CN111497806A - 一种飞机刹车先导式液压电磁阀 - Google Patents

Abstract

本发明实施例公开了一种飞机刹车先导式液压电磁阀，包括：壳体、底座、滑阀、转换器、电磁铁组件、螺塞和活塞；壳体内具有互通的上腔体、下腔体、左腔体、右腔体、倾斜腔、回油腔体和出油腔体；滑阀安装于壳体的左腔体内，其一端穿过腔体内交联区域穿入到右腔体；底座安装于壳体的下腔体内；活塞安装于壳体的右腔体内；转换器和电磁铁组件依次安装于壳体的倾斜腔内，且电磁铁组件将转换器压紧在壳体内；转换器内设置有钢球，通过电磁铁组件控制钢球的位置，以连通或断开壳体上腔体与右腔体的油路，使得滑阀通过滑动位于不同位置从而连通不同油路。本发明实施例提供的电磁阀可适应飞机液压刹车***的要求，提高了飞机液压刹车***工作的可靠性。

Description

一种飞机刹车先导式液压电磁阀

技术领域

本申请涉及但不限于液压电磁阀技术领域，尤指一种飞机刹车先导式液压电磁阀。

背景技术

飞机刹车***承受飞机的静态重量、动态冲击载荷以及吸收飞机着陆时的动能，实现飞机的起飞、着陆、转弯的制动和控制。飞机刹车***按其作用分为：正常刹车***(又称为：主刹车***)、应急刹车***(又称为：备份主刹车***)、起飞停机刹车***、停放刹车***和起落架收上刹停***。为了实现飞机液压刹车各个功能，飞机液压刹车***需对油液流向进行远程的自动控制，而飞机液压刹车各个功能的切换，依靠飞机刹车***中液压电磁阀对油液流向进行远程的自动控制。液压电磁阀是用电磁控制阀芯的轴向移动，来开启或关闭不同的排油孔，而进油孔是常开的液压控制元件。

噪音、抗污染度能力等因素决定飞机液压刹车***液压电磁阀的性能。目前降低液压电磁阀噪音的措施通常有：设计时在液压电磁阀前设置先导节流，减慢阀芯转换，在阀芯上设置锥面或三角槽，使控制截面缓和变化，把先导阀压力调至主阀芯换向所需的最低压力，以减少撞击力。另外，飞机液压刹车***污染控制指对油液及液压元件内部的管控，液压元件耐污染度很大程度上决定了***的寿命；然而，现有技术中的通用液压电磁阀使用用途单一，不适用于航空飞机液压刹车***对功能及性能的要求，不能达到航空飞机液压刹车***长期型工作要求，以及不能满足航空飞液压刹车***等技术参数要求。经检索国内外航空液压刹车***先导式液压电磁阀产品，无相关先导式液压电磁阀报道。

发明内容

为了解决上述技术问题，本发明实施例提供了一种飞机刹车先导式液压电磁阀，具体为一种用于液压油路切换的先导式液压电磁阀，该先导式液压电磁阀可适应飞机液压刹车***的要求，提高了飞机液压刹车***工作的可靠性。

本发明实施例提供一种飞机刹车先导式液压电磁阀，包括：壳体、底座、滑阀、转换器、电磁铁组件、螺塞和活塞；

所述壳体中设置有相互垂直的通孔，形成壳体内互通的上腔体、下腔体、左腔体和右腔体，以及倾斜设置于上腔体和右腔体之间、且与上腔体和右腔体连通的倾斜腔，壳体中还设置与左腔体相连通的回油腔体和与下腔体相连通的出油腔体；

所述滑阀安装于壳体的左腔体内，其一端穿过腔体内交联区域穿入到右腔体；所述底座安装于壳体的下腔体内，通过拧入壳体内的转接嘴固定；所述活塞安装于壳体的右腔体内，通过螺塞拧入壳体内固定；所述转换器和所述电磁铁组件依次安装于壳体的倾斜腔内，且电磁铁组件将转换器压紧在壳体内；

