CN110562443B - 用于飞机刹车机轮的冷却控制器及控制方法 - Google Patents
用于飞机刹车机轮的冷却控制器及控制方法 Download PDFInfo
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Abstract
一种用于飞机刹车机轮的冷却控制器及控制方法，冷却控制器中的空/地状态运算模块分别采集左起落架落地开关的信号和右起落架落地开关的信号，并对该左起落架落地开关和右起落架落地开关的信号状态进行与运算，共同确定飞机的空/地状态。空/地状态运算模块与延时继电器工作端的输入接口联通，从而将确定的飞机空/地状态输出至该延时继电器。通过冷却控制器综合飞机的高/低速度状态和飞机的空/地状态判断，在满足降温条件时，用于飞机刹车机轮的冷却控制器输出机轮冷却系统启动信号给刹车机轮进行降温，保证了刹车机轮降温的及时性，并降低了地勤人员的劳动强度。本发明将飞机的过站时间由60min降到30min，实现了飞机快速度出动。
Description
技术领域
本发明涉及飞机刹车机轮冷却系统控制领域，具体是一种用于飞机刹车机轮的冷却控制器及其控制方法。
背景技术
某型号飞机多采用金属基粉末合金刹车材料，通过采用地面强制水冷或风冷的方法，保证飞机快速度出动。
现代飞机具有着陆重量大、刹车能量大、刹车速度高等特点。C/C复合刹车材料具有摩擦特性好、吸热能力强、密度小、使用寿命长等优点而被广泛使用。但C/C复合刹车材料抗氧化能力差，刹车装置不能水冷，要保证飞机快速度出动，必须对C/C复合刹刹车装置进行强行冷却，刹车冷却控制系统成为刹车机轮必须的机载装置。
经检索，现有飞机防滑刹车控制盒采集飞机的左刹车机轮速度信号，右刹车机轮速度信号、左起落架落地开关信号、右起落架落地开关信号，并将这四个信号进行综合，共同确定当飞机的空/地状态。
申请号为201811242704.4的发明创造具有自动控制功能的机载刹车风冷系统及其控制方法。该发明创造通过左起落架落地开关和右起落架落地开关确定飞机的空/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，用延时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60min～90min缩短到30min，从而缩短飞机的起降时间，提高飞机的起降频率。同时节省了能源、降低地勤人员的劳动强度。但是，该发明创造中的飞机防滑刹车控制盒和延时继电器是两个分离的器件，造成系统附件多，集成度不高；同时该发明的左起落架落地开关和右起落架落地开关采用串联的连接方式，这种连接方式降低了系统的可靠性；该发明创造只是说明了将机轮速度信号转换成高/低速度状态信号，但是该发明创造中没有说明机轮速度信号的采集方式以及如何将速度信号转换成机轮高/低速度状态信号。
申请号为201811309693.7的发明创造一种多轮系飞机主机轮刹车冷却系统。该发明创造包括多个刹车冷却组件和一个温度监测控制盒。各刹车冷却组件中的温度传感器分别插入刹车壳体上各温度传感器安装孔内，并将各温度传感器的信号输入端一并接入温度监测控制盒的温度插座，将各刹车冷却电机的电源输入端一并与温度检测单元的电机插座连通。温度监测控制盒的输出总线与飞机驾驶舱仪表盘连通；以飞机电源做为温度监测控制盒的电源。冷却开关的两端分别与温度监测控制盒输入端和飞机电源连接。该发明创造能够在飞机滑行过程中提前进行冷却降温，提高了飞机的出动频率，降低了刹车装置及其零组件的老化速度，提高刹车装置的整体使用寿命，提高了经济指标。该发明创造中提到的温度监测控制盒的输入端与冷却开关的一个接线端连接；该冷却开关的另一个接线端与飞机电源连接；通过继电器控制对各刹车冷却电机的供电。飞机起落架“空中/地面”状态信号通过数据线与温度监测控制盒的“空中/地面”状态信号输入端连通；飞机驾驶舱“冷却开关”信号通过数据线与温度监测控制盒的“冷却开关”的信号输入端连通；但是，该发明创造只是说明了在飞机起落架“空中/地面”状态为地面时进行启动，如果飞机刹车机轮在高速旋转状态下进行降温，有一定的安全隐患。同时没有说明“空中/地面”怎么确定，没有说明温度监测控制盒输出的冷却信号在什么情况下停止。如果降温过量，会造成能源浪费，还可能造成降温不彻底，影响飞机的出勤周期。
