CN204822064U - 一种带温度补偿功能的飞机停放刹车开关结构 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种带温度补偿功能的飞机停放刹车开关结构，属于飞机停放制动技术领域，包括箱体和阀芯组件，所述箱体中设有凸轮轴，凸轮轴一侧沿凸轮轴轴向设有若干阀芯组件，阀芯组件顶端与凸轮轴接触，末端安装输出管嘴或弹簧座，安装输出管嘴的阀芯组件与安装弹簧座的阀芯组件通过油道连通；凸轮轴另一侧沿凸轮轴轴向设有输入管嘴，输入管嘴顶端与凸轮轴接触；输入管嘴一侧设有温度补偿机构，温度补偿机构通过液压通道与安装输出管嘴的阀芯组件连通。本技术方案通过增设温度补偿机构，弥补了温度变化对刹车压力的影响，使得刹车压力变化很小，保持刹车压力稳定，保护各液压元件不会受损，保证飞机刹车安全。

Description

一种带温度补偿功能的飞机停放刹车开关结构

技术领域

本实用新型属于飞机停放制动技术领域，涉及一种飞机停放刹车开关，尤其是涉及一种带温度补偿功能的飞机停放刹车开关结构。

背景技术

飞机在起飞前或在停放过程中，需要采用停机刹车开关将刹车压力锁闭在停机刹车开关与刹车机轮之间，以保证飞机机轮处于刹车状态，以减轻驾驶员长时间踩刹车踏板的工作强度，避免飞机在停放状态下，由于风力或其他原因造成飞机移动，保证飞机停放安全。

现有的液压停机刹车开关一般包括手柄a1、压力输入腔2、刹车腔3、芯轴4、阀芯5和管路6，如图1所示，在进行飞机停放制动时，刹车压力从压力输入腔2输入，从刹车腔3输出，经管路6到达刹车装置7，控制刹车装置7动作，实现制动。停止刹车压力输入后，阀芯5切断压力输入腔2与刹车腔3之间的通路，使刹车装置7保持一定的刹车压力，从而使飞机保持制动停放状态。在刹车压力作用下，刹车稳定性常受到如下因素影响：①液压停机刹车开关刹车腔3、管路6及刹车装置7中工作介质会产生一定压缩；②管路会产生一定的膨胀变形；③刹车装置7产生一定变形；④油液与产品工作腔之间存在气体压缩；⑤产品泄漏、产品与管路连接处泄漏、管路与管路连接处泄漏外。除此之外，对停机刹车稳定性影响最大的，是温度的影响，温度变化使油液及空气的压缩情况产生变化，从而使刹车压力发生变化，从而导致飞机刹车压力的保持效果不理想。特别是在飞机停放的环境温度较低，且飞机停放时间较长(12～24h)时，其刹车压力会明显低于初始压力，使飞机机轮刹车效果变差，不能保证正常的停机刹车要求，影响飞机停放安全；而当环境温度升高时，其刹车压力会高出初始停放时压力较多，将对飞机刹车系统附件产生不利影响。

实用新型内容

为了解决飞机停放刹车开关存在的刹车压力受使用环境影响较大，使刹车压力变化较大的问题，本实用新型提供了一种带温度补偿功能的飞机停放刹车开关结构，从而解决飞机停放刹车压力不稳定的问题。

本实用新型是通过如下技术方案予以实现的。

一种带温度补偿功能的飞机停放刹车开关结构，包括箱体和阀芯组件，所述箱体中设有凸轮轴，所述凸轮轴一侧沿凸轮轴轴向设有若干阀芯组件，所述阀芯组件顶端与凸轮轴接触，末端安装输出管嘴或弹簧座，所述安装输出管嘴的阀芯组件与安装弹簧座的阀芯组件通过油道连通；所述凸轮轴另一侧沿凸轮轴轴向设有输入管嘴，所述输入管嘴顶端与凸轮轴接触；所述输入管嘴一侧设有温度补偿机构，所述温度补偿机构通过液压通道与安装输出管嘴的阀芯组件连通。

所述温度补偿机构包括壳体、自锁螺母、活塞、端盖、螺栓、外壳、套筒和液压通道，活塞一端安装在套筒中，另一端通过自锁螺母固定在壳体上；套筒外设有弹簧，并通过外壳及端盖压紧固定；活塞与套筒内壁围成一内腔，压力油通过液压通道与该内腔连通。

