CN219911340U - 一种转换阀 - Google Patents

Abstract

本发明一种转换阀，属于飞机液压刹车控制领域；包括壳体、阀芯、弹簧和堵塞；壳体一端开有盲孔，孔口由堵塞封堵形成内腔；阀芯和弹簧依次安装于内腔中，阀芯位于孔底一侧，弹簧位于堵塞一侧；阀芯包括阀杆，所述阀杆外周面沿轴向设置有两个轴肩，能够在壳体内腔沿轴向滑动；两个轴肩将壳体内腔沿轴向依次分割为控制腔、切换腔和复位腔，弹簧位于复位腔；壳体的外周面开第一进油口、第二进油口、出油口，三个油口分别通过壳体内设油路与壳体内腔连通。本发明设计合理，性能优良，显著提高了飞机刹车转换阀的工作性能和使用可靠性，确保了飞机刹车系统的安全可靠运行，防止因转换阀问题造成飞行事故，具有明显的技术经济军事和社会效益。

Description

一种转换阀

技术领域

本发明属于飞机液压刹车控制领域，具体涉及一种转换阀。

背景技术

转换阀是工农业生产和航空、航天等技术领域常用的流体控制附件，通过转换阀切换供压来油路选择供压源，确保作动机构在正常供压源丧失后仍能继续运作。采用转换阀亦可在系统下游共用管路，节省系统重量和成本。飞机刹车系统涉及多个液压附件，转换阀是飞机应急刹车系统附件，在飞机正常刹车系统失效后，飞行员选择应急刹车系统，通过操作应急刹车实现紧急情况下飞机制动。转换阀看似简单，容易被忽视，转换阀性能和可靠性对飞机应急刹车关系重大。现有技术采用球阀、锥阀作为转换阀，存在工作振动、转换不稳定、活门损伤、锈死等不足，特别是在关键时刻若出现无法转换，极易导致重大事故。

发明内容

要解决的技术问题：

为了避免现有技术的不足之处，本发明提供一种转换阀，具体为包括滑动阀芯的转换阀，转换阀利用带有轴肩的阀芯结构特点，显著提高现有飞机刹车转换阀的工作性能和使用可靠性，确保需要应急刹车时将供压油路切换。

本发明的技术方案是：一种转换阀，包括壳体1、阀芯2、弹簧3和堵塞4；所述壳体1一端开有盲孔，孔口由堵塞4封堵形成内腔；所述阀芯2和弹簧3依次安装于内腔中，阀芯2位于孔底一侧，弹簧3位于堵塞4一侧；

所述阀芯2包括阀杆，所述阀杆外周面沿轴向设置有两个轴肩；且阀杆截面小于壳体内腔截面，轴肩外周面与内腔周面间隙配合，能够在壳体内腔沿轴向滑动；两个轴肩将壳体内腔沿轴向依次分割为控制腔15、切换腔16和复位腔17，弹簧3位于复位腔17；

所述壳体1的外周面开有与正常供油系统管路连接的第一进油口10，与应急供油系统管路连接的第二进油口11，与执行装置管路连接的出油口12，三个油口分别通过壳体内设油路与壳体内腔连通，连通口分别为第一进油窗口A、第二进油窗口B、第三出油窗口C；所述第一进油口10通过壳体内设油路与第一进油窗口A、复位腔17连通，所述第二进油口11通过壳体内设油路与第二进油窗口B、控制腔15连通，所述出油口12通过壳体内设油路第三出油窗口C、切换腔16连通，切换腔16受控与第一进油口10或第二进油口11连通。

本发明的进一步技术方案是：所述第一进油窗口A、第二进油窗口B、第三出油窗口C为设置于盲孔周面上的三个环形槽，槽低开有与油路连通的入口或出口。

本发明的进一步技术方案是：所述环形槽的截面为U型。

本发明的进一步技术方案是：所述阀芯2轴肩的轴向宽度大于所述环形槽的槽口宽度，能够将槽口完全封堵；第一轴肩靠近孔底一侧，第二轴肩靠近堵塞4一侧；所述弹簧3自由状态下，由第二轴肩的外周面将第二进油窗口B的环形槽封堵；所述弹簧3受压状态下，由第一轴肩的外周面将第一进油窗口A的环形槽封堵。

本发明的进一步技术方案是：所述阀芯2的轴肩外径与壳体1盲孔5内径的配合表面采用研磨配套，配套间隙为0.0015-0.0035mm。

本发明的进一步技术方案是：所述壳体内设油路为设置在壳体内部的通道，连通第一进油口10与第一进油窗口A之间的油路、第二进油口11与第二进油窗口B之间的油路、出油口12与第三出油窗口C之间的油路均为沿壳体1径向设置的直通道。