发明内容
为克服现有技术中存在的系统附件多，集成度和可靠性低的不足，本发明提出了一种用于飞机刹车机轮的冷却控制器及控制方法。
所述飞机刹车机轮的冷却控制器包括方波级、速度级、与运算模块、左机轮高/低速门限电路、右机轮高/低速门限电路和延时继电器。所述方波级分为左机轮方波级和右机轮方波级；所述速度级分为左机轮速度级和右机轮速度级。其中：
所述左机轮方波级的信号输入端与左刹车机轮的速度传感器连通；该左机轮方波级的信号输出端与所述左机轮速度级的输入端连通。所述左机轮速度级的输出端与左机轮高/低速门限电路的输入端连通，形成了左机轮速度采集及处理通道。
所述右机轮方波级的信号输入端与右刹车机轮的速度传感器连通；该右机轮方波级的信号输出端与所述右机轮速度级的输入端连通。所述右机轮速度级的输出端与右机轮高/低速门限电路的输入端连通，形成了右机轮速度采集及处理通道。
所述左机轮高/低速门限电路的输出端和右机轮高/低速门限电路的输出端分别与所述延时电器的输入端连通。
所述与运算模块分别采集左起落架落地开关的信号和右起落架落地开关的信号，并对该左起落架落地开关和右起落架落地开关的信号状态进行与运算，共同确定飞机的空/地状态。所述与运算模块与所述延时继电器工作端的输入接口联通，从而将确定的飞机空/地状态输出至该延时继电器。
所述左机轮高/低速门限电路和右机轮高/低速门限电路均采用具有滞回特性的比较电路。
本发明提出的所述冷却控制器实现刹车机轮冷却控制的具体过程是：
步骤一、确定飞机的高/低速度状态JSD。
通过飞机左机轮的高/低速度状态和右机轮的高/低速度状态确定飞机的高/低速度状态JSD。
确定飞机左机轮的高/低速度状态：采集左刹车机轮的速度信号，该速度信号为正弦信号；将左刹车机轮的速度信号通过所述方波级转换成该正弦信号同频率的方波信号，并将该方波信号传输至速度级。通过速度级将该方波信号的频率转换成为与之对应的左机轮基准速度信号VωR左。
设置飞机的左刹车机轮高速门限VSD左1和飞机左刹车机轮低速门限VSD左2。所述左刹车机轮高速门限VSD左1为飞机左刹车机轮速度为70km/h时所对应的速度电压，此时的速度电压为6.2V；左刹车机轮低速门限VSD左2为飞机左刹车机轮速度为30km/h时所对应的速度电压，此时的速度电压为5.2V。
确定飞机右机轮的高/低速度状态：采集右刹车机轮的速度信号，该速度信号为正弦信号；将右刹车机轮的速度信号通过所述方波级转换成该正弦信号同频率的方波信号，并将该方波信号传输至速度级。通过速度级将该方波信号的频率转换成为与之对应的右机轮基准速度信号VωR右。
设置飞机的右刹车机轮高速门限VSD右1和飞机右刹车机轮低速门限VSD右2。所述右刹车机轮高速门限VSD右1为飞机右刹车机轮速度为70km/h时所对应的速度电压，此时的速度电压为6.2V；右刹车机轮低速门限VSD右2为飞机右刹车机轮速度为30km/h时所对应的速度电压，此时的速度电压为5.2V。
通过所述左机轮高/低速门限电路和右机轮高/低速门限电路确定飞机的高/低速度状态JSD。具体过程是：
当飞机处于加速度状态，飞机左机轮基准速度信号VωR左大于飞机左刹车机轮高速门限VSD左1，或飞机右机轮基准速度信号VωR右大于飞机右刹车机轮高速门限VSD右1时，飞机处于高速度状态；JSD为高电平用逻辑1表示；
