CN112009720B - 一种飞机起落架及舱门的控制系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机起落架及舱门的控制系统。控制系统包括：控制器，控制器包括第一开关和第二开关；第一开关包括第一主触点、第一甲触点和第二甲触点，第一主触点与飞机起落架及舱门的控制系统的供电电源电连接，第一甲触点电连接第一引脚，第二甲触点电连接第二引脚；第二开关包括第二主触点、第一乙触点和第二乙触点，第二主触点与飞机起落架及舱门的控制系统的供电电源电连接，第一乙触点电连接第三引脚，第二乙触点电连接第四引脚。本发明实施例提供的飞机起落架及舱门的控制系统，提高了起落架及舱门的收放控制测试的效率和安全性。

Description

一种飞机起落架及舱门的控制系统

技术领域

本发明实施例涉及机械工程技术领域，尤其涉及一种飞机起落架及舱门的控制系统。

背景技术

飞机的起落架及舱门收放功能在飞机飞行过程中起到非常重要的作用，为保证准确无误的控制飞机起落架及舱门收放动作，在飞机制造装配过程中需要对起落架及舱门的收放过程进行测试。

目前采用的测试方法有两种，一种是通过液压油车为控制起落架及舱门的液压系统管路泵油实现动力驱动，从而完成起落架及舱门的收放控制测试，使用液压油车进行测试时需要把起落架及舱门的多条液压系统管路与液压油车进行连接，操作繁琐、工作量大，并且对测试系统的压力和气密性等要求较高，测试成本较大；另一种方法是在飞机的所有航电系统安装完成后通过飞机本体的航电控制系统对起落架及舱门的进行测试，此种方式在测试时容易由于动作不准确而对飞机本体的其他器件造成损害，存在很大的安全隐患，同时，如果测试结果出现问题，原因排查十分繁琐，工作量大，排查时还需要对成品件进行反复拆装，容易对成品件的性能造成影响。因此，目前现有的测试方法效率和安全性较低，已经远远不能满足飞机批量生产的需要。

发明内容

本发明提供一种飞机起落架及舱门的控制系统，以提高起落架及舱门的收放控制测试的效率和安全性。

第一方面，本发明实施例提供了一种飞机起落架及舱门的控制系统，包括：控制器，所述控制器包括第一开关和第二开关；所述第一开关包括第一主触点、第一甲触点和第二甲触点，所述第一主触点与所述飞机起落架及舱门的控制系统的供电电源电连接，所述第一甲触点电连接第一引脚，所述第二甲触点电连接第二引脚；

所述第二开关包括第二主触点、第一乙触点和第二乙触点，所述第二主触点与所述飞机起落架及舱门的控制系统的供电电源电连接，所述第一乙触点电连接第三引脚，所述第二乙触点电连接第四引脚；

其中，所述第一引脚为飞机固有控制系统的起落架收起控制引脚，所述第二引脚为飞机固有控制系统的起落架放下控制引脚，所述第三引脚为飞机固有控制系统的舱门关闭控制引脚，所述第四引脚为飞机固有控制系统的舱门开启控制引脚。

可选的，控制系统还包括连接线缆，所述连接线缆包括第一连接导线、第二连接导线、第三连接导线和第四连接导线，所述第一连接导线用于电连接所述第一甲触点和所述第一引脚，所述第二连接导线用于电连接所述第二甲触点和所述第二引脚，所述第三连接导线用于电连接所述第一乙触点和所述第三引脚，所述第四连接导线用于电连接所述第二乙触点和所述第四引脚。

可选的，所述供电电源为外置电源；

所述控制系统还包括托线盘，所述托线盘包括支架、绕线轴以及导线，所述绕线轴的一端设置有连接插座，所述连接插座电连接所述控制器；所述导线缠绕于所述绕线轴上，所述导线的第一端与所述连接插座电连接，第二端与所述外置电源电连接。

可选的，控制系统还包括电源稳压器，所述电源稳压器电连接于所述连接插座和所述控制器之间。

可选的，控制系统还包括移动车，所述控制器、连接线缆、托线盘和电源稳压器均设置于所述移动车上。

可选的，所述移动车包括第一层和第二层，所述控制器、连接线缆和电源稳压器设置于所述移动车的第一层，所述托线盘设置于所述移动车的第二层。

可选的，所述控制器还包括主控开关，所述主控开关电连接于所述控制器和飞机固有液压系统之间。

可选的，所述控制器还包括至少一个指示灯；

所述指示灯电连接于所述第一甲触点和所述第一引脚之间、所述指示灯电连接于所述第二甲触点和所述第二引脚之间、所述指示灯电连接于所述第一乙触点和所述第三引脚之间，和/或，所述指示灯电连接于所述第二乙触点和所述第四引脚之间。

