CN113007162A - 飞机液压系统及飞机 - Google Patents

飞机液压系统及飞机 Download PDF

Info

Publication number
CN113007162A
CN113007162A CN202110184864.3A CN202110184864A CN113007162A CN 113007162 A CN113007162 A CN 113007162A CN 202110184864 A CN202110184864 A CN 202110184864A CN 113007162 A CN113007162 A CN 113007162A
Authority
CN
China
Prior art keywords
hydraulic
aircraft
conversion device
energy conversion
subsystem
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
CN202110184864.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113007162B (zh
Inventor
陈才
吴思
朱哲辰
周昌明
谢孟恺
林泽宇
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.)
Commercial Aircraft Corp of China Ltd
Shanghai Aircraft Design and Research Institute Commercial Aircraft Corporation of China Ltd
Original Assignee
Commercial Aircraft Corp of China Ltd
Shanghai Aircraft Design and Research Institute Commercial Aircraft Corporation of China Ltd
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 Commercial Aircraft Corp of China Ltd, Shanghai Aircraft Design and Research Institute Commercial Aircraft Corporation of China Ltd filed Critical Commercial Aircraft Corp of China Ltd
Priority to CN202110184864.3A priority Critical patent/CN113007162B/zh
Publication of CN113007162A publication Critical patent/CN113007162A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113007162B publication Critical patent/CN113007162B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
    • F15B—SYSTEMS ACTING BY MEANS OF FLUIDS IN GENERAL; FLUID-PRESSURE ACTUATORS, e.g. SERVOMOTORS; DETAILS OF FLUID-PRESSURE SYSTEMS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F15B11/00—Servomotor systems without provision for follow-up action; Circuits therefor
    • F15B11/16—Servomotor systems without provision for follow-up action; Circuits therefor with two or more servomotors
    • F15B11/17—Servomotor systems without provision for follow-up action; Circuits therefor with two or more servomotors using two or more pumps
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/38—Transmitting means with power amplification
    • B64C13/40—Transmitting means with power amplification using fluid pressure
    • B64C13/42—Transmitting means with power amplification using fluid pressure having duplication or stand-by provisions
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface 
    • B64C25/42—Arrangement or adaptation of brakes
    • B64C25/44—Actuating mechanisms
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plant in aircraft; Aircraft characterised thereby
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plant
    • B64D27/04—Aircraft characterised by the type or position of power plant of piston type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
    • F15B—SYSTEMS ACTING BY MEANS OF FLUIDS IN GENERAL; FLUID-PRESSURE ACTUATORS, e.g. SERVOMOTORS; DETAILS OF FLUID-PRESSURE SYSTEMS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F15B13/00—Details of servomotor systems ; Valves for servomotor systems
    • F15B13/02—Fluid distribution or supply devices characterised by their adaptation to the control of servomotors
    • F15B13/06—Fluid distribution or supply devices characterised by their adaptation to the control of servomotors for use with two or more servomotors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
    • F15B—SYSTEMS ACTING BY MEANS OF FLUIDS IN GENERAL; FLUID-PRESSURE ACTUATORS, e.g. SERVOMOTORS; DETAILS OF FLUID-PRESSURE SYSTEMS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F15B20/00—Safety arrangements for fluid actuator systems; Applications of safety devices in fluid actuator systems; Emergency measures for fluid actuator systems
    • F15B20/004—Fluid pressure supply failure
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
    • F15B—SYSTEMS ACTING BY MEANS OF FLUIDS IN GENERAL; FLUID-PRESSURE ACTUATORS, e.g. SERVOMOTORS; DETAILS OF FLUID-PRESSURE SYSTEMS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F15B21/00—Common features of fluid actuator systems; Fluid-pressure actuator systems or details thereof, not covered by any other group of this subclass
    • F15B21/02—Servomotor systems with programme control derived from a store or timing device; Control devices therefor
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Analytical Chemistry (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Fluid-Pressure Circuits (AREA)

Abstract

本发明公开了一种飞机液压系统，该飞机液压系统包括两套主液压子系统和一套应急液压子系统，并且还包括：双向能源转化装置，其设置在两套主液压子系统之间并能够选择性地在两套主液压子系统之间实现液压能源的传输；单向能源转化装置，其设置在一套主液压子系统和应急液压子系统之间，并能够自该套主液压子系统向应急液压子系统传输液压能源；控制单元，其能够根据两套主液压子系统和一套应急液压子系统中的泵源的工作情况有选择地开启双向能源转化装置和单向能源转化装置。根据本发明的飞机液压系统及飞机，能够在满足各个液压用户的需求的前提下采用相对更小的电动驱动泵，并减少液压系统的电源负载或电源需求，降低设计难度和配置要求。

