一种冲压空气涡轮微流温控循环结构的制作方法

本发明属于应急能源系统功能设计领域，涉及一种冲压空气涡轮微流温控循环结构。

背景技术：

冲压空气涡轮(冲压空气涡轮)是一种高效的机载应急能源装置，是飞机上最后一个应急装置，当飞机在空中进入应急状态时，该产品需要快速启动，保证飞机在最快的时间内获取到应急能源，最大程度上保证飞机应急及迫降安全。

冲压空气涡轮的使用包线与飞机飞行包线重合，在所有飞行高度条件下都应满足使用要求。当产品在高空环境下，由于飞机的冲压空气涡轮舱一般均不为保温舱，故环境温度低于-55℃，此时冲压空气涡轮液压泵内部油液温度也较低，如果此时冲压空气涡轮被投放使用，那么由于冲压空气涡轮液压泵内部油液处于低温粘稠状态，会对冲压空气涡轮的启动时间造成明显的延迟，为了解决这一技术问题，发明了一种冲压空气涡轮微流温控循环结构。

技术实现要素：

本发明的目的：利用将进行了降压增温处理后的高压油在冲压空气涡轮液压泵内部循环，从而保持冲压空气涡轮非工作状态时的液压泵在高空低温环境下内部油温，保证其可以快速启动，当冲压空气涡轮正常工作后，切断内部“温流”循环油路，提高冲压空气涡轮输出效率的方法。

本发明的技术方案：一种冲压空气涡轮微流温控循环结构，包括微流降压增温装置1、温流循环油路2、温流循环控制装置3，其中，微流降压增温装置1与飞机液压系统高压端连接，从其中引入小流量的油液进入冲压空气涡轮4中，油液经过降压增温处理，通过温流循环油路2将整个冲压空气涡轮4中的油路和液压泵5加热，温流循环控制装置3安装在液压泵5内部，分别与微流降压增温装置1、温流循环油路2串联。

当飞机正常飞行时，冲压空气涡轮4处于非工作状态，将飞机液压系统的高压油经过降压增温后，使其流入液压泵5内部，经过温流循环油路2最终返回飞机液压系统低压油路；

当飞机应急飞行时，冲压空气涡轮4进入工作状态，通过温流循环控制装置3，切断温流循环油路2，防止液压泵5输出内泄漏量过大。

优选地，微流降压增温装置1为单向节流阀形式，由阀套6、阀芯a7、堵头8、复位弹簧9、挡圈10组成。其中阀芯7安装在阀套6内部，其端面与阀套6密封配合，阀芯7上设计节流孔用以对液压油进行降压增温。复位弹簧9一端通过挡圈10限位安装在阀套6上，另一端与阀芯a7接触，为阀芯a7提供复位弹力。堵头8通过挡圈10安装在阀套6上。

优选地，冲压空气涡轮4待命状态下，飞机液压系统中引入的高压油从微流降压增温装置1的阀芯中央小孔进入温流循环油路2，进而对冲压空气涡轮4油路、液压泵进行加热；冲压空气涡轮4空中使用状态下，向飞机液压源供油，油路反向循环。

优选地，温流循环控制装置3为液压活塞形式，由安装座11、活塞套12、活塞弹簧a13、活塞弹簧b14、活塞芯15、活塞弹簧c16组成。其中活塞弹簧c15一端由安装座11限位，另一端与活塞套12连接。活塞芯15安装在活塞套12内部，通过活塞弹簧a13、活塞弹簧b14进行位置调节。

优选地，冲压空气涡轮4空中待命时，液压泵5高压油口与泵内泄漏端口接通，活塞芯15处于打开位置，液压油可在rat液压泵内部通过内泄漏端口实现循环；冲压空气涡轮4空中使用时，活塞芯15处于关闭位置，液压泵自身输出的高压油不会因为液压泵内泄漏而导致效率下降。

本发明的优点：

本发明提供了一种冲压空气涡轮微流温控循环结构。利用将进行了降压增温处理后的高压油在冲压空气涡轮液压泵内部循环，从而保持冲压空气涡轮非工作状态时的液压泵在高空低温环境下内部油温，保证其可以快速启动，当冲压空气涡轮正常工作后，切断内部“温流”循环油路，提高冲压空气涡轮输出效率的方法。该方法可在不影响冲压空气涡轮(冲压空气涡轮)重量、体积及效率等参数的前提下，明显改善冲压空气涡轮在高空低温环境下的启动性能，具有较好的应用前景和经济性。

附图说明：

图1为总体结构简图；

图2为微流降压增温装置结构简图；

图3为温流循环控制装置结构简图；

具体实施方式

下面结合说明书附图对本发明作详细描述。请参阅说明书附图1～3。

1.在冲压空气涡轮(冲压空气涡轮)(4)与飞机液压系统高压油路间设计降压增温装置(1)；在冲压空气涡轮(冲压空气涡轮)(4)液压泵内部设计温流循环油路(2)；在冲压空气涡轮(冲压空气涡轮)(4)液压泵内部设计温流循环控制装置(3)。结构简图参见附图1。

