专利名称：飞机自动加油式应急液压系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及航空液压系统，特别涉及飞机自动加油式应急液压系统。
技术背景 飞机液压系统的设计正向高压、电液结合方向发展，而飞机控制要求液压系统至 少满足一次故障工作，二次故障安全。应急液压系统是为了保障主、助供压系统故障(二次 故障)的情况下，产品关键部位的操纵，它必须独立于其他系统。因此，飞机除了主、助两套 液压系统，还备有应急液压系统为水平尾翼的双腔作动器的一腔提供应急液压源，构成液 压系统三余度，提高了飞机安全性。为了保证飞机液压系统的三余度，现有飞机特别是民用 客机在飞机上增加了一套完整的液压系统，然而，这势必加大飞机维护量。为了满足飞机总体设计要求，在提高系统安全性的同时，减少系统维护量，液压系 统一般对附件结构和性能作改进，如采用电液结合替代机械液压结构，采用组合结构件替 代系统部分零部件，采用新型材料减轻零部件重量及减小结构。但是这些改进和革新都是 在液压系统的内部作调整，对于整个飞机液压系统来说，原理和基本结构并未改变，相应的 零部件和管路系统等也没有减少，这样的变革对飞机的改进影响有限。
发明内容
本发明目的是，提供一种完全独立于主液压系统和助力液压系统、具有液压系统 完整的附件，且与助力液压系统合理切换的、能完成系统自动加油并带过压保护的系统。为实现上述目的，本发明采取以下技术方案，飞机自动加油式应急液压系统，包括 液压系统和电器系统1)所述液压系统中，放气活门有一端与应急油箱放气接口相连，应急油箱的出油 口与应急电动泵相连，应急油箱的回油口与应急系统回油路相连，应急电动泵的吸油口与 应急油箱相连，应急电动泵的出油口连接单向活门，回助力液压油箱管路和应急油箱之间 的回油路中安装有定压单向活门，双位电磁开关的接口 A与助力液压系统供压油路相连 接，双位电磁开关的接口 B与转换活门控制油路、应急蓄压器和水平尾翼助力器的一腔连 接，双位电磁开关的接口 H与助力液压系统回油路相连，缓冲活门A—端与应急蓄压器相 连，另一端与压力继电器A相连，应急蓄压器油腔接口连接于助力液压系统和应急液压系 统的供油耦合回路中，应急蓄压器气腔接口与充气活门相连，应急蓄压器和充气活门之间 连接有微型气压表，水平尾翼助力器的两腔油路中分别安装有液压油滤，转换活门接口 D 与水平尾翼助力器的一腔回油路相连，转换活门接口 E通向助力液压系统回油路，转换活 门接口 F与应急液压系统回油路相连，缓冲活门B —端与助力液压系统供压油路相连，一端 与压力继电器B相连，2)所述电器系统中，继电器开关与开关A相接，双位电磁开关的左右线圈与继电 器开关连接，开关A还与压力继电器B、应急电动泵相接，工作指示灯连接在开关A与应急电 动泵相接的电路中，开关B与压力继电器A相接，开关A与开关B相接。
当助力系统压力下降到9. 5士0. 5MPa时，油路通过转换活门切换，原助力液压系 统油路中的应急蓄压器为应急液压系统加油供压，水平尾翼持续操纵使应急液压系统压力 下降到9. 5士0. 5MPa时，应急电动泵启动，给应急系统供压并为应急蓄压器加油供压。当助力系统压力上升到不大于12MPa，且与接通应急电动泵的压差不小于1. 2MPa 时，应急电动泵停止工作，油路通过转换活门切换，助力系统为水平尾翼操纵提供动力源。在应急液压系统工作时，当应急液压系统的回油压力大于O.SMPa，定压单向活门 使应急油箱中的油液排进助力油箱。本发明的优点是，应急液压系统的液压油均来自助力液压系统，无需从外部加入，整个过程自动完成；应急液压系统保压自动排出的液压油也回到助力油箱；应急液压系统 与助力液压系统的充分耦合，大大减少了维护的工作量，当主、助液压系统均故障失效时， 能保障水平尾翼操纵安全性，保证飞机能安全着陆。
