專利名稱：一種飛機液壓油快速升溫裝置的制作方法
技術領域：
本實用新型涉及機械科學，特別提供了 一種用于飛機液壓油升溫的飛 機液壓油快速升溫裝置。
技術背景在飛機液壓系統(tǒng)研制的過程中，按照國軍標GJB1396—92要求，必須 對飛機液壓系統(tǒng)進行《液壓系統(tǒng)全模擬試驗》，試驗中通常霈要經(jīng)常并反復 對液壓系統(tǒng)進行常溫試驗和高溫試驗，需要在很短的時間內(nèi)使液壓系統(tǒng)中 的液壓油快速升溫操作。現(xiàn)有技術中，通常采用電加熱等方式進行液壓油升溫操作。但是這類 加熱方式通常存在如下問題；1)對液壓油要求較高，可能產(chǎn)生積碳等不良后果；2)加熱效率有限； 3)設備的相關成本和維護使用費用增加。人們期望獲得一種技術效果更好的新型飛機液壓油快速升溫裝置。實用新型內(nèi)容本實用新型的目的是提供一種技術效果更好的新型飛機液壓油快速升 溫裝置。本實用新型提供了一種飛機液壓油快速升溫裝置，其特征在于所述的飛機液壓油快速升溫裝置1安裝在飛機液壓泵2和液壓油箱3之間的油 路4上；飛機液壓油快速升溫裝置1的具體結(jié)構(gòu)是
飛機液壓油快速升溫裝置1有兩個分別連接著飛機液壓泵2和液壓油 箱3的升溫裝置入口 101和升溫裝置出口 102;在升溫裝置入口 101和升溫 裝置出口 102之間設置有能夠改變流道截面積的節(jié)流口調(diào)節(jié)裝置103。
本實用新型的優(yōu)選內(nèi)容是-
所述節(jié)流口調(diào)節(jié)裝置103的節(jié)流截面積的開度可調(diào)節(jié)范圍具體為0 6 wmm2,其開度最小時即為關閉，開度最大時的最大截面積為6 k mm2 。 所述飛機液壓油快速升溫裝置1內(nèi)流過的液壓油流量為0 200升/分
她
所述飛機液壓油快速升溫裝置1的液壓油入口壓力與飛機液壓泵2的 出口壓力相等，所述壓力值為15 30MPa;亦即本實用新型尤其適合應用 在相對高壓的液壓系統(tǒng)中，(依據(jù)現(xiàn)有的技術應用要求，以15 30MPa為 宜)，現(xiàn)有技術中通常用在20MPa 28MPa的系統(tǒng)中，對將來可能開發(fā)的其 它高壓系統(tǒng)也有重要的價值。
本實用新型^f使用的液壓油為在使用過程中其品質(zhì)不發(fā)生明顯降低的 液壓油，例如航空液壓油10號、12號、15號。
在實際應用中，為保證本實用新型的正常工作，在飛機液壓泵2和液 壓油箱3之間的油路4上，還連接有和所述飛機液壓油快速升溫裝置1并 聯(lián)的殼體回油油路5，所述殼體回油油路5中允許的液壓油流量通常為12 20升/分鐘，其作用是以回油方式控制殼體溫度保證達到使用要求。在飛機液壓油快速升溫裝置1工作過程中的油溫范圍是20士1(TC或80 土1(TC;當然，對于其它溫度范圍本實用新型實際也適用；上述優(yōu)選的溫 度范圍是按照國軍標GJB1396—92要求對飛機液壓系統(tǒng)進行《液壓系統(tǒng)全 模擬試驗》的通常溫度要求。
在所述液壓油箱3或/和飛機液壓油快速升溫裝置1或/和油路4上 連接有油溫測置裝置6，以便于提供反饋以進一步保證控制效果。
在飛機液壓油快速升溫裝置1和油溫測量裝置6上連接有根據(jù)油溫測 量裝置6的測量結(jié)果自動調(diào)節(jié)飛機液壓油快速升溫裝置1的開度大小的控 制裝置7; 二者通常是聯(lián)動的。
此外，流道內(nèi)節(jié)流口調(diào)節(jié)裝置103的節(jié)流截面積的開度、飛機液壓油 快速升溫裝置1內(nèi)流過的液壓油流量、飛機液壓泵2中流出的液壓油是油 壓、在飛機液壓油快速升溫裝置1工作過程中的油溫范圍等都是相關量， 需要統(tǒng)一考慮，在實際應用中取得最佳的匹配方案。
本實用新型適用于按照國軍標GJB1396—92等的相關要求對飛機液壓 系統(tǒng)進行《液壓系統(tǒng)全模擬試驗》中，相關試驗中通常要求經(jīng)常并反復對 液壓系統(tǒng)進行常溫試驗和高溫試驗，要求在很短的時間內(nèi)使液壓系統(tǒng)中的 液壓油快速升溫。
為了提髙效率并減少經(jīng)濟成本，可以使用本裝置，飛機液壓系統(tǒng)液壓 油快速升溫裝置。
