CN110597320A - 具有自动降温功能的温度控制器及其控制方法 - Google Patents
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Abstract
一种具有自动降温功能的温度控制器及其控制方法。该具有自动降温功能的温度控制器包括分别由温度采集电路、信号放大电路、温度高/低门限电路和继电器组成的左刹车机轮冷却控制电路和右刹车机轮冷却控制电路，并通过空/地状态运算模块对左起落架落地开关状态和右起落架落地开关状态进行与运算，以判断飞机的空/地状态。当满足输出刹车机轮冷却控制信号时，输出左刹车机轮冷却控制信号或右刹车机轮冷却控制信号，或者同时输出左刹车机轮冷却控制信号和右刹车机轮冷却控制信号，做到有针对性的输出降温控制信号，即满足降低了能量损耗，延长了降温设备的使用寿命，降低了地勤人员的劳动强度，使飞机过站时间缩短至30min。
Description
技术领域
本发明涉及飞机刹车机轮的冷却降温系统领域，具体是一种用于飞机刹车机轮降温的自动降温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，要保证飞机快速出动，必须对C/C复合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，现有技术只有温度采集功能，将采集的温度信号经过放大后传送到显示屏上，并没有自动降温功能。
申请号为201811245088.8的发明创造一种基于温度的飞机机载刹车风冷控制系统及其设计方法，该发明创造中主轮温度监控单元温度信号的输入点与温度传感器温度信号的输出点联通，主轮温度监控单元的两个刹车机轮温度状态TWD信号输出点分别与两个继电器控制触点的输入端联通，确定温度传感器采集到的温度门限；主轮温度监控单元内部设定的温度门限分为高信号门限TWD1和低信号门限TWD2；根据确定的高信号门限TWD1和低信号门限TWD2，采用具有滞迴比较特性的温度状态识别方法，确定刹车机轮的温度状态TWD；该刹车机轮的温度状态TWD分为高温度状态与低温度状态；主轮温度监控单元通过左刹车起落架落地开关和右刹车起落架落地开关的通断共同确定飞机的空/地状态；主轮温度监控单元根据刹车机轮温度状态信号TWD和飞机空/地状态信号JLD确定机载刹车风冷系统自动控制逻辑；该发明创造在刹车机轮温度达到温度高的条件时，能够在飞机着陆后及时可靠的对该刹车机轮进行降温，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，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。但是所述主轮温度监控单元没有实现对刹车机轮的独立控制，对造成刹车机轮冷却风扇电机长时间工作，降低了刹车机轮冷却风扇电机的使用寿命，同时增加了能量消耗。
申请号为201811309693.7的发明创造一种多轮系飞机主刹车机轮刹车冷却系统。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，影响飞机的出勤时间，同时会造成能源浪费；如果降温不彻底，造成飞机刹车机轮的温度不能满足起飞条件，影响飞机的出勤周期。
发明内容
为克服现有技术中存在的或者造成能源浪费，或者影响飞机的出勤周期，并且存在安全隐患的不足，本发明提出了一种具有自动降温功能的温度控制器及其控制方法。
本发明提出的具有自动降温功能的温度控制器包括温度采集电路、信号放大电路、温度高/低门限电路、继电器和空/地状态运算模块。