本发明的进一步技术方案是：所述壳体1的盲孔孔口为阶梯孔结构，与堵塞4的阶梯面配合安装。

本发明的进一步技术方案是：所述堵塞4为T型回转体螺塞，包括螺纹头部和颈杆，所述螺纹头部通过螺纹拧入壳体1的盲孔孔口；所述颈杆插入盲孔内，且与盲孔为间隙配合；所述堵塞4沿中心轴开有通气孔21，用于连通复位腔17和外界大气压，防止复位腔17憋气。

本发明的进一步技术方案是：所述堵塞4为接管嘴，沿中心轴开有连通孔，与回油管路或飞机系统空油导管连通，需要外接管路。

本发明的进一步技术方案是：所述堵塞4与盲孔的接触面上沿周向开有密封圈槽，所述密封圈槽内安装有密封圈18和挡圈19，防止油液外漏。

工作原理：

所述弹簧3自由状态下，阀芯2受弹力作用被抵靠于壳体内腔一侧壁面，同时所述阀杆的第二轴肩将第二进油窗口B封堵关闭，油液经过第一进油口10、第一进油窗口A、切换腔16、第三出油窗口C，从出油口12流出；所述弹簧3受压状态下，阀芯2受控制腔15内油压作用被抵靠于壳体内腔另一侧壁面，同时所述阀杆的第一轴肩将第一进油窗口A封堵关闭，油液经过第二进油口11、第二进油窗口B、切换腔16、第三出油窗口C，从出油口12流出。

有益效果

本发明的有益效果在于：本发明转换阀包括壳体、阀芯、弹簧、堵塞，利用阀芯的结构特点显著提高现有飞机刹车转换阀的工作性能和使用可靠性，确保需要应急刹车时将供压油路切换。

所述壳体设有3个液压接口：第一进油口、第二进油口和出油口，第一进油口外端与正常刹车系统管路连接，第二进油口外端与应急系统管路连接，出油口外端与机轮刹车装置管路连接；所述阀芯可滑动的安装在壳体孔腔内，所述阀芯为二凸肩圆柱滑阀，与壳体内孔研磨配套，依靠间隙密封，阀芯凸肩移动遮蔽相应的通油窗口，从而实现选择第一进油口和第二进油口来油供压源之一从出油口输出。采用滑阀结构，克服了现有技术采用球阀、锥阀作为转换阀，存在工作振动、转换不稳定、活门损伤、锈死等不足。复位腔有不同的连通方式可供选择。将复位腔与外界大气相通，结构简化；而复位腔与第一进油口连通，节省外部连接，减轻重量，亦可在正常刹车系统压力作用下，确保阀芯处于初始位置，使第一进油口与出油口保持畅通连接，为正常刹车做好准备。

本发明将第一进油窗口A、第二进油窗口B、第三出油窗口C设置为三个环形槽结构，槽低的入口、出口通过壳体内设油路与进油口、出油口连通，该环形槽结构优化了壳体内的油路通道设置，便于加工。

本发明设计合理，性能优良，显著提高了飞机刹车转换阀的工作性能和使用可靠性，确保了飞机刹车系统的安全可靠运行，防止因转换阀问题造成飞行事故，具有明显的技术经济军事和社会效益。

附图说明

图1是本发明一种转换阀的结构示意图；

图2是本发明一种转换阀的转换后的状态示意图；

图3是本发明一种转换阀的复位腔连通外界通大气结构示意图；

图4是本发明的一种转换阀的复位腔连通回油结构示意图。

附图标记说明：1、壳体；2、阀芯；3、弹簧；4、堵塞；5、盲孔；6、台阶螺纹孔；7、第一环形槽；8、第二环形槽；9、第三环形槽；10、第一进油口；11、第二进油口；12、出油口；13、第一轴肩；14、第二轴肩、15、控制腔；16、切换腔；17、复位腔；18、密封圈；19、挡圈；20、带通气孔堵塞；21、通气孔；22、接管嘴；23、连通孔；A、第一进油窗口；B、第二进油窗口；C、出油窗口。