所述外壳一端与壳体连接，另一端通过端盖封闭，端盖与外壳之间通过螺栓连接。

在所述壳体与活塞之间以及套筒与活塞之间均设有密封圈。

所述凸轮轴一端设有手柄b。

所述阀芯组件顶端与凸轮轴凸轮处连接。

所述凸轮轴与箱体之间设有转轴密封。

本实用新型的有益效果是：

本实用新型所述的一种带温度补偿功能的飞机停放刹车开关结构，通过增设温度补偿机构，弥补了温度变化对刹车压力的影响，当温度较低、飞机停放时间较长时，该结构的刹车开关能补偿温度降低导致的压力下降，使得刹车压力变化很小，保持刹车压力稳定，保证飞机停放安全；而当温度升高时，该结构的刹车开关能吸收温度变化导致的压力升高，使得刹车压力变化很小，保持刹车压力稳定，保护各液压元件不会受损，保证飞机刹车安全。

附图说明

图1为传统结构中的飞机停放刹车开关结构示意图；

图2为本实用新型的结构示意图即图4的B-B截面图；

图3为本实用新型中温度补偿机构的结构示意图；

图4为本实用新型中图2的俯视图；

图5为本实用新型中图4的右侧视图。

图中：1-手柄a，2-压力输入腔，3-刹车腔，4-芯轴，5-阀芯，6-管路，7-刹车装置，8-温度补偿机构，801-壳体，802-自锁螺母，803-密封圈，804-活塞，805-端盖，806-螺栓，807-外壳，808-套筒，809-弹簧，810-液压通道，9-输入管嘴，10-箱体，11-阀芯组件，12-输出管嘴，13-弹簧座，14-凸轮轴，15-手柄，16-油道。

具体实施方式

下面结合附图进一步描述本实用新型的技术方案，但要求保护的范围并不局限于所述。

如图2～5所示，本实用新型所述的一种带温度补偿功能的飞机停放刹车开关结构，包括箱体10和阀芯组件11，所述箱体10中设有凸轮轴14，所述凸轮轴14一侧沿凸轮轴14轴向设有若干阀芯组件11，所述阀芯组件11顶端与凸轮轴14凸轮处接触，末端安装输出管嘴12或弹簧座13，所述安装输出管嘴12的阀芯组件11与安装弹簧座13的阀芯组件11通过油道16连通；所述凸轮轴14另一侧沿凸轮轴14轴向设有输入管嘴9，所述输入管嘴9顶端与凸轮轴14接触；所述输入管嘴9一侧设有温度补偿机构8，所述温度补偿机构8通过液压通道810与安装输出管嘴12的阀芯组件11连通；所述凸轮轴14与箱体10之间设有转轴密封；所述凸轮轴14一端设有手柄b15。

所述温度补偿机构8为蓄压器结构，其包括壳体801、自锁螺母802、活塞804、端盖805、螺栓806、外壳807、套筒808和液压通道810，活塞804一端安装在套筒808中，另一端通过自锁螺母802固定在壳体801上；套筒808外设有弹簧809，并通过外壳807及端盖805压紧固定；外壳807一端与壳体801连接，另一端通过端盖805封闭，端盖805与外壳807之间通过螺栓806连接；在壳体801与活塞804之间以及套筒808与活塞804之间均设有密封圈803；活塞804与套筒808内壁围成一内腔，压力油通过液压通道810与该内腔连通。在飞机停放刹车时，刹车产生的液压压力通过液压通道810进入活塞804与套筒808围成的内腔中，在压力作用下，套筒808压缩弹簧809，活塞804与套筒808围成的内腔中继续吸收输入的油液，而弹簧809则吸收输入的压力。根据环境温度变化，当环境温度升高时，液体膨胀，产生的液体克服弹簧809的弹力，进入到活塞804与套筒808围成的内腔中，使油液体积得到释放，压力则被弹簧809吸收；当环境温度降低时，液体收缩，油液体积减小，使得刹车的预紧力减小，此时，活塞804与套筒808围成的内腔中储存的油液在弹簧809的弹力作用下得以释放，以补充系统中的油液体积，同时弹簧力则补充了系统失去的压力，达到了保持停放刹车系统压力基本不变的效果。