所述温度采集电路分为左刹车机轮温度采集电路和右刹车机轮温度采集电路；所述信号放大电路分为左刹车机轮信号放大电路和右刹车机轮信号放大电路；所述温度高/低门限电路分为左刹车机轮温度高/低门限电路和右刹车机轮温度高/低门限电路；所述继电器分为左刹车机轮继电器和右刹车机轮继电器。分别形成左刹车机轮温度信号和右刹车机轮温度信号。其中：
所述左刹车机轮温度采集电路的输入端与左刹车机轮的温度传感器连通，左刹车机轮温度采集电路的输出端与左刹车机轮信号放大电路的输入端连通，左刹车机轮信号放大电路的输出端与左刹车机轮温度高/低门限电路的输入端连通，左刹车机轮温度高/低门限电路的输出端与左刹车机轮继电器控制信号的输入端连通；该左刹车机轮继电器控制信号的输出端与左机轮冷却控制信号的输入端连通。通过左刹车机轮温度采集电路采集左刹车机轮温度传感器的温度信号，并将该温度信号通过左刹车机轮信号放大电路进行放大后经左刹车机轮温度高/低门限电路输出左刹车机轮温度高/低状态。
右刹车机轮温度采集电路的输入端与右刹车机轮的温度传感器连通，右刹车机轮温度采集电路的输出端与右刹车机轮信号放大电路的输入端连通，右刹车机轮信号放大电路的输出端与右刹车机轮温度高/低门限电路的输入端连通，右刹车机轮温度高/低门限电路的输出端与右刹车机轮继电器控制信号的输入端连通；该右刹车机轮继电器控制信号的输出端与右机轮冷却控制信号的输入端连通。通过右刹车机轮温度采集电路采集右刹车机轮温度传感器的温度信号，并将该温度信号通过右刹车机轮信号放大电路进行放大后经右刹车机轮温度高/低门限电路输出右刹车机轮温度高/低状态。
所述空/地状态运算模块的输入端分别与左起落架落地开关和右起落架落地开关连通；该空/地状态运算模块的输出端分别与左刹车机轮继电器工作端的输入接口和右刹车机轮继电器工作端的输入接口连通。通过所述空/地状态运算模块分别采集左起落架落地开关状态和右起落架落地开关状态，并对该左起落架落地开关状态和右起落架落地开关状态进行与运算，共同确定飞机的空/地状态，并将确定的飞机空/地状态分别输出至左刹车机轮继电器和右刹车机轮继电器。
本发明提出的具有自动降温功能的温度控制器的控制方过程是：
步骤一、确定刹车机轮的温度状态TWD：
通过左刹车机轮的温度信号和右刹车机轮的温度信号确定刹车机轮的温度状态TWD。
Ⅰ判定左刹车机轮的温度高低时：通过左刹车机轮温度采集电路采集左刹车机轮温度传感器的温度信号，并将该温度信号进行放大后，通过具有滞迴比较特性的高/低温度门限电路确定左刹车机轮的温度状态
所述判定左刹车机轮的温度高低的具体过程是：
在左刹车机轮高/低温度门限电路中预先设置为该左刹车机轮温度的高门限；该左刹车机轮温度的高门限所对应的温度为300℃。为左刹车机轮温度的低门限；该左刹车机轮温度的低门限所对应的温度为90℃。左刹车机轮温度采集电路实时采集左刹车机轮温度传感器输出的左刹车机轮的温度信号tL。
当所述左刹车机轮的温度信号tL处于上升过程、并且tL小于左刹车机轮温度的高门限时，左刹车机轮温度状态为温度低，左刹车机轮温度状态输出为0。
当所述左刹车机轮的温度信号处于上升过程、并且tL大于左刹车机轮温度的高门限时，左刹车机轮温度状态为温度高，左刹车机轮温度状态输出为1。
当所述左刹车机轮的温度信号tL处于下降过程、并且tL小于左刹车机轮温度的低门限时，左刹车机轮温度状态为温度低，左刹车机轮温度状态输出为0。
当所述左刹车机轮的温度信号tL处于下降过程、并且tL大于左刹车机轮温度的低门限时，左刹车机轮温度状态为温度高，左刹车机轮温度状态输出为1。
Ⅱ判定右刹车机轮的温度高低时：通过右刹车机轮温度采集电路采集右刹车机轮温度传感器的温度信号，并将该温度信号进行放大后，通过具有滞迴比较特性的高/低温度门限电路确定右刹车机轮的温度状态
所述判定右刹车机轮的温度高低时具体过程是：