具体实施方式

下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

下文叙述“左”、“右”方位以图示位置作参考，纵向是指沿长度方向，图中为水平方向。

本实施例一种滑动转换阀,通过弹性部件和油压的作用力，控制阀芯沿壳体内腔轴向滑动，解决了现有技术中飞机刹车转换阀的工作性能不稳定和使用不可靠性的问题。

所述滑动转换阀包括壳体1、阀芯2、弹簧3和堵塞4；所述壳体1一端开有盲孔，孔口由堵塞4封堵形成内腔；所述阀芯2和弹簧3依次安装于内腔中，阀芯2位于孔底一侧，弹簧3位于堵塞4一侧；所述阀芯2包括阀杆，所述阀杆外周面沿轴向设置有两个轴肩；且阀杆截面小于壳体内腔截面，轴肩外周面与内腔周面间隙配合，能够在壳体内腔沿轴向滑动；两个轴肩将壳体内腔沿轴向依次分割为控制腔15、切换腔16和复位腔17，弹簧3位于复位腔17；所述壳体1的外周面开有与正常供油系统管路连接的第一进油口10，与应急供油系统管路连接的第二进油口11，与执行装置管路连接的出油口12，三个油口分布通过壳体内设油路与壳体内腔连通，连通口分别为第一进油窗口A、第二进油窗口B、第三出油窗口C；所述第一进油口10通过壳体内设油路与第一进油窗口A、复位腔17连通，所述第二进油口11通过壳体内设油路与第二进油窗口B、控制腔15连通，所述出油口12通过壳体内设油路第三出油窗口C、切换腔16连通，切换腔16受控与第一进油口10或第二进油口11连通。

本发明设计合理，性能优良，显著提高了飞机刹车转换阀的工作性能和使用可靠性，确保了飞机刹车系统的安全可靠运行，防止因转换阀问题造成飞行事故，具有明显的技术经济军事和社会效益。

以下结合附图对技术方案进行详细说明。

实施例：

参照图1-2所述，本实施例为飞机液压刹车系统用的一种转换阀，包括壳体1，阀芯2，弹簧3，堵塞4；

所述壳体1开有纵向盲孔5，用以安装阀芯2；所述盲孔5孔口部为台阶螺纹孔6，用以安装堵塞4；所述盲孔5开有纵向间隔3个环形槽：第一环形槽7，第二环形槽8和第三环形槽9，所述第一环形槽7靠近盲孔5孔底部，所述第三环形槽9位于第一环形槽7和第二环形槽8之间；所述环形槽截面为U形凹槽，所述环形槽几何中心线与盲孔5几何中心线同轴；所述环形槽用作滑阀通油窗口，第一环形槽7为第一进油窗口A，第二环形槽8为第二进油窗口B，第三环形槽9为出油窗口C；

所述壳体1设有3个液压接口：第一进油口10,第二进油口11和出油口12，用于连接外部系统与所述壳体1内部油路；具体地，所述第一进油口11的外端与正常刹车系统管路连接，第二进油口11的外端与应急系统管路连接，出油口12的外端与机轮刹车装置管路连接；所述第一进油口10、第二进油口11和出油口12的内端分别通过壳体内的油路与盲孔5内腔连通；具体地，第一进油口10与所述第一进油窗口A通过壳体内的油路连通；第二进油口11与所述第二进油窗口B通过壳体内的油路连通；出油口12与所述第三出油窗口C通过壳体内的油路连通；

所述壳体1材料为铝合金；所述壳体1盲孔5内表面经硬质阳极化处理；

所述阀芯2安装在所述壳体1盲孔5内，在液压力、弹簧力作用下可在盲孔5内轴向移动，控制油路切换；所述阀芯2为圆柱形滑阀芯，包括阀杆和2个凸肩：第一凸肩13和第二凸肩14，第一凸肩13靠近盲孔5孔底部，第二凸肩14靠近盲孔5孔口部；所述凸肩与阀杆同轴；所述凸肩宽度大于所述U形凹槽宽度，亦即所述凸肩宽度大于所述通油窗口宽度；所述2个凸肩间距使得当一个凸肩开启相对的环形槽，另一个凸肩关闭另一个相对的环形槽，具体是，当所述阀芯2处于左端极限位置即抵靠盲孔5孔底部，第一凸肩13开启第一进油窗口A，第二凸肩14关闭第二进油窗口B，而当所述阀芯2处于右端极限位置即抵靠所述堵塞4内端面，第一凸肩13关闭第一进油窗口A，第二凸肩14开启第二进油窗口B；所述凸肩将盲孔5分隔为三个腔室：控制腔15、切换腔16和复位腔17，第一凸肩13外侧面与盲孔5底部构成控制腔15，2个凸肩内侧面围成的腔室为切换腔16，第二凸肩14外侧面所在腔室为复位腔17；其中，所述控制腔15和复位腔17是容积可变的腔室；所述控制腔15与所述第二进油口11通过壳体内的油路连通，所述复位腔17与所述第一进油口10通过壳体内的油路连通，所述切换腔16受控地与所述第二进油口11或所述第一进油口10连通，所述切换腔16与所述出油口12通过壳体内的油路连通；

