專(zhuān)利名稱(chēng)：增大的飛行控制面的作動(dòng)系統(tǒng)和方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛機(jī)且更具體地是飛行控制面的作動(dòng)系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
功率調(diào)節(jié)器(PCU)用于施加載荷以定位和保持飛機(jī)飛行控制面，例如副翼、升降舵、方向舵、擾流板等位置。傳統(tǒng)的PCU通常是基于失速負(fù)載(stallload)和所需速度(required rate)進(jìn)行尺寸設(shè)計(jì)的。所需速度通常涉及低負(fù)載，或者一個(gè)空載狀態(tài)，一個(gè)低載狀態(tài)，或者一個(gè)在特定飛行狀態(tài)下從整形面(surface faired)移動(dòng)到特定面位置的最大允許時(shí)間。為了簡(jiǎn)明，下文中的說(shuō)明是基于空載速度的要求。失速負(fù)載指的是PCU作動(dòng)器能夠施加的最大力。最大空載速度指的是當(dāng)控制閥大開(kāi)且沒(méi)有載荷作用在作動(dòng)器上時(shí)所述作動(dòng)器的活塞的最快可移動(dòng)速度。
由于飛行動(dòng)力學(xué)，根據(jù)失速負(fù)載和所需速度設(shè)計(jì)的PCU導(dǎo)致效率低。也就是說(shuō)，在高速度和低負(fù)載狀態(tài)(例如，接近“氣動(dòng)中點(diǎn)(aerodynamicneutral)”或者飛行控制面零負(fù)載)下，傳統(tǒng)的PCU在所需馬力和液壓系統(tǒng)重量方面相對(duì)效率低。術(shù)語(yǔ)“氣動(dòng)中點(diǎn)”指的是作用在面上的空氣凈負(fù)荷是零時(shí)，例如當(dāng)水平方向的飛行控制面下方的壓力等于上方的壓力時(shí)的飛行控制面的位置。

發(fā)明內(nèi)容
因此，存在對(duì)一種飛行控制面作動(dòng)系統(tǒng)和方法的需要，該系統(tǒng)和方法的效率高且適用于在當(dāng)前存在的商用飛機(jī)上使用。在飛機(jī)的正常和緊急飛行狀態(tài)時(shí)，該系統(tǒng)可以大量地減少為提供足夠的滿足作動(dòng)的作動(dòng)力而要求的液壓流體流動(dòng)和馬力。理想地，該系統(tǒng)可以提供與傳統(tǒng)PCU相當(dāng)?shù)?即基本上相同的)失速負(fù)載和最大空載速度。
在一優(yōu)選實(shí)施例中，本發(fā)明提供一種為飛機(jī)飛行控制面提供作動(dòng)力的裝置。該裝置包括一第一作動(dòng)器和一第二作動(dòng)器，第二作動(dòng)器具有一旁路模式和一助動(dòng)模式，第二作動(dòng)器的模式是根據(jù)第一作動(dòng)器兩側(cè)的內(nèi)部壓差確定的。裝置還包括一模式選擇閥，用于選擇第二作動(dòng)器的旁路模式和助動(dòng)模式；和一電磁閥，當(dāng)激勵(lì)該電磁閥時(shí)使模式選擇閥選擇第二作動(dòng)器的另一個(gè)模式。當(dāng)?shù)诙鲃?dòng)器處于旁路模式時(shí)，第一作動(dòng)器為飛機(jī)飛行控制面提供作動(dòng)力。但是當(dāng)?shù)诙鲃?dòng)器處于助動(dòng)模式時(shí)，第一和第二作動(dòng)器都為飛機(jī)飛行控制面提供作動(dòng)力。因此該裝置使飛行控制面以高效率方式進(jìn)行工作而需要更少量的液壓流動(dòng)。
從下文的詳細(xì)說(shuō)明中可以很明顯地看出本發(fā)明的其它應(yīng)用。應(yīng)該理解該詳細(xì)說(shuō)明和各具體實(shí)例，雖然描述本發(fā)明的至少一個(gè)優(yōu)選實(shí)施例，都是為了解釋說(shuō)明，而不打算限制本發(fā)明的范圍。


通過(guò)下面的詳細(xì)說(shuō)明和附圖可以充分理解本發(fā)明，其中圖1是根據(jù)本發(fā)明第一優(yōu)選實(shí)施例的增大的飛行控制面作動(dòng)系統(tǒng)的示意圖，該系統(tǒng)具有在一前后位置的雙作動(dòng)器。
圖2是一根據(jù)本發(fā)明第二實(shí)施例的增大的PCU的頂視圖，其具有平行的雙作動(dòng)器；圖3是圖2所示增大的PCU的側(cè)視圖；圖4是圖1所示模式選擇閥的橫截面?zhèn)纫晥D；圖5A和5B是根據(jù)本發(fā)明第二優(yōu)選實(shí)施例的增大的飛行控制面作動(dòng)系統(tǒng)的示意圖；圖6是圖5B所示的模式選擇閥的橫截面?zhèn)纫晥D；以及圖7是圖5B所示的δ壓力感應(yīng)閥(delta pressure sense valve)的橫截面?zhèn)纫晥D。
在附圖中相同的附圖標(biāo)記表示相同的技術(shù)特征。
具體實(shí)施例方式
參見(jiàn)附圖1，示出了根據(jù)本發(fā)明一優(yōu)選實(shí)施例的增大的飛行控制面作動(dòng)系統(tǒng)，通常用標(biāo)記10表示。通常系統(tǒng)10包括一增大的PCU12，其包括一歧管14、一第一作動(dòng)器16和一第二作動(dòng)器18，第二作動(dòng)器具有一助動(dòng)模式和一旁路模式。增大的PCU12流體地連接到一個(gè)壓力源P(例如一流體存儲(chǔ)器20和一泵22)上，該壓力源為增大的PCU12提供加壓的工作流體。在使用時(shí)，第二作動(dòng)器18的工作模式(即助動(dòng)和旁路模式)至少部分地基于第一作動(dòng)器16兩側(cè)的內(nèi)部壓差，這樣第二作動(dòng)器18不吸收任何液壓直到需要高負(fù)載時(shí)。
