CN109250125A - 一种混合驱动的飞机作动系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种混合驱动的飞机作动系统，该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，采用飞机作动装置代替传统作动器，实现飞机的动力驱动。本发明公开的混合驱动的飞机作动系统具有环保节能、控制精确、承载能力大和体积小等优点。
Description
技术领域
本发明属于航空航天技术领域，具体涉及一种混合驱动的飞机作动系统。
背景技术
随着航天技术的不断发展，作动器的应用日益广泛。传统的飞机作动系统采用集中式布局和分布式布局，其中集中式布局即作动系统共用一个高压油源，伺服阀控制各个作动器带动各个执行元件完成相应的动作，这种布局方式存在较多的节流损失和沿程损失，导致了能量利用率低。分布式布局采用机电作动器、电动静液作动器或集成包装作动器，这种布局方式取消了集中式液压源，减少大量的液压管路，系统工作效率较高，但同时存在许多不足：机电作动器适用于轻载场合，无法承受重载和冲击载荷；电动静液作动器和集成包装作动器由于采用闭式回路和集成化设计，导致飞机作动系统温升较快，散热困难；重复布置的能源模块会导致作动器体积大，成本较高。
发明内容
为了克服现有作动器技术的不足，本发明提出了一种混合驱动的飞机作动系统，该飞机作动系统，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，采用飞机作动装置代替传统作动器，具有环保节能、控制精确、承载能力大和体积小等优点。
为了实现上述目的，本发明采用以下技术方案：
一种混合驱动的飞机作动系统，包括左翼系统(31)、右翼系统(32)、尾翼系统(33)和起落架系统(34)；
所述的左翼系统、右翼系统、尾翼系统和起落架系统均包括作动装置和液压控制回路，其中，作动装置包括液压马达(1)、变速机构(2)、第Ⅰ滚动轴承(4)、第Ⅱ滚动轴承(5)、滚珠丝杠(7)、活塞(10)、活塞杆(11)、缸体(12)、缸体底座(14)、编码器(29)、位移传感器(30)，还包括第Ⅰ油路接口(3)、第Ⅰ密封圈(6)、滚珠丝杠油孔(8)、第Ⅱ密封圈(9)、第Ⅲ密封圈(13)、第Ⅱ油路接口(15)和第Ⅲ油路接口(16)；
所述滚珠丝杠油孔的一端与活塞杆的内腔连通，滚珠丝杠油孔的另一端与缸体的无杆腔连通，并且在滚珠丝杠与缸体底座相接触的位置安装第Ⅰ密封圈，在活塞与缸体相接触的位置安装第Ⅱ密封圈，在活塞杆与缸体相接触的位置安装第Ⅲ密封圈；
所述的液压控制回路包括第Ⅰ液压控制回路和第Ⅱ液压控制回路，其中第Ⅰ液压控制回路包括第Ⅰ液压回路(21)、液压蓄能器(17)、第Ⅰ溢流阀(18)、第Ⅰ液压泵(19)、油箱(20)、截止阀(22)、第Ⅰ伺服电机(23)和节流阀(24)，第Ⅱ液压控制回路包括第Ⅱ液压回路(25)、第Ⅱ溢流阀(26)、第Ⅱ液压泵(27)和第Ⅱ伺服电机(28)；变速机构下方加工一个螺纹孔，用以安装第Ⅰ油路接口，作动装置的第Ⅰ油路接口通过油路管道与节流阀的进油口相通，节流阀的出油口与油箱相连；在缸体的上方和下方加工两个螺纹孔，用以安装第Ⅱ油路接口和第Ⅲ油路接口，作动装置的第Ⅱ油路接口通过油路管道与第Ⅰ液压回路的A口相连，第Ⅰ液压回路的P口与液压蓄能器、第Ⅰ溢流阀的进油口相连，第Ⅰ溢流阀的出油口与油箱相连，截止阀的进油口与第Ⅰ液压泵的P口相连，截止阀的出油口与液压蓄能器的进油口相连，第Ⅰ液压泵的T口与油箱相连，第Ⅰ液压泵与第Ⅰ伺服电机同轴联接，作动装置的第Ⅲ油路接口通过油路管道与第Ⅰ液压回路的B口相连，第Ⅰ液压回路的T油口与油箱相连；液压马达的A口与第Ⅱ液压回路的B口相连，液压马达的B口与第Ⅱ液压回路的A口相连，第Ⅱ液压回路的P口与第Ⅱ液压泵的P口和第Ⅱ溢流阀的进油口相连，第Ⅱ液压回路的T口与油箱相连，第Ⅱ溢流阀的出油口与油箱相连，第Ⅱ液压泵的P口和油箱相连，第Ⅱ液压泵与第Ⅱ伺服电机同轴连接。
