CN110203380A - 一种用于飞机刹车装置的整体式隔热屏 - Google Patents

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一种用于飞机刹车装置的整体式隔热屏，为套筒状，该整体式隔热屏的内径与所述刹车壳体的外径相同。在该整体式隔热屏的圆周表面分布有条形的刹车壳体凸键槽，该刹车壳体凸键槽沿所述整体式隔热屏轴向延伸，并使各刹车壳体凸键槽的槽口位于该整体式隔热屏的内圆周表面上。本发明安装在刹车壳体的外部，用于隔离刹车过程中产生的热，减少刹车产生的热对刹车壳体及起落架轮轴的热辐射。本发明为整体式，能够减少刹车热对刹车壳体及起落架轮轴的热辐射，并且可以做到一次安装到位后铆接固定，提高了安装效率。

Description

一种用于飞机刹车装置的整体式隔热屏
技术领域
本发明涉及飞机机轮刹车领域，具体是一种飞机刹车装置用的整体式隔热屏。
技术背景
在飞机刹车过程中刹车盘相互摩擦会产生热量，从而会对刹车装置中的碳刹车盘组件周围的结构件产生热辐射。目前，越来越多的机轮刹车供应商在设计过程中考虑在刹车装置中设计隔热装置来对结构件进行热防护，其中有对汽缸座组件进行热防护的装置，也有对刹车壳体及起落架轮轴进行热防护的装置。一般来说，理论计算得出的碳刹车盘组件温度为碳刹车盘组件的中心静盘的温度，实际上由于碳刹车盘组件中的压紧盘组件暴露于外界，并且在飞机刹车的过程中存在风速，所以压紧盘组件的温度会远小于中心静盘的温度，又因为汽缸座组件和压紧盘组件之间还存在一定距离，所以当热量传递到汽缸座组件上时，对汽缸座组件的热辐射已大大减小。而刹车壳体作为碳刹车盘组件的支承结构件，其和碳刹车盘组件配合紧密，且刹车壳体内部和起落架轮轴存在配合关系，轮轴中还有各种传感器的接线，所以飞机刹车产生的热对刹车壳体及起落架轮轴的危害要远大于对汽缸座组件的影响。目前由于刹车壳体和碳刹车盘组件配合间隙较小，大型的隔热装置的隔热效果虽好，但是存在布置空间不足的问题，故很多设计仅仅是对汽缸座组件进行了热防护，如申请号为201510319872.9和201510633824.7的专利。本发明是一种刹车装置用的整体式隔热屏，其安装在刹车壳体和碳刹车盘组件之间，目的就是为了减小刹车产生的热对刹车壳体及起落架轮轴的影响。
目前为了保护刹车壳体及起落架轮轴等零部件，需在刹车壳体内部和外部安装隔热屏。当前在航线运营的双通道宽体民用客机，如A330客机，其为了减少刹车热对壳体和轮轴的热辐射，在刹车壳体外部设计安装了一种单片式隔热屏，每单片隔热屏安装在刹车壳体的两个凸键之间的部位，并通过铆钉与刹车壳体固定，但是这种单片式隔热屏会影响隔热效果，并且安装不方便。
发明内容
为克服现有技术中存在的影响隔热效果、安装不方便的不足，本发明提出了一种用于飞机刹车装置的整体式隔热屏。
本发明提出的整体式隔热屏为套筒状，该整体式隔热屏的内径与所述刹车壳体的外径相同。在该整体式隔热屏的圆周表面分布有条形的刹车壳体凸键槽，该刹车壳体凸键槽沿所述整体式隔热屏轴向延伸，并使各刹车壳体凸键槽的槽口位于该整体式隔热屏的内圆周表面上。
所述刹车壳体凸键槽的数量与所述刹车壳体凸键的数量一致。所述刹车壳体凸键槽的长度与所述刹车壳体凸键的长度相同，宽度略大于所述刹车壳体凸键的宽度，二者之间为间隙配合，并且配合面的配合间隙为0.1mm。
在所述整体式隔热屏上有隔热屏测温孔，并使该隔热屏测温孔的位置与所述刹车壳体上的刹车壳体测温孔同轴同径。
相邻的所述刹车壳体凸键槽之间的各隔热板上有铆钉孔，用于将该整体式隔热屏与刹车壳体固连。
本发明安装在刹车壳体的外部，用于隔离刹车过程中产生的热，减少刹车产生的热对刹车壳体及起落架轮轴的热辐射。
本发明上的刹车壳体凸键槽对准刹车壳体上的凸键后，将该整体式隔热屏套装在壳体外部并通过铆钉固定，静盘与整体式隔热屏之间留有间隙，理论上解决了传统刹车壳体外部无安装隔热屏导致刹车热直接对刹车壳体及起落架轮轴产生热辐射或在刹车壳体外部安装单片式隔热屏效率低的问题。
与现有技术相比，本发明取得的有益效果在于：
1.本发明从理论上解决了传统刹车壳体外部单片式隔热屏安装效率低的问题。
