CN108750125A - 一种液电混合驱动的飞机作动系统 - Google Patents

一种液电混合驱动的飞机作动系统 Download PDF

Info

Publication number
CN108750125A
CN108750125A CN201810515830.6A CN201810515830A CN108750125A CN 108750125 A CN108750125 A CN 108750125A CN 201810515830 A CN201810515830 A CN 201810515830A CN 108750125 A CN108750125 A CN 108750125A
Authority
CN
China
Prior art keywords
hydraulic
pump
motor
cylinder
electro
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201810515830.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108750125B (zh
Inventor
权龙�
葛磊
穆晓鹏
王波
王君
李泽鹏
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Taiyuan University of Technology
Original Assignee
Taiyuan University of Technology
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Taiyuan University of Technology filed Critical Taiyuan University of Technology
Priority to CN201810515830.6A priority Critical patent/CN108750125B/zh
Publication of CN108750125A publication Critical patent/CN108750125A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108750125B publication Critical patent/CN108750125B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/02—Undercarriages
    • B64C25/04—Arrangement or disposition on aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Fluid-Pressure Circuits (AREA)

Abstract

本发明公开一种液电混合驱动的飞机作动系统，将机身作动系统分为左翼、右翼、尾翼、起落架四个作动模块，每个作动模块采用统一的恒压油源，采用电液机械缸或液压机械缸代替传统作动器，实现飞机作动系统的液电混合驱动。本发明公开的一种液电混合驱动的飞机作动系统能够降低系统发热，提高能量利用率。

