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Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Temperaturregelung von Hydraulikfluid in mindestens einem Hydraulikkreislauf eines Flugzeugs.
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Bei einem Flugzeug werden verschiedene Komponenten, wie beispielsweise Ruder und Klappen hydraulisch gesteuert. In einem Flugzeug konnen aus Grunden der Redundanz mehrere Hydraulikkreislaufe vorgesehen werden, die unterschiedliche Verbraucher mit Energie versorgen. Der Hydraulikdruck wird von Pumpen erzeugt. Im allgemeinen sind die hydraulischen Verbraucher mit den Pumpen durch ein teilweise weit verzweigtes Rohrleitungsnetz verbunden.
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Das in den Hydraulikleitungen der verschiedenen Hydraulikkreislaufe befindliche Hydraulikfluid besteht beispielsweise aus Hydraulikol. Es konnen aber auch umweltverträgliche Flüssigkeiten, wie beispielsweise Wasser eingesetzt werden. Das Hydraulikfluid weist eine Viskositat auf, die von der Betriebstemperatur T des Hydraulikfluids abhangt. Die Viskosität ist ein Maß fur die Zahflüssigkeit eines Hydraulikfluids. Je großer die Viskositat des Hydraulikfluids ist, desto dickflussiger ist es. Umgekehrt, je niedriger die Viskosität des Hydraulikfluids ist, desto dunnflussiger ist es. Mit zunehmender Temperatur nimmt somit die Viskositat bzw. die Zahflüssigkeit des Hydraulikfluids ab. Daruber hinaus wird mit zunehmender Temperatur im Hydraulikfluid Saure gebildet, welche dann auch bei niedrigen Temperaturen vorhanden ist. Dadurch wird das Fluid chemisch aggressiver und greift mechanische Komponenten, wie beispielsweise Pumpen oder Hydraulikleitungen, an.
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Die übliche Lebensdauer des in einem Hydraulikkreislauf befindlichen Hydraulikfluids nimmt ab einer Temperatur von uber 100°C stark ab, wie 1 verdeutlicht. Die mogliche Betriebsdauer bzw. Lebenszeit des Hydraulikfluids nimmt bei hoheren Temperaturen exponentiell ab. Ferner erreicht die chemische Aggressivitat bzw. Aktivitat bei langen Verweilen bei hohen Temperaturen ein derart hohes Niveau, dass das gesamte Hydraulikfluid innerhalb eines Hydraulikkreislaufs ausgetauscht werden muss. Selbst eine kleine Menge von kontaminiertem bzw. hochaggressivem Hydraulikfluid fuhrt zu einer Gesamtalterung des gesamten im Hydraulikkreislauf vorhandenen Hydraulikfluids in einer relativ kurzen Zeitdauer. Neben einer hohen Betriebstemperatur führt ein hoher Wasseranteil innerhalb des Hydraulikfluids ebenfalls zu einer schnelleren Alterung des in dem Hydraulikkreislauf befindlichen Hydraulikfluids. Bezuglich der Systemzuverlassigkeit ist die Temperatur des Hydraulikfluids einer der kritischsten Parameter im Hinblick auf die maximale Lebensdauer der Pumpen innerhalb des Hydraulikkreislaufs.
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Daher werden bei einem herkommlichen Hydrauliksystem fur Flugzeuge nach dem Stand der Technik Warmetauscher eingesetzt, um die Temperatur des Hydraulikfluids unterhalb eines Temperaturgrenzwertes von beispielweise 95°C zu halten.
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Im Normalbetrieb, insbesondere im Flugbetrieb, werden derart hohe Fluidtemperaturen selten erreicht, da die Außentemperatur insbesondere in höheren Luftschichten relativ gering ist.
