專利名稱：用于液壓流體的溫度調(diào)節(jié)的設(shè)備和方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及用于調(diào)節(jié)飛機的至少一個液壓回路中的液壓流體的溫度 的設(shè)備。
背景技術(shù)：
在飛機中，不同的組件，例如方向舵和閥是液壓控制的。在飛機中，
出于余度(redimdancy)的原因，可以在飛機中提供供給不同使用者的多個液 壓回路。液壓是由泵產(chǎn)生的。液壓使用者通常通過部分廣泛地分支的管網(wǎng) 連接到泵。
存在于不同的液壓回路的液壓管中的液壓流體由例如液壓油組成。然 而，還可以使用環(huán)境相容性流體，例如水。液壓流體具有依賴于液壓流體 的操作溫度T的粘度。粘度是液壓流體的稠度的量度。液壓流體的粘度越 高，則其越稠，反之，液體流體的粘度越低，則其越稀。隨著溫度升高， 則液壓流體的粘度或稠度下降。此外，隨著溫度升高，在液壓流體中形成 酸，并且此酸即使在低溫下也存在。因此，流體更具化學(xué)侵蝕性并且機械 地侵蝕組件，例如泵或液壓管。
如圖1中所示，從IO(TC以上的溫度起，存在于液壓回路中的液壓流 體的殘余壽命顯著下降。在較高溫度下，液壓流體的可能的操作時間或壽 命指數(shù)級地降低。此外，當長時間保持在高溫下時，化學(xué)侵蝕性或活性到 達如此高的水平，使得必須替換液壓回路內(nèi)部的全部液壓流體。即使是少 量污染的或高度侵蝕性的液壓流體也會在相對短的時間內(nèi)導(dǎo)致存在于液 壓回路內(nèi)的全部液壓流體的普遍老化。除了高操作溫度以外，高比例的水 也導(dǎo)致存在于液壓回路中的液壓流體更快的老化。至于涉及系統(tǒng)可靠性， 液壓流體的溫度是液壓回路中泵的最大壽命方面最關(guān)鍵的參數(shù)中的一個。
因此，根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)，在用于飛機的常規(guī)液壓系統(tǒng)中，使用熱交換器 將液壓流體的溫度保持在例如95t:的溫度極限值以下。
4在正常操作中，特別是在飛行操作中，因為外界溫度相對低，所以很 少達到如此高的流體溫度，特別是在較高的空氣層處。
液壓流體的溫度越低，則液壓流體的粘度或稠度越高。圖2示出液壓
流體的粘度"與液壓流體的溫度T之間的關(guān)系。如能夠從圖2中的曲線圖 看出的，液壓流體的粘度鄰道著液壓流體的溫度T上升而下降。在約-15°〇 的溫度T處，液壓流體的粘度甜目對高。
液壓管中的壓力下降A(chǔ)p取決于通過管的體積流量、內(nèi)徑、長度和流 體的粘度》。在這種情況下，體積流量、粘度和長度與壓力下降成正比， 即，這些參數(shù)中的一個越大，則壓力下降將越大。成反比的性質(zhì)適用于內(nèi) 徑，g卩，內(nèi)徑越小，則壓力下降越大。
在常規(guī)的飛機液壓系統(tǒng)中，選擇足夠高的液壓管直徑，使得即使在由 于冷液壓流體中的高粘度所導(dǎo)致的相對高的壓力下降下，仍然能夠提供足 夠的壓力用于向液壓組件，例如升降舵或垂直舵提供能量。然而，液壓壓 力管的直徑d越大，則存在于液壓壓力管中的液壓流體越多，并且管和存 在于液壓回路中的液壓流體的重量也越大。因此，飛機的總重量也增加。
因此，本發(fā)明的目的是提供一種設(shè)備和方法，其中即使使用小直徑的 液壓管，也能夠可靠地驅(qū)動飛機的液壓操作的組件。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明提供用于調(diào)節(jié)飛機的至少一個液壓回路中的液壓流體的溫度 的設(shè)備和方法，液壓流體的溫度可被調(diào)節(jié)至超過可調(diào)節(jié)的最小溫度極限值 的程度。
在本發(fā)明設(shè)備的一個實施方案中，使用位于飛機周邊的附加液壓消耗 裝置將液壓流體加熱。