当飞机处于加速度状态，飞机左机轮基准速度信号VωR左小于飞机左刹车机轮高速门限VSD左1，并且飞机右机轮基准速度信号VωR右小于飞机右刹车机轮高速门限VSD右1时，飞机处于低速度状态；JSD为低电平用逻辑0表示；
当飞机处于减速度状态，飞机左机轮基准速度信号VωR左大于飞机左刹车机轮低速门限VSD左2，或飞机右机轮基准速度信号VωR右大于飞机右刹车机轮低速门限VSD右2时，飞机处于高速度状态；JSD为高电平用逻辑1表示；
当飞机处于减速度状态，飞机左机轮基准速度信号VωR左小于飞机左刹车机轮低速门限VSD左2，并且飞机右机轮基准速度信号VωR右小于飞机右刹车机轮低速门限VSD右2时，飞机处于低速度状态；JSD为低电平用逻辑0表示。
所述的左机轮高/低速门限电路和右机轮高/低速门限电路均采用18V.DC供电。
当左刹车机轮速度VωR左和右刹车机轮速度VωR右均小于30km/h时，飞机处于低速度状态；当左刹车机轮速度VωR左或右刹车机轮速度VωR右中有一路速度大于70km/h时，飞机处于高速度状态。
步骤二、根据落地开关信号确定飞机空/地状态JLD：
当左起落架落地开关和右起落架落地开关同时处于空中时，飞机处于空中状态；
飞机着陆过程中，当左起落架落地开关和右起落架落地开关同时处于空中时，飞机处于空中状态。
飞机着陆过程中，左起落架落地开关或右起落架落地开关处于地面时，飞机处于空中状态。
飞机着陆后，左起落架落地开关和右起落架落地开关同时处于地面时，飞机处于地面状态。
JLD为飞机空/地状态，JLD左为左起落架落地开关空/地状态，JLD右为右起落架落地开关空/地状态用JLD右。当左起落架落地开关和右起落架落地开关处于空中状态时，飞机处于空中状态；左起落架落地开关或右起落架落地开关处于空中状态时，飞机处于空中状态；左起落架落地开关和右起落架落地开关同时处于地面状态时，飞机处于地面状态。
步骤三、确定飞机刹车冷却系统工作时间。
确定飞机刹车冷却系统工作时间T为20～40min。
根据设定的飞机冷却系统控制逻辑，通过具有延时功能的继电器实现刹车冷却系统的自动控制。当所述延时继电器常开触点吸合，飞机刹车冷却系统开始工作；所述延时继电器常开触点断开，机刹车冷却系统停止工作。
步骤四、确定飞机刹车冷却系统控制逻辑。
通过飞机速度状态信号JSD和飞机空/地状态信号JLD确定飞机冷却系统控制信号KFS。
飞机速度状态信号JSD为高速度状态，飞机空/地状态信号JLD为空中时，所述用于飞机刹车机轮的冷却控制器不输出飞机冷却系统控制信号，飞机冷却系统控制信号KFS为低电平。
飞机速度状态信号JSD为高速度状态，飞机空/地状态信号JLD为地面时，所述用于飞机刹车机轮的冷却控制器不输出飞机冷却系统控制信号，飞机冷却系统控制信号KFS为低电平。
飞机速度状态信号JSD为低速度状态，飞机空/地状态信号JLD为空中时，所述用于飞机刹车机轮的冷却控制器不输出飞机冷却系统控制信号，飞机冷却系统控制信号KFS为低电平。
飞机速度状态信号JSD为低速度状态，飞机空/地状态信号JLD为地面时，所述用于飞机刹车机轮的冷却控制器输出飞机冷却系统控制信号KFS；该飞机冷却系统控制信号KFS为高电平。
所述用于飞机刹车机轮的冷却控制器检测飞机速度状态、飞机空/地状态，通过延时继电器控制冷却系统工作时间，从而实现了飞机刹车机轮的冷却控制。
步骤五、飞机刹车冷却系统的自动控制。
当飞机着陆后，冷却控制器通过左起落架落地开关的空地状态和右起落架落地开关的空地状态判断飞机是否处于地面状态。当所述左起落架落地开关和右起落架落地开关同时为地面状态时，判定飞机的空地状态处于地面状态。
冷却控制器检测左刹车机轮的速度传感器的速度信号和右刹车机轮的速度传感器的速度信号是否满足冷却控制器设定的飞机低速状态。当冷却控制器确定飞机的高/低速状态为低速状态，延时继电器向飞机冷却系统输出冷却控制指令。
