本發(fā)明涉及一種用于航空剎車機(jī)輪的隔熱裝置，用于對航空剎車機(jī)輪進(jìn)行隔熱。

背景技術(shù)：
盤式航空剎車機(jī)輪一般由機(jī)輪組件和剎車裝置組成。剎車裝置由剎車盤、汽缸座組件、剎車殼體等零件或組件構(gòu)成。當(dāng)飛機(jī)剎車后，剎車盤吸收大量飛機(jī)動能并將其轉(zhuǎn)換成熱能使剎車盤溫度升高。剎車盤溫度升高后會向四周轉(zhuǎn)遞擴(kuò)散熱量并引起周圍材料的溫度上升?，F(xiàn)代飛機(jī)剎車盤一般由碳/碳復(fù)合材料制成，可承受高達(dá)600℃至1200℃的高溫。但與剎車盤相鄰的材料有鋁合金材料、橡膠材料和液壓油這些耐高溫性能差的材料，尤其是液壓油在達(dá)到149℃以上時會產(chǎn)生變性或碳化，從而影響剎車系統(tǒng)工作的穩(wěn)定性。在《航空機(jī)輪和剎車裝置通用規(guī)范》GJB1184A-2005中明確規(guī)定，除中止起飛外，任何情況剎車后，活塞腔內(nèi)的液壓油溫度不應(yīng)超過149℃。隨著飛機(jī)不斷改進(jìn)升級，飛機(jī)的重量不斷的提高。要求剎車吸收的動能同時增大，導(dǎo)致剎車盤溫度進(jìn)一步上升并波及到液壓油溫度進(jìn)一步上升。但改進(jìn)型飛機(jī)的剎車機(jī)輪的空間尺寸和基本結(jié)構(gòu)相對限定，不能有大的變化和大的調(diào)整。若不采用改進(jìn)措施，液壓油溫度上升并突破149℃的限制無法避免。如圖1所示，剎車盤2與汽缸座組件1之間，通常有一個隔熱裝置3分隔，該隔熱裝置3一般是金屬盤片，以減少熱量的直接幅射。但由于金屬盤片與剎車盤直接接觸，導(dǎo)致金屬盤片溫度相對較高。熱量通過這一方式間接的幅射到汽缸座。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：
為了減小剎車盤熱量向汽缸座組件傳遞，本發(fā)明提出了一種用于航空剎車機(jī)輪的隔熱裝置，以減少液壓油溫度的上升。本發(fā)明的用于航空剎車機(jī)輪的隔熱裝置，安裝在航空剎車機(jī)輪的汽缸座組件和剎車盤組件之間，所述隔熱裝置由外隔熱片、內(nèi)隔熱片、鉚釘、支撐骨架和加強(qiáng)環(huán)組成，所述支撐骨架為環(huán)形結(jié)構(gòu)，在其圓周方向有若干徑向的卸荷槽；所述外隔熱片和內(nèi)隔熱片為圓形，材料是鈦合金，并通過鉚釘安裝固定在所述支撐骨架的上、下表面，且在圓周方向上位于所述卸荷槽之間；所述加強(qiáng)環(huán)安裝在所述支撐骨架的內(nèi)側(cè)，且在其內(nèi)部邊緣具有限位槽，使得所述隔熱裝置能夠在航空剎車機(jī)輪的軸向活動、但不能繞周向旋轉(zhuǎn)。本發(fā)明應(yīng)用了懸浮金屬盤片，使之與剎車盤不接觸，以降低金屬盤片溫度，進(jìn)而減少熱量的直接幅射。附圖說明圖1是現(xiàn)有航空剎車機(jī)輪的結(jié)構(gòu)示意圖；圖2是本發(fā)明航空剎車機(jī)輪的結(jié)構(gòu)示意圖；圖3是圖2的局部放大視圖；圖4是本發(fā)明隔熱裝置的主視圖；圖5是圖4的A-A視圖。其中：1.汽缸座組件2.剎車盤組件3.隔熱裝置4.外隔熱片5.內(nèi)隔熱片6.鉚釘7.支撐骨架8.加強(qiáng)環(huán)具體實(shí)施方式結(jié)合圖2-5，本發(fā)明的用于航空剎車機(jī)輪的隔熱裝置3，安裝在航空剎車機(jī)輪的汽缸座組件1和剎車盤組件2之間，所述隔熱裝置3由外隔熱片4、內(nèi)隔熱片5、鉚釘6、支撐骨架7和加強(qiáng)環(huán)8組成，所述支撐骨架7為環(huán)形結(jié)構(gòu)，在其圓周方向有若干徑向的卸荷槽；所述外隔熱片4和內(nèi)隔熱片5為圓形，材料是鈦合金，并通過鉚釘6安裝固定在所述支撐骨架7的上、下表面，且在圓周方向上位于所述卸荷槽之間；所述加強(qiáng)環(huán)8安裝在所述支撐骨架7的內(nèi)側(cè)，且在其內(nèi)部邊緣具有限位槽，使得所述隔熱裝置3能夠在航空剎車機(jī)輪的軸向活動、但不能繞周向旋轉(zhuǎn)。