CN112278247A

CN112278247A - 飞行器轮子和制动器组件

Info

Publication number: CN112278247A
Application number: CN202010722526.6A
Authority: CN
Inventors: P·齐高
Original assignee: Safran Landing Systems SAS
Current assignee: Safran Landing Systems SAS
Priority date: 2019-07-24
Filing date: 2020-07-24
Publication date: 2021-01-29
Anticipated expiration: 2040-07-24
Also published as: US20210024201A1; US11873080B2; FR3099133A1; EP3770065A1; EP3770065B1; CN112278247B; FR3099133B1

Abstract

本发明涉及一种飞行器轮子和制动器组件，包括：‑轮子(20)和制动器(21)，包括至少一个摩擦构件(31)、致动器支架(24)和由该致动器支架保持的至少一个制动致动器(25)；‑第一测量设备，该第一测量设备布置成测量轮子(20)的旋转速度；‑第二测量设备，该第二测量设备布置成测量摩擦构件(31)的温度；‑数据集中器(40)，该数据集中器布置成获取由第一测量设备和第二测量设备产生的测量信号，并且处理测量信号处理并将该测量信号发送到外部，该数据集中器(40)安装在致动器支架(24)上。

Description

飞行器轮子和制动器组件

技术领域

本发明涉及飞行器轮子和制动器组件的领域。

背景技术

飞行器轮子制动系统包括多个制动器，制动器各自设置在飞行器的所谓的“制动”轮子上。

每个制动器包括例如成堆碳盘的一个或多个摩擦构件，以及安装在致动器支架上的一个或多个制动致动器。

在液压制动系统的情况下，制动致动器是液压致动器，并且致动器支架是制动环(也称为液压环)。

在电动制动系统的情况下，制动致动器是机电致动器，并且致动器支架是致动器保持器。

制动系统与监视系统协同工作，对于每个轮子和制动器组件，该监视系统测量和监视轮子和制动器组件的某些参数。

因此，对于每个轮子和制动器组件，该监视系统通常包括：测量成堆碳盘温度的温度测量设备、测量轮子旋转速度的速度测量设备以及测量轮子上轮胎中普遍存在的压力的压力测量设备。

参考图1，现有技术的轮子和制动器组件的温度测量设备通常包括定位在制动器3的扭矩管2的腔体中的K型热电偶探针1。热电偶探针1连接到补偿单元4，该补偿单元4位于起落架的底部处，或者有时位于起落架的更高上方。在补偿单元4中进行铜线与镍铬合金和阿卢梅尔镍合金(注册商标)线材之间的连结。在补偿单元4中测量冷连结温度以执行温度补偿。

速度测量设备通常使用紧固到轮子7的轮辋6并与轮子7一起旋转的轮子盖5，以便借助驱动装置8驱动目标部。轮子7的旋转速度借助感测部件估计。目标部和感测部件被结合到轮轴10中靠近轮轴10的一端。

轮胎压力测量设备包括刚性地连接到轮子7以与其一起旋转的旋转部分以及固定部分。旋转部分包括压力传感器11，该压力传感器11安装在轮辋6上，并且包括气动连接到轮子7上的轮胎内部的感测单元。旋转部分还包括连接到压力传感器11的线缆12和旋转天线。固定部分包括固定天线和印刷电路板。压力测量值通过旋转部分经由旋转天线和固定天线传输到固定部分。旋转部分和固定部分被结合到轮子盖5和轮轴10中。

需要大量电缆来为起落架的轮子和制动器组件的测量设备提供动力，并将产生的测量信号传输到航空电子设备。这些电缆穿过保持轮子的轮轴10，沿着起落架运行，并进入飞行器的机身中。

在一些飞行器上，每个起落架都包括一个或多个位于起落架底部或起落架上的接线盒14。每个接线盒14经由电缆15连接到一个或多个轮子和制动器组件的测量设备。接线盒14还通过沿起落架朝向起落架的其余部分行进的一个或多个线束16连接到飞行器的其余部分。一个或多个接线盒14以及一个或多个线束16使得能够在飞行器和测量设备之间汇集电源和数据的承载。

