【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于电动飞机的电推进系统，具体为航空电推进系统液体压力自动换向阀。
技术介绍
1、电推进系统作为电动飞机的核心动力部件，其综合能力的好坏直接影响飞机的性能。冷却散热是电推进系统安全稳定运行的、提高效率的重要前提。
2、目前，电动飞机的电推进系统主要采用液冷或风冷方式进行冷却散热。液冷方案因其冷却效果好、绝缘性能优良而被广泛采用。然而，现有技术中，电动飞机通常只配备一套冷却散热系统，存在单点故障的风险，一旦冷却系统发生故障，将严重影响飞机的安全运行。
3、因此，开发一种能够在主用冷却系统故障时自动切换至备用系统的换向阀，对于提高电动飞机的安全性和可靠性具有重要意义。
技术实现思路
1、本专利技术提供了一种新型航空电推进系统液体压力自动换向阀，能够在主用冷却系统故障时可以切换至备用系统，克服了目前电动飞机上只有一套冷却散热系统，若该套系统故障，就会发生单点故障的技术问题，
2、为实现上述目的，本专利技术采用以下具体技术方案：航空电推进系统液体压力自动换向阀，包括转向球、阀体和密封结构；
3、所述阀体为t型的管道结构，所述阀体作为换向阀的主体结构，其内部为中空结构，提供转向球移动的路径；
4、所述阀体上设置有输出端和两个输入端；所述输出端设置于阀体的上端，用于冷却液流出；所述两个输入端对称的设置于阀体的左右两端；
5、所述密封结构有两个分别套装在两个输入端的内壁上，所述密封结构为圆环状结构，密封结构靠近转向
6、所述转向球设置于阀体内部，可在阀体内平滑移动，转向球根据冷却液的流向变化，自动调整位置，通过转向球压合在密封结构上，实现冷却液流动线路的切换。
7、进一步的，所述两个输入端分别为与主用冷却系统相连接的第一输入口和与备用冷却系统相连接的第二输入口，第一输入口和第二输入口分别设置于阀体的左右两端，第一输入口和第二输入口用于冷却液流入。
8、进一步的，所述转向球的直径小于阀体的内径，以实现转向球在阀体内平滑移动。
9、进一步的，所述密封结构包括动圈和静圈；
10、所述动圈为环形结构可移动的套装在输入端的内壁上，所述动圈靠近转向球的一侧的内壁为圆锥形斜面；当转向球移动到动圈位置并与动圈相接触时形成密封；
11、所述静圈为环形结构固定于动圈的外侧，所述静圈固定在输入端的内壁上并与输入端的内壁密封连接。
12、进一步的，所述动圈的外壁上设置有环状的凹槽；凹槽内设置有y型密封圈；所述y型密封圈套装在动圈外侧，所述y型密封圈的内圈与动圈相贴合，所述y型密封圈的外圈与输入端的内壁相贴合。
13、进一步的，所述动圈和静圈之间还设置有波形弹簧；所述波形弹簧一端固定在静圈上，另一端抵接在动圈上，所述波形弹簧用于吸收转向球运动过程中的冲击力，对转向球和动圈起到缓冲作用。
14、进一步的，所述转向球采用不锈钢材质。
15、进一步的，所述动圈采用聚四氟乙烯材质。
16、一种航空电推进系统液体压力自动换向方法，包括如下步骤：
17、s1、系统启动与初始化；
18、s2、冷却液流向监测；
19、s3、主用冷却系统运行；
20、s4、备用冷却系统激活；
21、s5、系统恢复；
22、s6、系统关闭与系统维护。
23、进一步的，在步骤s4中，对主用冷却系统输出冷却液的压力和流量进行持续监测，如果监测到压力或流量异常，控制系统将自动发出指令，立即启用备用冷却系统，通过自动换向阀将冷却液从备用冷却系统传输到电推进系统中。
24、本专利技术能够取得以下技术效果：
25、本专利技术提供了一种航空电推进系统液体压力自动换向阀，该换向阀能够根据冷却液的流向变化自动调整位置，实现冷却液流向的自动切换，从而在主用冷却系统发生故障时，能够隔断主用冷却系统并切换至备用冷却系统，避免单点故障的风险，提高电推进系统的安全性和可靠性。
