本发明涉及航空刹车机轮设计领域，具体是一种用于航空刹车机轮风扇冷却系统的集风罩组件。
背景技术：
1、飞机的着陆刹车过程，是将飞机的巨大动能转化为热能被刹车机轮的刹车装置吸收及耗散的过程。刹车装置吸收热能逐渐使飞机减速，最终使飞机停下来。刹车装置吸收热能后，刹车盘温度升高。刹车盘高温一方面会影响刹车盘的摩擦系数，引起热衰减，导致刹车性能降低；另一方面，刹车盘温度过高引起的热辐射严重情况下还会使刹车液压油气化，导致刹车失效。再者，刹车盘的热辐射还会造成机轮轮毂等结构件发生热疲劳，影响机轮使用寿命，严重情况下会热辐射会引起轮胎着火、爆胎等灾难性事故。为了降低刹车盘温度，加快热对流，使飞机的动能转化成的热能快速耗散，通常会设计冷却系统。冷却系统主要由冷却风扇和电机等组成。为了利于冷却系统集风，以提高航空刹车机轮着陆刹车后降温效率，同时防止冷却风扇裸露发生意外安全事故，保护冷却系统免受自然环境侵蚀，本发明提出一种用于航空刹车机轮风扇冷却系统的集风罩组件。
2、检索国内外的专利文献，与本发明接近的现有技术为王旭等人的发明专利一种用于航空机轮冷却系统的集风罩组件(cn109305338b)。该现有技术集风罩组件结构复杂，安装在轮毂上时需要在轮毂上额外设计安装孔，再通过一个支架将轮毂和集风罩连接起来。且集风罩与轮毂腹板接触位置设计为花瓣形，目的是为了卡在对接螺栓的圆周内。花瓣形结构难于加工，且容易产生振动变形。一旦对接螺栓疲劳松动或断裂，集风罩会牵连引起集风功能失效。
技术实现思路
1、为克服现有技术中存在的集风效果较低和集风罩结构复杂的不足，本发明提出了一种用于航空刹车机轮风扇冷却系统的集风罩组件。
2、本发明包括集风罩、集风罩密封垫和梯形垫片。安装在空机轮轮毂的一个端面其中该集风罩大直径端为轮毂密封段，小直径段为风扇密封段，该安装段位于所述轮毂密封段和风扇密封段之间。
3、将该集风罩的轮毂密封段套装在轮毂上；在该轮毂密封段的端面卡装有u字形的密集风罩封垫，并使使该密封垫包裹住集风罩轮毂密封段端头的外圆周表面、内圆周表面和端面；所述密集风罩封垫为圆环形，其截面为u字形。将所述梯形垫片的定位板与轮毂的端面贴合，使该梯形垫片的安装板的表面与集风罩的内表面贴合，并通过螺栓固定。
4、所述集风罩的壳体按功能分为轮毂密封段、安装段和风扇密封段。其中的轮毂密封段一端为开口端，风扇密封段一端为封闭端。
5、所述轮毂密封段的内径大于轮毂内各对接螺栓所形成的空间最大外接圆，使该集风罩能够套在各对接螺栓的外端面上。
6、所述风扇密封段的外表面卡装有凹字形的密封圈；该风扇密封段的内径大于冷却风扇系统中风扇的直径。
7、所述风扇密封段的表面分布有多个沿圆周排布的通风孔，各扇形通风孔两侧斜边之间的夹角为4°；相邻两个扇形通风孔宽度方向的中心线之间的夹角为6°。所述扇形环通风孔的两条边长度为20mm。所述通风孔在该风扇密封段上沿径向排布有三圈；各圈通风孔之间的径向几何中心距为30mm。每圈有60个通风孔。
8、所述梯形垫片按功能分为安装板和定位板；所述定位板有两个，位于该安装板的两侧，使该梯形垫片的外形呈“几”字形；所述定位板为圆形，以替代原对接螺栓中的垫片；该安装板上有用于连接所述集风罩连的安装孔；所述安装板与定位板之间通过连接板刚性连接。
9、为了利于风扇冷却系统集风，防止冷却风扇裸露发生意外安全事故，保护冷却系统免受自然环境侵蚀，同时为航空刹车机轮提供更多的对流风，以提高航空刹车机轮着陆刹车后降温效率，本发明采用镂空群孔设计，使覆盖在冷却风扇外部的集风罩具有集风作用。同时设计异型梯形垫片，实现集风罩与外半轮毂通过螺钉紧固连接。设计的横u型集风罩密封垫，保证外半轮毂的弧面上能安装集风罩且不会泄漏冷却风扇工作时采集的空气对流风。