上述所有设备，即测量设备及其传感器，以及电缆、接线盒和补偿单元，同时又大、笨重且昂贵。

此外，每次更换轮子上的轮胎时，即通常每300次飞行，必须断开结合到轮子7上、轮子盖5中和轮轴10中的电气设备，以接近轮子7并将其从轮轴10移除。然后，当将带有新轮胎的新轮子7安装在轮轴10上时，将重结合并并重新连接该电气设备。这些维护操作相对冗长且复杂，并且造成损坏电气设备、电线和连接器的风险。

发明内容

本发明的目的是减少用于监视飞行器轮子和制动器组件的系统的成本和质量、促进结合和维护并且限制损坏该监视系统的风险。

为了实现该目标，提出了一种飞行器轮子和制动器组件，包括：

-轮子；

-制动器，该制动器布置成制动轮子，并且包括至少一个摩擦构件、致动器支架以及至少一个制动致动器，该制动致动器由致动器支架保持并且布置成选择性地在摩擦构件上施加制动力；

-第一测量设备，该第一测量设备布置成测量轮子的旋转速度；

-第二测量设备，该第二测量设备布置成测量摩擦构件的温度；

-数据集中器，该数据集中器布置成获取由第一测量设备和由第二测量设备产生的测量信号，以处理测量信号以产生数字监视信号，并且将数字监视信号发送到飞行器轮子和制动器组件外部，

数据集中器包括壳体和结合到该壳体中的至少一个印刷电路板，该数据集中器安装在致动器支架上。

在根据本发明的轮子和制动器组件中，数据集中器因此被安装在制动器的致动器支架上，并且获取由第一测量设备和由第二测量设备产生的测量信号。

这种构造使得能够消除与一个或多个接线盒一起穿过轮轴内部的大量电线。因此，这降低了监视系统的成本和质量，并且有利于将其结合到起落架中。另外，本发明使得能够避免必须在轮轴中钻孔以使电线穿过，这使得能够简化起落架的制造并因此降低其成本。此外，现在不再需要断开安装在轮子上或轮子盖中的传感器以将轮子从轮轴移除。轮子的移除不再需要处理电气连接部，这有助于维护操作并限制了损坏该设备的风险。

另外提出了一种如上所述的飞行器轮子和制动器组件，其中，数据集中器定位在由致动器支架保持的两个相邻的制动致动器之间。

还提出了一种如上所述飞行器轮子和制动器组件，其中，制动器是液压制动器，并且其中，壳体被紧固到在两个相邻活塞壳体外壳的后部上或从该后部延伸的紧固装置。

进一步提出了一种如上所述飞行器轮子和制动器组件，其中，数据集中器定位在致动器支架的下部区域中。

还提出了一种如上所述的飞行器轮子和制动器组件，其中，第一测量设备包括第一目标部和第一感测部件，第一目标部具有大致圆形的形状，该第一目标部刚性地连接到轮子的轮辋以与其一起旋转，并且定位成靠近轮子的轮辋的周边部分，第一感测部件由致动器支架保持。

另外提出了一种如上所述的飞行器轮子和制动器组件，其中，第一感测部件结合到数据集中器之中或之上。

还提出了一种如上所述的飞行器轮子和制动器组件，其中，第一测量设备包括第一目标部和第一感测部件，第一目标部具有大致圆形的形状并且安装在轮子的轮毂上，第一感测部件安装在制动器的扭矩管上。

