CN212797291U - 一种多功能飞机刹车冷却控制组件 - Google Patents

Abstract

本实用新型实施例公开了一种多功能飞机刹车冷却控制组件，包括：刹车冷却风扇、胎压监控组件、机轮速度传感器和刹车冷却电机；机轮速度传感器的中心轴孔穿过刹车冷却电机的长轴，且固设于刹车冷却电机的一端；机轮速度传感器用于监控飞机轮胎的速度；胎压监控组件的中心轴孔穿过刹车冷却电机的长轴，且固设于机轮速度传感器的一端；胎压监控组件中设置有与飞机轮胎相连接的压力传感器，与飞机轮胎同步转动，从而监控飞机轮胎的压力；刹车冷却风扇安装于刹车冷却电机的长轴的端部，通过刹车冷却电机长轴的带动进行旋转，产生对飞机轮胎进行散热冷却的气流。本实用新型实施例实现了飞机轮胎压力检测、机轮转速检测和刹车冷却降温功能的集成。

Description

一种多功能飞机刹车冷却控制组件

技术领域

本申请涉及但不限于飞机刹车系统技术领域，尤指一种多功能飞机刹车冷却控制组件。

背景技术

飞机在起飞、降落、滑行刹车等阶段，机轮速度、轮胎压力与刹车温度等因素直接影响飞机刹车的可靠性与安全性。飞机起降需要刹车时，准确的速度信号尤为关键，直接影响刹车性能；飞机滑行过程中，由于个别机轮轮胎压力不足或爆胎时，可能导致偏离跑道造成安全隐患；而长距离滑行中可能频繁使用刹车，导致刹车装置温度过高，严重情况下可能导致飞机刹车装置起火。所以对飞机轮胎压力检测、机轮速度检测和刹车冷却降温非常必要。

实用新型内容

为了保证飞机的起降滑行刹车安全，方便机轮日常维护，本实用新型提出了一种多功能飞机刹车冷却控制组件，以实现飞机轮胎压力检测、机轮转速检测和刹车冷却降温功能的集成。

本实用新型实施例提供一种多功能飞机刹车冷却控制组件，包括：从飞机轮胎外侧向内侧依次组装的刹车冷却风扇、胎压监控组件、机轮速度传感器和刹车冷却电机；

所述机轮速度传感器设置有中心轴孔，所述中心轴孔穿过所述刹车冷却电机的长轴，且固定设置于所述刹车冷却电机的一端，所述机轮速度传感器和所述刹车冷却电机位于飞机轮轴的内部；所述机轮速度传感器，被配置为监控所述飞机轮胎的速度；

所述胎压监控组件设置有中心轴孔，所述中心轴孔穿过所述刹车冷却电机的长轴，且固定设置于所述机轮速度传感器的一端，所述胎压监控组件位于所述飞机轮轴的外部；

所述胎压监控组件中设置有与飞机轮胎相连接的压力传感器，被配置为与所述飞机轮胎同步转动，并通过所述压力传感器监控所述飞机轮胎的压力；

所述刹车冷却风扇安装于所述刹车冷却电机的长轴的端部，被配置为通过所述刹车冷却电机的长轴的带动进行旋转，产生用于对所述飞机轮胎进行散热冷却的气流；

其中，所述胎压监控组件和所述机轮速度传感器的中心轴孔的直径大于所述刹车冷却电机的长轴直径。

可选地，如上所述的多功能飞机刹车冷却控制组件中，所述胎压监控组件包括：壳体旋转部分和壳体静止部分，所述壳体静止部分接近所述刹车冷却电机的一端设置有胎压引出线缆；

所述壳体旋转部分接近所述刹车冷却风扇的一端安装有轴承，通过所述轴承固定和支撑所述刹车冷却电机的长轴，所述壳体旋转部分的最大外圆上设置有两个拨叉结构，通过所述拨叉结构固定于所述飞机轮胎上与所述飞机轮胎进行同步转动，设置于所述壳体旋转部分的所述压力传感器安装于所述飞机轮胎的外半轮毂中，连通所述飞机轮胎内的气压；