飞机冷却系统中的延时继电器常开触点接通，飞机冷却系统启动风扇，对刹车机轮进行冷却。当飞机刹车冷却时间达到设定的飞机刹车冷却系统工作时间T时，所述延时继电器常开触点断开，输出飞机冷却系统停止信号，结束对所述刹车机轮的冷却。
至此，完成了对冷却控制器的控制。
本发明中，右机轮方波级的信号输入端与右刹车机轮的速度传感器连通；该右机轮方波级的信号输出端与所述右机轮速度级的输入端连通。右机轮速度级的输出端与右机轮高/低速门限电路的输入端连通，形成了右机轮速度采集及处理通道。所述左机轮速度采集及处理通道与右机轮速度采集及处理通道完全相同。所述左机轮高/低速门限电路的输出端和右机轮高/低速门限电路的输出端分别与所述延时电器的输入端连通。通过右机轮方波级的信号输入端采集右刹车机轮速度传感器输入的右刹车机轮速度信号，在用于飞机刹车机轮的冷却控制器中设置飞机右刹车机轮高速门限VSD右1，飞机右刹车机轮低速门限VSD右2。从而确定右机轮速度状态信号；通过左机轮方波级的信号输入端采集左刹车机轮速度传感器输入的左刹车机轮速度信号，在用于飞机刹车机轮的冷却控制器中设置飞机左刹车机轮高速门限VSD左1，飞机左刹车机轮低速门限VSD左2。从而确定左机轮速度状态信号；用于飞机刹车机轮的冷却控制器将左机轮速度信号和右机轮速度信号进行逻辑运算，从而确定飞机的高/低速度状态。
用于飞机刹车机轮的冷却控制器中的空/地状态运算模块分别采集左起落架落地开关的信号和右起落架落地开关的信号，并对该左起落架落地开关和右起落架落地开关的信号状态进行与运算，共同确定飞机的空/地状态。空/地状态运算模块与所述延时继电器工作端的输入接口联通，从而将确定的飞机空/地状态输出至该延时继电器。用于飞机刹车机轮的冷却控制器将飞机的高/低速度状态和飞机的空/地状态进行综合，从而确定飞机用于飞机刹车机轮的冷却控制器的冷却系统启动信号，在满足降温条件时，用于飞机刹车机轮的冷却控制器输出机轮冷却系统启动信号给刹车机轮进行降温，保证了刹车机轮降温的及时性，并降低了地勤人员的劳动强度。本发明将飞机的过站时间由60min降到30min，解决了飞机快速度出动的问题。
附图说明
图1是现有技术控制逻辑图；
图2是现有技术结构图。
图3是本发明控制逻辑图；
图4是本发明结构图。
具体实施方式
本实施是一种用于飞机刹车机轮的冷却控制器，包括方波级、速度级、与运算模块、左机轮高/低速门限电路、右机轮高/低速门限电路和延时继电器。所述方波级分为左机轮方波级和右机轮方波级；所述速度级分为左机轮速度级和右机轮速度级。其中：
所述左机轮方波级的信号输入端与左刹车机轮的速度传感器连通；该左机轮方波级的信号输出端与所述左机轮速度级的输入端连通。所述左机轮速度级的输出端与左机轮高/低速门限电路的输入端连通，形成了左机轮速度采集及处理通道。
所述右机轮方波级的信号输入端与右刹车机轮的速度传感器连通；该右机轮方波级的信号输出端与所述右机轮速度级的输入端连通。所述右机轮速度级的输出端与右机轮高/低速门限电路的输入端连通，形成了右机轮速度采集及处理通道。
所述左机轮速度采集及处理通道与右机轮速度采集及处理通道完全相同。
所述左机轮高/低速门限电路的输出端和右机轮高/低速门限电路的输出端分别与所述延时电器的输入端连通。
所述空/地状态运算模块分别采集左起落架落地开关的信号和右起落架落地开关的信号，并对该左起落架落地开关和右起落架落地开关的信号状态进行与运算，共同确定飞机的空/地状态。所述空/地状态运算模块与所述延时继电器工作端的输入接口联通，从而将确定的飞机空/地状态输出至该延时继电器。
所述空/地状态运算模块采用现有技术，对左起落架落地开关和右起落架落地开关进行运算，当左起落架落地开关和右起落架落地开关均处于地面状态时，飞机处于地面状态；当左起落架落地开关和右起落架落地开关均处于空中状态时，飞机处于空中状态；当左起落架落地开关或右起落架落地开关处于空中状态时，飞机处于空中状态。
所述延时继电器采用密封混合延时继电器，为现有技术。该延时继电器的性能参数见表1：