凸轮轴14共有4个凸轮工作面，其中两个为与末端安装输出管嘴12的阀芯组件11顶端接触的凸轮工作面，另外两个为与末端安装弹簧座13的阀芯组件11顶端接触的凸轮工作面，且两输入管嘴9与两带输出管嘴12的阀芯组件11分别共用一个凸轮工作面；各凸轮轴14上的凸轮工作面之间相差一定角度，保证在凸轮轴14转动时形成输入管嘴9与输出管嘴12接通，而使输出管嘴12关闭，与温度补偿机构8断开；或使输入管嘴9与输出管嘴12断开，输出管嘴12与温度补偿机构8接通。

实施例

如图2所示，通过手柄b15控制凸轮轴14转动一定角度，实施制动，此时，输入管嘴9与输出管嘴12断开，安装弹簧座13的阀芯组件11与温度补偿机构8连通，油液不再进入阀芯组件11中，并在系统内达到平衡，飞机轮被刹车装置7锁死；当环境温度升高，油液体积膨胀，增加部分体积的油液通过油道16进入安装弹簧座13的阀芯组件11中，并流向温度补偿机构8中，克服弹簧809的弹力，进入到活塞804与套筒808围成的内腔中，使油液体积得到释放，压力则被弹簧809吸收；当环境温度降低，油液收缩，体积减小，使得系统压力减小，此时，弹簧809释放压力，活塞804与套筒808围成的内腔中储存的油液在弹簧809的弹力作用下得以回流到系统中，以补充系统中的油液体积，同时弹簧力则补充了系统失去的压力，使得停放刹车系统压力保持稳定。

Claims (7)

1.一种带温度补偿功能的飞机停放刹车开关结构，包括箱体(10)和阀芯组件(11)，其特征在于：所述箱体(10)中设有凸轮轴(14)，所述凸轮轴(14)一侧沿凸轮轴(14)轴向设有若干阀芯组件(11)，所述阀芯组件(11)顶端与凸轮轴(14)接触，末端安装输出管嘴(12)或弹簧座(13)，所述安装输出管嘴(12)的阀芯组件(11)与安装弹簧座(13)的阀芯组件(11)通过油道(16)连通；所述凸轮轴(14)另一侧沿凸轮轴(14)轴向设有输入管嘴(9)，所述输入管嘴(9)顶端与凸轮轴(14)接触；所述输入管嘴(9)一侧设有温度补偿机构(8)，所述温度补偿机构(8)通过液压通道(810)与安装输出管嘴(12)的阀芯组件(11)连通。

2.根据权利要求1所述的一种带温度补偿功能的飞机停放刹车开关结构，其特征在于：所述温度补偿机构(8)包括壳体(801)、自锁螺母(802)、活塞(804)、端盖(805)、螺栓(806)、外壳(807)、套筒(808)和液压通道(810)，活塞(804)一端安装在套筒(808)中，另一端通过自锁螺母(802)固定在壳体(801)上；套筒(808)外设有弹簧(809)，并通过外壳(807)及端盖(805)压紧固定；活塞(804)与套筒(808)内壁围成一内腔，压力油通过液压通道(810)与该内腔连通。

3.根据权利要求2所述的一种带温度补偿功能的飞机停放刹车开关结构，其特征在于：所述外壳(807)一端与壳体(801)连接，另一端通过端盖(805)封闭，端盖(805)与外壳(807)之间通过螺栓(806)连接。

4.根据权利要求2所述的一种带温度补偿功能的飞机停放刹车开关结构，其特征在于：在所述壳体(801)与活塞(804)之间以及套筒(808)与活塞(804)之间均设有密封圈(803)。

5.根据权利要求2所述的一种带温度补偿功能的飞机停放刹车开关结构，其特征在于：所述凸轮轴(14)一端设有手柄b(15)。

6.根据权利要求1所述的一种带温度补偿功能的飞机停放刹车开关结构，其特征在于：所述阀芯组件(11)顶端与凸轮轴(14)凸轮处连接。

7.根据权利要求1所述的一种带温度补偿功能的飞机停放刹车开关结构，其特征在于：所述凸轮轴(14)与箱体(10)之间设有转轴密封。