所述壳体静止部分内部设置有空心轴，所述空心轴的壳体随所述壳体旋转部分转动，所述空心轴靠近所述机轮速度传感器的一端设置有第一拨叉结构，被配置为将飞机轮胎的转动传递至所述机轮速度传感器。

可选地，如上所述的多功能飞机刹车冷却控制组件中，所述机轮速度传感器接近所述胎压监控组件的一端设置有与所述第一拨叉结构配合固定的第二拔叉结构，通过所述第二拔叉结构与所述胎压监控组件固定连接，所述机轮速度传感器接近所述刹车冷却电机的一端设置有轮速引出线缆。

可选地，如上所述的多功能飞机刹车冷却控制组件中，所述刹车冷却电机、所述机轮速度传感器和所述胎压监控组件的壳体静止部分安装于起落架轮轴的轴内。

可选地，如上所述的多功能飞机刹车冷却控制组件中，所述刹车冷却电机包括圆柱形壳体，设置于所述圆柱形壳体中的冷却电机，以及设置于所述冷却电机上的所述长轴；

所述圆柱形壳体的两侧开设有两条行线槽，所述两条行线槽用于一一对应的布设所述胎压监控组件和所述机轮速度传感器的引出线缆，所述行线槽宽度与深度大于引出线缆的宽度和深度。

可选地，如上所述的多功能飞机刹车冷却控制组件中，所述圆柱形壳体的后端盖上设置有所述刹车冷却电机的插座，所述圆柱形壳体的后端盖上还设置有两个压线台，用于一一对应的固定所述胎压监控组件和所述机轮速度传感器的引出线缆。

可选地，如上所述的多功能飞机刹车冷却控制组件中，所述机轮速度传感器的两端设置有法兰盘，通过螺钉分别于所述胎压监控组件和所述刹车冷却电机的圆柱形壳体固定。

可选地，如上所述的多功能飞机刹车冷却控制组件中，还包括：安装于所述机轮速度传感器和所述刹车冷却电机外部的支撑套管，所述支撑套管的开口端为接近刹车冷却电机的一端，圆形收口端的环形止口卡合在所述起落架轮轴对应的卡槽位置。

可选地，如上所述的多功能飞机刹车冷却控制组件中，所述多功能飞机刹车冷却控制组件通过固定机轮螺母安装在所述起落架轮轴内，所述起落架轮轴的端口处内表面设置有与所述固定机轮螺母的外表面配合的螺纹面；所述胎压监控组件的壳体圆周上的凸键插入所述固定机轮螺母内表面的凸键键槽内，用于限制所述多功能飞机刹车冷却控制组件的径向转动。

本实用新型实施例提供的多功能飞机刹车冷却控制组件，包括：刹车冷却风扇、胎压监控组件、机轮速度传感器和刹车冷却电机；机轮速度传感器的中心轴孔穿过刹车冷却电机的长轴，且固设于刹车冷却电机的一端；机轮速度传感器用于监控飞机轮胎的速度；胎压监控组件的中心轴孔穿过刹车冷却电机的长轴，且固设于机轮速度传感器的一端；胎压监控组件中设置有与飞机轮胎相连接的压力传感器，用于与飞机轮胎同步转动，从而监控飞机轮胎的压力；刹车冷却风扇安装于刹车冷却电机的长轴的端部，用于通过刹车冷却电机长轴的带动进行旋转，产生对飞机轮胎进行散热冷却的气流。本实用新型实施例中的多功能飞机刹车冷却控制组件，有效利用起落架轴内狭小空间，实现飞机轮胎压力检测、机轮转速检测和刹车冷却降温功能的集成；在已有原理功能的技术上，进行了巧妙、合理的结构设计，实现起落架轴内部空间的最大化利用，实现了多种功能的集成。

附图说明

附图用来提供对本实用新型技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本实用新型的技术方案，并不构成对本实用新型技术方案的限制。