Description

一种液电混合驱动的飞机作动系统
技术领域
本发明属于航空航天技术领域，尤其涉及一种液电混合驱动的飞机作动系统。
背景技术
飞机技术是高度综合的现代科学技术，在我国国防、农业、运输、科学研究等方面发挥了巨大的作用。传统的飞机作动系统采用集中式布局，即作动系统采用统一的高压油源，伺服阀控制相应作动器带动执行元件完成设定动作，这种布局形式存在较大的节流损失，能量损耗较大等问题。随着功率电传技术的发展，一些新型飞机逐渐开始采用分布式布局，引入了EMA(机电作动器)、EHA(电静液作动器)和IAP(集成包装作动器)，分布式布局取消了传统的集中式液压源，大量减少了液压管路，降低了液压油发生泄漏的几率，并且由于采用泵控方式，系统效率较高，但同时也存在一些问题：1)机电作动器主要应用于轻载场合，无法应用于承受重载和冲击载荷的作动器；2)EHA和IAP作动系统由于采用闭式回路及高度的集成化设计，导致系统的散热比较困难；3)重复布置的能源模块会导致各子作动系统体积质量增大，成本较高。
为了解决飞机作动系统分布式布局发热量大的问题，现有的方法是：将采用变排量液压泵取代电静液作动器的定排量液压泵，通过改变液压泵的排量来改变系统的传动比，从而改善电动机的功率匹配状况，减小系统的发热量。但是这种方式会使系统结构复杂，故障率增加。
发明内容
针对现有技术的不足，本发明旨在提供一种液电混合驱动的飞机作动系统，将机身作动系统分为左翼、右翼、尾翼、起落架四个作动模块，每个作动模块采用统一的恒压油源，采用电液机械缸或液压机械缸代替传统作动器，从而降低系统发热，提高能量利用率。
一种液电混合驱动的飞机作动系统，包括两个前缘缝翼(31)、两个副翼(13)、两个扰流板(27)、两个后缘襟翼(35)、水平安定面(45)、升降舵面(43)、机身(40)、前起落架(50)、第Ⅰ主起落架(49)、第Ⅱ主起落架(51)、方向舵面(47)，其中：两个发动机分别安装在飞机左机翼和右机翼下侧，两个前缘缝翼、两个副翼、两个后缘襟翼、两个扰流板分别对称布置于飞机左右机翼的外侧，水平安定面、升降舵面、方向舵面安装在飞机的尾翼上，前起落架安装在机身头部的下侧，第Ⅰ、第Ⅱ主起落架安装在机身中部的下侧；还包括左翼混合驱动系统(38)、右翼混合驱动系统(39)、尾翼混合驱动系统(41)、起落架混合驱动系统(48)，控制器模块(52)，其中：
左翼混合驱动系统和右翼混合驱动系统均包括：螺旋桨(1)、动力合成装置(2)、发动机(3)、第Ⅰ液压泵/马达(4)、第Ⅰ位移传感器(5)、安全阀(6)、恒压变量泵(7)、液压泵驱动电动机(8)、液压油箱(9)、蓄能器(10)、压力传感器(11)、二位二通电磁阀(12)、副翼(13)、副翼传动机构(14)、电液机械缸(15)、液压机械缸(21)、扰流板传动机构(26)、扰流板(27)、前缘缝翼作动器(36)、后缘襟翼作动器(37)，其中，所述的前缘缝翼作动器包括：第Ⅱ液压泵/马达(28)、第Ⅲ位移传感器(29)、前缘缝翼传动机构(30)、前缘缝翼面(31)，第Ⅱ液压泵/马达的输出轴通过前缘缝翼传动机构与前缘缝翼连接；所述的后缘襟翼作动器包括：第Ⅲ液压泵/马达(32)、第Ⅳ位移传感器(33)、后缘襟翼传动机构(34)、后缘襟翼面(35)，第Ⅲ液压泵/马达的输出轴通过后缘襟翼传动机构与后缘襟翼连接；
所述的电液机械缸包括：第Ⅱ位移传感器(16)、第Ⅱ变量泵/马达(17)、电动机(18)、第Ⅰ传动箱(19)和第Ⅰ机械缸(20)，第Ⅱ变量泵/马达的输出轴、电动机的输出轴与第Ⅰ传动箱的输入端同轴机械联接，第Ⅰ传动箱的输出端与第Ⅰ机械缸的输入轴同轴机械联接；
所述的液压机械缸包括：第Ⅲ变量泵/马达(23)、第Ⅱ传动箱(22)、第Ⅲ位移传感器(24)、第Ⅱ机械缸(25)，第Ⅲ变量泵/马达输出轴与第Ⅱ传动箱的输入端同轴机械联接，第Ⅱ传动箱的输出端与第Ⅱ机械缸的输入轴同轴机械联接；