在低負(fù)載狀態(tài)時(shí)，第二作動(dòng)器18被旁路且保持被動(dòng)或待命模式，這樣第一作動(dòng)器16就為飛行控制面提供作動(dòng)力。但是當(dāng)存在高負(fù)載工作狀態(tài)時(shí)(例如當(dāng)存在高鉸鏈力矩時(shí))，第一和第二作動(dòng)器16和18都受壓為飛行控制面提供作動(dòng)力。
因此與傳統(tǒng)的PCU相比，增大的PCU12使飛行控制面工作時(shí)需要較少的液壓流體流動(dòng)。在這里使用的“傳統(tǒng)PCU”包括單個(gè)作動(dòng)器結(jié)構(gòu)和多個(gè)作動(dòng)器結(jié)構(gòu)，其中多個(gè)作動(dòng)器的每一個(gè)都與其各自完整的液壓系統(tǒng)(例如泵和存儲(chǔ)器)連通，多個(gè)作動(dòng)器結(jié)合起來(lái)操作一飛行控制面，這樣為實(shí)現(xiàn)與單一作動(dòng)器相同的作動(dòng)力時(shí)需要相同流體量的流體。
增大的PCU12要求基本上較少的液壓流體流動(dòng)來(lái)提供至少與傳統(tǒng)PCU相當(dāng)?shù)?即，基本相同的)失速負(fù)載和最大空載速度。與傳統(tǒng)的PCU相比，增大的PCU12更有效且減少了液壓馬力需求，因?yàn)樯倭康囊簤毫黧w流動(dòng)要求從發(fā)動(dòng)機(jī)中抽取更少量的轉(zhuǎn)化馬力。而且增大的PCU12允許使用小的飛機(jī)液壓泵和小直徑液壓流體分布管路，從而顯著的降低了成本和重量，提高燃油效率。
還需要指出的是，圖1所示的飛行控制面增大促動(dòng)系統(tǒng)10只是為了解釋說(shuō)明。在其它實(shí)施例中，根據(jù)使用的具體作動(dòng)器以及使用系統(tǒng)10的具體飛機(jī)可以使用其它歧管、控制閥和液壓系統(tǒng)。
參見(jiàn)附圖1，流體存儲(chǔ)器20和泵22提供加壓的工作流體到增大的PCU12中。泵22可為多種形式的泵，包括液壓泵、發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)泵、電動(dòng)泵、空氣或風(fēng)動(dòng)泵、沖壓空氣渦流(RAT)泵、其它泵。
如下文中詳細(xì)說(shuō)明的，泵22增加工作流體的壓力并通過(guò)一壓力口或入口24將工作流體從存儲(chǔ)器20泵入增大的PCU12中。進(jìn)入增大的PCU12的工作流體的壓力和存儲(chǔ)器20中工作流體的壓力都至少部分地依靠使用系統(tǒng)10的應(yīng)用而確定的。僅通過(guò)舉例說(shuō)明，流體存儲(chǔ)器的壓力大約50磅每平方英寸(psi)，泵20可以將流體壓力從大約50psi增加到大約3000psi。
在工作流體在被增大的PCU12使用和因此被循環(huán)后，工作流體以存儲(chǔ)器壓力回到存儲(chǔ)器20。工作流體再次從存儲(chǔ)器20被供應(yīng)到泵22中。因此系統(tǒng)10就構(gòu)成了一個(gè)封閉流動(dòng)系統(tǒng)。
系統(tǒng)10還包括第一和第二作動(dòng)器16和18，以及一線性差動(dòng)變換器(LVDT)23，用于感應(yīng)作動(dòng)器16和18的各自的位置。在圖1中，所示的作動(dòng)器16和18位于一前后位置(即端對(duì)端)。然而如圖2和3所示，一可選擇實(shí)施例的PCU112包括一歧管114和第一和第二作動(dòng)器(A1，A2)116和118，它們彼此平行地布置在機(jī)翼170中。作動(dòng)器的位置至少部分地根據(jù)機(jī)翼的幾何形狀和安裝作動(dòng)器的可用空間來(lái)確定。
另外，系統(tǒng)10還包括多于兩個(gè)的作動(dòng)器(即，三個(gè)或更多作動(dòng)器)，作動(dòng)器的使用數(shù)量至少部分地根據(jù)安裝作動(dòng)器的可用空間、所需作動(dòng)力以及其它因素確定。例如在一可選擇的實(shí)施例中，系統(tǒng)可以包括一個(gè)主作動(dòng)器和兩個(gè)次級(jí)作動(dòng)器，其中每個(gè)次級(jí)作動(dòng)器都具有獨(dú)立可控的助動(dòng)模式和旁路模式。
第一和第二作動(dòng)器16和18可為本領(lǐng)域已知的或在將來(lái)可被開(kāi)發(fā)的多種形式的作動(dòng)器。雖然作動(dòng)器已經(jīng)是本領(lǐng)域的公知技術(shù)，但是為了提供一個(gè)理解本發(fā)明的更易理解的基礎(chǔ)，仍將提供對(duì)一作動(dòng)器的實(shí)例的簡(jiǎn)要說(shuō)明。
簡(jiǎn)要地，每個(gè)作動(dòng)器16和18都包括一活塞，其可移動(dòng)地布置在一作動(dòng)器缸中。每個(gè)作動(dòng)器還包括一軸或桿。軸的一端與活塞接合，另一端與飛行控制面接合。
