CN218347654U - 一种用于飞机应急刹车系统的恒功率电动泵装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种用于飞机应急刹车系统的恒功率电动泵装置，恒功率电动泵装置包括电动泵、功率阀和恒压阀；功率阀包括第一密封螺堵、随动活塞和圆柱螺旋线形的回位弹簧，随动活塞和回位弹簧分别位于电动泵的斜盘两侧，随动活塞的小端插入到第一密封螺堵中，随动活塞的小端连通电动泵的出油口，随动活塞与第一密封螺堵之间形成控制腔室；恒压阀包括阀套，阀套内设有阀芯，阀芯的一端设有圆柱螺旋线形的调压弹簧，阀芯的另一端连通电动泵的出油口，阀芯和阀套之间形成第一流道和第二流道，第一流道的一端通过第三流道连通控制腔室，第一流道的另一端连通电动泵的回油口。本实用新型具有功率利用率高和故障率较低的优点。

Description

一种用于飞机应急刹车系统的恒功率电动泵装置

技术领域

本实用新型属于飞机应急刹车领域，尤其涉及一种用于飞机应急刹车系统的恒功率电动泵装置。

背景技术

飞机机轮刹车系统是飞机起落装置的重要组成部分，主要作用是缩短飞机正常着陆后的滑行距离，同时防止爆胎。飞机机轮刹车功能的实现主要是通过电动泵(液压泵)给刹车系统供油，在飞机着陆后通过电静液作动器对飞机机轮进行点刹，防止机轮爆胎和打滑。

飞机机轮刹车系统由正常刹车系统与应急刹车系统组成，其中，正常刹车系统由主液压系统提供能源，而应急刹车系统主要由应急能源装置提供能源。应急能源装置与主液压系统相互独立，当主液压系统出现故障时，应急能源装置启动，其中，应急能源装置提供的能源越多，应急刹车时平稳性和可靠性也就越高。然而在实际工况下，应急能源装置输出的能源是有限的，因此电动泵对应急能源系统的功率利用率是决定主液压系统出现故障时飞机正常着陆的关键。

电动泵上的电机存在最佳功率点，在最佳功率点工作时，电机效率最高。现有应急刹车系统采用恒压控制，其在变量过程输出功率会发生变化，导致电机的输出功率发生改变，不能维持在最佳功率点，效率相应降低，导致电动泵的功率利用率低。

因此，设计一种用于飞机应急刹车系统且功率利用率高的电动泵对提高飞机机轮刹车系统的可靠性具有重要意义。

实用新型内容

本实用新型的目的在于，提供一种用于飞机应急刹车系统的恒功率电动泵装置。本实用新型具有功率利用率高和故障率较低的优点。

本实用新型的技术方案：一种用于飞机应急刹车系统的恒功率电动泵装置，包括电动泵、功率阀和恒压阀；

功率阀包括第一密封螺堵、随动活塞和圆柱螺旋线形的回位弹簧，随动活塞和回位弹簧分别位于电动泵的斜盘两侧，随动活塞为台阶轴结构，随动活塞的大端与斜盘抵接，随动活塞的小端插入到第一密封螺堵中，随动活塞的小端连通电动泵的出油口，随动活塞与第一密封螺堵之间形成控制腔室，控制腔室对应于随动活塞的台阶处；

恒压阀包括管状的阀套，阀套内设有阀芯，阀芯的一端设有圆柱螺旋线形的调压弹簧，阀芯的另一端连通电动泵的出油口，阀芯和阀套之间形成第一流道和第二流道，第一流道的一端通过第三流道连通控制腔室，第一流道的另一端连通电动泵的回油口，第二流道连通阀芯的另一端。

前述的用于飞机应急刹车系统的恒功率电动泵装置中，所述回位弹簧与斜盘之间设有回位活塞，所述回位弹簧的外侧设有调节螺钉，调节螺钉通过第一螺母连接电动泵的外壳。

前述的用于飞机应急刹车系统的恒功率电动泵装置中，所述调压弹簧上连接有调压螺钉，调压螺钉通过第二螺母连接外壳。

前述的用于飞机应急刹车系统的恒功率电动泵装置中，所述阀套的一侧设有与外壳连接的第二密封螺堵。

前述的用于飞机应急刹车系统的恒功率电动泵装置中，所述阀芯的外周面上设有第一环形槽，所述阀套上设有第一通孔和第二通孔，第一通孔和第二通孔分别位于第一环形槽的两端，第一通孔连接电动泵的回油口，第一流道包括第一环形槽和第一通孔；