恒压变量泵的出油口、安全阀的进油口、二位二通电磁阀的B油口、第Ⅰ液压泵/马达、电液机械缸、液压机械缸、前缘缝翼作动器、后缘襟翼作动器的第一工作油口A通过液压管路连通；二位二通电磁阀的C油口、压力传感器与蓄能器连通，压力传感器的输出信号输入控制器；第Ⅰ液压泵/马达、电液机械缸、液压机械缸、前缘缝翼作动器、后缘襟翼作动器的第二工作油口R、恒压变量泵的进油口、安全阀的出油口均与液压油箱连通；恒压变量泵的驱动轴与液压泵驱动电动机的输出轴连接；第Ⅰ液压泵/马达的输出轴、发动机的输出轴分别与动力合成装置的两个输入轴连接，动力合成装置的输出轴与螺旋桨的驱动轴连接，电液机械缸的活塞杆通过副翼传动机构与副翼面连接，液压机械缸的活塞杆通过扰流板传动机构与扰流板连接；
尾翼混合驱动系统包括：蓄能器、压力传感器、二位二通电磁阀、安全阀、恒压变量泵、液压泵驱动电动机、液压油箱、两个液压机械缸、电液机械缸、升降舵传动机构(42)、升降舵面、水平安定面传动机构(44)、水平安定面、方向舵传动机构(46)、方向舵面；恒压变量泵的出油口、安全阀的进油口、二位二通电磁阀的B油口与电液机械缸、两个液压机械缸的第一工作油口A通过液压管路连通；二位二通电磁阀的C油口、压力传感器与蓄能器连通，压力传感器的输出信号输入控制器；恒压变量泵的进油口、安全阀的出油口与电液机械缸、两个液压机械缸的第二工作油口R连通液压油箱；恒压变量泵的驱动轴与液压泵驱动电动机的输出轴连接，两个液压机械缸的活塞杆分别通过升降舵传动机构和方向舵传动机构与升降舵面和方向舵面连接，电液机械缸的活塞杆通过水平安定面传动机构与水平安定面连接；
起落架混合驱动系统包括：蓄能器、二位二通电磁阀、压力传感器、安全阀、恒压变量泵、液压泵驱动电动机、液压油箱、2个电液机械缸、液压机械缸、第Ⅰ主起落架、第Ⅱ主起落架、前起落架；所述恒压变量泵的出油口、安全阀的进油口、二位二通电磁阀的B油口与两个电液机械缸、液压机械缸第一工作油口A通过液压管路连通，二位二通电磁阀的C油口、压力传感器和蓄能器连接，压力传感器的输出信号输入控制器，恒压变量泵的进油口、安全阀的出油口与两个电液机械缸、液压机械缸、第二工作油口R均连通液压油箱，恒压变量泵的驱动轴与液压泵驱动电动机的输出轴连接。两个电液机械缸的活塞杆通过传动机构分别与第Ⅰ主起落架和第Ⅱ主起落架连接，液压机械缸的活塞杆通过传动机构与前起落架连接；
所述控制器模块包括协调控制器(52.1)、左翼作动系统控制器(52.2)、右翼作动系统控制器(52.3)、尾翼作动系统控制器(52.4)、起落架作动系统控制器(52.5)，各个传感器采集到位移信号x、压力信号p输入协调控制器进行处理，协调控制器控制各作动系统控制器发出左翼控制信号Z、右翼控制信号Y、尾翼控制信号W、起落架控制信号Q，进而控制所述混合驱动系统的液压泵/马达、电动机、二位二通电磁阀等元件。
所述恒压变量泵是机械信号控制的恒压变量泵或电信号控制的比例恒压泵。
所述电液机械缸是液压泵/马达-电动机-传动装置-机械缸的连接方式或者是电动机-液压泵/马达-传动装置-机械缸的连接方式。
所述蓄能器是单一的液压蓄能器或两个以上的液压蓄能器组。
所述电液机械缸与液压机械缸能够根据需要互换使用。
与现有技术相比，本发明提供的液电混合驱动的飞机作动系统，具有以下优点和积极效果：
1、本发明将飞机的作动系统分为左翼作动系统、右翼作动系统、尾翼作动系统和起落架作动系统，采用分布式布局，每个系统采用独立的恒压油源，相对于传统飞机集中式作动系统，不仅减少了液压管路，降低了油液泄露的风险，而且有利于系统散热。