該裝置可以在一分鐘的時間內(nèi)使整個飛機的液壓系統(tǒng)的油溫從常溫迅 速升到100t左右，并且不需要加熱裝置，既經(jīng)濟又商效，已經(jīng)在飛機液壓 系統(tǒng)試驗中進行了裉好的應用。對飛機液壓系統(tǒng)的研究也有重要隸義。本實用新型的工作基本原理是
能量在轉(zhuǎn)換過程中，轉(zhuǎn)換成無效功率的能量總是以熱量的形式表現(xiàn)出 來，如電路中的電阻的發(fā)熱，液壓系統(tǒng)中液壓元件的發(fā)熱等，本裝置就是 利用高壓流體在液壓系統(tǒng)中節(jié)流生熱原理制成的一種裝置。
使用過程首先開啟飛機液壓系統(tǒng)，使液壓泵處于高壓高速旋轉(zhuǎn)狀態(tài), 根據(jù)具體升溫幅度的要求，利用油溫測量裝置6—一例如溫度傳感器一一進 行檢測，達到溫度要求時就可以停止升溫。如果所需要的升溫幅度不大， 可以將節(jié)流口調(diào)節(jié)裝置103調(diào)整到一定程度使得節(jié)流口開至某一適當開度 固定后緩慢升溫，這樣就可以避免升溫過快超過預設升溫臨界線。如果所 需升溫幅度較大，則可以反復調(diào)整開度的大小以便于快速升溫并達到預期 效果。
相對于現(xiàn)有技術而言，本實用新型不霈要傳統(tǒng)的加熱元件、大大簡化 了設備整體的構(gòu)成，降低了成本，便于維護和使用；其升溫效果好(尤其 是在高壓的液壓油系統(tǒng)中)。具有可預見的極其巨大的經(jīng)濟和社會價值。


圖1為一種飛機液壓油全模擬試驗用液壓油升溫裝置構(gòu)成原理示意圖: 圖2為一種飛機液壓油快速升溫裝置結(jié)構(gòu)示意圖。
具體實施方式
實施例l(如附圖l、 2所示)圖1中未標注的與殼體回油油路5平行且箭頭指示液壓油流動方向向 上的局部管路表示的是飛機液壓泵2從液壓油箱3中吸油的油路；在控制 裝置7兩側(cè)分別連接著飛機液壓油快速升溫裝置1和油溫測量裝置6的連 接線并不表示油路4，表示的是其相互之間存在一定的控制連接關系。一種飛機液壓油快速升溫裝置，所述的飛機液壓油快速升溫裝置1安 裝在飛機液壓泵2和液壓油箱3之間的油路4上；飛機液壓油快速升溫裝 置1的具體結(jié)構(gòu)是飛機液壓油快速升溫裝置1有兩個分別連接著飛機液壓泵2和液壓油 箱3的升溫裝置入口 101和升溫裝置出口 102;在升溫裝置入口 101和升溫 裝置出口 102之間設置有能夠改變流道截面積的節(jié)流口調(diào)節(jié)裝置103。本實施例的具體內(nèi)容是所述節(jié)流口調(diào)節(jié)裝置103的節(jié)流截面積的開度可調(diào)節(jié)范圍具體為0 6 "mm2,其開度嚴小時即為關閉，開度最大時的最大截面積為6nmm2 。所述飛機液壓油快速升溫裝置1內(nèi)流過的液壓油流董為0 200升/分 鐘。節(jié)流口調(diào)節(jié)裝置103的節(jié)流截面積的開度最大時流量最大。在實際應用中，為保證本實用新型的正常工作，在飛機液壓泵2和液 壓油箱3之間的油路4上，還連接有和所述飛機液壓油快速升溫裝置1并 聯(lián)的殼體回油油路5。在所述液壓油箱3上連接有油溫淵量裝置6,以便于提供反饋以進一步 保證控制效果。在飛機液壓油快速升溫裝置1和油溫測置裝置6上連接有根據(jù)油溫測量裝置6的測量結(jié)果自動調(diào)節(jié)飛機液壓油快速升溫裝置1的開度大小的控 制裝置7; 二者是聯(lián)動的。此外，流道內(nèi)節(jié)流口調(diào)節(jié)裝置103的節(jié)流截面積 的開度、飛機液壓油快速升溫裝置1內(nèi)流過的液壓油流量、飛機液壓泵2 中流出的液壓油是油壓、在飛機液壓油快速升溫裝置1工作過程中的油溫 范圍等都是相關量，霈要統(tǒng)一考慮，在實際應用中取得最佳的匹配方案。