还提出了一种如上所述的飞行器轮子和制动器组件，其中，第一感测部件安装在扭矩管的横向环形腹板上。

另外提出了一种如上所述飞行器轮子和制动器组件，其中，轮毂包括突起，并且它自身形成第一目标部。

进一步提出了一种如上所述的飞行器轮子和制动器组件，其中，第二测量设备包括热电偶探针，并且其中，在数据集中器中执行温度补偿。

还提出了一种如上所述的飞行器轮子和制动器组件，其中，还包括第三测量设备，该第三测量设备布置成测量摩擦构件的磨损。

另外提出了一种如上所述的飞行器轮子和制动器组件，其中，第三测量设备包括第二目标部和第二感测部件，第二目标部连接到摩擦构件，第二感测部件由致动器支架保持。

还提出了一种如上所述的飞行器轮子和制动器组件，其中，第二感测部件结合到数据集中器壳体之中或之上。

还提出了一种如上所述的飞行器轮子和制动器组件，其中，数据集中器包括用于经由无线传输来发送数字监视信号的天线。

另外提出了一种飞行器起落架，该飞行器起落架包括如上所述的飞行器轮子和制动器组件。

根据对本发明的特定非限制性实施例的以下描述，将更清楚地理解本发明。

附图说明

将参考附图，在附图中：

-图1示出了现有技术的飞行器轮子和制动器组件的沿穿过飞行器轮子的旋转轴线的平面的剖视图；

-图2示出了根据本发明的第一实施例的飞行器轮子和制动器组件的沿穿过飞行器轮子的旋转轴线的平面的剖视图；

-图3示出了根据本发明的第一实施例的飞行器轮子和制动器组件的后面视图；

-图4示出了在第一位置的致动器支架和数据集中器；

-图5示出了在第二位置的致动器支架和数据集中器；

-图6示出了在第三位置的致动器支架和数据集中器；

-图7示出了在第四位置的致动器支架和数据集中器；

-图8示出了在第一位置的致动器支架和数据集中器，以及用于将数据集中器紧固到致动器支架的装置；

-图9示出了根据本发明第二实施例的飞行器轮子和制动器组件的与图3相似的视图；

-图10示出了根据本发明第三实施例的飞行器轮子和制动器组件的与图2相似的视图。

具体实施方式

下面参考图2和图3描述根据本发明的第一实施例的当其组装时的飞行器轮子和制动器组件。

飞行器轮子和制动器组件首先包括飞行器起落架的轮子20和用于制动该轮子20的制动器21。

轮子20包括轮辋22，轮辋23接纳轮胎并且可旋转地安装在位于起落架的底部处的轮轴23上。

在此，制动器21是液压制动器。制动器21包括致动器支架，在这种情况下是制动环24，其保持至少一个制动致动器，在这种情况下是多个制动致动器25。制动环24安装在轮轴23上。

制动环24包括具有大致圆柱形的外部形状的多个外壳26。每个外壳26限定腔体，该腔体开通到轮子20的侧部上并形成活塞壳体。

每个制动致动器25包括圆筒形套筒27，在该圆筒形套筒27中安装有活塞28，该活塞28布置成沿轴线X滑动。套筒27密封地容纳在活塞壳体中。

扭矩管30紧固到制动环24。扭矩管30在轮辋22中延伸。通过此处未示出的止挡装置防止制动环24以及因此扭力管30相对于轮轴23旋转。

制动器21还包括至少一个摩擦构件，在这种情况下，该堆碳盘31由刚性地连接到轮辋22以与其一起旋转的转子和刚性地连接到扭矩管30以便与其一起旋转的定子组成。

制动致动器25布置成在接纳加压流体时选择性地将制动力施加在碳盘31上。

飞行器轮子和制动器组件还包括第一测量设备，该第一测量设备布置成测量轮子20的旋转速度。

第一测量设备包括第一目标部32和第一感测部件33。

第一目标部32具有大致圆形的形状，并且在此是金属的带齿的轮子。第一目标部32包括交替的齿(或杆)和凹部。齿是径向齿，即它们在径向方向上在第一目标部32的周边上延伸，或者是轴向齿，即它们在轴向方向上在第一目标部32的周边上延伸。