其中，所述滑阀包括具有中空腔体的左部圆柱体和右部长方体，右部长方体的下端面开设有左侧耳形槽、右侧耳形槽和中间耳形孔，右部长方体与左部圆柱体相连接的一端开设有两个斜孔、且斜孔与左侧耳形槽相连通，右部长方体中还开设有用于连通左部圆柱体的中空腔体和中间耳形孔的内孔、以及用于连通右腔体和右侧耳形槽的内孔；

所述底座的上端面开设有左侧耳形槽，且左侧耳形槽与出油腔体连通，上端面还开设有右侧耳形孔，且右侧耳形孔与底座下端面的耳形通槽连通，并连通到下腔体端口，底座的上端面与滑阀配合，以使得滑阀在其端面上滑动；

所述转换器内设置有钢球，并通过电磁铁组件控制钢球的位置，以连通或断开壳体上腔体与右腔体的油路，使得滑阀通过滑动位于不同位置从而连通不同油路，所连通的油路包括从上腔体到下腔体的第一油路或的从上腔体到出油腔体第二油路，其中，钢球打开时连通第二油路，钢球压到倾斜腔内的底座孔时连通第一油路。

可选地，如上所述的飞机刹车先导式液压电磁阀中，所述壳体的上腔体端口设置有油泵转接嘴，回油腔体端口设置有回油转接嘴，下腔体端口设置有第一输出转接嘴，出油腔体端口设置有第二输出转接嘴，倾斜腔端口设置有用于安装电磁铁组件的螺纹孔。

可选地，如上所述的飞机刹车先导式液压电磁阀中，所述壳体由铝合金模锻加工而成，且所述壳体的外表面设置有分别表示油泵管嘴、油箱管嘴和两个输出管嘴的标识。

可选地，如上所述的飞机刹车先导式液压电磁阀中，所述壳体的上腔体内安装有衬套，衬套与上腔体之间安装有密封圈和垫圈，衬套内安装有弹簧，并通过油泵转接嘴拧入壳体内将衬套压在滑阀的密封平面上。

可选地，如上所述的飞机刹车先导式液压电磁阀中，所述滑阀的左部圆柱体套设有套筒，并通过螺塞固定在壳体上；

左部圆柱体外侧设置有两个环形槽，滑阀与套筒之间通过套设在环形槽上的密封圈和保护圈密封。

可选地，如上所述的飞机刹车先导式液压电磁阀中，所述底座设置为底部具有凸台的圆柱体，凸台用于在装配时限定底座的安装位置；接近凸台的一侧设置有环形槽，且左侧耳形槽和右侧耳形孔设置在上端面的中间台阶上。

可选地，如上所述的飞机刹车先导式液压电磁阀中，所述转换器设置为两端具有台阶孔的圆柱体，接近电磁阀组件的一端具有一个台阶，接近上腔体的一端具有两个台阶；

所述转换器的中间设置有通孔，用于装配钢球，并且限制钢球的径向移动，所述转换器的圆周面均匀设置有四个盲孔，在端面与盲孔相对应位置设置有四个通孔，用于连通油路。

可选地，如上所述的飞机刹车先导式液压电磁阀中，

所述飞机刹车先导式液压电磁阀，用于在电磁铁组件断电时，上腔体的油液一部分通过倾斜腔和其内部底座孔打开钢球，并通过转换器进入右腔体，另一部分油液通过滑阀作用在滑阀的左端面上，使得滑阀保持在左端位置上，使上腔体的油液通过滑阀的中间耳形孔和底座的左侧耳形槽进入出油腔体；下腔体的油液通过底座的右侧耳形孔、滑阀右侧耳形槽及斜孔，并沿滑阀的侧槽进入回油腔体。