2、本发明各个作动系统模块采用由恒压变量泵和蓄能器组成的恒压油源，采用液-电-机械作动器取代了传统作动器，通过控制液压泵/马达的摆角控制动作元件的运动速度，不仅能够将各作动器制动过程的动能存储到蓄能器进而辅助其他作动器动作，提高了能量利用率，而且相对于阀控系统，能够减少节流损失，降低系统发热，提高工作效率。
3、本发明采用液压泵/马达和蓄能器辅助主发动机驱动螺旋桨，能够将部分风能和飞机制动过程中的动能转化为液压能储存起来，不不仅能够用于其他液压作动系统，而且能在飞机启动加速和遭遇峰值载荷时提供辅助驱动力，此外，还能在飞行过程中发动机失效时为发动机二次启动提供辅助动力，提高了能量利用率和飞行安全性能、降低了系统的能耗。
附图说明
图1为本发明飞机的俯视图；
图2为本发明飞机的侧视图；
图3为本发明左翼混合驱动系统和右翼混合驱动系统原理图；
图4为本发明尾翼混合驱动系统原理图；
图5本发明起落架混合驱动系统原理图；
图6为本发明控制系统原理图；
图7为本发明电液机械缸的外形图；
图8为本发明电液机械缸的剖视图；
图9为本发明液压机械缸的剖视图。
图中：1-螺旋桨；2-动力合成装置；3-发动机；4-第Ⅰ液压泵/马达；5-第Ⅰ位移传感器；6-安全阀；7-恒压变量液压泵；8-液压泵驱动电动机；9-液压油箱；10-蓄能器；11-压力传感器；12-二位二通电磁阀；13-副翼；14-副翼传动机构；15-电液机械缸；16-第Ⅱ位移传感器；17-第Ⅱ液压泵/马达；18-电动机；19-第Ⅰ传动箱；20-第Ⅰ机械缸；21-液压机械缸；22-第Ⅱ传动箱；23-第Ⅲ液压泵/马达；24-第Ⅲ位移传感器；25-第Ⅱ机械缸；26-扰流板传动机构；27-扰流板；28-第Ⅳ液压泵/马达；29-第Ⅳ位移传感器；30-前缘缝翼传动机构；31-前缘缝翼；32-第Ⅴ液压泵/马达；33-第Ⅴ位移传感器；34-后缘襟翼传动机构；35-后缘襟翼；36-前缘缝翼作动器；37-后缘襟翼作动器；38-左翼混合驱动系统；39-右翼混合驱动系统；40-机身；41-尾翼混合驱动系统；42-升降舵传动机构；43-升降舵面；；44-水平安定面传动机构；45-水平安定面；；46-方向舵传动机构；47-方向舵面；48-起落架混合驱动系统；49-第Ⅰ主起落架；；50-前起落架；51-第Ⅱ主起落架；52-控制器模块；52.1-协调控制器；52.2-左翼混合驱动系统控制器；52.3-右翼混合驱动系统控制器；52.4-尾翼混合驱动系统控制器；52.5-起落架混合驱动系统控制器。
具体实施方式
以下结合附图介绍本发明详细技术方案：
如图1-2所示：一种液电混合驱动的飞机作动系统，包括两个前缘缝翼31、两个副翼13、两个扰流板27、两个后缘襟翼35、水平安定面45、升降舵面43、机身40、前起落架50、第Ⅰ主起落架49、第Ⅱ主起落架51、方向舵面47，其中：两个发动机分别安装在飞机左机翼和右机翼下侧，两个前缘缝翼、两个副翼、两个后缘襟翼、两个扰流板分别对称布置于飞机左右机翼的外侧，水平安定面、升降舵面、方向舵面安装在飞机的尾翼上，前起落架安装在机身头部的下侧，第Ⅰ、第Ⅱ主起落架安装在机身中部的下侧。
还包括左翼混合驱动系统38、右翼混合驱动系统39、尾翼混合驱动系统41、起落架混合驱动系统48，控制器模块52，其中：
如图3所示：左翼混合驱动系统和右翼混合驱动系统均包括：螺旋桨1、动力合成装置2、发动机、第Ⅰ液压泵/马达4、第Ⅰ位移传感器5、安全阀6、恒压变量泵7、液压泵驱动电动机8、液压油箱9、蓄能器10、压力传感器11、二位二通电磁阀12、副翼、副翼传动机构14、电液机械缸15、液压机械缸21、扰流板传动机构26、扰流板、前缘缝翼作动器36、后缘襟翼作动器37，其中，所述的前缘缝翼作动器包括：第Ⅱ液压泵/马达28、第Ⅲ位移传感器29、前缘缝翼传动机构30、前缘缝翼面，第Ⅱ液压泵/马达的输出轴通过前缘缝翼传动机构与前缘缝翼连接；所述的后缘襟翼作动器包括：第Ⅲ液压泵/马达32、第Ⅳ位移传感器33、后缘襟翼传动机构34、后缘襟翼面，第Ⅲ液压泵/马达的输出轴通过后缘襟翼传动机构与后缘襟翼连接。
