[发明专利]一种多轮系飞机主机轮刹车冷却系统

说明书

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。

技术领域

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

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，超过起飞限制温度影响飞机再次出动。目前机轮降温方式主要有自然冷却、空调车吹风和氮气瓶的方式。自然冷却时间太过漫长，无法满足再次出动时间要求；空调车吹风或氮气瓶降温仅可在停机后使用，而且操作非常不便，吹风效率低、冷却时间较长，对冷却效果不进行监测，仅依靠地勤人员人工测量，降低了飞机的维护性。

公开号为CN105752053A的发明创造中提出了一种飞机刹车降温系统和方法。该发明创造使用压缩气体对刹车装置降温，与本发明使用工况不同。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，降温时间长、效率低，不能满足多轮系、多支柱起落架结构的飞机降温要求，且需定时补充氮气，维护费用高。

发明内容

为了克服现有技术中存在的降温效率低，不能满足多轮系、多支柱起落架结构的飞机降温要求，且维护费用高的不足，本发明提出了一种多轮系飞机主机轮刹车冷却系统。

本发明所述刹车冷却系统包括六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。通过继电器用于控制对多路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机轮固定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机轮固定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机轮固定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；该机轮固定螺母与刹车冷却电机固连。

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机轮固定螺母的外端面贴合，以限制刹车冷却电机的轴向蹿动。

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。