飞机刹车温度监控系统温度传感器概述及测试
A320系列飞机刹车温度监控系统概述及故障排除.
A320系列飞机刹车温度监控系统概述及故障排除.A320系列飞机刹车温度监控系统概述及故障排除A320系列飞机刹车温度监控系统概述及故障排除320系列飞机装有⼀套刹车温度监控系统，⽤于实时监控刹车温度，以第⼀时间监控到潜在的刹车毂卡阻或刹车刹死情况。
该系统包含：四个温度传感器（每个刹车毂有⼀个镍镉-镊铝合⾦热电偶）：传递冷点和热点温差成正⽐的电压。
两个刹车监控组件（BTMU：处理来⾃温度传感器的数据，并发送这个数据⾄BSCU。
及补偿热电偶冷端。
⼀个刹车/转弯控制组件（BSCU：将来⾃刹车监控组件的模拟信号改变为ARINC429信号，并将这些数据和BRAKE HOT警告送到ECAM DU。
⼯作原理：每个刹车温度监控组件（BTMU从两个温度传感器接受电压。
处理后，电⼦电路传递的电压正⽐于每个刹车毂的温度。
这个电压在1V⾄9V之间，对应于0到999deg.C。
在BSCU，四个电压值与相应的过热极限电压相⽐较：300deg.C.如果刹车温度超过300deg.C，BRAKE HOT警告信息出现在上⽅ECAM DU。
四个ATINC429值传送到下部ECAM DU，当刹车温度低于检测的过热极限值，温度显⽰绿⾊。
最⾼温度有⼀绿⾊弧线在上⽅。
当温度超出检测极限值，弧线显⽰琥珀⾊。
两个刹车温度差值⼤于100deg.C，最热刹车温度值⾼亮显⽰。
从温度传感器到刹车温度监控组件的接头是镍铬合⾦的。
如果发⽣热电偶⾄少⼀根导线破裂,刹车温度监控组件将⾼信号>9V 发送到 BSCU(正常范围：1V=0°C，9V=1000°C(1832.00°F。
发现故障和标志就出现ECAM DU。
万⼀两个热电偶连接导线之间短路,指出的温度是低的。
万⼀电路和地⾯之间短路,指出的温度是⾼的。
90%的电⼦设备故障导致超出范围信号<1V 或>9V。
故障排除：故障现象可能故障元件概率单个温度传感器故障温度传感器>BTMU>BSCU>导线⼀侧2个温度传感器故障BTMU>BSCU>导线4个温度传感器均故障BSCU>导线20110101⾄20110923东航A319及A320-214刹车温度故障汇总：机号⽇期故障信息处理措施B-23312011-06-283#主轮轮温指⽰不正确更换3#主轮轮温传感器，测试刹车温度系统⼯作正常。
飞机防滑刹车控制器测试系统设计
瓣 獭
Ｅ（Ｏ电子测量技术ＨＬＹ Ｌ ＲＩＭＳＥＮＴ ＮＯ Ｅ Ｎ ＥＵＭＴＥ ０Ｇ０ 期 １ 卷
飞 机 防滑 刹 车控 制 器 测试 系统 设计
张 林 李玉 忍 郑宏 民
７０ ７ ） １０ ２ （ 北 工 业 大 学 西 安 西
摘
要 ：飞机 防滑刹车控制器是 飞机刹车 系统 的关键设备 。刹 车控制器的性能好坏直接影响到飞机的刹车性能 乃至
飞机的安全 ，本文所设计的刹车控制器测试 系统就 是对 刹车控制器进行较为全面 的性能测试 。刹车控制器测试 系统
模拟刹车控制器外部工作环境 ，模拟提供给刹 车控 制器机轮速度信号 、刹车指令信号和起落架收上 、轮载 、 刹三 静 个开关信号 ，检测压力传感器 、温度传感器 、阀门电压 和液压锁电流信号 ，并分析刹车控制器性能 。
ｔｅｐ ｒｏ ｍａ ｃ ｆｂ ａ ｉｇ ｃ ｎ ｒ ｌ ｒｃ ｎ ｂ ｏ． ｈ ｅ ｆｒ ｎ ｅｏ ｒｋ ｎ ｏ ｔｏ ｌ ａ ｅｇ ｔ ｅ
Ｋｅ ｗｏ ｄ ：ａ ｒ ｌｎ ’ ｎ ｉ ｋ ｄ；ｂ ａ ｉ ｇ ｃ ｎ ｒ ｌ ｒ ｅ ｔ ｇ ｓ ｓｅ ｙ ｒ ｓ ｉｐ ａ ｅ Ｓａ ｔ ｓ ｉ － ｒ ｋ ｎ ｏ ｔｏ ｌ ；ｔ ｓ ｉ ｙ ｔ ｍ ｅ ｎ
机刹 车控制 器检 测 的 自动 化程 度 ，提 高控 制 器测 试 的科