图1为本实用新型实施例提供的一种多功能飞机刹车冷却控制组件的结构示意图；

图2为本实用新型实施例提供的多功能飞机刹车冷却控制组件中一种胎压监控组件的结构示意图；

图3为图2所示胎压监控组件的右视图；

图4为图2所示胎压监控组件中垫圈的结构示意图；

图5为图4所示垫圈的剖视图；

图6为本实用新型实施例提供的多功能飞机刹车冷却控制组件中一种机轮速度传感器的结构示意图；

图7为图6所示机轮速度传感器的左视图；

图8为本实用新型实施例提供的多功能飞机刹车冷却控制组件中一种刹车冷却电机的结构示意图；

图9为图8所示刹车冷却电机的长轴端部的示意图；

图10为图8所示刹车冷却电机的左视图；

图11为本实用新型实施例提供的多功能飞机刹车冷却控制组件中一种支撑套管的结构示意图；

图12为图11所示支撑套管的剖视图；

图13为图11所示支撑套管在A-A线上的截面图；

图14为本实用新型实施例提供的多功能飞机刹车冷却控制组件中一种固定机轮螺母的结构示意图；

图15为图14所示固定机轮螺母的左视图。

具体实施方式

为使本实用新型的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本实用新型的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。

现有专利CN105752053A《飞机刹车降温系统和方法》中使用压缩气体对刹车装置降温，此种方法采用的压缩气瓶适合小型的、机轮数量少的飞机使用，该方法刹车的降温时间长、效率低。该方法与本实用新型以下实施例使用的冷却降温方法不同。本实用新型实施例采用刹车冷却风扇的方式，对机轮进行快速降温，经验证降温时间短、效率高。

现有专利CN201821199740.2《机轮速度传感器》单独保护机轮速度传感器，对刹车装置中的其它器件未做说明。

现有专利CN201811309693.7《一种多轮系飞机主机轮刹车冷却系统》中刹车冷却组件仅包含刹车冷却电机和风扇，仅有刹车冷却降温功能。扇叶与本实用新型所述刹车冷风扇一致；刹车冷却电机与本实用新型所述刹车冷却电机结构不同，本实用新型采用长轴结构。

国外飞机A320系类飞机配置了轮胎压力指示装置和通用刹车冷却风扇，其整体的结构布局，与本申请以下实施例不相同。A320系类飞机起落架轴内空间大，轮胎压力指示装置、刹车冷却风扇电机直接相连，速度传感器在起落架轴内最末端，采用测速杆穿过电机驱动速度传感器，故电机为空心结构，对于电机和起落架轴的空间提出了较高的要求；本实用新型采用长轴的刹车冷却电机，穿过空心结构的机轮速度传感器和胎压传感器。

本实用新型提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。

图1为本实用新型实施例提供的一种多功能飞机刹车冷却控制组件的结构示意图。本实施例提供的多功能飞机刹车冷却控制组件可以包括：刹车冷却风扇1、胎压监控组件2、机轮速度传感器3和刹车冷却电机4。

如图1所示多功能飞机刹车冷却控制组件的结构，机轮速度传感器3设置有中心轴孔，中心轴孔穿过刹车冷却电机4的长轴，且固定设置于刹车冷却电机4的一端。需要说明的时，该多功能飞机刹车冷却控制组件中，机轮速度传感器3和刹车冷却电机4位于飞机轮轴的内部；且机轮速度传感器3，被配置为监控飞机轮胎的速度。

本实用新型实施例中的胎压监控组件2同样设置有中心轴孔，中心轴孔同样穿过刹车冷却电机4的长轴，且固定设置于机轮速度传感器3的一端。需要说明的时，该多功能飞机刹车冷却控制组件中，胎压监控组件位于飞机轮轴的外部。

