[發明專利]一種用于航空機輪冷卻系統的集風罩組件

有效

• 申請號: 201811156927.9
• 申請日: 2018-09-30
• 公開（公告）號: CN109305338B
• 公開（公告）日: 2023-05-23
• 發明（設計）人: 王旭;張任利;徐健;何君林;姚治文;張萬順
• 申請（專利權）人: 西安航空制動科技有限公司
• 主分類號: B64C25/36
• 分類號: B64C25/36;B60B19/00
• 代理公司: 西安凱多思知識產權代理事務所(普通合伙) 61290
• 代理人: 康進興

一種用于航空機輪冷卻系統的集風罩組件，支架位于所述導風罩內，并使該支架的上端面與導風罩上端的內端面貼合；進風罩位于所述導風罩的上端，并使該進風罩下端法蘭邊的下表面與所述導風罩上端的外端面貼合；所述導風罩、支架和進風罩三者固連。撥叉固定在該支架的內表面上。通過該集風罩組件保護了機輪剎車冷卻風扇和胎壓監控裝置，并能夠滿足機輪散熱風的流向，降低了機輪組件和剎車裝置在滑行過程中的頻繁剎車和各種工況的著陸剎車過程中的散熱需求，并通過集風罩組件驅動機輪速度傳感器，滿足速度傳感器的速度信號采集工作，同時滿足航空機輪胎壓監控冷卻裝置對機輪組件胎壓信號采集工作中線纜的布置需求。

技術領域

本發明涉及一種航空機輪冷卻系統用的集風罩組件，屬于航空機械技術領域，可用于航空機輪的速度信號傳遞和剎車冷卻風扇的集風、導風并有效保護剎車冷卻風扇。

背景技術

飛機航空機輪包括機輪組件和剎車裝置，機輪組件與剎車裝置一起安裝于飛機的主起落架，當飛機在滑行過程中的頻繁剎車和各種工況的著陸剎車過程中，由于飛機航空機輪對飛機制動，致使飛機航空機輪機輪組件和剎車裝置溫度快速上升，可能造成飛機起飛的延誤和再次出動時間延誤。為保證飛機航空機輪機輪組件和剎車裝置溫度滿足使用要求，并及時對機輪組件和剎車裝置降溫，需對航空機輪機輪組件加裝剎車冷卻風扇，同時滿足航空機輪的速度信號、壓力信號的采集，并保護機輪剎車冷卻風扇和輪軸胎壓監控冷卻裝置的需求，對機輪組件增加集風罩組件。

現有技術中，航空機輪的集風罩組件主要作用是保護機輪剎車冷卻風扇和導入空氣，不具有其他功能，難以滿足新型飛機航空機輪多功能化需求。同時，現有技術中，航空機輪的集風罩組件安裝方式是通過螺釘安裝在機輪組件的幅板上，安裝螺釘孔位于機輪組件主要受力區，增加了機輪組件疲勞壽命考核的技術風險。現有技術的集風罩是由不銹鋼板沖壓而成，在集風罩中心區域開有一定數量的圓形小孔用于剎車冷卻風扇進風。在該集風罩組件邊緣區域有4組共8個螺釘均布在圓周方向，用于集風罩組件和航空機輪通過安裝螺釘固連，且需在航空機輪高應力區域設計用于固定集風罩組件的螺紋孔，容易形成應力集中，導致航空機輪產品疲勞裂紋。

通過在中華人民共和國國家知識產權局(http://www.sipo.gov.cn)檢索關鍵詞：航空機輪、機輪風扇、航空機輪風扇、航空機輪散熱風扇、散熱風扇、剎車冷卻風扇、散熱風扇罩、集風罩、集風罩組件、風扇罩、航空機輪風扇罩、西安航空制動科技有限公司。現有專利技術中沒有相關技術或相似專利的航空機輪集風罩組件。

發明內容

為克服現有技術中存在的容易形成應力集中，導致航空機輪產品產生疲勞裂紋的不足，本發明提出了一種用于航空機輪冷卻系統的集風罩組件。

本發明包括導風罩、支架、進風罩和撥叉。其中，支架位于所述導風罩內，并使該支架的上端面與導風罩上端的內端面貼合；進風罩位于所述導風罩的上端，并使該進風罩下端法蘭邊的下表面與所述導風罩上端的外端面貼合；所述導風罩、支架和進風罩三者固連。撥叉固定在該支架的內表面上。

所述導風罩的外形為喇叭狀的斜面，該斜面的錐度為50°；所述導風罩小直徑端的直徑與所述支架的大直徑端的直徑相同，該導風罩大直徑端的直徑以能夠覆蓋所述航空機輪的通風減輕孔為宜。在該導風罩小直徑端端面的內翻邊上均布有多個連接孔。該導風罩大直徑端端面的外翻邊的表面為與所述航空機輪配合的弧面；該外翻邊圓弧的直徑與所貼合的機輪組件部位的直徑相同。

所述支架由兩個圓環與兩個圓環之間的9個加強筋組成。所述的兩個圓環的直徑分別為185mm和295mm，形成了該支架的大直徑端和小直徑端。所述支架小直徑端的端面均布有3個用于與航空機輪固連的螺釘孔；在該小圓環的內表面對稱布置有兩個矩形槽，其中一個矩形槽用于安裝傳遞航空機輪速度信號的撥叉。

在所述進風罩敞口端端口處的筒壁上開有一處矩形的線纜槽。在該進風罩封閉端端板的邊緣均布有多個通風孔；并使所述通風孔內緣于外緣之間的尺寸與胎壓監控冷卻裝置上的剎車冷卻風扇中葉片的長度相同。所述的通風孔的形狀為矩形或梯形或圓形或橢圓形。所述剎車冷卻風扇安裝在進風罩內。