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Je geringer die Temperatur des Hydraulikfluids ist, desto höher ist die Viskosität bzw. die Zähflüssigkeit des Hydraulikfluids. 2 verdeutlicht den Zusammenhang zwischen einer Viskositat ϑ des Hydraulikfluids und der Temperatur T des Hydraulikfluids. Wie man aus dem Diagramm gemäß 2 erkenne kann, nimmt die Viskositat ϑ des Hydraulikfluids mit zunehmender Temperatur T des Hydraulikfluids ab. Bei einer Temperatur T von etwa –15°C ist die Viskositat ϑ des Hydraulikfluids relativ hoch.
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Der Druckabfall ΔP in einer Hydraulikleitung ist abhangig von dem Volumenstrom durch die Leitung, dem Innendurchmesser, der Lange und der Viskositat ϑ des Fluids. Dabei sind der Volumenstrom, die Viskositat und die Lange direkt proportional zum Druckabfall. D. h. je größer einer dieser Parameter ist, umso großer ist der Druckabfall. Fur den Innendurchmesser gilt ein indirekt proportionales Verhalten, d. h. je geringer der Innendurchmesser, umso großer ist der Druckabfall.
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Bei herkommlichen Hydrauliksystemen von Flugzeugen wird daher der Durchmesser von Hydraulikleitungen ausreichend groß gewählt, um auch bei einem relativ hohen Druckabfall aufgrund einer hohen Viskositat bei einem kalten Hydraulikfluid noch genugend Druck zur Energieversorgung der hydraulischen Komponenten, wie beispielsweise der Höhen- oder Seitenruder bereitstellen zu konnen. Je großer allerdings der Durchmesser d der hydraulischen Druckleitungen ist, desto mehr Hydraulikfluid befindet sich in den Hydraulikdruckleitungen und desto großer ist auch das Gewicht. der Rohre und des in dem Hydraulikkreislauf befindlichen Hydraulikfluids. Somit erhoht sich auch das Gesamtgewicht des Flugzeugs.
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Die
US 51 09 672 beschreibt ein hydraulisches Kontrollsystem fur ein Flugzeug mit Aktuatoren bzw. hydraulischen Verbrauchseinheiten, bei der die Temperatur der Anordnung innerhalb eines vorbestimmten Temperaturbereichs gehalten wird.
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Die
US 2006/0021 340 A1 beschreibt eine Methode und ein Kontrollsystem zur Regelung der Viskositat einer Hydraulikflussigkeit. Hierzu wird die Temperatur der Hydraulikflussigkeit bestimmt, ein Ventilstatus bestimmt und der Druck auf den Hydraulik-Kreislauf erhoht.
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Die
US 37 72 896 beschreibt eine Warmetauscheinheit zur Regelung einer Temperatur einer wasserartigen, nicht toxischen und nicht entflammbaren Hydraulikflüssigkeit.
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Die
DE 10 2005 024 743 B3 beschreibt eine Temperiervorrichtung, welche geeignet ist verschiedene Teile einer Maschine zu temperieren, um deren Verarbeitungsgenauigkeit zu verbessern.
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Es ist daher eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine Vorrichtung und ein Verfahren zu schaffen, bei dem auch uber Hydraulikleitungen mit geringem Durchmesser hydraulisch anzusteuernde Komponenten des Flugzeugs sicher betatigbar sind.
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Diese Aufgabe wird durch eine Vorrichtung mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 oder durch ein Verfahren mit den Merkmalen des Patentanspruchs 13 gelöst.
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Die Erfindung schafft eine Vorrichtung und ein Verfahren zur Regelung einer Temperatur von Hydraulikfluid in mindestens einem Hydraulikkreislauf eines Flugzeugs, wobei die Temperatur des Hydraulikfluids derart regelbar ist, dass sie uber einem einstellbaren Mindesttemperatur-Grenzwert liegt.
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Zur Erwarmung des Hydraulikfluids werden bei einer Ausfuhrungsform der erfindungsgemaßen Vorrichtung zusätzliche hydraulische Verbrauchseinheiten eingesetzt, die sich in der Peripherie des Flugzeugs befinden.