Description

飞机液压系统及飞机
技术领域
本发明涉及飞机液压系统的技术领域，具体涉及飞机液压系统的架构设计，尤其涉及一种改进的飞机液压系统及飞机。
背景技术
在飞机尤其是宽体飞机的系统架构设计中，涉及液压系统的3H架构是目前被广泛采用的一种液压系统架构。3H架构通常涉及三套可相对独立地工作的液压子系统，其中一套液压子系统构成应急系统。在液压子系统中通常配备有电动驱动泵(也可简称为“EMP”)形式的泵源，例如作为发动机驱动泵(也可简称为“EDP”)以外的补充，以便在液压系统中的相关液压用户所需的液压流量偏大时，利用电动驱动泵增大液压系统向相关液压用户的输出。
然而，为了使得各套液压子系统能够满足其相关的液压用户在各种情形下的液压需求，例如为了满足襟缝翼在单发失效情形下的液压驱动或执行要求，通常将不得不在各套液压子系统中配备大型电动驱动泵。大型电动驱动泵的配备不仅因其本身的体积、重量、成本等对飞机及其液压系统的整体配置存在一些不利影响，同时也对与大型电动驱动泵匹配的电源系统以及辅助冷却系统等相关联的机载系统提出了更高的设计要求和配置要求。
因此，总体来说，现有的飞机尤其是宽体飞机设计中所采用的3H架构，为了满足液压用户的可能的液压需求而配备的多个可能较大的电动驱动泵，会较为明显地增加电源系统的负载，并提高了电源系统及其他机载系统的集成设计难度，并且更不便于飞机液压系统及其他机载系统的维护。
因此，亟需提供一种新的飞机液压系统及飞机，以至少部分地缓解或解决现有技术存在的上述技术问题。
发明内容
本发明要解决的技术问题是为了克服现有的飞机液压系统架构，因需要配备较大的电动驱动泵作为泵源而导致电源系统负载过大，液压及电源系统等机载系统的设计难度大、整体配置要求高的缺陷，提出一种新的飞机液压系统及飞机。
本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：
本发明提供了一种飞机液压系统，所述飞机液压系统包括两套主液压子系统和一套应急液压子系统，每套液压子系统包括泵源、液压执行机构以及被配置为能够将液压能源从所述泵源输送至所述液压执行机构的液压设备，并且每套液压子系统被配置为能够独立工作，其特点在于，所述飞机液压系统还包括：
双向能源转化装置，所述双向能源转化装置设置在两套主液压子系统之间并被配置为能够选择性地在两套所述主液压子系统之间实现液压能源的传输；
单向能源转化装置，所述单向能源转化装置设置在一套所述主液压子系统和所述应急液压子系统之间，并被配置为能够自该套主液压子系统向所述应急液压子系统传输液压能源；
控制单元，所述控制单元被配置为能够根据两套所述主液压子系统和一套所述应急液压子系统中的所述泵源的工作情况有选择地开启所述双向能源转化装置和所述单向能源转化装置。
根据本发明的一种实施方式，每套所述主液压子系统的所述泵源包括作为主泵的发动机驱动泵和备用泵的电动驱动泵，所述应急液压子系统包括分别作为主泵和备用泵的多个电动驱动泵。
根据本发明的一种实施方式，所述控制单元被配置为能够检测所述应急液压子系统中的所述多个电动驱动泵是否正常工作，若所述应急子系统中的所述多个电动驱动泵均正常工作，则不开启所述单向能源转化装置；若所述应急子系统中的任意所述电动驱动泵失效，则开启所述单向能源转化装置。
根据本发明的一种实施方式，所述控制单元被配置为能够在所述单向能源转化装置开启时，开启所述双向能源转化装置。
根据本发明的一种实施方式，所述控制单元被配置为能够检测两套所述主液压子系统中的所述发动机驱动泵是否均正常工作，若两套所述主液压子系统中的所述发动机驱动泵均正常工作，则不开启所述双向能源转化装置，若两套所述主液压子系统中的任意所述发动机驱动泵失效，则开启所述双向能源转化装置。