作動(dòng)器缸通過(guò)一伸出流體管路(例如26和28)和一縮回流體管路(例如30和32)與流體存儲(chǔ)器20和泵22流體連通。每個(gè)作動(dòng)器缸的尺寸使得當(dāng)來(lái)自存儲(chǔ)器20和泵22的加壓工作流體作用在缸上時(shí)允許活塞在缸中移動(dòng)。作動(dòng)器缸包括端帽和流體密封元件(即O形密封環(huán)等)以流體地密封作動(dòng)器缸，這樣可以防止加壓的工作流體通過(guò)除了相應(yīng)流體管路的其它方式從作動(dòng)器缸中泄漏。
如圖1所示，每個(gè)作動(dòng)器16和18都通過(guò)各自的伸出流體管路或線路26，28和各自的縮回流體管路或線路30，32與歧管14流體連通。當(dāng)提供加壓工作流體時(shí)，加壓工作流體的流動(dòng)方向決定作動(dòng)器16和18是伸出還是縮回，從而決定飛行控制面伸出或縮回。例如，當(dāng)加壓工作流體通過(guò)伸出流體管路26進(jìn)入第一作動(dòng)器16的伸出側(cè)34時(shí)，第一作動(dòng)器16的活塞就伸出。工作流體通過(guò)縮回流體管路30從第一作動(dòng)器16的縮回側(cè)36排出回到存儲(chǔ)器20。相反地，當(dāng)加壓工作流體通過(guò)縮回流體管路30進(jìn)入縮回側(cè)36時(shí)，第一作動(dòng)器16的活塞就縮回。在后一種情況下，工作流體通過(guò)伸出流體管路26從第一作動(dòng)器16的伸出側(cè)34排出回到存儲(chǔ)器20。
雖然第一和第二作動(dòng)器16和18基本上相同，但這不是所述情況下必須的。例如第二作動(dòng)器18的行程長(zhǎng)度可比第一作動(dòng)器16的行程長(zhǎng)度長(zhǎng)?；蚶?，包括增大的飛行控制面作動(dòng)系統(tǒng)的多個(gè)作動(dòng)器的尺寸可不同(例如為最小的穩(wěn)定性定第一作動(dòng)器的尺寸、為失速負(fù)荷定第二作動(dòng)器的尺寸，等)。如在另一個(gè)實(shí)例中，可以給模式選擇閥40附加阻尼，其中設(shè)置一可控孔，可被用于當(dāng)?shù)诙鲃?dòng)器18處于旁路模式時(shí)在第二作動(dòng)器18中產(chǎn)生壓差，以防止面擺動(dòng)，提供動(dòng)態(tài)穩(wěn)定度。
在運(yùn)行期間，歧管14通過(guò)入口24接收來(lái)自泵22和存儲(chǔ)器20的加壓工作流體。然后歧管14將加壓工作流體分配到運(yùn)行的作動(dòng)器(即16或16和18)中。因此在工作流體被使用后，歧管14還接收來(lái)自主動(dòng)作動(dòng)器的工作流體。因此歧管14控制第一和第二作動(dòng)器16和18的操作。
在示出的實(shí)施例中，歧管14包括一控制閥38，用于確定流動(dòng)方向和進(jìn)入模式選擇閥40的加壓工作流體量。優(yōu)選地，控制閥38使用一電液壓伺服閥(EHSV)，也可以使用其它類(lèi)型的閥(例如直接驅(qū)動(dòng)閥(DDV)，或其它閥)。
關(guān)于模式選擇閥40，模式選擇閥40用于選擇第二作動(dòng)器18的旁路模式和助動(dòng)模式。因此，模式選擇閥40包括一旁路位置和一助動(dòng)位置。當(dāng)模式選擇閥40處于旁路位置時(shí)，第二作動(dòng)器18就為旁路模式，這樣第一作動(dòng)器16就為飛行控制面提供作動(dòng)力。相反地，當(dāng)模式選擇閥40處于助動(dòng)位置時(shí)，第一和第二作動(dòng)器16和18都受壓并都為飛行控制面提供作動(dòng)力。
現(xiàn)在參見(jiàn)附圖4，示出了處于旁路位置的模式選擇閥40的一截面圖。模式選擇閥40包括一滑塊42，其可在第一位置和第二位置之間移動(dòng)。模式選擇閥還包括一活塞44和一偏置裝置46(例如一螺旋彈簧、液壓等)，偏置裝置用于將滑塊42偏置在第一位置。如圖所示，當(dāng)滑塊2位于第一位置時(shí)模式選擇閥40處于旁路位置。
返回參見(jiàn)附圖1，歧管14還包括一電磁閥48，用于使模式選擇閥40在兩個(gè)位置(即旁路位置和助動(dòng)位置)之間改變。也就是說(shuō)，電磁閥48用于在第一和第二位置之間移動(dòng)模式選擇閥40的滑塊42。因此，模式選擇閥40的位置以及第二作動(dòng)器18的模式都根據(jù)電磁閥48的狀態(tài)(即激勵(lì)，未激勵(lì))確定。優(yōu)選地，激勵(lì)電磁閥48使模式選擇閥40從旁路位置移動(dòng)到助動(dòng)位置，從而使第二作動(dòng)器18從旁路模式改變到助動(dòng)模式。
使用電磁閥48控制模式選擇閥40的滑塊42的位置可以提高系統(tǒng)10相關(guān)于滯后現(xiàn)象的可控性。電磁閥48確保模式選擇閥40可以在旁路和助動(dòng)位置之間相對(duì)快速或“瞬時(shí)”地轉(zhuǎn)換。如在這里使用的，“瞬時(shí)”包含兩個(gè)含義，即，閥操作模式之間的轉(zhuǎn)化相對(duì)較快，以及不存在閥只移動(dòng)一半行程(即閥不處于全開(kāi)或全關(guān)位置)的正常工作狀態(tài)。需要指出的是，根據(jù)飛行控制系統(tǒng)機(jī)構(gòu)也可以使用其它的閥結(jié)構(gòu)，沒(méi)有超出本發(fā)明的構(gòu)思和范圍。
進(jìn)一步參見(jiàn)附圖1，優(yōu)選地，電磁閥48以及第二作動(dòng)器18的模式根據(jù)第一作動(dòng)器16兩側(cè)的內(nèi)部壓差確定。為了實(shí)現(xiàn)這個(gè)目的，系統(tǒng)10包括一壓差傳感器50，其安裝在第一作動(dòng)器16伸出和縮回管路26和30之間。壓差傳感器50通過(guò)將進(jìn)入第一作動(dòng)器16的工作流體壓力減去從第一作動(dòng)器16排出的工作流體壓力來(lái)確定第一作動(dòng)器16兩側(cè)的壓差。
