液压地面推进系统技术方案

一种用于飞行器的液压地面推进系统。所述系统包括轮、轴、飞行器功率接口装置、电动机、液压系统、驱动组件和控制器。所述轮以可旋转的方式耦接到轮轴。所述飞行器功率接口装置与飞行器电源相接。所述电动机与飞行器功率接口装置耦接并通过所述飞行器功率接口装置接收来自于飞行器电源的功率。所述液压系统由所述电动机驱动。所述驱动组件将轮轴机械地耦接到所述液压系统。所述驱动组件由液压系统机械地驱动。所述驱动组件将能量从所述液压系统传递到轮轴。所述控制器基于飞行员转矩命令来控制电动机和所述液压系统。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种飞行器地面推进系统。更具体地，本专利技术涉及一种液压地面推进系统。
技术介绍
在滑行期间飞行器使用地面推进系统来控制起落架的轴和轮的速度和转矩。通常，飞行器发动机被用来作为推进动力。然而，使用飞行器发动机用于滑行效率较低并且给地面人员造成安全风险。可替换地，可以使用牵引杆/轮拖引器(wheel tug)。然而，使用牵引杆/轮拖引器用于推回和操纵会造成对地面支持人员和设备的依赖。此外，当在远程跑道之间工作时，飞行器必须承载牵引杆的额外的重量。牵引杆可重达数百磅。另ー个可替换的方法是使用一个或更多个更高功率的电动机来推进飞行器进行滑行。这些电动机需要液体套管冷却以避免超过电动机的最高温度。然而，在飞行期间由于着陆舱室(bay)区域的较低环境温度用于冷却电动机的冷却剂会冻结。此外，将冷却剤线导引通过收起的起落架是困难的。此外，使用电动机需要使用逆变器、整流器和放大器来改变电动机速度。这些装置也需要冷却。
技术实现思路
据此，公开了ー种可以改变用于滑行的轮轴的转矩和速度的液压地面推进系统。该液压地面推进系统201不使用来自于发动机的功率，而是具有来自于辅助电源的功率输出。该系统包括至少ー个轮、至少ー个轴、飞行器功率接口装置、电动机、液压系统、驱动组件及控制器。轮被以可旋转的方式耦接到轮轴上。电动机被耦接到飞行器功率接口装置并通过该飞行器功率接口装置接收来自于辅助功率源的功率。液压系统由电动机驱动。驱动组件将轮轴机械地耦接到液压系统。驱动组件由液压系统机械地驱动。驱动组件将能量从液压系统传递到轮轴。控制器基于飞行员转矩命令来控制电动机和液压系统。控制器可以基于飞行员转矩命令和至少ー个环境參数这二者来控制电动机和液压系统。该至少ー个环境參数可以是但不限于轮速、飞行器状态(例如在空中或地面)、液压流体温度和排放壳体(drain case)压力。控制器独立地控制可变排量液压泵和可变排量液压马达。电动机是向液压系统提供电源的恒速交流电动机。液压系统包括流体贮存器、可变排量液压泵、供给泵(charge pump)和可变排量液压马达。流体贮存器存储用于液压系统的液压流体。可变排量液压泵基于来自于控制器的第一排量控制信号可变地提供加压的液压流体。电动机向可变排量液压泵提供排量转矩。供给泵具有第一端和第二端。第一端附接到流体贮存器，第二端附接到可变排量液压泵。供给泵将液压流体从流体贮存器泵送到可变排量液压泵。供给泵由电动机驱动。可变排量液压马达基于来自于控制器的第二排量控制信号向驱动组件可变地提供机械能。可变排量液压马达被供给加压的液压流体。液压系统还包括第一液压管线和第二液压管线。第一液压管线具有第一端和第二端。第一端连接到可变排量液压泵，第二端连接到可变排量液压马达。第二液压管线也具有第一端和第二端。第一端连接到可变排量液压马达，第二端连接到可变排量液压泵。 液压系统还包括第一液压控制管线和第二液压控制管线。第一液压控制管线附接到可变排量液压泵并用于基于来自于控制器的第一排量控制信号来调节可变排量泵的排量。第二液压控制管线附接到可变排量液压马达并用于基于来自于控制器的第二排量控制信号来调节可变排量电动机的排量。、可变排量液压泵和可变排量液压马达是双向的。可变排量液压马达、驱动组件、至少ー个轮轴以及至少ー个轮都布置在轮毂中。可变排量液压泵、流体贮存器、控制器以及电动机位于起落架舱室中。