可选地，如上所述的飞机刹车先导式液压电磁阀中，

所述飞机刹车先导式液压电磁阀，用于在电磁铁组件通电时，电磁铁组件通过衔铁组件上的顶杆推动钢球，钢球压到倾斜腔内的底座孔上，断开上腔体与右腔体的油路，使得作用在滑阀左端面上的液压力推动滑阀向右移动，并保持在右端位置上，上腔体的油液通过滑阀的中间耳形孔和底座的右侧耳形孔进入下腔体；出油腔体的油液通过底座的左侧耳形槽、滑阀的左侧耳形槽及斜孔进入回油腔体，电磁铁组件腔体内的油液也通过壳体上的孔和滑阀的侧槽进入回油腔体。

本发明实施例提供的飞机刹车先导式液压电磁阀，是根据飞机液压刹车***的特点设计的一种机载设备，其先导级的主要活动部分是钢球，起到控制作用，主油路采用滑阀，从而避免了一般液压电磁阀因杂质进入滑阀的配合间隙引起卡死的问题，工作可靠性受油液污染度的影响较小。该先导式液压电磁阀自成回路，比之其它同类反应更灵敏，响应时间短，可以控制在几十毫秒；外形尺寸小，既节省空间，又轻巧美观，可任意安装，线圈设计小，功率消耗很低，属于长期型工作电磁阀，对工作介质的适应能力强，密封性好，对使用的油液粘度及污染度适应范围大。

采用本发明实施例提供的飞机刹车先导式液压电磁阀，可以实现飞机刹车各种功能油路的切换，经试验证明，本发明实施例提供的车先导式液压电磁阀完全满足飞机刹车***中液压电磁阀的要求，其具有重量轻，体积小，功耗低，响应快,噪音小，抗污染度能力强，长期型工作可靠性高等优点。本发明实施例中的先导式液压电磁阀应用了液压技术、电磁技术、密封设计技术等技术，通过对通、断电来控制产品工作，实现对液压油路切换。

附图说明

附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。

图1为本发明实施例提供的一种飞机刹车先导式液压电磁阀的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的飞机刹车先导式液压电磁阀中一种壳体的结构示意图；

图3为图2所示壳体的外部结构示意图；

图4为本发明实施例提供的飞机刹车先导式液压电磁阀中一种电磁铁组件的结构示意图；

图5为本发明实施例提供的飞机刹车先导式液压电磁阀中一种底座的外形结构示意图；

图6为本发明实施例提供的飞机刹车先导式液压电磁阀中一种底座的俯视图；

图7为图5所示实施例中底座沿B-B的截面图；

图8为图7所示实施例中底座沿A-A的截面图；

图9为本发明实施例提供的飞机刹车先导式液压电磁阀中一种滑阀的外形结构示意图；

图10为图9所示实施例中滑阀的截面图；

图11为图9所示实施例中滑阀沿A-A的截面图；

图12为本发明实施例提供的飞机刹车先导式液压电磁阀中一种转换器的结构示意图；

图13为图12所示实施例中转换器的右视图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。

上述背景技术中已经说明，液压电磁阀是飞机刹车***中的重要液压控制元件。适用于飞机液压刹车***中液压电磁阀，通常应具有以下技术特点：

a)、体积小，重量轻；

b)、功耗低；响应快，噪音小；

c)、抗污染度能力强；

d)、长期型，工作可靠性高。

以下具体对噪音和抗污染度能力对飞机液压刹车***液压电磁阀的性能影响进行说明。

一方面，噪声产生于振动，飞机在飞行或者滑行过程中，飞机机体受外界影响存在各种各样的振动，液压电磁阀阀芯、弹簧等零件结构，本身就是一个易振动体，其工作过程就是一个振荡过程，如果设计、制造上不合理，有外力或位移干扰就会引起强烈的振动，产生自激颤振噪声、冲击振动噪声，甚至波及其它液压元件和管路引起噪声。液压电磁阀阀芯快速换向，回油路压力急剧上升，执行元件的加速度变化很大，从而引起自激颤振噪声或冲击振动噪声。目前降低液压电磁阀噪音的措施通常有：设计时在液压电磁阀前设置先导节流，减慢阀芯转换，在阀芯上设置锥面或三角槽，使控制截面缓和变化，把先导阀压力调至主阀芯换向所需的最低压力，以减少撞击力。

