CN113833707B - 飞机的液压系统及用于其的加热及保险装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机的液压系统及用于其的加热及保险装置。该加热及保险装置包括：液压保险阀组件，布置于进流管路中，并被构造为在液压系统正常工作过程中处于常开状态，并在其中通过的液压流体的流量升高到预定的流量阈值时转换为关闭状态，从而切断进流管路；加热阀组件，其进口端连接至进流管路、出口端连接至回流管路，并被构造为在液压系统正常工作过程中处于常闭状态，并能够响应于回流管路中的液压流体的温度低于预定的温度阈值，加热其中通过的液压流体。根据本发明的飞机的液压系统及用于其的加热及保险装置，能够提高液压系统的集成度、减少液压系统的重量、并使得液压系统的构造更为简洁。

Description

飞机的液压系统及用于其的加热及保险装置

技术领域

本发明涉及飞机的液压系统，尤其涉及一种用于飞机的液压系统的加热及保险装置。

背景技术

飞机尤其是宽体飞机在设计过程中对于液压系统的设计是一个不可忽视的关键环节。

飞机液压系统中的液压流体例如液压油的粘度一般会随着温度降低会增大，这会导致远离泵源方向的作动器容易出现因液压流体的流阻过大而导致的作动器作动缓慢等不利现象，进而导致无法满足用户飞机操纵的要求，这在某些特殊飞行场景下甚至会带来飞行操纵方面的安全隐患。这种现象在较大型的宽体飞机上将更为明显。

目前，为了保证飞机的液压流体的流动性，可采用在左右机翼末端和机尾作动器末端添加加热装置的方式，来保持飞机液压系统在达到粘度过大之前，给液压系统的液压流体加热，以避免出现作动器运动缓慢的后果。

另一方面，除了液压流体在低温条件下会增大粘度的潜在风险，液压系统还存在远端作动器的流体泄漏过大或远端管路破裂等原因而造成失去一套液压子系统的故障风险，且现有的飞机液压系统无法及时应对这样的故障做出适当反应或动作，以保护液压系统中的其他设备。为此，一些解决方案提出利用在液压系统的远端靠近液压用户处设置液压保险阀，以便在一些情形下切断液压流体向下游流通的管路。

然而，现有的飞机液压系统设计存在的一个问题在于液压保险和温度调节这两种功能的实现，需要布置分散在各处尤其是靠近各个液压用户处的分散装置，这造成液压系统整体设计较为复杂、系统集成度较低、所需安装空间较多。

因此，亟需提供一种新的用于飞机的液压系统的加热及保险装置，以至少部分地缓解或解决现有技术中存在的上述问题和缺陷。

发明内容

本发明要解决的技术问题是为了克服现有飞机的液压系统中的液压保险和温度调节功能的实现方式使得液压系统及管路整体设计较为复杂、系统集成度较低的缺陷，提出一种新的飞机的液压系统及用于其的加热及保险装置。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：

本发明提供了一种用于飞机的液压系统的加热及保险装置，所述液压系统包括液压用户设备、液压源、进流管路和回流管路，所述进流管路和所述回流管路分别相应地连接所述液压用户设备和所述液压源，其特点在于，所述加热及保险装置包括：

液压保险阀组件，所述液压保险阀组件布置于所述进流管路中，所述液压保险阀组件被构造为在所述液压系统正常工作过程中处于常开状态，并在其中通过的液压流体的流量升高到预定的流量阈值时转换为关闭状态，从而切断所述进流管路；

加热阀组件，所述加热阀组件的进口端连接至所述进流管路、出口端连接至所述回流管路，所述加热阀组件被构造为在所述液压系统正常工作过程中处于常闭状态，并能够响应于所述回流管路中的所述液压流体的温度低于预定的温度阈值，从常闭状态转换为开启状态以加热所述加热阀组件中通过的液压流体；

压力检测阀组件，所述压力检测阀组件布置于所述进流管路和所述加热阀组件之间并连接所述进流管路和所述加热阀组件的进口端，所述压力检测阀组件被构造为在所述液压系统正常工作过程中处于常开状态以允许所述加热阀组件加热其中通过的液压流体，并且能够在所述压力检测阀组件中通过的液压流体的压力降低到预定的压力阈值时关闭。