根据本发明的一种实施方式，两套所述主液压子系统中的所述发动机驱动泵分别连接至飞机的双发动机，所述控制单元被配置为能够检测所述双发动机是否失效，并在所述双发动机均失效时将所述单向能源转化装置和所述双向能源转化装置保持在关闭状态。
根据本发明的一种实施方式，所述应急液压子系统还包括冲压空气涡轮泵。
本发明还提供了一种飞机，其特点在于，所述飞机包括如上所述的飞机液压系统。
在符合本领域常识的基础上，上述各优选条件，可任意组合，即得本发明各较佳实例。
本发明的积极进步效果在于：
根据本发明的飞机液压系统及飞机，通过一个单向能源转化装置和一个双向能源转化装置的适当配置，能够在满足各个液压用户的需求的前提下降低整个液压系统对于电动驱动泵的整体要求，使得液压系统中可采用相对更小的电动驱动泵，并相应减少液压系统的电源负载或电源需求，降低液压及电源系统等机载系统的设计难度和配置要求。
附图说明
图1为根据本发明的优选实施方式的飞机液压系统的系统架构示意图。
具体实施方式
下面结合说明书附图，进一步对本发明的优选实施例进行详细描述，以下的描述为示例性的，并非对本发明的限制，任何的其他类似情形也都落入本发明的保护范围之中。
在以下的具体描述中，方向性的术语，例如“左”、“右”、“上”、“下”、“前”、“后”等，参考附图中描述的方向使用。本发明的实施例的部件可被置于多种不同的方向，方向性的术语是用于示例的目的而非限制性的。
参考图1所示，根据本发明一优选实施例的飞机液压系统包括两套主液压子系统，例如图示的1#系统和2#系统，以及一套应急液压子系统，例如图示的3#系统。其中，每套液压子系统包括泵源、液压执行机构以及被配置为能够将液压能源从泵源输送至液压执行机构的液压设备，并且每套液压子系统被配置为能够独立工作。
其中，液压执行机构也常称为“液压用户”，诸如图1中示例性示出的多个液压用户，诸如图1中以“主飞控”表示的主飞控舵面系统、以“襟缝翼”表示的襟缝翼系统、以“反推”表示的反推作动机构、以“刹车”表示的刹车装置，等等。但应当理解，图1中示出的这些液压用户仅出于示意性的目的，在本申请中所称的液压执行机构或液压用户可以是指飞机机载系统中的任意需要液压动力或驱动的装置、机构或系统。此外，
换言之，如图1所示的这一优选实施例的飞机液压系统的系统架构也符合典型的飞机液压系统的3H架构，并在此基础上加以改进，并具有如下特点。
根据该实施例的飞机液压系统还包括一个双向能源转化装置(如图1所示的PTU1)和一个单向能源转化装置(如图1所示的PTU2)。其中，能源转化装置也可称为“PowerTransfer Unit”，或简称为“PTU”。而发动机驱动泵也被简称为“EDP”，电动驱动泵也被简称为“EMP”，二者均属于液压子系统中的泵源。
如图1所示，该双向能源转化装置设置在两套主液压子系统之间并被配置为能够选择性地在两套主液压子系统之间实现液压能源的传输，而该单向能源转化装置设置在一套主液压子系统和应急液压子系统之间，并被配置为能够自该套主液压子系统向应急液压子系统传输液压能源。即，如图1所示，在该实施例中，在1#系统与2#系统之间设置一台双向PTU(即PTU1)，该双向PTU配备有相应的控制阀，从而可以在1#系统与2#系统之间实现液压能源的传输或者说液压动力的传输。在1#系统与应急液压子系统(即3#系统)之间设置一台单向PTU(即PTU2)，该单向PTU配备有相应的控制阀，从而使得能够从1#系统传输液压能源至3#系统。
根据该实施例的飞机液压系统还包括控制单元(图1中未示出)，该控制单元被配置为能够根据两套主液压子系统和一套应急液压子系统中的泵源(例如图1中示出的各个EDP和EMP)的工作情况有选择地开启双向能源转化装置和单向能源转化装置。
