CN101557980B - 用于液压流体的温度调节的系统和方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种用于调节飞机(1)的至少一个液压回路(2)中的液压流体的温度(T)的设备和方法。在这种情况下，调节所述液压流体的温度(T)，使得其一直高于例如约20℃的可调节的最小温度极限值(T_最小)。

Description

用于液压流体的温度调节的系统和方法

技术领域

本发明涉及用于调节飞机的至少一个液压回路中的液压流体的温度的系统和方法。

背景技术

在飞机中，不同的组件，例如方向舵和阀是液压控制的。在飞机中，出于余度(redundancy)的原因，可以在飞机中提供供给不同使用者的多个液压回路。液压是由泵产生的。液压使用者通常通过部分广泛地分支的管网连接到泵。

存在于不同的液压回路的液压管中的液压流体由例如液压油组成。然而，还可以使用环境相容性流体，例如水。液压流体具有依赖于液压流体的操作温度T的粘度。粘度是液压流体的稠度的量度。液压流体的粘度越高，则其越稠，反之，液体流体的粘度越低，则其越稀。随着温度升高，则液压流体的粘度或稠度下降。此外，随着温度升高，在液压流体中形成酸，并且此酸即使在低温下也存在。因此，流体更具化学侵蚀性并且机械地侵蚀组件，例如泵或液压管。

如图1中所示，从100℃以上的温度起，存在于液压回路中的液压流体的残余寿命显著下降。在较高温度下，液压流体的可能的操作时间或寿命指数级地降低。此外，当长时间保持在高温下时，化学侵蚀性或活性到达如此高的水平，使得必须替换液压回路内部的全部液压流体。即使是少量污染的或高度侵蚀性的液压流体也会在相对短的时间内导致存在于液压回路内的全部液压流体的普遍老化。除了高操作温度以外，高比例的水也导致存在于液压回路中的液压流体更快的老化。至于涉及系统可靠性，液压流体的温度是液压回路中泵的最大寿命方面最关键的参数中的一个。

因此，根据现有技术，在用于飞机的常规液压系统中，使用热交换器将液压流体的温度保持在例如95℃的温度极限值以下。

在正常操作中，特别是在飞行操作中，因为外界温度相对低，所以很少达到如此高的流体温度，特别是在较高的空气层处。

液压流体的温度越低，则液压流体的粘度或稠度越高。图2示出液压流体的粘度θ与液压流体的温度T之间的关系。如能够从图2中的曲线图看出的，液压流体的粘度θ随着液压流体的温度T上升而下降。在约-15℃的温度T处，液压流体的粘度θ相对高。

液压管中的压力下降Δp取决于通过管的体积流量、内径、长度和流体的粘度θ。在这种情况下，体积流量、粘度和长度与压力下降成正比，即，这些参数中的一个越大，则压力下降将越大。成反比的性质适用于内径，即，内径越小，则压力下降越大。

在常规的飞机液压系统中，选择足够高的液压管直径，使得即使在由于冷液压流体中的高粘度所导致的相对高的压力下降下，仍然能够提供足够的压力用于向液压组件，例如升降舵或垂直舵提供能量。然而，液压压力管的直径d越大，则存在于液压压力管中的液压流体越多，并且管和存在于液压回路中的液压流体的重量也越大。因此，飞机的总重量也增加。

因此，本发明的目的是提供一种系统和方法，其中即使使用小直径的液压管，也能够可靠地驱动飞机的液压操作的组件。

发明内容

本发明提供用于调节飞机的至少一个液压回路中的液压流体的温度的系统和方法，液压流体的温度可被调节至超过可调节的最小温度极限值的程度。

在本发明系统的一个实施方案中，使用位于飞机周边的附加液压消耗装置将液压流体加热。

此实施方案的优点是，由于液压流体被内摩擦加热，所以只需要提供系统固有的能量以加热液压流体。使用液压消耗装置用于加热液压流体还是极为可靠的。

将液压流体加热到高于可调节的最小温度极限值导致这样的情况，其中液压回路的液压管上的压力损失减小，或在恒定压力损失的情况下，还可以使用具有更小直径的液压管。由于更小的直径，则存在于液压回路中的液压流体的体积更小，因此其总重量也更低。这进而导致更轻的飞机的更低的燃料消耗。

