CN107139649A - 一种飞机机轮组件 - Google Patents
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Abstract
一种飞机机轮组件，包括内半轮毂和外半轮毂，将内、外半轮毂所述密封部位外形改为“内半轮毂采用凸形结构、外半轮毂采用凹形结构”，优化了内、外半轮毂对接部的刚度分布，减小了外半轮毂螺栓孔口处应力，从而提高了疲劳寿命；将导轨凸台根部与腹板结合部位由常规的“圆弧面过渡结构”改为“圆弧面‑锥面‑圆弧面加强结构”，提高了内半轮毂整体刚度，降低了内、外半轮毂整体应力水平，从而提高了疲劳寿命。
Description
技术领域
本发明涉及航空机轮设计领域，具体是一种飞机机轮组件。
背景技术
内、外半轮毂是飞机机轮组件的主要零件，通过螺栓连接在一起，从而使内半轮毂、外半轮毂和螺栓成为一个受力整体，承受飞机的地面载荷和刹车力矩作用。
通过收集多个型号飞机刹车机轮组件的疲劳寿命情况，发现对开式机轮组件疲劳断裂部位多发生在外半轮毂螺栓孔口部位、辐板减轻孔边缘、轮缘结合径处。
由于某型飞机机轮组件的寿命要求大于4500起落。目前国内研制的飞机机轮轮毂均采用胎模锻毛坯制造，机轮组件的寿命在500起落至2000起落之间。通过对多种对开式机轮组件内、外半轮毂结构调查，发现目前国内所有机轮组件结构不能满足飞机刹车机轮组件4500起落寿命要求。
发明内容
为克服现有技术飞机刹车机轮组件不能满足机轮长寿命要求。本发明提出了一种飞机机轮组件。
本发明包括内半轮毂和外半轮毂，该并且所述内半轮毂的内端面与外半轮毂的内端面之间贴合并固连。所述的内半轮毂包括轮辋、内半轮毂对接部位、导轨凸台和内半轮毂腹板。在所述轮辋内圆周表面均布有多个用于安装导轨的导轨凸台；其特征在于，所述轮辋内环圆周表面为锥面。轮胎结合径处的轮辋厚度H1＝16mm；轮辋根部的厚度H2＝11.5mm。所述导轨凸台根部与内半轮毂腹板结合部位由2个圆弧面与1个锥面组成。所述锥面延长线与导轨凸台顶部贴合。所述导轨凸台根部与上述锥面一侧通过凹圆弧面衔接。所述内半轮毂腹板与上述锥面另一侧通过凹圆弧面衔接，圆弧半径R2为9mm。
所述内半轮毂与外半轮毂对接的端面有梯形的凹槽，该凹槽的形状与装配的密封圈相适应。所述外半轮毂与内半轮毂对接的端面亦有圆弧状凹面。当所述内半轮毂与外半轮毂对接后，在对接部位形成一用于嵌装密封圈的封闭环。
所述轮辋内环圆周表面的锥角α＝2°～5°，角度公差为+5′～15′。
所述导轨凸台根部与内半轮毂腹板结合部位的锥面的锥度β＝2°～4°，角度公差为+5′～15′。
所述导轨凸台根部与上述锥面一侧衔接的凹圆弧面的径R1＝20mm。
所述内半轮毂腹板与上述锥面衔接的凹圆弧面的半径R2＝9mm。
本发明由内半轮毂、外半轮毂和对接螺栓。内半轮毂、外半轮毂固接形成一个整体。
将内、外半轮毂所述密封部位外形由“内半轮毂采用凹形结构、外半轮毂采用凸形结构”常规布局改为“内半轮毂采用凸形结构、外半轮毂采用凹形结构”，优化了内、外半轮毂对接部的刚度分布，减小了外半轮毂螺栓孔口处应力，从而提高了疲劳寿命。
将导轨凸台根部与腹板结合部位由常规的“圆弧面过渡结构”改为“圆弧面-锥面-圆弧面加强结构”，提高了内半轮毂整体刚度，降低了内、外半轮毂整体应力水平，从而提高了疲劳寿命。
附图说明:
图1是一种飞机机轮组件剖面图
图2是内半轮毂剖面图
图3是内半轮毂正面视图
图4是内半轮毂轮辋结构示意图
图5是内半轮毂腹板与导轨凸台结合部位结构示意图
图6是机轮组件密封部位结构示意图
图7是内半轮毂减轻孔结构示意图
1.内半轮毂；2.外半轮毂；3.连接螺栓；4.密封圈；5.轮辋；6.内半轮毂对接部位；7.导轨凸台8.内半轮毂腹板。
具体实施方式
