RU2692884C1 - Electrohydraulic drive - Google Patents
Electrohydraulic drive Download PDFInfo
- Publication number
- RU2692884C1 RU2692884C1 RU2018133642A RU2018133642A RU2692884C1 RU 2692884 C1 RU2692884 C1 RU 2692884C1 RU 2018133642 A RU2018133642 A RU 2018133642A RU 2018133642 A RU2018133642 A RU 2018133642A RU 2692884 C1 RU2692884 C1 RU 2692884C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pump
- hydraulic
- discharge
- drive
- housing
- Prior art date
Links
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims abstract description 10
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims abstract description 7
- 230000000977 initiatory effect Effects 0.000 claims abstract description 7
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 claims abstract description 6
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims abstract 4
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 20
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 6
- 230000005611 electricity Effects 0.000 claims description 5
- WQGWDDDVZFFDIG-UHFFFAOYSA-N pyrogallol Chemical compound OC1=CC=CC(O)=C1O WQGWDDDVZFFDIG-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 4
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims description 3
- 239000012528 membrane Substances 0.000 claims description 3
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 claims description 2
- 238000003825 pressing Methods 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 3
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 3
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 description 3
- 238000004321 preservation Methods 0.000 description 3
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 2
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000035515 penetration Effects 0.000 description 1
- 239000000843 powder Substances 0.000 description 1
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 description 1
- 238000003860 storage Methods 0.000 description 1
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
- F15B—SYSTEMS ACTING BY MEANS OF FLUIDS IN GENERAL; FLUID-PRESSURE ACTUATORS, e.g. SERVOMOTORS; DETAILS OF FLUID-PRESSURE SYSTEMS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F15B9/00—Servomotors with follow-up action, e.g. obtained by feed-back control, i.e. in which the position of the actuated member conforms with that of the controlling member
- F15B9/16—Systems essentially having two or more interacting servomotors, e.g. multi-stage
- F15B9/17—Systems essentially having two or more interacting servomotors, e.g. multi-stage with electrical control means
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
- F15B—SYSTEMS ACTING BY MEANS OF FLUIDS IN GENERAL; FLUID-PRESSURE ACTUATORS, e.g. SERVOMOTORS; DETAILS OF FLUID-PRESSURE SYSTEMS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F15B1/00—Installations or systems with accumulators; Supply reservoir or sump assemblies
- F15B1/02—Installations or systems with accumulators
- F15B1/025—Installations or systems with accumulators used for thermal compensation, e.g. to collect expanded fluid and to return it to the system as the system fluid cools down
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Fluid-Pressure Circuits (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области гидроавтоматики и может быть использовано в конструкциях летательных аппаратов для управления положением рулевых исполнительных органов летательных аппаратов.The invention relates to the field of hydraulics and can be used in the construction of aircraft to control the position of the steering actuators of aircraft.
Известен электрогидравлический привод для управления исполнительными органами летательных аппаратов, содержащий питающую установку с объемным насосом и параллельно подключенные к ней линиями нагнетания и слива рулевые приводы дискретного углового перемещения по числу приводимых исполнительных органов (RU №2027078, 1995).Known electro-hydraulic actuator to control the executive bodies of aircraft, containing the power plant with a displacement pump and connected in parallel with the discharge and discharge lines the steering drives a discrete angular displacement according to the number of actuators (RU # 2027078, 1995).
Недостатками этого привода являются низкая надежность, ограниченный срок хранения в составе летательного аппарата, сложность и высокая трудоемкость регламентного обслуживания и контроля готовности к выполнению работы.The disadvantages of this drive are low reliability, limited shelf life in the composition of the aircraft, the complexity and high complexity of routine maintenance and monitoring readiness to perform work.
Известен электрогидравлический привод для управления положением исполнительных органов летательных аппаратов, содержащий питающую установку с объемным насосом и параллельно подключенные к ней линиями нагнетания и слива рулевые приводы дискретного углового перемещения по числу приводимых исполнительных органов, каждый из которых содержит поворотный шаговый электродвигатель, связанный зубчатой передачей с установленным на оси плоским поворотным распределительным золотником, и поворотный гидродвигатель (RU №2266234, 2005, прототип).Known electro-hydraulic actuator for controlling the position of the executive bodies of aircraft, containing a power plant with a displacement pump and parallel to it by discharge and discharge lines the steering drives a discrete angular displacement according to the number of actuators, each of which contains a rotary stepping motor, associated gear with installed on the axis of a flat rotary distribution valve, and a rotary hydraulic motor (RU # 2266234, 2005, prototype).
Недостатками этого привода также являются низкая надежность, ограниченный срок сохранения готовности к работе в составе летательного аппарата в любых климатических условиях, сложность и высокая трудоемкость контроля готовности к выполнению работы.The disadvantages of this drive are also low reliability, a limited period of preservation of readiness for work as part of an aircraft in any climatic conditions, complexity and high complexity of monitoring readiness for work.