第一目标部32被刚性地连接到轮子20的轮辋22以与其一起旋转。第一目标部32靠近轮辋22的接近轮辋凸缘29的周边部分定位在制动器21的侧部上。第一目标部32或者直接安装在轮辋22上，或者经由任何中间部分安装，该中间部分又直接紧固到轮辋22，例如用于紧固第一目标部32的专用部件或隔热罩。

在此，感测部件33是磁性传感器，在这种情况下是霍尔效应传感器33。霍尔效应传感器33产生第一测量信号，在这种情况下是模拟测量信号，其幅度取决于是否存在与霍尔效应传感器33相对的齿或凹部。第一测量信号具有与目标部32的旋转速度成比例，因此与轮子20的旋转速度成比例的频率。

第一测量设备的主要目的是检测轮子20的锁定或锁定的开始。在这种情况下，制动系统的制动计算机将调制发送到制动器21的制动命令(防滑功能)。

应当注意，第一感测部件33可以是冗余的，以提高防滑功能的可用性。

飞行器轮子和制动器组件还包括第二测量设备，该第二测量设备布置成测量成堆碳盘31内部普遍存在的温度。

第二测量设备包括定位在制动器21的扭矩管30的腔体中的K型热电偶探针34。

轮子和制动器组件还包括第三测量设备，该第三测量设备布置成测量碳盘31的磨损。

第三测量设备包括第二目标部和第二感测部件35。第二目标部是杆，在此是金属的，其连接到成堆碳盘31。第二感测部件35是磁感应传感器，在这种情况下，是LVDT(线性可变差动变换器)35。随着在飞行器制动期间碳盘31在摩擦的作用下磨损，LVDT 35测量杆的运动。

轮子和制动器组件还包括数据集中器40。数据集中器40包括壳体41和结合到壳体41中的至少一个印刷电路板42。

数据集中器40安装在制动环24上。

数据集中器40通过电线46连接到第一测量设备的霍尔效应传感器33、第二测量设备的热电偶探针34和第三测量设备的LVDT 35。应当注意，将数据集中器40连接到热电偶探针34的电线46是镍铬合金和阿卢梅尔镍合金(注册商标)线材。

数据集中器40包括单个电连接器43。数据集中器40经由电连接器43连接到线缆44。线缆44结合有电线，电源在电线中行进，从而能够为数据集中器40本身供电，以及为第一、第二和第三测量设备一起供电。线缆44还结合有其中实施有通信总线的电线。

单个连接器43的使用使得能够简化制动器的维护操作。当由于摩擦构件已完全磨损而必须更换制动器时，不必断开每个测量设备的连接器，而必须简单地断开该单个连接器。

数据集中器40获取由第一测量设备、第二测量设备和第三测量设备产生的测量信号。

数据集中器40对测量信号执行各种处理操作，并基于测量信号产生数字监视信号。

这些处理操作可以包括测量信号的数字化，在这种情况下，数据集中器40的印刷电路板42包括一个或多个模数转换器。这种转换是可选的，因为传感器产生的测量信号可能已经是数字信号。

这些处理操作还可包括在传输之前的成形。

这些处理操作还可以包括对测量信号的分析，以便对数据集中器40本身内的轮子和制动器组件执行监视。在这种情况下，数字监视信号可以包括警告消息。

因此，应当理解，由数据集中器40执行的处理操作可以相对简单(并且例如包括简单地数字化测量信号，或者，如果测量信号已经是数字的，则包括简单地发送所述数字信号)，或相对复杂。

数据集中器40经由线缆44的数字总线(并因此经由连接器43)将数字监视信号发送到轮子和制动器组件的外部，在这种情况下，发送到飞行器的航空电子系统。然后该信息可用于提供防滑功能的制动计算机和维修人员，并且也可以在驾驶员的驾驶舱中显示，特别是制动器的温度和磨损。

应当注意，数据集中器40完全有可能经由无线通信将数字监视信号发送到数据集中器40的外部。

在这种情况下，连接器43仅用于向数据集中器40供电，或者可以借助在数据集中器40中使用电池来消除。

然后，数据集中器40结合有无线发送器，该无线发送器将数字监视信号发送到安装在起落架舱中或飞行器上其它位置中的接收器。数据集中器40还可以结合有无线接收器，使得数据集中器40能够接收数据。