表1某型密封混合延时继电器性能参数
注：表1中所述2Z为两组转换。
所述左机轮高/低速门限电路和右机轮高/低速门限电路均采用具有滞回特性的比较电路。
所述方波级和速度级均采用现有技术。
本实施提出了一种通过所述用于飞机刹车机轮的冷却控制器实现刹车机轮冷却控制的方法，具体过程是：
步骤一、确定飞机的高/低速度状态JSD。
通过飞机左机轮的高/低速度状态和右机轮的高/低速度状态确定飞机的高/低速度状态JSD。
确定飞机左机轮的高/低速度状态：采集左刹车机轮的速度信号，该速度信号为正弦信号；将左刹车机轮的速度信号通过所述方波级转换成与该正弦信号同频率的方波信号，并将该方波信号传输至速度级。通过速度级将该方波信号的频率转换成为与之对应的左机轮基准速度信号VωR左。
设置飞机的左刹车机轮高速门限VSD左1和飞机左刹车机轮低速门限VSD左2。所述左刹车机轮高速门限VSD左1为飞机左刹车机轮速度为70km/h时所对应的速度电压，此时的速度电压为6.2V；左刹车机轮低速门限VSD左2为飞机左刹车机轮速度为30km/h时所对应的速度电压，此时的速度电压为5.2V。
确定飞机右机轮的高/低速度状态：采集右刹车机轮的速度信号，该速度信号为正弦信号；将右刹车机轮的速度信号通过所述方波级转换成该正弦信号同频率的方波信号，并将该方波信号传输至速度级。通过速度级将该方波信号的频率转换成为与之对应的右机轮基准速度信号VωR右。
设置飞机的右刹车机轮高速门限VSD右1和飞机右刹车机轮低速门限VSD右2。所述右刹车机轮高速门限VSD右1为飞机右刹车机轮速度为70km/h时所对应的速度电压，此时的速度电压为6.2V；右刹车机轮低速门限VSD右2为飞机右刹车机轮速度为30km/h时所对应的速度电压，此时的速度电压为5.2V。
通过所述左机轮高/低速门限电路和右机轮高/低速门限电路确定飞机的高/低速度状态JSD。具体过程是：
当飞机处于加速度状态，飞机左机轮基准速度信号VωR左大于飞机左刹车机轮高速门限VSD左1，或飞机右机轮基准速度信号VωR右大于飞机右刹车机轮高速门限VSD右1时，飞机处于高速度状态；JSD为高电平用逻辑1表示；
当飞机处于加速度状态，飞机左机轮基准速度信号VωR左小于飞机左刹车机轮高速门限VSD左1，并且飞机右机轮基准速度信号VωR右小于飞机右刹车机轮高速门限VSD右1时，飞机处于低速度状态；JSD为低电平用逻辑0表示；
当飞机处于减速度状态，飞机左机轮基准速度信号VωR左大于飞机左刹车机轮低速门限VSD左2，或飞机右机轮基准速度信号VωR右大于飞机右刹车机轮低速门限VSD右2时，飞机处于高速度状态；JSD为高电平用逻辑1表示；
当飞机处于减速度状态，飞机左机轮基准速度信号VωR左小于飞机左刹车机轮低速门限VSD左2，并且飞机右机轮基准速度信号VωR右小于飞机右刹车机轮低速门限VSD右2时，飞机处于低速度状态；JSD为低电平用逻辑0表示。
飞机高/低速度状态JSD为高电平信号用逻辑1表示，为低电平信号用逻辑0表示。，飞机速度控制逻辑表见表2。
表2飞机的高/低速度状态逻辑表
| J<sub>SD左</sub> | J<sub>SD右</sub> | J<sub>SD</sub> | |
| 电平信号 | 1 | 0 | 1 |
| 电平信号 | 1 | 0 | 1 |
| 电平信号 | 0 | 1 | 1 |
| 电平信号 | 0 | 0 | 0 |
注：表2中，JSD左为左机轮的高/低速度状态，JSD右为右机轮的高/低速度状态。
所述的左机轮高/低速门限电路和右机轮高/低速门限电路均采用18V.DC供电。
当左刹车机轮速度VωR左和右刹车机轮速度VωR右均小于30km/h时，飞机处于低速度状态，JSD为低电平用逻辑0表示；当左刹车机轮速度VωR左或右刹车机轮速度VωR右中有一路速度大于70km/h时，飞机处于高速度状态，JSD为高电平用逻辑1表示。