另一方面，飞机液压刹车***污染控制指对油液及液压元件内部的管控，液压元件耐污染度很大程度上决定了***的寿命，数据表明，70％～80％的飞机液压刹车***故障是由于油液污染造成；液压电磁阀作为飞机刹车***中的精密液压元件，对液压管路油液污染的适应能力，决定了飞机液压刹车***的可靠性和适应性。

针对现有技术中通用液压电磁阀使用用途单一，不能达到航空飞机液压刹车***工作要求，以及不能满足航空飞液压刹车***等技术参数要求等问题。本发明实施例提供一种先导式液压电磁阀，该电磁阀通电时电磁力把先导孔打开，上腔室压力迅速下降，在关闭件周围形成上低下高的压差，油液压力推动关闭件向上移动，阀门打开；断电时，液压力把先导孔关闭，入口压力通过旁通孔迅速腔室在关阀件周围形成下低上高的压差，流体压力推动关闭件向下移动，关闭阀门。对工作油液的适应能力强，因为密封性好，它所使用的工作油液粘度及污染度范围很大。

本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。

图1为本发明实施例提供的一种飞机刹车先导式液压电磁阀的结构示意图。本实施例提供的飞机刹车先导式液压电磁阀可以包括：壳体1、底座2、滑阀3、转接嘴4、转换器5、电磁铁组件6、螺塞7、活塞8，以及密封圈9和保护圈等。

图2为本发明实施例提供的飞机刹车先导式液压电磁阀中一种壳体的结构示意图，图3为图2所示壳体的外部结构示意图。结合图1到图3所示，本发明实施例的壳体1中设置有相互垂直的通孔，形成壳体1内互通的上腔体、下腔体、左腔体和右腔体，以及倾斜设置于上腔体和右腔体之间、且与上腔体和右腔体连通的倾斜腔，壳体1中还设置与左腔体相连通的回油腔体和与下腔体相连通的出油腔体。

为了适应飞机液压刹车***的要求，提高飞机液压刹车***工作的可靠性，本发明实施例提出了一种先导式液压电磁阀。本发明实施例提供的先导式液压电磁阀为一种二位四通液压先导式液压电磁阀，该先导式液压电磁阀可以用来切换液压***的油路，可适用于飞机液压刹车***中的正常刹车、应急刹车、起飞线刹车、停机刹车等刹车方式。

本发明实施例中，壳体1的上腔体、下腔体、左腔体、右腔体和倾斜腔形成壳体的装配空间，用于装配底座2、滑阀3、螺塞7、活塞8等零件，并保证滑阀3能在其中滑动。实际应用中，壳体1的上腔体端口加工有用于连接油泵的“B”转接嘴，回油腔体端口加工有回油“H”转接嘴，下腔体端口加工有第一输出转接嘴(如图3中的“Z1”转接嘴)，出油腔体端口加工有第二输出转接嘴(如图3中的“Z2”转接嘴)，倾斜腔具有用于电磁铁组件6且与水平具有夹角的螺纹孔和安装孔，实际应用中，倾斜腔端口加工有用于安装电磁铁组件的螺纹孔。为了适应防腐性能，在壳体外表面可以涂一层底漆和一层磁漆。

可选地，本发明实施例中的壳体1由铝合金模锻加工而成，为了防止液压管路连接差错，在壳体1外表面锻有防差错字样，例如壳体1的外表面设置有分别表示油泵管嘴(如图3中的“B”)、油箱管嘴(如图3中的“H”)和两个输出管嘴(如图3中的“Z1”和“Z2”)的标识。

在具体装配中，滑阀3安装于壳体1的左腔体内，其一端穿过腔体内交联区域穿入到右腔体，滑阀3左外圆套有套筒，并用螺塞固定在壳体上；滑阀3与套筒之间用密封圈和保护圈密封，防止油液泄露影响作用在滑阀端面上的作用力。

活塞8安装于壳体的右腔体内，通过螺塞7拧入壳体内固定，活塞8上装有密封圈防止阀内漏，可利用垫片调整保证阀不工作时活塞8与滑阀3之间的间隙.