此實施方案的優(yōu)點是，由于液壓流體被內(nèi)摩擦加熱，所以只需要提供 系統(tǒng)固有的能量以加熱液壓流體。使用液壓消耗裝置用于加熱液壓流體還 是極為可靠的。
將液壓流體加熱到高于可調(diào)節(jié)的最小溫度極限值導(dǎo)致這樣的情況，其 中液壓回路的液壓管上的壓力損失減小，或在恒定壓力損失的情況下，還 可以使用具有更小直徑的液壓管。由于更小的直徑，則存在于液壓回路中的液壓流體的體積更小，因此其總重量也更低。這進而導(dǎo)致更輕的飛機的 更低的燃料消耗。


下面參照附圖對用于調(diào)節(jié)飛機的至少一個液壓回路中的液壓流體的 溫度的本發(fā)明設(shè)備和發(fā)明方法的優(yōu)選實施方案進行描述，以解釋本發(fā)明的 關(guān)鍵特征。
圖1:顯示將液壓流體的操作時間表示為液壓流體的溫度的函數(shù)的曲 線圖2:顯示根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)，將液壓流體的粘度表示為液壓流體的溫度 的函數(shù)的曲線圖3:顯示用于飛機內(nèi)部的液壓回路的可能的示例性實施方案，其中 本發(fā)明設(shè)備被用于調(diào)節(jié)液壓流體的溫度；
圖4:顯示用于調(diào)節(jié)飛機的液壓回路中液壓流體的溫度的本發(fā)明設(shè)備 的示例性實施方案；
圖5:顯示可控閥，比如用在根據(jù)圖4的本發(fā)明設(shè)備中的可控閥的連 接特征的圖6:顯示說明用于調(diào)節(jié)飛機的液壓回路中的液壓流體的溫度的本發(fā)
明設(shè)備的操作模式的圖。
具體實施例方式
如圖3中可以看到的，在飛機1內(nèi)部至少安裝一個液壓回路2，所述 飛機1的外壁用虛線表示。提供液壓回路2，用于飛機1內(nèi)部的液壓組件 的液壓驅(qū)動。例如，液壓回路2起到控制用于收回和放下起落架的閥的作 用。例如，位于機翼后端的副翼、位于飛機l后端的升降舵、垂直舵和擾 流器(spoiler)進一步組成飛機1的可控組件。擾流器起著限制垂直下降的 速度和減輕上升的作用。位于機翼的外端的副翼控制橫傾斜，即飛機圍繞 縱軸的轉(zhuǎn)動(所謂的滾動(rolling))。升降舵通過改變上下振動(pitch)調(diào)節(jié)飛 機圍繞橫軸的縱向傾斜，其也被描述為俯仰或翻滾(spinning)。垂直舵起著 圍繞垂直軸的垂直控制，也稱為偏航(yawing)的作用。由于機械地或液壓地控制的組件，飛機能夠同時圍繞一個或多個軸轉(zhuǎn)動。所有這些液壓組件 形成液壓消耗裝置。
在圖3中將用于控制飛機1運動的液壓消耗裝置顯示為節(jié)流閥3。在
圖3中顯示的示例性實施方案中，液壓消耗裝置3被安裝在飛機1的右翼 R和左翼L中。在圖3中所示的實施例中，在飛機1的右翼R中提供四個 液壓消耗裝置3-l、 3-2、 3-3、 3-4。例如，在飛機1的左翼L中也提供用 于運動控制的四個液壓消耗裝置3-5、 3-6、 3-7、 3-8。在機翼中提供的液 壓消耗裝置3-l至3-8可以是，例如，擾流器。此外，在圖3中所示的示 例性實施方案中，可以在飛機l的尾部中提供其它機械消耗裝置3-9、3-10。
在一個實施方案中，在本發(fā)明的液壓系統(tǒng)中，除了用于控制飛機l的 運動的正常液壓消耗裝置3-i以外，還提供附加液壓消耗裝置4，其用于 加熱存在于液壓回路2中的液壓流體。這些附加消耗裝置4位于例如飛機 l的周邊。在圖3中所示的示例性實施方案中，在右翼R中提供附加液壓 消耗裝置4-l，在左翼L中提供附加液壓消耗4-2，在飛機l的尾部中提供 第三液壓消耗裝置4-3。作為選擇，還可以提供在中心安裝的附加液壓消 耗裝置4用于加熱液壓流體。除了液壓消耗裝置3、 4以外，液壓回路2 還具有用于液壓流體的液壓儲存器或儲槽5。存在于儲槽5中的液壓流體 具有例如5巴的壓力。例如，由發(fā)動機或由驅(qū)動器驅(qū)動的泵6吸入存在于 儲存器5中的液壓流體，并且在很高的壓力下通過進料管將其傳送到過濾 器7。在高壓下通過管8將液壓流體從過濾器7供給到分配器或歧管9。 在分配器9中，液壓流體具有200巴以上的很高的壓力P。將液壓流體從 分配器9通過管10、 11供給到存在于機翼中的液壓消耗裝置3、 4。此外， 將處于高壓下的液壓壓力通過管12供給到飛機1的尾部中。
