用于飞机刹车机轮的冷却控制器及控制方法技术

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。本发明专利技术将飞机的过站时间由60min降到30min，实现了飞机快速度出动。

【技术实现步骤摘要】
用于飞机刹车机轮的冷却控制器及控制方法
本专利技术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。
技术介绍
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的专利技术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。该专利技术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，该专利技术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；同时该专利技术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；该专利技术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，但是该专利技术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的专利技术创造一种多轮系飞机主机轮刹车冷却系统。该专利技术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。该专利技术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。该专利技术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，该专利技术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。
技术实现思路
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，本专利技术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。本专利技术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本文档来自技高网...

【技术保护点】
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：/n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；/n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；/n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；/n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。/n...

【技术特征摘要】
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～...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘忠平，韩亚国，董志超，
申请(专利权)人：西安航空制动科技有限公司，
类型：发明
国别省市：陕西;61