学性 和一致性 。 图 １ 刹车控制器测试 系统 总体结 构图
关键词 ：飞机防滑刹 车 ；刹车控制器 ；测试系统 中图分类 号 ：ＴＰ ７ ． ２３５ 文献标 识码 ：Ａ
Ｄｅ ｉ ｎ ｏ ｅ ｔｎ ｙ ｔ ｍ ｏ ｉ ｐ ａ ’ ｎｔ— ｋｉ ｒ ｋ ｎｇ ｃ ｎｔ ｏ ｌ ｒ ｓ ｇ ｆ ｔ ｓ ｉ ｇ ｓ ｓ ｅ ｆ ｒ ａ ｒ ｌ ｎｅ Ｓ ａ ｉｓ ｄ ｂ ａ ｉ ｏ ｒ ｌｅ
温度传感器测试报告
温度传感器测试报告1. 引言温度传感器是一种检测和测量周围环境温度的设备。
本报告旨在介绍对温度传感器进行的测试，以确保其准确性和可靠性。
2. 测试目标本次测试的主要目标是评估温度传感器的以下性能指标： - 准确性：传感器测量结果与实际温度之间的偏差。
- 稳定性：传感器在长时间使用过程中的测量稳定性。
- 响应时间：传感器对温度变化的快速响应能力。
3. 测试设备和环境为了进行测试，我们使用了以下设备和环境： - 温度传感器：型号XYZ，具有数字输出接口。
- 控制器：用于记录和控制温度传感器的测试环境。
- 温度计：作为参考标准，用于测量真实温度值。
- 温度稳定室：用于提供稳定的温度环境。
4. 测试步骤步骤一：准备工作1.确保所有测试设备和仪器都处于正常工作状态。
2.将温度传感器连接到控制器，并确保连线正确无误。
3.使用温度计校准控制器，以确保其准确测量真实温度。
步骤二：准确性测试1.将温度传感器放置在温度稳定室中，并设置室温为25°C。
2.记录温度传感器的测量结果，并与温度计的读数进行比较。
3.重复步骤1和2，分别将温度稳定室的温度设置为20°C、30°C、35°C等不同温度值。
4.统计并计算传感器测量结果与实际温度之间的偏差。
步骤三：稳定性测试1.将温度传感器放置在温度稳定室中，并设置室温为25°C。
2.持续记录传感器的测量结果，并观察其变化情况。
3.在一段时间内，逐渐增加或减少室温，以模拟实际使用中的温度变化。
4.观察传感器是否能够稳定地测量温度，并记录其响应时间。
步骤四：响应时间测试1.在温度稳定室中，将温度设置为一个已知的目标值。
2.突然改变目标温度值，并记录传感器的测量结果。
3.通过比较目标温度变化和传感器测量结果之间的时间差，计算传感器的响应时间。
5. 测试结果与分析根据我们的测试数据和分析，我们得出以下结论： - 温度传感器在25°C的环境下，准确度达到了±0.5°C。
飞机防滞刹车的工作原理
飞机防滞刹车的工作原理
飞机防滞刹车是一种通过控制刹车系统，使飞机在起飞和着陆过程中避免轮胎打滑的技术。
它的工作原理基于下面的几个步骤：
1. 传感器检测：飞机防滞刹车系统会通过传感器实时监测飞机进入到防滞刹车模式所需的参数。
这些传感器可以测量飞机的轮速、轮胎的旋转速度、刹车施加的力以及其他相关参数。
2. 数据处理：当传感器检测到飞机进入防滞刹车模式所需的条件时，收集到的数据将被传送
到防滞刹车系统的控制单元中进行处理。
控制单元会根据这些数据计算出正确的刹车压力和力度，以防止轮胎打滑。
3. 刹车施加：控制单元将根据计算出的刹车压力和力度指令，通过系统中的液压装置，将相
应的刹车力施加到飞机的轮胎上。
这样可以确保飞机的刹车操作适应当前的运动状态，从而避免轮胎打滑。
4. 动态反馈：防滞刹车系统会不断地监测刹车效果，并根据实时的轮胎旋转速度和飞机的运
动状态进行反馈调整。
如果系统检测到轮胎即将打滑，会立即调整刹车力度，以重新获得对轮胎的控制。
通过以上防滞刹车系统的工作原理，飞机能够更好地控制刹车过程，确保飞机在起飞和着陆时的安全性能。
这种技术不仅提高了飞机的操纵稳定性，还有助于延长轮胎的使用寿命，减少维修和更换的频率。
第9章飞机飞行参数传感器及检测