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Diese Ausfuhrungsform bietet den Vorteil, dass nur systemimmanente Energie zur Erwärmung des Hydraulikfluids bereitgestellt werden muss, da sich das Hydraulikfluid durch innere Reibung erwärmt. Der Einsatz von hydraulischen Verbrauchseinheiten zum Erwärmen des Hydraulikfluids ist außerdem besonders betriebssicher.
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Die Erwarmung des Hydraulikfluids über einen einstellbaren Mindesttemperatur-Grenzwert führt dazu, dass der Druckverlust auf den Hydraulikleitungen des Hydraulikkreislaufs sinkt bzw. bei gleichbleibendem Druckverlust auch Hydraulikleitungen mit einem geringeren Durchmesser einsetzbar sind. Aufgrund des geringeren Durchmessers ist das Volumen des in dem Hydraulikkreislauf befindlichen Hydraulikfluids geringer und somit dessen Gesamtgewicht. Dies führt wiederum zu einem geringeren Treibstoffverbrauch des leichteren Flugzeugs.
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Im Weiteren werden bevorzugte Ausfuhrungsformen der erfindungsgemaßen Vorrichtung und des erfindungsgemaßen Verfahrens zur Regelung einer Temperatur des Hydraulikfluids in mindestens einem Hydraulikkreislauf eines Flugzeugs unter Bezugnahme auf die beigefügten Figuren zur Erlauterung erfindungswesentlicher Merkmale beschrieben.
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Es zeigen:
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1: ein Diagramm zur Darstellung der Abhangigkeit der Betriebszeit eines Hydraulikfluids von der Temperatur des Hydraulikfluids;
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2: ein Diagramm zur Darstellung der Viskositat eines Hydraulikfluids in Abhangigkeit von der Temperatur des Hydraulikfluids nach dem Stand der Technik;
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3: ein mogliches Ausführungsbeispiel für einen Hydraulikkreislauf innerhalb eines Flugzeugs, bei dem die erfindungsgemaße Vorrichtung zur Regelung einer Temperatur von Hydraulikfluid eingesetzt wird;
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4: ein Ausführungsbeispiel für die erfindungsgemaße Vorrichtung zur Regelung einer Temperatur eines Hydraulikfluids in einem Hydraulikkreislauf eines Flugzeugs;
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5: ein Diagramm einer Schaltkennlinie für ein steuerbares Ventil, wie es bei der erfindungsgemaßen Vorrichtung gemäß 4 eingesetzt wird;
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6: ein Diagramm zur Verdeutlichung der Funktionsweise der erfindungsgemaßen Vorrichtung zur Regelung einer Temperatur von Hydraulikfluid in einem Hydraulikkreislauf eines Flugzeugs.
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Wie man aus 3 erkennen kann, befindet sich innerhalb eines Flugzeugs 1 dessen Außenwandungen gestrichelt dargestellt sind, mindestens ein Hydraulikkreislauf 2. Der Hydraulikkreislauf 2 ist zur hydraulischen Ansteuerung hydraulischer Komponenten innerhalb des Flugzeugs 1 vorgesehen. Beispielsweise dient der Hydraulikkreislauf 2 zur Steuerung von Klappen zum Ein- und Ausfahren des Fahrwerks. Weitere steuerbare Komponenten des Flugzeugs 1 bilden beispielsweise Querruder am hinteren Ende der Tragflache, Hohenruder am hinteren Ende des Flugzeugs 1, Seitenruder, Storklappen. Die Störklappen dienen zur Begrenzung der Geschwindigkeit im Sinkflug und der Verminderung des Auftriebs. Die Querruder am außeren Ende der Tragflächen steuern die Querlage, also die Drehung des Flugzeugs um die Langsachse (sogenanntes Rollen). Die Hohenruder regulieren die Langsneigung des Flugzeugs um die Querachse, was auch als Nicken oder Kippen bezeichnet wird, indem der Langslagewinkel verändert wird. Die Seitenruder dienen der Seitensteuerung um die Hochachse, was man auch als Gieren bezeichnet. Aufgrund der mechanisch bzw. hydraulisch gesteuerten Komponenten kann sich das Flugzeug simultan um eine oder mehrere Achsen drehen. All diese hydraulischen Komponenten bilden hydraulische Verbrauchseinheiten.