附图说明

下面参照附图对用于调节飞机的至少一个液压回路中的液压流体的温度的根据本发明的系统和方法的优选实施方案进行描述，以解释本发明的特征。

图1：显示将液压流体的操作时间表示为液压流体的温度的函数的曲线图；

图2：显示根据现有技术，将液压流体的粘度表示为液压流体的温度的函数的曲线图；

图3：显示用于飞机内部的液压回路的可能的示例性实施方案，其中根据本发明的系统被用于调节液压流体的温度；

图4：显示用于调节飞机的液压回路中液压流体的温度的根据本发明的系统的示例性实施方案；

图5：显示可控阀，比如用在根据图4的系统中的可控阀的连接特征的图；

图6：显示说明用于调节飞机的液压回路中的液压流体的温度的根据本发明的系统的操作模式的图。

具体实施方式

如图3中可以看到的，在飞机1内部至少安装一个液压回路2，所述飞机1的外壁用虚线表示。提供所述液压回路2，用于飞机1内部的液压组件的液压驱动。例如，所述液压回路2起到控制用于收回和放下起落架的阀的作用。例如，位于机翼后端的副翼、位于飞机1后端的升降舵、垂直舵和扰流器(spoiler)进一步组成飞机1的可控组件。扰流器起着限制垂直下降的速度和减轻上升的作用。位于机翼的外端的副翼控制横倾斜，即飞机围绕纵轴的转动(所谓的滚动(rolling))。升降舵通过改变上下振动(pitch)调节飞机围绕横轴的纵向倾斜，其也被描述为俯仰或翻滚(spinning)。垂直舵起着围绕垂直轴的垂直控制，也称为偏航(yawing)的作用。由于机械地或液压地控制的组件，飞机能够同时围绕一个或多个轴转动。所有这些液压组件形成液压消耗装置。

在图3中将用于控制飞机1运动的液压消耗装置显示为节流阀3。在图3中显示的示例性实施方案中，液压消耗装置3被安装在飞机1的右翼R和左翼L中。在图3中所示的实施例中，在飞机1的右翼R中提供四个液压消耗装置3-1、3-2、3-3、3-4。例如，在飞机1的左翼L中也提供用于运动控制的四个液压消耗装置3-5、3-6、3-7、3-8。在机翼中提供的液压消耗装置3-1至3-8可以是，例如，扰流器。此外，在图3中所示的示例性实施方案中，可以在飞机1的尾部中提供其它机械消耗装置3-9、3-10。

在一个实施方案中，在根据本发明的液压系统中，除了用于控制飞机1的运动的正常液压消耗装置3-i以外，还提供附加液压消耗装置4，其用于加热存在于液压回路2中的液压流体。这些附加消耗装置4位于例如飞机1的周边。在图3中所示的示例性实施方案中，在右翼R中提供附加液压消耗装置4-1，在左翼L中提供附加液压消耗4-2，在飞机1的尾部中提供第三液压消耗装置4-3。作为选择，还可以提供在中心安装的附加液压消耗装置4用于加热液压流体。除了液压消耗装置3、4以外，液压回路2还具有用于液压流体的液压储存器或储槽5。存在于储槽5中的液压流体具有例如5巴的压力。例如，由发动机或由驱动器驱动的泵6吸入存在于储存器5中的液压流体，并且在很高的压力下通过进料管将其传送到过滤器7。在高压下通过管8将液压流体从过滤器7供给到分配器或歧管9。在分配器9中，液压流体具有200巴以上的很高的压力P。将液压流体从分配器9通过管10、11供给到存在于机翼中的液压消耗装置3、4。此外，将处于高压下的液压压力通过管12供给到飞机1的尾部中。

液压流体流动通过返回管13、14回到储存器5中。在管中再次记录了压力的下降。由于储存器5具有恒定的压力，所以液压消耗装置3、4的出口侧的压力必须高于储存器压力。因此，通向消耗装置的进料管和返回管之间的压差可以用于液压消耗装置3、4。

在这种情况下，在收集点16处积累处于约5巴的相对低的压力下的液压流体，并且经由液压管17和过滤器18将其返回到储存器5。在泵6中，产生漏泄流，通过过滤器19将其导向热交换器20中。当从泵6流出到管7中的液压流体具有例如60℃的温度时，泵漏泄流的温度更高，例如为70℃。泵漏泄流从热交换器20通过过滤器18回到储存器5中。