可选的，所述控制器还包括至少一个二极管；

所述二极管电连接于所述第一甲触点和所述第一引脚之间、所述二极管电连接于所述第二甲触点和所述第二引脚之间、所述二极管电连接于所述第一乙触点和所述第三引脚之间，和/或，所述二极管电连接于所述第二乙触点和所述第四引脚之间。

可选的，所述控制器还包括外壳；

所述外壳容纳所述第一开关和所述第二开关。

本发明实施例提供的技术方案，在控制器中设置第一开关和第二开关来分别控制飞机起落架及舱门的收放动作，第一开关的第一主触点与飞机起落架及舱门的控制系统的供电电源电连接，第一开关的第一甲触点电连接第一引脚，第二甲触点电连接第二引脚；第二开关的第二主触点与飞机起落架及舱门的控制系统的供电电源电连接，第二开关的第一乙触点电连接第三引脚，第二乙触点电连接第四引脚。通过拨动第一开关使得第一甲触点或第二甲触点导通，从而向飞机固有控制系统的起落架收起控制引脚或起落架放下控制引脚传输电信号，飞机固有控制系统根据该电信号控制起落架的收放动作；通过拨动第二开关使得第一乙触点或第二乙触点导通，从而向飞机固有控制系统的舱门关闭控制引脚或舱门开启控制引脚传输电信号，飞机固有控制系统根据该电信号控制起落架的收放动作，从而实现飞机起落架及舱门的收放控制测试。本发明实施例提供的飞机起落架及舱门的控制系统，只需进行电气连接，测试操作过程仅需拨动开关，连接操作简单、故障原因排查无需对飞机成品件进行拆装、工作量小，解决了现有技术中操作繁琐、故障原因排查繁琐、工作量大以及容易对成品件的性能造成影响的技术问题，提高了起落架及舱门的收放控制测试的效率和安全性。

附图说明

图1为本发明实施例提供的一种飞机起落架及舱门的控制系统的电路结构示意图；

图2为本发明实施例提供的一种连接线缆的外观示意图；

图3为本发明实施例提供的一种连接线缆的结构示意图；

图4为本发明实施例提供的另一种飞机起落架及舱门的控制系统的电路结构示意图；

图5为本发明实施例提供的另一种连接线缆的结构示意图；

图6为本发明实施例提供的一种托线盘的结构示意图；

图7为本发明实施例提供的一种电源稳压器的结构示意图；

图8为本发明实施例提供的一种移动车的结构示意图；

图9为本发明实施例提供的又一种飞机起落架及舱门的控制系统的结构示意图；

图10为本发明实施例提供的一种控制器的结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部结构。

图1为本发明实施例提供的一种飞机起落架及舱门的控制系统的电路结构示意图，如图1所示，本发明实施例提供的飞机起落架及舱门的控制系统包括控制器11。控制器包括第一开关111和第二开关112，第一开关111包括第一主触点1111、第一甲触点1112和第二甲触点1113，第一主触点1111与飞机起落架及舱门的控制系统的供电电源31电连接，第一甲触点1112电连接第一引脚21，第二甲触点1113电连接第二引脚22，第二开关112包括第二主触点1121、第一乙触点1122和第二乙触点1123，第二主触点1121与飞机起落架及舱门的控制系统的供电电源31电连接，第一乙触点1122电连接第三引脚23，第二乙触点1123电连接第四引脚24，其中，第一引脚21为飞机固有控制系统 20的起落架收起控制引脚，第二引脚22为飞机固有控制系统20的起落架放下控制引脚，第三引脚23为飞机固有控制系统20的舱门关闭控制引脚，第四引脚24为飞机固有控制系统20的舱门开启控制引脚。

其中，飞机固有控制系统20为飞机本体中控制起落架及舱门的电气控制系统，飞机固有控制系统20能够控制飞机本体中的液压系统，飞机本体中的液压系统能够从机械上控制起落架及舱门的收放动作，因此，通过飞机固有控制系统20能够控制起落架及舱门的收放动作。