10、本发明用于军用或民用航空机轮轮毂外侧，利于冷却系统集风，以提高航空刹车机轮着陆刹车后降温效率，同时防止冷却风扇裸露发生意外安全事故，保护冷却系统免受自然环境侵蚀。集风罩为喇叭口型，装配时扣在刹车机轮轮毂上，集风罩顶部开有三圈群孔，用于冷却风扇工作时，外部空气中自然风引入到机轮内部给刹车装置吹风降温。集风罩上还预留了安装气门嘴的孔，在气门嘴与集风罩装配面处设计了密封圈，防止气门嘴与集风罩在机轮振动时发生碰撞受到损伤。集风罩与轮毂的装配面设计有集风罩密封垫，目的是避免从集风罩顶部引入的自然风从轮毂与集风罩的装配间隙中流散。
11、本发明所提出的集风罩组件与刹车冷却风扇进行了系统级降温联试试验。未安装航空刹车机轮风扇冷却系统及集风罩组件时测得刹车盘的温度自然降至100°需要60分钟左右。安装航空刹车机轮风扇冷却系统及集风罩组件后的刹车盘温度降至100°仅需要36分钟。时间缩短了近一半。
12、所述风扇密封段的表面分布有多个沿圆周排布的扇形通风孔13；各扇形通风孔两侧斜边之间的夹角为4°；相邻两个扇形通风孔宽度方向的中心线之间的夹角为6°。所述扇形环通风孔的两条边长度为20mm。相较于现有技术，本发明具有如下优点：
13、1、结构简单，重量轻。
14、相较于现有技术少了支架结构，避免在轮毂上额外设计安装孔，减少小孔带来的应力集中或者孔周疲劳裂纹；
15、2、密封结构简单，密封性好。
16、相较于现有集风罩安装端花瓣形的曲线结构设计，本发明安装端更容易贴合轮毂腹板，无论是集风罩还是密封圈结构都更简单。且可以避免对接螺栓疲劳松动或断裂，集风罩被牵连引起的集风功能失效问题；
17、3、便于加工和安装，拆卸方便
18、本法明的集风罩结构简单，易于加工，且拆装简单。外场维护时间更短。
19、4、集风效果好
20、现有技术集风罩安装在对接螺栓圆周内，集风罩内体积相较于本发明较小，空气在集风罩内对流交换效率相对较低。
21、所述风扇密封段的表面分布有多个沿圆周排布的扇形通风孔13；各扇形通风孔两侧斜边之间的夹角为4°；相邻两个扇形通风孔宽度方向的中心线之间的夹角为6°。所述扇形环通风孔的两条边长度为20mm。
1.一种用于航空刹车机轮风扇冷却系统的集风罩组件，其特征在于，包括集风罩(1)、集风罩密封垫(2)和梯形垫片(3)；所述集风罩(1)的壳体按功能分为轮毂密封段(10)、安装段(11)和风扇密封段(12)；安装在空机轮轮毂的一个端面，其中该集风罩大直径端为轮毂密封段，小直径段为风扇密封段，该安装段位于所述轮毂密封段和风扇密封段之间；
2.如权利要求1所述用于航空刹车机轮风扇冷却系统的集风罩组件，其特征在于，所述轮毂密封段一端为开口端，风扇密封段一端为封闭端。
3.如权利要求1所述用于航空刹车机轮风扇冷却系统的集风罩组件，其特征在于，所述轮毂密封段的内径大于轮毂内各对接螺栓所形成的空间最大外接圆，使该集风罩能够套在各对接螺栓的外端面上。
4.如权利要求1所述用于航空刹车机轮风扇冷却系统的集风罩组件，其特征在于，所述风扇密封段(12)的外表面卡装有凹字形的密封圈；该风扇密封段的内径大于冷却风扇系统中风扇的直径。
5.如权利要求1所述用于航空刹车机轮风扇冷却系统的集风罩组件，其特征在于，所述风扇密封段的表面分布有多个沿圆周排布的通风孔；扇形通风孔两侧斜边之间的夹角为4°；相邻两个扇形通风孔宽度方向的中心线之间的夹角为6°；所述扇形通风孔的两条边长度为20mm；所述通风孔在该风扇密封段上沿径向排布有三圈；
6.如权利要求1所述用于航空刹车机轮风扇冷却系统的集风罩组件，其特征在于，所述梯形垫片(3)按功能分为安装板和定位板；所述定位板有两个，位于该安装板的两侧，使该梯形垫片的外形呈“几”字形；所述定位板为圆形，以替代原对接螺栓中的垫片；该安装板上有用于连接所述集风罩连的安装孔；所述安装板与定位板之间通过连接板刚性连接。