所述的液压马达可以替换为伺服电机、交流异步电机、开关磁阻电动机或直流电机，当采用伺服电机、交流异步电机、开关磁阻电动机或直流电机，液压控制回路只需要第Ⅰ液压控制回路。
所述的液压控制回路是目前可以控制飞机作动装置工作的任意一种液压回路。
所述的飞机作动装置采用普通螺母丝杠、滚珠丝杠、梯形丝杠或行星滚珠丝杠。
所述的液压泵为定量液压泵或变量液压泵，其中变量液压泵为手动变量泵、机械变量泵或电子比例控制变量泵。
所述的液压泵为叶片泵、齿轮泵、轴向柱塞泵或径向柱塞泵。
所述的液压泵为恒压泵、恒排量泵、恒功率泵或它们的复合形式。
所述的变速机构为齿轮传动或同步带传动，并且是增速传动或减速传动。
本发明的一种混合驱动的飞机作动系统与现有技术相比，具有以下优点：
(1)本发明将飞机的作动系统减少了液压管路，降低了油液泄露的风险，而且有利于系统散热。
(2)本发明采用飞机作动装置作为作动器，可以降低电动机的驱动功率和缩小电动机的体积。
(3)本发明采用飞机作动装置作为作动器，响应快，定位精度高。
(4)本发明采用飞机作动装置作为作动器，可靠性高，运行稳定，使用寿命长。
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为本发明左翼系统和右翼系统原理图；
图4为本发明尾翼系统原理图；
图5为本发明起落架系统原理图；
图6为本发明飞机作动装置的结构图。
图中，1-液压马达，2-变速机构，3-第Ⅰ油路接口，4-第Ⅰ滚动轴承，5-第Ⅱ滚动轴承，6-第Ⅰ密封圈，7-滚珠丝杠，8-滚珠丝杠油孔，9-第Ⅱ密封圈，10-活塞，11-活塞杆，12-缸体，13-第Ⅲ密封圈，14-缸体底座，15-第Ⅱ油路接口，16-第Ⅲ油路接口，17-液压蓄能器，18-第Ⅰ溢流阀，19-第Ⅰ液压泵，20-油箱，21-第Ⅰ液压回路，22-截止阀，23-第Ⅰ伺服电机，24-节流阀，25-第Ⅱ液压回路，26-第Ⅱ溢流阀，27-第Ⅱ液压泵，28-第Ⅱ伺服电机，29-编码器，30-位移传感器，31-左翼系统，32-右翼系统，33-尾翼系统，34-起落架系统，35-前缘缝翼，36-副翼，37-扰流板，38-后缘襟翼，39-水平安定舵面，40-升降舵面，41-方向舵面，42-前起落架，43-第Ⅰ主起落架，44-第Ⅱ主起落架，45-作动装置，46-第Ⅲ伺服电机。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明进行详细描述。
如图1和图2所示，一种混合驱动的飞机作动系统包括左翼系统31、右翼系统32、尾翼系统33及起落架系统34。
如图3所示，左翼系统与右翼系统均包括：前缘缝翼35、副翼36、扰流板37、后缘襟翼38、四个作动装置45和液压控制回路；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，四个作动装置分别驱动前缘缝翼、后缘襟翼、副翼以及扰流板。
如图4所示，尾翼系统包括：水平安定舵面39、升降舵面40、方向舵面41、三个作动装置45和液压控制回路；水平安定舵面、升降舵面、方向舵面安装在飞机的尾翼上，三个作动装置分别驱动水平安定舵面、升降舵面以及方向舵面。
如图5所示，起落架系统包括前起落架42、第Ⅰ主起落架43、第Ⅱ主起落架44、三个作动装置45和液压控制回路；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，三个作动装置分别驱动前起落架、第Ⅰ主起落架以及第Ⅱ主起落架。
如图6所示，所述的作动装置包括液压马达1、变速机构2、第Ⅰ滚动轴承4、第Ⅱ滚动轴承5、滚珠丝杠7、活塞10、活塞杆11、缸体12、缸体底座14、编码器29、位移传感器30，还包括第Ⅰ油路接口3、第Ⅰ密封圈6、滚珠丝杠油孔8、第Ⅱ密封圈9、第Ⅲ密封圈13、第Ⅱ油路接口15和第Ⅲ油路接口16。