Технической задачей изобретения являются создание эффективного электрогидравлического привода и расширение арсенала электрогидравлических приводов.An object of the invention is to create an effective electro-hydraulic drive and expansion of the arsenal of electro-hydraulic drives.
Технический результат, обеспечивающий решение задачи, заключается в повышении надежности, увеличении срока сохранения готовности к работе в составе летательного аппарата, особенно в условиях разреженных слоев атмосферы, упрощение конструкции и снижение трудоемкости контроля готовности к выполнению работы.The technical result that provides a solution to the problem, is to increase reliability, increase the term of preservation of readiness for work in the composition of the aircraft, especially in rarefied atmospheric layers, simplify the design and reduce the complexity of monitoring readiness to perform work.
Сущность изобретения состоит в том, что электрогидравлический привод исполнительных органов, содержащий установку подачи рабочей среды с объемным насосом, имеющим корпус с камерами нагнетания и всасывания, и приводной электродвигатель, связанный с приводным валом насоса, а также группу параллельно подключенных к соответствующим камерам насоса гидролиниями нагнетания и слива рулевых приводов дискретного углового перемещения исполнительных органов, в состав каждого из которых входят поворотный гидродвигатель и гидравлический распределитель с механизмом управления, подключенный к рабочим полостям гидродвигателя и к гидролиниям нагнетания и слива, при этом он снабжен автономным подпорным устройством, содержащим емкость, герметично разделенную подвижным разделительным элементом на жидкостную полость с рабочей средой, связанную через обратный клапан с всасывающей камерой насоса, и пневмополость, к которой подключен источник горячего газа под давлением, выполненный в виде твердотопливного газогенератора и снабженный электрически воспламеняемым инициирующим пиропатроном, при этом механизм управления каждого рулевого привода выполнен в виде шагового электродвигателя, связанного цепью контроля стыковки с инициирующим пиропатроном, в гидролинии нагнетания установлен клапан ограничения давления, выполненный с возможностью сброса рабочей среды в гидролинию слива и подключенный к камере всасывания насоса, а приводной электродвигатель последнего снабжен автономным источником электроэнергии.The essence of the invention lies in the fact that electro-hydraulic actuator bodies, containing the installation of the flow of the working medium with a volumetric pump, having a case with chambers discharge and suction, and a drive motor connected to the drive shaft of the pump, as well as a group connected in parallel to the corresponding chambers pump discharge lines and draining the steering actuators of a discrete angular displacement of the executive bodies, each of which includes a rotary hydraulic motor and a hydraulic distribution a divider with a control mechanism connected to the working cavities of the hydraulic engine and to the discharge and discharge hydraulic lines, while it is equipped with an independent retaining device containing a container sealed by a moving separation element into the liquid cavity with the working medium connected through a non-return valve to the pump suction chamber, and pneumatic cavity, to which a source of hot gas under pressure is connected, made in the form of a solid propellant gas generator and equipped with electrically flammable initiating pyro an atron, while the control mechanism of each steering actuator is made in the form of a stepper electric motor connected by a docking control circuit with an initiating pyro cartridge, a pressure limiting valve is installed in the discharge hydraulic line, configured to discharge the working medium into the drain hydraulic line and connected to the pump suction chamber, and the drive electric motor the latter is equipped with an autonomous source of electricity.
Предпочтительно, разделительный элемент подпорного устройства выполнен в виде поршня или мембраны.Preferably, the separating element of the retaining device is made in the form of a piston or membrane.
Предпочтительно, в гидролинии слива установлен гидроразъем для подключения регламентной питающей установки.Preferably, a hydraulic connector is installed in the hydroline of the drain for connecting the routine supply installation.
Предпочтительно, гидравлический распределитель каждого рулевого привода подключен к гидролиниям нагнетания и слива с помощью гидроразъемов.Preferably, the hydraulic distributor of each steering actuator is connected to the discharge and discharge hydraulic lines by means of hydraulic connectors.
Предпочтительно, объемный насос снабжен компенсационно-поддавливающим устройством, выполненным в виде полого двухступенчатого поршня и соединенного с ним сильфона, закрепленного на корпусе насоса с образованием полости, соединенной с внутренним объемом корпуса насоса, при этом сильфон жестко закреплен одним краем к корпусу, а другим - к полому двухступенчатому поршню, дополнительно установленному на корпусе с образованием дифференциальной полости, соединенной с нагнетанием насоса, и с возможностью поступательного перемещения указанного поршня по участку наружной поверхности корпуса насоса.Preferably, the volumetric pump is equipped with a compensation-suppressing device, made in the form of a hollow two-stage piston and a bellows connected to it, mounted on the pump casing to form a cavity connected to the internal volume of the pump casing, while the bellows is rigidly fixed with one edge to the housing and the other to a hollow two-stage piston, additionally mounted on the housing with the formation of a differential cavity connected to the pump discharge, and with the possibility of translational movement indicated piston along the outer surface of the pump casing.