2.微流降压增温装置为单向节流阀形式，由阀芯、阀套、堵头、复位弹簧、挡圈等零件组成。结构简图参见附图2。

3.冲压空气涡轮空中待命时，高压油液通过其阀芯上的节流孔后，压力降低温度增高，冲压空气涡轮空中使用时，其输出高压油反向打开阀芯，向飞机提供应急液压能源。

4.冲压空气涡轮液压泵内部温流循环控制装置为液压活塞形式。结构简图参见附图3。

冲压空气涡轮空中待命时，阀芯处于温流油路打开位置，将冲压空气涡轮液压泵高压油口与泵内泄漏端口接通，此时“温流”可在冲压空气涡轮液压泵内部通过内泄漏端口实现循环，冲压空气涡轮空中使用时，阀芯处于温流油路关闭位置，将冲压空气涡轮液压泵高压油口与泵内泄漏端口断开，此时冲压空气涡轮液压泵自身输出的高压油不会因为液压泵内泄漏而导致效率下降。

技术特征：

1.一种冲压空气涡轮微流温控循环结构，其特征在于：包括微流降压增温装置(1)、温流循环油路(2)、温流循环控制装置(3)，其中，微流降压增温装置(1)与飞机液压系统高压端连接，从其中引入小流量的油液进入冲压空气涡轮(4)中，油液经过降压增温处理，通过温流循环油路(2)将整个冲压空气涡轮(4)中的油路和液压泵(5)加热，温流循环控制装置(3)安装在液压泵(5)内部，分别与微流降压增温装置(1)、温流循环油路(2)串联。

2.如权利要求1所述的冲压空气涡轮微流温控循环结构，其特征在于：

当飞机正常飞行时，冲压空气涡轮(4)处于非工作状态，将飞机液压系统的高压油经过降压增温后，使其流入液压泵(5)内部，经过温流循环油路(2)最终返回飞机液压系统低压油路；当飞机应急飞行时，冲压空气涡轮(4)进入工作状态，通过温流循环控制装置(3)，切断温流循环油路(2)，防止液压泵(5)输出内泄漏量过大。

3.如权利要求1所述的冲压空气涡轮微流温控循环结构，其特征在于：微流降压增温装置(1)为单向节流阀形式，由阀套(6)、阀芯a(7)、堵头(8)、复位弹簧(9)、挡圈(10)组成；其中阀芯(7)安装在阀套(6)内部，其端面与阀套(6)密封配合，阀芯(7)上设计节流孔用以对液压油进行降压增温；复位弹簧(9)一端通过挡圈(10)限位安装在阀套(6)上，另一端与阀芯a(7)接触，为阀芯a(7)提供复位弹力；堵头(8)通过挡圈(10)安装在阀套(6)上。

4.如权利要求3所述的冲压空气涡轮微流温控循环结构，其特征在于，冲压空气涡轮(4)待命状态下，飞机液压系统中引入的高压油从微流降压增温装置(1)的阀芯中央小孔进入温流循环油路(2)，进而对冲压空气涡轮(4)油路、液压泵进行加热；冲压空气涡轮(4)空中使用状态下，向飞机液压源供油，油路反向循环。

5.如权利要求1所述的冲压空气涡轮微流温控循环结构，其特征在于，温流循环控制装置(3)为液压活塞形式，由安装座(11)、活塞套(12)、活塞弹簧a(13)、活塞弹簧b(14)、活塞芯(15)、活塞弹簧c(16)组成；其中活塞弹簧c(15)一端由安装座(11)限位，另一端与活塞套(12)连接；活塞芯(15)安装在活塞套(12)内部，通过活塞弹簧a(13)、活塞弹簧b(14)进行位置调节。

6.如权利要求5所述的冲压空气涡轮微流温控循环结构，其特征在于，冲压空气涡轮(4)空中待命时，液压泵(5)高压油口与泵内泄漏端口接通，活塞芯(15)处于打开位置，液压油可在rat液压泵内部通过内泄漏端口实现循环；冲压空气涡轮(4)空中使用时，活塞芯(15)处于关闭位置，液压泵自身输出的高压油不会因为液压泵内泄漏而导致效率下降。

技术总结
本发明涉及一种冲压空气涡轮微流温控循环结构，其特征在于：包括微流降压增温装置(1)、温流循环油路(2)、温流循环控制装置(3)，其中，微流降压增温装置(1)与飞机液压系统高压端连接，从其中引入小流量的油液进入冲压空气涡轮(4)中，油液经过降压增温处理，通过温流循环油路(2)将整个冲压空气涡轮(4)中的油路和液压泵(5)加热，温流循环控制装置(3)安装在液压泵(5)内部，分别与微流降压增温装置(1)、温流循环油路(2)串联。本发明在不影响冲压空气涡轮(冲压空气涡轮)重量、体积及效率等参数的前提下，明显改善冲压空气涡轮在高空低温环境下的启动性能的方法。

技术研发人员：郭生荣;王岩;卢岳良;欧阳小平;刘诚
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心
技术研发日：2018.12.04
技术公布日：2020.06.12