一种用于航空机轮冷却系统的集风罩组件的制作方法

本发明涉及一种航空机轮冷却系统用的集风罩组件，属于航空机械技术领域，可用于航空机轮的速度信号传递和刹车冷却风扇的集风、导风并有效保护刹车冷却风扇。

背景技术：

飞机航空机轮包括机轮组件和刹车装置，机轮组件与刹车装置一起安装于飞机的主起落架，当飞机在滑行过程中的频繁刹车和各种工况的着陆刹车过程中，由于飞机航空机轮对飞机制动，致使飞机航空机轮机轮组件和刹车装置温度快速上升，可能造成飞机起飞的延误和再次出动时间延误。为保证飞机航空机轮机轮组件和刹车装置温度满足使用要求，并及时对机轮组件和刹车装置降温，需对航空机轮机轮组件加装刹车冷却风扇，同时满足航空机轮的速度信号、压力信号的采集，并保护机轮刹车冷却风扇和轮轴胎压监控冷却装置的需求，对机轮组件增加集风罩组件。

现有技术中，航空机轮的集风罩组件主要作用是保护机轮刹车冷却风扇和导入空气，不具有其他功能，难以满足新型飞机航空机轮多功能化需求。同时，现有技术中，航空机轮的集风罩组件安装方式是通过螺钉安装在机轮组件的幅板上，安装螺钉孔位于机轮组件主要受力区，增加了机轮组件疲劳寿命考核的技术风险。现有技术的集风罩是由不锈钢板冲压而成，在集风罩中心区域开有一定数量的圆形小孔用于刹车冷却风扇进风。在该集风罩组件边缘区域有4组共8个螺钉均布在圆周方向，用于集风罩组件和航空机轮通过安装螺钉固连，且需在航空机轮高应力区域设计用于固定集风罩组件的螺纹孔，容易形成应力集中，导致航空机轮产品疲劳裂纹。

通过在中华人民共和国国家知识产权局(http://www.sipo.gov.cn)检索关键词：航空机轮、机轮风扇、航空机轮风扇、航空机轮散热风扇、散热风扇、刹车冷却风扇、散热风扇罩、集风罩、集风罩组件、风扇罩、航空机轮风扇罩、西安航空制动科技有限公司。现有专利技术中没有相关技术或相似专利的航空机轮集风罩组件。

技术实现要素：

为克服现有技术中存在的容易形成应力集中，导致航空机轮产品产生疲劳裂纹的不足，本发明提出了一种用于航空机轮冷却系统的集风罩组件。

本发明包括导风罩、支架、进风罩和拨叉。其中，支架位于所述导风罩内，并使该支架的上端面与导风罩上端的内端面贴合；进风罩位于所述导风罩的上端，并使该进风罩下端法兰边的下表面与所述导风罩上端的外端面贴合；所述导风罩、支架和进风罩三者固连。拨叉固定在该支架的内表面上。

所述导风罩的外形为喇叭状的斜面，该斜面的锥度为50°；所述导风罩小直径端的直径与所述支架的大直径端的直径相同，该导风罩大直径端的直径以能够覆盖所述航空机轮的通风减轻孔为宜。在该导风罩小直径端端面的内翻边上均布有多个连接孔。该导风罩大直径端端面的外翻边的表面为与所述航空机轮配合的弧面；该外翻边圆弧的直径与所贴合的机轮组件部位的直径相同。

所述支架由两个圆环与两个圆环之间的9个加强筋组成。所述的两个圆环的直径分别为185mm和295mm，形成了该支架的大直径端和小直径端。所述支架小直径端的端面均布有3个用于与航空机轮固连的螺钉孔；在该小圆环的内表面对称布置有两个矩形槽，其中一个矩形槽用于安装传递航空机轮速度信号的拨叉。