系統(tǒng)10如此構(gòu)成使得當(dāng)?shù)谝蛔鲃?dòng)器16兩側(cè)的壓差(傳感器50測(cè)得)超出最大壓力值相應(yīng)時(shí)間周期時(shí)，激勵(lì)電磁閥48。相反，當(dāng)?shù)谝蛔鲃?dòng)器16兩側(cè)的壓差，如用傳感器50測(cè)得的，下降或低于最小壓力值預(yù)定時(shí)間周期時(shí)，不激勵(lì)電磁閥48。
僅是舉例說(shuō)明，系統(tǒng)10安裝在一使用電線(fly-by-wire)飛行控制系統(tǒng)機(jī)構(gòu)的飛機(jī)上。飛機(jī)包括一作動(dòng)器控制電子儀器(ACE)箱，用于控制電磁閥48，和一3000psi液壓系統(tǒng)，這樣在所有飛行狀態(tài)下飛行控制作動(dòng)器可獲得2100psi壓力。在這個(gè)飛機(jī)實(shí)例中，當(dāng)ACE感應(yīng)到第一作動(dòng)器16兩側(cè)的內(nèi)部壓差超過(guò)2100psi持續(xù)50毫秒時(shí)激勵(lì)電磁閥48。當(dāng)ACE感應(yīng)到第一作動(dòng)器16兩側(cè)的內(nèi)部壓差低于950psi持續(xù)50毫秒時(shí)，不激勵(lì)電磁閥。用于確定什么時(shí)候激勵(lì)和不激勵(lì)電磁閥48的所選擇的最大和最小壓力值和時(shí)間持續(xù)期至少部分地根據(jù)系統(tǒng)10的不同應(yīng)用和所需滯后現(xiàn)象變化而改變。
如圖4所示，模式選擇閥40包括三個(gè)液壓口，即一壓力口P、一返回口R、和一電磁控制口C1。壓力口P與系統(tǒng)10的壓力源P(即存儲(chǔ)器20和泵22)流體連通。返回口R與系統(tǒng)10的返回源R(即存儲(chǔ)器20)流體連通。壓力和返回口P和R用于通過(guò)活塞44為滑塊42提供液力偏置。即使當(dāng)撤去液壓力時(shí)，彈簧46仍偏置滑塊42。
當(dāng)不激勵(lì)電磁閥48時(shí)其通常為關(guān)閉狀態(tài)，這樣模式選擇閥40處于旁路位置。因此當(dāng)不激勵(lì)電磁閥48時(shí)電磁控制口C1與系統(tǒng)10的返回源R流體連通。然而當(dāng)激勵(lì)電磁閥48時(shí)，控制口C1與系統(tǒng)10的壓力源P流體連通?？蛇x擇地，系統(tǒng)可包括一常開(kāi)電磁閥(即當(dāng)不激勵(lì)電磁閥時(shí)C1受壓)，這樣模式選擇閥的默認(rèn)模式是處于助動(dòng)位置。對(duì)此可選擇的情況下，還要求其它在閥上的變化，例如彈簧偏置的方向要反向。
激勵(lì)電磁閥48使控制口C1與壓力源P流體連通。加壓工作流體通過(guò)控制口C1進(jìn)入模式選擇閥40且作用在滑塊42的大直徑側(cè)，最后加壓工作流體克服螺旋彈簧46的偏置力和作用在活塞44小直徑側(cè)的壓力P，壓力P通過(guò)活塞44作用在滑塊42上。此時(shí)，滑塊42會(huì)從其第一位置向左移動(dòng)或運(yùn)動(dòng)到其第二位置，從而將模式選擇閥40的設(shè)定從旁路設(shè)定改變到助動(dòng)設(shè)定。當(dāng)模式選擇閥40處于旁路設(shè)定時(shí)，第一作動(dòng)器16的伸出和縮回管路26和30分別與第二作動(dòng)器18的伸出和縮回管路28和32流體連通。從而作動(dòng)器16和18都提供作動(dòng)力。
根據(jù)使用所述系統(tǒng)10的應(yīng)用，飛行控制系統(tǒng)機(jī)構(gòu)可能需要監(jiān)視模式選擇閥40的位置。因此歧管14還包括一線性差動(dòng)變換器(LVDT)52，用于確定模式選擇閥40的位置。也就是說(shuō)，LVDT52確定模式選擇閥40是處于旁路位置還是處于助動(dòng)位置。
現(xiàn)在參見(jiàn)附圖5A和5B，示出了增大的飛行控制面作動(dòng)系統(tǒng)的第二實(shí)施例210。該系統(tǒng)210包括一控制閥238、一模式選擇閥240、和一對(duì)δ壓力感應(yīng)閥260和262。δ壓力感應(yīng)閥260和262如此構(gòu)成使得當(dāng)相應(yīng)的閥260或262兩側(cè)的內(nèi)部壓差超過(guò)一預(yù)定值時(shí)完全打開(kāi)其中的一個(gè)或另一個(gè)閥，其中可以包括多種形式的壓力閥。
所述δ壓力感應(yīng)閥260抑制或阻礙模式選擇閥240的壓力，直到口261與口263之間的壓差超出δ壓力感應(yīng)閥260的閥設(shè)定值或開(kāi)啟壓力。當(dāng)δ壓力感應(yīng)閥260兩側(cè)的內(nèi)部壓差超出開(kāi)啟壓力時(shí)，δ壓力感應(yīng)閥260瞬間或猛地完全打開(kāi)。
δ壓力感應(yīng)閥262抑制或阻礙模式選擇閥240的壓力，直到口265與口267之間的壓差超出δ壓力感應(yīng)閥262的閥設(shè)定值或開(kāi)啟壓力。當(dāng)δ壓力感應(yīng)閥262兩側(cè)的內(nèi)部壓差超出開(kāi)啟壓力時(shí)，δ壓力感應(yīng)閥262瞬間或猛地完全打開(kāi)。