步骤二、根据落地开关信号确定飞机空/地状态JLD：
当左起落架落地开关和右起落架落地开关同时处于空中时，飞机处于空中状态；
飞机着陆过程中，当左起落架落地开关和右起落架落地开关同时处于空中时，飞机处于空中状态。
飞机着陆过程中，左起落架落地开关或右起落架落地开关处于地面时，飞机处于空中状态。
飞机着陆后，左起落架落地开关和右起落架落地开关同时处于地面时，飞机处于地面状态。
JLD为飞机空/地状态，JLD左为左起落架落地开关空/地状态，JLD右为右起落架落地开关空/地状态用JLD右。飞机空/地状态JLD控制逻辑见表3。
表3飞机空/地状态控制逻辑
| J<sub>LD左</sub> | J<sub>LD右</sub> | J<sub>LD</sub> |
| 地面 | 地面 | 地面 |
| 地面 | 空中 | 空中 |
| 空中 | 地面 | 空中 |
| 空中 | 空中 | 空中 |
本实施例中，左起落架落地开关和右起落架落地开关处于空中状态时，飞机处于空中状态；左起落架落地开关或右起落架落地开关处于空中状态时，飞机处于空中状态；左起落架落地开关和右起落架落地开关同时处于地面状态时，飞机处于地面状态。
步骤三、确定飞机刹车冷却系统工作时间。
选择延时继电器，实现飞机刹车冷却系统总工作时间的自动控制。
本实施例根据刹车机轮刹车温度变化经验数据，确定飞机刹车冷却系统总工作时间为30min。
本实施例中，飞机冷却系统控制逻辑驱动采用具有延时功能的继电器实现刹车冷却系统的自动控制。用于飞机刹车机轮的冷却控制器输出飞机冷却系统控制信号，延时继电器常开触点吸合，当飞机冷却系统总工作时间达到30min时，所述延时继电器常开触点断开，输出飞机冷却系统停止信号。
步骤四、确定飞机刹车冷却系统控制逻辑。
通过飞机速度状态信号JSD和飞机空/地状态信号JLD确定飞机冷却系统控制信号KFS。
飞机速度状态信号JSD为高速度状态，飞机空/地状态信号JLD为空中时，所述用于飞机刹车机轮的冷却控制器不输出飞机冷却系统控制信号，飞机冷却系统控制信号KFS为低电平。
飞机速度状态信号JSD为高速度状态，飞机空/地状态信号JLD为地面时，所述用于飞机刹车机轮的冷却控制器不输出飞机冷却系统控制信号，飞机冷却系统控制信号KFS为低电平。
飞机速度状态信号JSD为低速度状态，飞机空/地状态信号JLD为空中时，所述用于飞机刹车机轮的冷却控制器不输出飞机冷却系统控制信号，飞机冷却系统控制信号KFS为低电平。
飞机速度状态信号JSD为低速度状态，飞机空/地状态信号JLD为地面时，所述用于飞机刹车机轮的冷却控制器输出飞机冷却系统控制信号KFS；该飞机冷却系统控制信号KFS为高电平。飞机冷却风扇控制逻辑见表4。
表4飞机刹车冷却风扇控制逻辑
| J<sub>SD</sub> | J<sub>LD</sub> | K<sub>FS</sub> |
| 0 | 地面 | 高电平 |
| 0 | 空中 | 低电平 |
| 1 | 地面 | 低电平 |
| 1 | 空中 | 低电平 |
步骤五、飞机刹车冷却系统的自动控制。
当飞机着陆后，冷却控制器通过左起落架落地开关的空地状态和右起落架落地开关的空地状态判断飞机是否处于地面状态。当所述左起落架落地开关和右起落架落地开关同时为地面状态时，判定飞机的空地状态处于地面状态。
冷却控制器检测左刹车机轮的速度传感器的速度信号和右刹车机轮的速度传感器的速度信号是否满足冷却控制器设定的飞机低速状态。当冷却控制器确定飞机的高/低速状态为低速状态，延时继电器向飞机冷却系统输出冷却控制指令。
飞机冷却系统中的延时继电器常开触点接通，飞机冷却系统启动风扇，对刹车机轮进行冷却。当飞机刹车冷却时间达到设定的飞机刹车冷却系统工作时间T时，所述延时继电器常开触点断开，输出飞机冷却系统停止信号，结束对所述刹车机轮的冷却。
至此，完成了对冷却控制器的控制。
