本发明专利技术公开了一种航空器用新型集成式辅助动力装置，阀体，辅助动力组件，设于阀体的两端处，其中：辅助动力组件包括高压筒、气腔、高压腔、电磁阀、储油筒、逻辑阀、储油腔、高压活塞、低压活塞、逻辑单向阀与电磁单向阀，高压筒与储油筒分别套设于阀体的两端处，气腔开设于高压筒的内壁处，气腔开设于阀体的内壁处。本发明专利技术中，由于是集成了不同功能的电磁阀、逻辑阀和单向阀于阀体，利用高压筒和储油筒组成的蓄能器和储油单元，结构紧凑，减少了安装空间，减少了所需功率，应用工况更加广泛，只需要小功率单元，就可实现大功率工况，同时大流量换向采用了先导控制，避免了大流量电磁换向冲击。击。击。
【技术实现步骤摘要】
一种航空器用新型集成式辅助动力装置
[0001]本专利技术属于蓄能器
，具体为一种航空器用新型集成式辅助动力装置。
技术介绍
[0002]蓄能器是液压气动系统中的一种能量储蓄装置，它在适当的时机将系统中的能量转变为压缩能或位能储存起来，当系统需要时，又将压缩能或位能转变为液压或气压等能而释放出来，重新补供给系统，当系统瞬间压力增大时，它可以吸收这部分的能量，以保证整个系统压力正常。
[0003]传统辅助动力单元是采用蓄压器实现，蓄压器没有集成相关的阀，并设有单独的油箱，需要的安装空间较大，某工况安装空间有限的情况下，传统的设计无法满足工况需求，亟需一种新型的辅助动力单元，现有的辅助动力单元，主要为执行单元提供瞬时高压和大流量的动力，为了保证其各种情况下的稳定性和工作效率，往往将各个阀门和管道将蓄能器和储油单元进行分开设置，导致一体化效果较差，无法系统性缩小体积，导致整体的安装和检修难度增加。
技术实现思路
[0004]本专利技术采用的技术方案如下：一种航空器用新型集成式辅助动力装置，包括：
[0005]阀体；
[0006]辅助动力组件，设于阀体的两端处，其中：所述辅助动力组件包括高压筒、气腔、高压腔、电磁阀、储油筒、逻辑阀、储油腔、高压活塞、低压活塞、逻辑单向阀与电磁单向阀，所述高压筒与储油筒分别套设于阀体的两端处，所述气腔开设于高压筒的内壁处，所述气腔开设于阀体的内壁处，所述储油腔开设于储油筒的内壁处，所述高压活塞滑动嵌设于高压筒的内壁处，所述开口销设于高压活塞的一端外壁处，所述低压活塞套设于高压活塞的一端外壁处，所述低压活塞滑动嵌设于储油腔的内壁处，所述电磁阀、逻辑阀、逻辑单向阀与电磁单向阀均螺纹连接于阀体的圆周外壁处，所述电磁阀与逻辑单向阀相互连通设置，所述逻辑阀与电磁单向阀相互连通设置。
[0007]进一步的，所述高压活塞的外壁通过开槽套设有两个高压耐磨环，所述高压活塞的外壁中心处通过开槽套设有高压主密封件。
[0008]进一步的，所述阀体的内壁轴线处通过开槽嵌设有两个低压耐磨环，所述阀体的内壁轴线处通过开槽嵌设有两个低压主密封件，所述阀体靠近高压活塞的内壁一侧通过开槽分别嵌设有高压次密封件与挡圈。
[0009]进一步的，所述低压活塞的内壁通过开槽嵌设有低压次密封件。
[0010]进一步的，所述高压活塞的一端滑动套设有垫圈，所述高压活塞的一端螺纹连接有螺母。
[0011]进一步的，所述阀体的外壁圆周表面分别螺纹连接有第一接头、第二接头与第三接头。
[0012]进一步的，所述阀体的外壁一侧螺纹连接有逻辑工艺堵头，且逻辑工艺堵头通过阀体与逻辑阀相互连通设置。
[0013]进一步的，所述阀体的外壁一侧螺纹连接有电磁工艺堵头，且电磁工艺堵头通过阀体与电磁单向阀相互连通设置。
[0014]进一步的，所述高压筒的一端螺纹连通设置有充气接头。
[0015]进一步的，所述高压筒与储油筒的相互靠近的一端外壁均贯穿设置有多个连接螺钉，且每个连接螺钉的一端均套设有弹性垫圈，并且每个连接螺钉的一端螺纹连接与阀体的两端外壁边缘处。
[0016]综上所述，由于采用了上述技术方案，本专利技术的有益效果是：
[0017]本专利技术中，由于是集成了不同功能的电磁阀、逻辑阀和单向阀于阀体，利用高压筒和储油筒组成的蓄能器和储油单元，结构紧凑，减少了安装空间，减少了所需功率，应用工况更加广泛，只需要小功率单元，就可实现大功率工况，同时大流量换向采用了先导控制，避免了大流量电磁换向冲击。
附图说明
[0018]图1为本专利技术的液压连通原理图(电磁阀断电状态)；
[0019]图2为本专利技术的液压连通原理图(电磁阀供电状态)；
[0020]图3为本专利技术的主视图；
[0021]图4为本专利技术的剖视图；
[0022]图5为本专利技术的侧面剖视图；
[0023]图6为本专利技术电磁单向阀的剖视图。
[0024]图中标记：1、高压筒；2、充气接头；3、高压连接螺钉；4、弹性垫圈；5、阀体；6、电磁阀；8、储油筒；9、逻辑工艺堵头；10、逻辑阀；11、高压活塞；12、高压主密封件；13、高压耐磨环；14、高压次密封件；15、挡圈；16、低压耐磨环；17、低压主密封件；18、低压次密封件；19、低压活塞；20、垫圈；21、螺母；22、开口销；23、第一接头；24、第二接头；25、第三接头；26、逻辑单向阀；27、电磁工艺堵头；28、电磁单向阀；101、气腔；501、高压腔；801、储油腔。