所述的液压马达的输出轴与变速机构连接，滚珠丝杠的一端与变速机构连接，滚珠丝杠上安装第Ⅰ滚动轴承和第Ⅱ滚动轴承，二者采用背对背的安装方式，由滚珠丝杠的轴肩限制第Ⅰ滚动轴承和第Ⅱ滚动轴承的轴向滑动，由缸体底座限制第Ⅰ滚动轴承和第Ⅱ滚动轴承的径向运动，在变速机构下方加工一个螺纹孔，用以安装第Ⅰ油路接口，在变速机构上安装编码器，在缸体的上方和下方加工两个螺纹孔，用以安装第Ⅱ油路接口和第Ⅲ油路接口。
所述的活塞安装在滚珠丝杠上，活塞杆与活塞通过螺栓固定，活塞内部加工有螺纹，通过变速机构和滚珠丝杠副将旋转运动转化为活塞杆的直线运动，活塞的最大直径与缸体的内径相同，以保证活塞杆在缸体内滑动的同时，两者中心线重合，活塞杆的头端与相应的执行器连接，并且在活塞杆头端安装位移传感器。
滚珠丝杠油孔的一端与活塞杆的内腔连通，滚珠丝杠油孔的另一端与缸体的无杆腔连通，并且在滚珠丝杠与缸体底座相接触的位置安装第Ⅰ密封圈，在活塞与缸体相接触的位置安装第Ⅱ密封圈，在活塞杆与缸体相接触的位置安装第Ⅲ密封圈。
所述的液压控制回路包括第Ⅰ液压控制回路和第Ⅱ液压控制回路，其中第Ⅰ液压控制回路包括第Ⅰ液压回路21、液压蓄能器17、第Ⅰ溢流阀18、第Ⅰ液压泵19、油箱20、截止阀22、第Ⅰ伺服电机23和节流阀24，第Ⅱ液压控制回路包括第Ⅱ液压回路25、第Ⅱ溢流阀26、第Ⅱ液压泵27和第Ⅱ伺服电机28；作动装置的第Ⅰ油路接口通过油路管道与节流阀的进油口相通，节流阀的出油口与油箱相连；作动装置的第Ⅱ油路接口通过油路管道与第Ⅰ液压回路的A口相连，第Ⅰ液压回路的P口与液压蓄能器、第Ⅰ溢流阀的进油口相连，第Ⅰ溢流阀的出油口与油箱相连，截止阀的进油口与第Ⅰ液压泵的P口相连，截止阀的出油口与液压蓄能器的进油口相连，第Ⅰ液压泵的T口与油箱相连，第Ⅰ液压泵与第Ⅰ伺服电机同轴联接，作动装置的第Ⅲ油路接口通过油路管道与第Ⅰ液压回路的B口相连，第Ⅰ液压回路的T油口与油箱相连。液压马达的A口与第Ⅱ液压回路的B口相连，液压马达的B口与第Ⅱ液压回路的A口相连，第Ⅱ液压回路的P口与第Ⅱ液压泵的P口和第Ⅱ溢流阀的进油口相连，第Ⅱ液压回路的T口与油箱相连，第Ⅱ溢流阀的出油口与油箱相连，第Ⅱ液压泵的P口和油箱相连，第Ⅱ液压泵与第Ⅱ伺服电机同轴连接。
工作过程中，截止阀处于关闭状态，当飞机作动装置安装在相应的执行元件上，活塞杆伸出时，液压马达带动滚珠丝杠伸出，液压蓄能器向飞机作动装置的无杆腔充入高压油液，有杆腔的油液通过第Ⅰ液压回路流回油箱；当飞机作动装置的活塞杆缩回时，液压马达带动滚珠丝杠反转，液压蓄能器向飞机作动装置的有杆腔充入高压油液，无杆腔中的油液流到油箱中；当液压蓄能器中油液不足时，截止阀开启，第Ⅰ伺服电机带动第Ⅰ液压泵给液压蓄能器补充油液。其中通过作动器的电机或液压马达对其进行运动控制，通过液压系统对其进行力控制。
如图5所示，所述的液压马达可以替换为伺服电机、交流异步电机、开关磁阻电动机或直流电机，当采用伺服电机、交流异步电机、开关磁阻电动机或直流电机，液压控制回路只需要第Ⅰ液压控制回路。
所述的液压控制回路是目前可以控制飞机作动装置工作的任意一种液压回路。
所述的飞机作动装置采用普通螺母丝杠、滚珠丝杠、梯形丝杠或行星滚珠丝杠。
所述的液压泵为定量液压泵或变量液压泵，其中变量液压泵为手动变量泵、机械变量泵或电子比例控制变量泵。
所述的液压泵为叶片泵、齿轮泵、轴向柱塞泵或径向柱塞泵。
所述的液压泵为恒压泵、恒排量泵、恒功率泵或它们的复合形式。
所述的变速机构为齿轮传动或同步带传动，并且是增速传动或减速传动。
Claims (8)
1.一种混合驱动的飞机作动系统，包括左翼系统(31)、右翼系统(32)、尾翼系统(33)和起落架系统(34)；所述的左翼系统、右翼系统、尾翼系统和起落架系统均包括作动装置和液压控制回路，其中，作动装置包括液压马达(1)、变速机构(2)、第Ⅰ滚动轴承(4)、第Ⅱ滚动轴承(5)、滚珠丝杠(7)、活塞(10)、活塞杆(11)、缸体(12)、缸体底座(14)、编码器(29)、位移传感器(30)，其特征在于：还包括第Ⅰ油路接口(3)、第Ⅰ密封圈(6)、滚珠丝杠油孔(8)、第Ⅱ密封圈(9)、第Ⅲ密封圈(13)、第Ⅱ油路接口(15)和第Ⅲ油路接口(16)；