每個(gè)δ壓力感應(yīng)閥260和262的開(kāi)啟壓力和復(fù)位壓力值可包括任意范圍的壓力值。所需的用于復(fù)位打開(kāi)閥260或262的復(fù)位壓差根據(jù)使用系統(tǒng)10的具體應(yīng)用而改變。而且δ壓力感應(yīng)閥260和262的復(fù)位壓差可以通過(guò)改變?chǔ)膲毫Ω袘?yīng)閥260和262的液壓或活塞面積比而改變。通過(guò)舉例說(shuō)明，當(dāng)相應(yīng)δ壓力感應(yīng)閥260或262兩側(cè)的內(nèi)部壓差超出2100psi時(shí)，每個(gè)δ壓力感應(yīng)閥260和262都是全開(kāi)。通過(guò)進(jìn)一步舉例，當(dāng)相應(yīng)δ壓力感應(yīng)閥260或262兩側(cè)的內(nèi)部壓差低于950psi時(shí)，δ壓力感應(yīng)閥260和262還可被配置為復(fù)位。
參見(jiàn)附圖6，示出了處于旁路位置的模式選擇閥240的截面圖。模式選擇閥240包括一第一滑塊242和一第二滑塊243，每個(gè)滑塊都可在第一位置和第二位置之間移動(dòng)。模式選擇閥還包括一活塞244和一偏置裝置246(例如一螺旋彈簧、液壓等)，偏置裝置用于偏置滑塊242，從而偏置滑塊243到第一位置。如圖所示，當(dāng)滑塊242和243都位于第一位置時(shí)模式選擇閥240處于旁路位置。
模式選擇閥240包括四個(gè)液壓口，即一壓力口P、一返回口R、和控制口C1和C2。壓力口P與系統(tǒng)210的壓力源P(即存儲(chǔ)器220和泵222)流體連通。返回口R與系統(tǒng)210的返回源R(即存儲(chǔ)器220)流體連通。壓力和返回口P和R用于通過(guò)活塞244為滑塊242提供液力偏置。即使當(dāng)撤去液壓力時(shí)，彈簧246還偏置滑塊242。控制口C1與δ壓力感應(yīng)閥260流體連通，而控制口C2與δ壓力感應(yīng)閥262流體連通。
啟動(dòng)或打開(kāi)δ壓力感應(yīng)閥260，從而通過(guò)打開(kāi)的閥260使控制口C1與壓力源P流體連通。加壓工作流體通過(guò)控制口C1進(jìn)入模式選擇閥240且作用在滑塊242的大直徑側(cè)，最后加壓工作流體克服螺旋彈簧246的偏置力和作用在活塞244小直徑側(cè)的壓力P，壓力P通過(guò)活塞244作用在滑塊242上。此時(shí)，滑塊242會(huì)從其第一位置向左移動(dòng)或運(yùn)動(dòng)到其第二位置，從而將模式選擇閥240的設(shè)定從旁路設(shè)定改變到助動(dòng)設(shè)定。當(dāng)模式選擇閥240處于旁路設(shè)定時(shí)，第一作動(dòng)器216的伸出和縮回管路226和230分別與第二作動(dòng)器218的伸出和縮回管路228和232流體連通。從而作動(dòng)器216和218都提供作動(dòng)力。
啟動(dòng)或打開(kāi)δ壓力感應(yīng)閥262，從而通過(guò)打開(kāi)的閥262使控制口C2與壓力源P流體連通。加壓工作流體通過(guò)控制口C2進(jìn)入模式選擇閥240且作用在滑塊243的大直徑側(cè)，最后加壓工作流體克服螺旋彈簧246的偏置力和作用在活塞244小直徑側(cè)的壓力P，壓力P通過(guò)活塞244作用在滑塊242上。此時(shí)，滑塊242和243都從其第一位置向左移動(dòng)或運(yùn)動(dòng)到其第二位置，從而將模式選擇閥240的設(shè)定從旁路設(shè)定改變到助動(dòng)設(shè)定。當(dāng)模式選擇閥240處于旁路設(shè)定時(shí)，第一作動(dòng)器216的伸出和縮回管路226和230分別與第二作動(dòng)器218的伸出和縮回管路228和232流體連通。從而作動(dòng)器216和218都提供作動(dòng)力。
參見(jiàn)附圖7，示出了δ壓力感應(yīng)閥260的橫截面視圖。δ壓力感應(yīng)閥262除了與閥262的伸出和縮回口(Cyl Ext and Cyl Ret)的位置相反或互換位置外，基本上與圖6所示的δ壓力感應(yīng)閥260相同。也就是說(shuō)，δ壓力感應(yīng)閥262的伸出和縮回口分別位于在右和左側(cè)，而不是圖7所示的左和右側(cè)。需要指出的是在圖7中示出的壓力值和相對(duì)的面積(A)只是為了解釋說(shuō)明，而不是限制本發(fā)明。根據(jù)使用系統(tǒng)210的具體應(yīng)用可以使用其它壓力值和相對(duì)面積。
δ壓力感應(yīng)閥260包括一滑塊270，其可在第一位置和第二位置之間移動(dòng)。δ壓力感應(yīng)閥260還包括一活塞275和一偏置裝置276(例如一螺旋彈簧、液壓等)，偏置裝置用于將滑塊270偏置在第一位置。如圖所示，當(dāng)滑塊270位于第一位置時(shí)閥260處于關(guān)閉位置。
δ壓力感應(yīng)閥260包括口261和口263、一壓力口P、一返回口R、和一控制口C。所述口261和263與控制閥238流體連通，如圖5A和5B所示。壓力口P與系統(tǒng)210的壓力源P(即存儲(chǔ)器220和泵222)流體連通。返回口R與系統(tǒng)210的返回源R(即存儲(chǔ)器220)流體連通。
壓力和返回口P和R用于液力偏置滑塊270。即使當(dāng)撤去液壓力時(shí)，彈簧276還通過(guò)活塞275偏置滑塊270。當(dāng)δ壓力感應(yīng)閥260打開(kāi)時(shí)，控制口C通過(guò)由閥260限定的大致環(huán)形的腔280與壓力口P流體連通。