如图7-8所示：电液机械缸包括：第Ⅱ位移传感16、第Ⅱ变量泵/马达17、电动机18、第Ⅰ传动箱19和第Ⅰ机械缸20，第Ⅱ变量泵/马达的输出轴、电动机的输出轴与第Ⅰ传动箱的输入端同轴机械联接，第Ⅰ传动箱的输出端与第Ⅰ机械缸的输入轴同轴机械联接。
如图9所示：液压机械缸包括：第Ⅲ变量泵/马达23、第Ⅱ传动箱22、第Ⅲ位移传感器24、第Ⅱ机械缸25，第Ⅲ变量泵/马达输出轴与第Ⅱ传动箱的输入端同轴机械联接，第Ⅱ传动箱的输出端与第Ⅱ机械缸的输入轴同轴机械联接。
恒压变量泵的出油口、安全阀的进油口、二位二通电磁阀的B油口、第Ⅰ液压泵/马达、电液机械缸、液压机械缸、前缘缝翼作动器、后缘襟翼作动器的第一工作油口A通过液压管路连通；二位二通电磁阀的C油口、压力传感器与蓄能器连通，压力传感器的输出信号输入控制器；第Ⅰ液压泵/马达、电液机械缸、液压机械缸、前缘缝翼作动器、后缘襟翼作动器的第二工作油口R、恒压变量泵的进油口、安全阀的出油口均与液压油箱连通；恒压变量泵的驱动轴与液压泵驱动电动机的输出轴连接；第Ⅰ液压泵/马达的输出轴、发动机的输出轴分别与动力合成装置的两个输入轴连接，动力合成装置的输出轴与螺旋桨的驱动轴连接，电液机械缸的活塞杆通过副翼传动机构与副翼面连接，液压机械缸的活塞杆通过扰流板传动机构与扰流板连接。
如图4所示：尾翼混合驱动系统包括：蓄能器、压力传感器、二位二通电磁阀、安全阀、恒压变量泵、液压泵驱动电动机、液压油箱、两个液压机械缸、电液机械缸、升降舵传动机构42、升降舵面、水平安定面传动机构44、水平安定面、方向舵传动机构46、方向舵；恒压变量泵的出油口、安全阀的进油口、二位二通电磁阀的B油口与电液机械缸、两个液压机械缸的第一工作油口A通过液压管路连通；二位二通电磁阀的C油口、压力传感器与蓄能器连通，压力传感器的输出信号输入控制器；恒压变量泵的进油口、安全阀的出油口与电液机械缸、两个液压机械缸的第二工作油口R连通液压油箱；恒压变量泵的驱动轴与液压泵驱动电动机的输出轴连接，两个液压机械缸的活塞杆分别通过升降舵传动机构和方向舵传动机构与升降舵面和方向舵面连接，电液机械缸的活塞杆通过水平安定面传动机构与水平安定面连接。
如图5所示：起落架混合驱动系统包括：蓄能器、二位二通电磁阀、压力传感器、安全阀、恒压变量泵、液压泵驱动电动机、液压油箱、两个电液机械缸、液压机械缸、第Ⅰ主起落架、第Ⅱ主起落架、前起落架；所述恒压变量泵的出油口、安全阀的进油口、二位二通电磁阀的B油口与两个电液机械缸、液压机械缸第一工作油口A通过液压管路连通，二位二通电磁阀的C油口、压力传感器和蓄能器连接，压力传感器的输出信号输入控制器，恒压变量泵的进油口、安全阀的出油口与两个电液机械缸、液压机械缸、第二工作油口R均连通液压油箱，恒压变量泵的驱动轴与液压泵驱动电动机的输出轴连接。两个电液机械缸的活塞杆通过传动机构分别与第Ⅰ主起落架和第Ⅱ主起落架连接，液压机械缸的活塞杆通过传动机构与前起落架连接。
如图6所示：控制器模块包括协调控制器52.1、左翼作动系统控制器52.2、右翼作动系统控制器52.3、尾翼作动系统控制器52.4、起落架作动系统控制器52.5，各个传感器采集到位移信号x、压力信号p输入协调控制器进行处理，协调控制器控制各作动系统控制器发出左翼控制信号Z、右翼控制信号Y、尾翼控制信号W、起落架控制信号Q，进而控制所述混合驱动系统的液压泵/马达、电动机、二位二通电磁阀等元件。
所述恒压变量泵是机械信号控制的恒压变量泵或电信号控制的比例恒压泵。
所述电液机械缸是液压泵/马达-电动机-传动装置-机械缸的连接方式或者是电动机-液压泵/马达-传动装置-机械缸的连接方式。
所述蓄能器是单一的液压蓄能器或两个以上的液压蓄能器组。
所述电液机械缸与液压机械缸能够根据需要互换使用。