如从图3中所示的示例性实施方案中可以看到的，如果必需，附加液压消耗装置4-1、4-2、4-3被用于加热液压回路2中的液压流体，从而使得液压流体的温度T一直高于最小温度极限值。这些液压消耗装置4位于飞机1的周边，即优选在飞机1的机翼中和尾部中。在图3中所示的示例性实施方案中，加热是通过附加液压消耗装置4内的流体的内摩擦产生的。如从图3中可以看到的，液压消耗装置4位于例如飞机1上基本上被环境温度冷却的点处。当飞机位于地面上时，环境温度T_外部(T_auβen)通常为约-40℃至55℃，而在飞行的过程中可能降到-80℃以下。

图4显示在根据本发明的系统的一个示例性实施方案中，液压消耗装置4的启动。在此示例性实施方案中，提供局部温度控制系统21，其使用控制电缆22启动可控阀23。可控阀23位于液压消耗装置4附近，以加热液压回路2的高压侧上的液压流体。在图4所示的实施方案中，局部温度控制系统21被电缆24连接到温度传感器25，其记录液压流体的局部温度T。

在根据本发明的系统中，当由温度传感器25记录的液压流体的温度T下降到低于最小温度极限值时，液压消耗装置4的可控阀23被液压回路中的液压流体的局部温度控制器21打开。在此，最小温度极限值是可调节的。在一个可能的实施方案中，最小温度极限值T_最小被设定为约20℃的值。此最小温度极限值T_最小特别适合于磷酸酯液压流体。对于其它液压流体，可以将最小温度极限值T_最小设定为其它值。

在一个可能的实施方案中，当液压流体的温度T超过例如35℃的可调节的理论温度值T_理论(T_soll)时，所述可控阀23被所述局部温度控制器21关闭。

在一个可能的实施方案中，根据图5中的图表通过所述温度控制器21启动所述可控阀23，即启动特征具有滞后现象。通过滞后现象，防止了可控阀23开和关的频繁转换。

图4中所示的示例性实施方案表现了分散的温度控制器21。在一个备选实施方案中，通过位于例如飞机1的驾驶舱中的中心控制系统为附加液压消耗装置4启动不同的可控阀23。

图6是表示用于温度调节的本系统的可能的实施方案的图。

在一个可能的实施方案中，在液压回路2的高压侧上，来自液压泵6的压力P为约210巴。图3中所示的液压回路2是恒定压力回路。液压流体的温度的最佳工作点AP是约35℃。一旦液压流体的温度T降至低于20℃，在区域I中，液压消耗装置4的可控阀23被完全打开，从而使得液压回路2中的液压流体由于内摩擦而被加热。在20℃和35℃之间的过渡范围内，可控阀23被部分打开，如区域II所示。在高于35℃的温度T下，液压消耗装置4中的可控阀23被完全关闭。

在一个可能的实施方案中，在飞机1的飞行机动(manoeuvre)过程中，仅为加热液压流体而提供的附加消耗装置4的可控阀23是关闭的。例如，可控阀23在飞机1的起飞和降落阶段是关闭的。在一个可能的实施方案中，分散的温度控制系统21被控制电缆连接到驾驶舱内部的中心控制系统。在起飞和降落阶段的过程中，可控阀23被中心控制系统完全关闭。这确保在飞行机动过程中的全部时间一直为液压消耗装置3提供足够的工作压力用于飞行运动控制。液压流体的过度加热和随之而来的体积流量的增加可能另外导致液压系统内部的压力对于剩余的液压消耗装置3是不足的。

在一个可能的实施方案中，控制系统检测液压回路2中的压力下降。如果有压力下降，则控制系统关闭液压消耗装置4的可控阀23，以稳定进料管中的压力。在此实施方案中，如图4中所示，控制系统21额外地连接到用于测量液压管内部的压力的压力传感器。如果控制系统接收到关于液压流体的压力P和温度T的信号，则发生调节，使得到达如图5的图表中所示的工作点AP。

图3中所示的热交换器20确保液压流体的操作温度T不超过温度上限值。将可调节的最大温度极限值T_最大设定为例如约70℃。所述热交换器20将液压流体冷却下来，使得液压流体的温度T不超过约70℃的此可调节的最大温度极限值T_最大。

