CN109307025B - 一种多轮系飞机主机轮刹车冷却系统 - Google Patents

Abstract

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。

Description

一种多轮系飞机主机轮刹车冷却系统

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。

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。

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段的螺纹；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，用于通过螺钉将该机轮固定螺母与刹车冷却电机固紧。

本发明能够达到为多轮系起落架结构飞机快速冷却降温的目的。其功能是系统监测机轮刹车温度，当温度高于限制温度时,飞行控制计算机发出告警信息，通过开启驾驶舱“冷却开关”，启动刹车冷却电机，从而驱动风扇高速转动产生气流，气流通过飞机主机轮减轻孔吹入刹车装置内部，进行热交换，带走刹车热量，实现刹车温度的快速冷却。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：包括温度监测控制盒、温度传感器、刹车冷却电机、风扇。温度传感器安装于主机轮上，采集刹车温度信号；刹车冷却电机安装于起落架轴内，驱动机轮外侧的风扇高速旋转；温度监测控制盒安装在飞机设备舱，通过电缆连接温度传感器和刹车冷却电机。

温度传感器实时采集主机轮刹车温度，温度监测控制盒接收温度信号，并显示在起落架系统界面上。飞机机务人员根据实时的温度数据，结合飞机滑行工况，视情开启刹车冷却系统，刹车冷却电机驱动风扇高速转动产生气流，气流通过飞机主机轮减轻孔吹入刹车装置内部，进行热交换，带走刹车热量，实现刹车温度的快速冷却。

本发明的有益效果是：飞机刹车温度监测与刹车冷却系统的结合，使原来的经验人工降温冷却、仅地面停机状态的低效率降温冷却工作，改变为由温度传感器实时温度监测，当温度高于限制温度时启动刹车冷却系统进行降温，降温效率、效果直观显示读取，并可在飞机滑行过程中提前进行冷却降温，不仅可以提高飞机再次出动的时间，同时也可降低因刹车温度高造成的刹车装置及其零组件老化速度，提高刹车装置的整体使用寿命，从另一方面讲，提高了经济性指标。

本发明中，为确保飞行安全，当飞机处于“空中”状态时，所有刹车冷却电机均停止工作。

飞机主机轮安装本系统后进行了验证试验，试验结果如表1下：

表1

附图说明

图1是温度传感器安装位置示意图；

图2是刹车冷却电机安装位置示意图；

图3是刹车冷却电机结构示意图；

图4是刹车冷却电机部分逻辑控制示意图；

图5是温度传感器示意图；

图6是图5的右视图；

图7是刹车冷却电机结构示意图；

图8是机轮固定螺母示意图；

图9是图8的左视图。

图中：1.温度传感器；2.气缸座；3.刹车壳体；4.风扇；5.刹车冷却电机；6.机轮固定螺母；7.主起落架轴；8.温度监测控制盒；9.飞机115V电源；10.飞机28V电源；11.断路器；12.冷却开关；13.继电器；14.安装盘；15.螺纹孔；16.凸键；17.环形止口。

具体实施方式

本实施例是用于某型六轮系飞机主机轮的刹车冷却系统。

所述的刹车冷却系统由六个刹车冷却组件和一个温度监测控制盒8组成。所述刹车冷却组件包括包括温度传感器1、风扇4和刹车冷却电机5。将六个刹车冷却组件中的温度传感器得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，将六个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。

本实施例以其中一组刹车冷却组件为例，详细说明其技术特征。

所述刹车冷却组件包括温度传感器1、风扇4和刹车冷却电机5，其中：将温度传感器1的安装盘装入位于飞机主机轮上的气缸座2外表面的安装孔内，并使该温度传感器的测试端插入刹车壳体3上的温度传感器安装孔内。所述刹车壳体3上的温度传感器安装孔位于该刹车壳体3的外端面上；所述温度传感器安装孔的中心线平行于所述刹车壳体3的中心线。

所述机轮固定螺母6一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段的螺纹；在该。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7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，用于通过螺钉将该机轮固定螺母与刹车冷却电机5固紧。

所述刹车冷却电机5通过机轮固定螺母6安放在主起落架轮轴7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5壳体圆周上的凸键16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5的径向转动；该机轮固定螺母与刹车冷却电机通过螺钉固连。在该刹车冷却电机5壳体外端端口处的外圆周表面有径向凸出的环形止口17，当刹车冷却电机5装入所述主起落架轮轴7后，使所述环形止口的内端面与机轮固定螺母6的外端面贴合，以限制刹车冷却电机5的轴向蹿动。将螺钉穿过预留在机轮固定螺母6圆周上的螺纹孔，旋入刹车冷却电机5上的螺钉孔15内。所述风扇4的叶盘固定安装在刹车冷却电机5的输出轴上，并通过止动垫圈和螺母固定。温度传感器1的信号输出端通过数据线与温度监测控制盒8的一个信号输入端连通。刹车冷却电机5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。

所述的温度传感器1采用K型热电偶，测温范围为0℃～1000℃。为安装方便，在该温度传感器的一端加装有安装盘14，通过该安装盘将温度传感器固定在飞机主机轮上的气缸座2外表面的安装孔内。

所述温度监测控制盒8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8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8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。

所述的风扇4采用现有技术，该风扇有5个叶片，均采用FJZX10翼型。所述风扇叶盘中心孔的孔径与刹车冷却电机5输出轴的外径相同。风扇4转速为11000r/min，风量1m³/s，风压400Pa。

所述的刹车冷却电机5采用三相交流电动机，电压为115V，频率为400Hz，转速为11000r/min。刹车冷却电机5壳体的外圆周表面上加工一个径向凸键16，在壳体的外圆周表面凸键对称位置加工一个螺纹孔15；在刹车冷却电机5外端端口处的外圆周表面有径向凸出的环形止口17。

所述的温度监测控制盒用于采集各温度传感器1的输出信号。该温度监测控制盒8是对标准的温度监测控制盒进行改进后得到的。所述的改进之处在于：

将温度监测控制盒8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。在所述强电腔内布有6路强电电路，分别同时为6路刹车冷却电机5供电。在所述弱电腔排布有6个信号输入端，分别接收各温度传感器1的输出信号。

温度监测控制盒上的输入端与冷却开关12的一个接线端连接；该冷却开关12的另一个接线端与飞机28V电源10连接，用于控制继电器13的吸合。所述继电器13用于控制对6路刹车冷却电机5的供电。

本实施例在工作时，将六个刹车冷却组件分别安装在六个飞机主机轮上。将采集到的六路飞机主机轮刹车温度信号分别传输至温度监测控制盒8，并通过温度监测控制盒8将所述各温度信号转换为相应主机轮的温度，通过数据总线接口实时显示在起落架系统界面上。飞机机务人员根据起落架系统界面上温度数据，开启驾驶舱“冷却开关”，所述温度监测控制盒8将接收到的驾驶舱“冷却开关”信号和飞机起落架“空中/地面”状态信号进行综合判断，仅当飞机处于“地面”状态而且“冷却开关”开启时，六路刹车冷却电机5才会顺序依次启动，刹车冷却电机5驱动风扇4高速转动产生气流，气流通过飞机主机轮减轻孔吹入刹车装置内部，进行热交换，带走刹车热量，实现刹车温度的快速冷却。

温度监测控制盒8控制逻辑见表2。

表2

Claims (5)

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。