本发明实施例提供的技术方案，在控制器11中设置第一开关111和第二开关112来分别控制飞机起落架及舱门的收放动作，第一开关111的第一主触点 1111与飞机起落架及舱门的控制系统的供电电源31电连接，第一开关111的第一甲触点1112电连接第一引脚21，第二甲触点1113电连接第二引脚22；第二开关112的第二主触点1121与飞机起落架及舱门的控制系统的供电电源31 电连接，第二开关112的第一乙触点1122电连接第三引脚23，第二乙触点1123 电连接第四引脚24。通过拨动第一开关111使得第一甲触点1112或第二甲触点1113导通，从而向飞机固有控制系统20的起落架收起控制引脚或起落架放下控制引脚传输电信号，飞机固有控制系统20根据该电信号控制起落架的收放动作；通过拨动第二开关112使得第一乙触点1122或第二乙触点1123导通，从而向飞机固有控制系统20的舱门关闭控制引脚或舱门开启控制引脚传输电信号，飞机固有控制系统20根据该电信号控制起落架的收放动作，从而实现飞机起落架及舱门的收放控制测试。本发明实施例提供的飞机起落架及舱门的控制系统，只需进行电气连接，测试操作过程仅需拨动开关，连接操作简单、故障原因排查无需对飞机成品件进行拆装、工作量小，解决了现有技术中操作繁琐、故障原因排查繁琐、工作量大以及容易对成品件的性能造成影响的技术问题，提高了起落架及舱门的收放控制测试的效率和安全性。

可选的，本发明实施例提供的飞机起落架及舱门的控制系统还包括连接线缆，图2为本发明实施例提供的一种连接线缆的外观示意图，图3为本发明实施例提供的一种连接线缆的结构示意图，如图2和图3所示，连接线缆12包括第一连接导线121、第二连接导线122、第三连接导线123和第四连接导线124，其中，第一连接导线121用于电连接第一甲触点1112和第一引脚21，第二连接导线122用于电连接第二甲触点1113和第二引脚22，第三连接导线123用于电连接第一乙触点1122和第三引脚23，第四连接导线124用于电连接第二乙触点1123和所述第四引脚24。通过使用连接线缆12能够将控制器11与飞机固有控制系统20进行远距离连接。

继续参考图3所示，可选的，连接线缆12还包括第五连接导线125，第五连接导线125用于接地，从而对飞机起落架及舱门的控制系统进行保护。

图4为本发明实施例提供的另一种飞机起落架及舱门的控制系统的电路结构示意图，如图4所示，可选的，控制器11还包括第一接口114，第一接口114 包括多个插针1141，多个插针1141与第一甲触点1112、第二甲触点1113、第一乙触点1122、第二乙触点1123一一对应电连接，其中，部分插针1141用于接地，从而对飞机起落架及舱门的控制系统进行过电保护。图5为本发明实施例提供的另一种连接线缆的结构示意图，如图2、图3和图5所示，连接线缆12还包括第一连接器126和第二连接器127，第一连接器126和第二连接器127 分别包括多个孔针128，第一连接导线121、第二连接导线122、第三连接导线 123、第四连接导线124和第五连接导线125与孔针128一一对应电连接。控制器11的第一接口114用于与连接线缆12的第一连接器126电连接，第二连接器127用于与飞机固有控制系统20对应的接口电连接，通过设置第一接口114、第一连接器126和第二连接器127，使得飞机起落架及舱门的控制系统与飞机固有控制系统20之间的连接更加便捷。

其中，可选的，第一连接器126和第二连接器127采用标准连接器，使得飞机起落架及舱门的控制系统的兼容性更好。或者，第一连接器126和第二连接器127的型号分别与控制器11的第一接口114和飞机固有控制系统20对应的接口配合，从而没有兼容问题，易操作且易安装。

可选的，如图5所示，连接线缆12还包括屏蔽保护层129，屏蔽保护层129 包裹第一连接导线121、第二连接导线122、第三连接导线123、第四连接导线 124和第五连接导线125，屏蔽保护层129能够在起落架及舱门的收放控制测试过程中屏蔽外接信号的干扰，提高测试的准确性。

继续参考图4所示，可选的，控制器11还包括主控开关113，主控开关113 电连接于控制器11和飞机固有液压系统之间。

具体的，主控开关113包括第三主触点1131、第一丙触点1132和第二丙触点1133，第一主触点1131与飞机起落架及舱门的控制系统的供电电源31电连接，第一丙触点1132电连接第五引脚25，第二丙触点1133电连接第六引脚 26，其中，第五引脚25为飞机固有液压系统的使能引脚，第六引脚26为飞机固有液压系统的关闭引脚。