传统刹车壳体在外部安装隔热屏时，隔热屏结构多为单片式，故安装时操作人员需要单独安装每片隔热屏，再多次铆接固定，安装起来比较费时，安装效率低，而本发明中的隔热屏为整体式，可以做到一次安装，再铆接固定，增加了安装效率。
2.本发明能够减少刹车热对刹车壳体及起落架轮轴的热辐射。
本发明基于某型民用飞机的机轮刹车，其中刹车壳体的材料为30CrMnSiA，且设计着陆刹车后的刹车盘中心温度可达到600多摄氏度，这时30CrMnSiA材料的比热容会从室温下的473.1Kg·℃上升到841.5Kg·℃，热导率为28.67m·℃。若刹车壳体上未安装隔热屏，热量就会直接作用到刹车壳体上，进而辐射到起落架轮轴上，对轮轴造成不利影响。而在该机型的机轮组件中一般采用1Cr18Ni9Ti作为隔热屏材料，该材料能够承受高温，且在600℃时的热导率为23.5m·℃，低于30CrMnSiA在同一温度下的热导率，故可以用来制作刹车装置中的隔热屏，并且该材料的耐热性较好，能够缓解部分热辐射。
下面对在刹车壳体上安装整体式隔热屏的刹车装置进行热量计算。
碳刹车盘组件的热量计算如下：
T＝T0+△T (1)
式中：
T为刹车盘组件刹车后的温度；
T0为刹车盘组件刹车前的温度；
ΔT为刹车盘组件刹车前后的温度变化。
式中：
b为轮胎在刹车过程中吸收的刹车盘摩擦所产生热量的百分比，取0.9，即轮胎会吸收90％的刹车热量；
AS为一个机轮一次刹车吸收的动能，根据各个材料的比热容在不同温度下吸收的热量通过插值法得出的数值；
C碳为碳刹车盘的比热容；
G碳为碳刹车盘的重量；
C钢为钢夹的比热容；
G钢为钢夹的重量。
通常计算碳刹车盘组件的温度时，只计算钢夹的比热容和热量，这是因为钢夹和碳刹车动盘之间存在配合关系，而安装在刹车壳体上的隔热屏与碳刹车静盘的间隙较小，故也可近似的将隔热屏的比热容和重量带入计算。
某型民用飞机机轮刹车装置在本发明前，公式(2)中的分母为25388.19J/℃，而分子不变。安装本发明提出的整体式隔热屏后，隔热屏材料为1Cr18Ni9Ti，比热容取502J/(Kg·℃)，隔热屏铆钉数量为24个，材料为1Cr17Ni2，比热容取48J/(Kg·℃)，代入计算后，公式(2)中的分母为52790.59J/℃。可以看出，相比现有技术，安装本发明提出的整体式隔热屏能够多减少对刹车壳体和起落架轮轴1.6％的热辐射同时，相比现有技术的单片式的隔热屏，本发明对刹车壳体的凸键也进行了热防护。
由于原有刹车壳体与静盘的配合间隙足够，所以安装整体式隔热屏后隔热屏不会与静盘干涉。在本发明提出的整体式隔热屏的对应位置上需要加工有同样孔径的温度传感器测温孔，保证了使用本发明后温度传感器能够正常工作。
附图说明
图1是本发明与刹车壳体的装配示意图；
图2是图1的局部示意图；
图3是图2中I部位的局部放大图；
图4是对刹车壳体改进的示意图；
图5是本发明的结构示意图。
图中：1.刹车壳体；2.整体式隔热屏；3.铆钉；4.刹车壳体铆钉孔；5.刹车壳体测温孔；6.刹车壳体凸键；7.铆钉孔；8.隔热屏测温孔；9.刹车壳体凸键槽；10.隔热板。
具体实施方式
本实施例是一种刹车装置用的整体式隔热屏。
所述整体式隔热屏2为套筒状，该整体式隔热屏的内径与所述刹车壳体1的外径相同。
在该整体式隔热屏的圆周表面分布有冲压加工的刹车壳体凸键槽9，该刹车壳体凸键槽沿该整体式隔热屏轴向延伸，并使各刹车壳体凸键槽的槽口位于该整体式隔热屏的内圆周表面上。所述刹车壳体凸键槽的数量与所述刹车壳体外圆周表面凸键6的数量一致。所述刹车壳体凸键槽的长度与所述刹车壳体凸键的长度相同；所述刹车壳体凸键槽的宽度略大于所述刹车壳体凸键的宽度，二者之间为间隙配合，并且配合面的配合间隙为0.1mm。
在所述整体式隔热屏上加工有温度传感器测温孔8，并使该隔热屏测温孔的位置与位于所述刹车壳体上的温度传感器测温孔5的位置相对应，且该隔热屏测温孔的大小与位于所述刹车壳体上的温度传感器测温孔的大小一致。
所述相邻的刹车壳体凸键槽之间为隔热板10。在各隔热板上加工有铆钉孔7，用于将该整体式隔热屏与刹车壳体固连。
为安装所述整体式隔热屏，在所述刹车壳体上亦加工有铆钉孔4。
安装时，将所述整体式隔热屏套装在刹车壳体的外表面，并使该刹车壳体上的凸键分别嵌入整体式隔热屏各条形凹槽内。通过铆钉3将整体式隔热屏与刹车壳体固连。