图1为本发明液压系统原理2为实施例2液压系统原理中1.放气活门、2.应急油箱、3.应急电动泵、4.指示灯、5.定压单向活门、 6.双位电磁开关、7.单向活门、8.缓冲活门A、9.压力继电器A、10.应急蓄压器、11.微型 气压表、12.充气活门、13.液压油滤、14.转换活门、15.水平尾翼助力器、16.缓冲活门B、 17.压力继电器B、18.开关A、19.继电器开关、20.开关B。
具体实施例方式以下结合附图和实施例，对本发明作进一步说明实施例1 参见图1，飞机自动加油式应急液压系统，包括液压系统和电器系统，液 压系统中，放气活门1有一端与应急油箱2放气口相连，应急油箱2的出油口与应急电动泵 3相连，应急油箱2的回油口与应急系统回油路相连，应急电动泵3的吸油口与应急油箱2 相连，应急电动泵3的出油口连接单向活门7，回助力液压油箱管路和应急油箱2之间的回 路中安装有定压单向活门5，双位电磁开关6的A接口与助力液压系统供压油路相连接，双 位电磁开关6的B接口与转换活门14控制油路、应急蓄压器10和水平尾翼助力器15的一 腔连接，双位电磁开关6的H接口与助力液压系统回油路相连，缓冲活门A8 —端与应急蓄 压器10相连，另一端与压力继电器A9相连，应急蓄压器10充油口连接于助力液压系统和 应急液压系统的供油耦合回路中，应急蓄压器10充气口与充气活门12相连，应急蓄压器10 和充气活门12之间连接有微型气压表11，水平尾翼助力器15的两腔油路中分别安装有液 压油滤13，转换活门14的D接口与水平尾翼助力器15的一腔回油路相连，转换活门14的 E接口通向助力液压系统回油路，转换活门14的F接口与应急液压系统回油路相连，缓冲活 门B16—端与助力液压系统供压油路相连，一端与压力继电器B17相连；电器系统中，继电 器开关19与开关A18相接，双位电磁开关6的左右线圈与继电器开关19连接，开关A18与 压力继电器B17、应急电动泵3相接，工作指示灯4连接在开关A18与应急电动泵3相接的 电路中，开关B20与压力继电器A9相接，开关A18与开关B20相接。在本发明的飞机自动加油式应急液压系统中，助力液压系统通过应急蓄压器10为应急液压系统加油保压，通过转换活门14控制两系统油路间的切换。正常情况时水平尾 翼操纵，转换活门14处于回助力液压油箱管路与水平尾翼助力器15 —腔回油路之间，主供 压系统系统和助力供压系统双系统同时响应，水平尾翼助力器15受双系统供压。此时，与 双位电磁开关6相连的单向活门7为开路，应急蓄压器10处于助力系统通路中，受助力液 压系统油路加油蓄压，其蓄压为21MPa。在应急液压系统启动时，系统元件交联方式同水平尾翼未应急模式比有如下变 化与助力液压系统回油路相连的双位电磁开关6，其内部H接口与B接口连通，A接口封 死，其外部B接口通向转换活门14控制油路、应急蓄压器10和水平尾翼助力器15的一腔， H接口与助力液压系统供压油路相连；转换活门14的内部F接口和D接口连通，E接口封 死，其外部D接口与水平尾翼助力器的一腔回油路相连，F接口通向应急液压系统回油路，E 接口与助力液压系统回油路相连；受压力继电器B17控制的开关A18，在应急电动泵接通电 路中，处于接通状态；受压力继电器B17控制的继电器开关19，在双位电磁开关6的左右线 圈接通电路中，处于左线圈接通状态；受压力继电器A9控制的开关B20，在应急电动泵接通 电路中，处于接通状态；工作指示灯4在应急电动泵3接通电路中，处于亮状态。如果助力液压系统油压不足或停止供压，即由应急液压系统供压。当助力系统压力下降到9.5士0.5MPa时，压力继电器B17控制开关A18闭合，并且 继电器开关19在左线圈通电位时，双位电磁开关6的左线圈通电，控制油路克服复位弹簧， 使双位电磁开关6中的转换活门14控制油路与助力液压系统回油路相通，切断与助力液压 系统供压油路连接。