航空检测技术
比率输出式电子倾角传感器是一种类似于 电位器原理，内置信号调节的传感器。 采用三线制：电源正、电源地及信号。 输出信号也是以电源地为参考的，因此， 所用电源必须经过稳压调整，在0°即量 程中点时，其输出为电源电压的1/2，这 样低功耗，供电电流0.5mA的传感器非 常适合于电池供电场合。全部设计内置 EMI/ESD抑制电 路。
航空检测技术
4239攻角传感器，标准输出：攻角AOA,α (Angle Of Attack)或侧滑角AOS,β (angle of sideslip )，用于小型、中型飞机，加热。
9.30
航空检测技术
YK100600空速管、攻角 传感器/侧滑角传感器系 统（不加热，直前端）， 其输出量有总压、静压、 AOA、AOS。用于非常 高速的飞行器，非结冰 条件。 YK100700空速管、攻角 传感器/侧滑角传感器系 统（加热，高速度）
飞机上许多压力参数需要检测，如针对 辅助动力装置（APU），需要测量引气气压、 进气口压力、主油路压力、P3 空气压力、P1 空气总压、排气压力及燃油过滤器压差等。
9.10
航空检测技术
针对推进器/发动机需要测量的压力参数有： 滑油差压；发动机滑油绝压；发动机滑
油表压；发动机功率扭矩表压；燃油过滤器 压力；燃油泵压力；滑油过滤器差压；滑油 温度及压力；P1 空气绝对总压；P2 压气机 进气压力；P2.5 级间进气绝压；P3 引气气压； P3 压气机排气压力；传动装置滑油压力；滑 油冗余压差；燃油过滤器冗余压差；起动机 空气阀冗余压力等。
9.13
航空检测技术
温度传感器：电阻式、热电偶式 转速传感器：磁转速表、脉冲数
字式转速表 加速度传感器 迎角传感器
正常情况下飞机刹车温度范围
正常情况下飞机刹车温度范围正常情况下，飞机刹车温度范围是一个重要的考虑因素。
飞机刹车温度是指刹车系统在飞行或着陆过程中所产生的热量，主要用来减低飞机的速度和停止飞机的运动。
刹车温度过高可能会导致刹车系统失效，从而引发事故，因此控制刹车温度在合理范围内是非常重要的。
飞机刹车温度的正常范围可以根据不同的飞机类型和制造商而有所差异。
一般情况下，刹车温度的正常范围是在200到600摄氏度之间。
在起飞过程中，由于飞机的速度较高且空气阻力较大，刹车产生的热量也会相应增加，因此刹车温度可能会超过正常范围。
而在着陆过程中，飞机通过刹车系统来减低速度，以实现安全的着陆。
在这个过程中，刹车温度通常会升高，但如果超过了正常范围，就可能会引发刹车系统故障，从而导致飞机无法及时停止或者偏离跑道等安全问题。
飞机刹车温度的升高主要是由于刹车盘与刹车片之间的摩擦产生的热量引起的。
为了控制刹车温度在正常范围内，制造商通常会采用一系列的措施来增强刹车系统的散热性能。
例如，刹车盘和刹车片的材料通常会选择具有良好散热性能的材料，以便更好地将热量散发出去。
此外，刹车系统也会配备冷却系统，通过将空气或液体引入刹车系统来降低刹车温度。
这些措施可以有效地控制刹车温度，使得它在正常范围内保持稳定。
当飞机刹车温度超过正常范围时，可能会出现一些不良影响。
首先，刹车片和刹车盘的摩擦系数可能会下降，导致刹车效果减弱，这将使飞机的减速能力降低。
此外，当刹车温度过高时，刹车系统可能会出现过热现象，这可能会导致刹车系统失效。
如果刹车系统无法正常工作，飞机将无法减速或停止，从而可能导致跑道冲出、跑道偏离等严重的事故。
因此，在飞行员的操作中，控制和监测刹车温度是非常重要的。
飞行员需要通过刹车温度指示器来实时监测刹车温度，并根据情况采取适当的措施来降低刹车温度，例如通过减小刹车力度、延长刹车时间等方式。
此外，飞机制造商还会提供相关的刹车温度表和操作手册，以帮助飞行员更好地管理刹车温度。