本实施例通过飞机刹车机轮的冷却控制器检测飞机速度状态、飞机空/地状态，并通过该延时继电器控制冷却系统工作时间，从而实现了飞机刹车机轮的冷却控制。
本实施例将右机轮机轮飞机高/低速度状态JSD信号的输出点与延时继电器控制触点的输入端联通，将飞机空/地状态信号输出端与延时继电器工作端的输入接口联通。将确定的飞机的高/低速度状态、飞机的空/地状态和延时继电器信号进行综合，通过延时继电器工作端的输出接口输出冷却控制信号，实现对飞机刹车机轮冷却的控制。
Claims (6)
1.一种用于飞机刹车机轮的冷却控制器，其特征在于，包括方波级、速度级、与运算模块、左机轮高/低速门限电路、右机轮高/低速门限电路和延时继电器；所述方波级分为左机轮方波级和右机轮方波级；所述速度级分为左机轮速度级和右机轮速度级；其中：
所述左机轮方波级的信号输入端与左刹车机轮的速度传感器连通；该左机轮方波级的信号输出端与所述左机轮速度级的输入端连通；所述左机轮速度级的输出端与左机轮高/低速门限电路的输入端连通，形成了左机轮速度采集及处理通道；
所述右机轮方波级的信号输入端与右刹车机轮的速度传感器连通；该右机轮方波级的信号输出端与所述右机轮速度级的输入端连通；所述右机轮速度级的输出端与右机轮高/低速门限电路的输入端连通，形成了右机轮速度采集及处理通道；
所述左机轮高/低速门限电路的输出端和右机轮高/低速门限电路的输出端分别与所述延时继电器的输入端连通；
所述与运算模块分别采集左起落架落地开关的信号和右起落架落地开关的信号，并对该左起落架落地开关和右起落架落地开关的信号状态进行与运算，共同确定飞机的空/地状态；所述与运算模块与所述延时继电器工作端的输入接口联通，从而将确定的飞机空/地状态输出至该延时继电器。
2.如权利要求1所述用于飞机刹车机轮的冷却控制器，其特征在于，所述左机轮高/低速门限电路和右机轮高/低速门限电路均采用具有滞回特性的比较电路。
3.一种权利要求1所述冷却控制器实现刹车机轮冷却控制的方法，其特征在于，具体过程是：
步骤一、确定飞机的高/低速度状态JSD；
通过飞机左机轮的高/低速度状态和右机轮的高/低速度状态确定飞机的高/低速度状态JSD，具体过程是：
当飞机处于加速度状态，飞机左机轮基准速度信号VωR左大于飞机左刹车机轮高速门限VSD左1，或飞机右机轮基准速度信号VωR右大于飞机右刹车机轮高速门限VSD右1时，飞机处于高速度状态；JSD为高电平用逻辑1表示；
当飞机处于加速度状态，飞机左机轮基准速度信号VωR左小于飞机左刹车机轮高速门限VSD左1，并且飞机右机轮基准速度信号VωR右小于飞机右刹车机轮高速门限VSD右1时，飞机处于低速度状态；JSD为低电平用逻辑0表示；
当飞机处于减速度状态，飞机左机轮基准速度信号VωR左大于飞机左刹车机轮低速门限VSD左2，或飞机右机轮基准速度信号VωR右大于飞机右刹车机轮低速门限VSD右2时，飞机处于高速度状态；JSD为高电平用逻辑1表示；
当飞机处于减速度状态，飞机左机轮基准速度信号VωR左小于飞机左刹车机轮低速门限VSD左2，并且飞机右机轮基准速度信号VωR右小于飞机右刹车机轮低速门限VSD右2时，飞机处于低速度状态；JSD为低电平用逻辑0表示；
步骤二、根据落地开关信号确定飞机空/地状态JLD：
当左起落架落地开关和右起落架落地开关同时处于空中时，飞机处于空中状态；飞机着陆过程中，当左起落架落地开关和右起落架落地开关同时处于空中时，飞机处于空中状态；
飞机着陆过程中，左起落架落地开关或右起落架落地开关处于地面时，飞机处于空中状态；
飞机着陆后，左起落架落地开关和右起落架落地开关同时处于地面时，飞机处于地面状态；
JLD为飞机空/地状态，JLD左为左起落架落地开关空/地状态，JLD右为右起落架落地开关空/地状态用JLD右；当左起落架落地开关和右起落架落地开关处于空中状态时，飞机处于空中状态；左起落架落地开关或右起落架落地开关处于空中状态时，飞机处于空中状态；左起落架落地开关和右起落架落地开关同时处于地面状态时，飞机处于地面状态；