此时，双位电磁开关6、转换活门14、液压单向活门7之间油路的压力 迅速下降到助力液压系统回油压力，使转换活门14中的活塞在弹簧作用下移动，切断水平 尾翼助力器15通向助力液压系统回油的油路而与应急油箱2相通。如果水平尾翼助力器15没有动作，由于单向活门7和水平尾翼助力器15内伺服 阀截止作用，应急蓄压器10保压。当水平尾翼助力器15有动作时，应急蓄压器10维持的压力将推动水平尾翼助力 器15运动，压力将迅速下降。当应急蓄压器10压力下降到9.5士0.5MPa时，压力继电器9 控制开关20闭合，应急电动泵3启动，工作信号灯4亮。应急液压系统工作时，当应急液压系统的回油压力大于0. 8MPa,定压单向活门5 使应急油箱2中的油液排进助力油箱，不但使应急油箱2压力稳定，而且整个液压系统的液 压油都在助力液压系统中循环，并未排出。助力液压系统工作(返回正常工作模式)系统元件交联方式同水平尾翼未应急模式比有如下变化受压力继电器B17控制 的继电器开关19，在双位电磁开关6的左右线圈接通电路中，处于右线圈接通状态。当助力系统压力上升到不大于12MPa，且与接通应急电动泵3的压差不小于 1. 2MPa时，压力 继电器B17控制开关A18打开，应急电动泵3停止工作，工作信号灯4熄灭， 同时控制继电器开关19在右线圈通电位，复位弹簧复位，使双位电磁开关6中的转换活门 14控制油路与助力液压系统供压油路相通，切断与助力系统回油连接。此时，双位电磁开关 6、转换活门14、液压单向活门7之间油路的压力升高，使转换活门14中的活塞在克服弹簧 张力作用下移动，切断水平尾翼助力器15通往应急油箱2的油路，而将助力器回油与助力 系统回油路相通。由于应急蓄压器压力上升到大于9. 5士0. 5MPa，压力继电器A9控制开关B20断开。根据应急液压系统工作原理1)应急液压系统初次加油时，关断应急电动泵3开关A18，用地面泵给助力系统加 压至大于12MPa，关闭地面泵，摇动驾驶杆使助力液压系统压力降为零，如此重复以上操作 直到应急油箱2满油。放掉应急油箱2气体后，再次重复以上加油操作直到应急油箱2真 实满油。初次加油后，应急液压系统无需在地面维护中加油，其加油均由助力系统压降后自 动完成。2)检查应急液压系统时，按住应急电动泵3检查按钮，油路切换后，如前后摇动驾 驶杆或驾驶杆不动而保持一段时间，均会使水平尾翼操纵部分的油压下降。应急蓄压器10 在水平尾翼操纵过程中压力下降， 为应急系统加油供压，当应急电动泵3启动后，应急电动 泵3即作为液压动力源，并为应急蓄压器10加油充压。应急电动泵3工作时，若驾驶杆一 直在前后摇动，则信号灯一直亮；若保持驾驶杆不动，当应急电动泵3工作后，应急系统压 力会很快上升到不大于12MPa、且与接通应急电动泵3时的压差不小于1. 2MPa。此时，信号 灯熄灭，约30s后，信号灯又亮。如出现此情况，则应急系统供压正常，否则有故障。实施例2 参见图2，本实施例系统也包括液压系统和电器系统，液压系统交联与 实施例1比不同的是，非故障失效模式下的液压系统供压形式为单液压系统供压，液压系 统和应急液压系统液压耦合部分只有1个液压油滤，且水平尾翼助力器15为单腔，而实施 例1的水平尾翼助力器为双腔水平尾翼助力器；电器系统的元器件交联形式与实施例1对 应相同。本实施例的液压系统也是通过应急蓄压器10为应急液压系统加油保压，通过转 换活门14控制两系统油路间的切换。正常情况时水平尾翼操纵，转换活门14处于回系统 液压油箱管路与水平尾翼助力器15回油路之间，水平尾翼助力器15仅受单系统供压。