一种多轮系飞机主机轮刹车冷却系统.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN109307025A(43)申请公布日2019.02.05(21)申请号201811309693.7(22)申请日2018.11.06(71)申请人西安航空制动科技有限公司地址713106陕西省咸阳市兴平市西城区金城路(72)发明人曹永张驰耿小爱农贵军夏玉坤陈竞强(74)专利代理机构西北工业大学专利中心61204代理人慕安荣(51)Int.Cl.F16D65/78(2006.01)权利要求书1页说明书5页附图5页(54)发明名称一种多轮系飞机主机轮刹车冷却系统(57)摘要一种多轮系飞机主机轮刹车冷却系统，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机电源连接。本发明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，提高了经济性指标。CN109307025ACN109307025A权利要求书1/1页1.一种多轮系飞机主机轮刹车冷却系统，其特征在于，所述刹车冷却系统包括多个刹车冷却组件和一个温度监测控制盒；各所述刹车冷却组件分别包括温度传感器、风扇和刹车冷却电机；各所述温度传感器的测试端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通过数据线一并接入所述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通过电缆一并与所述温度检测单元的电机插座连通；所述温度监测控制盒的输出总线与飞机驾驶舱仪表盘连通；以飞机电源做为所述温度监测控制盒的电源；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；温度监测控制盒上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。2.如权利要求1所述多轮系飞机主机轮刹车冷却系统，其特征在于，各所述温度传感器的安装盘固定在气缸座的外表面。3.如权利要求1所述多轮系飞机主机轮刹车冷却系统，其特征在于，所述刹车壳体上的温度传感器安装孔位于该刹车壳体的外端面上，并且各温度传感器安装孔的中心线平行于所述刹车壳体的中心线。4.如权利要求1所述多轮系飞机主机轮刹车冷却系统，其特征在于，所述刹车冷却电机通过固定机轮螺母安放在主起落架轮轴内；所述的主起落架轮轴端口处内表面为与所述固定机轮螺母外表面配合的螺纹面；刹车冷却电机壳体圆周上的凸键插入所述位于固定机轮螺母内表面的凸键键槽内，以限制刹车冷却电机的径向转动；该固定机轮螺母与刹车冷却电机固连。5.如权利要求1所述多轮系飞机主机轮刹车冷却系统，其特征在于，在该刹车冷却电机壳体外端端口处的外圆周表面有径向凸出的环形止口，当刹车冷却电机装入所述主起落架轮轴后，使所述环形止口的内端面与固定机轮螺母的外端面贴合，以限制刹车冷却电机的轴向蹿动。6.如权利要求1所述多轮系飞机主机轮刹车冷却系统，其特征在于，所述风扇的叶盘固定安装在刹车冷却电机的输出轴上；温度传感器的信号输出端通过数据线与温度监测控制盒的一个信号输入端连通；刹车冷却电机的电源输入口通过电缆与所述温度监测控制盒的电源输出口连通。7.如权利要求1所述多轮系飞机主机轮刹车冷却系统，其特征在于，所述温度监测控制盒的内腔分隔为弱电腔和强电腔，并将温度处理模块封闭在该弱电腔内，刹车冷却电机控制模块封闭在强电腔内；在该强电腔内布有多路强电电路，分别同时为多路刹车冷却电机供电；在所述弱电腔排布有多个信号输入端，分别接收各温度传感器的输出信号。8.如权利要求1所述多轮系飞机主机轮刹车冷却系统，其特征在于，所述机轮固定螺母一端的外表面为圆形段，该圆形段的外表面为与主起落架轮轴端口内表面连接的螺纹；在该机轮固定螺母另一端的外表面为六方段；在所述圆形段与六方段直径有径向凸出的定位板，该定位板的内端面与主起落架轴的端面贴合；在所述六方段的圆周表面均布有三个径向的螺钉孔。2CN109307025A说明书1/5页一种多轮系飞机主机轮刹车冷却系统技术领域[0001]本发明涉及飞机刹车冷却系统领域，具体是一种多轮系飞机主机轮刹车冷却系统。背景技术[0002]飞机执行各种任务时，存在等待调度、转场等长距离、长时间滑行的需求。在连续滑行过程中由于频繁使用刹车会使刹车装置温度过高，超过起飞限