所述阀芯的外周面上设有与电动泵的出油口连通的第二环形槽，所述阀套上设有与第二环形槽连通的第三通孔，所述第二流道包括第二环形槽和第三通孔。

与现有技术相比，本实用新型在现有电动泵上设置了功率阀，在初始状态下，即负载压力较小的状态下，调压弹簧使电动泵的斜盘处于最大排量状态，电动泵输出最大功率，随着负载上升，随动活塞推动斜盘转动，使电动泵的输出排量降低，保持电动泵的最大功率输出状态不变，电动泵上的电机可以始终保持在最佳功率点工作，电机效率高，使得电动泵的功率利用率高。通过在电动泵上设置与功率阀连接的恒压阀，使负载上升超过极限时，电动泵的高压油液可以进入到功率阀的控制腔室中，进一步的推动随动活塞移动，使电动泵处于零排量状态，控制系统最高压力不超标，避免相关液压元件过载导致的故障率增加。因此，本实用新型具有功率利用率高和故障率较低的优点。

附图说明

图1是本实用新型的结构示意图。

图2是功率阀的结构示意图。

图3是恒压阀的结构示意图。

图4是本实用新型的液压原理图。

图5是现有飞机机轮刹车系统的原理图。

图6是现有应急能源装置原理图。

附图中的标记为：1-机轮刹车装置，2-刹车伺服阀，3-开关阀，4-蓄压器，5-应急能源装置，11-电动泵，16-功率阀，17-恒压阀，18-调压弹簧，19-随动活塞，20-回位弹簧，21-斜盘，22-第一密封螺堵，23-回位活塞，24-第一螺母，25-调节螺钉，26-第二螺母，27-调压螺钉，28-阀芯，29-阀套，30-第二密封螺堵，31-外壳，32-第一流道，33-第二流道，34-第三流道，35-控制腔室，36-第一环形槽，37-第一通孔，38-第二通孔，39-第二环形槽，40-第三通孔。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本实用新型作进一步的说明，但并不作为对本实用新型限制的依据。

实施例。现有飞机机轮刹车系统，如图5所示，主要由机轮刹车装置1、刹车伺服阀2、开关阀3、蓄压器4和应急能源装置5组成。正常刹车工况下，开关阀3打开，主液压系统高压油与刹车伺服阀2接通，刹车伺服阀2间断性通断，使得高压油间断性进入机轮刹车装置1，实现对机轮的点刹功能。当主液压系统出现故障时，应急能源装置5开始工作，刹车伺服阀3通过控制应急能源装置5输出的高压油与机轮刹车装置1之间的通断，来实现对机轮的点刹功能。

现有应急能源装置，如图6所示，主要由增压油箱、控制器、直流电机、电动泵、高压油滤、回油油滤、溢流阀和相关传感器组成。其中，控制器接收到应急能源装置开启信号后启动电动泵，电动泵输出高压油以推动机轮刹车系统工作。

本实施例提供了一种用于飞机应急刹车系统的恒功率电动泵装置，如图1所示，包括电动泵11、功率阀16和恒压阀17；

如图2所示，功率阀16包括第一密封螺堵22、随动活塞19和圆柱螺旋线形的回位弹簧20，随动活塞19和回位弹簧20分别位于电动泵11的斜盘21两侧，随动活塞19为台阶轴结构，随动活塞19的大端与斜盘21抵接，随动活塞19的小端插入到第一密封螺堵22中，随动活塞19的小端连通电动泵11的出油口，随动活塞19与第一密封螺堵22之间形成控制腔室35，控制腔室35对应于随动活塞19的台阶处；

所述回位弹簧20与斜盘21之间设有回位活塞23，回位活塞23与电动泵11的外壳31滑动连接，所述回位弹簧20的外侧设有调节螺钉25，调节螺钉25通过第一螺母24连接外壳31。

如图3所示，恒压阀17包括管状的阀套29，阀套29内设有阀芯28，阀芯28的一端设有圆柱螺旋线形的调压弹簧18，阀芯28的另一端(即图3中的左侧端)连通电动泵11的出油口，阀芯28和阀套29之间形成第一流道32和第二流道33，第一流道32的一端通过第三流道34连通控制腔室35，第一流道32和第二流道33分别位于第三流道34的两侧，第一流道32的另一端连通电动泵11的回油口，第二流道33的一端连通阀芯28另一端(左侧端)。第三流道34的主要部分形成于外壳31上，两端部分分别形成于第一密封螺堵22和阀套29上。

所述调压弹簧18上连接有调压螺钉27，调压螺钉27通过第二螺母26连接外壳31。

所述阀套29的一侧设有与外壳31连接的第二密封螺堵30。

所述阀芯28的外周面上设有第一环形槽36，所述阀套29上设有第一通孔37和第二通孔38，第一通孔37和第二通孔38分别位于第一环形槽36的两端，第一通孔37连接电动泵11的回油口，第一流道32包括第一环形槽36和第一通孔37，第二通孔38属于第二流道34的一部分。

所述阀芯28的外周面上设有与电动泵11的出油口连通的第二环形槽39，所述阀套29上设有与第二环形槽39连通的第三通孔40，所述第二流道33包括第二环形槽39与第三通孔40。