本实用新型实施例中的胎压监控组件2中设置有与飞机轮胎相连接的压力传感器，压力传感器可以为与飞机轮胎同步转动，并通过压力传感器监控飞机轮胎的压力。

本实用新型实施例中的刹车冷却风扇1安装于刹车冷却电机4的长轴的端部，被配置为通过刹车冷却电机4的长轴的带动进行旋转，产生用于对飞机轮胎进行散热冷却的气流。

如图1所示，本实用新型实施例中的多功能飞机刹车冷却控制组件自外向内由刹车冷却风扇1、胎压监控组件2、机轮速度传感器3和刹车冷却电机4 组装而成。其中，刹车冷却风扇1，位于在最外侧，安装于刹车冷却电机4的长轴端部，用于实现飞机刹车冷却功能；胎压监控组件2和机轮速度传感器3 均为空心结构，依次穿过刹车冷却电机4的长轴，并且胎压监控组件2和机轮速度传感器3的中心轴孔的直径大于刹车冷却电机4的长轴直径；另外，机轮速度传感3的左右两侧可以安装法兰盘，通过螺钉分别与胎压监控组件2和刹车冷却电机4固定。如上所述，刹车冷却风扇1、胎压监控组件2、机轮速度传感器3和刹车冷却电机4这四部分完成组装，整体安装于飞机起落架轴内。

可选地，图2为本实用新型实施例提供的多功能飞机刹车冷却控制组件中一种胎压监控组件的结构示意图，图3为图2所示胎压监控组件的右视图。参考图2和图3所示胎压监控组件2，本实用新型实施例中的胎压监控组件2可以包括：壳体旋转部分和壳体静止部分，壳体静止部分接近刹车冷却电机4的一端设置有胎压引出线缆。

图2所示胎压监控组件2中，壳体旋转部分接近刹车冷却风扇1的一端安装有轴承15，通过轴承15固定和支撑刹车冷却电机4的长轴，壳体旋转部分的最大外圆上设置有两个拨叉结构12，通过拨叉结构12固定于飞机轮胎上与飞机轮胎进行同步转动；另外，胎压监控组件2中的压力传感器11设置于壳体旋转部分中，该压力传感器11安装于飞机轮胎的外半轮毂中，连通飞机轮胎内的气压。

图2所示胎压监控组件2中，壳体静止部分内部设置有空心轴，空心轴的壳体随壳体旋转部分转动，空心轴靠近机轮速度传感器3的一端设置有第一拨叉结构16，该第一拨叉结构16可以将飞机轮胎的转动传递至机轮速度传感器3。

在实际应用中，胎压监控组件2的壳体旋转部分在装入轴承15前，还可以装入垫圈13和垫片14，随后装入轴承15，如图4所示，为图2所示胎压监控组件中垫圈的结构示意图，图5为图4所示垫圈的剖视图。

可选地，图6为本实用新型实施例提供的多功能飞机刹车冷却控制组件中一种机轮速度传感器的结构示意图，图7为图6所示机轮速度传感器的左视图。参考图6和图7所示机轮速度传感器3，本实用新型实施例中的机轮速度传感器3接近胎压监控组件的一端设置有与第一拨叉结构16配合固定的第二拔叉结构17，通过第二拔叉结构17与胎压监控组件2固定连接，机轮速度传感器3 接近刹车冷却电机4的一端设置有轮速引出线缆，如图6中右侧的线缆。

实际安装中，如图1所示，刹车冷却电机4、机轮速度传感器3和胎压监控组件2的壳体静止部分均安装于起落架轮轴7的轴内。

可选地，图8为本实用新型实施例提供的多功能飞机刹车冷却控制组件中一种刹车冷却电机的结构示意图，图9为图8所示刹车冷却电机的长轴端部的示意图，图10为图8所示刹车冷却电机的左视图。本实用新型实施例中的刹车冷却电机包括圆柱形壳体，设置于所述圆柱形壳体中的冷却电机，以及设置于所述冷却电机上的所述长轴；

所述圆柱形壳体的两侧开设有两条行线槽，所述两条行线槽用于一一对应的布设所述胎压监控组件和所述机轮速度传感器的引出线缆，所述行线槽宽度与深度大于引出线缆的宽度和深度。

另外，圆柱形壳体的后端盖上设置有刹车冷却电机4的插座，圆柱形壳体的后端盖上还设置有两个压线台18，用于一一对应的固定胎压监控组件2和机轮速度传感器3的引出线缆。

在实际应用中，本实用新型实施例的机轮速度传感器3的两端设置有法兰盘，通过螺钉分别于胎压监控组件2和刹车冷却电机4的圆柱形壳体固定。

可选地，如图1所示，本实用新型实施例提供的多功能飞机刹车冷却控制组件中还可以包括：安装于机轮速度传感器3和刹车冷却电机4外部的支撑套管6，支撑套管6的开口端为接近刹车冷却电机4的一端，圆形收口端的环形止口卡合在起落架轮轴7对应的卡槽位置。图11为本实用新型实施例提供的多功能飞机刹车冷却控制组件中一种支撑套管的结构示意图，图12为图11所示支撑套管的剖视图，图13为图11所示支撑套管在A-A线上的截面图。

