CN105620730A - 基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局，包括：扰流板副翼储能器，用于驱动扰流板舵机和副翼舵机；舱门储能器，用于驱动舱门作动器；尾翼储能器，用于分别驱动方向舵舵机和升降舵舵机；其中，扰流板副翼储能器、舱门储能器与发动机驱动泵连接，用于从发动机驱动泵接收油压输入；尾翼储能器与飞机的电传操纵系统连接，用于基于电传操纵系统的输出指令进行储能或作动。采用本申请的基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局，其可减小飞机装机功率。

Description

基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局

技术领域

本申请涉及液压系统领域，特别是一种基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局。

背景技术

飞机液压系统是飞机主要的机载系统之一。现代飞机的主操纵系统和辅助操纵系统的控制与执行机构都以液压作为能源，以液压作动器或液压马达作为执行机构。飞机液压系统是指飞机上以油液为工作介质，靠油压驱动执行机构完成特定操纵动作的整套装置。为保证液压系统工作可靠，特别是提高飞行操纵系统的液压动力源的可靠性，现代飞机上大多装有两套(或多套)相互独立的液压系统。它们分别称为公用液压系统和助力(操纵)液压系统。如波音777飞机的液压系统由三个独立的工作压力为20.6MPa的系统构成，作为飞行控制、增升装置、推力反向器和起飞着陆操纵系统的能源。为进一步提高液压系统的可靠性，系统中还并联有应急电动油泵和风动泵，当飞机发动机发生故障使液压系统失去能源时，可由应急电动油泵或伸出应急风动泵使液压系统继续工作。

飞机液压系统通常由以下部分组成：

供压部分：包括主油泵、应急油泵和蓄能器。主油泵装在飞机发动机的传动机匣上，由发动机带动。蓄能器用于保持整个系统工作平稳。

执行部分：包括作动筒、液压马达和助力器。通过它们将油液的压力能转换为机械能。

控制部分：用于控制系统中的油液流量、压力和执行元件的运动方向，包括压力阀、流量阀、方向阀和伺服阀等。

辅助部分：保证系统正常工作的环境条件，指示工作状态所需的元件，包括油箱、导管、油滤、压力表和散热器等。

液压系统具有以下优点：单位功率重量小、系统传输效率高、安装简便灵活、惯性小、动态响应快、控制速度范围宽、油液本身有润滑作用、运动机件不易磨损。

液压系统作为现代飞机主要传动系统，对于保证飞机安全飞行起着重要的作用，液压系统的性能、稳定性、可靠性直接影响飞机的操纵性和安全性。近年来，随着军用和民用飞机性能的不断提高，飞机液压系统在构型和布局方面都有了长足的发展，飞机总体对液压系统重量和体积提出了更苛刻的要求，这迫使飞机液压系统向高压化方向发展。提高液压系统压力能有效地降低系统重量，减小飞机体积，提高系统响应。

飞机液压系统压力级别是飞机液压系统最基本的参数之一。目前飞机液压系统的压力级别有21MPa，28MPa，35MPa。当前，飞机液压系统压力等级的提高都是通过发动机驱动泵(EDP)输出高压力液压油实现，这种方法存在以下几个缺点：

需要研制高压力等级的发动机驱动泵(EDP)，对EDP的要求更加苛刻。

从EDP到舵机的液压管路均为高压力等级管路，对管路的要求更加苛刻。

EDP和管路需要耐高压，导致零件更加厚重，从而增加飞机重量。

发明内容

在下文中给出关于本申请的简要概述，以便提供关于本申请的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本申请的穷举性概述。它并不是意图确定本申请的关键或重要部分，也不是意图限定本申请的范围。其目的仅仅是以简化的形式给出某些概念，以此作为稍后论述的更详细描述的前序。

本申请的一个主要目的在于提供一种基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局，其可减小飞机装机功率。

根据本申请的一方面，一种基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局，包括：

扰流板副翼储能器，用于驱动扰流板舵机和副翼舵机；

舱门储能器，用于驱动舱门作动器；

尾翼储能器，用于分别驱动方向舵舵机和升降舵舵机；

其中，所述扰流板副翼储能器、舱门储能器与发动机驱动泵连接，用于从所述发动机驱动泵接收油压输入；

所述尾翼储能器与飞机的电传操纵系统连接，用于基于所述电传操纵系统的输出指令进行储能或作动。

采用本申请的基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局，通过液压升压储能装置提高液压系统压力等级，使飞机液压系统实现高压化，实现高压化的方法并不是通过发动机驱动泵(EDP)输出高压力液压油实现，而是在靠近阀控舵机端通过液压升压储能装置实现。并且，通过液压升压储能装置利用小连续功率输入实现大瞬态功率作动，减小飞机装机功率。