在所述进风罩敞口端端口处的筒壁上开有一处矩形的线缆槽。在该进风罩封闭端端板的边缘均布有多个通风孔；并使所述通风孔内缘于外缘之间的尺寸与胎压监控冷却装置上的刹车冷却风扇中叶片的长度相同。所述的通风孔的形状为矩形或梯形或圆形或椭圆形。所述刹车冷却风扇安装在进风罩内。

所述进风罩敞口端端面的法兰边上的避让槽与螺钉孔之间的夹角为40°。

所述的拨叉由拨叉杆与位于该拨叉杆一端的法兰盘组成。所述拨叉杆的横截面为3/4圆的圆弧；该拨叉杆上开有矩形槽，该矩形槽沿该拨叉杆的长度方向分布，并贯通整个拨叉；该矩形槽用于与胎压监控冷却装置上的矩形凸键配合；该矩形槽的内表面分为过渡引导段和配合段；所述的过渡引导段靠近拨叉的法兰盘；该过渡引导段的表面为与胎压监控冷却装置的矩形凸键配合时的引导面；该过渡引导段的宽度比所述配合段的宽度大3～5mm。所述配合段与胎压监控冷却装置上的矩形凸键配合。

在半轮毂端面的轴承孔的外侧开有三个固定支架连接孔。

本发明的航空机轮集风罩组件安装在航空机轮机轮组件上，通过该集风罩组件保护了机轮刹车冷却风扇和胎压监控装置，并能够满足机轮散热风的流向，降低了机轮组件和刹车装置在滑行过程中的频繁刹车和各种工况的着陆刹车过程中的散热需求，并通过集风罩组件驱动机轮速度传感器，满足速度传感器的速度信号采集工作，同时满足航空机轮胎压监控冷却装置对机轮组件胎压信号采集工作中线缆的布置需求。

本发明中的导风罩呈喇叭口形式，用于密封导风罩和机轮组件，防止风量散失。

本发明中的进风罩呈桶形结构，端面上设计有用于通过冷却空气的进风孔。在进风罩圆周侧面上留有线缆通过孔。进风罩安装端面上留有安装螺钉孔和螺钉安装豁口。

本发明所提出的航空机轮的集风罩组件具有以下特点：

保护航空机轮刹车冷却风扇和胎压监控冷却装置，导入风扇散热所需空气。本发明所提出的航空机轮用的集风罩组件安装在机轮组件上，机轮刹车冷却风扇和胎压监控冷却装置安装于集风罩组件内部，有效避免了机轮刹车冷却风扇和胎压监控冷却装置在飞机滑行、着陆过程中或停机过程中被外物磕碰；集风罩组件能够保证刹车冷却风扇在工作过程中通过足量的冷却空气，并导向航空机轮的刹车装置。

驱动航空机轮速度传感器。本发明所提出的集风罩组件的支架安装于机轮组件上，拨叉安装在支架上，通过拨叉上的u型槽驱动航空机轮速度传感器。

便于胎压监控装置压力传感器线缆布置。本发明所提出的进风罩通过预留的线缆孔满足胎压监控装置线缆的布置需求。可在胎压监控装置线缆布置完成后，再安装进风罩，并在进风罩预留的线缆孔处，通过线缆橡胶套进行密封，防止刹车冷却风扇风量散失。

便于刹车冷却风扇的安装和拆卸检查。本发明所提出的集风罩组件，可进行分段式安装。由于扇叶尺寸一般情况下较大，为满足机轮刹车冷却风扇的安装，在航空机轮安装完成胎压监控装置后，进行支架和导风罩的安装，待机轮散热风扇安装完成后，最后进行进风罩安装。当刹车冷却风扇需进行周期性检查时，仅需拆卸进风罩，便可完成刹车冷却风扇的拆卸工作，无需拆卸导风罩和支架。