如图1所示，每套主液压子系统的泵源包括作为主泵的发动机驱动泵(如图示的EDP1A和EDP2A)和备用泵的电动驱动泵(如图示的EMP1B和EMP2B)，应急液压子系统包括分别作为主泵和备用泵的多个电动驱动泵(如图示的EMP3A和EMP3B)。应急液压子系统还可包括冲压空气涡轮泵(简称为RAT)。
根据本发明的一些优选实施方式，控制单元被预置有如下控制逻辑。
其中，可检测应急液压子系统中的多个电动驱动泵是否正常工作，若是，则不开启单向能源转化装置；若否，则开启单向能源转化装置。
并且，可检测两套主液压子系统中的发动机驱动泵是否均正常工作，若是，则不开启双向能源转化装置；若否，则开启双向能源转化装置。
控制单元还可进一步优选地被配置为能够在单向能源转化装置开启时，开启双向能源转化装置。
根据本发明的一些优选实施方式，两套主液压子系统中的发动机驱动泵分别连接至飞机的双发动机，控制单元被配置为能够检测双发动机是否失效，并在双发动机均失效时将单向能源转化装置和双向能源转化装置保持在关闭状态。
在如上所述并如图1所示的优选实施例中，可进一步针对双向PTU(即PTU1)和单向PTU(即PTU2)采用如下具体的控制逻辑，并且下述控制逻辑可预置于该控制单元中。
其中，参考图1所示，针对PTU1的控制逻辑如下：
当两个主液压子系统(1#系统和2#系统)中的4个泵均正常工作时，PTU1不开启工作；
当电动驱动泵EMP1B失效或者EMP2B失效时，PTU1不开启工作；
当任意发动机驱动泵(EDP1A或EDP2A)失效时，PTU1可开启工作；
当PTU2开启工作时，PTU1可开启工作；
在双发失效的情形下，PTU1不工作。
针对PTU2的控制逻辑如下：
当应急子系统中的电动驱动泵EMP3A和EMP3B正常工作时，PTU2不开启工作；
当应急子系统中的任意电动驱动泵EMP3A或EMP3B失效时，则PTU2开启工作，PTU2开启工作时将仅能够从主系统(1#系统)向应急子系统(3#系统)传输液压能源或者说传输液压动力；
在双发失效的情形下，PTU2不工作。
参考图1所示，在基于上述优选实施例的一些应用实例中，在飞机正常飞行过程中，所有EDP、EMP按照系统控制逻辑工作，可以满足飞机各个用户系统的功率需求，PTU1以及PTU2不主动工作，而仅仅处于备份状态。
在某些失效工况情形下，PTU开始工作。
例如，在1#系统的EDP1A失效的情形下，EMP1B不足以满足1#系统在所有飞行阶段的流量需求，因此，PTU1可开启工作，在特定工况下(例如，需要收放襟缝翼)为1#系统提供足够的液压能源，此时由2#系统传输液压能源至1#系统，保证1#系统的液压用户的正常工作。
又例如，在2#系统的EDP2A失效情形下，EMP2B不足以满足2#系统在所有飞行阶段的流量需求，PTU1可开启工作，在特定工况下(例如，需要收放襟缝翼)为2#系统提供足够的液压能源，由1#系统传输液压能源至2#系统，保证2#系统液压用户的正常工作。
又例如，在3#系统中的一个EMP(无论EMP3A或者EMP3B)失效的情况下，可以从主液压系统上通过PTU2提供液压能源至3#系统，从而保证特定工况下3#系统有足够的流量，以应付应急需求。
其中，如上所述的控制逻辑可预置于液压能源系统软件中，其可独立于液压系统硬件，并通过控制信号实现对液压系统中的各个EDP、EMP、PTU、控制阀的自动控制。
根据本发明的上述优选实施例的飞机液压系统，通过一个单向能源转化装置和一个双向能源转化装置的适当配置，能够在满足各个液压用户的需求的前提下降低整个液压系统对于电动驱动泵的整体要求，使得液压系统中可采用相对更小的电动驱动泵，并相应减少液压系统的电源负载或电源需求，降低液压及电源系统等机载系统的设计难度和配置要求。
虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