所述滚珠丝杠油孔的一端与活塞杆的内腔连通，滚珠丝杠油孔的另一端与缸体的无杆腔连通，并且在滚珠丝杠与缸体底座相接触的位置安装第Ⅰ密封圈，在活塞与缸体相接触的位置安装第Ⅱ密封圈，在活塞杆与缸体相接触的位置安装第Ⅲ密封圈；
所述的液压控制回路包括第Ⅰ液压控制回路和第Ⅱ液压控制回路，其中第Ⅰ液压控制回路包括第Ⅰ液压回路(21)、液压蓄能器(17)、第Ⅰ溢流阀(18)、第Ⅰ液压泵(19)、油箱(20)、截止阀(22)、第Ⅰ伺服电机(23)和节流阀(24)，第Ⅱ液压控制回路包括第Ⅱ液压回路(25)、第Ⅱ溢流阀(26)、第Ⅱ液压泵(27)和第Ⅱ伺服电机(28)；变速机构下方加工一个螺纹孔，用以安装第Ⅰ油路接口，作动装置的第Ⅰ油路接口通过油路管道与节流阀的进油口相通，节流阀的出油口与油箱相连；在缸体的上方和下方加工两个螺纹孔，用以安装第Ⅱ油路接口和第Ⅲ油路接口，作动装置的第Ⅱ油路接口通过油路管道与第Ⅰ液压回路的A口相连，第Ⅰ液压回路的P口与液压蓄能器、第Ⅰ溢流阀的进油口相连，第Ⅰ溢流阀的出油口与油箱相连，截止阀的进油口与第Ⅰ液压泵的P口相连，截止阀的出油口与液压蓄能器的进油口相连，第Ⅰ液压泵的T口与油箱相连，第Ⅰ液压泵与第Ⅰ伺服电机同轴联接，作动装置的第Ⅲ油路接口通过油路管道与第Ⅰ液压回路的B口相连，第Ⅰ液压回路的T油口与油箱相连；液压马达的A口与第Ⅱ液压回路的B口相连，液压马达的B口与第Ⅱ液压回路的A口相连，第Ⅱ液压回路的P口与第Ⅱ液压泵的P口和第Ⅱ溢流阀的进油口相连，第Ⅱ液压回路的T口与油箱相连，第Ⅱ溢流阀的出油口与油箱相连，第Ⅱ液压泵的P口和油箱相连，第Ⅱ液压泵与第Ⅱ伺服电机同轴连接。
2.根据权利要求1所述的一种混合驱动的飞机作动系统，其特征在于：所述的液压马达可以替换为伺服电机、交流异步电机、开关磁阻电动机或直流电机，当采用伺服电机、交流异步电机、开关磁阻电动机或直流电机，液压控制回路只需要第Ⅰ液压控制回路。
3.根据权利要求1所述的一种混合驱动的飞机作动系统，其特征在于：所述的液压控制回路是目前可以控制飞机作动装置工作的任意一种液压回路。
4.根据权利要求1所述的一种混合驱动的飞机作动系统，其特征在于：所述的飞机作动装置采用普通螺母丝杠、滚珠丝杠、梯形丝杠或行星滚珠丝杠。
5.根据权利要求1所述的一种混合驱动的飞机作动系统，其特征在于：所述的液压泵为定量液压泵或变量液压泵，其中变量液压泵为手动变量泵、机械变量泵或电子比例控制变量泵。
6.根据权利要求1所述的一种混合驱动的飞机作动系统，其特征在于：所述的液压泵为叶片泵、齿轮泵、轴向柱塞泵或径向柱塞泵。
7.根据权利要求1所述的一种混合驱动的飞机作动系统，其特征在于：所述的液压泵为恒压泵、恒排量泵、恒功率泵或它们的复合形式。
8.根据权利要求1所述的一种混合驱动的飞机作动系统，其特征在于：所述的变速机构为齿轮传动或同步带传动，并且是增速传动或减速传动。
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|---|---|
| CN (1) | CN109250125B (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111114758A (zh) * | 2019-12-06 | 2020-05-08 | 太原理工大学 | 一种异构串联型双余度舵机 |
Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN1154325A (zh) * | 1995-09-15 | 1997-07-16 | 国家航空工业公司 | 用于控制飞机方向舵的方法和装置 |