所述阀芯2凸肩外径与所述壳体1盲孔5内径的配合表面采用研磨配套，配套间隙为0.0015-0.0035mm；

在所述控制腔15无压力时，所述阀芯2依靠所述弹簧3定位，使所述阀芯2内端阀杆抵靠所述盲孔5孔底部；

所述阀芯2材料为钢；

所述弹簧3安装在复位腔17；所述弹簧3位于所述阀芯2的外端和所述堵塞4之间；所述弹簧3套装在所述阀芯2的外端阀杆上，所述弹簧3一端抵靠住所述堵塞4内端面，所述弹簧3另一端抵靠所述阀芯2的外端大端面上，即抵靠所述阀芯2的第二凸肩14的外端面上；

所述堵塞4安装在所述壳体1盲孔5孔口部台阶螺纹孔6内，用以封堵所述壳体1盲孔5；所述堵塞4为T形螺塞，包括螺纹头部和颈杆，所述螺纹头部拧入所述台阶螺纹孔6内，通过螺纹连接与所述壳体1固连成一体，保证所述壳体1结构完整性，以承受液压内力；所述颈杆插入所述壳体1盲孔5，颈杆直径与所述壳体1盲孔5滑动配合，且所述堵塞4颈杆设有密封圈槽，所述密封圈槽内安装有密封圈18和挡圈19，防止油液外漏；

本发明操作过程如下：

在初始状态，即无刹车情况下，第一进油口10、第二进油口11均没有供压，控制腔15没有液压力作用，阀芯2在弹簧3弹力作用下处于左极限位置，左端阀杆抵靠住盲孔5孔底部，阀芯2第一凸肩位于第一进油口左侧，暴露出第一环形槽7，亦即开启第一进油窗口A，阀芯2第二凸肩遮蔽第二环形槽8，亦即关闭第二进油窗口B，切换腔16与第一进油口10保持连通。在正常刹车时，第一进油口10供压来油，经切换腔16与出油口12保持连通，由出油口12将液压油输往机轮刹车装置进行刹车。

当飞机正常刹车系统失效，飞行员可操作应急刹车系统。应急刹车时，第一进油口10没有供压，而第二进油口11有供压，第二进油口11液压油进入控制腔15，控制腔15得到控制液压，在此控制液压作用下推动阀芯2向右移动，直到右端阀杆抵靠堵塞4内端面，在此右极限位置，阀芯2第二凸肩暴露出第二环形槽8，亦即开启第二进油窗口B，同时，阀芯2第一凸肩遮蔽第一环形槽7，亦即关闭第一进油窗口A，使切换腔16与第二进油口11保持连通，第二进油口11经切换腔16与出油口12保持连通，由出油口12将液压油输往机轮刹车装置进行刹车，实现从正常到应急供压源来油油路切换。

当飞行员松开刹车，应急刹车结束，第二进油口11没有供压，控制腔15控制液压随之消失，阀芯2在弹簧3弹力作用下回复到初始状态，即阀芯2第二凸肩关闭第二进油窗口B，阀芯2第一凸肩开启第一进油窗口A。第一进油口10经切换腔16与出油口12保持连通，经转换阀输出正常刹车系统刹车压力。

可选地，复位腔17与外界大气相通，或复位腔17与飞机刹车系统回油管路连接，或与飞机系统空油导管连通。

参照图3所述，复位腔17与外界大气相同，可在堵塞4中心设置细孔，作为复位腔17通气孔21，防止复位腔17憋气。通气孔21直径为1.5-2.5mm。堵塞4不需要安装密封圈18和挡圈19。随着使用时间增加，复位腔17聚集的油液增多，可从通气孔21排出。此时，图1标记的堵塞4变为带通气孔堵塞20。

参照图4所述，复位腔17与飞机刹车系统回油管路连接，或与飞机系统空油导管连通，需要外接管路。此时，堵塞4被接管嘴22取代，见图4。接管嘴22内端面中心设有连通孔23，连通孔23直径为2-3mm，小于阀芯2阀杆直径。