附图说明

参照下面结合附图对本申请实施例的说明，会更加容易地理解本申请的以上和其它目的、特点和优点。附图中的部件只是为了示出本申请的原理。在附图中，相同的或类似的技术特征或部件将采用相同或类似的附图标记来表示。

图1为本申请的基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局的一种实施方式的示意图；

图2为扰流板副翼储能器、舱门储能器中的各储能模块的一种实施方式的结构图；

图3为尾翼储能器中的各储能模块的一种实施方式的结构图。

具体实施方式

下面参照附图来说明本申请的实施例。在本申请的一个附图或一种实施方式中描述的元素和特征可以与一个或更多个其它附图或实施方式中示出的元素和特征相结合。应当注意，为了清楚的目的，附图和说明中省略了与本申请无关的、本领域普通技术人员已知的部件和处理的表示和描述。

参见图1所示，为本申请的基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局的一种实施方式的结构图100。

在本实施方式中，基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局包括：

扰流板副翼储能器110，用于驱动扰流板舵机和副翼舵机；

舱门储能器120，用于驱动舱门作动器；

尾翼储能器130，用于分别驱动方向舵舵机和升降舵舵机；

其中，扰流板副翼储能器110、舱门储能器120与发动机驱动泵连接，用于从发动机驱动泵接收油压输入。尾翼储能器130与飞机的电传操纵系统连接，用于基于电传操纵系统的输出指令进行储能或作动。

在一种实施方式中，基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局中，扰流板副翼储能器110可以包括用于驱动左扰流板和左副翼的左扰流板副翼储能模块和用于驱动右扰流板和右副翼的右扰流板副翼储能模块。

舱门储能器120可以包括用于驱动左舱门作动器的左舱门储能模块和用于驱动右舱门作动器的右舱门储能模块。

尾翼储能器130可以包括用于驱动方向舵舵机的方向舵储能模块和用于驱动升降舵舵机的升降舵储能模块。

在一种实施方式中，如图2所示，本申请的基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局中，扰流板副翼储能器110和舱门储能器120中的每个储能模块(即左扰流板副翼储能模块、右扰流板副翼储能模块、左舱门储能模块、右舱门储能模块)可以分别包括电动机、液压泵、蓄能器和伺服阀。

其中，电动机1与发动机驱动泵连接，用于从发动机驱动泵接收油压输入。液压泵3连接至电动机1的输出轴，用于在电动机1带动下旋转。

伺服阀7包括控制端、第一输入端、第二输入端、第一输出端和第二输出端，伺服阀7用于基于输入至控制端的外部控制信号同时控制第一输入端和第一输出端的接通/截止和第二输入端和第二输出端的接通/截止。例如，外部控制信号指令伺服阀7接通时，第一输入端与第一输出端连通，第二输入端与第二输出端连通。

液压泵3包括出油口和进油口，出油口与伺服阀7的第一输入端连接，进油口与伺服阀7的第二输入端连接。蓄能器6连接至出油口和第一输入端之间的油路上。

优选地，每个储能模块还可以分别包括连接在蓄能器6与液压泵3的出油口之间的单向阀5。单向阀5用于防止蓄能器6中的油液进入液压泵3中。

优选地，每个储能模块还可以分别包括连接在伺服阀7的第一输出端和第二输出端之间的液压马达8。

液压马达8用于基于伺服阀6的第一输出端和第二输出端输出的液压分别对左扰流板副翼、右扰流板副翼、左舱门、右舱门、方向舵和升降舵执行动作。

优选地，左扰流板副翼储能模块、右扰流板副翼储能模块、左舱门储能模块、右舱门储能模块、方向舵储能模块和升降舵储能模块还可以分别包括连接在液压泵的进油口与出油口之间的安全阀。安全阀用于在进油口与出油口的压差大于一预定值时开启。

优选地，每个储能模块还可以分别包括传动装置2，使得液压泵3经传动装置2连接至电动机1的输出轴。

如图3所示，尾翼储能装置的方向舵储能模块和升降舵储能模块除了与其他储能模块相同的组件之外，还包括连接在出油口与电传操纵系统之间的反馈装置35。反馈装置35用于基于出油口的流量调节电传操纵系统输出至电动机的指令信号。

在一种实施方式中，反馈装置例如可以为压力传感器。

在本申请的每个储能模块工作于增压储能过程中时，伺服阀8关闭，电动机1工作，带动液压泵3旋转，液压泵3将机载油箱提供的液压油液转换成高压油，经过单向阀6，存储到蓄能器7中。在压力传感器5检测到高压状态之前，电动机1保持在小连续功率状态下工作，当压力传感器5检测到高压状态时，电动机1降低转速，保持极低的怠速状态，来维持系统高压状态。此时，增压储能过程结束。