当飞行器处于着陆前的预设时间段内时，控制器在可变排量液压马达被设置成空挡模式的情况下激活可变排量液压泵。液压系统还包括第一温度控制系统,该第一温度控制系统用于基于来自于控制器的控制信号来冷却液压流体和加压的液压流体。第一温度控制系统可以是强迫风冷却系统。地面推进系统还包括第二温度控制系统，用于当液压流体的温度低于预设的阈值时加热液压流体。第二温度控制系统包括温度传感器和加热元件。加热元件是电阻性加热元件。地面推进系统还包括第二温度控制系统，用于当液压流体的粘度低于预设的阈值时加热液压流体。加热元件位于流体贮存器附近。地面推进系统还包括电动机冷却系统，用于冷却电动机。驱动组件包括齿轮箱，耦接到可变排量液压马达；离合器组件，耦接到至少ー个轮轴，离合器组件具有第一位置和第二位置，第一位置是接合位置，第二位置是分离位置；以及剪切组件，所述剪切组件具有耦接到齿轮箱的第一端和耦接到离合器组件的第二端。剪切组件在齿轮箱和离合器组件之间具有机械剪切点，该机械剪切点中断齿轮箱和至少ー个轮轴之间的机械链接，以在接合位置中离合器组件出故障的情况下允许至少ー个轮自由地旋转。齿轮箱包括适于以第一方向和第二方向旋转的至少ー个齿轮，第一方向沿着向前的方向移动飞行器，第二方向沿着相反的方向移动飞行器。至少ー个轮包括第一轮和第二轮,至少ー个轮轴包括第一轮轴和第二轮轴。第一轮以可旋转的方式耦接到第一轮轴，第二轮以可旋转的方式耦接到第二轮轴。地面推进系统还包括第二可变排量电动机；第二驱动组件，该第二驱动组件机械地耦接到第二轮轴并机械地耦接到第二可变排量电动机；以及至少ー个流体分配器，该至少ー个流体分配器将来自于可变排量泵的加压的液压流体在可变排量电动机和第二可变排量电动机之间分配。附图说明本专利技术的这些和其它特征、益处及优点通过參照下面的附图将变得更加明显，贯穿所有附图，相似的附图标记表示相似的结构，其中图I示出了具有起落架的飞行器；图2示出了根据本专利技术的地面推进系统的框图；图3示出了根据本专利技术的驱动系统的框图； 图4示出了根据本专利技术的第一地面推进系统的一部分的示意图；图5示出了根据本专利技术的第二地面推进系统的一部分的示意图；以及图6示出了根据本专利技术的液压流体加热系统的框图。具体实施例方式图I示出了飞行器I。该飞行器I具有用于滑行、起飞和着陆的三组轮前起落架(nose gear) 20A以及两个后/主起落架20B(统称为“轮组件”)。为了描述的目的，轮组件被描述为轮组件15。在着陆期间，轮组件20A和20B分别从起落架舱室15A和15B延伸。轮组件20A和20B的延伸由驾驶舱10中的飞行员控制。主发动机5用于在起飞期间推进飞行器I。然而，在滑行期间，使用此处所描述的液压地面推进系统来控制轴/轮的速度和转矩。图2示出了根据本专利技术的液压地面推进系统201的框图。液压地面推进系统201可以被包括在前起落架20A和/或后/主起落架20B这二者中。液压地面推进系统201具有系统控制器205。系统控制器205可以位于飞行器I中的任何位置。系统控制器205向液压系统220输出排量命令以产生合适的系统输出速度和转矩。系统控制器205包括处理部分、诸如非易失性和易失性存储器的存储器、时钟和各种输入/输出接ロ，以与液压地面推进系统201的各种元件及飞行器控制器(未示出)相接。系统控制器205被编程以执行在此描述的功能。程序存储在存储器中。此外，系统控制器存储器包括在此描述的预设的阈值。液压系统220由恒速交流电动机210 ( “交流电动机”)驱动。參照图4和图5更加详细地描述液压系统220。在飞行器的滑行操作期间，飞行器的发动机5被关闭。飞行器辅助功率単元(auxiliary power unit,APU) 200向飞行器115V交流总线(未示出)提供功率，该飞行器115V交流总线通本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
...

【专利技术属性】
技术研发人员：埃林·T·希松，
申请(专利权)人：BAE系统控制有限公司，
类型：发明
国别省市：