在实际安装中，如图1所示，本实用新型实施例提供的多功能飞机刹车冷却控制组件通过固定机轮螺母5安装在起落架轮轴7内，起落架轮轴7的端口处内表面设置有与固定机轮螺母5的外表面配合的螺纹面；胎压监控组件2的壳体圆周上的凸键10插入固定机轮螺母5内表面的凸键键槽内，用于限制多功能飞机刹车冷却控制组件的径向转动。图14为本实用新型实施例提供的多功能飞机刹车冷却控制组件中一种固定机轮螺母的结构示意图，图15为图14所示固定机轮螺母的左视图。

本实用新型实施例提供的多功能飞机刹车冷却控制组件，胎压传感器11 可测量机轮轮胎内气压，同时随机轮转动，将机轮转动传递至机轮速度传感器 3，机轮速度传感器3可以为常用励磁式传感器，可输出与机轮转速成正比的正弦电压信号；刹车冷却电机4在机上电源的作用下，可驱动刹车冷却风扇1旋转，产生气流对刹车机轮进行冷却。

本实用新型实施例提供的多功能飞机刹车冷却控制组件，可以有效利用起落架轴内狭小空间，实现飞机轮胎压力检测、机轮转速检测和刹车冷却降温功能的集成；在已有原理功能的技术上，进行了巧妙、合理的结构设计，实现起落架轴内部空间的最大化利用，实现了多种功能的集成。

以下通过一个实施示例对本实用新型实施例提供的多功能飞机刹车冷却控制组件的实现方式进行详细说明。以下实施示例可以参照图1到图15。

本实施示例中的多功能飞机刹车冷却控制组件包括刹车冷却风扇1、胎压监控组件2、机轮速度传感器3和刹车冷却电机4。

某型刹车冷却控制组件是本实施的载体。机轮速度传感器3穿入刹车冷却电机4的长轴，机轮速度传感器3引出线缆对准刹车冷却电机4圆柱壳体上的一个行线槽19后，通过6个螺钉将机轮速度传感器3的安装法兰与刹车冷却电机4壳体固定；胎压监控组件2穿入刹车冷却电机4的长轴，胎压监控组件2 的拨叉结构16对准机轮速度传感器3对应的拨叉结构17，胎压监控组件2的引出线缆对准刹车冷却电机4圆柱壳体的另一个行线槽19，在胎压传感器2壳体旋转部分上的轴承孔位置，依次装入垫圈13、垫片14、轴承15，且垫圈13 的锥面与刹车冷却电机4的长轴端的锥面接触，通过选择不同厚度垫片14，保证轴承15的端面与胎压监控组件2壳体旋转部分的轴承15基本平齐(±1mm)。在刹车冷却电机4壳体后端盖上的两个压线台18上，分别固定胎压监控组件2、机轮速度传感器3的引出线缆。至此，完成胎压监控组件2、机轮速度传感器3 和刹车冷却电机4的组装。

在胎压监控组件2、机轮速度传感器3和刹车冷却电机4组装件整体装入起落架轴7之前，需将支撑套管6先装入起落架轴内7，该支撑套管6开口端朝里，圆形收口端的环形止口卡在起落架轴7对应的卡槽位置。

本实施示例中的刹车冷却控制组件通过固定机轮螺母5安放在起落架轮轴 7内；起落架轮轴7端口处内表面为与固定机轮螺母外表面配合的螺纹面；胎压监控组件2壳体圆周上的凸键10插入位于固定机轮螺母5内表面的凸键键槽内，以限制刹车冷控制组件的径向转动；该固定机轮螺母5与胎压监控组件2 通过螺钉固连。在该胎压监控组件2壳体外端端口处的外圆周表面有径向凸出的环形止口8，当刹车冷控制组件装入所述起落架轮轴7后，使该环形止口8 的内端面与固定机轮螺母5的外端面贴合，以限制刹车冷控制组件的轴向蹿动。将螺钉穿过预留在固定机轮螺母8圆周上的螺纹孔，旋入胎压传感器2上的螺纹孔9内。至此，完成胎压监控组件2、机轮速度传感器3和刹车冷却电机4 的组装件与飞机起落架轴7的固定。