Claims (5)

1.一种液电混合驱动的飞机作动系统，包括两个前缘缝翼(31)、两个副翼(13)、两个扰流板(27)、两个后缘襟翼(35)、水平安定面(45)、升降舵面(43)、机身(40)、前起落架(50)、第Ⅰ主起落架(49)、第Ⅱ主起落架(51)、方向舵面(47)，其中：两个发动机分别安装在飞机左机翼和右机翼下侧，两个前缘缝翼、两个副翼、两个后缘襟翼、两个扰流板分别对称布置于飞机左右机翼的外侧，水平安定面、升降舵面、方向舵面安装在飞机的尾翼上，前起落架安装在机身头部的下侧，第Ⅰ、第Ⅱ主起落架安装在机身中部的下侧；其特征在于：还包括左翼混合驱动系统(38)、右翼混合驱动系统(39)、尾翼混合驱动系统(41)、起落架混合驱动系统(48)，控制器模块(52)，其中：
左翼混合驱动系统和右翼混合驱动系统均包括：螺旋桨(1)、动力合成装置(2)、发动机(3)、第Ⅰ液压泵/马达(4)、第Ⅰ位移传感器(5)、安全阀(6)、恒压变量泵(7)、液压泵驱动电动机(8)、液压油箱(9)、蓄能器(10)、压力传感器(11)、二位二通电磁阀(12)、副翼(13)、副翼传动机构(14)、电液机械缸(15)、液压机械缸(21)、扰流板传动机构(26)、扰流板(27)、前缘缝翼作动器(36)、后缘襟翼作动器(37)，其中，所述的前缘缝翼作动器包括：第Ⅱ液压泵/马达(28)、第Ⅲ位移传感器(29)、前缘缝翼传动机构(30)、前缘缝翼面(31)，第Ⅱ液压泵/马达的输出轴通过前缘缝翼传动机构与前缘缝翼连接；所述的后缘襟翼作动器包括：第Ⅲ液压泵/马达(32)、第Ⅳ位移传感器(33)、后缘襟翼传动机构(34)、后缘襟翼面(35)，第Ⅲ液压泵/马达的输出轴通过后缘襟翼传动机构与后缘襟翼连接；
所述的电液机械缸包括：第Ⅱ位移传感器(16)、第Ⅱ变量泵/马达(17)、电动机(18)、第Ⅰ传动箱(19)和第Ⅰ机械缸(20)，第Ⅱ变量泵/马达的输出轴、电动机的输出轴与第Ⅰ传动箱的输入端同轴机械联接，第Ⅰ传动箱的输出端与第Ⅰ机械缸的输入轴同轴机械联接；
所述的液压机械缸包括：第Ⅲ变量泵/马达(23)、第Ⅱ传动箱(22)、第Ⅲ位移传感器(24)、第Ⅱ机械缸(25)，第Ⅲ变量泵/马达输出轴与第Ⅱ传动箱的输入端同轴机械联接，第Ⅱ传动箱的输出端与第Ⅱ机械缸的输入轴同轴机械联接；
恒压变量泵的出油口、安全阀的进油口、二位二通电磁阀的B油口、第Ⅰ液压泵/马达、电液机械缸、液压机械缸、前缘缝翼作动器、后缘襟翼作动器的第一工作油口A通过液压管路连通；二位二通电磁阀的C油口、压力传感器与蓄能器连通，压力传感器的输出信号输入控制器；第Ⅰ液压泵/马达、电液机械缸、液压机械缸、前缘缝翼作动器、后缘襟翼作动器的第二工作油口R、恒压变量泵的进油口、安全阀的出油口均与液压油箱连通；恒压变量泵的驱动轴与液压泵驱动电动机的输出轴连接；第Ⅰ液压泵/马达的输出轴、发动机的输出轴分别与动力合成装置的两个输入轴连接，动力合成装置的输出轴与螺旋桨的驱动轴连接，电液机械缸的活塞杆通过副翼传动机构与副翼面连接，液压机械缸的活塞杆通过扰流板传动机构与扰流板连接；
尾翼混合驱动系统包括：蓄能器、压力传感器、二位二通电磁阀、安全阀、恒压变量泵、液压泵驱动电动机、液压油箱、两个液压机械缸、电液机械缸、升降舵传动机构(42)、升降舵面、水平安定面传动机构(44)、水平安定面、方向舵传动机构(46)、方向舵面；恒压变量泵的出油口、安全阀的进油口、二位二通电磁阀的B油口与电液机械缸、两个液压机械缸的第一工作油口A通过液压管路连通；二位二通电磁阀的C油口、压力传感器与蓄能器连通，压力传感器的输出信号输入控制器；恒压变量泵的进油口、安全阀的出油口与电液机械缸、两个液压机械缸的第二工作油口R连通液压油箱；恒压变量泵的驱动轴与液压泵驱动电动机的输出轴连接，两个液压机械缸的活塞杆分别通过升降舵传动机构和方向舵传动机构与升降舵面和方向舵面连接，电液机械缸的活塞杆通过水平安定面传动机构与水平安定面连接；
起落架混合驱动系统包括：蓄能器、二位二通电磁阀、压力传感器、安全阀、恒压变量泵、液压泵驱动电动机、液压油箱、2个电液机械缸、液压机械缸、第Ⅰ主起落架、第Ⅱ主起落架、前起落架；所述恒压变量泵的出油口、安全阀的进油口、二位二通电磁阀的B油口与两个电液机械缸、液压机械缸第一工作油口A通过液压管路连通，二位二通电磁阀的C油口、压力传感器和蓄能器连接，压力传感器的输出信号输入控制器，恒压变量泵的进油口、安全阀的出油口与两个电液机械缸、液压机械缸、第二工作油口R均连通液压油箱，恒压变量泵的驱动轴与液压泵驱动电动机的输出轴连接。两个电液机械缸的活塞杆通过传动机构分别与第Ⅰ主起落架和第Ⅱ主起落架连接，液压机械缸的活塞杆通过传动机构与前起落架连接；
所述控制器模块包括协调控制器(52.1)、左翼作动系统控制器(52.2)、右翼作动系统控制器(52.3)、尾翼作动系统控制器(52.4)、起落架作动系统控制器(52.5)，各个传感器采集到位移信号x、压力信号p输入协调控制器进行处理，协调控制器控制各作动系统控制器发出左翼控制信号Z、右翼控制信号Y、尾翼控制信号W、起落架控制信号Q，进而控制所述混合驱动系统的液压泵/马达、电动机、二位二通电磁阀等元件。
2.根据权利要求1所述的一种液电混合驱动的飞机作动系统，其特征在于：所述恒压变量泵是机械信号控制的恒压变量泵或电信号控制的比例恒压泵。
3.根据权利要求1所述的一种液电混合驱动的飞机作动系统，其特征在于：所述电液机械缸是液压泵/马达-电动机-传动装置-机械缸的连接方式或者是电动机-液压泵/马达-传动装置-机械缸的连接方式。
4.根据权利要求1所述的一种液电混合驱动的飞机作动系统，其特征在于：所述蓄能器是单一的液压蓄能器或两个以上的液压蓄能器组。
5.根据权利要求1所述的一种液电混合驱动的飞机作动系统，其特征在于：所述电液机械缸与液压机械缸能够根据需要互换使用。
CN201810515830.6A 2018-05-25 2018-05-25 一种液电混合驱动的飞机作动系统 Active CN108750125B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810515830.6A CN108750125B (zh) 2018-05-25 2018-05-25 一种液电混合驱动的飞机作动系统

