CN111268150B - 一种涵道式冲压空气涡轮应急能源系统 - Google Patents
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Abstract
本发明一种涵道式冲压空气涡轮应急能源系统，属于航空应急动力技术领域。系统的主要作用是在飞机发动机失效或液压能源失效的情况下，利用飞机滑行气流动能，向飞机提供应急液压能源。飞机正常飞行过程，作动筒将舱门关闭并锁定，机身外的气流无法进入机身内，系统处于待命状态。飞机应急工作时，飞机管理计算机向作动筒发出伸出工作信号，作动筒解锁，在弹簧力的作用下将舱门引流组件推出机身外，机身外部气流被引入机身内的涵道内，驱动冲压空气涡轮转动,产生旋转机械能，进而驱动后端液压泵工作，向飞机提供应急液压能源。当气流动能过剩时，溢流阀工作，消耗系统产生的多余高压液压能源，防止系统超转，起到保护作用。
Description
技术领域
冲压空气涡轮被誉为飞机的“最后一根救命稻草”，它属于飞机的应急动力系统，能在飞机失去主动力的情况下，向飞机提供应急能源。本发明设计的一种涵道式冲压空气涡轮应急能源系统，能够为飞机提供应急液压能源，保证飞机在发生动力系统故障或液压系统故障下仍然可被操控。
背景技术
冲压空气涡轮系统为应急动力装置，使用概率较低，飞机正常飞行时，该系统处于“陪飞”待命状态，一旦飞机发生能源系统故障时，要求能够可靠投入工作，为飞机提供应急能源，以保证飞机的可操控性。因此，这类应急动力装置需要被设计为具有重量轻、可靠性高的特点。传统的外伸式冲压空气涡轮系统通常由可调桨式冲压空气涡轮、作动筒、液压泵、控制阀等部分组成。该类冲压空气涡轮气流动能转换效率通常仅为0.2，效率很低。另外，可调桨式冲压空气涡轮结构复杂、重量重，可靠性较低；且由于调桨机构无法做到结构完全对称，冲压空气涡轮高速旋转时会产生较大的自激振动，对飞机结构强度、刚度、疲劳要求较高。作动筒需要将冲压空气涡轮推出到气流外部，同时克服舱门气动阻力，因此，作动筒通常被设计为体积大、重量重。
发明内容
本发明的目的：设计一种涵道式冲压空气涡轮应急能源系统，满足飞机对应急动力装置重量低、可靠性高的要求。
本发明的技术方案：一种涵道式冲压空气涡轮应急能源系统，包括作动筒1、舱门引流组件2、冲压空气涡轮3、液压泵4、溢流阀5；作动筒1一端与舱门引流组件2连接，另一端固定在飞机机身上，作动筒1接受飞机管理计算机指令实现展开功能，实现推出舱门引流组件2作用，地面回收时，向作动筒1高压口A注入高压油，可使作动筒1回收，同时回油通过低压口流入低压油液；安装在飞机蒙皮上的舱门引流组件2用于遮盖涵道进气口，平时其处于关闭状态，工作时被作动筒1推开，将机身外的气流引入涵道内；安装在涵道内的冲压空气涡轮3将气流的冲压能转化为旋转机械能，并输出给液压泵4；低压油源通过低压口泵入液压泵4内，液压泵4将旋转机械能转化为液压能，并通过高压口B向机上负载输出高压油源；液压泵4出口端设置一个溢流阀5。
优选地，飞机正常飞行过程，作动筒1将舱门关闭并锁定，机身外的气流无法进入机身内，飞机发生故障时，作动筒1接受飞机指令将舱门引流组件2推出机身外，外部气流被引入机身内的涵道内，驱动冲压空气涡轮3转动,产生旋转机械能，进而驱动后端液压泵4工作，向飞机提供应急液压能源；当气流动能过剩时，机上负载需求小于液压泵4产生的液压能，溢流阀5开始工作，将多余的液压油通过回油口溢流至油箱内，以消耗系统产生的多余高压液压能源，防止系统超转。
优选地，冲压空气涡轮3与液压泵4采用同轴布局，直接驱动液压泵4。
优选地，作动筒1设有上、下位锁，非工作状态上位锁锁定，作动筒1将舱门引流组件2固定在闭合状态；工作时上位解锁，依靠内置的压缩弹簧的弹力将舱门引流组件2推出，并有下位锁锁定在伸出状态；回收时通过高压油源克服弹簧力，将舱门引流组件2拉回并锁定。
优选地，冲压空气涡轮3为多叶片、定桨距角盘式涡轮。
优选地，液压泵4为定排量液压泵。
优选地，溢流阀5与液压泵4设计为一个整体，或者设置在液压泵4高压口B油路上。