恒功率电动泵装置的工作原理：如图4所示，电动泵11输出的其中一路油与功率阀16的随动活塞19的小端沟通，还有一路油与恒压阀17的左端沟通。初始状态下，恒压阀17在调压弹簧18的作用下工作在右位，随动活塞19上的控制腔室35与回油口沟通，电动泵11在回位弹簧20的作用下处于最大流量输出状态。当负载压力逐渐增大时，高压油推动随动活塞19带动斜盘21转动，以使得电动泵11输出流量减小，从而实现电动泵11的恒功率输出。当负载压力达到恒压阀17开启压力时，恒压阀17工作在左位，出口高压油与控制腔室35沟通，推动随动活塞19至零排量位置，从而实现对电动泵11的压力控制。

更加具体的，初始状态下，如图2所示，电动泵11输出的高压油连通至随动活塞19的左端，回位弹簧20的弹力下，斜盘21顺时针旋转至极限位置，此时，电动泵11处于最大排量状态，并且，控制腔室35经第三流道34、第二通孔38、第一环形槽36和第一通孔37连通回油口。当负载压力逐渐增加的时候，高压油克服回位弹簧20的弹力而推动随动活塞19向右移动，电动泵11输出流量减小，从而实现电动泵11的恒功率输出。当负载压力达到恒压阀17开启压力时，如图3所述，电动泵11输出的高压油推动阀芯28向右移动，第一环形槽38与第二通孔38不能连通，即第三流道34与第一流道32不能连通，控制腔室35与回油口断开；第二通孔38与第二环形槽39连通，即第二流道33与第三流道34连通，电动泵11输出的高压油经阀芯28左端经过后，经第二流道33和第三流道34进入到控制腔室35中，推动随动活塞19向斜盘21一侧移动，斜盘21逆时针转动直至电动泵零排量输出。

恒功率电动泵装置的使用方法：通过改变回位弹簧20预紧长度改变电动泵11功率控制的起始压力，可将电动泵11的输出功率调整至电动泵11上电机的最佳功率点位置，使得电动泵11的输出功率保持恒定，从而使得电动泵11的效率最佳。

通过改变调压弹簧18的预紧长度改变电动泵11的切断压力，避免相关液压元件过载而引起损坏。

Claims (5)

1.一种用于飞机应急刹车系统的恒功率电动泵装置，其特征在于：包括电动泵(11)、功率阀(16)和恒压阀(17)；

功率阀(16)包括第一密封螺堵(22)、随动活塞(19)和圆柱螺旋线形的回位弹簧(20)，随动活塞(19)和回位弹簧(20)分别位于电动泵(11)的斜盘(21)两侧，随动活塞(19)为台阶轴结构，随动活塞(19)的大端与斜盘(21)抵接，随动活塞(19)的小端插入到第一密封螺堵(22)中，随动活塞(19)的小端连通电动泵(11)的出油口，随动活塞(19)与第一密封螺堵(22)之间形成控制腔室(35)，控制腔室(35)对应于随动活塞(19)的台阶处；

恒压阀(17)包括管状的阀套(29)，阀套(29)内设有阀芯(28)，阀芯(28)的一端设有圆柱螺旋线形的调压弹簧(18)，阀芯(28)的另一端连通电动泵(11)的出油口，阀芯(28)和阀套(29)之间形成第一流道(32)和第二流道(33)，第一流道(32)的一端通过第三流道(34)连通控制腔室(35)，第一流道(32)的另一端连通电动泵(11)的回油口，第二流道(33)连通阀芯(28)的另一端。

2.根据权利要求1所述的用于飞机应急刹车系统的恒功率电动泵装置，其特征在于：所述回位弹簧(20)与斜盘(21)之间设有回位活塞(23)，所述回位弹簧(20)的外侧设有调节螺钉(25)，调节螺钉(25)通过第一螺母(24)连接电动泵(11)的外壳(31)。

3.根据权利要求1所述的用于飞机应急刹车系统的恒功率电动泵装置，其特征在于：所述调压弹簧(18)上连接有调压螺钉(27)，调压螺钉(27)通过第二螺母(26)连接外壳(31)。

4.根据权利要求1所述的用于飞机应急刹车系统的恒功率电动泵装置，其特征在于：所述阀套(29)的一侧设有与外壳(31)连接的第二密封螺堵(30)。

5.根据权利要求1所述的用于飞机应急刹车系统的恒功率电动泵装置，其特征在于：所述阀芯(28)的外周面上设有第一环形槽(36)，所述阀套(29)上设有第一通孔(37)和第二通孔(38)，第一通孔(37)和第二通孔(38)分别位于第一环形槽(36)的两端，第一通孔(37)连接电动泵(11)的回油口，第一流道(32)包括第一环形槽(36)和第一通孔(37)；

所述阀芯(28)的外周面上设有与电动泵(11)的出油口连通的第二环形槽(39)，所述阀套(29)上设有与第二环形槽(39)连通的第三通孔(40)，所述第二流道(33)包括第二环形槽(39)和第三通孔(40)。

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