底座2安装于壳体的下腔体内，通过拧入壳体内的转接嘴固定；底座2的下端面开有槽，其作用是底座2装入壳体后，为了保证滑阀3上槽的纵向位置中心与底座2上槽的纵向位置中心一致，利用槽与壳体上孔定位来保证。另外，底座2上装有两个密封圈，其作用是防止阀内漏。

壳体1的上腔体内安装有衬套，衬套与上腔体之间安装有密封圈和垫圈，衬套内安装有弹簧，并通过油泵转接嘴拧入壳体内将衬套压在滑阀的密封平面上。

上述装配中，为了防止外漏，可以在螺塞和转接嘴上装有密封圈。

需要说明的是，本发明实施例的壳体1上加工有一个斜台阶孔(即倾斜腔)，形成安装转换器5、电磁铁组件6的空间，内部加工一个斜通孔与进油相通，为了能方便安装紧固产品，在壳体1上还加工有安装孔。相应地，转换器5和电磁铁组件6依次安装于壳体的倾斜腔内，且电磁铁组件6将转换器5压紧在壳体内，并用螺母锁紧。

在具体实现中，在壳体1倾斜腔内装有滤网组件、波形弹性垫片、垫片、底座、转接器、底座及导向套，两个弹簧座和弹簧是利用顶杆压装在导向套内，然后再用电磁铁组件将零组件压紧在壳体内，并用螺母锁紧。转换器内装有钢球。图4为本发明实施例提供的飞机刹车先导式液压电磁阀中一种电磁铁组件的结构示意图，电磁铁组件内装有衔铁组件和导套，并用垫片和孔用弹性挡圈固定；其中，电磁铁组件是由线圈架组件、绕组线组件、垫圈和底盖组成，衔铁组件是由衬套、垫圈、衔铁和顶杆组成。绕组线组件装入线圈架组件中，用2个垫圈进行隔磁，并用底盖经收口封入线圈架组件中。线圈架组件为焊接件，其引出导线可通过连接在壳体上的支座与插头座焊接，插头座与支座用螺钉连接，为了使电磁铁引出导线的槽与支架孔相通，电磁铁与壳体可用定位销进行连接安装。为了防止内漏，在底座、上装有密封圈和保护圈，为了防止外漏，在电磁铁组件上装有密封圈。

图5为本发明实施例提供的飞机刹车先导式液压电磁阀中一种底座的外形结构示意图，图6为本发明实施例提供的飞机刹车先导式液压电磁阀中一种底座的俯视图，图7为图5所示实施例中底座沿B-B的截面图，图8为图7所示实施例中底座沿A-A的截面图。本发明实施例中底座2的上端面开设有左侧耳形槽，且左侧耳形槽与出油腔体连通，上端面还开设有右侧耳形孔，且右侧耳形孔与底座下端面的耳形通槽连通，并连通到下腔体端口，底座的上端面与滑阀配合，以使得滑阀在其端面上滑动。

可选地，本发明实施例中的底座2可以设置为底部具有凸台的圆柱体，凸台用于在装配时限定底座的安装位置；接近凸台的一侧设置有环形槽，且左侧耳形槽和右侧耳形孔设置在上端面的中间台阶上。