液壓流體流動通過返回管13、 14回到儲存器5中。在管中再次記錄 了壓力的下降。由于儲存器5具有恒定的壓力，所以液壓消耗裝置3、 4 的出口側(cè)的壓力必須高于儲存器壓力。因此，通向消耗裝置的進料管和返 回管之間的壓差可以用于液壓消耗裝置3、 4。
在這種情況下，在收集點16處積累處于約5巴的相對低的壓力下的 液壓流體，并且經(jīng)由液壓管17和過濾器18將其返回到儲存器5。在泵6 中，產(chǎn)生漏泄流，通過過濾器19將其導(dǎo)向熱交換器20中。當從泵6流出
7到管7中的液壓流體具有例如60。C的溫度時，泵漏泄流的溫度更高，例如 為70°C 。泵漏泄流從熱交換器20通過過濾器18回到儲存器5中。
如從圖3中所示的示例性實施方案中可以看到的，如果必需，附加液 壓消耗裝置4-l、 4-2、 4-3被用于加熱液壓回路2中的液壓流體，從而使 得液壓流體的溫度T 一直高于最小溫度極限值。這些液壓消耗裝置4位于 飛機1的周邊，即優(yōu)選在飛機1的機翼中和尾部中。在圖3中所示的示例 性實施方案中，加熱是通過附加液壓消耗裝置4內(nèi)的流體的內(nèi)摩擦產(chǎn)生的。 如從圖3中可以看到的，液壓消耗裝置4位于例如飛機1上基本上被環(huán)境 溫度冷卻的點處。當飛機位于地面上時，環(huán)境溫度T脂(Ta傘'，)通常為約 -40°。至55匸，而在飛行的過程中可能降到-80'C以下。
圖4顯示在本發(fā)明設(shè)備的一個示例性實施方案中，液壓消耗裝置4的 啟動。在此示例性實施方案中，提供局部溫度控制系統(tǒng)21，其使用控制電 纜22啟動可控閥23?？煽亻y23位于液壓消耗裝置4附近，以加熱液壓回 路2的高壓側(cè)上的液壓流體。在圖4所示的實施方案中，局部溫度控制系 統(tǒng)21被電纜24連接到溫度傳感器25，其記錄液壓流體的局部溫度T。
在本發(fā)明的裝置中，當由溫度傳感器25記錄的液壓流體的溫度T下 降到低于最小溫度極限值時，液壓消耗裝置4的可控閥23被液壓回路中 的液壓流體的局部溫度控制器21打開。在此，最小溫度極限值是可調(diào)節(jié) 的。在一個可能的實施方案中，最小溫度極限值T^、被設(shè)定為約2(TC的 值。此最小溫度極限值T創(chuàng)、特別適合于磷酸酯液壓流體。對于其它液壓流 體，可以將最小溫度極限值T^j、設(shè)定為其它值。
在一個可能的實施方案中，當液壓流體的溫度T超過例如35X:的可 調(diào)節(jié)的理論溫度值T理論(Ts。n)時，可控閥23被局部溫度控制器21關(guān)閉。
在一個可能的實施方案中，根據(jù)圖5中的圖表通過溫度控制器21啟 動可控閥23，即啟動特征具有滯后現(xiàn)象。通過滯后現(xiàn)象，防止了可控閥 23開和關(guān)的頻繁轉(zhuǎn)換。
圖4中所示的示例性實施方案表現(xiàn)了分散的溫度控制器21。在一個備 選實施方案中，通過位于例如飛機l的駕駛艙中的中心控制系統(tǒng)為附加液 壓消耗裝置4啟動不同的可控閥23 。
圖6是表示用于溫度調(diào)節(jié)的本發(fā)明裝置的可能的實施方案的圖。在一個可能的實施方案中，在液壓回路2的高壓側(cè)上，來自液壓泵6
的壓力P為約210巴。圖3中所示的液壓回路2是恒定壓力回路。液壓流 體的溫度的最佳工作點AP是約35°C。 一旦液壓流體的溫度T降至低于 2(TC，在區(qū)域I中，液壓消耗裝置4的可控閥23被完全打開，從而使得液 壓回路2中的液壓流體由于內(nèi)摩擦而被加熱。在20。C和35'C之間的過渡 范圍內(nèi)，可控閥23被部分打開，如區(qū)域II所示。在高于35"C的溫度T下， 液壓消耗裝置4中的可控閥23被完全關(guān)閉。