本发明的有益效果：1)冲压空气涡轮为定桨距角涡轮，避免了调桨机构破坏动平衡问题，有效减小涡轮高速转动时产生的自激振动，对飞机结构和其它设备损伤较小；2)冲压空气涡轮为涵道式、定桨距角涡轮，涡轮气流动能转换效率高于0.6，涡轮效率高、无复杂的调桨机构，有效减小了涡轮尺寸和重量；3)冲压空气涡轮固定在飞机内部的涵道内，作动筒直接推出舱门，无需推出冲压空气涡轮，作动筒的负载力显著减小，可有效减小作动筒体积和重量；4)本发明省去了传统的外伸式冲压空气涡轮系统的调桨机构、涡轮锁定机构等功能部件，结构组成简单，可靠性更高。
附图说明：
图1是本发明非工作状态的结构示意图。
图2是本发明工作状态的结构示意图。
具体实施方式
如图1、图2所示，一种涵道式冲压空气涡轮应急能源系统，包括作动筒1、舱门引流组件2、冲压空气涡轮3、液压泵4、溢流阀5等部分。作动筒1一端与舱门引流组件2连接，另一端固定在飞机机身上，作动筒1接受飞机管理计算机指令实现展开功能，实现推出舱门引流组件2作用，地面回收时，向作动筒1高压口A注入高压油，可使作动筒1回收，同时回油通过低压口流入低压油液；安装在飞机蒙皮上的舱门引流组件2用于遮盖涵道进气口，平时其处于关闭状态，工作时被作动筒1推开，将机身外的气流引入涵道内；安装在涵道内的冲压空气涡轮3将气流的冲压能转化为旋转机械能，并输出给液压泵4；低压油源通过低压口泵入液压泵4内，液压泵4将旋转机械能转化为液压能，并通过高压口B向机上负载输出高压油源；液压泵4出口端设置一个溢流阀5。
飞机正常飞行过程，作动筒1将舱门关闭并锁定，机身外的气流无法进入机身内，飞机发生故障时，作动筒1接受飞机指令将舱门引流组件2推出机身外，外部气流被引入机身内的涵道内，驱动冲压空气涡轮3转动,产生旋转机械能，进而驱动后端液压泵4工作，向飞机提供应急液压能源；当气流动能过剩时，机上负载需求小于液压泵4产生的液压能，溢流阀5开始工作，将多余的液压油通过回油口溢流至油箱内，以消耗系统产生的多余高压液压能源，防止系统超转。
冲压空气涡轮3与液压泵4采用同轴布局，直接驱动液压泵4。
作动筒1设有上、下位锁，非工作状态上位锁锁定，作动筒1将舱门引流组件2固定在闭合状态；工作时上位解锁，依靠内置的压缩弹簧的弹力将舱门引流组件2推出，并有下位锁锁定在伸出状态；回收时通过高压油源克服弹簧力，将舱门引流组件2拉回并锁定。
冲压空气涡轮3为多叶片、定桨距角盘式涡轮。
液压泵4为定排量液压泵。
溢流阀5与液压泵4设计为一个整体，或者设置在液压泵4高压口B油路上。
下面通过具体实施方式对本发明作进一步的详细说明。
本发明设计的涵道式冲压空气涡轮应急能源系统设置1个作动筒1、1个舱门引流组件2、1台冲压空气涡轮3、1台液压泵4、1个溢流阀5。其中作动筒1作用为控制引气，工作时伸出，推出舱门引流组件2，将机身外的气流引入冲压空气涡轮涵道内；非工作状态，作动筒1缩回，将舱门引流组件2锁定在闭合状态。冲压空气涡轮3为能源转换装置，负责将高速气流的冲压能转化为旋转机械能，为后端的液压泵4提供驱动动力。溢流阀5为安全阀作用，当引入的气流冲压能过剩，液压泵4产生多余液压能源，通过该阀将多余液压能源消耗掉，对液压系统可以起到高压保护作用，可以防止涡轮超转。
见图1所示，飞机正常飞行过程，作动筒1将舱门关闭并锁定，机身外的气流无法进入机身内，此时本系统处于“陪飞”待命的非工作状态。见图2所示，飞机发生发电机故障或液压系统故障时，失去主液压能源。此时，作动筒1接受飞机管理计算指令，作动筒伸出，将舱门引流组件2推出机身外，在引流结构的作用下，外部高速气流被引入RAT涵道内，驱动冲压空气涡轮3高速转动,产生旋转机械能。后端液压泵4被驱动开始工作，将液压泵4低压口的低压油源转化为高压，通过高压口B向飞机提供应急液压能源。液压泵4为定排量液压泵，如果被引入的气流动能过剩，涡轮产生的驱动功率随之增加，液压泵输出的液压能源接着回增加，当超出飞机需求时，会造成液压系统压力升高，压力高于溢流阀5设定工作压力时，溢流阀5打开，将多余的高压油源排掉，达到消耗多余能量目的。该措施可以有效防止液压系统压力过高损坏液压系统其他元器件作用。同时，由于引入的气流动能被有效转化为液压能，因此冲压空气涡轮3不会产生超转现象，起到了系统过载保护作用。