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Die zur Bewegungssteuerung des Flugzeugs 1 verwendeten hydraulischen Verbrauchseinheiten sind in 3 als Drosseln 3 dargestellt. Bei dem in 3 dargestellten Ausfuhrungsbeispiel befinden sich hydraulische Verbrauchseinheiten 3 in der rechten Tragfläche R und in der linken Tragfläche L des Flugzeugs 1. In dem dargestellten Beispiel gemäß 3 sind vier hydraulische Verbrauchseinheiten 3-1, 3-2, 3-3, 3-4 in der rechten Tragfläche R des Flugzeugs 1 vorgesehen. Beispielsweise sind in der linken Tragfläche L des Flugzeugs 1 ebenfalls vier hydraulischen Verbrauchseinheiten zur Bewegungssteuerung 3-5, 3-6, 3-7, 3-8 vorgesehen. Bei den in den Tragflächen vorgesehenen hydraulischen Verbrauchseinheiten 3-1 bis 3-8 kann es sich beispielsweise um Störklappen handeln. Weiterhin sind bei dem in 3 dargestellten Ausführungsbeispiel weitere mechanische Verbrauchseinheiten 3-9, 3-10 im Heck des Flugzeugs 1 vorgesehen.
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Bei dem erfindungsgemaßen Hydrauliksystem sind bei einer Ausfuhrungsform neben normalen hydraulischen Verbrauchseinheiten 3-i zur Bewegungssteuerung des Flugzeugs 1 zusätzliche hydraulische Verbrauchseinheiten 4 vorgesehen, die zum Erwarmen des in dem Hydraulikkreislauf 2 befindlichen Hydraulikfluids dienen. Diese zusätzlichen hydraulischen Verbrauchseinheiten 4 befinden sich beispielsweise in der Peripherie des Flugzeugs 1. Bei dem in 3 dargestellten Ausführungsbeispiel ist eine zusatzliche hydraulische Verbrauchseinheit 4-1 in der rechten Tragfläche R, eine zusätzliche hydraulische Verbrauchseinheit 4-2 in der linken Tragflache L und eine dritte hydraulische Verbrauchseinheit 4-3 im Heck des Flugzeugs 1 vorgesehen. Alternativ kann auch eine zentral installierte zusatzliche hydraulische Verbrauchseinheit 4 zur Erwarmung des Hydraulikfluids vorgesehen sind. Neben den hydraulischen Verbrauchseinheiten 3, 4 weist der Hydraulikkreislauf 2 ein Hydraulikreservoir bzw. einen Vorratsbehalter 5 fur das Hydraulikfluid auf. Das in dem Vorratsbehälter 5 befindliche Hydraulikfluid weist einen Druck von beispielsweise fünf Bar auf. Eine Pumpe 6, welche beispielsweise von einem Motor oder von einem Triebwerk angetrieben wird, saugt das in dem Reservoir 5 befindliche Hydraulikfluid an und fordert es mit einem sehr hohen Druck über eine Hinlaufleitung zu einem Filter 7. Von dem Filter 7 gelangt das Hydraulikfluid mit hohem Druck über eine Leitung 8 zu einem Verzweiger bzw. Manifold 9. An dem Verzweiger 9 weist das Hydraulikfluid einen sehr hohem Druck P von uber 200 Bar auf. Von dem Verzweiger 9 gelangt das Hydraulikfluid über Leitungen 10, 11 zu den in den Tragflächen befindlichen hydraulischen Verbrauchseinheiten 3, 4. Darüberhinaus wird über eine Leitung 12 das unter hohem Druck stehenden Hydraulikfluid in das Heck des Flugzeugs 1 geleitet. Das Hydraulikfluid strömt uber die Rucklaufleitungen 13, 14 zuruck in das Reservoir 5. In den Leitungen ist wiederum ein Druckabfall zu verzeichnen. Da das Reservoir 5 einen Konstantdruck aufweist, muß der Druck an der Auslassseite der hydraulischen Verbrauchseinheiten 3, 4 höher sein als der Reservoirdruck. Den hydraulischen Verbrauchseinheiten 3, 4 steht demzufolge der Differenzdruck zwischen Hinlaufleitung und Rucklaufleitung an den Verbrauchseinheiten zur Verfugung.