在右刹车机轮高/低温度门限电路中预先设置为该右刹车机轮温度的高门限；该右刹车机轮温度的高门限所对应的温度为300℃。为右刹车机轮温度的低门限；该右刹车机轮温度的低门限所对应的温度为90℃。右刹车机轮温度采集电路实时采集右刹车机轮温度传感器输出的右刹车机轮的温度信号tR。
当所述右刹车机轮的温度信号tR处于上升过程、并且tR小于右刹车机轮温度的高门限时，右刹车机轮温度状态为温度低，右刹车机轮温度状态输出为0。
当所述右刹车机轮的温度信号处于上升过程、并且tR大于右刹车机轮温度的高门限时，右刹车机轮温度状态为温度高，右刹车机轮温度状态输出为1。
当所述右刹车机轮的温度信号tR处于下降过程、并且tR小于右刹车机轮温度的低门限时，右刹车机轮温度状态为温度低，右刹车机轮温度状态输出为0。
当所述右刹车机轮的温度信号tR处于下降过程、并且tR大于右刹车机轮温度的低门限时，右刹车机轮温度状态为温度高，右刹车机轮温度状态输出为1。
步骤二、根据落地开关信号确定飞机空/地状态JLD。
通过空/地状态运算模块实时检测左起落架落地开关状态和右起落架落地开关状态，并根据检测到的左起落架落地开关状态和右起落架落地开关状态确定飞机的空/地状态。飞机空/地状态用JLD表示，左起落架落地开关的空/地状态用JLD1表示，右起落架落地开关空/地状态用JLD2表示。
步骤三、确定具有自动降温功能的控制器的冷却控制逻辑。
根据飞机空/地状态JLD和刹车机轮温度状态TWD确定所述具有自动降温功能的控制器的自动冷却控制逻辑：
当飞机空/地状态JLD处于空中状态时，该具有自动降温功能的控制器不输出冷却控制信号；
当飞机空/地状态JLD处于地面状态、并且刹车机轮温度状态TWD小于温度高门限时，该具有自动降温功能的控制器不输出冷却控制信号；
当飞机空/地状态JLD处于地面状态、左刹车机轮温度状态大于温度高门限时，该具有自动降温功能的控制器输出左刹车机轮冷却控制信号；
当飞机空/地状态JLD处于地面状态、右刹车机轮温度状态TWDR大于温度高门限时，一种具有自动降温功能的控制器输出右刹车机轮冷却控制信号；
当飞机空/地状态JLD处于地面状态、左刹车机轮温度状态和右刹车机轮温度状态TWDR大于温度高门限时，该具有自动降温功能的控制器同时输出左刹车机轮和右刹车机轮冷却控制信号。
至此，完成了所述具有自动降温功能的控制器的冷却控制。
本发明在温度控制器中增加温度采集电路、信号放大电路、温度高/低门限电路和继电器，通过左刹车机轮温度信号采集、处理电路和右刹车机轮温度信号采集、处理电路，将左刹车机轮温度信号转换成左刹车机轮高/低温度状态，将右刹车机轮温度信号转换成右刹车机轮高/低温度状态，两路温度信号采集、处理电路完全相同；左刹车机轮和右刹车机轮采取独立控制的策略；通过采集左起落架落地开关状态和右起落架落地开关状态确定飞机的空/地状态；当满足输出刹车机轮冷却控制信号时，本发明能够输出左刹车机轮冷却控制信号或右刹车机轮冷却控制信号，或者同时输出左刹车机轮冷却控制信号和右刹车机轮冷却控制信号，做到有针对性的输出降温控制信号，即满足降低了能量损耗，延长了降温设备的使用寿命，降低了地勤人员的劳动强度，使飞机过站时间缩短至30min。
附图说明
图1是现有技术中温度控制器的结构示意图；
图2是本发明的结构图；
图3是本发明控制逻辑图。
具体实施方式
本实施例以两轮飞机刹车冷却自动控制系统为基础，提出一种具有自动降温功能的控制器及其控制方法。
所述具有自动降温功能的控制器包括温度采集电路、信号放大电路、温度高/低门限电路、继电器和空/地状态运算模块。所述温度采集电路分为左刹车机轮温度采集电路和右刹车机轮温度采集电路；所述信号放大电路分为左刹车机轮信号放大电路和右刹车机轮信号放大电路；所述温度高/低门限电路分为左刹车机轮温度高/低门限电路和右刹车机轮温度高/低门限电路；所述继电器分为左刹车机轮继电器和右刹车机轮继电器。
