一种航空发动机矢量喷管用高温电静液作动器

本发明涉及航空发动机矢量喷管作动器，特别是涉及一种航空发动机矢量喷管用高温电静液作动器。

背景技术：

1、随着科学技术水平的发展和进步，多电技术已成为目前飞机发动机的发展趋势，而现在的航空发动机作动系统采用全液压作动系统，通过液压管路将能量传输到矢量喷管处的阀控作动器，最终由典型的阀控液压缸系统来完成发动机矢量驱动。在对飞机的要求日益增高的情况下，功率液传作动器(pbh，power-by-hydronic)的缺点逐渐在发动机作动系统突显出来。采用液压作动器的液压系统管路复杂，对油液的性能和清洁度要求高、且维修性差，易泄漏，容易发生火灾和污染环境等不利因素。

技术实现思路

1、本发明的目的是提供一种航空发动机矢量喷管用高温电静液作动器，以解决现有技术中的航空发动机矢量喷管作动系统的功率密度低、动态性能差、能源利用率低的问题，该高温电静液作动器能够极大地简化燃油管路构架，使飞机具有更高的可靠性、更强的生存能力以及更好的可维修性；同时能源传输方式由液压能变为电能，便于飞机的能源管理，提高了飞机的能源利用率。

2、为实现上述目的，本发明提供了如下方案：本发明提供一种航空发动机矢量喷管用高温电静液作动器，包括

3、永磁同步电机，所述永磁同步电机通过螺栓安装固定在液压缸缸体的一侧，永磁同步电机与柱塞泵共轴花键连接；所述永磁同步电机的正反向旋转带动所述柱塞泵旋转并从液压缸内吸油或向液压缸内排油，从而通过液压缸两腔的压力差驱动液压缸活塞杆伸出或缩回的直线位移运动；

4、液路集成阀块，所述液路集成阀块设置在所述液压缸缸体的顶面上，所述柱塞泵的吸排油口与所述液路集成阀块上的油路块通过螺栓组合在一起；

5、蓄能器，所述蓄能器通过螺栓安装固定在所述液压缸缸体的另一侧，所述蓄能器上开设有单向阀组，所述单向阀组包括单向阀一、单向阀二和单向阀三，所述柱塞泵的内泄露油顺次经永磁同步电机、高温油管和单向阀三后回油至所述蓄能器中；所述蓄能器中的油液通过单向阀一和单向阀二流向所述液压缸缸体的低压腔内。

6、优选地，通过控制所述永磁同步电机的转速来调节所述柱塞泵的流量大小，进而调控活塞杆的运动速度与位移，所述液压缸缸体内设置有位移传感器，所述位移传感器用以反馈液压缸活塞杆的位置。

7、优选地，所述永磁同步电机的电机轴与柱塞泵的转子缸体采用花键连接；当所述永磁同步电机带动柱塞泵旋转时，所述柱塞泵的内泄漏油经永磁同步电机的电机轴的前端流至定子与转子之间的气隙中，形成电机的湿转子冷却方式，然后经气隙到电机后端的回油口后通过所述高温油管经单向阀三回油至所述蓄能器内。

8、优选地，所述永磁同步电机的电机壳体处采用巡油冷却方式，冷却油进口和冷却油出口设置在所述电机壳体的上方；在电机绕组的末端安装有温度传感器，所述温度传感器用以反馈所述永磁同步电机内部的温度变化。

9、优选地，所述液路集成阀块的两侧插装有压力传感器一和压力传感器二，所述压力传感器一和压力传感器二的压力测量端分别布置在所述液压缸缸体内两腔油液的进出口处，所述压力传感器一和压力传感器二用以监测并反馈液压缸系统的工作压力情况。

10、优选地，所述液路集成阀块上还插接有旁通阀、安全阀一和安全阀二，所述安全阀一和安全阀二分别与液压缸缸体的高压油路和低压油路相连。

11、优选地，所述永磁同步电机选定三相18槽4极双层绕组的槽极配比；所述永磁同步电机的电机壳体和端盖材质为铝合金；定子材料选用1j22；绕组材料为聚酰亚胺qy-240，耐温240℃；转子选用硅钢35ww270；永磁体材料为sm2co17 smco32，耐温300℃；转轴材料为40crnimoa；永磁体护套选用t700碳纤维材质，单层厚度为0.2mm，三层有效缠绕。