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Das unter einem relativ niedrigen Druck von etwa fünf Bar stehende Hydraulikfluid wird dabei an einem Sammelpunkt 16 zusammengeführt und über eine Hydraulikleitung 17 und ein Filter 18 in das Reservoir 5 zuruckgeführt. In der Pumpe 6 fallt ein Leck- bzw. Leckage-Strom ab, der durch einen Filter 19 in einen Warmetauscher 20 geführt wird. Während das von der Pumpe 6 in die Leitung 7 abgegebene Hydraulikfluid eine Temperatur von beispielsweise 60°C aufweist, ist die Temperatur des Pumpenleckagestroms hoher und liegt beispielsweise bei 70°C. Von dem Wärmetauscher 20 wird der Pumpenleckagestroms uber den Filter 18 zuruck in das Reservoir 5 gefuhrt.
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Wie man aus dem in 3 dargestellten Ausführungsbeispiel erkennen kann, werden zusätzliche hydraulische Verbrauchseinheiten 4-1, 4-2, 4-3 eingesetzt, um bei Bedarf das in den Hydraulikkreislauf 2 befindliche Hydraulikfluid zu erwarmen, sodass die Temperatur T des Hydraulikfluids stets über einem Mindesttemperaturgrenzwert liegt. Diese hydraulischen Verbrauchseinheiten 4 befinden sich in der Peripherie des Flugzeugs 1, d. h. vorzugsweise in den Tragflachen und im Heck des Flugzeugs 1. Die Erwarmung erfolgt bei dem in 3 dargestellten Ausführungsbeispiel durch innere Reibung des Fluids in den zusatzlichen hydraulischen Verbrauchseinheiten 4. Wie man aus 3 erkennen kann, befinden sich die hydraulischen Verbrauchseinheiten 4 beispielsweise an den Stellen des Flugzeugs 1, die durch die Umgebungstemperatur stark abgekuhlt werden. Die Umgebungstemperatur Taußen betragt normalerweise etwa –40°C bis 55°C, wenn sich das Flugzeug 1 am Boden befindet und kann auf bis unter –80°C wahrend eines Fluges absinken.
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4 zeigt die Ansteuerung einer hydraulischen Verbrauchseinheit 4 bei einem Ausfuhrungsbeispiel der erfindungsgemäßen Vorrichtung. Bei diesem Ausführungsbeispiel ist eine lokale Temperatursteuerung 21 vorgesehen, die uber eine Steuerleitung 22 ein steuerbares Ventil 23 ansteuert. Das steuerbare Ventil 23 befindet sich bei der hydraulischen Verbrauchseinheit 4 zum Erwärmen des Hydraulikfluids auf der Hochdruckseite des Hydraulikkreislaufs 2. Bei der in 4 dargestellten Ausfuhrungsform ist die lokale Temperatursteuerung 21 uber eine Leitung 24 an einen Temperatursensor 25 angeschlossen, der die lokale Temperatur T des Hydraulikfluids erfasst.
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Bei der erfindungsgemaßen Vorrichtung wird das steuerbare Ventil 23 der hydraulischen Verbrauchseinheit 4 durch die lokale Temperatursteuerung 21 des Hydraulikfluids in dem Hydraulikkreislauf geoffnet, wenn die Temperatur T des Hydraulikfluids, welche durch den Temperatursensor 25 erfasst wird, unter einem Mindesttemperatur-Grenzwert liegt. Der Mindesttemperatur-Grenzwert ist dabei einstellbar. Bei einer moglichen Ausführungsform ist der Mindesttemperatur-Grenzwert Tmin auf einen Wert von etwa 20°C eingestellt. Dieser Mindesttemperatur-Grenzwert Tmin von 20°C eignet sich vor allem fur das Hydraulikfluid Phosphatester. Für andere Hydraulikfluide kann der Mindesttemperatur-Grenzwert Tmin auf andere Werte eingestellt werden.
