[发明专利]一种作动筒同步极限限位结构

说明书

技术领域

本发明涉及液压气压领域，特别涉及了一种作动筒同步极限限位结构。

背景技术

现有航空发动机矢量作动筒实现了矢量喷管矢量偏转及出口面积的调节，当矢量作动筒异步运动时实现矢量偏转，同步运动时实现出口面积的调节。一般情况下，矢量作动筒行程处于基本中间位置，当同步运动时实现出口面积调节，但当其同步行程超设计允许极限值又未到达机械限位时，可能造成所驱动的运动机构损坏，从而导致喷管无法正常工作，影响发动机使用。需要一种能有效防止作动筒同步超过设计允许极限值继续伸缩的结构。

发明内容

本发明的目的在于，提供一种作动筒同步极限限位结构，使驱动作动筒行程同步达到或超过设计允许值时，防止作动筒继续伸出或缩回，以保护作动筒驱动的运动机构不被损坏，特提供了一种作动筒同步极限限位结构。

本发明提供了一种作动筒同步极限限位结构，其特征在于：所述的作动筒同步极限限位结构，包括第一卸荷回路10，第二卸荷回路11和回路开断机构；

第一卸荷回路10、第二卸荷回路11分别与高压进口油路相接，在第一卸荷回路10上每个作动筒位置设置1个第一开断装置12，用于作动筒缩回到设计允许最小值时控制第一卸荷回路10的开断；在第二卸荷回路11上每个作动筒位置设置1个第二开断装置13，用于作动筒伸出到设计允许最大值时控制第二卸荷回路11的开断；每个第一开断装置12由第一塞体5和第一腔体6组成；每个第二开断装置13由第二腔体1和第二塞体2组成；

回路开断机构包括第一连杆3、第二连杆4、第三连杆7、第四连杆8、安装座9；其中，第一连杆3一端与第三连杆7铰接，另一端与第二塞体2尾部铰接；第一连杆3一端与第三连杆7铰接，另一端与第一塞体5尾部铰接；第三连杆7上靠近连接开断装置的部位与安装座9铰接；安装座9固定在发动机筒体上；第三连杆7另一端与第四连杆8铰接；第四连杆8的另一端与作动筒活塞杆尾部铰接；回路开断机构数量与作动筒数量相同，当作动筒伸出达到或超过设计允许最大值，即L≥Lmax时，带动开断机构控制第二开断装置13接通，当所有作动筒行程都伸出到最大允许设计值时，第二开断装置13全部接通，第二卸荷回路11打开高压油通过第二卸荷回路11回流，从而降低作动筒伸出时进口油压，防止作动筒继续伸出；当作动筒缩回达到或超过设计允许最小值，即L≤Lmin时，带动开断机构控制第一开断装置12接通，当所有作动筒行程都缩回到最小允许设计值时，第一开断装置12全部接通，第一卸荷回路10打开高压油通过第一卸荷回路10回流，从而降低作动筒缩回时进口油压，防止作动筒继续缩回。

所述的作动筒同步极限限位结构，适用于以气压驱动的作动系统。

所述的第一开断装置12、第二开断装置13和回路开断机构数量与作动筒数量一致。

本发明的优点：

本发明所述的作动筒同步极限限位结构，主要应用于航空发动机矢量喷管作动筒同步极限限位，也适用于其他具有相似功能领域。全部采用机械机构实现，工作可靠，能有效防止作动筒同步超过设计允许极限值继续工作，以实现保护喷管运动机构不被损坏。

附图说明

下面结合附图及实施方式对本发明作进一步详细的说明：

图1为作动筒同步极限限位结构的结构主视方向示意图；

图2为作动筒同步极限限位结构的结构左视方向示意图；

图3为作动筒同步极限一侧限位结构的工作原理主视方向示意图；

图4为作动筒同步极限一侧限位结构的工作原理左视方向示意图；

图5为作动筒同步极限另一侧限位结构的工作原理主视方向示意图；

图6为作动筒同步极限另一侧限位结构的工作原理左视方向示意图。

具体实施方式

实施例1

本实施例提供了一种作动筒同步极限限位结构，其特征在于：所述的作动筒同步极限限位结构，包括第一卸荷回路10，第二卸荷回路11和回路开断机构；

第一卸荷回路10、第二卸荷回路11分别与高压进口油路相接，在第一卸荷回路10上每个作动筒位置设置1个第一开断装置12，用于作动筒缩回到设计允许最小值时控制第一卸荷回路10的开断；在第二卸荷回路11上每个作动筒位置设置1个第二开断装置13，用于作动筒伸出到设计允许最大值时控制第二卸荷回路11的开断；每个第一开断装置12由第一塞体5和第一腔体6组成；每个第二开断装置13由第二腔体1和第二塞体2组成；