参考图5到图8所示底座2，实际应用中，本发明实施例中的底座2是带有凸台的圆柱体，安装在壳体1的下腔体中，在该底座2的一端加工一个环形槽，为了防止装配产生零件干涉，凸台为了装配时限定安装位置，该底座的另一端的中间有一个台阶，在台阶上加工有一个耳形孔，该耳形孔与对端的一个耳形通槽相通，在台阶上还加工有一个耳形槽，该底座2的端面可与滑阀3配合，并且滑阀3能在其端面上滑动，来各自沟通油路。在底座2中部钻有内孔与耳形槽相通，耳形槽增大通油面积。还可以对零件进行表面处理及渗碳处理。

图9为本发明实施例提供的飞机刹车先导式液压电磁阀中一种滑阀的外形结构示意图，图10为图9所示实施例中滑阀的截面图，图11为图9所示实施例中滑阀沿A-A的截面图。参考图9到图11所示，本发明实施例中的滑阀3包括具有中空腔体的左部圆柱体和右部长方体，右部长方体的下端面开设有左侧耳形槽、右侧耳形槽和中间耳形孔，右部长方体与左部圆柱体相连接的一端开设有两个斜孔、且斜孔与左侧耳形槽相连通，右部长方体中还开设有用于连通左部圆柱体的中空腔体和中间耳形孔的内孔、以及用于连通右腔体和右侧耳形槽的内孔。

可选地，如图1和图9所示，本发明实施例中的滑阀3的左部圆柱体套设有套筒，并通过螺塞固定在壳体1上；左部圆柱体外侧设置有两个环形槽，滑阀与套筒之间通过套设在环形槽上的密封圈和保护圈密封。

实际应用中，本发明实施例中的滑阀3一端是一个带有两个环形槽的圆柱体，另一端为长方体，一个环形槽用来安装密封圈，另一个环形槽与长方体相连，在长方体一个面上加工了两个耳形槽和一个耳形孔，在长方体与环形槽相连接一个端面加工两个斜孔与其中一个耳形槽沟通，在长方体的另一端中间加工两个孔，一个耳形槽沟通，另一个与耳形孔沟通，与底座2相互配合，沟通油路。

图12为本发明实施例提供的飞机刹车先导式液压电磁阀中一种转换器的结构示意图，图13为图12所示实施例中转换器的右视图。参考图12和图13所示，本发明实施例中的转换器5内设置有钢球，并通过电磁铁组件6控制钢球的位置，以连通或断开壳体1上腔体与右腔体的油路，使得滑阀3通过滑动位于不同位置从而连通不同油路，所连通的油路包括从上腔体到下腔体的第一油路或的从上腔体到出油腔体第二油路，其中，钢球打开时连通第二油路，钢球压到倾斜腔内的底座孔时连通第一油路。

可选地，本发明实施例中的转换器5可以设置为两端具有台阶孔的圆柱体，接近电磁阀组件的一端具有一个台阶，接近上腔体的一端具有两个台阶，一个台阶装配零件时限制位置，另一个台阶转换器装配后有空间，而能沟通油液路；该转换器5的中间加工一个通孔，用于装配钢球，并且限制钢球的径向移动；另外，转换器5的圆周面均匀设置有四个盲孔，在端面与盲孔相对应位置设置有四个通孔，用于连通油路。

采用本发明上述实施例提供的飞机刹车先导式液压电磁阀的工作原理包括：当电磁铁组件6断电时，油泵“B”管嘴的油液(即上腔体的油液)一部分通过倾斜腔和其内部底座孔打开钢球，并通过转换器5和壳体1中垂直孔进入右腔体，另一部分油液通过滑阀3作用在滑阀3的左端面上，此时，由于活塞与滑阀3的面积差，使滑阀3保持在左端位置上，使油泵“B”管嘴的油液(即上腔体的油液)通过滑阀3的中间耳形孔和底座2的左侧耳形槽进入出油腔体，即流向输出“Z2”接口处。另外，输出“Z1”的油液(即下腔体内的油液)通过底座2的右侧耳形孔、滑阀3右侧耳形槽及斜孔，并沿滑阀3的侧槽进入回油腔体，即流向油箱“H”接口处。