在本申请的每个储能模块工作于舱门作动过程中时，伺服阀8开启，舱门作动需要瞬态大流量，存储在蓄能器7中的高压油液瞬间释放，来保证舱门作动的流量需求。此时，因为蓄能器7压力释放，压力传感器5并不能检测到高压状态，电动机1重新保持在小连续功率状态下工作，直到蓄能器7充满，达到高压状态。

本申请的基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局具体完成形式如下：

左发动机EDP和右发动机EDP输出低压液压油液，经过飞机管路向舵机传输，到达左右扰流板时，左右扰流板配置的扰流板副翼储能装置产生高压液压油液，输送给左右扰流板舵机，同时输送给左右副翼舵机。

低压液压油液继续往机尾传输，到达左右舱门时，左右舱门配置的舱门储能装置产生高压液压油液，输送给舱门作动器。

低压液压油液继续往机尾传输，到达左右起落架时，左右起落架配置的起落架储能装置产生高压液压油液，输送给左右起落架作动器。

同时，飞机发电机产生电力，经过电缆向飞机后方传输，到达左右升降舵和方向舵，升降舵储能模块和方向舵储能模块将电能转化为液压能，输送给左右升降舵和方向舵。

至此，完成基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局，通过液压升压储能装置提高飞机液压系统压力等级，使飞机液压系统实现高压化，实现高压化的方法并不是通过发动机驱动泵(EDP)输出高压力液压油实现，而是在靠近阀控舵机端通过液压和功率电传的储能模块实现。并且，通过液压和功率电传储能模块利用小连续功率输入实现大瞬态功率作动，减小飞机装机功率。

本申请的基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局，具有以下优点：

通过液压和功率电传升压储能装置提高飞机液压系统压力等级，不需要研制高压力等级的发动机驱动泵(EDP)，降低了对EDP的要求。

从EDP到舵机前液压储能模块的液压管路均为低压力等级管路，降低了对管路的要求，对管路振动和泄露有改善作用。

EDP和管路为耐低压零件，不需要厚重的耐高压零件，降低了飞机重量。

通过液压和功率电传储能模块提高液压系统压力等级，使飞机液压系统实现高压化，提高了舵机功率密度，减小了舵机尺寸和重量，从而降低了飞机重量。

液压和功率电传储能模块可以利用小连续功率输入实现大瞬态功率作动，减小了舵机作动需要的峰值流量，从而减小飞机峰值流量和装机功率。

从飞机发电机到飞机尾部舵机前的储能模块之间均为电缆连接，不需要液压管路，消除了管路振动和泄露问题，降低了飞机重量。

上面对本申请的一些实施方式进行了详细的描述。如本领域的普通技术人员所能理解的，本申请的方法和装置的全部或者任何步骤或者部件，可以在任何计算设备(包括处理器、存储介质等)或者计算设备的网络中，以硬件、固件、软件或者它们的组合加以实现，这是本领域普通技术人员在了解本申请的内容的情况下运用他们的基本编程技能就能实现的，因此不需在此具体说明。

此外，显而易见的是，在上面的说明中涉及到可能的外部操作的时候，无疑要使用与任何计算设备相连的任何显示设备和任何输入设备、相应的接口和控制程序。总而言之，计算机、计算机系统或者计算机网络中的相关硬件、软件和实现本申请的前述方法中的各种操作的硬件、固件、软件或者它们的组合，即构成本申请的设备及其各组成部件。

因此，基于上述理解，本申请的目的还可以通过在任何信息处理设备上运行一个程序或者一组程序来实现。所述信息处理设备可以是公知的通用设备。因此，本申请的目的也可以仅仅通过提供包含实现所述方法或者设备的程序代码的程序产品来实现。也就是说，这样的程序产品也构成本申请，并且存储或者传输这样的程序产品的介质也构成本申请。显然，所述存储或者传输介质可以是本领域技术人员已知的，或者将来所开发出来的任何类型的存储或者传输介质，因此也没有必要在此对各种存储或者传输介质一一列举。

在本申请的设备和方法中，显然，各部件或各步骤是可以分解、组合和/或分解后重新组合的。这些分解和/或重新组合应视为本申请的等效方案。还需要指出的是，执行上述系列处理的步骤可以自然地按照说明的顺序按时间顺序执行，但是并不需要一定按照时间顺序执行。某些步骤可以并行或彼此独立地执行。同时，在上面对本申请具体实施例的描述中，针对一种实施方式描述和/或示出的特征可以以相同或类似的方式在一个或更多个其它实施方式中使用，与其它实施方式中的特征相组合，或替代其它实施方式中的特征。