在一個可能的實施方案中，在飛機1的飛行機動(manoeuvre)過程中， 僅為加熱液壓流體而提供的附加消耗裝置4的可控閥23是關(guān)閉的。例如， 可控閥23在飛機1的起飛和降落階段是關(guān)閉的。在一個可能的實施方案 中，分散的溫度控制系統(tǒng)21被控制電纜連接到駕駛艙內(nèi)部的中心控制系 統(tǒng)。在起飛和降落階段的過程中，可控閥23被中心控制系統(tǒng)完全關(guān)閉。 這確保在飛行機動過程中的全部時間一直為液壓消耗裝置3提供足夠的工 作壓力用于飛行運動控制。液壓流體的過度加熱和隨之而來的體積流量的 增加可能另外導(dǎo)致液壓系統(tǒng)內(nèi)部的壓力對于剩余的液壓消耗裝置3是不足 的。
在一個可能的實施方案中，控制系統(tǒng)檢測液壓回路2中的壓力下降。 如果有壓力下降，則控制系統(tǒng)關(guān)閉液壓消耗裝置4的可控閥23，以穩(wěn)定進 料管中的壓力。在此實施方案中，如圖4中所示，控制系統(tǒng)21額外地連 接到用于測量液壓管內(nèi)部的壓力的壓力傳感器。如果控制系統(tǒng)接收到關(guān)于 液壓流體的壓力P和溫度T的信號，則發(fā)生調(diào)節(jié)，使得到達如圖5的圖表 中所示的工作點AP。
圖3中所示的熱交換器20確保液壓流體的操作溫度T不超過溫度上 限值。將可調(diào)節(jié)的最大溫度極限值T駄設(shè)定為例如約70°C。熱交換器20 將液壓流體冷卻下來，使得液壓流體的溫度T不超過約7(TC的此可調(diào)節(jié) 的最大溫度極限值T^。
在一個可能的實施方案中，由中心控制系統(tǒng)設(shè)定理論溫度值T理論的最 大溫度極限值T最大和最小溫度極限值T^。在一個可能的實施方案中，將 這些溫度值設(shè)定為測量的外部溫度T^的函數(shù)。
在液壓回路2中，可以使用具有相對小直徑的液壓管。下式顯示壓力降低A P和液壓流體的溫度依賴性粘度V之間的關(guān)系。
<formula>formula see original document page 10</formula>
其中l(wèi)是壓力管的長度，
d是壓力管的直徑，
7是液壓流體的溫度依賴性粘度，
p是液壓流體的密度，而
V是液壓流體的體積流量。
由于在本發(fā)明的設(shè)備中，因為溫度調(diào)節(jié)的原因，液壓流體的粘度^總 是相對低的，所以可以選擇相對小的液壓管的直徑d，而這不會導(dǎo)致通過 液壓壓力管的過大的壓力下降A(chǔ)P。相應(yīng)地，較少的液壓流體存在于這些細 的液壓壓力管中，因而由于本發(fā)明的溫度調(diào)節(jié)，用于加熱過程的時間也相 對短。
約7(TC的相對低的最大溫度上限值T ^還導(dǎo)致這樣的情況，其中存 在于液壓回路中的液壓流體具有相對長的操作時間，因而液壓流體的替換 必然在相對長的時間間隔內(nèi)發(fā)生。
在一個備選實施方案中，液壓流體被加熱元件加熱。在這種情況下， 當液壓流體的溫度T處于低于例如2(TC的最小溫度極限值T ,」、時，加熱 系統(tǒng)加熱液壓流體。
權(quán)利要求
1.一種用于調(diào)節(jié)飛機(1)的至少一個液壓回路(2)中的液壓流體的溫度的設(shè)備，其中，在所述飛機(1)的周邊，每個附加液壓消耗裝置(4)配置有至少一個可控閥(23)，用于將所述液壓流體加熱至高于可調(diào)節(jié)的最小溫度極限值(T最小)，并且其中在所述飛機(1)的機動過程中所述可控閥(23)是關(guān)閉的。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的設(shè)備， 其中將所述最小溫度極限值(T 、)設(shè)定為約20°C 。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的設(shè)備，其中所述附加液壓消耗裝置(4)的所述閥(23)是分別可被中心或局部溫 度控制系統(tǒng)(21)控制的。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的設(shè)備，其中所述附加液壓消耗裝置(4)被安置在所述飛機(1)的機翼和尾部中。
5. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的設(shè)備，其中當所述液壓流體的溫度超過可調(diào)節(jié)的理論溫度值(T艦)時，所述 附加液壓消耗裝置(4)的所述可控閥(23)是關(guān)閉的。
6. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的設(shè)備， 其中將所述理論溫度值(T理論)設(shè)定為約35°C。
7. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的設(shè)備，其中提供至少一個熱交換器(20)，所述熱交換器(20)冷卻所述液壓流 體，使得所述液壓流體的溫度不超過可調(diào)節(jié)的最大溫度極限值(T最大)。
8. 根據(jù)權(quán)利要求7所述的設(shè)備， 其中將所述最大溫度極限值(T ^)設(shè)定為約7(TC。
9. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的設(shè)備，其中在所述液壓回路(2)中提供至少一種可控加熱，用于加熱所述液壓 流體。
10. 根據(jù)權(quán)利要求9所述的設(shè)備，其中當所述液壓流體的溫度低于所述最小溫度極限值(T w)時，所述 加熱系統(tǒng)加熱所述液壓流體。
11. 根據(jù)權(quán)利要求9所述的設(shè)備，其中所述加熱系統(tǒng)可由局部或中心溫度控制系統(tǒng)(21)控制。
12. 根據(jù)權(quán)利要求3或11所述的設(shè)備，其中所述溫度控制系統(tǒng)(21)連接到溫度傳感器(25)，所述的溫度傳感器 (25)用于記錄所述液壓流體的溫度。
13. —種用于調(diào)節(jié)飛機(1)的至少一個液壓回路(2)中的液壓流體的溫度 的方法，其中，當所述液壓流體的溫度低于可調(diào)節(jié)的最小溫度極限值(T最小) 時，液壓消耗裝置(4)的可控閥(23)被溫度控制系統(tǒng)(21)打開，用于加熱所 述液壓流體，其中在所述飛機(1)的機動過程中所述可控閥(23)是關(guān)閉的。
14. 根據(jù)權(quán)利要求13所述的方法，其中當所述液壓流體的溫度超過可調(diào)節(jié)的理論溫度值(T g)時，所述 液壓消耗裝置(4)的所述可控閥(23)是關(guān)閉的。
15. 根據(jù)權(quán)利要求13所述的方法，其中熱交換器(20)冷卻所述液壓流體，使得所述液壓流體的溫度不超 過可調(diào)節(jié)的最大溫度極限值(T最大)。
16. 根據(jù)權(quán)利要求13所述的方法，其中當所述液壓流體的溫度低于所述最小溫度極限值(T 、)時，加熱 系統(tǒng)加熱所述液壓流體。
全文摘要
本發(fā)明提供一種用于調(diào)節(jié)飛機(1)的至少一個液壓回路(2)中的液壓流體的溫度(T)的設(shè)備和方法。在這種情況下，調(diào)節(jié)所述液壓流體的溫度(T)，使得其一直高于例如約20℃的可調(diào)節(jié)的最小溫度極限值(T_最小)。
文檔編號B64C13/40GK101557980SQ200880001023
公開日2009年10月14日 申請日期2008年6月19日 優(yōu)先權(quán)日2007年6月22日
發(fā)明者于爾根·勞德, 塞巴斯蒂安·勞克納, 羅伯特·貝爾, 羅爾夫·格辛 申請人:空中客車德國有限公司