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1.航空电推进系统液体压力自动换向阀，其特征在于，包括转向球(3)、阀体(4)和密封结构；
2.根据权利要求1所述的航空电推进系统液体压力自动换向阀，其特征在于，所述两个输入端(2)分别为与主用冷却系统相连接的第一输入口(201)和与备用冷却系统相连接的第二输入口(202)，第一输入口(201)和第二输入口(202)分别设置于阀体(4)的左右两端，第一输入口(201)和第二输入口(202)用于冷却液流入。
3.根据权利要求2所述的航空电推进系统液体压力自动换向阀，其特征在于，所述转向球(3)的直径小于阀体(4)的内径，以实现转向球(3)在阀体(4)内平滑移动。
4.根据权利要求1所述的航空电推进系统液体压力自动换向阀，其特征在于，所述密封结构包括动圈(6)和静圈(8)；
5.根据权利要求4所述的航空电推进系统液体压力自动换向阀，其特征在于，所述动圈(6)的外壁上设置有环状的凹槽；凹槽内设置有Y型密封圈(5)；所述Y型密封圈(5)套装在动圈(6)外侧，所述Y型密封圈的内圈与动圈(6)相贴合，所述Y型密封圈(5)的外圈与输入端(2)的内
6.根据权利要求5所述的航空电推进系统液体压力自动换向阀，其特征在于，所述动圈(6)和静圈(8)之间还设置有波形弹簧(7)；所述波形弹簧(7)一端固定在静圈(8)上，另一端抵接在动圈(6)上，所述波形弹簧(7)用于吸收转向球(3)运动过程中的冲击力，对转向球(3)和动圈(6)起到缓冲作用。
7.根据权利要求1所述的航空电推进系统液体压力自动换向阀，其特征在于，所述转向球(3)采用不锈钢材质。
8.根据权利要求5所述的航空电推进系统液体压力自动换向阀，其特征在于，所述动圈(6)采用聚四氟乙烯材质。
9.一种航空电推进系统液体压力自动换向方法，其特征在于，采用权利要求1-8任意一项所述的航空电推进系统液体压力自动换向阀，所述航空电推进系统液体压力自动换向方法包括如下步骤：
10.根据权利要求9所述的航空电推进系统液体压力自动换向方法，其特征在于，在步骤S4中，对主用冷却系统输出冷却液的压力和流量进行持续监测，如果监测到压力或流量异常，控制系统将自动发出指令，立即启用备用冷却系统，通过自动换向阀将冷却液从备用冷却系统传输到电推进系统中。
...【技术特征摘要】
1.航空电推进系统液体压力自动换向阀，其特征在于，包括转向球(3)、阀体(4)和密封结构；
2.根据权利要求1所述的航空电推进系统液体压力自动换向阀，其特征在于，所述两个输入端(2)分别为与主用冷却系统相连接的第一输入口(201)和与备用冷却系统相连接的第二输入口(202)，第一输入口(201)和第二输入口(202)分别设置于阀体(4)的左右两端，第一输入口(201)和第二输入口(202)用于冷却液流入。
3.根据权利要求2所述的航空电推进系统液体压力自动换向阀，其特征在于，所述转向球(3)的直径小于阀体(4)的内径，以实现转向球(3)在阀体(4)内平滑移动。
4.根据权利要求1所述的航空电推进系统液体压力自动换向阀，其特征在于，所述密封结构包括动圈(6)和静圈(8)；
5.根据权利要求4所述的航空电推进系统液体压力自动换向阀，其特征在于，所述动圈(6)的外壁上设置有环状的凹槽；凹槽内设置有y型密封圈(5)；所述y型密封圈(5)套装在动圈(6)外侧，所述y型密封圈的内圈与动圈(6)相贴合，所述y型密封圈(5)的外圈与输入端(2)的内壁相贴合。<...
【专利技术属性】
技术研发人员：宋薇薇，吕大为，韩成业，
申请(专利权)人：辽宁通用航空研究院，
类型：发明
国别省市：
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