其中，飞机固有液压系统为飞机本体中的液压系统，能够从机械上控制起落架及舱门的收放动作。在控制器11中设置主控开关113来控制飞机固有液压系统的开关，主控开关113的第三主触点1131与飞机起落架及舱门的控制系统的供电电源31电连接，主控开关113的第一丙触点1132电连接第五引脚25，第二丙触点1133电连接第六引脚26，通过拨动主控开关113使得第一丙触点 1132或第二丙触点1133导通，从而向飞机固有液压系统的使能引脚或关闭引脚传输电信号，飞机固有液压系统根据该电信号开启或关闭，在飞机固有液压系统关闭时，控制器11的第一开关111和第二开关112均无效，从而在第一开关111和第二开关112进行误操作时，能够通过主控开关113对起落架及舱门进行保护。

可选的，如图4所示，控制器11还包括第二接口115，第二接口115包括多个插针1151，多个插针1151与第一丙触点1132和第二丙触点1133一一对应电连接，其中，部分插针1151用于接地，从而对飞机起落架及舱门的控制系统进行过电保护。控制器11的第二接口115用于与飞机固有液压系统电连接，通过设置第二接口115，使得飞机起落架及舱门的控制系统与飞机固有液压系统之间的连接更加便捷。

可选的，供电电源31为外置电源，外置电源31位于飞机起落架及舱门的控制系统之外，比如外置电源可以为机场车间内的任一电源，通过将供电电源 31外置能够降低飞机起落架及舱门的控制系统的成本。可选的，本发明实施例提供的飞机起落架及舱门的控制系统还包括托线盘，图6为本发明实施例提供的一种托线盘的结构示意图，如图6所示，托线盘13包括支架131、绕线轴132 以及导线133，绕线轴132的一端设置有连接插座(图中未示出)，连接插座用于电连接控制器11，其中，连接插座可以选用三角电源接口，通用性更强。导线133缠绕于绕线轴132上，导线133的第一端1331与连接插座电连接，第二端1332与外置电源电连接。托线盘13能够将车间的远距离电源转移到测试场地为控制器11供电，使用托线盘13转移车间电源，避免了电源对测试空间区域的限制。

可选的，如图6所示，托线盘13还包括可摇动手柄134，可摇动手柄134 与绕线轴132上固定连接，通过摇动可摇动手柄134能够控制导线133伸出的长度，从而实现手柄可摇动手柄134对导线133长度的控制，避免导线133杂乱缠绕。

可选的，本发明实施例提供的飞机起落架及舱门的控制系统还包括电源稳压器，图7为本发明实施例提供的一种电源稳压器的结构示意图，如图7所示，电源稳压器14包括一个插头141，插头141可与托线盘13的连接插座电连接。电源稳压器14电连接于连接插座和控制器11之间，供电电源31通过电源稳压器14为控制器11供电，电源稳压器14的稳压特性保证了测试过程中飞机起落架及舱门的控制系统电路不会有过大的电压波动，起到对第一连接器126和第二连接器127、控制系统回路中电路元器件以及飞机本体件的保护作用。电源稳压器14也可电连接于供电电源31和控制器11之间，只要能够接入电源从而向控制器11供电即可，示例性的，电源稳压器14向控制器11输出稳定的24V 电压，电源稳压器14可包括稳压器开关，当起落架及舱门的收放控制测试完成后，可以关闭电源稳压器14的稳压器开关，从而切断飞机起落架及舱门的控制系统的电源，避免误操作。

可选的，本发明实施例提供的飞机起落架及舱门的控制系统还包括移动车，图8为本发明实施例提供的一种移动车的结构示意图，图9为本发明实施例提供的另一种飞机起落架及舱门的控制系统的结构示意图，如图8和图9所示，控制器11、连接线缆12、托线盘13和电源稳压器14均设置于移动车15上。

其中，移动车15的车身可由铝型材通过焊接进行组装制造，铝型材抗腐蚀性和可成型性好，也可采用其他材料制作移动车15的车身，移动车15底部包括四个万向轮153，万向轮153与车身螺销连接固定，也可以采用更多的万向轮153以增加移动车15的稳定性，移动车15能够提高在测试过程中移动操作的便捷性。