本实施示例中的刹车冷却风扇1的叶盘固定安装在刹车冷却电机5的长轴上，并通过止动垫圈和螺母固定。胎压监控组件2的压力传感器11拧在飞机机轮机轮外半轮毂上对应的接头上。本实用新型实施例中的刹车冷却风扇1可以为翼型五扇叶风扇。

本实施示例中的胎压监控组件2为空心结构，以环形止口8为分界面，左侧可随机轮旋转，为壳体旋转部分；右侧安装于起落架轴7内，为壳体静止部分；壳体旋转部分壳体上有轴承15，用于刹车冷却电机4启动后高速工作状态下的长轴支撑；壳体旋转部分上有拨叉结构12，与机轮上现有结构进行配合传动；壳体静止部分的外圆周表面上加工一个径向凸键10，在外圆周表面凸键对称位置加工一个螺纹孔9，壳体静止部分端口处的外圆周表面有径向凸出的环形止口8，在壳体静止部分内部为空心轴，空心轴端设计为拨叉结构16；旋转部分与静止部分内部的空心轴一起转动，通过拨叉结构16与机轮速度传感器3 的拨叉结构17配合传动，实现机轮转速的机械传递；从而实现轮胎压力检测的功能。

本实施示例中的机轮速度传感器3为空心结构。

本实施示例中的刹车冷却电机4可以采用采用三相交流电动机，电压为 115V，频率为400Hz，转速为11000r/min。为满足机轮速度传感器3和胎压监控组件2结构布局，在壳体靠近机轮速度传感器3端面均布6个固定的螺纹孔；在壳体后端设计两个压线台18；在圆周壳体上设计两组行线槽19；采用长轴结构。

本实施示例中的支撑套管6可以采用聚四氟乙烯材料，为三片开口结构。圆形收口端有环形止口；三片开口端厚度增厚，刹车冷却电机4穿入后，三片开口端会被撑开，使得刹车冷却电机4、支撑套管6和起落架轴7内壁贴紧，起到支撑固定作用。

本实施示例提供的多功能飞机刹车冷却控制组件在工作时，胎压监控组件2的压力传感器11采集机轮轮胎内气压，通过引出线缆输出轮胎压力信号；胎压监控组件2随机轮转动，将机轮转动传递至机轮速度传感器3，机轮速度传感器3输出与机轮转速成正比的正弦电压信号；刹车冷却电机4在机上电源作用下，驱动刹车冷却风扇1高速旋转，产生气流对刹车机轮进行冷却；实现了飞机轮胎压力检测、机轮速度检测和刹车冷却降温功能的集成。在已有原理功能的技术上，进行了巧妙、合理的结构设计，实现起落架轴内部空间的最大化利用，实现了多种功能的集成，设计出了一种多功能飞机刹车冷却控制组件。

虽然本实用新型所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本实用新型而采用的实施方式，并非用以限定本实用新型。任何本实用新型所属领域内的技术人员，在不脱离本实用新型所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本实用新型的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。

Claims (9)

1.一种多功能飞机刹车冷却控制组件，其特征在于，包括：从飞机轮胎外侧向内侧依次组装的刹车冷却风扇、胎压监控组件、机轮速度传感器和刹车冷却电机；

所述机轮速度传感器设置有中心轴孔，所述中心轴孔穿过所述刹车冷却电机的长轴，且固定设置于所述刹车冷却电机的一端，所述机轮速度传感器和所述刹车冷却电机位于飞机轮轴的内部；