根据本发明的一种实施方式，所述液压保险阀组件具有连接所述液压源的进口端和连接所述液压用户设备的出口端，所述液压保险阀组件的出口端连接所述压力检测阀组件的进口端。

根据本发明的一种实施方式，所述液压保险阀组件设有第一作动机构，所述第一作动机构被构造为由所述液压保险阀组件的进口端和出口端的液压流体的压力差所驱动，并且当所述压力差达到预定的压力差阈值时，所述第一作动机构使得所述液压保险阀组件由打开状态转换至关闭状态。其中所述压力差阈值与所述流量阈值相关联。

根据本发明的一种实施方式，所述加热阀组件设有温敏的第二作动机构，所述第二作动机构被构造为能够响应于所述回流管路中的所述液压流体的温度变化而动作，并在所述回流管路中的所述液压流体的温度降低到低于所述温度阈值使得所述加热阀组件从常闭状态转换为节流开启状态。

根据本发明的一种实施方式，所述加热阀组件还具有节流阀元件，所述第二作动机构被构造为能够在所述回流管路中的所述液压流体的温度降低到低于所述温度阈值时将所述节流阀元件推动至连通所述进流管路和所述回流管路的位置。

根据本发明的一种实施方式，所述第二作动机构为温感弹簧。

根据本发明的一种实施方式，所述加热及保险装置还包括：

单向阀，所述单向阀以与所述压力检测阀组件并联的方式连接所述进流管路和所述加热阀组件的进口端，并被构造成仅允许液压流体自所述加热阀组件的进口端向所述压力检测阀组件的进口端单向流动。

本发明还提供了一种飞机的液压系统，其特点在于，所述液压系统包括如上所述的加热及保险装置。

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：

根据本发明的飞机的液压系统及用于其的加热及保险装置，能够在一定程度上将液压保险和温度调节的功能集成于液压系统的管路中，使二者的相关装置的安装位置一致，从而提高液压系统的集成度、节省所需的安装空间、减少液压系统的重量，并且使得液压系统的构造更为简洁。

附图说明

图1为包含根据本发明的优选实施方式的加热及保险装置的飞机液压系统的示意图。

图2为图1所示的飞机液压系统在该加热及保险装置处于加热功能开启的状态下的示意图。

图3为图1所示的飞机液压系统在该加热及保险装置处于液压保险功能开启的状态下的示意图。

附图标记说明

1： 液压保险阀组件

2： 加热阀组件

3： 压力检测阀组件

4： 单向阀

51： 进流管路

52： 回流管路

6： 液压用户设备

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1-3所示，根据本发明的较佳实施方式的加热及保险装置被示出为飞机的液压系统的一部分，并相对于液压系统的液压管路进行布置。其中，液压系统包括液压用户设备6、液压源（图中为示出，且可理解为液压源连接至图示的液压管路的上端）、包括进流管路51和回流管路52的液压管路。其中，进流管路51和回流管路52分别相应地连接液压用户设备6和液压源。

可以理解的是，进流管路51连接液压用户设备6和液压源，从而向液压用户设备6提供液压流体，回流管路52连接液压用户设备6和液压源，从而使得液压流体能够自液压用户设备6和液压源回流至液压用户设备6。

其中，加热及保险装置包括液压保险阀组件1、加热阀组件2，并可选地还包括压力检测阀组件3。液压保险阀组件1布置于进流管路51中，液压保险阀组件1被构造为在液压系统正常工作过程中处于常开状态，并在其中通过的液压流体的流量升高到预定的流量阈值时转换为关闭状态，从而切断进流管路51。加热阀组件2的进口端连接至进流管路51、出口端连接至回流管路52，加热阀组件2被构造为在液压系统正常工作过程中处于常闭状态，并能够响应于回流管路52中的液压流体的温度低于预定的温度阈值，从常闭状态转换为开启状态以加热加热阀组件2中通过的液压流体。