该先导式液压电磁阀的工作原理还包括：当电磁铁组件通电时，电磁铁组件6通过衔铁组件上的顶杆推动钢球，钢球压到倾斜腔内的底座孔上，断开上腔体与右腔体的油路(即断开油泵“B”管嘴与壳体1右腔体的油液)，此时，作用在滑阀3左端面上的液压力推动滑阀3向右移动，并保持在右端位置上，油泵“B”管嘴的油液(即上腔体的油液)通过滑阀3的中间耳形孔和底座2的右侧耳形孔进入下腔体，即流向输出“Z1”接口处。另外，输出“Z2”的油液(即出油腔体的油液)通过底座2的左侧耳形槽、滑阀3的左侧耳形槽及斜孔进入回油腔体，即流向油箱“H”接口处，而电磁铁组件6腔体内的油液也通过壳体上的孔和滑阀3的侧槽进入回油腔体，即流向油箱“H”接口处。

采用本发明实施例提供的飞机刹车先导式液压电磁阀，可以实现飞机刹车各种功能油路的切换，装配使用如图1所示，经试验证明，本发明实施例提供的车先导式液压电磁阀完全满足飞机刹车***中液压电磁阀的要求，其具有重量轻，体积小，功耗低，响应快,噪音小，抗污染度能力强，长期型工作可靠性高等优点。本发明实施例中的先导式液压电磁阀应用了液压技术、电磁技术、密封设计技术等技术，通过对通、断电来控制产品工作，实现对液压油路切换。

本发明实施例提供的飞机刹车先导式液压电磁阀，是根据飞机液压刹车***的特点设计的一种机载设备，其先导级的主要活动部分是钢球，起到控制作用，主油路采用滑阀，从而避免了一般液压电磁阀因杂质进入滑阀的配合间隙引起卡死的问题，工作可靠性受油液污染度的影响较小。该先导式液压电磁阀自成回路，比之其它同类反应更灵敏，响应时间短，可以控制在几十毫秒；外形尺寸小，既节省空间，又轻巧美观，可任意安装，线圈设计小，功率消耗很低，属于长期型工作电磁阀，对工作介质的适应能力强，密封性好，对使用的油液粘度及污染度适应范围大。

虽然本发明所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。

Claims (9)

1.一种飞机刹车先导式液压电磁阀，其特征在于，包括：壳体、底座、滑阀、转换器、电磁铁组件、螺塞和活塞；

所述壳体中设置有相互垂直的通孔，形成壳体内互通的上腔体、下腔体、左腔体和右腔体，以及倾斜设置于上腔体和右腔体之间、且与上腔体和右腔体连通的倾斜腔，壳体中还设置与左腔体相连通的回油腔体和与下腔体相连通的出油腔体；

所述滑阀安装于壳体的左腔体内，其一端穿过腔体内交联区域穿入到右腔体；所述底座安装于壳体的下腔体内，通过拧入壳体内的转接嘴固定；所述活塞安装于壳体的右腔体内，通过螺塞拧入壳体内固定；所述转换器和所述电磁铁组件依次安装于壳体的倾斜腔内，且电磁铁组件将转换器压紧在壳体内；

其中，所述滑阀包括具有中空腔体的左部圆柱体和右部长方体，右部长方体的下端面开设有左侧耳形槽、右侧耳形槽和中间耳形孔，右部长方体与左部圆柱体相连接的一端开设有两个斜孔、且斜孔与左侧耳形槽相连通，右部长方体中还开设有用于连通左部圆柱体的中空腔体和中间耳形孔的内孔、以及用于连通右腔体和右侧耳形槽的内孔；

所述底座的上端面开设有左侧耳形槽，且左侧耳形槽与出油腔体连通，上端面还开设有右侧耳形孔，且右侧耳形孔与底座下端面的耳形通槽连通，并连通到下腔体端口，底座的上端面与滑阀配合，以使得滑阀在其端面上滑动；