复位腔17与第一进油口10连通，节省外部连接，减轻重量，亦可在正常刹车系统压力作用下，确保阀芯2处于初始位置，确保第一进油口10与出油口12畅通连接。复位腔17与第一进油口10连通，第二凸肩14外端面作用液压力，使阀芯2移动到并保持在左极限位置，保证正常刹车系统供压，正常刹车系统来油压力经切换腔16由出油口12输出，滑阀转换阀相当于一节管路。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (10)

1.一种转换阀，其特征在于：包括壳体(1)、阀芯(2)、弹簧(3)和堵塞(4)；所述壳体(1)一端开有盲孔，孔口由堵塞(4)封堵形成内腔；所述阀芯(2)和弹簧(3)依次安装于内腔中，阀芯(2)位于孔底一侧，弹簧(3)位于堵塞(4)一侧；

所述阀芯(2)包括阀杆，所述阀杆外周面沿轴向设置有两个轴肩；且阀杆截面小于壳体内腔截面，轴肩外周面与内腔周面间隙配合，能够在壳体内腔沿轴向滑动；两个轴肩将壳体内腔沿轴向依次分割为控制腔(15)、切换腔(16)和复位腔(17)，弹簧(3)位于复位腔(17)；

所述壳体(1)的外周面开有与正常供油系统管路连接的第一进油口(10)，与应急供油系统管路连接的第二进油口(11)，与执行装置管路连接的出油口(12)，三个油口分别通过壳体内设油路与壳体内腔连通，连通口分别为第一进油窗口(A)、第二进油窗口(B)、第三出油窗口(C)；所述第一进油口(10)通过壳体内设油路与第一进油窗口(A)、复位腔(17)连通，所述第二进油口(11)通过壳体内设油路与第二进油窗口(B)、控制腔(15)连通，所述出油口(12)通过壳体内设油路与第三出油窗口(C)、切换腔(16)连通，切换腔(16)受控与第一进油口(10)或第二进油口(11)连通。

2.根据权利要求1所述一种转换阀，其特征在于：所述第一进油窗口(A)、第二进油窗口(B)、第三出油窗口(C)为设置于盲孔周面上的三个环形槽，槽低开有与油路连通的入口或出口。

3.根据权利要求2所述一种转换阀，其特征在于：所述环形槽的截面为U型。

4.根据权利要求2所述一种转换阀，其特征在于：所述阀芯(2)轴肩的轴向宽度大于所述环形槽的槽口宽度，能够将槽口完全封堵；第一轴肩(13)靠近孔底一侧，第二轴肩(14)靠近堵塞(4)一侧；所述弹簧(3)自由状态下，由第二轴肩(14)的外周面将第二进油窗口(B)的环形槽封堵；所述弹簧(3)受压状态下，由第一轴肩(13)的外周面将第一进油窗口(A)的环形槽封堵。

5.根据权利要求1所述一种转换阀，其特征在于：所述阀芯(2)的轴肩外径与壳体(1)的盲孔(5)内径的配合表面采用研磨配套，配套间隙为0.0015-0.0035mm。

6.根据权利要求1所述一种转换阀，其特征在于：所述壳体内设油路为设置在壳体内部的通道，连通第一进油口(10)与第一进油窗口(A)之间的油路、第二进油口(11)与第二进油窗口(B)之间的油路、出油口(12)与第三出油窗口(C)之间的油路均为沿壳体(1)径向设置的直通道。

7.根据权利要求1所述一种转换阀，其特征在于：所述壳体(1)的盲孔(5)孔口为阶梯孔结构，与堵塞(4)的阶梯面配合安装。

8.根据权利要求7所述一种转换阀，其特征在于：所述堵塞(4)为T型回转体螺塞，包括螺纹头部和颈杆，所述螺纹头部通过螺纹拧入壳体(1)的盲孔(5)孔口；所述颈杆插入盲孔(5)内，且与盲孔(5)为间隙配合；所述堵塞(4)沿中心轴开有通气孔(21)，用于连通复位腔(17)和外界大气压，防止复位腔(17)憋气。

9.根据权利要求7所述一种转换阀，其特征在于：所述堵塞(4)为接管嘴，沿中心轴开有连通孔，与回油管路或飞机系统空油导管连通，需要外接管路。

10.根据权利要求7所述一种转换阀，其特征在于：所述堵塞(4)与盲孔(5)的接触面上沿周向开有密封圈槽，所述密封圈槽内安装有密封圈(18)和挡圈(19)，防止油液外漏。