另外，δ壓力感應(yīng)閥260還限定了多個(gè)擋圈。在圖7示出的實(shí)施例中，δ壓力感應(yīng)閥260限定的擋圈272和274中的每個(gè)都允許在越過(guò)該處的搭接泄漏(lap leakage)。
在工作過(guò)程中，當(dāng)δ壓力感應(yīng)閥260和262都關(guān)閉時(shí)，第一作動(dòng)器216提供作動(dòng)力。然而無(wú)論δ壓力感應(yīng)閥260和262的哪一個(gè)全開(kāi)(即當(dāng)閥260的口261和263之間的內(nèi)部壓差或閥262的口265和267之間的內(nèi)部壓差超出相應(yīng)δ壓力感應(yīng)閥260或262的開(kāi)啟壓力時(shí))，第一和第二作動(dòng)器216和218就都提供作動(dòng)力。因此，當(dāng)?shù)谝蛔鲃?dòng)器216必須承受高壓時(shí)，第二作動(dòng)器218受壓。
在另一方面，本發(fā)明還提出了提供作動(dòng)力到飛機(jī)分行控制面的方法。在一優(yōu)選實(shí)施例中，該方法包括下列步驟使用一模式選擇閥40和一電磁閥48主動(dòng)地控制選擇第二作動(dòng)器18的旁路模式和助動(dòng)模式，該選擇至少部分地基于第一作動(dòng)器16兩側(cè)的內(nèi)部壓差；當(dāng)?shù)诙鲃?dòng)器18處于旁路模式時(shí)，使第一作動(dòng)器16為飛機(jī)的飛行控制面提供作動(dòng)力；當(dāng)?shù)诙鲃?dòng)器18處于助動(dòng)模式時(shí)，使第一和第二作動(dòng)器16和18都為飛機(jī)的飛行控制面提供作動(dòng)力。
在另一個(gè)方法的優(yōu)選實(shí)施例中，該方法包括下列步驟使用一模式選擇閥240和δ壓力感應(yīng)閥260和262控制選擇第二作動(dòng)器218的旁路模式和助動(dòng)模式，該選擇至少部分地基于δ壓力感應(yīng)閥260和262兩側(cè)的內(nèi)部壓差；當(dāng)?shù)诙鲃?dòng)器218處于旁路模式時(shí)，使第一作動(dòng)器216為飛機(jī)的飛行控制面提供作動(dòng)力；當(dāng)?shù)诙鲃?dòng)器218處于助動(dòng)模式時(shí)，使第一和第二作動(dòng)器216和218都為飛機(jī)的飛行控制面提供作動(dòng)力。
因此，本發(fā)明提出一飛行控制增大作動(dòng)系統(tǒng)，其極大地減少液壓流體流動(dòng)和馬力的要求而提供足夠的作動(dòng)力以滿足在飛機(jī)正常和緊急狀態(tài)時(shí)作動(dòng)要求所需的液壓流體流動(dòng)和馬力。實(shí)際上本發(fā)明需要較少的液壓流體流動(dòng)來(lái)提供與傳統(tǒng)PCU相當(dāng)?shù)?即近似相同的)失速負(fù)載和最大空載速度。另外，本發(fā)明相對(duì)簡(jiǎn)單、容易實(shí)施、且成本低。
本發(fā)明提供的所述減少的液壓流動(dòng)要求轉(zhuǎn)變?yōu)閺陌l(fā)動(dòng)機(jī)中抽取的馬力更少、更小和輕的液壓泵、以及小直徑的液壓流體分布管路和管道。本發(fā)明還可以通過(guò)使內(nèi)部流體通道和部件的尺寸對(duì)應(yīng)減小的流動(dòng)，從而可以減小歧管的尺寸。因此本發(fā)明提供飛行控制系統(tǒng)的成本和重量降低，這對(duì)商用飛機(jī)的開(kāi)發(fā)中特別注意的減輕重量非常有利。本發(fā)明還減小了液壓系統(tǒng)在PCU工作時(shí)的過(guò)渡現(xiàn)象，從而不需要附加獨(dú)立地加速器來(lái)克服過(guò)渡現(xiàn)象。
本發(fā)明利用飛行證明的且成熟的飛機(jī)技術(shù)，從而使本發(fā)明更可靠。例如本發(fā)明可使用現(xiàn)有的液壓泵、液壓密封、電磁控制模式開(kāi)關(guān)、鋁歧管、和3000psi液壓系統(tǒng)。
由于本發(fā)明不依賴(lài)于飛機(jī)的飛行狀態(tài)來(lái)確定所述作動(dòng)器在作用區(qū)域，而是依賴(lài)于PCU的內(nèi)部壓力，所以本發(fā)明適用于亞音速商用飛機(jī)、其它飛機(jī)。另外，許多飛機(jī)都具有非常薄的機(jī)翼，其只能提供很小的外殼來(lái)封包飛行控制作動(dòng)器。然而本發(fā)明理想地適用于安裝在薄機(jī)翼中，在其中允許放置多個(gè)前后或彼此平行布置的作動(dòng)器。本發(fā)明還可應(yīng)用在許多系統(tǒng)機(jī)構(gòu)中，包括機(jī)械的、傳統(tǒng)的、線控動(dòng)力的(power-by-wire)、和電線飛行控制的系統(tǒng)。
可以預(yù)見(jiàn)本發(fā)明可應(yīng)用在許多控制面(例如，但是沒(méi)有限制性的，副翼、升降舵、方向舵、擾流器、襟副翼、其它)中，以及多個(gè)飛機(jī)中(例如，但是沒(méi)有限制性的，噴氣式戰(zhàn)斗機(jī)、噴氣式商用機(jī)、噴氣式私人飛機(jī)、螺旋槳?jiǎng)恿︼w機(jī)、及其它種)，無(wú)論飛機(jī)的駕駛方式是什么(例如直接的、遙控的、通過(guò)自動(dòng)的、或上述結(jié)合、及其它)。因此這里引用的具體飛行控制面和飛機(jī)沒(méi)有將本發(fā)明的保護(hù)范圍限制在飛行控制面或飛機(jī)的具體形式/類(lèi)型中。