本发明所提出的航空机轮的集风罩组件具有以下效果：

本发明所提出的集风罩组件通过拨叉中的凹槽与胎压监控冷却装置的凸键配合，用于驱动胎压监控冷却装置的速度传感器，传递航空机轮速度信号。

由于本发明所提出的集风罩组件采用分段式设计，便于胎压监控冷却装置和刹车冷却风扇的安装、拆卸和日常检修工作，且利于胎压监控冷却装置线缆的布置和固定。

本发明所提出的集风罩组件通过进风罩保护刹车冷却风扇并使冷空气进入进风罩，然后通过导风罩将刹车冷却风扇产生的冷空气由机轮组件导向航空机轮内部，用于航空机轮降温。

本发明所提出的集风罩组件与胎压监控冷却装置和刹车冷却风扇进行了系统级降温联试试验，分别进行了无集风罩组件冷却降温和有集风罩组件冷却降温试验。试验对比发现，通过集风罩组件冷却降温时，航空机轮刹车装置的最高温度比无集风罩组件冷却降温的温度低22℃。

本发明由航空铝材冲压或精铸而成，与现有技术相比较，本发明的重量下降了35％。并且具有以下特点：

1、通过拨叉与胎压监控冷却装置的配合，使胎压监控冷却装置的速度传感器采集到递航空机轮的转速。

2、风扇产生的风通过进风罩和导风罩引导进入航空机轮的内腔，对该航空机轮刹车装置进行冷却。

3、在所述进风罩上开有线缆孔，用于安放并固定胎压监控冷却装置的线缆，有效防止机轮高速转动中该线缆的蹿动，保证了信号采集的稳定性和可靠性。

4、现有技术中，将四组共8个集风罩组件安装孔开在航空机轮腹板上，该区域属于航空机轮的高应力区，易使航空机轮腹板的安装孔周边产生裂纹，从而导致该航空机轮报废。本发明中，集风罩组件仅需3枚螺钉与航空机轮固连，并将航空机轮的固定集风罩组件的螺纹连接孔开在了低应力的轴承孔的端面，有效避免了航空机轮在使用过程中产生疲劳裂纹。

附图说明

图1是现有技术集风罩结构示意图

图2是集风罩组件轴测示意图；

图3是集风罩组件剖视示意图；

图4是集风罩组件俯视示意图；

图5是集风罩组件中的导风罩结构示意图；

图6是集风罩组件中的支架结构示意图；

图7是集风罩组件中的进风罩结构示意图；

图8是集风罩组件中的拨叉结构示意图，其中，图8a是主视图，图8b是左视图；

图9是集风罩组件中的支架和拨叉装配示意图；

图10是本发明与某型产品的配合示意图；

图11是本发明随同胎压监控冷却装置和刹车冷却风扇与某型产品的安装配合示意图。图中：

1.导风罩；2.支架；3.进风罩；4.拨叉；5.螺钉；6.密封圈；7.集风罩组件；8.胎压监控冷却装置；9.刹车冷却风扇；10.线缆；11.航空机轮；12.保险丝；13.线缆槽；14.检测工装贯通孔。

具体实施方式

本实施例是安装于某型飞机航空机轮的集风罩组件，包括导风罩1、支架2、进风罩3和拨叉4。其中，支架2位于所述导风罩1内，并使该支架2的上端面与导风罩1上端的内端面贴合；进风罩3位于所述导风罩1的上端，并使该进风罩3下端法兰边的下表面与所述导风罩1上端的外端面贴合；通过螺钉5将所述导风罩1、支架2和进风罩3三者固连。在所述导风罩1下端的内表面粘贴有密封圈6，用于该导风罩与航空机轮11之间的密封。拨叉4位于所述支架2内，并固定在该支架2的内表面上。

所述导风罩1是采用铝合金材料冲压而成的薄壁壳体。该导风罩的外形为喇叭状，锥度为50°；该导风罩小直径端的直径与所述支架2的大直径端的直径相同，该导风罩大直径端的直径以能够覆盖所述航空机轮的通风减轻孔为宜。在该导风罩1小直径端的端面有内翻的翻边，该翻边上均布有多个连接孔。该导风罩大直径端的端面为外翻边，该外翻边的表面为与所述航空机轮11配合的弧面；该外翻边圆弧的直径与所贴合的机轮组件部位的直径相同；在所述圆弧形外翻边的边缘均布有18个弧形凹槽，用于避让所述航空机轮中的18个螺栓。