在一个可能的实施方案中，由中心控制系统设定理论温度值T_理论的最大温度极限值T_最大和最小温度极限值T_最小。在一个可能的实施方案中，将这些温度值设定为测量的外部温度T_外部的函数。

在液压回路2中，可以使用具有相对小直径的液压管。下式显示压力降低ΔP和液压流体的温度依赖性粘度v之间的关系。

$\mathrm{\ΔP}=\frac{128}{\mathrm{\π}}\·\frac{l}{d^4}\·\mathrm{\η}\·\mathrm{\ρ}\stackrel{\·}{V}$

其中l是压力管的长度，

d是压力管的直径，

η是液压流体的温度依赖性粘度，

ρ是液压流体的密度，而

是液压流体的体积流量。

由于在根据本发明的系统中，因为温度调节的原因，液压流体的粘度η总是相对低的，所以可以选择相对小的液压管的直径d，而这不会导致通过液压压力管的过大的压力下降ΔP。相应地，较少的液压流体存在于这些细的液压压力管中，因而由于本发明的温度调节，用于加热过程的时间也相对短。

约70℃的相对低的最大温度上限值T_最大还导致这样的情况，其中存在于液压回路中的液压流体具有相对长的操作时间，因而液压流体的替换必然在相对长的时间间隔内发生。

在一个备选实施方案中，液压流体被加热元件加热。在这种情况下，当液压流体的温度T处于低于例如20℃的最小温度极限值T_最小时，加热系统加热液压流体。

Claims (14)

1.一种用于调节飞机(1)的至少一个液压回路(2)中的液压流体的温度的系统，其中，在所述飞机(1)的周边，每个附加液压消耗装置(4)配置有至少一个可控阀(23)，用于将所述液压流体加热至高于可调节的最小温度极限值(T_最小)，并且其中在所述飞机(1)的机动过程中所述可控阀(23)是关闭的，

其特征在于当所述液压流体的温度超过可调节的理论温度值(T_理论)时，所述附加液压消耗装置(4)的所述可控阀(23)是关闭的。

2.根据权利要求1所述的系统，

其中将所述最小温度极限值(T_最小)设定为约20℃。

3.根据权利要求1所述的系统，

其中所述附加液压消耗装置(4)的所述阀(23)是分别可被中心或局部温度控制系统(21)控制的。

4.根据权利要求1所述的系统，

其中所述附加液压消耗装置(4)被安置在所述飞机(1)的机翼和尾部中。

5.根据权利要求1所述的系统，

其中将所述理论温度值(T_理论)设定为约35℃。

6.根据权利要求1所述的系统，

其中提供至少一个热交换器(20)，所述热交换器(20)冷却所述液压流体，使得所述液压流体的温度不超过可调节的最大温度极限值(T_最大)。

7.根据权利要求6所述的系统，

其中将所述最大温度极限值(T_最大)设定为约70℃。

8.根据权利要求1所述的系统，

其中在所述液压回路(2)中提供至少一种可控加热，用于加热所述液压流体。

9.根据权利要求8所述的系统，

其中当所述液压流体的温度低于所述最小温度极限值(T_最小)时，所述加热系统加热所述液压流体。

10.根据权利要求9所述的系统，

其中所述加热系统可由局部或中心温度控制系统(21)控制。

11.根据权利要求3或10所述的系统，

其中所述温度控制系统(21)连接到温度传感器(25)，所述的温度传感器(25)用于记录所述液压流体的温度。

12.一种用于调节飞机(1)的至少一个液压回路(2)中的液压流体的温度的方法，其中，当所述液压流体的温度低于可调节的最小温度极限值(T_最小)时，液压消耗装置(4)的可控阀(23)被温度控制系统(21)打开，用于加热所述液压流体，其中在所述飞机(1)的机动过程中所述可控阀(23)是关闭的，

其特征在于当所述液压流体的温度超过可调节的理论温度值(T_理论)时，所述液压消耗装置(4)的所述可控阀(23)是关闭的。

13.根据权利要求12所述的方法，

其中热交换器(20)冷却所述液压流体，使得所述液压流体的温度不超过可调节的最大温度极限值(T_最大)。

14.根据权利要求13所述的方法，

其中当所述液压流体的温度低于所述最小温度极限值(T_最小)时，加热系统加热所述液压流体。

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