本發(fā)明的說(shuō)明只是示例性的，而沒(méi)有限制本發(fā)明、及其應(yīng)用或使用。因此沒(méi)有超出本發(fā)明構(gòu)思的變形也在本發(fā)明的范圍內(nèi)。這種變形沒(méi)有超出本發(fā)明的構(gòu)思和范圍。
權(quán)利要求
1.用于為飛機(jī)飛行控制面提供作動(dòng)力的裝置，該裝置包括一第一作動(dòng)器；一第二作動(dòng)器，其具有一旁路模式和一助動(dòng)模式，且第二作動(dòng)器的模式至少部分地根據(jù)第一作動(dòng)器兩側(cè)的內(nèi)部壓差確定的；一模式選擇閥，用于選擇第二作動(dòng)器的旁路模式和助動(dòng)模式；一電磁閥，其與模式選擇閥這樣地結(jié)合，激勵(lì)該電磁閥使得模式選擇閥選擇第二作動(dòng)器的另一個(gè)模式；當(dāng)?shù)诙鲃?dòng)器處于旁路模式時(shí)，第一作動(dòng)器為飛機(jī)飛行控制面提供作動(dòng)力；以及當(dāng)?shù)诙鲃?dòng)器處于助動(dòng)模式時(shí)，第一和第二作動(dòng)器都為飛機(jī)飛行控制面提供作動(dòng)力。
2.根據(jù)權(quán)利要求1的裝置，其特征在于第二作動(dòng)器的另一個(gè)模式是助動(dòng)模式。
3.根據(jù)權(quán)利要求1的裝置，其特征在于第二作動(dòng)器的另一個(gè)模式是旁路模式。
4.根據(jù)權(quán)利要求1的裝置，其特征在于當(dāng)?shù)谝蛔鲃?dòng)器兩側(cè)的內(nèi)部壓差持續(xù)超出最大壓力值一個(gè)相應(yīng)時(shí)間周期時(shí)，激勵(lì)電磁閥；以及當(dāng)?shù)谝蛔鲃?dòng)器兩側(cè)的內(nèi)部壓差持續(xù)低于最小壓力值一給定時(shí)間周期時(shí)，不激勵(lì)電磁閥。
5.根據(jù)權(quán)利要求1的裝置，其特征在于還包括一壓差傳感器，用于確定第一作動(dòng)器兩側(cè)的內(nèi)部壓差。
6.根據(jù)權(quán)利要求5的裝置，其特征在于第一作動(dòng)器包括一伸出流體管路和一縮回流體管路；以及壓差傳感器布置在第一作動(dòng)器的伸出流體管路和縮回流體管路之間。
7.用于為飛機(jī)飛行控制面提供作動(dòng)力的裝置，該裝置包括一第一作動(dòng)器；一第二作動(dòng)器，其具有一旁路模式和一助動(dòng)模式，且第二作動(dòng)器的模式至少部分地根據(jù)第一作動(dòng)器兩側(cè)的內(nèi)部壓差確定的；一模式選擇閥，用于選擇第二作動(dòng)器的旁路模式和助動(dòng)模式；至少一δ壓力感應(yīng)閥，其與模式選擇閥這樣地結(jié)合，打開(kāi)δ壓力感應(yīng)閥而使模式選擇閥選擇第二作動(dòng)器的另一模式，當(dāng)該至少一個(gè)δ壓力感應(yīng)閥兩側(cè)的內(nèi)部壓差超出最大壓力值時(shí)，該至少一個(gè)δ壓力感應(yīng)閥打開(kāi)；當(dāng)?shù)诙鲃?dòng)器處于旁路模式時(shí)，第一作動(dòng)器為飛機(jī)飛行控制面提供作動(dòng)力；以及當(dāng)?shù)诙鲃?dòng)器處于助動(dòng)模式時(shí)，第一和第二作動(dòng)器都為飛機(jī)飛行控制面提供作動(dòng)力。
8.根據(jù)權(quán)利要求7的裝置，其特征在于第二作動(dòng)器的另一個(gè)模式是助動(dòng)模式。
9.根據(jù)權(quán)利要求7的裝置，其特征在于第二作動(dòng)器的另一個(gè)模式是旁路模式。
10.根據(jù)權(quán)利要求7的裝置，其特征在于該至少一個(gè)δ壓力感應(yīng)閥包括一第一δ壓力感應(yīng)閥，設(shè)置為當(dāng)?shù)谝沪膲毫Ω袘?yīng)閥兩側(cè)的內(nèi)部壓差超出最大壓力值時(shí)打開(kāi)；以及一第二δ壓力感應(yīng)閥，設(shè)置為當(dāng)?shù)诙膲毫Ω袘?yīng)閥兩側(cè)的內(nèi)部壓差超出最大壓力值時(shí)打開(kāi)。
11.用于為飛機(jī)飛行控制面提供作動(dòng)力的裝置，該裝置包括一第一作動(dòng)器；一第二作動(dòng)器，其具有一旁路模式和一助動(dòng)模式；用于控制第二作動(dòng)器選擇旁路模式和助動(dòng)模式的裝置，第二作動(dòng)器的模式選擇至少部分地基于第一作動(dòng)器兩側(cè)的內(nèi)部壓差；當(dāng)?shù)诙鲃?dòng)器處于旁路模式時(shí)，第一作動(dòng)器為飛機(jī)飛行控制面提供作動(dòng)力；以及當(dāng)?shù)诙鲃?dòng)器處于助動(dòng)模式時(shí)，第一和第二作動(dòng)器都為飛機(jī)飛行控制面提供作動(dòng)力。
12.一種飛機(jī)，包括一飛行控制面；一第一作動(dòng)器；一第二作動(dòng)器，其具有一旁路模式和一助動(dòng)模式，且第二作動(dòng)器的模式至少部分地根據(jù)第一作動(dòng)器兩側(cè)的內(nèi)部壓差確定的；一模式選擇閥，用于選擇第二作動(dòng)器的旁路模式和助動(dòng)模式；一電磁閥，其與模式選擇閥這樣地結(jié)合，當(dāng)激勵(lì)該電磁閥時(shí)使模式選擇閥選擇第二作動(dòng)器的另一個(gè)模式；當(dāng)?shù)诙鲃?dòng)器處于旁路模式時(shí)，第一作動(dòng)器為飛機(jī)飛行控制面提供作動(dòng)力；以及當(dāng)?shù)诙鲃?dòng)器處于助動(dòng)模式時(shí)，第一和第二作動(dòng)器都為飛機(jī)飛行控制面提供作動(dòng)力。