在图1-3的进流管路51附近示出有向下的箭头以及向上的箭头，前者表示液压流体的进流方向，即向远端的液压用户设备6供给液压流体的方向，后者则表示该液压保险阀组件1切断管路所表征的对液压流体施加影响的方向，也称为熔断方向（也称为fusingdirection）。

可以理解的是，在本文中所称的流量亦即流率。并且，根据一些示例，该加热阀组件2可基于以下原理进行设计并提供加热液压流体的功能，即，加热阀组件2可对液压流体提供节流操作而在管路中的某一位置形成高速剪切流，进而利用液压流体（例如液压油）的粘性加热效应加热流体。这种方式有利于简化液压管路的整体构成，且易于使用及维护。该加热阀组件2的更具体的示例性构造将在下文举例说明。

在本文中，参考图1-3所示，一般可将各个阀组件的进口端理解为高压端，而将出口端则理解为低压端。换言之，通常情况下的液压系统运转下，液压流体在管路的主要部分中将自左向右流动。并且，图1-3中以虚线示意性地示出了在相关阀组件的端口进行的压力检测，或者进口端和出口端的压力比较。

可以理解地，可基于进口端和出口端的压力比较来驱使阀件按其设计的方式操作或者动作。而在图示的示例中，液压保险阀组件1、加热阀组件2均可例如被构造为具有两种操作状态，一种为切断液压管路的通路的状态，另一种则为允许液压流体通过阀件的状态（例如通过节流阀）。

该压力检测阀组件3可布置于进流管路51和加热阀组件2之间并连接进流管路51和加热阀组件2的进口端，压力检测阀组件3被构造为在液压系统正常工作过程中处于常开状态以允许加热阀组件加热其中通过的液压流体，并且能够在压力检测阀组件3中通过的液压流体的压力降低到预定的压力阈值时关闭。可以理解的是，该压力检测阀组件3和该加热阀组件2作为一个整体，与液压用户设备6并联地连接于进流管路51和回流管路52之间。

根据本发明的一些优选实施方式，液压保险阀组件1具有连接液压源的进口端和连接液压用户设备6的出口端，液压保险阀组件1的出口端连接压力检测阀组件3的进口端。并且，该液压保险阀组件1可设有第一作动机构，第一作动机构被构造为由液压保险阀组件1的进口端和出口端的液压流体的压力差所驱动，并且当压力差达到预定的压力差阈值时，第一作动机构使得液压保险阀组件1由打开状态转换至关闭状态。其中压力差阈值与流量阈值相关联。

由此，可起到保护液压系统的其他用户设备的液压能力的作用，避免液压系统因远端结构的破裂等故障而失效或影响整个液压系统的运转。

根据本发明的一些优选实施方式，加热阀组件2设有温敏的第二作动机构，第二作动机构被构造为能够响应于回流管路52中的液压流体的温度变化而动作，并在回流管路52中的液压流体的温度降低到低于该温度阈值使得加热阀组件2从常闭状态转换为节流开启状态。如前所述，液压管路中处于节流开启状态的这部分管路，例如可利用液压油的粘性加热效应进行加热从而将液压油的温度保持在一定的温度范围内，即不低于该温度阈值。由此，将可保障液压系统及其中远端的液压用户设备6的正常运转，而避免诸如液压驱动的作动器的失效故障。

更为具体地，加热阀组件2可采用如下构造，即该加热阀组件2设有节流阀元件以及设有温敏的温感弹簧，温感弹簧被构造为能够响应于回流管路52中的液压流体的温度变化而动作，并在回流管路52中的液压流体的温度降低到低于该温度阈值的情况下将节流阀元件推动至连通进流管路51和回流管路52的位置，从而使得加热阀组件2从常闭状态转换为节流开启状态。

上述加热阀组件2在构造上较为简单，利用基本上完全机械的方式对阀组件进行所需操作，具有可靠性高以及易于维护的优势。

根据本发明的另一些优选实施方式，加热及保险装置还可包括单向阀4，该单向阀4以与压力检测阀组件3并联的方式连接进流管路51和加热阀组件2的进口端，并被构造成仅允许液压流体自所述加热阀组件2的进口端向压力检测阀组件3的进口端单向流动。