所述支架2为精铸件，由两个圆环与两个圆环之间的9个加强筋组成。所述的两个圆环的直径分别为185mm和295mm，形成了该支架得大直径端和小直径端。所述支架小直径端的端面均布有3个用于与航空机轮固连的螺钉孔；在该小圆环的内表面对称布置有两个矩形槽，在其中一个矩形槽的两侧对称布置有螺纹孔，用于安装传递航空机轮11速度信号的拨叉4；另一个矩形槽用于安装支架2时，避让胎压监控冷却装置8上的矩形凸键。在所述大圆环的端面均布有多个连接孔；所述的连接孔的数量与所述导风罩小直径端端面翻边上的连接孔的数量相同，并且位置一一对应。

所述进风罩3呈碗状。在该进风罩敞口端的端面有法兰边。在该法兰边的边缘上均布有3个u形槽，以避让连接导风罩1和支架2的固定螺钉。在该法兰边的表面均布有6个用于连接固定进风罩3和支架2的螺钉孔。所述3个u形槽与6个螺钉孔之间的夹角为40°。在该进风罩3敞口端端口处的筒壁上开有一处矩形的线缆槽13，用于安装进风罩3时固定胎压监控冷却装置8上的线缆10。所述进风罩3封闭端端板中心有用于安装试验时检测速度信号的检测工装贯通孔14；在该进风罩3封闭端端板的边缘均布有多个通风孔；并使所述通风孔内缘于外缘之间的尺寸与胎压监控冷却装置8上的刹车冷却风扇9中叶片的长度相同。所述的通风孔的形状为矩形或梯形或圆形或椭圆形，本实施例中该通风孔为梯形。为防止异物进入，该通风孔内有格栅。所述刹车冷却风扇9安装在进风罩3内。

所述的拨叉4由拨叉杆与位于该拨叉杆一端的法兰盘组成，使拨叉的外形呈t形。所述拨叉杆的横截面为3/4圆的圆弧；该拨叉杆上开有矩形槽，该矩形槽沿该拨叉杆的长度方向分布，并贯通整个拨叉；该矩形槽用于与胎压监控冷却装置8上的矩形凸键配合，由于安装有该拨叉的支架2固定在航空机轮11上，从而使拨叉随着航空机轮同步转动；所述拨叉中拨叉杆与胎压监控冷却装置8的速度传感器通过键槽配合，继而使该速度传感器采集到递航空机轮11的转速。该矩形槽的内表面分为过渡引导段和配合段；所述的过渡引导段靠近拨叉的法兰盘；该过渡引导段的表面为与胎压监控冷却装置的矩形凸键配合时的引导面；该过渡引导段的宽度比所述配合段的宽度大3～5mm。所述配合段与胎压监控冷却装置上的矩形凸键配合。

安装集风罩组件时，将胎压监控冷却装置8安装在起落架轴上；将支架2通过3个螺钉安装在航空机轮11上；将导风罩1小直径端通过3个螺钉固定在支架2上，导风罩1大直径端与航空机轮11进行密封。导风罩1安装完成后，将刹车冷却风扇9安装在胎压监控冷却装置8上，并将胎压监控冷却装置8的线缆10从集风罩组件内部拉出，穿过进风罩3桶壁上矩形线缆孔13，并通过矩形线缆孔压紧线缆10；进风罩3通过6个螺钉固定在支架2上。拆卸时，按照相反顺序依次进行。

为安装所述集风罩组件，在半轮毂端面的轴承孔的外侧开有三个螺纹连接孔，用于固定支架。由于该区域为低应力区，故有效避免了航空机轮在使用过程中产生疲劳裂纹。