飞机刹车盘测试方法
飞机刹车盘测试方法
飞机刹车盘测试方法通常包括以下几个步骤：
1. 准备工作：对飞机进行必要的检查和维护工作，确保刹车系统正常运行。
2. 环境条件：选择适宜的环境条件进行测试，通常需要一条长而平坦的跑道。
3. 测试设备：准备必要的测试设备，包括刹车盘温度测量仪、刹车盘磨损仪等。
4. 测试程序：按照预定的测试程序进行测试，包括正常刹车、紧急刹车等各种情况下的刹车盘性能测试。
5. 数据记录：记录每次测试的数据，包括刹车盘温度、磨损情况等。
6. 分析结果：根据测试数据进行分析，评估刹车盘的性能和可靠性。
7. 故障排除：如果测试发现刹车盘存在问题，需要及时进行故障排除和修复。
总的来说，飞机刹车盘测试方法需要在安全可靠的环境下进行，通过科学的测试程序和仪器设备进行测试和数据分析，以确保刹车系统的正常运行和飞机的安全飞行。
正常情况下飞机刹车温度范围 -回复
正常情况下飞机刹车温度范围-回复问：正常情况下飞机刹车温度范围是多少？回答：飞机刹车温度范围是指在正常运行条件下，飞机刹车所能承受的最低和最高温度。
飞机刹车是飞机降落和减速的重要组成部分，其工作状态和温度控制对飞机的安全和性能至关重要。
下面将逐步回答正常情况下飞机刹车温度范围的问题。
第一步：了解飞机刹车的构成和原理飞机刹车由刹车盘、刹车碟、刹车片、刹车缸和刹车系统控制部件组成。
当飞机需要减速或停止时，刹车系统中的压力会通过刹车缸作用于刹车盘和刹车碟上的刹车片，从而产生摩擦力来实现减速或停止运动。
第二步：了解飞机刹车的工作原理在飞机起飞和高速滑行时，刹车系统由于停机和刹车操作而被激活。
当机组人员踩下刹车踏板时，刹车系统开始工作，并将刹车盘和刹车碟上的刹车片压紧，产生摩擦力，使飞机减速。
刹车系统通过刹车系统控制部件管理刹车压力，以确保刹车的均匀分配和适当的减速效果。
此外，刹车系统还需要保持温度在合适的范围内，以确保刹车片的最佳性能。
第三步：了解刹车片的工作温度范围刹车片是直接与刹车盘和刹车碟接触的部件，所以其工作温度范围尤为重要。
刹车片的工作温度不宜过低或过高，过低会导致刹车效果下降，过高则会损坏刹车片。
通常来说，刹车片的工作温度范围是-40C至800C。
在飞行过程中，刹车片可能会被加热至较高温度，但这是正常的。
刹车系统通过散热装置将过多的热量排出，以保持刹车片的温度在可接受的范围内。
第四步：了解刹车系统的温度监控和保护机制为了确保刹车系统工作的安全和可靠，飞机配备了温度监控和保护机制。
刹车系统通常配有温度传感器，可以实时监测刹车盘和刹车碟的温度。
当刹车温度超过预定范围时，刹车系统会发出警告信号，提醒机组人员注意。
在严重情况下，刹车系统会自动采取措施，例如减小刹车压力或停用刹车，以保护刹车片免受过热的影响。
第五步：了解刹车温度管理措施为了控制和管理刹车温度，飞机上可以采取一些预防措施。
例如，机组人员可以在起飞前检查刹车系统的状态，并确保刹车片处于正常工作温度范围内。
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飞机刹车温度监控系统温度传感器概述及测试
随着对飞机性能可靠性的要求越来越高，更多的传感器和配套的监控被安装在新型飞机上，刹车温度监控系统就是这样一个用于实时监控刹车温度，以便能监控到潜在的刹车毂卡阻或刹车刹死危险的一套传感系统。
这个系统越来越多地安装在了飞机上，用于提高飞机的安全性能。
标签：飞机刹车；刹车温度传感器；温度监控系统
1 飞机刹车温度监控系统概述
飞机刹车温度监控系统由4个K型温度传感器，将温度值转换为微弱的电压值。