冲压空气涡轮3、液压泵4、溢流阀5等部件通过壳体安装座，固定在飞机内部的涵道内。冲压空气涡轮3与液压泵4之间可采用同轴布局，冲压空气涡轮3直接驱动液压泵4，减小了传动效率损失。
作动筒1设计有上、下位锁，设计有相应的解锁机构，内置有强力压缩弹簧。非工作状态时，上位锁锁定，作动筒1将舱门引流组件2固定在闭合状态，此时机身外的气流无法进入涵道内。系统工作时，作动筒1上位解锁，依靠内置的压缩弹簧的弹力将舱门引流组件2推出，并由下位锁锁定在伸出状态，此时机身外的气流被进入涵道内，系统开始运转。当飞机主液压系统恢复时或飞机着陆后，作动筒1高压口A接通高压油源，克服弹簧力，将舱门引流组件2拉回并锁定在闭合状态。
冲压空气涡轮3为多叶片、定桨距角盘式涡轮，被安装在涵道内。冲压空气涡轮3内部无调桨机构，避免了调桨机构破坏动平衡问题，有效减小了涡轮高速转动时产生的自激振动，对飞机结构和设计损伤较小。由于无调桨和涡轮锁定装置，冲压空气涡轮3结构较为简单，起到了减小体积和重量的作用。
液压泵4为定排量液压泵，输出高压油源流量与液压泵转速成正比。当引入气流动作过剩时，涡轮输出驱动功率和转速均提高，此时液压泵4输出较多应急液压能源，这些应急液压能源除供飞机负载使用外，多余能源通过溢流阀5消耗。
视系统架构情况，溢流阀5可与液压泵4设计为一个整体，也可以设置在液压泵4高压口B油路上，均可满足系统功能要求。
Claims (7)
1.一种涵道式冲压空气涡轮应急能源系统，其特征在于：包括作动筒(1)、舱门引流组件(2)、冲压空气涡轮(3)、液压泵(4)、溢流阀(5)；作动筒(1)一端与舱门引流组件(2)连接，另一端固定在飞机机身上，作动筒(1)接受飞机管理计算机指令实现展开功能，实现推出舱门引流组件(2)作用，地面回收时，向作动筒(1)高压口A注入高压油，可使作动筒(1)回收，同时回油通过低压口流入低压油液；安装在飞机蒙皮上的舱门引流组件(2)用于遮盖涵道进气口，平时其处于关闭状态，工作时被作动筒(1)推开，将机身外垂直于涵道的气流引入涵道内；安装在涵道内的冲压空气涡轮(3)将气流的冲压能转化为旋转机械能，并输出给液压泵(4)；低压油源通过低压口泵入液压泵(4)内，液压泵(4)将旋转机械能转化为液压能，并通过高压口B向机上负载输出高压油源；液压泵(4)出口端设置一个溢流阀(5)；所述的冲压空气涡轮固定在飞机内部的涵道内，作动筒直接推出舱门，无需推出冲压空气涡轮；作动筒(1)设有上、下位锁，非工作状态上位锁锁定，作动筒(1)将舱门引流组件(2)固定在闭合状态；工作时上位解锁，依靠内置的压缩弹簧的弹力将舱门引流组件(2)推出，并有下位锁锁定在伸出状态；回收时通过高压油源克服弹簧力，将舱门引流组件(2)拉回并锁定。
2.根据权利要求1所述的涵道式冲压空气涡轮应急能源系统，其特征在于：飞机正常飞行过程，作动筒(1)将舱门关闭并锁定，机身外的气流无法进入机身内，飞机发生故障时，作动筒(1)接受飞机管理计算机指令将舱门引流组件(2)推出机身外，外部气流被引入机身内的涵道内，驱动冲压空气涡轮(3)转动,产生旋转机械能，进而驱动后端液压泵(4)工作，向飞机提供应急液压能源；当气流动能过剩时，机上负载需求小于液压泵(4)产生的液压能，溢流阀(5)开始工作，将多余的液压油通过回油口溢流至油箱内；以消耗系统产生的多余高压液压能源，防止系统超转。
3.根据权利要求1所述的冲压空气涡轮应急能源系统，其特征在于：冲压空气涡轮(3)与液压泵(4)采用同轴布局，直接驱动液压泵(4)。
4.根据权利要求1所述的冲压空气涡轮应急能源系统，其特征在于：冲压空气涡轮(3)通过齿轮系变速及换向后驱动液压泵(4)。
5.根据权利要求1所述的冲压空气涡轮应急能源系统，其特征在于：冲压空气涡轮(3)为多叶片、定桨距角盘式涡轮。
6.根据权利要求1所述的冲压空气涡轮应急能源系统，其特征在于：液压泵(4)为定排量液压泵。
7.根据权利要求1所述的冲压空气涡轮应急能源系统，其特征在于：溢流阀(5)与液压泵(4)设计为一个整体，或者设置在液压泵(4)高压口B油路上。
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