專利名稱：飛機(jī)自動加油式應(yīng)急液壓系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及航空液壓系統(tǒng)，特別涉及飛機(jī)自動加油式應(yīng)急液壓系統(tǒng)。
技術(shù)背景 飛機(jī)液壓系統(tǒng)的設(shè)計正向高壓、電液結(jié)合方向發(fā)展，而飛機(jī)控制要求液壓系統(tǒng)至 少滿足一次故障工作，二次故障安全。應(yīng)急液壓系統(tǒng)是為了保障主、助供壓系統(tǒng)故障(二次 故障)的情況下，產(chǎn)品關(guān)鍵部位的操縱，它必須獨(dú)立于其他系統(tǒng)。因此，飛機(jī)除了主、助兩套 液壓系統(tǒng)，還備有應(yīng)急液壓系統(tǒng)為水平尾翼的雙腔作動器的一腔提供應(yīng)急液壓源，構(gòu)成液 壓系統(tǒng)三余度，提高了飛機(jī)安全性。為了保證飛機(jī)液壓系統(tǒng)的三余度，現(xiàn)有飛機(jī)特別是民用 客機(jī)在飛機(jī)上增加了一套完整的液壓系統(tǒng)，然而，這勢必加大飛機(jī)維護(hù)量。為了滿足飛機(jī)總體設(shè)計要求，在提高系統(tǒng)安全性的同時，減少系統(tǒng)維護(hù)量，液壓系 統(tǒng)一般對附件結(jié)構(gòu)和性能作改進(jìn)，如采用電液結(jié)合替代機(jī)械液壓結(jié)構(gòu)，采用組合結(jié)構(gòu)件替 代系統(tǒng)部分零部件，采用新型材料減輕零部件重量及減小結(jié)構(gòu)。但是這些改進(jìn)和革新都是 在液壓系統(tǒng)的內(nèi)部作調(diào)整，對于整個飛機(jī)液壓系統(tǒng)來說，原理和基本結(jié)構(gòu)并未改變，相應(yīng)的 零部件和管路系統(tǒng)等也沒有減少，這樣的變革對飛機(jī)的改進(jìn)影響有限。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明目的是，提供一種完全獨(dú)立于主液壓系統(tǒng)和助力液壓系統(tǒng)、具有液壓系統(tǒng) 完整的附件，且與助力液壓系統(tǒng)合理切換的、能完成系統(tǒng)自動加油并帶過壓保護(hù)的系統(tǒng)。為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采取以下技術(shù)方案，飛機(jī)自動加油式應(yīng)急液壓系統(tǒng)，包括 液壓系統(tǒng)和電器系統(tǒng)1)所述液壓系統(tǒng)中，放氣活門有一端與應(yīng)急油箱放氣接口相連，應(yīng)急油箱的出油 口與應(yīng)急電動泵相連，應(yīng)急油箱的回油口與應(yīng)急系統(tǒng)回油路相連，應(yīng)急電動泵的吸油口與 應(yīng)急油箱相連，應(yīng)急電動泵的出油口連接單向活門，回助力液壓油箱管路和應(yīng)急油箱之間 的回油路中安裝有定壓單向活門，雙位電磁開關(guān)的接口 A與助力液壓系統(tǒng)供壓油路相連 接，雙位電磁開關(guān)的接口 B與轉(zhuǎn)換活門控制油路、應(yīng)急蓄壓器和水平尾翼助力器的一腔連 接，雙位電磁開關(guān)的接口 H與助力液壓系統(tǒng)回油路相連，緩沖活門A—端與應(yīng)急蓄壓器相 連，另一端與壓力繼電器A相連，應(yīng)急蓄壓器油腔接口連接于助力液壓系統(tǒng)和應(yīng)急液壓系 統(tǒng)的供油耦合回路中，應(yīng)急蓄壓器氣腔接口與充氣活門相連，應(yīng)急蓄壓器和充氣活門之間 