13.根據(jù)權(quán)利要求12的飛機(jī)，其特征在于當(dāng)?shù)谝蛔鲃?dòng)器兩側(cè)的內(nèi)部壓差持續(xù)超出最大壓力值一相應(yīng)時(shí)間周期時(shí)，激勵(lì)電磁閥；以及當(dāng)?shù)谝蛔鲃?dòng)器兩側(cè)的內(nèi)部壓差持續(xù)低于最小壓力值一給定時(shí)間周期時(shí)，不激勵(lì)電磁閥。
14.根據(jù)權(quán)利要求12的飛機(jī)，其特征在于還包括一壓差傳感器，用于確定第一作動(dòng)器兩側(cè)的內(nèi)部壓差。
15.根據(jù)權(quán)利要求14的飛機(jī)，其特征在于第一作動(dòng)器包括一伸出流體管路和一縮回流體管路；以及壓差傳感器布置在第一作動(dòng)器的伸出流體管路和縮回流體管路之間。
16.根據(jù)權(quán)利要求12的飛機(jī)，其特征在于第二作動(dòng)器的另一個(gè)模式是助動(dòng)模式。
17.一種飛機(jī)，包括一飛行控制面；一第一作動(dòng)器；一第二作動(dòng)器，其具有一旁路模式和一助動(dòng)模式，且第二作動(dòng)器的模式至少部分地根據(jù)第一作動(dòng)器兩側(cè)的內(nèi)部壓差確定的；一模式選擇閥，用于選擇第二作動(dòng)器的旁路模式和助動(dòng)模式；至少一δ壓力感應(yīng)閥，其與模式選擇閥這樣地結(jié)合，打開(kāi)δ壓力感應(yīng)閥使得模式選擇閥選擇第二作動(dòng)器的另一模式，當(dāng)該至少一個(gè)δ壓力感應(yīng)閥兩側(cè)的內(nèi)部壓差超出最大壓力值時(shí)，該至少一個(gè)δ壓力感應(yīng)閥打開(kāi)；當(dāng)?shù)诙鲃?dòng)器處于旁路模式時(shí)，第一作動(dòng)器為飛機(jī)飛行控制面提供作動(dòng)力；以及當(dāng)?shù)诙鲃?dòng)器處于助動(dòng)模式時(shí)，第一和第二作動(dòng)器都為飛機(jī)飛行控制面提供作動(dòng)力。
18.根據(jù)權(quán)利要求17的飛機(jī)，其特征在于該至少一個(gè)δ壓力感應(yīng)閥包括一第一δ壓力感應(yīng)閥，當(dāng)?shù)谝沪膲毫Ω袘?yīng)閥兩側(cè)的內(nèi)部壓差超出最大壓力值時(shí)打開(kāi)；以及一第二δ壓力感應(yīng)閥，當(dāng)?shù)诙膲毫Ω袘?yīng)閥兩側(cè)的內(nèi)部壓差超出最大壓力值時(shí)打開(kāi)。
19.用于為飛機(jī)飛行控制面提供作動(dòng)力的一種方法，該方法包括使用一模式選擇閥選擇第二作動(dòng)器的旁路模式和助動(dòng)模式；激勵(lì)電磁閥，以使模式選擇閥選擇第二作動(dòng)器的另一個(gè)模式；當(dāng)?shù)诙鲃?dòng)器處于旁路模式時(shí)，使用第一作動(dòng)器為飛機(jī)的飛行控制面提供作動(dòng)力；當(dāng)?shù)诙鲃?dòng)器處于助動(dòng)模式時(shí)，使用第一和第二作動(dòng)器為飛機(jī)的飛行控制面提供作動(dòng)力。
20.用于為飛機(jī)飛行控制面提供作動(dòng)力的一種方法，該方法包括使用一模式選擇閥選擇第二作動(dòng)器的旁路模式和助動(dòng)模式；打開(kāi)一δ壓力感應(yīng)閥以使得模式選擇閥選擇第二作動(dòng)器的另一個(gè)模式；當(dāng)?shù)诙鲃?dòng)器處于旁路模式時(shí)，使用第一作動(dòng)器為飛機(jī)的飛行控制面提供作動(dòng)力；當(dāng)?shù)诙鲃?dòng)器處于助動(dòng)模式時(shí)，使用第一和第二作動(dòng)器為飛機(jī)的飛行控制面提供作動(dòng)力。
全文摘要
用于為飛機(jī)飛行控制面提供作動(dòng)力的裝置(10)，包括一第一作動(dòng)器；(16)和一第二作動(dòng)器(18)，第二作動(dòng)器具有一旁路模式和一助動(dòng)模式。第二作動(dòng)器的模式根據(jù)第一作動(dòng)器兩側(cè)的內(nèi)部壓差確定。裝置還包括一模式選擇閥(40)，用于選擇第二作動(dòng)器的旁路模式和助動(dòng)模式；和一電磁閥(48)，當(dāng)激勵(lì)該電磁閥時(shí)使模式選擇閥(40)選擇第二作動(dòng)器的另一個(gè)模式。當(dāng)?shù)诙鲃?dòng)器處于旁路模式時(shí)，第一作動(dòng)器為飛機(jī)飛行控制面提供作動(dòng)力。但是當(dāng)?shù)诙鲃?dòng)器處于助動(dòng)模式時(shí)，第一和第二作動(dòng)器都為飛機(jī)飛行控制面提供作動(dòng)力。因此該裝置使飛行控制面以高效率方式工作，需要更少量液壓流動(dòng)。
文檔編號(hào)F15B11/036GK1732108SQ200380107348
公開(kāi)日2006年2月8日 申請(qǐng)日期2003年11月5日 優(yōu)先權(quán)日2002年11月25日
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