本实施例的温度信号分为左刹车机轮温度信号和右刹车机轮温度信号，两路温度信号采集、处理电路完全相同。其中：
所述左刹车机轮温度采集电路的输入端与左刹车机轮的温度传感器连通，左刹车机轮温度采集电路的输出端与左刹车机轮信号放大电路的输入端连通，左刹车机轮信号放大电路的输出端与左刹车机轮温度高/低门限电路的输入端连通，左刹车机轮温度高/低门限电路的输出端与左刹车机轮继电器控制信号的输入端连通；该左刹车机轮继电器控制信号的输出端与左机轮冷却控制信号的输入端连通。通过所述左刹车机轮温度采集电路采集左刹车机轮温度传感器的温度信号，并将该温度信号通过左刹车机轮信号放大电路进行放大，放大的温度信号通过左刹车机轮温度高/低门限电路输出左刹车机轮温度高/低状态。
右刹车机轮温度采集电路的输入端与右刹车机轮的温度传感器连通，右刹车机轮温度采集电路的输出端与右刹车机轮信号放大电路的输入端连通，右刹车机轮信号放大电路的输出端与右刹车机轮温度高/低门限电路的输入端连通，右刹车机轮温度高/低门限电路的输出端与右刹车机轮继电器控制信号的输入端连通；该右刹车机轮继电器控制信号的输出端与右机轮冷却控制信号的输入端连通。通过右刹车机轮温度采集电路采集右刹车机轮的温度传感器的温度信号，并将这个温度信号通过右刹车机轮信号放大电路进行放大，经右刹车机轮放大的温度信号通过右刹车机轮温度高/低门限电路输出右刹车机轮温度高/低状态。
所述空/地状态运算模块的输入端分别与飞机刹车系统中的左起落架落地开关和右起落架落地开关连通；该空/地状态运算模块的输出端分别与左刹车机轮继电器工作端的输入接口和右刹车机轮继电器工作端的输入接口连通。通过所述空/地状态运算模块分别采集左起落架落地开关状态和右起落架落地开关状态，并对该左起落架落地开关状态和右起落架落地开关状态进行与运算，共同确定飞机的空/地状态，并将确定的飞机空/地状态分别输出至左刹车机轮继电器和右刹车机轮继电器。
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状态和右起落架落地开关状态进行与运算。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。
所述温度采集电路和继电器为现有技术。
所述左刹车机轮高/低温度门限电路和右刹车机轮高/低温度门限电路均采用具有滞回特性的比较电路；该具有滞回特性的比较电路采用现有技术。
本实施例还提出了一种所述具有自动降温功能的温度控制器的控制方法，具体过程是：
步骤一、确定刹车装置温度状态TWD：
飞机在刹车过程中，刹车机轮吸收飞机的动能并转化为热能，飞机刹车过程终止10min～15min后左刹车机轮和右刹车机轮的温度达到最高值。
对左刹车机轮和右刹车机轮采取分别控制：
Ⅰ判定左刹车机轮的温度高低时：通过左刹车机轮温度采集电路采集左刹车机轮温度传感器的温度信号，并将该温度信号进行放大后，通过具有滞迴比较特性的高/低温度门限电路确定左刹车机轮的温度状态具体过程是：
在左刹车机轮高/低温度门限电路中预先设置为该左刹车机轮温度的高门限；该左刹车机轮温度的高门限所对应的温度为300℃。为左刹车机轮温度的低门限；该左刹车机轮温度的低门限所对应的温度为90℃。左刹车机轮温度采集电路实时采集左刹车机轮温度传感器输出的左刹车机轮的温度信号tL。
当所述左刹车机轮的温度信号tL处于上升过程、并且tL小于左刹车机轮温度的高门限时，左刹车机轮温度状态为温度低，左刹车机轮温度状态输出为0。
当所述左刹车机轮的温度信号处于上升过程、并且tL大于左刹车机轮温度的高门限时，左刹车机轮温度状态为温度高，左刹车机轮温度状态输出为1。