實施例2本實施例與實施例1內(nèi)容基本相同，其不同之處在于 所述節(jié)流口調(diào)節(jié)裝置103的節(jié)流截面積的開度可調(diào)節(jié)范圍具體為0 4 究mm2，其開度最小時即為關閉，開度最大時的最大截面積為4兀mm2 ; 所述飛機液壓油快速升溫裝置1內(nèi)流過的液壓油流量為0 1鄰升/分鐘；所述飛機液壓油快速升溫裝置1的液壓油入口壓力與飛機液壓泵2的 出口壓力相等，所述壓力值具體為15MPa;本實施例所使用的液壓油為航空液壓油12號；在飛機液壓油快速升溫裝置1工作過程中的油溫范圍是20土10'C或80 士1(TC;當然，對于其它溫度范圍本實施例也同樣適用上述優(yōu)選的溫度 范圍是按照國軍標GJB1396—92要求對飛機液壓系統(tǒng)進行《液壓系統(tǒng)全模 擬試驗》的通常溫度要求。實施例3本實施例與實施例i內(nèi)容基本相同，其不同之處在于:所述飛機液壓油快速升溫裝置1中流過的由飛機液壓泵2中f[出的液 壓油是油壓為40MPa的液壓油；本實施例所使用的液壓油為航空液壓油15號；在飛機液壓油快速升溫裝置1工作過程中的油溫范圍是20土10'C或80 士10。C;當然，對于其它溫度范圍本實施例也同樣適用；上述優(yōu)選的溫度 范圍是按照國軍標GJB1396—92要求對飛機液壓系統(tǒng)進行《液壓系統(tǒng)全模 擬試驗》的通常溫度要求。實施例4本實施例與實施例1內(nèi)容基本相同，其不同之處在于 所述飛機液壓油快速升溫裝置1的液壓油入口壓力與飛機液壓泵2的 出口壓力相等，所述壓力值具體為20MPa;本實施例所使用的液壓油為航空液壓油10號。 實施例5本實施例與實施例1內(nèi)容基本相同，其不同之處在于 所述飛機液壓油快速升溫裝置1的液壓油入口壓力與飛機液壓泵2的 出口壓力相等，所述壓力值具體為28MPa。 實施例6本實施例與實施例1內(nèi)容基本相同，其不同之處在于-所述飛機液壓油快速升溫裝置1的液壓油入口壓力與飛機液壓泵2的 出口壓力相等，所述壓力值具體為30MPa。
權(quán)利要求1. 一種飛機液壓油快速升溫裝置，其特征在于所述的飛機液壓油快速升溫裝置(1)安裝在飛機液壓泵(2)和液壓油箱(3)之間的油路(4)上；飛機液壓油快速升溫裝置(1)的具體結(jié)構(gòu)是飛機液壓油快速升溫裝置(1)有兩個分別連接著飛機液壓泵(2)和液壓油箱(3)的升溫裝置入口(101)和升溫裝置出口(102)；在升溫裝置入口(101)和升溫裝置出口(102)之間設置有能夠改變流道截面積的節(jié)流口調(diào)節(jié)裝置(103)。
2、 按照權(quán)利要求1所述飛機液壓油快速升溫裝置，其特征在于所述 節(jié)流口調(diào)節(jié)裝置(103)的節(jié)流截面積的開度可調(diào)節(jié)范圍具體為0 6 Ji mm2。
3、 按照權(quán)利要求1所述飛機液壓油快速升溫裝置，其特征在于所述 飛機液壓油快速升溫裝置(1)內(nèi)流過的液壓油流量為0 200升/分鐘。
4、 按照權(quán)利要求1 3之一所述飛機液壓油快速升溫裝置，其特征在 于在所述液壓油箱(3)或/和飛機液壓油快速升溫裝置(1)或/和油 路(4)上連接有油溫測量裝置(6)。
5、 按照權(quán)利要求4所述飛機液壓油快速升溫裝置，其特征在于在飛 機液壓油快速升溫裝置(1)和油溫測量裝置(6)上連接有根據(jù)油溫測量 裝置(6)的測量結(jié)果自動調(diào)節(jié)飛機液壓油快速升溫裝置(1)的開度大小 的控制裝置(7)。
專利摘要一種飛機液壓油快速升溫裝置，所述的飛機液壓油快速升溫裝置(1)安裝在飛機液壓泵(2)和液壓油箱(3)之間的油路(4)上；飛機液壓油快速升溫裝置(1)的具體結(jié)構(gòu)是飛機液壓油快速升溫裝置(1)有兩個分別連接著飛機液壓泵(2)和液壓油箱(3)的升溫裝置入口(101)和升溫裝置出口(102)；在升溫裝置入口(101)和升溫裝置出口(102)之間設置有能夠改變流道截面積的節(jié)流口調(diào)節(jié)裝置(103)。本實用新型尤其適用于飛機液壓系統(tǒng)的全模擬試驗中，其不需要傳統(tǒng)的加熱元件、大大簡化了設備整體的構(gòu)成，降低了成本，便于維護和使用，升溫效果好；具有可預見的極其巨大的經(jīng)濟和社會價值。
文檔編號B64D41/00GK201109490SQ20072001273
公開日2008年9月3日 申請日期2007年6月19日 優(yōu)先權(quán)日2007年6月19日
發(fā)明者湯金山 申請人:中國航空工業(yè)第一集團公司沈陽飛機設計研究所