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810515830.6A CN108750125B (zh) 2018-05-25 2018-05-25 一种液电混合驱动的飞机作动系统

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108750125A true CN108750125A (zh) 2018-11-06
CN108750125B CN108750125B (zh) 2021-05-28

Family

ID=64006529

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810515830.6A Active CN108750125B (zh) 2018-05-25 2018-05-25 一种液电混合驱动的飞机作动系统

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN108750125B (zh)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110421555A (zh) * 2019-07-31 2019-11-08 太原理工大学 一种基于电动静液作动器驱动单元的四自由度抓取机器人
CN113232832A (zh) * 2021-03-29 2021-08-10 南京航空航天大学 一种水陆两栖飞机
CN115017832A (zh) * 2022-08-09 2022-09-06 中国民航大学 一种面向飞机作动系统的状态预测方法
CN115076174A (zh) * 2022-07-21 2022-09-20 太原理工大学 非对称泵控单出杆液压缸-电动缸互冗余同步控制系统
US11713777B2 (en) 2020-11-27 2023-08-01 Airbus Operations Limited Aircraft power system

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101230871A (zh) * 2008-02-27 2008-07-30 哈尔滨工业大学 飞轮储能型二次调节流量耦联系统
DE102010036155A1 (de) * 2010-09-02 2012-03-08 Emg Automation Gmbh Elektrohydraulische Betätigungseinheit und Verfahren für deren Betrieb
WO2012166520A2 (en) * 2011-05-31 2012-12-06 Caterpillar Inc. Hydraulic fluid system
CN103953591A (zh) * 2014-04-25 2014-07-30 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种直升机液压操纵助力系统
CN105620730A (zh) * 2015-02-28 2016-06-01 北京航空航天大学 基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局
CN105909624A (zh) * 2016-06-28 2016-08-31 河北工业大学 一种电液混合伺服系统
CN107630815A (zh) * 2017-08-15 2018-01-26 太原理工大学 混合驱动的空压机
CN107757927A (zh) * 2017-09-15 2018-03-06 太原理工大学 飞机辅助动力驱动系统
CN207377897U (zh) * 2017-10-09 2018-05-18 中国船舶重工集团公司第七0四研究所 一种能够在深海环境工作的伺服电动缸