| CN203528808U (zh) * | 2013-10-24 | 2014-04-09 | 西安艾威科技有限公司 | 新型民用飞机液压舵机 |
| CN104875874A (zh) * | 2015-06-24 | 2015-09-02 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种飞机副翼执行机构 |
| CN204775999U (zh) * | 2015-04-13 | 2015-11-18 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种飞机开裂式方向舵伺服作动系统 |
| CN105443474A (zh) * | 2015-12-29 | 2016-03-30 | 太原理工大学 | 一种装载机工作装置的控制回路 |
| CN108412821A (zh) * | 2018-05-25 | 2018-08-17 | 太原理工大学 | 一种液电混合驱动的行走机器人 |
| CN108517904A (zh) * | 2018-05-25 | 2018-09-11 | 太原理工大学 | 一种液电混合驱动的液压挖掘机 |
| CN108560632A (zh) * | 2018-05-25 | 2018-09-21 | 太原理工大学 | 一种电液混合驱动的装载机 |
-
2018
- 2018-10-16 CN CN201811204468.7A patent/CN109250125B/zh active Active
Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN1154325A (zh) * | 1995-09-15 | 1997-07-16 | 国家航空工业公司 | 用于控制飞机方向舵的方法和装置 |
| CN203528808U (zh) * | 2013-10-24 | 2014-04-09 | 西安艾威科技有限公司 | 新型民用飞机液压舵机 |
| CN204775999U (zh) * | 2015-04-13 | 2015-11-18 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种飞机开裂式方向舵伺服作动系统 |
| CN104875874A (zh) * | 2015-06-24 | 2015-09-02 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种飞机副翼执行机构 |
| CN105443474A (zh) * | 2015-12-29 | 2016-03-30 | 太原理工大学 | 一种装载机工作装置的控制回路 |
| CN108412821A (zh) * | 2018-05-25 | 2018-08-17 | 太原理工大学 | 一种液电混合驱动的行走机器人 |
| CN108517904A (zh) * | 2018-05-25 | 2018-09-11 | 太原理工大学 | 一种液电混合驱动的液压挖掘机 |
| CN108560632A (zh) * | 2018-05-25 | 2018-09-21 | 太原理工大学 | 一种电液混合驱动的装载机 |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111114758A (zh) * | 2019-12-06 | 2020-05-08 | 太原理工大学 | 一种异构串联型双余度舵机 |
| CN111114758B (zh) * | 2019-12-06 | 2023-01-20 | 太原理工大学 | 一种异构串联型双余度舵机 |
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