继续参考图8和图9所示，可选的，移动车15包括第一层151和第二层 152，控制器11、连接线缆12和电源稳压器14设置于移动车15的第一层151，托线盘13设置于移动车15的第二层152。通过将移动车15分为上下两层结构，提高移动车15的容纳空间。

继续参考图8和图9所示，可选的，移动车15第一层151的两端包括第一伸出端154和第二伸出端155，第一伸出端154可设计为带有弯度的人工扶手，第二伸出端155以缠绕的形式来放置连接线缆12，避免连接线缆12乱置从而对连接线缆12造成损害。第一伸出端154和第二伸出端155的设置便于人工操作移动车15，从而实现支撑和移动整个飞机起落架及舱门的控制系统。

可选的，控制器11还包括至少一个指示灯116，指示灯116电连接于第一甲触点1112和第一引脚21之间、指示灯116电连接于第二甲触点1113和第二引脚22之间、指示灯116电连接于第一乙触点1122和第三引脚23之间，和/ 或，指示灯116电连接于第二乙触点1123和第四引脚24之间。

示例性的，如图4所示，四个指示灯116分别电连接于第一甲触点1112和第一引脚21之间、第二甲触点1113和第二引脚22之间、第一乙触点1122和第三引脚23之间以及第二乙触点1123和第四引脚24之间。第一开关111拨向第一甲触点1112时，第一甲触点1112和第一引脚21导通，电连接于第一甲触点1112和第一引脚21之间的指示灯116会被点亮，其他指示灯116也是相同的原理，从而对第一开关111和第二开关112的操作起到指示作用。

可选的，控制器11还包括至少一个二极管117，二极管117电连接于第一甲触点1112和第一引脚21之间、二极管117电连接于第二甲触点1113和第二引脚22之间、二极管117电连接于第一乙触点1122和第三引脚23之间，和/ 或，二极管117电连接于第二乙触点1123和第四引脚24之间。

示例性的，如图4所示，四个二极管117分别电连接于第一甲触点1112和第一引脚21之间、第二甲触点1113和第二引脚22之间、第一乙触点1122和第三引脚23之间以及第二乙触点1123和第四引脚24之间，从而避免电流反向传输造成飞机起落架及舱门的控制系统的损坏。

继续参考图4所示，可选的，第一开关111还包括第三甲触点1114，第三甲触点1114置空，第一开关111拨至第三甲触点1114时飞机起落架停止运动，从而实现飞机起落架及舱门的控制系统的起落架止动功能。第二开关112还包括第三乙触点1124，第三乙触点1124置空，第二开关112拨至第三乙触点1124 时飞机舱门停止运动，从而实现飞机起落架及舱门的控制系统的舱门止动功能。

图10为本发明实施例提供的一种控制器的结构示意图，如图10所示，可选的，控制器11还包括外壳118，外壳118容纳第一开关111和第二开关112。

示例性的，外壳118包括控制面板1181，控制面板1181通过螺销与外壳118连接，控制面板1181上通过螺栓连接安装有第一开关111、第二开关112、主控开关113、第一接口114、第二接口115以及指示灯116，外壳118背部设置有电源接口，通过电源稳压器14顶部的预留孔与电源连接从而实现对飞机起落架及舱门的控制系统的上电。完成控制系统与飞机的线路连接后，通过拨动控制面板1181上的开关提示完成对应的起落架及舱门动作测试，操作简单直观。

本发明实施例提供的飞机起落架及舱门的控制系统在进行起落架及舱门的收放控制测试时，将移动车15移动到起落架及舱门收放控制测试区域后，通过托线盘13的可摇动手柄134控制导线133的长度从而与车间电源位置相匹配，实现将车间电源转移到测试区域已备为电源稳压器14或控制器11供电。将连接线缆12的第一连接器126和第二连接器127分别与控制器11的第一接口114 以及飞机固有控制系统20的控制接口电连接，连接操作方便，配合准确。控制系统与飞机的线路连接完成后，接通电源稳压器14的稳压器开关为飞机起落架及舱门的控制系统供电，再按照控制面板1181上的开关指示实现对飞机起落架及舱门的测试。本发明实施例提供的飞机起落架及舱门的控制系统，实现了对起落架及舱门收起、放下等动作的调节控制，原理简单，便于制造及维护，连接完成后即可测试，自动高效，安全可靠。