連接有微型氣壓表，水平尾翼助力器的兩腔油路中分別安裝有液壓油濾，轉(zhuǎn)換活門接口 D 與水平尾翼助力器的一腔回油路相連，轉(zhuǎn)換活門接口 E通向助力液壓系統(tǒng)回油路，轉(zhuǎn)換活 門接口 F與應(yīng)急液壓系統(tǒng)回油路相連，緩沖活門B —端與助力液壓系統(tǒng)供壓油路相連，一端 與壓力繼電器B相連，2)所述電器系統(tǒng)中，繼電器開關(guān)與開關(guān)A相接，雙位電磁開關(guān)的左右線圈與繼電 器開關(guān)連接，開關(guān)A還與壓力繼電器B、應(yīng)急電動泵相接，工作指示燈連接在開關(guān)A與應(yīng)急電 動泵相接的電路中，開關(guān)B與壓力繼電器A相接，開關(guān)A與開關(guān)B相接。
當(dāng)助力系統(tǒng)壓力下降到9. 5士0. 5MPa時，油路通過轉(zhuǎn)換活門切換，原助力液壓系 統(tǒng)油路中的應(yīng)急蓄壓器為應(yīng)急液壓系統(tǒng)加油供壓，水平尾翼持續(xù)操縱使應(yīng)急液壓系統(tǒng)壓力 下降到9. 5士0. 5MPa時，應(yīng)急電動泵啟動，給應(yīng)急系統(tǒng)供壓并為應(yīng)急蓄壓器加油供壓。當(dāng)助力系統(tǒng)壓力上升到不大于12MPa，且與接通應(yīng)急電動泵的壓差不小于1. 2MPa 時，應(yīng)急電動泵停止工作，油路通過轉(zhuǎn)換活門切換，助力系統(tǒng)為水平尾翼操縱提供動力源。在應(yīng)急液壓系統(tǒng)工作時，當(dāng)應(yīng)急液壓系統(tǒng)的回油壓力大于O.SMPa，定壓單向活門 使應(yīng)急油箱中的油液排進(jìn)助力油箱。本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)是，應(yīng)急液壓系統(tǒng)的液壓油均來自助力液壓系統(tǒng)，無需從外部加入，整個過程自動完成；應(yīng)急液壓系統(tǒng)保壓自動排出的液壓油也回到助力油箱；應(yīng)急液壓系統(tǒng) 與助力液壓系統(tǒng)的充分耦合，大大減少了維護(hù)的工作量，當(dāng)主、助液壓系統(tǒng)均故障失效時， 能保障水平尾翼操縱安全性，保證飛機(jī)能安全著陸。


圖1為本發(fā)明液壓系統(tǒng)原理2為實(shí)施例2液壓系統(tǒng)原理中1.放氣活門、2.應(yīng)急油箱、3.應(yīng)急電動泵、4.指示燈、5.定壓單向活門、 6.雙位電磁開關(guān)、7.單向活門、8.緩沖活門A、9.壓力繼電器A、10.應(yīng)急蓄壓器、11.微型 氣壓表、12.充氣活門、13.液壓油濾、14.轉(zhuǎn)換活門、15.水平尾翼助力器、16.緩沖活門B、 17.壓力繼電器B、18.開關(guān)A、19.繼電器開關(guān)、20.開關(guān)B。
具體實(shí)施例方式以下結(jié)合附圖和實(shí)施例，對本發(fā)明作進(jìn)一步說明實(shí)施例1 參見圖1，飛機(jī)自動加油式應(yīng)急液壓系統(tǒng)，包括液壓系統(tǒng)和電器系統(tǒng)，液 壓系統(tǒng)中，放氣活門1有一端與應(yīng)急油箱2放氣口相連，應(yīng)急油箱2的出油口與應(yīng)急電動泵 3相連，應(yīng)急油箱2的回油口與應(yīng)急系統(tǒng)回油路相連，應(yīng)急電動泵3的吸油口與應(yīng)急油箱2 相連，應(yīng)急電動泵3的出油口連接單向活門7，回助力液壓油箱管路和應(yīng)急油箱2之間的回 