度信号；飞机防滑刹车控制盒实时采集四个机轮速度传感器输出的速度信号，并按照设定的控制率转换为基准速度电压V_ωR，所述的基准速度电压V_ωR包括所采集的四个机轮的速度信号，分别是左外刹车机轮基准速度电压V_ωR1、左内刹车机轮基准速度电压V_ωR2、右外刹车机轮基准速度电压V_ωR3和右内刹车机轮基准速度电压V_ωR4；通过基准速度电压V_ωR分别模拟四个机轮的速度信号。

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