应该强调，术语“包括/包含”在本文使用时指特征、要素、步骤或组件的存在，但并不排除一个或更多个其它特征、要素、步骤或组件的存在或附加。

虽然已经详细说明了本申请及其优点，但是应当理解在不超出由所附的权利要求所限定的本申请的精神和范围的情况下可以进行各种改变、替代和变换。而且，本申请的范围不仅限于说明书所描述的过程、设备、手段、方法和步骤的具体实施例。本领域内的普通技术人员从本申请的公开内容将容易理解，根据本申请可以使用执行与在此所述的相应实施例基本相同的功能或者获得与其基本相同的结果的、现有和将来要被开发的过程、设备、手段、方法或者步骤。因此，所附的权利要求旨在在它们的范围内包括这样的过程、设备、手段、方法或者步骤。

Claims (9)

1.一种基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局，其特征在于，包括：

扰流板副翼储能器，用于驱动扰流板舵机和副翼舵机；

舱门储能器，用于驱动舱门作动器；

尾翼储能器，用于分别驱动方向舵舵机和升降舵舵机；

其中，所述扰流板副翼储能器、舱门储能器与发动机驱动泵连接，用于从所述发动机驱动泵接收油压输入；

所述尾翼储能器与飞机的电传操纵系统连接，用于基于所述电传操纵系统的输出指令进行储能或作动。

2.根据权利要求1所述的基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局，其特征在于：

所述扰流板副翼储能器包括用于驱动左扰流板和左副翼的左扰流板副翼储能模块和用于驱动右扰流板和右副翼的右扰流板副翼储能模块；

所述舱门储能器包括用于驱动左舱门作动器的左舱门储能模块和用于驱动右舱门作动器的右舱门储能模块；

所述尾翼储能器包括用于驱动方向舵舵机的方向舵储能模块和用于驱动升降舵舵机的升降舵储能模块。

3.根据权利要求2所述的基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局，其特征在于，所述左扰流板副翼储能模块、右扰流板副翼储能模块、左舱门储能模块、右舱门储能模块、方向舵储能模块和升降舵储能模块分别包括：

电动机、液压泵、蓄能器和伺服阀；

其中，

所述电动机与所述发动机驱动泵连接，用于从所述发动机驱动泵接收油压输入；

所述液压泵连接至所述电动机的输出轴，用于在所述电动机带动下旋转；

所述伺服阀包括控制端、第一输入端、第二输入端、第一输出端和第二输出端，所述伺服阀用于基于输入至所述控制端的外部控制信号同时控制所述第一输入端和所述第一输出端的接通/截止和所述第二输入端和所述第二输出端的接通/截止；

所述液压泵包括出油口和进油口，所述出油口与所述伺服阀的第一输入端连接，所述进油口与所述伺服阀的第二输入端连接；

所述蓄能器连接至所述出油口和所述第一输入端之间的油路上。

4.根据权利要求3所述的基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局，其特征在于，所述左扰流板副翼储能模块、右扰流板副翼储能模块、左舱门储能模块、右舱门储能模块、方向舵储能模块和升降舵储能模块还分别包括：

连接在所述蓄能器与所述液压泵的出油口之间的单向阀；

所述单向阀用于防止所述蓄能器中的油液进入所述液压泵中。

5.根据权利要求4所述的基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局，其特征在于，所述左扰流板副翼储能模块、右扰流板副翼储能模块、左舱门储能模块、右舱门储能模块、方向舵储能模块和升降舵储能模块还分别包括：

连接在所述伺服阀的第一输出端和第二输出端之间的液压马达；

所述舱门液压马达用于基于所述伺服阀的第一输出端和第二输出端输出的液压分别对左扰流板副翼、右扰流板副翼、左舱门、右舱门、方向舵和升降舵执行动作。

6.根据权利要求5所述的基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局，所述左扰流板副翼储能模块、右扰流板副翼储能模块、左舱门储能模块、右舱门储能模块、方向舵储能模块和升降舵储能模块还分别包括：

连接在所述液压泵的进油口与出油口之间的安全阀；

所述安全阀用于在所述进油口与所述出油口的压差大于一预定值时开启。

7.根据权利要求3-6任意一项所述的基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局，其特征在于，所述左扰流板副翼储能模块、右扰流板副翼储能模块、左舱门储能模块、右舱门储能模块、方向舵储能模块和升降舵储能模块还分别包括传动装置；

所述液压泵经所述传动装置连接至所述电动机的输出轴。

8.根据权利要求3-6任意一项所述的基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局，其特征在于，所述方向舵储能模块和升降舵储能模块还分别包括：

连接在所述出油口与所述电传操纵系统之间的反馈装置；

所述反馈装置用于基于所述出油口的流量调节所述电传操纵系统输出至所述电动机的指令信号。

9.根据权利要求8所述的基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局，其特征在于：

所述反馈装置为压力传感器。