路中安裝有定壓單向活門5，雙位電磁開關(guān)6的A接口與助力液壓系統(tǒng)供壓油路相連接，雙 位電磁開關(guān)6的B接口與轉(zhuǎn)換活門14控制油路、應(yīng)急蓄壓器10和水平尾翼助力器15的一 腔連接，雙位電磁開關(guān)6的H接口與助力液壓系統(tǒng)回油路相連，緩沖活門A8 —端與應(yīng)急蓄 壓器10相連，另一端與壓力繼電器A9相連，應(yīng)急蓄壓器10充油口連接于助力液壓系統(tǒng)和 應(yīng)急液壓系統(tǒng)的供油耦合回路中，應(yīng)急蓄壓器10充氣口與充氣活門12相連，應(yīng)急蓄壓器10 和充氣活門12之間連接有微型氣壓表11，水平尾翼助力器15的兩腔油路中分別安裝有液 壓油濾13，轉(zhuǎn)換活門14的D接口與水平尾翼助力器15的一腔回油路相連，轉(zhuǎn)換活門14的 E接口通向助力液壓系統(tǒng)回油路，轉(zhuǎn)換活門14的F接口與應(yīng)急液壓系統(tǒng)回油路相連，緩沖活 門B16—端與助力液壓系統(tǒng)供壓油路相連，一端與壓力繼電器B17相連；電器系統(tǒng)中，繼電 器開關(guān)19與開關(guān)A18相接，雙位電磁開關(guān)6的左右線圈與繼電器開關(guān)19連接，開關(guān)A18與 壓力繼電器B17、應(yīng)急電動泵3相接，工作指示燈4連接在開關(guān)A18與應(yīng)急電動泵3相接的 電路中，開關(guān)B20與壓力繼電器A9相接，開關(guān)A18與開關(guān)B20相接。在本發(fā)明的飛機(jī)自動加油式應(yīng)急液壓系統(tǒng)中，助力液壓系統(tǒng)通過應(yīng)急蓄壓器10為應(yīng)急液壓系統(tǒng)加油保壓，通過轉(zhuǎn)換活門14控制兩系統(tǒng)油路間的切換。正常情況時水平尾 翼操縱，轉(zhuǎn)換活門14處于回助力液壓油箱管路與水平尾翼助力器15 —腔回油路之間，主供 壓系統(tǒng)系統(tǒng)和助力供壓系統(tǒng)雙系統(tǒng)同時響應(yīng)，水平尾翼助力器15受雙系統(tǒng)供壓。此時，與 雙位電磁開關(guān)6相連的單向活門7為開路，應(yīng)急蓄壓器10處于助力系統(tǒng)通路中，受助力液 壓系統(tǒng)油路加油蓄壓，其蓄壓為21MPa。在應(yīng)急液壓系統(tǒng)啟動時，系統(tǒng)元件交聯(lián)方式同水平尾翼未應(yīng)急模式比有如下變 化與助力液壓系統(tǒng)回油路相連的雙位電磁開關(guān)6，其內(nèi)部H接口與B接口連通，A接口封 死，其外部B接口通向轉(zhuǎn)換活門14控制油路、應(yīng)急蓄壓器10和水平尾翼助力器15的一腔， H接口與助力液壓系統(tǒng)供壓油路相連；轉(zhuǎn)換活門14的內(nèi)部F接口和D接口連通，E接口封 死，其外部D接口與水平尾翼助力器的一腔回油路相連，F(xiàn)接口通向應(yīng)急液壓系統(tǒng)回油路，E 接口與助力液壓系統(tǒng)回油路相連；受壓力繼電器B17控制的開關(guān)A18，在應(yīng)急電動泵接通電 路中，處于接通狀態(tài)；受壓力繼電器B17控制的繼電器開關(guān)19，在雙位電磁開關(guān)6的左右線 圈接通電路中，處于左線圈接通狀態(tài)；受壓力繼電器A9控制的開關(guān)B20，在應(yīng)急電動泵接通 電路中，處于接通狀態(tài)；工作指示燈4在應(yīng)急電動泵3接通電路中，處于亮狀態(tài)。如果助力液壓系統(tǒng)油壓不足或停止供壓，即由應(yīng)急液壓系統(tǒng)供壓。