Claims (4)

1.一种用于飞机刹车装置的整体式隔热屏，其特征在于，所述整体式隔热屏为套筒状，该整体式隔热屏的内径与所述刹车壳体的外径相同；在该整体式隔热屏的圆周表面分布有条形的刹车壳体凸键槽，该刹车壳体凸键槽沿所述整体式隔热屏轴向延伸，并使各刹车壳体凸键槽的槽口位于该整体式隔热屏的内圆周表面上。
2.如权利要求1所述用于飞机刹车装置的整体式隔热屏，其特征在于，所述刹车壳体凸键槽的数量与所述刹车壳体凸键的数量一致；所述刹车壳体凸键槽的长度与所述刹车壳体凸键的长度相同，宽度略大于所述刹车壳体凸键的宽度，二者之间为间隙配合，并且配合面的配合间隙为0.1mm。
3.如权利要求1所述用于飞机刹车装置的整体式隔热屏，其特征在于，在所述整体式隔热屏上有隔热屏测温孔，并使该隔热屏测温孔的位置与所述刹车壳体上的刹车壳体测温孔同轴同径。
4.如权利要求1所述用于飞机刹车装置的整体式隔热屏，其特征在于，相邻的所述刹车壳体凸键槽之间的各隔热板上有铆钉孔，用于将该整体式隔热屏与刹车壳体固连。
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