步骤三、确定飞机刹车冷却系统工作时间；
确定飞机刹车冷却系统工作时间T为20～40min；
步骤四、确定飞机刹车冷却系统控制逻辑；
通过飞机速度状态信号JSD和飞机空/地状态信号JLD确定飞机冷却系统控制信号KFS；飞机速度状态信号JSD为高速度状态，飞机空/地状态信号JLD为空中时，所述用于飞机刹车机轮的冷却控制器不输出飞机冷却系统控制信号，飞机冷却系统控制信号KFS为低电平；
飞机速度状态信号JSD为高速度状态，飞机空/地状态信号JLD为地面时，所述用于飞机刹车机轮的冷却控制器不输出飞机冷却系统控制信号，飞机冷却系统控制信号KFS为低电平；
飞机速度状态信号JSD为低速度状态，飞机空/地状态信号JLD为空中时，所述用于飞机刹车机轮的冷却控制器不输出飞机冷却系统控制信号，飞机冷却系统控制信号KFS为低电平；
飞机速度状态信号JSD为低速度状态，飞机空/地状态信号JLD为地面时，所述用于飞机刹车机轮的冷却控制器输出飞机冷却系统控制信号KFS；该飞机冷却系统控制信号KFS为高电平；
步骤五、飞机刹车冷却系统的自动控制；
当飞机着陆后，冷却控制器通过左起落架落地开关的空地状态和右起落架落地开关的空地状态判断飞机是否处于地面状态；当所述左起落架落地开关和右起落架落地开关同时为地面状态时，判定飞机的空地状态处于地面状态；
冷却控制器检测左刹车机轮的速度传感器的速度信号和右刹车机轮的速度传感器的速度信号是否满足冷却控制器设定的飞机低速状态；当冷却控制器确定飞机的高/低速状态为低速状态，延时继电器向飞机冷却系统输出冷却控制指令；
飞机冷却系统中的延时继电器常开触点接通，飞机冷却系统启动风扇，对刹车机轮进行冷却；当飞机刹车冷却时间达到设定的飞机刹车冷却系统工作时间T时，所述延时继电器常开触点断开，输出飞机冷却系统停止信号，结束对所述刹车机轮的冷却；
至此，完成了对冷却控制器的控制。
4.如权利要求3所述冷却控制器实现刹车机轮冷却控制的方法，其特征在于，所述确定飞机左机轮的高/低速度状态时，采集左刹车机轮的速度信号，该速度信号为正弦信号；将左刹车机轮的速度信号通过所述方波级转换成该正弦信号同频率的方波信号，并将该方波信号传输至速度级；通过速度级将该方波信号的频率转换成为与之对应的左机轮基准速度信号VωR左；
设置飞机的左刹车机轮高速门限VSD左1和飞机左刹车机轮低速门限VSD左2；所述左刹车机轮高速门限VSD左1为飞机左刹车机轮速度为70km/h时所对应的速度电压，此时的速度电压为6.2V；左刹车机轮低速门限VSD左2为飞机左刹车机轮速度为30km/h时所对应的速度电压，此时的速度电压为5.2V。
5.如权利要求3所述冷却控制器实现刹车机轮冷却控制的方法，其特征在于，所述确定飞机右机轮的高/低速度状态时，采集右刹车机轮的速度信号，该速度信号为正弦信号；将右刹车机轮的速度信号通过所述方波级转换成该正弦信号同频率的方波信号，并将该方波信号传输至速度级；通过速度级将该方波信号的频率转换成为与之对应的右机轮基准速度信号VωR右；
设置飞机的右刹车机轮高速门限VSD右1和飞机右刹车机轮低速门限VSD右2；所述右刹车机轮高速门限VSD右1为飞机右刹车机轮速度为70km/h时所对应的速度电压，此时的速度电压为6.2V；右刹车机轮低速门限VSD右2为飞机右刹车机轮速度为30km/h时所对应的速度电压，此时的速度电压为5.2V。
6.如权利要求3所述冷却控制器实现刹车机轮冷却控制的方法，其特征在于，所述左刹车机轮速度VωR左和右刹车机轮速度VωR右均小于30km/h时，飞机为低速度状态；所述左刹车机轮速度VωR左或右刹车机轮速度VωR右中有一路速度大于70km/h时，飞机为高速度状态。
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