所述转换器内设置有钢球，并通过电磁铁组件控制钢球的位置，以连通或断开壳体上腔体与右腔体的油路，使得滑阀通过滑动位于不同位置从而连通不同油路，所连通的油路包括从上腔体到下腔体的第一油路或的从上腔体到出油腔体第二油路，其中，钢球打开时连通第二油路，钢球压到倾斜腔内的底座孔时连通第一油路。

2.根据权利要求1所述的飞机刹车先导式液压电磁阀，其特征在于，所述壳体的上腔体端口设置有油泵转接嘴，回油腔体端口设置有回油转接嘴，下腔体端口设置有第一输出转接嘴，出油腔体端口设置有第二输出转接嘴，倾斜腔端口设置有用于安装电磁铁组件的螺纹孔。

3.根据权利要求2所述的飞机刹车先导式液压电磁阀，其特征在于，所述壳体由铝合金模锻加工而成，且所述壳体的外表面设置有分别表示油泵管嘴、油箱管嘴和两个输出管嘴的标识。

4.根据权利要求2所述的飞机刹车先导式液压电磁阀，其特征在于，所述壳体的上腔体内安装有衬套，衬套与上腔体之间安装有密封圈和垫圈，衬套内安装有弹簧，并通过油泵转接嘴拧入壳体内将衬套压在滑阀的密封平面上。

5.根据权利要求1所述的飞机刹车先导式液压电磁阀，其特征在于，所述滑阀的左部圆柱体套设有套筒，并通过螺塞固定在壳体上；

左部圆柱体外侧设置有两个环形槽，滑阀与套筒之间通过套设在环形槽上的密封圈和保护圈密封。

6.根据权利要求1所述的飞机刹车先导式液压电磁阀，其特征在于，所述底座设置为底部具有凸台的圆柱体，凸台用于在装配时限定底座的安装位置；接近凸台的一侧设置有环形槽，且左侧耳形槽和右侧耳形孔设置在上端面的中间台阶上。

7.根据权利要求1所述的飞机刹车先导式液压电磁阀，其特征在于，所述转换器设置为两端具有台阶孔的圆柱体，接近电磁阀组件的一端具有一个台阶，接近上腔体的一端具有两个台阶；

所述转换器的中间设置有通孔，用于装配钢球，并且限制钢球的径向移动，所述转换器的圆周面均匀设置有四个盲孔，在端面与盲孔相对应位置设置有四个通孔，用于连通油路。

8.根据权利要求1～7中任一项所述的飞机刹车先导式液压电磁阀，其特征在于，

所述飞机刹车先导式液压电磁阀，用于在电磁铁组件断电时，上腔体的油液一部分通过倾斜腔和其内部底座孔打开钢球，并通过转换器进入右腔体，另一部分油液通过滑阀作用在滑阀的左端面上，使得滑阀保持在左端位置上，使上腔体的油液通过滑阀的中间耳形孔和底座的左侧耳形槽进入出油腔体；下腔体的油液通过底座的右侧耳形孔、滑阀右侧耳形槽及斜孔，并沿滑阀的侧槽进入回油腔体。

9.根据权利要求1～7中任一项所述的飞机刹车先导式液压电磁阀，其特征在于，

所述飞机刹车先导式液压电磁阀，用于在电磁铁组件通电时，电磁铁组件通过衔铁组件上的顶杆推动钢球，钢球压到倾斜腔内的底座孔上，断开上腔体与右腔体的油路，使得作用在滑阀左端面上的液压力推动滑阀向右移动，并保持在右端位置上，上腔体的油液通过滑阀的中间耳形孔和底座的右侧耳形孔进入下腔体；出油腔体的油液通过底座的左侧耳形槽、滑阀的左侧耳形槽及斜孔进入回油腔体，电磁铁组件腔体内的油液也通过壳体上的孔和滑阀的侧槽进入回油腔体。

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