當(dāng)助力系統(tǒng)壓力下降到9.5士0.5MPa時，壓力繼電器B17控制開關(guān)A18閉合，并且 繼電器開關(guān)19在左線圈通電位時，雙位電磁開關(guān)6的左線圈通電，控制油路克服復(fù)位彈簧， 使雙位電磁開關(guān)6中的轉(zhuǎn)換活門14控制油路與助力液壓系統(tǒng)回油路相通，切斷與助力液壓 系統(tǒng)供壓油路連接。此時，雙位電磁開關(guān)6、轉(zhuǎn)換活門14、液壓單向活門7之間油路的壓力 迅速下降到助力液壓系統(tǒng)回油壓力，使轉(zhuǎn)換活門14中的活塞在彈簧作用下移動，切斷水平 尾翼助力器15通向助力液壓系統(tǒng)回油的油路而與應(yīng)急油箱2相通。如果水平尾翼助力器15沒有動作，由于單向活門7和水平尾翼助力器15內(nèi)伺服 閥截止作用，應(yīng)急蓄壓器10保壓。當(dāng)水平尾翼助力器15有動作時，應(yīng)急蓄壓器10維持的壓力將推動水平尾翼助力 器15運(yùn)動，壓力將迅速下降。當(dāng)應(yīng)急蓄壓器10壓力下降到9.5士0.5MPa時，壓力繼電器9 控制開關(guān)20閉合，應(yīng)急電動泵3啟動，工作信號燈4亮。應(yīng)急液壓系統(tǒng)工作時，當(dāng)應(yīng)急液壓系統(tǒng)的回油壓力大于0. 8MPa,定壓單向活門5 使應(yīng)急油箱2中的油液排進(jìn)助力油箱，不但使應(yīng)急油箱2壓力穩(wěn)定，而且整個液壓系統(tǒng)的液 壓油都在助力液壓系統(tǒng)中循環(huán)，并未排出。助力液壓系統(tǒng)工作(返回正常工作模式)系統(tǒng)元件交聯(lián)方式同水平尾翼未應(yīng)急模式比有如下變化受壓力繼電器B17控制 的繼電器開關(guān)19，在雙位電磁開關(guān)6的左右線圈接通電路中，處于右線圈接通狀態(tài)。當(dāng)助力系統(tǒng)壓力上升到不大于12MPa，且與接通應(yīng)急電動泵3的壓差不小于 1. 2MPa時，壓力 繼電器B17控制開關(guān)A18打開，應(yīng)急電動泵3停止工作，工作信號燈4熄滅， 同時控制繼電器開關(guān)19在右線圈通電位，復(fù)位彈簧復(fù)位，使雙位電磁開關(guān)6中的轉(zhuǎn)換活門 14控制油路與助力液壓系統(tǒng)供壓油路相通，切斷與助力系統(tǒng)回油連接。此時，雙位電磁開關(guān) 6、轉(zhuǎn)換活門14、液壓單向活門7之間油路的壓力升高，使轉(zhuǎn)換活門14中的活塞在克服彈簧 張力作用下移動，切斷水平尾翼助力器15通往應(yīng)急油箱2的油路，而將助力器回油與助力 系統(tǒng)回油路相通。由于應(yīng)急蓄壓器壓力上升到大于9. 5士0. 5MPa，壓力繼電器A9控制開關(guān)B20斷開。根據(jù)應(yīng)急液壓系統(tǒng)工作原理1)應(yīng)急液壓系統(tǒng)初次加油時，關(guān)斷應(yīng)急電動泵3開關(guān)A18，用地面泵給助力系統(tǒng)加 壓至大于12MPa，關(guān)閉地面泵，搖動駕駛桿使助力液壓系統(tǒng)壓力降為零，如此重復(fù)以上操作 直到應(yīng)急油箱2滿油。放掉應(yīng)急油箱2氣體后，再次重復(fù)以上加油操作直到應(yīng)急油箱2真 實(shí)滿油。初次加油后，應(yīng)急液壓系統(tǒng)無需在地面維護(hù)中加油，其加油均由助力系統(tǒng)壓降后自 動完成。