当所述左刹车机轮的温度信号tL处于下降过程、并且tL小于左刹车机轮温度的低门限时，左刹车机轮温度状态为温度低，左刹车机轮温度状态输出为0。
当所述左刹车机轮的温度信号tL处于下降过程、并且tL大于左刹车机轮温度的低门限时，左刹车机轮温度状态为温度高，左刹车机轮温度状态输出为1。
Ⅱ判定右刹车机轮的温度高低时：通过右刹车机轮温度采集电路采集右刹车机轮温度传感器的温度信号，并将该温度信号进行放大后，通过具有滞迴比较特性的高/低温度门限电路确定右刹车机轮的温度状态具体过程是：
在右刹车机轮高/低温度门限电路中预先设置为该右刹车机轮温度的高门限；该右刹车机轮温度的高门限所对应的温度为300℃。为右刹车机轮温度的低门限；该右刹车机轮温度的低门限所对应的温度为90℃。右刹车机轮温度采集电路实时采集右刹车机轮温度传感器输出的右刹车机轮的温度信号tR。
当所述右刹车机轮的温度信号tR处于上升过程、并且tR小于右刹车机轮温度的高门限时，右刹车机轮温度状态为温度低，右刹车机轮温度状态输出为0。
当所述右刹车机轮的温度信号处于上升过程、并且tR大于右刹车机轮温度的高门限时，右刹车机轮温度状态为温度高，右刹车机轮温度状态输出为1。
当所述右刹车机轮的温度信号tR处于下降过程、并且tR小于右刹车机轮温度的低门限时，右刹车机轮温度状态为温度低，右刹车机轮温度状态输出为0。
当所述右刹车机轮的温度信号tR处于下降过程、并且tR大于右刹车机轮温度的低门限时，右刹车机轮温度状态为温度高，右刹车机轮温度状态输出为1。
本实施例中，确定左刹车机轮和右刹车机轮的温度分别为：
左刹车机轮的温度高门限为300℃、左刹车机轮的温度低门限为90℃；
左刹车机轮温度状态输出为1，即为温度高；左刹车机轮温度状态输出为0，即为温度低。
右刹车机轮的温度高门限为300℃、右刹车机轮的温度低门限为90℃；
右刹车机轮温度状态输出为1，即为温度高；右刹车机轮温度状态输出为0，即为温度低。
步骤二、根据落地开关信号确定飞机空/地状态JLD
通过空/地状态运算模块实时检测左起落架落地开关状态和右起落架落地开关状态，并根据检测到的左起落架落地开关状态和右起落架落地开关状态确定飞机的空/地状态。飞机空/地状态用JLD表示，左起落架落地开关的空/地状态用JLD1表示，右起落架落地开关空/地状态用JLD2表示。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
| J<sub>LD1</sub> | J<sub>LD2</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：左起落架地开关或右起落架落地开关处于空中状态，飞机处于空中状态；左起落架落地开关和起落架落地开关同时处于地面状态时，飞机处于地面。
步骤三、确定具有自动降温功能的控制器的冷却控制逻辑。
本实施例根据飞机空/地状态JLD和刹车机轮温度状态TWD确定所述具有自动降温功能的控制器的自动冷却控制逻辑。
当飞机空/地状态JLD处于空中状态时，该具有自动降温功能的控制器不输出冷却控制信号；
当飞机空/地状态JLD处于地面状态、并且刹车机轮温度状态TWD小于温度高门限时，该具有自动降温功能的控制器不输出冷却控制信号；
当飞机空/地状态JLD处于地面状态、左刹车机轮温度状态大于温度高门限时，该具有自动降温功能的控制器输出左刹车机轮冷却控制信号；
当飞机空/地状态JLD处于地面状态、右刹车机轮温度状态TWDR大于温度高门限时，一种具有自动降温功能的控制器输出右刹车机轮冷却控制信号；
当飞机空/地状态JLD处于地面状态、左刹车机轮温度状态和右刹车机轮温度状态TWDR大于温度高门限时，该具有自动降温功能的控制器同时输出左刹车机轮和右刹车机轮冷却控制信号。
