[发明专利]一种多轮系飞机主机轮刹车冷却系统

权利要求书

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；

各所述温度传感器的安装盘固定在气缸座的外表面；

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；

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。

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，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。

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。

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。

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，所述固定机轮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；在该固定机轮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。