2)檢查應(yīng)急液壓系統(tǒng)時，按住應(yīng)急電動泵3檢查按鈕，油路切換后，如前后搖動駕 駛桿或駕駛桿不動而保持一段時間，均會使水平尾翼操縱部分的油壓下降。應(yīng)急蓄壓器10 在水平尾翼操縱過程中壓力下降， 為應(yīng)急系統(tǒng)加油供壓，當(dāng)應(yīng)急電動泵3啟動后，應(yīng)急電動 泵3即作為液壓動力源，并為應(yīng)急蓄壓器10加油充壓。應(yīng)急電動泵3工作時，若駕駛桿一 直在前后搖動，則信號燈一直亮；若保持駕駛桿不動，當(dāng)應(yīng)急電動泵3工作后，應(yīng)急系統(tǒng)壓 力會很快上升到不大于12MPa、且與接通應(yīng)急電動泵3時的壓差不小于1. 2MPa。此時，信號 燈熄滅，約30s后，信號燈又亮。如出現(xiàn)此情況，則應(yīng)急系統(tǒng)供壓正常，否則有故障。實(shí)施例2 參見圖2，本實(shí)施例系統(tǒng)也包括液壓系統(tǒng)和電器系統(tǒng)，液壓系統(tǒng)交聯(lián)與 實(shí)施例1比不同的是，非故障失效模式下的液壓系統(tǒng)供壓形式為單液壓系統(tǒng)供壓，液壓系 統(tǒng)和應(yīng)急液壓系統(tǒng)液壓耦合部分只有1個液壓油濾，且水平尾翼助力器15為單腔，而實(shí)施 例1的水平尾翼助力器為雙腔水平尾翼助力器；電器系統(tǒng)的元器件交聯(lián)形式與實(shí)施例1對 應(yīng)相同。本實(shí)施例的液壓系統(tǒng)也是通過應(yīng)急蓄壓器10為應(yīng)急液壓系統(tǒng)加油保壓，通過轉(zhuǎn) 換活門14控制兩系統(tǒng)油路間的切換。正常情況時水平尾翼操縱，轉(zhuǎn)換活門14處于回系統(tǒng) 液壓油箱管路與水平尾翼助力器15回油路之間，水平尾翼助力器15僅受單系統(tǒng)供壓。此 時，與雙位電磁開關(guān)6相連的單向活門7為開路，應(yīng)急蓄壓器10處于助力系統(tǒng)通路中，受液 壓系統(tǒng)油路加油蓄壓，其蓄壓為21MPa。在應(yīng)急液壓系統(tǒng)啟動時，系統(tǒng)元件交聯(lián)方式同水平尾翼未應(yīng)急模式比所發(fā)生的變 化，與實(shí)施例1在相同情況下發(fā)生的變化相同。如果液壓系統(tǒng)油壓不足或停止供壓，由應(yīng)急 液壓系統(tǒng)供壓，液壓系統(tǒng)中的壓力變化情況和液壓元器件的工作順序，以及電器元件的動 作方式與實(shí)施例1相同。液壓系統(tǒng)工作(返回正常工作模式)系統(tǒng)元件交聯(lián)方式同水平尾翼未應(yīng)急模式比有如下變化受壓力繼電器B17控制 的繼電器開關(guān)19，在雙位電磁開關(guān)6的左右線圈接通電路中，處于右線圈接通狀態(tài)。液壓系統(tǒng)中壓力變化和元器件的工作均與實(shí)施例1中的應(yīng)急模式返回正常工作 模式相同。本實(shí)施例的應(yīng)急液壓系統(tǒng)初次加油和維護(hù)檢查同實(shí)施例1的初次加油和維護(hù)檢 查。本實(shí)施例的自動加油式應(yīng)急液壓系統(tǒng)適合于單系統(tǒng)供壓的飛機(jī)液壓系統(tǒng)，可以保證飛 機(jī)整個液壓系統(tǒng)在故障失效情況下由應(yīng)急液壓系統(tǒng)供壓保障飛機(jī)水平尾翼的操縱。本發(fā)明在液壓系統(tǒng)原理上的改進(jìn)，是完善系統(tǒng)整體設(shè)計，提高系統(tǒng)性能的有效途徑。
權(quán)利要求