所述胎压监控组件设置有中心轴孔，所述中心轴孔穿过所述刹车冷却电机的长轴，且固定设置于所述机轮速度传感器的一端，所述胎压监控组件位于所述飞机轮轴的外部；

所述胎压监控组件中设置有与飞机轮胎相连接的压力传感器，被配置为与所述飞机轮胎同步转动，并通过所述压力传感器监控所述飞机轮胎的压力；

所述刹车冷却风扇安装于所述刹车冷却电机的长轴的端部，被配置为通过所述刹车冷却电机的长轴的带动进行旋转，产生用于对所述飞机轮胎进行散热冷却的气流；

其中，所述胎压监控组件和所述机轮速度传感器的中心轴孔的直径大于所述刹车冷却电机的长轴直径。

2.根据权利要求1所述的多功能飞机刹车冷却控制组件，其特征在于，所述胎压监控组件包括：壳体旋转部分和壳体静止部分，所述壳体静止部分接近所述刹车冷却电机的一端设置有胎压引出线缆；

所述壳体旋转部分接近所述刹车冷却风扇的一端安装有轴承，通过所述轴承固定和支撑所述刹车冷却电机的长轴，所述壳体旋转部分的最大外圆上设置有两个拨叉结构，通过所述拨叉结构固定于所述飞机轮胎上与所述飞机轮胎进行同步转动，设置于所述壳体旋转部分的所述压力传感器安装于所述飞机轮胎的外半轮毂中，连通所述飞机轮胎内的气压；

所述壳体静止部分内部设置有空心轴，所述空心轴的壳体随所述壳体旋转部分转动，所述空心轴靠近所述机轮速度传感器的一端设置有第一拨叉结构，被配置为将飞机轮胎的转动传递至所述机轮速度传感器。

3.根据权利要求2所述的多功能飞机刹车冷却控制组件，其特征在于，所述机轮速度传感器接近所述胎压监控组件的一端设置有与所述第一拨叉结构配合固定的第二拔叉结构，通过所述第二拔叉结构与所述胎压监控组件固定连接，所述机轮速度传感器接近所述刹车冷却电机的一端设置有轮速引出线缆。

4.根据权利要求2所述的多功能飞机刹车冷却控制组件，其特征在于，所述刹车冷却电机、所述机轮速度传感器和所述胎压监控组件的壳体静止部分安装于起落架轮轴的轴内。

5.根据权利要求4所述的多功能飞机刹车冷却控制组件，其特征在于，所述刹车冷却电机包括圆柱形壳体，设置于所述圆柱形壳体中的冷却电机，以及设置于所述冷却电机上的所述长轴；

所述圆柱形壳体的两侧开设有两条行线槽，所述两条行线槽用于一一对应的布设所述胎压监控组件和所述机轮速度传感器的引出线缆，所述行线槽宽度与深度大于引出线缆的宽度和深度。

6.根据权利要求5所述的多功能飞机刹车冷却控制组件，其特征在于，所述圆柱形壳体的后端盖上设置有所述刹车冷却电机的插座，所述圆柱形壳体的后端盖上还设置有两个压线台，用于一一对应的固定所述胎压监控组件和所述机轮速度传感器的引出线缆。

7.根据权利要求6所述的多功能飞机刹车冷却控制组件，其特征在于，所述机轮速度传感器的两端设置有法兰盘，通过螺钉分别于所述胎压监控组件和所述刹车冷却电机的圆柱形壳体固定。

8.根据权利要求4～7中任一项所述的多功能飞机刹车冷却控制组件，其特征在于，还包括：安装于所述机轮速度传感器和所述刹车冷却电机外部的支撑套管，所述支撑套管的开口端为接近刹车冷却电机的一端，圆形收口端的环形止口卡合在所述起落架轮轴对应的卡槽位置。

9.根据权利要求4～7中任一项所述的多功能飞机刹车冷却控制组件，其特征在于，所述多功能飞机刹车冷却控制组件通过固定机轮螺母安装在所述起落架轮轴内，所述起落架轮轴的端口处内表面设置有与所述固定机轮螺母的外表面配合的螺纹面；所述胎压监控组件的壳体圆周上的凸键插入所述固定机轮螺母内表面的凸键键槽内，用于限制所述多功能飞机刹车冷却控制组件的径向转动。

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