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101230871A (zh) * 2008-02-27 2008-07-30 哈尔滨工业大学 飞轮储能型二次调节流量耦联系统
DE102010036155A1 (de) * 2010-09-02 2012-03-08 Emg Automation Gmbh Elektrohydraulische Betätigungseinheit und Verfahren für deren Betrieb
WO2012166520A2 (en) * 2011-05-31 2012-12-06 Caterpillar Inc. Hydraulic fluid system
CN103953591A (zh) * 2014-04-25 2014-07-30 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种直升机液压操纵助力系统
CN105620730A (zh) * 2015-02-28 2016-06-01 北京航空航天大学 基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局
CN105909624A (zh) * 2016-06-28 2016-08-31 河北工业大学 一种电液混合伺服系统
CN107630815A (zh) * 2017-08-15 2018-01-26 太原理工大学 混合驱动的空压机
CN107757927A (zh) * 2017-09-15 2018-03-06 太原理工大学 飞机辅助动力驱动系统
CN207377897U (zh) * 2017-10-09 2018-05-18 中国船舶重工集团公司第七0四研究所 一种能够在深海环境工作的伺服电动缸

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
王光秋: "《民机先进技术汇编》", 29 February 2016 *

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110421555A (zh) * 2019-07-31 2019-11-08 太原理工大学 一种基于电动静液作动器驱动单元的四自由度抓取机器人
CN110421555B (zh) * 2019-07-31 2022-04-01 太原理工大学 一种基于电动静液作动器驱动单元的四自由度抓取机器人
US11713777B2 (en) 2020-11-27 2023-08-01 Airbus Operations Limited Aircraft power system
CN113232832A (zh) * 2021-03-29 2021-08-10 南京航空航天大学 一种水陆两栖飞机
CN113232832B (zh) * 2021-03-29 2023-08-22 南京航空航天大学 一种水陆两栖飞机
CN115076174A (zh) * 2022-07-21 2022-09-20 太原理工大学 非对称泵控单出杆液压缸-电动缸互冗余同步控制系统
CN115076174B (zh) * 2022-07-21 2022-10-25 太原理工大学 非对称泵控单出杆液压缸-电动缸互冗余同步控制系统
CN115017832A (zh) * 2022-08-09 2022-09-06 中国民航大学 一种面向飞机作动系统的状态预测方法
CN115017832B (zh) * 2022-08-09 2022-10-25 中国民航大学 一种面向飞机作动系统的状态预测方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN108750125B (zh) 2021-05-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108750125A (zh) 一种液电混合驱动的飞机作动系统
JP3162139B2 (ja) 好ましくは非常時に機能するハイドロスタティックモードの流体圧アクチュエータ及び該アクチュエータを備えた操縦システム
CN102226453A (zh) 一种双余度电液伺服执行器
CN107477051B (zh) 载荷差异油电液复合背压调控双执行器系统
CN1732108A (zh) 增大的飞行控制面的作动系统和方法
CN101737380B (zh) 具有低压油泵的电液负载模拟装置
CN103569352A (zh) 用于在飞行器中产生液压动力的方法、混合动力控制单元的应用以及驱动系统
US6796526B2 (en) Augmenting flight control surface actuation system and method
CN103670801A (zh) 一种液氧煤油发动机推力矢量控制用多余度泵控伺服机构
CN108591144B (zh) 电机驱动双定量泵双蓄能器的分布式直驱挖掘机液压系统
CN103161190A (zh) 基于压力共轨系统的混合动力全液压装载机液压系统
CN108591193A (zh) 具有能量回收系统的电静液作动器系统
CN105730681B (zh) 基于功率电传储能装置的飞机液压系统布局
JP5905294B2 (ja) 航空機アクチュエータの油圧システム
CN103727086A (zh) 一种液控比例阀
CN105620730B (zh) 基于液压和功率电传升压储能装置的飞机液压系统布局
CN111498087B (zh) 一种电液伺服作动器
CN107140189B (zh) 一种功率电传余度自馈能刹车装置
CN107061566B (zh) 一种功率电传飞机刹车装置
CN105620724B (zh) 基于液压储能装置的飞机液压布局系统
CN103950389B (zh) 电动汽车液控泵／马达助力系统
CN109250125B (zh) 一种混合驱动的飞机作动系统
CN107503997B (zh) 背压与动力匹配液压混合动力调控双执行器系统
CN207607349U (zh) 一种自动离合器执行机构
CN111395906A (zh) 一种飞机舱门液压控制机构

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant