CN110454446A - 飞机液压泵吸油增压系统 - Google Patents

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高锋
肖扬
朱哲辰
林泽宇
刘文翠
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Abstract

本发明涉及飞机液压泵吸油增压系统,该系统增压系统包括:液压泵,液压泵用于提供一定压力和流量的液压流体;自增压油箱,自增压油箱用于储存并提供液压流体;吸油管路,吸油管路将自增压油箱流体连通到液压泵;以及可关断管路增压装置,管路增压装置安装在吸油管路靠近液压泵的一部分上,并且可关断管路增压装置构造成根据控制信号使管路增压装置与吸油管路之间的连接在连通状态和关断状态之间切换。采用根据本发明的飞机液压泵吸油增压系统有效解决了飞机长时间冷浸透停放时,吸油管路压力衰减的问题,避免气穴产生,提高液压泵的可靠性和使用寿命。

Description

飞机液压泵吸油增压系统
技术领域
本发明涉及飞机液压系统,尤其涉及一种依据飞机运行状态进行控制的液压泵吸油增压系统。
背景技术
气穴现象为液压能源系统典型的危害现象。当流动液体某处的压力低于空气分离压时,原先溶解在液流中的空气就会游离出来,使液流产生大量气泡。气穴产生造成液流的流动特性变坏,液流会出现流量不稳定的现象,且噪声增加。特别是当带有气泡的液流经过下游高压区域时,周围的高压使液流中的气泡绝热压缩,迅速崩溃,局部可达到非常高的温度和冲击压力,一方面使得该区域的金属疲劳,进而易造成元件表面受到侵蚀、剥离;另一方面又造成液压液压流体加速变质,对液压系统运行造成不利影响。
对于飞机液压泵而言,是否产生气穴现象主要取决于液压泵吸端口压力的高低。为了防止气穴现象,必须保证液压泵吸油入口的压力不能过低,同时保持一定的液压泵吸油入口压力,能提高泵的工作效率。
目前,为了保证飞机液压泵的吸油压力,最常用的技术为在飞机液压系统中设置自增压液压油箱,通过自增压油箱的增压腔与蓄压器相连以避免由于液压泵供压压力短时下降造成增压压力不足而使通过液压泵的液流产生气穴。然而随着宽体飞机的研制,液压油箱至液压泵的距离相对变长,液压压力沿程损失增大,特别是飞机极低温环境下停机过夜时,蓄压器的保压能力下降,低温也使得液压压力沿程损失进一步增大,传统的通过自增压油箱来增加吸油压力的方式出现了明显的弊端。但是由于长时间停放,自增压蓄压器的保压能力由于系统内泄漏同时降低,故单纯增加吸油管路蓄压器的能源利用效率并不高,并造成飞机及液压系统增重的影响。
发明内容
为克服现有技术的不足,本发明提供了一种飞机液压泵吸油增压系统,该吸油增压系统包括:液压泵,液压泵用于提供一定压力和流量的液压流体;自增压油箱,自增压油箱用于储存并提供液压流体;吸油管路,该吸油管路将自增压油箱流体连通到液压泵;以及可关断管路增压装置,管路增压装置安装在吸油管路靠近液压泵的一部分上,可关断管路增压装置构造成根据控制信号使管路增压装置与吸油管路之间的连接在连通状态和关断状态之间切换。
根据本发明的一个方面,控制阀连接到控制部,当控制部向控制阀传递表示飞机发动机上电的发动机上电信号时,可关断管路增压装置切换到连通状态,当控制部向控制阀传递表示飞机发动机停车的发动机停止信号时,可关断管路增压装置切换到关断状态。
根据本发明的另一个方面,管路增压装置包括控制阀和管路蓄压器,控制阀连接在吸油管路和管路蓄压器之间,根据控制信号,控制阀被控制打开使可关断管路增压装置与吸油管路之间处于连通状态,或者控制阀被关断,使可关断管路增压装置与吸油管路之间处于关断状态。
较佳地,管路蓄压器为弹簧蓄压器。
根据本发明的又一个方面,自增压油箱连接系统蓄压器,当飞机起动后,弹簧蓄压器的压力随着自增压油箱的压力而升高。
根据本发明的再一个方面,飞机液压泵吸油增压系统,还包括油箱优先阀,油箱优先阀的出口与自增压油箱的高压腔流体连通。
采用根据本发明的飞机液压泵吸油增压系统有效解决了飞机长时间冷浸透停放时,吸油管路压力衰减的问题,避免气穴产生,提高液压泵的可靠性和使用寿命,进一步提高飞机液压系统的能源利用效率。
根据本发明的可切断管路增压装置设置在紧邻液压泵的一部分吸油管路上,较佳地,增压装置与液压泵之间不再设有其他诸如滤油器的部件,在长时间停机之后管路增压装置和吸油管路之间的连通被主动截断,避免了管路的内泄漏,并且当飞机重新起动时,紧邻吸油管路的增压装置吸油管路能即刻地恢复供向液压泵的吸油压力,有效避免气穴产生。
根据本发明的可切断管路增压装置由控制阀和弹簧蓄压器构成,结构简单,构造成本较低。
附图说明
以下结合附图说明根据本发明的较佳实施例,附图为:
图1示出了根据本发明的一较佳实施例的飞机液压泵吸油增压系统的示意图。
附图标记列表
1 液压泵
2 管路增压装置
3 自增压油箱
4 系统蓄压器
5 油箱优先阀
11 吸油管路
12 压力管路
13 回油管路
21 控制阀
22 管路蓄压器
211 第一端口
212 第二端口
具体实施方式
下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明,在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明,但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施,本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎,因此不应以此具体实施例的内容限制本发明的保护范围。
飞机的液压系统通常以诸如油液的液压流体为工作介质,靠液压驱动飞机的多个执行机构完成特定操纵动作。飞机的液压系统通常包括吸油增压部分、执行机构部分以及控制部。图1示出了飞机液压系统的吸油增压部分(以下又称吸油增压系统)的示意图。
如图1所示,吸油增压系统包括液压泵1,液压泵1在运行时用于向飞机液压系统提供一定压力和流量的液压流体,从而为飞机的各执行机构提供液压能。通常,该液压泵1为发动机驱动泵,即,泵由发动机带动。常见的液压泵1包括齿轮泵、柱塞泵和叶片泵等。除了液压泵1外,吸油增压系统还可以包括应急泵(未示出),在液压泵1失去动力时,应急泵可以使液压系统继续工作。如图1所示,液压泵1分别连接有连接到油箱3的吸油管路11、通过各执行机构的压力管路12和回油管路13。
吸油增压系统设置有自增压油箱3,其连接有一系统蓄压器4,从而可以维持液压泵1进口处的吸油压力,从而避免气穴现象产生。作为了一种示例,图1示出的自增压油箱3为活塞式自增压油箱3,其利用液压系统高压油返回作用在油箱3的增压活塞上,为油箱3中的液压流体增压。该自增压油箱3包括高压腔和低压腔。
吸油增压系统进一步包括油箱优先阀5,该优先阀5的一端口与自增压油箱3的高压腔流体连通。当吸油增压系统压力小于油箱最低增压压力时,油箱优先阀5具有单向功能,增压系统的液压流体不向系统供压管路流;当吸油增压系统压力大于系统压力时,油箱优先阀5具有安全阀功能,反向打开,将高压流体卸向系统供压管路。
液压泵1通过吸油管路11连接到自增压油箱3。特别对于大型飞机而言,吸油管路11的长度相对较长,为了保持一定大小的液压泵1的入口处的油压,以避免气穴的产生,如图1所示,吸油管路11靠近液压泵1的一段管路上设有可关断管路增压装置2。在飞机运行时,该增压装置2为吸油管路11进一步补充吸油压力。特别地,该可关断管路增压装置2构造成根据控制信号使管路增压装置2与吸油管路11之间的连接在连通状态和关断状态之间切换。有利的是,控制信号与飞机运行状态直接对应,即,控制信号包括表示飞机发动机上电的发动机上电信号和表示飞机发动机停车的发动机停止信号,可关断管路增压装置2至少可以根据这两种状态信号在连通状态和关断状态之间切换。
根据一较佳实施例,根据本发明的可关断管路增压装置2包括控制阀21和管路蓄压器22。
控制阀21具有第一端口211和第二端口212且具备打开位和关闭位。在打开位中,控制阀21的第一端口211和第二端口212实现流体连通,在关闭位时,第一端口211和第二端口212之间流体连通断开。在液压系统的控制部的控制下,控制阀21可以在打开位和关闭位之间切换。控制阀21的第一端口211连接到吸油管路11,而控制阀21的第二端口212连接到管路蓄压器22。
管路蓄压器22可以为弹簧蓄压器、活塞式蓄器或气体式蓄压器。根据图1所示的实施例,管路蓄压器22较佳地采用弹簧蓄压器。弹簧蓄压器结构简单,成本低廉,用作管路蓄压器时可靠性佳。当飞机运行时,弹簧蓄压器的压力随着自增压油箱3的低压腔的压力而升高,弹簧蓄压器依靠弹簧把吸油管路中的压力能转化为弹簧势能存储起来。管路蓄压器22的出油端口与控制阀21的第二端口相连。
在使用中,当飞机处于长期停放过程中时,控制阀21受到控制部的控制而处于其关闭位,这时,管路蓄压器22的出油端口与吸油管路11不连通,由此,管路蓄压器22的液压流体压力可长时间保持。当监测到飞机上电后,控制部收到一个发动机上电信号,相应地控制控制阀21切换至其打开位,使管路蓄压器22的出油端口与吸油管路11连通。管路蓄压器使得液压泵1附近的吸油管路11压力及时升高,从而有利于液压泵1起动,有效避免气穴现象。
当液压泵1起动后,管路蓄压器22内的压力会随自增压油箱3低压腔压力升高。当飞机飞行结束且关闭发动机后,控制部收到发动机停止信号,相应地控制控制阀21切换至关闭位,连接管路蓄压器22的出油端口与吸油管路11不再连通,管路蓄压器22回到保压状态。
采用根据本发明的飞机液压泵吸油增压系统有效解决了飞机长时间冷浸透停放时,吸油管路11中压力衰减的问题,有效保证了液压泵1启动时其吸油压力较高,避免液压流体中产生气穴,从而提高液压泵1的可靠性和使用寿命,进一步提高飞机液压系统的能源利用效率。
根据本发明的可切断管路增压装置2设置在紧邻液压泵1的一部分吸油管路11上,较佳地,增压装置2与液压泵1之间不再设有其他诸如滤油器的部件,在长时间停机之后可关断管路增压装置2和吸油管路11之间的连通被主动截断,避免了管路尤其是吸油管路中的内泄漏,当飞机重新启动时,紧邻吸油管路11的增压装置2能即刻地恢复供向液压泵1的吸油压力,有效避免气穴产生。
根据本发明较佳实施例的可切断管路增压装置2由控制阀21和弹簧蓄压器22构成,结构简单,构造成本较低。
根据本发明的飞机液压泵吸油增压系统对于大型飞机是尤为有利的,它有效克服了长距离吸油管路在冷机状态下压力显著下降的问题,保证了飞机液压泵的可靠性。
本发明虽然以较佳实施例公开如上,但其并不是用来限定本发明,任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内,都可以做出可能的变动和修改。因此,凡是未脱离本发明技术方案的内容,依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰,均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种飞机液压泵吸油增压系统,所述增压系统包括:
液压泵,所述液压泵用于提供一定压力和流量的液压流体;
自增压油箱,所述自增压油箱用于储存并提供液压流体;
吸油管路,所述吸油管路将所述自增压油箱流体连通到所述液压泵;以及
可关断管路增压装置,所述可关断管路增压装置安装在所述吸油管路靠近液压泵的一部分上,并且所述可关断管路增压装置构造成根据控制信号使所述管路增压装置与所述吸油管路之间的连接在连通状态和关断状态之间切换。
2.如权利要求1所述的飞机液压泵吸油增压系统,其特征在于,所述控制阀连接到控制部,当所述控制部向所述控制阀传递表示飞机发动机上电的发动机上电信号时,所述可关断管路增压装置切换到所述连通状态,当所述控制部向所述控制阀传递表示飞机发动机停车的发动机停止信号时,所述可关断管路增压装置切换到关断状态。
3.如权利要求1所述的飞机液压泵吸油增压系统,其特征在于,所述管路增压装置包括控制阀和管路蓄压器,所述控制阀连接在所述吸油管路和所述管路蓄压器之间,
根据所述控制信号,所述控制阀被控制打开使所述可关断管路增压装置与所述吸油管路之间处于所述连通状态,或者所述控制阀被关断,使所述可关断管路增压装置与所述吸油管路之间处于所述关断状态。
4.如权利要求3所述的飞机液压泵吸油增压系统,其特征在于,所述管路蓄压器为弹簧蓄压器。
5.如权利要求4所述的飞机液压泵吸油增压系统,其特征在于,所述自增压油箱连接系统蓄压器,当飞机起动后,所述弹簧蓄压器的压力随所述自增压油箱的压力而升高。
6.如权利要求1所述的飞机液压泵吸油增压系统,其特征在于,所述系统还包括油箱优先阀,所述油箱优先阀的出口与所述自增压油箱的高压腔流体连通。
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