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Bei einer moglichen Ausfuhrungsform wird das steuerbare Ventil 23 durch die lokale Temperatursteuerung 21 geschlossen, wenn die Temperatur T des Hydraulikfluids über einem einstellbaren Soll-Temperaturwert Tsoll von beispielsweise 35°C liegt.
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Bei einer möglichen Ausfuhrungsform wird das steuerbare Ventil 23 durch die Temperatursteuerung 21 gemäß dem Diagramm 5 angesteuert, d. h. die Ansteuerungskennlinie weist eine Hysterese auf. Mit der Hysterese wird ein häufiges Hin- und Herschalten des steuerbaren Ventils 23 verhindert.
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Das in 4 dargestellte Ausführungsbeispiel stellt eine dezentrale Temperatursteuerung 21 dar. Bei einer alternativen Ausfuhrungsform erfolgt die Ansteuerung der verschiedenen steuerbaren Ventile 23 für die zusätzlichen hydraulischen Verbrauchseinheiten 4 durch eine zentrale Steuerung, die sich beispielsweise in einem Cockpit des Flugzeugs 1 befindet.
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6 ist ein Diagramm zur Darstellung einer möglichen Ausfuhrungsform der erfindungsgemäßen Vorrichtung zur Temperaturregelung.
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Bei einer möglichen Ausführungsform betragt der Druck P ab der Hydraulikpumpe 6 auf der Hochdruckseite des Hydraulikkreislaufs 2 etwa 210 Bar. Der in 3 dargestellte Hydraulikkreislauf 2 ist ein Konstantdruckkreislauf. Der optimale Arbeitspunkt A2 für die Temperatur des Hydraulikfluids liegt bei etwa 35°C. Sobald die Temperatur T des Hydraulikfluids unter 20°C absinkt, sind in einem Bereich I die steuerbaren Ventile 23 der hydraulischen Verbrauchseinheiten 4 wollig geoffnet, sodass sich das Hydraulikfluid in dem Hydraulikkreislauf 2 aufgrund der inneren Reibung erwarmt. In einem Übergangsbereich zwischen 20°C und 35°C sind die steuerbaren Ventile 23 teilweise geöffnet, wie durch den Bereich II angedeutet. Bei Temperaturen T uber 35°C sind die steuerbaren Ventile 23 in den hydraulischen Verbrauchseinheiten 4 vollstandig geschlossen.
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Bei einer moglichen Ausführungsform werden die steuerbaren Ventile 23 der zusätzlichen Verbrauchseinheiten 4, die ausschließlich zum Erwärmen des Hydraulikfluids vorgesehen sind, wahrend eines Flugmanövers des Flugzeugs 1 geschlossen. Beispielsweise werden die steuerbaren Ventile 23 in einer Start- und Landephase des Flugzeugs 1 geschlossen. Bei einer moglichen Ausführungsform sind die dezentralen Temperatursteuerungen 21 über Steuerleitungen mit einer zentralen Steuerung innerhalb des Cockpits verbunden. Während der Start- und Landephase werden dann durch die zentrale Steuerung die steuerbaren Ventile 23 vollstandig geschlossen. Hierdurch wird gewährleistet, dass während eines Flugmanovers stets ein ausreichender Betriebsdruck für die hydraulischen Verbrauchereinheiten 3 zur Flugbewegungssteuerung vorhanden ist. Eine zu starke Erwarmung des Hydraulikfluids und des damit zunehmenden Volumenstroms konnte ansonsten bewirken, dass der Druck innerhalb des Hydrauliksystems für die übrigen hydraulischen Verbrauchseinheiten 3 nicht ausreichend ist.