此 时，与双位电磁开关6相连的单向活门7为开路，应急蓄压器10处于助力系统通路中，受液 压系统油路加油蓄压，其蓄压为21MPa。在应急液压系统启动时，系统元件交联方式同水平尾翼未应急模式比所发生的变 化，与实施例1在相同情况下发生的变化相同。如果液压系统油压不足或停止供压，由应急 液压系统供压，液压系统中的压力变化情况和液压元器件的工作顺序，以及电器元件的动 作方式与实施例1相同。液压系统工作(返回正常工作模式)系统元件交联方式同水平尾翼未应急模式比有如下变化受压力继电器B17控制 的继电器开关19，在双位电磁开关6的左右线圈接通电路中，处于右线圈接通状态。液压系统中压力变化和元器件的工作均与实施例1中的应急模式返回正常工作 模式相同。本实施例的应急液压系统初次加油和维护检查同实施例1的初次加油和维护检 查。本实施例的自动加油式应急液压系统适合于单系统供压的飞机液压系统，可以保证飞 机整个液压系统在故障失效情况下由应急液压系统供压保障飞机水平尾翼的操纵。本发明在液压系统原理上的改进，是完善系统整体设计，提高系统性能的有效途径。
权利要求
飞机自动加油式应急液压系统，包括液压系统和电器系统，其特征在于1)所述液压系统中，放气活门(1)有一端与应急油箱(2)放气口相连，应急油箱(2)的出油口与应急电动泵(3)相连，应急油箱(2)的回油口与应急系统回油路相连，应急电动泵(3)的吸油口与应急油箱(2)相连，应急电动泵(3)的出油口连接单向活门(7)，回助力液压油箱管路和应急油箱(2)之间的回路中安装有定压单向活门(5)，双位电磁开关(6)的A接口与助力液压系统供压油路相连接，双位电磁开关(6)的B接口与转换活门(14)控制油路、应急蓄压器(10)和水平尾翼助力器(15)的一腔连接，双位电磁开关(6)的H接口与助力液压系统回油路相连，缓冲活门A(8)一端与应急蓄压器(10)相连，另一端与压力继电器A(9)相连，应急蓄压器(10)充油口连接于助力液压系统和应急液压系统的供油耦合回路中，应急蓄压器(10)充气口与充气活门(12)相连，应急蓄压器(10)和充气活门(12)之间连接有微型气压表(11)，水平尾翼助力器(15)的两腔油路中分别安装有液压油滤(13)，转换活门(14)D接口与水平尾翼助力器(15)的一腔回油路相连，E接口通向助力液压系统回油路，F接口与应急液压系统回油路相连，缓冲活门B(16)一端与助力液压系统供压油路相连，一端与压力继电器B(17)相连，2)所述电器系统中，继电器开关(19)与开关A(18)相接，双位电磁开关(6)的左右线圈与继电器开关(19)连接，开关A(18)与压力继电器B(17)、应急电动泵(3)相接，工作指示灯(4)连接在开关A(18)与应急电动泵(3)相接的电路中，开关B(20)与压力继电器A(9)相接，开关A(18)与开关B(20)相接。
全文摘要
本发明涉及飞机自动加油式应急液压系统。它包括液压系统和电器系统，油路通过转换活门切换，助力液压系统油路中的应急蓄压器为应急液压系统加油供压，水平尾翼持续操纵使应急液压系统压力变化，应急电动泵启动，给应急系统供压并为应急蓄压器加油供压。应急液压系统的液压油均来自助力液压系统，无需从外部加入，整个过程自动完成；应急液压系统保压自动排出液压油也回到助力油箱。应急液压系统与助力液压系统的充分耦合，大大减少了维护的工作量。当主、助液压系统均故障失效时，通过应急液压系统能保障水平尾翼操纵安全性，保证飞机能安全着陆。
文档编号B64D37/00GK101870362SQ201010199860
公开日2010年10月27日 申请日期2010年6月13日 优先权日2010年6月13日
发明者刘殿印, 印正锋, 哈晓春, 姜曼琳, 张立圣, 毛德爱, 焦奇峰, 王莉, 邵明华, 高洁, 黎国荣 申请人:江西洪都航空工业集团有限责任公司