无线通信例如是无线电通信，在这种情况下，无线发送器和无线接收器包括天线，或者是光学通信，在这种情况下，无线发送器包括光源(例如发光二极管)，并且无线接收器包括感光器(例如光电二极管)。

有利地，由第二测量设备的热电偶探针34产生的测量信号的温度补偿在数据集中器40中执行。

因此，在数据集中器40中进行铜线与镍铬合金和阿卢梅尔镍合金(注册商标)线材之间的连结。在数据集中器40中测量冷连结温度。通过温度传感器测量温度，例如RTD(电阻温度检测器)或热敏电阻。

因此，在此“温度补偿”是指线材的连结部和冷连结部温度的测量值。

也可以在数据集中器40中确定成堆盘31的“补偿”温度。在这种情况下，数据集中器40包括例如安装在印刷电路板42上的处理部件，该处理部件获取在热电偶探针34的终端处测量的电压，将冷连结温度转换为参考电压，基于测量电压和参考电压计算补偿的测量电压，并据此推导出成堆盘31的温度。处理部件例如是微控制器。

该解决方案是非常有利的，因为在定位在制动器21的制动环24上的数据集中器40和热电偶探针34之间，镍铬合金和阿卢梅尔镍合金(注册商标)线材的长度非常短。因此，减少了用于温度测量的制动器21上的线材的长度，这使得能够提高测量的精度并降低第二测量设备的成本。

现在将描述其中数据集中器40定位在制动环24上并紧固到制动环24的方式。

数据集中器40定位在两个相邻的制动致动器25之间。连接器43在径向方向上朝向制动环24的外部延伸，使得其易于接近。它也可以在平行于轮子20的旋转轴线的方向上朝向制动器21的外部延伸。

若干位置能够用于将数据集中器40安装在制动环24上。

在图4中，数据集中器40位于制动环24的左侧下部区域中。在图5中，数据集中器40位于制动环24的左侧上部区域中。在图6中，数据集中器40位于制动环24的右侧上部区域中。在图7中，数据集中器40位于制动环24的右侧下部区域中。

当限定数据集中器40的位置时，寻求保护数据集中器40免受小石头的冲击，特别是当飞行器以高速降落或在起飞阶段期间。

数据集中器40的最佳位置可以在一架飞行器与另一架飞行器之间变化。

所选择的位置可以取决于起落架上的制动器21的左侧或右侧位置(并且因此取决于轮子20的左侧或右侧位置)。制动器21中最容易暴露于小石头的部分是位于朝向前部的部分，这取决于制动器21是安装在左侧还是右侧上而不同。制动器21可以设置有两个用于紧固数据集中器40的区域(例如，对应于图4和图7)。如果将制动器安装在起落架的左侧上，则如图4所示安装数据集中器40；或者，如果将制动器安装在起落架的右侧上，则如图7所示安装数据集中器40，使其不位于朝向起落架的前部。

有利的是，将数据集中器40定位在制动环24的下部区域中(如图4和7所示)，使得数据集中器40的内部部件较少暴露于由高能量停止后的制动器21的碳盘31散发的热量。

参考图8，数据集中器40在制动致动器25a和制动致动器25b之间被紧固到制动器环24，如下所述，制动致动器25a和制动致动器25b是相邻的制动致动器25。

数据集中器40的壳体41包括多个第一紧固装置50，在这种情况下为三个第一紧固装置50，它们定位成以规则的角度间隔围绕数据集中器40的重心。该布置使得数据集中器40和紧固件能够经受而不会损坏制动器21在制动期间产生的振动水平以及在降落时受到的冲击。