至此，完成了所述具有自动降温功能的控制器的冷却控制。
Claims (7)
1.一种具有自动降温功能的温度控制器，其特征在于，包括温度采集电路、信号放大电路、温度高/低门限电路、继电器和空/地状态运算模块；
所述温度采集电路分为左刹车机轮温度采集电路和右刹车机轮温度采集电路；所述信号放大电路分为左刹车机轮信号放大电路和右刹车机轮信号放大电路；所述温度高/低门限电路分为左刹车机轮温度高/低门限电路和右刹车机轮温度高/低门限电路；所述继电器分为左刹车机轮继电器和右刹车机轮继电器；分别形成左刹车机轮温度信号和右刹车机轮温度信号。
2.如权利要求1所述具有自动降温功能的温度控制器，其特征在于，所述左刹车机轮温度采集电路的输入端与左刹车机轮的温度传感器连通，左刹车机轮温度采集电路的输出端与左刹车机轮信号放大电路的输入端连通，左刹车机轮信号放大电路的输出端与左刹车机轮温度高/低门限电路的输入端连通，左刹车机轮温度高/低门限电路的输出端与左刹车机轮继电器控制信号的输入端连通；该左刹车机轮继电器控制信号的输出端与左机轮冷却控制信号的输入端连通；通过左刹车机轮温度采集电路采集左刹车机轮温度传感器的温度信号，并将该温度信号通过左刹车机轮信号放大电路进行放大后经左刹车机轮温度高/低门限电路输出左刹车机轮温度高/低状态。
3.如权利要求1所述具有自动降温功能的温度控制器，其特征在于，右刹车机轮温度采集电路的输入端与右刹车机轮的温度传感器连通，右刹车机轮温度采集电路的输出端与右刹车机轮信号放大电路的输入端连通，右刹车机轮信号放大电路的输出端与右刹车机轮温度高/低门限电路的输入端连通，右刹车机轮温度高/低门限电路的输出端与右刹车机轮继电器控制信号的输入端连通；该右刹车机轮继电器控制信号的输出端与右机轮冷却控制信号的输入端连通；通过右刹车机轮温度采集电路采集右刹车机轮温度传感器的温度信号，并将该温度信号通过右刹车机轮信号放大电路进行放大后经右刹车机轮温度高/低门限电路输出右刹车机轮温度高/低状态。
4.如权利要求1所述具有自动降温功能的温度控制器，其特征在于，所述空/地状态运算模块的输入端分别与左起落架落地开关和右起落架落地开关连通；该空/地状态运算模块的输出端分别与左刹车机轮继电器工作端的输入接口和右刹车机轮继电器工作端的输入接口连通；通过所述空/地状态运算模块分别采集左起落架落地开关状态和右起落架落地开关状态，并对该左起落架落地开关状态和右起落架落地开关状态进行与运算，共同确定飞机的空/地状态，并将确定的飞机空/地状态分别输出至左刹车机轮继电器和右刹车机轮继电器。
5.一种权利要求1所述具有自动降温功能的温度控制器的控制方法，其特征在于，具体过程是：
步骤一、确定刹车机轮的温度状态TWD：
通过左刹车机轮的温度信号和右刹车机轮的温度信号确定刹车机轮的温度状态TWD；
Ⅰ判定左刹车机轮的温度高低时：通过左刹车机轮温度采集电路采集左刹车机轮温度传感器的温度信号，并将该温度信号进行放大后，通过具有滞迴比较特性的高/低温度门限电路确定左刹车机轮的温度状态TWDL；
Ⅱ判定右刹车机轮的温度高低时：通过右刹车机轮温度采集电路采集右刹车机轮温度传感器的温度信号，并将该温度信号进行放大后，通过具有滞迴比较特性的高/低温度门限电路确定右刹车机轮的温度状态TWDR；
步骤二、根据落地开关信号确定飞机空/地状态JLD：
通过空/地状态运算模块实时检测左起落架落地开关状态和右起落架落地开关状态，并根据检测到的左起落架落地开关状态和右起落架落地开关状态确定飞机的空/地状态；飞机空/地状态用JLD表示，左起落架落地开关的空/地状态用JLD1表示，右起落架落地开关空/地状态用JLD2表示；