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Bei einer moglichen Ausführungsform erkennt die Steuerung einen Druckabfall in dem Hydraulikkreislauf 2. Bei einem Druckabfall schließt die Steuerung dann die steuerbaren Ventile 23 der hydraulischen Verbrauchseinheiten 4 zur Stabilisierung des Drucks in der Hinlaufleitung. Bei dieser Ausführungsform ist die Steuerung 21, wie sie in 4 dargestellt ist, zusatzlich mit einem Drucksensor zur Messung des Drucks innerhalb der Hydraulikleitung verbunden. Erhält die Steuerung Signale bezuglich des Drucks P und der Temperatur T des Hydraulikfluids erfolgt eine Regelung derart, dass der Arbeitspunkt AP, wie er im Diagramm gemäß 5 dargestellt, erreicht wird.
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Der in 3 dargestellte Warmetauscher 20 sorgt dafur, dass die Betriebstemperatur T des Hydraulikfluids einen oberen Temperaturgrenzwert nicht überschreitet. Der einstellbare Maximaltemperatur-Grenzwert Tmax wird beispielsweise auf etwa 70°C eingestellt. Der Warmetauscher 20 kühlt das Hydraulikfluid derart ab, dass die Temperatur T des Hydraulikfluids nicht uber diesen einstellbaren Maximaltemperatur-Grenzwert Tmax von etwa 70°C liegt.
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Bei einer möglichen Ausführungsform wird der Maximaltemperatur-Grenzwert Tmax der Soll-Temperaturwert Vsoll und der Minimaltemperatur-Grenzwert Tmin uber eine zentrale Steuerung konfiguriert. Bei einer moglichen Ausführungsform erfolgt die Konfiguration dieser Temperaturwerte in Abhangigkeit von einer gemessenen Außentemperatur Taußen.
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Bei dem Hydraulikkreislauf
2 können Hydraulikleitungen mit einem relativ geringen Durchmesser verwendet werden. Die folgende Gleichung zeigt den Zusammenhang zwischen Druckabfall Δp und der temperaturabhängigen Viskosität ν des Hydraulikfluids.
wobei die
- l
- Lange der Druckleitung,
- d
- der Durchmesser der Druckleitung,
- η
- die temperaturabhangige Viskosität des Hydraulikfluids,
- ρ
- die Dichte des Hydraulikfluids und
- V .
- den Volumenstrom des Hydraulikfluids darstellt.
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Da bei der erfindungsgemäßen Vorrichtung die Viskositat η des Hydraulikfluids aufgrund der Temperaturregelung stets relativ niedrig ist, kann der Durchmesser d der Hydraulikleitungen relativ klein gewahlt werden, ohne dass es zu einem zu starken Druckabfall ΔP durch die Hydraulikdruckleitung kommt. In diesen dünnen Hydraulikdruckleitungen befindet sich entsprechend weniger Hydraulikfluid, sodass das Gewicht des in dem Hydraulikkreislauf 2 befindlichen Hydraulikfluids aufgrund der erfindungsgemäßen Temperaturregelung relativ gering ist. Ein weiterer Vorteil besteht darin, dass die Zeit für die Aufwarmphase aufgrund der erfindungsgemaßen Temperaturregelung ebenfalls relativ gering ist.
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Der relativ geringe obere Maximaltemperatur-Grenzwert Tmax von etwa 70°C führt darüber hinaus dazu, dass das in dem Hydraulikkreislauf befindliche Hydraulikfluid eine relativ große Betriebsdauer aufweist, sodass ein Austausch des Hydraulikfluids nur in relativ großen Zeitabständen erfolgen muss.
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Die Erwarmung des Hydraulikfluids erfolgt bei einer alternativen Ausfuhrungsform durch Heizelemente. Dabei erwärmt die Heizung das Hydraulikfluid dann, wenn die Temperatur T des Hydraulikfluids unter dem Mindesttemperatur-Grenzwert Tmin von beispielsweise 20°C liegt.