12、优选地，所述液压缸活塞杆上的活塞密封材料为氟橡胶，所述蓄能器的材料为碳钢。

13、本发明相对于现有技术取得了以下有益技术效果：

14、本发明中的航空发动机矢量喷管用高温电静液作动器，包括永磁同步电机、液路集成阀块和蓄能器，永磁同步电机与柱塞泵为一体化湿式结构，电机泵通过花键连接，取消泵前轴端密封，一体化集成度高，进一步减小系统体积，兼有电和液压作动系统的优点。在本发明中，使用一体化高温电静液作动器代替阀控作动器，优势在于，航空发动机矢量喷管的作动系统的液压缸筒不需要中央液压源来驱动，而是由本发明的高温电静液作动器驱动的，就意味着遍布机身的液压管路和备份管路都可以取消，不仅可以省下空间和重量，还有效节省了发动机能源的损耗，未来多电/全电飞机的发展中，采用分布式的电静液作动器代替中央液压源控制的液压作动器，减小了系统体积，提高了系统动态特性，便于安装维护。本发明的技术方案有效地解决了现有技术中的航空发动机矢量喷管的作动器系统体积重量大、动态特性较低、维护性差的问题。

技术特征：

1.一种航空发动机矢量喷管用高温电静液作动器，其特征在于：包括

2.根据权利要求1所述的航空发动机矢量喷管用高温电静液作动器，其特征在于：通过控制所述永磁同步电机的转速来调节所述柱塞泵的流量大小，进而调控液压缸活塞杆的运动速度与位移，所述液压缸缸体内设置有位移传感器，所述位移传感器用以反馈液压缸活塞杆的位置。

3.根据权利要求1所述的航空发动机矢量喷管用高温电静液作动器，其特征在于：所述永磁同步电机的电机轴与柱塞泵的转子缸体采用花键连接；当所述永磁同步电机带动柱塞泵旋转时，所述柱塞泵的内泄漏油经永磁同步电机的电机轴的前端流至定子与转子之间的气隙中，形成电机的湿转子冷却方式，然后经气隙到电机后端的回油口后通过所述高温油管经单向阀三回油至所述蓄能器内。

4.根据权利要求1所述的航空发动机矢量喷管用高温电静液作动器，其特征在于：所述永磁同步电机的电机壳体处采用巡油冷却方式，冷却油进口和冷却油出口设置在所述电机壳体的上方；在电机绕组的末端安装有温度传感器，所述温度传感器用以反馈所述永磁同步电机内部的温度变化。

5.根据权利要求1所述的航空发动机矢量喷管用高温电静液作动器，其特征在于：所述液路集成阀块的两侧插装有压力传感器一和压力传感器二，所述压力传感器一和压力传感器二的压力测量端分别布置在所述液压缸缸体内两腔油液的进出口处，所述压力传感器一和压力传感器二用以监测并反馈液压缸系统的工作压力情况。

6.根据权利要求1所述的航空发动机矢量喷管用高温电静液作动器，其特征在于：所述液路集成阀块上还插接有旁通阀、安全阀一和安全阀二，所述安全阀一和安全阀二分别与液压缸缸体的高压油路和低压油路相连。

7.根据权利要求1所述的航空发动机矢量喷管用高温电静液作动器，其特征在于：所述永磁同步电机选定三相18槽4极双层绕组的槽极配比；所述永磁同步电机的电机壳体和端盖材质为铝合金；定子材料选用1j22；绕组材料为聚酰亚胺qy-240，耐温240℃；转子选用硅钢35ww270；永磁体材料为sm2co17 smco32，耐温300℃；转轴材料为40crnimoa；永磁体护套选用t700碳纤维材质，单层厚度为0.2mm，三层有效缠绕。

8.根据权利要求1所述的航空发动机矢量喷管用高温电静液作动器，其特征在于：所述液压缸活塞杆上的活塞密封材料为氟橡胶，所述蓄能器的材料为碳钢。

技术总结
本发明公开一种航空发动机矢量喷管用高温电静液作动器，包括永磁同步电机、柱塞泵、蓄能器和液路集成阀块，电机和柱塞泵用花键连接，取消柱塞泵前轴端密封，进一步减小系统体积；通过控制永磁电机调节柱塞泵流量及方向，进而调控活塞杆的运动速度和位移方向；电机采用壳体巡油冷却，各类传感器用以监测并反馈系统工作情况；柱塞泵的内泄漏油经电机回油至蓄能器内，用于补偿系统内的损失。该系统在结构上集成度高，兼有电和液压作动系统的优点。本发明有效地提高了矢量喷管作动机构的功重比、可靠性，便于维护，在未来多电/全电飞机的发展中具有广泛的应用前景。

技术研发人员：王兴坚,樊思明,王少萍,刘迪,吴潇
受保护的技术使用者：北京航空航天大学
技术研发日：
技术公布日：2024/1/15