步骤三、确定具有自动降温功能的控制器的冷却控制逻辑：
根据飞机空/地状态JLD和刹车机轮温度状态TWD确定所述具有自动降温功能的控制器的自动冷却控制逻辑：
当飞机空/地状态JLD处于空中状态时，该具有自动降温功能的控制器不输出冷却控制信号；
当飞机空/地状态JLD处于地面状态、并且刹车机轮温度状态TWD小于温度高门限时，该具有自动降温功能的控制器不输出冷却控制信号；
当飞机空/地状态JLD处于地面状态、左刹车机轮温度状态TWDL大于温度高门限时，该具有自动降温功能的控制器输出左刹车机轮冷却控制信号；
当飞机空/地状态JLD处于地面状态、右刹车机轮温度状态TWDR大于温度高门限时，一种具有自动降温功能的控制器输出右刹车机轮冷却控制信号；
当飞机空/地状态JLD处于地面状态、左刹车机轮温度状态TWDL和右刹车机轮温度状态TWDR大于温度高门限时，该具有自动降温功能的控制器同时输出左刹车机轮和右刹车机轮冷却控制信号；
至此，完成了所述具有自动降温功能的控制器的冷却控制。
6.如权利要求5所述具有自动降温功能的温度控制器的控制方法，其特征在于，所述判定左刹车机轮的温度高低的具体过程是：
在左刹车机轮高/低温度门限电路中预先设置TWDL1为该左刹车机轮温度的高门限；该左刹车机轮温度的高门限TWDL1所对应的温度为300℃；TWDL2为左刹车机轮温度的低门限；该左刹车机轮温度的低门限TWDL2所对应的温度为90℃；左刹车机轮温度采集电路实时采集左刹车机轮温度传感器输出的左刹车机轮的温度信号tL；
当所述左刹车机轮的温度信号tL处于上升过程、并且tL小于左刹车机轮温度的高门限TWDL1时，左刹车机轮温度状态TWDL为温度低，左刹车机轮温度状态TWDL输出为0；
当所述左刹车机轮的温度信号处于上升过程、并且tL大于左刹车机轮温度的高门限TWDL1时，左刹车机轮温度状态TWDL为温度高，左刹车机轮温度状态TWDL输出为1；
当所述左刹车机轮的温度信号tL处于下降过程、并且tL小于左刹车机轮温度的低门限TWDL2时，左刹车机轮温度状态TWDL为温度低，左刹车机轮温度状态TWDL输出为0；
当所述左刹车机轮的温度信号tL处于下降过程、并且tL大于左刹车机轮温度的低门限TWDL2时，左刹车机轮温度状态TWDL为温度高，左刹车机轮温度状态TWDL输出为1。
7.如权利要求5所述具有自动降温功能的温度控制器的控制方法，其特征在于，所述判定右刹车机轮的温度高低时具体过程是：
在右刹车机轮高/低温度门限电路中预先设置TWDR1为该右刹车机轮温度的高门限；该右刹车机轮温度的高门限TWDR1所对应的温度为300℃；TWDR2为右刹车机轮温度的低门限；该右刹车机轮温度的低门限TWDR2所对应的温度为90℃；右刹车机轮温度采集电路实时采集右刹车机轮温度传感器输出的右刹车机轮的温度信号tR；
当所述右刹车机轮的温度信号tR处于上升过程、并且tR小于右刹车机轮温度的高门限TWDR1时，右刹车机轮温度状态TWDR为温度低，右刹车机轮温度状态TWDR输出为0；
当所述右刹车机轮的温度信号处于上升过程、并且tR大于右刹车机轮温度的高门限TWDR1时，右刹车机轮温度状态TWDR为温度高，右刹车机轮温度状态TWDR输出为1；
当所述右刹车机轮的温度信号tR处于下降过程、并且tR小于右刹车机轮温度的低门限TWDR2时，右刹车机轮温度状态TWDR为温度低，右刹车机轮温度状态TWDR输出为0；
当所述右刹车机轮的温度信号tR处于下降过程、并且tR大于右刹车机轮温度的低门限TWDR2时，右刹车机轮温度状态TWDR为温度高，右刹车机轮温度状态TWDR输出为1。
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