注意，上述仅为本发明的较佳实施例及所运用技术原理。本领域技术人员会理解，本发明不限于这里所述的特定实施例，对本领域技术人员来说能够进行各种明显的变化、重新调整和替代而不会脱离本发明的保护范围。因此，虽然通过以上实施例对本发明进行了较为详细的说明，但是本发明不仅仅限于以上实施例，在不脱离本发明构思的情况下，还可以包括更多其他等效实施例，而本发明的范围由所附的权利要求范围决定。

Claims (7)

1.一种飞机起落架及舱门的控制系统，其特征在于，包括：

控制器，所述控制器包括第一开关和第二开关；所述第一开关包括第一主触点、第一甲触点和第二甲触点，所述第一主触点与所述飞机起落架及舱门的控制系统的供电电源电连接，所述第一甲触点电连接第一引脚，所述第二甲触点电连接第二引脚；

所述第二开关包括第二主触点、第一乙触点和第二乙触点，所述第二主触点与所述飞机起落架及舱门的控制系统的供电电源电连接，所述第一乙触点电连接第三引脚，所述第二乙触点电连接第四引脚；

其中，所述第一引脚为飞机固有控制系统的起落架收起控制引脚，所述第二引脚为飞机固有控制系统的起落架放下控制引脚，所述第三引脚为飞机固有控制系统的舱门关闭控制引脚，所述第四引脚为飞机固有控制系统的舱门开启控制引脚；

其中，所述飞机固有控制系统是所述飞机本体中控制所述起落架及舱门的电气控制系统；所述飞机固有控制系统控制所述飞机本体中的液压系统，所述飞机本体中的液压系统从机械上控制所述起落架及舱门的收放动作；

所述的控制系统还包括连接线缆，所述连接线缆包括第一连接导线、第二连接导线、第三连接导线和第四连接导线，所述第一连接导线用于电连接所述第一甲触点和所述第一引脚，所述第二连接导线用于电连接所述第二甲触点和所述第二引脚，所述第三连接导线用于电连接所述第一乙触点和所述第三引脚，所述第四连接导线用于电连接所述第二乙触点和所述第四引脚；所述连接线缆还包括第一连接器和第二连接器，所述第一连接器和所述第二连接器采用标准连接器；

所述供电电源为外置电源；

所述控制系统还包括托线盘，所述托线盘包括支架、绕线轴以及导线，所述绕线轴的一端设置有连接插座，所述连接插座电连接所述控制器；所述导线缠绕于所述绕线轴上，所述导线的第一端与所述连接插座电连接，第二端与所述外置电源电连接；

所述控制系统还包括电源稳压器，所述电源稳压器电连接于所述连接插座和所述控制器之间；所述电源稳压器电连接于所述供电电源和所述控制器之间；

其中，所述电源稳压器包括插头和稳压器开关，所述插头与所述托线盘的连接插座电连接。

2.根据权利要求1所述的控制系统，其特征在于，还包括移动车，所述控制器、连接线缆、托线盘和电源稳压器均设置于所述移动车上。

3.根据权利要求2所述的控制系统，其特征在于，所述移动车包括第一层和第二层，所述控制器、连接线缆和电源稳压器设置于所述移动车的第一层，所述托线盘设置于所述移动车的第二层。

4.根据权利要求1所述的控制系统，其特征在于，所述控制器还包括主控开关，所述主控开关电连接于所述控制器和飞机固有液压系统之间。

5.根据权利要求1所述的控制系统，其特征在于，所述控制器还包括至少一个指示灯；

所述指示灯电连接于所述第一甲触点和所述第一引脚之间、所述指示灯电连接于所述第二甲触点和所述第二引脚之间、所述指示灯电连接于所述第一乙触点和所述第三引脚之间，和/或，所述指示灯电连接于所述第二乙触点和所述第四引脚之间。

6.根据权利要求1所述的控制系统，其特征在于，所述控制器还包括至少一个二极管；

所述二极管电连接于所述第一甲触点和所述第一引脚之间、所述二极管电连接于所述第二甲触点和所述第二引脚之间、所述二极管电连接于所述第一乙触点和所述第三引脚之间，和/或，所述二极管电连接于所述第二乙触点和所述第四引脚之间。

7.根据权利要求1所述的控制系统，其特征在于，所述控制器还包括外壳；

所述外壳容纳所述第一开关和所述第二开关。

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