飛機(jī)自動加油式應(yīng)急液壓系統(tǒng)，包括液壓系統(tǒng)和電器系統(tǒng)，其特征在于1)所述液壓系統(tǒng)中，放氣活門(1)有一端與應(yīng)急油箱(2)放氣口相連，應(yīng)急油箱(2)的出油口與應(yīng)急電動泵(3)相連，應(yīng)急油箱(2)的回油口與應(yīng)急系統(tǒng)回油路相連，應(yīng)急電動泵(3)的吸油口與應(yīng)急油箱(2)相連，應(yīng)急電動泵(3)的出油口連接單向活門(7)，回助力液壓油箱管路和應(yīng)急油箱(2)之間的回路中安裝有定壓單向活門(5)，雙位電磁開關(guān)(6)的A接口與助力液壓系統(tǒng)供壓油路相連接，雙位電磁開關(guān)(6)的B接口與轉(zhuǎn)換活門(14)控制油路、應(yīng)急蓄壓器(10)和水平尾翼助力器(15)的一腔連接，雙位電磁開關(guān)(6)的H接口與助力液壓系統(tǒng)回油路相連，緩沖活門A(8)一端與應(yīng)急蓄壓器(10)相連，另一端與壓力繼電器A(9)相連，應(yīng)急蓄壓器(10)充油口連接于助力液壓系統(tǒng)和應(yīng)急液壓系統(tǒng)的供油耦合回路中，應(yīng)急蓄壓器(10)充氣口與充氣活門(12)相連，應(yīng)急蓄壓器(10)和充氣活門(12)之間連接有微型氣壓表(11)，水平尾翼助力器(15)的兩腔油路中分別安裝有液壓油濾(13)，轉(zhuǎn)換活門(14)D接口與水平尾翼助力器(15)的一腔回油路相連，E接口通向助力液壓系統(tǒng)回油路，F(xiàn)接口與應(yīng)急液壓系統(tǒng)回油路相連，緩沖活門B(16)一端與助力液壓系統(tǒng)供壓油路相連，一端與壓力繼電器B(17)相連，2)所述電器系統(tǒng)中，繼電器開關(guān)(19)與開關(guān)A(18)相接，雙位電磁開關(guān)(6)的左右線圈與繼電器開關(guān)(19)連接，開關(guān)A(18)與壓力繼電器B(17)、應(yīng)急電動泵(3)相接，工作指示燈(4)連接在開關(guān)A(18)與應(yīng)急電動泵(3)相接的電路中，開關(guān)B(20)與壓力繼電器A(9)相接，開關(guān)A(18)與開關(guān)B(20)相接。
全文摘要
本發(fā)明涉及飛機(jī)自動加油式應(yīng)急液壓系統(tǒng)。它包括液壓系統(tǒng)和電器系統(tǒng)，油路通過轉(zhuǎn)換活門切換，助力液壓系統(tǒng)油路中的應(yīng)急蓄壓器為應(yīng)急液壓系統(tǒng)加油供壓，水平尾翼持續(xù)操縱使應(yīng)急液壓系統(tǒng)壓力變化，應(yīng)急電動泵啟動，給應(yīng)急系統(tǒng)供壓并為應(yīng)急蓄壓器加油供壓。應(yīng)急液壓系統(tǒng)的液壓油均來自助力液壓系統(tǒng)，無需從外部加入，整個過程自動完成；應(yīng)急液壓系統(tǒng)保壓自動排出液壓油也回到助力油箱。應(yīng)急液壓系統(tǒng)與助力液壓系統(tǒng)的充分耦合，大大減少了維護(hù)的工作量。當(dāng)主、助液壓系統(tǒng)均故障失效時，通過應(yīng)急液壓系統(tǒng)能保障水平尾翼操縱安全性，保證飛機(jī)能安全著陸。
文檔編號B64D37/00GK101870362SQ201010199860
公開日2010年10月27日 申請日期2010年6月13日 優(yōu)先權(quán)日2010年6月13日
發(fā)明者劉殿印, 印正鋒, 哈曉春, 姜曼琳, 張立圣, 毛德愛, 焦奇峰, 王莉, 邵明華, 高潔, 黎國榮 申請人:江西洪都航空工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司