Claims (8)

1.一种飞机液压系统，所述飞机液压系统包括两套主液压子系统和一套应急液压子系统，每套液压子系统包括泵源、液压执行机构以及被配置为能够将液压能源从所述泵源输送至所述液压执行机构的液压设备，并且每套液压子系统被配置为能够独立工作，其特征在于，所述飞机液压系统还包括：
双向能源转化装置，所述双向能源转化装置设置在两套主液压子系统之间并被配置为能够选择性地在两套所述主液压子系统之间实现液压能源的传输；
单向能源转化装置，所述单向能源转化装置设置在一套所述主液压子系统和所述应急液压子系统之间，并被配置为能够自该套主液压子系统向所述应急液压子系统传输液压能源；
控制单元，所述控制单元被配置为能够根据两套所述主液压子系统和一套所述应急液压子系统中的所述泵源的工作情况有选择地开启所述双向能源转化装置和所述单向能源转化装置。
2.如权利要求1所述的飞机液压系统，其特征在于，每套所述主液压子系统的所述泵源包括作为主泵的发动机驱动泵和备用泵的电动驱动泵，所述应急液压子系统包括分别作为主泵和备用泵的多个电动驱动泵。
3.如权利要求2所述的飞机液压系统，其特征在于，所述控制单元被配置为能够检测所述应急液压子系统中的所述多个电动驱动泵是否正常工作，若所述应急子系统中的所述多个电动驱动泵均正常工作，则不开启所述单向能源转化装置，若所述应急子系统中的任意所述电动驱动泵失效，则开启所述单向能源转化装置。
4.如权利要求3所述的飞机液压系统，其特征在于，所述控制单元被配置为能够在所述单向能源转化装置开启时，开启所述双向能源转化装置。
5.如权利要求2所述的飞机液压系统，其特征在于，所述控制单元被配置为能够检测两套所述主液压子系统中的所述发动机驱动泵是否均正常工作，若两套所述主液压子系统中的所述发动机驱动泵均正常工作，则不开启所述双向能源转化装置，若两套所述主液压子系统中的任意所述发动机驱动泵失效，则开启所述双向能源转化装置。
6.如权利要求2所述的飞机液压系统，其特征在于，两套所述主液压子系统中的所述发动机驱动泵分别连接至飞机的双发动机，所述控制单元被配置为能够检测所述双发动机是否失效，并在所述双发动机均失效时将所述单向能源转化装置和所述双向能源转化装置保持在关闭状态。
7.如权利要求2所述的飞机液压系统，其特征在于，所述应急液压子系统还包括冲压空气涡轮泵。
8.一种飞机，其特征在于，所述飞机包括如权利要求1-7中任一项所述的飞机液压系统。
CN202110184864.3A 2021-02-10 2021-02-10 飞机液压系统及飞机 Active CN113007162B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110184864.3A CN113007162B (zh) 2021-02-10 2021-02-10 飞机液压系统及飞机

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110184864.3A CN113007162B (zh) 2021-02-10 2021-02-10 飞机液压系统及飞机

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113007162A true CN113007162A (zh) 2021-06-22
CN113007162B CN113007162B (zh) 2022-07-08

Family

ID=76402308

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110184864.3A Active CN113007162B (zh) 2021-02-10 2021-02-10 飞机液压系统及飞机

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113007162B (zh)

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN204942120U (zh) * 2015-08-24 2016-01-06 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种多余度液压系统及具有其的飞行器

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN204942120U (zh) * 2015-08-24 2016-01-06 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种多余度液压系统及具有其的飞行器

Also Published As

Publication number Publication date
CN113007162B (zh) 2022-07-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9334044B2 (en) Method for generating hydraulic power in an aircraft, use of a hybrid power control unit and drive system
US7882778B2 (en) Hydraulic actuator with floating pistons
EP3323727B1 (en) Hybrid pneumatic and electric secondary power integrated cabin energy system for a pressurized vehicle
US8505848B2 (en) Aircraft actuator hydraulic system
US8038094B2 (en) Hydraulic system for aircraft
US8430354B2 (en) Flight control system for an aircraft
EP2631171B1 (en) Aircraft actuator hydraulic system
US20110067393A1 (en) Aircraft emergency and backup secondary power apparatus
US11390378B2 (en) Actuator in a landing gear system of an aircraft
EP2407660B1 (en) Auxiliary hydraulic power generation system
CN113027722B (zh) 一种多模式液压能和电能双向能量转换装置及方法
EP3378763B1 (en) Aircraft hydraulic systems having shared components
US20100193631A1 (en) Hydraulic Drive, Hydraulic Supply Device, Airplane with a Hydraulic Supply Device and Method for Configuring a Hydraulic Supply Device
JP2019018722A (ja) 電気機械式アクチュエータを備える航空機操舵システム
CN113007162B (zh) 飞机液压系统及飞机
US20140004986A1 (en) Electric motor/generator power transfer unit
CA2231961C (en) Control process and device for an aircraft roll or pitch control surface
EP2727831A1 (en) Method for transferring hydraulic power between two hydraulic systems in an aircraft, use of a power control unit and drive system in an aircraft
JP2018094969A (ja) 航空機の降着装置のｅｈａシステム
US20220306285A1 (en) Power control unit, hydraulic system and aircraft using the same
US6718762B2 (en) Contingency hydraulic power unit
JP2000079898A (ja) ヘリコプタ

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