在此，每个第一紧固装置50是紧固凸片。

壳体40的第一紧固装置50与制动环24的三个第二紧固装置51接合。这三个第二紧固装置51包括第二紧固装置51a、第二紧固装置51b和第二紧固装置51c，该第二紧固装置51a从制动致动器25a的活塞壳体外壳26的后部52a延伸或在其后部52a上延伸，该第二紧固装置51b从制动致动器25b的活塞壳体外壳26的后部52b延伸或在其后部52b上延伸，该第三紧固装置51c定位在两个制动致动器25a、25b之间的制动环24上。“活塞壳体外壳的后部”是指不在轮子20的侧部(形成活塞壳体的腔体在其上开口)上而是在另一侧上延伸的部分。

在此，每个第二紧固装置51是凸台。

第一紧固装置50通过螺栓紧固到第二紧固装置51。

因此，壳体41经由三个紧固点紧固到制动环24，这三个紧固点包括位于制动环24的周边上的两个紧固点，以及位于先前两个紧固点之间但更靠近制动环24的中心的一个紧固点。该构造使得能够进行特别坚固的紧固。

另外，由于数据集中器40不延伸超出制动环24的厚度或仅略微延伸超出制动环24的厚度，因为它位于活塞壳体外壳26之间，因此其在制动环24上的存在并不构成维护操作的特别障碍。

参考图9，在根据第二实施例的轮子和制动器组件中，第一测量设备的第一感测部件60，即，在此是产生代表轮子旋转速度的测量信号的霍耳效应传感器60，被结合到数据集中器61中或在数据集中器61上。类似地，第三测量设备的第二感测部件62，即，在此是产生代表成堆盘的磨损的测量信号的LVDT，被结合到数据集中器61中或在数据集中器61上。

数据集中器61成为一体式构件，其包括轮子速度传感器、制动器磨损传感器和制动器温度传感器封装。该解决方案更加紧凑，并且减少了制动器上的电线的数量。

参考图10，在根据第三实施例的轮子和制动器组件中，第一测量设备的第一感测部件70和第一目标部71被安装在不同的位置。

再次是霍尔效应传感器70的第一感测部件70安装在制动器的扭矩管72上，并且更具体地，在扭矩管72的内部，在扭矩管72的横向环形腹板73上。

第一目标部71再次是带齿的轮子，并且被安装在轮子的轮毂74上。替代地，轮毂74可以被制造为使得其具有突起、例如交替的齿和凹部，使得轮毂74形成第一目标部71。

第三实施例使得能够改善对第一感测部件70和第一目标部71之间的间隙以及第一感测部件70和第一目标部71的相对位置的控制。减小了第一测量设备的质量。然而，由于第一测量设备靠近制动器的碳盘，因此它经受较高的温度。

当然，本发明不限于所述实施例而是涵盖落入如由权利要求书限定的本发明的范围内的任何变型。

在第一测量设备中，第一感测部件和第一目标部可以与这里呈现的那些不同。

在此将传感部件描述为霍尔效应传感器，并且将目标部描述为带齿的轮子。该构造在任何情况下都不限制本发明的范围。

不管所使用的技术如何，感测部件可以例如是距离传感器或检测器。

检测器根据检测器与目标部之间的距离是否大于预定阈值来提供“开/关”测量信号。

距离传感器提供取决于传感器和目标部之间距离的测量信号，例如，就像接近传感器那样。

测量技术可以例如是感应技术、磁技术、超声技术或光学技术。超声技术和光学技术使对非金属材料执行测量成为可能，这使得使用较轻的复合材料制成的目标部成为可能。

类似地，在第二测量设备和第三测量设备中，所使用的传感器、目标部和技术可以不同。

数据集中器的壳体可以不同地紧固到制动环。

当然，本发明也适用于电动制动器：致动器支架然后是致动器保持器，该致动器保持器保持一个或多个机电制动致动器。

数据集中器可以连接到其它测量设备，例如，连接到用于测量轮子上轮胎压力的设备、用于测量起落架减震器中普遍存在的压力的设备等。

数据集中器也可以由操作员从地面上询问，例如借助于结合到数据集中器中的天线。

Claims

1.飞行器轮子和制动器组件，包括：

-轮子(20)；

-制动器(21)，所述制动器布置成制动所述轮子，并且包括至少一个摩擦构件(31)、致动器支架(24)以及至少一个制动致动器(25)，所述制动致动器被所述致动器支架保持并且布置成选择性地在所述摩擦构件上施加制动力；