本实施例是某型飞机的机轮组件，包括内半轮毂1和外半轮毂2，该并且所述内半轮毂1的内端面与外半轮毂2的内端面之间贴合，并通过连接螺栓3固连。在所述内半轮毂的内端面与外半轮毂的内端面之间装有密封圈4。
所述的内半轮毂1包括轮辋5、内半轮毂对接部位6、导轨凸台7和内半轮毂腹板8。在所述轮辋5内圆周表面均布有9个导轨凸台7，用于安装导轨。所述的导轨凸台采用现有技术。所述轮毂对接部位6在沿着圆周方向均布18个螺栓通孔。所述内半轮毂腹板8在沿着圆周方向均布18个减轻孔。
轮辋5内环圆周表面为锥面，该锥面的锥角α＝2°～5°，角度公差为+5′～15′。轮胎结合径处的轮辋厚度H1＝16mm；轮辋根部的厚度H2＝11.5mm。本实施例中，该锥面的锥角α＝2°。
所述导轨凸台7根部与内半轮毂腹板8结合部位由2个圆弧面与1个锥面组成，锥面角度β为2°～4°，角度公差为+5′～15′。所述锥面延长线与导轨凸台顶部贴合。所述导轨凸台7根部与上述锥面一侧通过凹圆弧面衔接，其半径R1为20mm。所述内半轮毂腹板8与上述锥面另一侧通过凹圆弧面衔接，圆弧半径R2为9mm。本实施例中，该锥面的锥角β＝2°。
所述内半轮毂1与外半轮毂2对接的端面有梯形的凹槽，该凹槽的形状与装配的密封圈4相适应。所述外半轮毂2与内半轮毂1对接的端面亦有“L”形的凹面，该“L”形凹面的底部为圆弧状。当所述内半轮毂1与外半轮毂2对接后，在对接部位形成一用于嵌装密封圈的封闭环，如图6所示。
如图7所示，所述内半轮毂腹板8沿圆周方向均布18个减轻孔，减轻孔形状采用现有技术，减轻孔边缘倒圆角半径R3为3～6mm，本实施例中为4mm；该边缘由精密模具锻造成型。所述外半轮毂腹板处减轻孔形状、大小及结构与内板轮毂腹板8减轻孔完全一样。
机轮受疲劳载荷作用时，通过降低内半轮毂轮毂对接部的柔性，增加外半轮毂轮毂对接部的柔性来降低内、外半轮毂螺栓孔口处应力水平。通过加厚导轨凸台根部与内轮毂腹板结合部位来减少内半轮毂的变形，从而降低内、外半轮毂整体应力水平。同时还将内半轮毂轮辋、导轨凸台根部、减轻孔边缘等部位采用精密模具锻造成型，优化了锻造流线，细化了晶粒，达到提高飞机刹车机轮组件寿命的目的。某型飞机厂内疲劳滚转试验已滚至6000起落，表明该结构确能大幅度提高对开式机轮的疲劳寿命。
Claims (6)
1.一种飞机机轮组件，包括内半轮毂和外半轮毂，该并且所述内半轮毂的内端面与外半轮毂的内端面之间贴合并固连；所述的内半轮毂包括轮辋、内半轮毂对接部位、导轨凸台和内半轮毂腹板；在所述轮辋内圆周表面均布有多个用于安装导轨的导轨凸台；其特征在于，所述轮辋内环圆周表面为锥面；轮胎结合径处的轮辋厚度H1＝16mm；轮辋根部的厚度H2＝11.5mm；所述导轨凸台根部与内半轮毂腹板结合部位由2个圆弧面与1个锥面组成；所述锥面延长线与导轨凸台顶部贴合；所述导轨凸台根部与上述锥面一侧通过凹圆弧面衔接；所述内半轮毂腹板与上述锥面另一侧通过凹圆弧面衔接，圆弧半径R2为9mm。
2.如权利要求1所述飞机机轮组件，其特征在于，所述内半轮毂与外半轮毂对接的端面有梯形的凹槽，该凹槽的形状与装配的密封圈相适应；所述外半轮毂与内半轮毂对接的端面亦有圆弧状凹面；当所述内半轮毂与外半轮毂对接后，在对接部位形成一用于嵌装密封圈的封闭环。
3.如权利要求1所述飞机机轮组件，其特征在于，所述轮辋内环圆周表面的锥角α＝2°～5°，角度公差为+5′～15′。
4.如权利要求1所述飞机机轮组件，其特征在于，所述导轨凸台根部与内半轮毂腹板结合部位的锥面的锥度β＝2°～4°，角度公差为+5′～15′。
5.如权利要求1所述飞机机轮组件，其特征在于，所述导轨凸台根部与上述锥面一侧衔接的凹圆弧面的径R1＝20mm。
6.如权利要求1所述飞机机轮组件，其特征在于，所述内半轮毂腹板与上述锥面衔接的凹圆弧面的半径R2＝9mm。
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