可以理解的是，前文中提及的温度阈值、压力差阈值、流量阈值均可例如在液压系统或其管路的设计阶段根据实际需要进行设计，并根据这些阈值选取具有适当构造的阀组件。

根据本发明的上述实施例所提供的飞机的液压系统及用于其中的加热及保险装置，能够将液压保险和温度调节的功能集成于液压系统的管路中相对一致的位置，这将有助于提高液压系统的集成度、节省所需的安装空间、减少液压系统的重量，并且使得液压系统的构造更为简单。

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)

1.一种用于飞机的液压系统的加热及保险装置，所述液压系统包括液压用户设备、液压源、进流管路和回流管路，所述进流管路和所述回流管路分别相应地连接所述液压用户设备和所述液压源，其特征在于，所述加热及保险装置包括：

液压保险阀组件，所述液压保险阀组件布置于所述进流管路中，所述液压保险阀组件被构造为在所述液压系统正常工作过程中处于常开状态，并在其中通过的液压流体的流量升高到预定的流量阈值时转换为关闭状态，从而切断所述进流管路；

加热阀组件，所述加热阀组件的进口端连接至所述进流管路、出口端连接至所述回流管路，所述加热阀组件被构造为在所述液压系统正常工作过程中处于常闭状态，并能够响应于所述回流管路中的所述液压流体的温度低于预定的温度阈值，从常闭状态转换为开启状态以加热所述加热阀组件中通过的液压流体；

压力检测阀组件，所述压力检测阀组件布置于所述进流管路和所述加热阀组件之间并连接所述进流管路和所述加热阀组件的进口端，所述压力检测阀组件被构造为在所述液压系统正常工作过程中处于常开状态，并且能够在所述压力检测阀组件中通过的液压流体的压力降低到预定的压力阈值时关闭。

2.如权利要求1所述的用于飞机的液压系统的加热及保险装置，其特征在于，所述液压保险阀组件具有连接所述液压源的进口端和连接所述液压用户设备的出口端，所述液压保险阀组件的出口端连接所述压力检测阀组件的进口端。

3.如权利要求1所述的用于飞机的液压系统的加热及保险装置，其特征在于，所述液压保险阀组件设有第一作动机构，所述第一作动机构被构造为由所述液压保险阀组件的进口端和出口端的液压流体的压力差所驱动，并且当所述压力差达到预定的压力差阈值时，所述第一作动机构使得所述液压保险阀组件由打开状态转换至关闭状态，其中所述压力差阈值与所述流量阈值相关联。

4.如权利要求1所述的用于飞机的液压系统的加热及保险装置，其特征在于，所述加热阀组件设有温敏的第二作动机构，所述第二作动机构被构造为能够响应于所述回流管路中的所述液压流体的温度变化而动作，并在所述回流管路中的所述液压流体的温度降低到低于所述温度阈值使得所述加热阀组件从常闭状态转换为节流开启状态。

5.如权利要求4所述的用于飞机的液压系统的加热及保险装置，其特征在于，所述加热阀组件还具有节流阀元件，所述第二作动机构被构造为能够在所述回流管路中的所述液压流体的温度降低到低于所述温度阈值时将所述节流阀元件推动至连通所述进流管路和所述回流管路的位置。

6.如权利要求5所述的用于飞机的液压系统的加热及保险装置，其特征在于，所述第二作动机构为温感弹簧。

7.如权利要求1所述的用于飞机的液压系统的加热及保险装置，其特征在于，所述加热及保险装置还包括：

单向阀，所述单向阀以与所述压力检测阀组件并联的方式连接所述进流管路和所述加热阀组件的进口端，并被构造成仅允许液压流体自所述加热阀组件的进口端向所述压力检测阀组件的进口端单向流动。

8.一种飞机的液压系统，其特征在于，所述液压系统包括如权利要求1-7中任意一项所述的加热及保险装置。

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