-第一测量设备，所述第一测量设备布置成测量所述轮子(20)的旋转速度；

-第二测量设备，所述第二测量设备布置成测量所述摩擦构件(31)的温度；

-数据集中器(40；61)，所述数据集中器布置成获取由所述第一测量设备和由所述第二测量设备产生的测量信号，以处理所述测量信号从而产生数字监视信号，并且将所述数字监视信号发送到所述飞行器轮子和制动器组件外部，

所述数据集中器(40；61)包括壳体(41)和结合到所述壳体(41)中的至少一个印刷电路板(42)，所述数据集中器(40；61)安装在所述致动器支架(24)上。

2.根据权利要求1所述的飞行器轮子和制动器组件，其特征在于，所述数据集中器(40)定位在由所述致动器支架保持的两个相邻的制动致动器(25)之间。

3.根据权利要求2所述的飞行器轮子和制动器组件，其特征在于，所述制动器(21)是液压制动器，并且其中，所述壳体(41)被紧固到紧固装置(51)，所述紧固装置在两个相邻的活塞壳体外壳(26)的后部上延伸或从所述后部延伸。

4.根据前述权利要求中的一项所述的飞行器轮子和制动器组件，其特征在于，所述数据集中器(40)定位在所述致动器支架(24)的下部区域中。

5.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器轮子和制动器组件，其特征在于，所述第一测量设备包括第一目标部(32)和第一感测部件(33；60)，所述第一目标部具有大致圆形的形状，所述第一目标部刚性地连接到所述轮子(20)的轮辋(22)以与其一起旋转，并且定位成靠近所述轮子(20)的轮辋(22)的周边部分，所述第一感测部件(33)由所述致动器支架(24)保持。

6.根据权利要求5所述的飞行器轮子和制动器组件，其特征在于，所述第一感测部件(60)结合到所述数据集中器(61)之中或之上。

7.根据权利要求1至4中的一项所述的飞行器轮子和制动器组件，其特征在于，所述第一测量设备包括第一目标部(71)和第一感测部件(70)，所述第一目标部(71)具有大致圆形的形状并且安装在所述轮子的轮毂(74)上，所述第一感测部件(70)安装在所述制动器的扭矩管(72)上。

8.根据权利要求7所述的飞行器轮子和制动器组件，其特征在于，所述第一感测部件(70)安装在所述扭矩管(72)的横向环形腹板(73)上。

9.根据权利要求7所述的飞行器轮子和制动器组件，其特征在于，所述轮毂(74)包括突起，并且所述突起自身形成所述第一目标部。

10.根据前述权利要求中的一项所述的飞行器轮子和制动器组件，其特征在于，所述第二测量设备包括热电偶探针(34)，并且其中，在所述数据集中器(40)中执行温度补偿。

11.根据前述权利要求中的一项所述的飞行器轮子和制动器组件，其特征在于，还包括第三测量设备，所述第三测量设备布置成测量所述摩擦构件(31)的磨损。

12.根据权利要求11所述的飞行器轮子和制动器组件，其特征在于，所述第三测量设备包括第二目标部和第二感测部件(35；62)，所述第二目标部连接到所述摩擦构件，所述第二感测部件由所述致动器支架(24)保持。

13.根据权利要求12所述的飞行器轮子和制动器组件，其特征在于，所述第二感测部件(61)结合到所述数据集中器(40)的壳体之中或之上。

14.根据前述权利要求中的一项所述的飞行器轮子和制动器组件，其特征在于，所述数据集中器(40)包括用于经由无线传输来发送所述数字监视信号的天线。

15.一种包括根据前述权利要求中的一项所述的飞行器轮子和制动器组件的飞行器起落架。