具体实施方式
[0025]为了使本专利技术的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本专利技术进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本专利技术，并不用于限定本专利技术。
[0026]以解释本专利技术，并不用于限定本专利技术，
[0027]实施例一
[0028]参照说明书附图说明书附图图1
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图6：一种航空器用新型集成式辅助动力装置，包括：
[0029]阀体5；
[0030]辅助动力组件，设于阀体5的两端处，其中：辅助动力组件包括高压筒1、气腔101、高压腔501、电磁阀6、储油筒8、逻辑阀10、储油腔801、高压活塞11、低压活塞19、逻辑单向阀26与电磁单向阀28，高压筒1与储油筒8分别套设于阀体5的两端处，气腔101开设于高压筒1
的内壁处，气腔101开设于阀体5的内壁处，储油腔801开设于储油筒8的内壁处，高压活塞11滑动嵌设于高压筒1的内壁处，开口销22设于高压活塞11的一端外壁处，低压活塞19套设于高压活塞11的一端外壁处，低压活塞19滑动嵌设于储油腔801的内壁处，电磁阀6、逻辑阀10、逻辑单向阀26与电磁单向阀28均螺纹连接于阀体5的圆周外壁处，电磁阀6与逻辑单向阀26相互连通设置，逻辑阀10与电磁单向阀28相互连通设置，结合说明书附图说明书附图图1叙述，接口定义：P口与液压系统供油口相连，D口与液压系统回油口相连；G口与执行元件高压口相连，H口与执行元件回油相连，结合说明书附图图1叙述，接口定义：P口与液压系统供油口相连，D口与液压系统回油口相连；G口与执行元件高压口相连，H口与执行元件回油相连，结合说明书附图图1叙述，新型的辅助动力单元主要由单向阀、蓄压器(蓄压器由高压筒1、气腔101、高压腔501和高压活塞11组成)、逻辑阀10、电磁阀6、单向阀、储油单元(储油单元由低压活塞19、储油筒8和储油腔801组成)及相关附件组成，结合说明书附图图1叙述，电磁阀6断电时，电磁阀6下位工作，逻辑阀10右侧先导油经过电磁阀6和逻辑单向阀26回到低压端，逻辑阀10经弹簧复位后左位工作，此时高压口P与G断开，此时液压泵启动，泵吸油口与D口相连，此时液压泵从储油单元吸油，高压油经过单向阀给蓄压器进行蓄能，蓄能结束后，此时泵停止，逻辑单向阀26起到止回作用，此时蓄压器中是所需的高压油，结合说明书附图图2叙述，电磁阀6得电时，电磁阀6上位工作，此时蓄本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种航空器用新型集成式辅助动力装置，其特征在于，包括：阀体(5)；辅助动力组件，设于阀体(5)的两端处，其中：所述辅助动力组件包括高压筒(1)、气腔(101)、高压腔(501)、电磁阀(6)、储油筒(8)、逻辑阀(10)、储油腔(801)、高压活塞(11)、低压活塞(19)、逻辑单向阀(26)与电磁单向阀(28)，所述高压筒(1)与储油筒(8)分别套设于阀体(5)的两端处，所述气腔(101)开设于高压筒(1)的内壁处，所述气腔(101)开设于阀体(5)的内壁处，所述储油腔(801)开设于储油筒(8)的内壁处，所述高压活塞(11)滑动嵌设于高压筒(1)的内壁处，所述开口销(22)设于高压活塞(11)的一端外壁处，所述低压活塞(19)套设于高压活塞(11)的一端外壁处，所述低压活塞(19)滑动嵌设于储油腔(801)的内壁处，所述电磁阀(6)、逻辑阀(10)、逻辑单向阀(26)与电磁单向阀(28)均螺纹连接于阀体(5)的圆周外壁处，所述电磁阀(6)与逻辑单向阀(26)相互连通设置，所述逻辑阀(10)与电磁单向阀(28)相互连通设置。2.如权利要求1所述的一种航空器用新型集成式辅助动力装置，其特征在于：所述高压活塞(11)的外壁通过开槽套设有两个高压耐磨环(13)，所述高压活塞(11)的外壁中心处通过开槽套设有高压主密封件(12)。3.如权利要求2所述的一种航空器用新型集成式辅助动力装置，其特征在于：所述阀体(5)的内壁轴线处通过开槽嵌设有两个低压耐磨环(16)，所述阀体(5)的内壁轴线处通过开槽嵌设有两个低压主密封件(17)，所述...
【专利技术属性】
技术研发人员：曹艳玉，刘雪梅，张少华，白江坡，
申请(专利权)人：烟台航空液压控制有限责任公司，
类型：发明
国别省市：
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