再由两個刹车监控组件，补偿热电偶冷端的同时，将来自温度传感器的微弱电压放大，并发送电压数据至刹车/转弯控制组件（BSCU），刹车/转弯控制组件（BSCU）将来自刹车监控组件的电压信号改变为ARINC429信号，并将这些数据和BRAKE HOT警告送到ECAM DU。
2 刹车温度传感器概述
刹车温度传感器工作原理实质就是热电偶工作原理，它由外壳（Housing Assembly）和连接器（Connector）组成，大致外观图如图1所示；探针附在外壳和两根导线压接的引脚上，通过它自动检测碳刹车片温度，提供一个在刹车制动时与热量释放变化相关的电信号；即是说，当炭刹车被操作时释放热量导致探头温度上升，温度升高在镍铝-镍铬合金结合处引起“塞贝克效应”——Seebeck热电势。
塞贝克（Seeback）效应，又称作第一热电效应，它是指由于两种不同电导体或半导体的温度差异而引起两种物质间的电压差的热电现象。
（见图1）
在刹车温度传感器连接器（Connector）左侧面提供了3只引脚，根据CMM 手册“描述与操作（DESCRIPTION AND OPERATION）”章节得知分为A、B、C 命名；其中“A”脚为镍铝合金、“B”脚为黄铜（在此没有用到）、“C”脚为镍铬合金；因此该热电偶为镍铝合金和镍铬合金的热电偶，即K型热电偶。
K型热电偶具有线性度好，测量范围光，热电动势较大，灵敏度高，稳定性和均匀性较好，抗氧化性能强，价格便宜等优点。
3 刹车温度传感器的主要性能测试
两种不同的导体（或半导体）组成一个闭合回路，在闭合回路中，A、B导体称为热电极。
将两个接点分别置于温度为T和T0的热源中，T端结点称为工作端或热端；T0端结点称为冷端或自由端。
两种导体接触时，自由电子由密度大的导体向密度小的导体扩散，在接触处失去电子的一侧带正电，得到电子的一侧带负电，形成稳定的接触电势。
同一导体的两端温度不同时，高温端的电子能
量而跑到低温端，比从低温端跑到高温端的要多，结果高温端因失去电子而带正电，低温端因获得多余的电子而带负电，形成一个静电场，该静电场阻止电子继续向低温端迁移，最后达到动态平衡，在导体两端便形成温差电势。
刹车温度传感器输出的电压是热端和冷端组件的电势差，实际应用中，热电势与温度之间关系可以通过热电偶分度表来确定的，由此当我们可以获取A、B两端的电动势通过查询分度表便得知温度，用得到的温度与探针端所给定的温度进行对比。
（见表1）
从分度表上我们可以看到，当冷端为0℃时，电势恰好为0V，因此电压表显示的的压制即是热端的电势值，查找分度表，便能查到对应热端的温度，即炭刹车片的温度。
因此，在测试过程中，要求将冷端温度控制为0℃，提供0V电势。
实际测试过程是冷端连接一个电子冰点器，模拟0℃是热电偶的0V电势。
当使用热电偶（T/C）探头与电压表一起测量温度时，微型冷端电子冰点器用作自动冷端温度补偿。
测试搭建如图2。
在CMM的测试过程中，要求连接传感器，电子冰点器和电压表的导线为K 型导线，即传感器的镍铝端连接导线的镍铝端，镍铬端连接导线的镍铬端。
通过测试比较，我们还发现，导线的长短，不影响测试的结果。
这也是K型热电偶的优点之一，虽然输出的电势信号很微弱，但是无论中间的传输距离多远，测试的结果不改变。
从分度表上，我们可以看出K型热电偶的另外一个优点：线性度很好，10度的温差，电压的差别大概为0.4mV。
4 结束语
温度传感器广泛运用于民用和工用的各行各业，而K型热电偶是现在运用最多的廉价金属热电偶。
理解K型热电偶的工作以及测试原理，将更有助于我们的分析故障原因，排除测试过程中的数据误差。
作者希望通过此文以达到抛砖引玉的效果，希望各位专家给出更多的宝贵意见和见解，对文章不足之处加以指正。
参考文献
[1]刹车温度传感器CMM维护手册[Z].
作者简介：朱红（1974-），女，四川成都人，大学本科，工程师，研究方向：民航电气附件维修。