Предпочтительно, полый двухступенчатый поршень выполнен с двумя поясками и с двумя внутренними кольцевыми уплотнениями и установлен с возможностью перемещения по участку поверхности корпуса, выполненному ступенчатым.Preferably, the hollow two-stage piston is made with two corbels and with two internal annular seals and is mounted so as to move along the surface portion of the casing, which is made stepped.
Предпочтительно, внутренний объем корпуса насоса соединен с полостью сильфона со стороны, противоположной приводному валу насоса.Preferably, the internal volume of the pump housing is connected to the cavity of the bellows on the side opposite to the drive shaft of the pump.
Предпочтительно, автономный источник электроэнергии для приводного электродвигателя насоса выполнен одноразовым.Preferably, an autonomous source of electricity for the drive motor of the pump is disposable.
На чертеже фиг. 1 изображена схема гидравлическая принципиальная электрогидравлического привода, на фиг. 2 - конструктивная схема объемного насоса источника питания привода.In FIG. 1 shows a schematic diagram of a hydraulic electrohydraulic drive; FIG. 2 is a structural diagram of a volumetric pump of a drive power supply.
Электрогидравлический привод для управления исполнительными органами летательного аппарата (не изображены, т.к. не входят в состав заявляемого привода), содержит питающую насосную установку 1 подачи рабочей среды (рабочей жидкости) с объемным, предпочтительно, регулируемым по давлению нагнетания аксиально поршневым насосом 2, имеющим корпус 19 и приводной электродвигатель 30, связанный с приводным валом 29 насоса 2, а также группу подключенных к объемному насосу 2 гидролиниями 3, 4 нагнетания и слива, соответственно, рулевых приводов 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11, 12 индивидуального дискретного углового перемещения исполнительных органов. В состав каждого из рулевых приводов 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11, 12 (число которых равно числу приводимых исполнительных органов) входят поворотный гидродвигатель 14 и гидравлический распределитель 13, подключенный своими соответствующими линиями к полостям гидродвигателя 14 и, через гидроразъемы 33, к гидролиниям 3, 4 нагнетания и слива.Electro-hydraulic actuator to control the executive bodies of the aircraft (not shown, because they are not part of the inventive drive), contains a
Гидродвигатель 14, выполнен, предпочтительно, в виде неполноповоротного объемного аксиально поршневого или радиально поршневого высокомоментного реверсивного гидромотора.The
Гидравлический распределитель 13 выполнен, предпочтительно, в виде нормально закрытого плоского поворотного четырехлинейного трехпозиционного золотника с электромеханическим механизмом управления (не изображен), связанным с системой управления летательного аппарата. Механизм управления плоского золотника каждого распределителя 13 реализован, например, как и в устройстве - прототипе, в виде поворотного шагового электродвигателя с магнитным фиксатором, связанного зубчатой передачей с установленным на оси плоским поворотным золотником распределителя 13.The
Электрогидравлический привод снабжен подключенным через дроссель 38 и редуктор 39 давления к всасыванию (всасывающей полости) объемного насоса 2 и к линии 4 слива рулевых приводов 5…12 одноразовым ампулизированным подпорным устройством 15.Electro-hydraulic actuator is connected through a
Устройство 15 содержит емкость 17, герметично разделенную подвижным разделительным элементом 16 на камеру 37 с рабочей средой и приводную камеру 32, к которой подключен источник горячего газа под давлением, выполненный в виде твердотопливного газогенератора 35 и снабженный электрически воспламеняемым инициирующим пиропатроном 36. Одновременно, объемный насос 2 питающей насосной установки 1 снабжен компенсационно-поддавливающим устройством, выполненным в виде полого двухступенчатого поршня 21 и соединенного с ним сильфона 18, закрепленного на корпусе 19 насоса 2 с образованием в нем полости 20, соединенной с внутренним объемом (являющимся всасыванием) корпуса 19 из которого происходит всасывание рабочей жидкости насосом 2. При этом сильфон 18 жестко закреплен одним краем к корпусу 19, а другим - к полому двухступенчатому поршню 21, установленному на корпусе 19 с образованием дифференциальной полости 31, соединенной с нагнетанием насоса 2, и с возможностью поступательного перемещения указанного поршня 21 по участку наружной поверхности корпуса 19 насоса 2, приводной электродвигатель 30 которого снабжен автономным источником 34 электроэнергии.The
Разделительный элемент 16 выполнен в виде поршня или мембраны, а инициирующий пиропатрон 36 выполнен в виде одноразового порохового заряда с встроенным электровоспламенителем, связанным с системой управления летательного аппарата, в составе которого предназначен эксплуатироваться привод.The separating
В гидролинии 4 слива установлен предохранительный клапан 24 ограничения давления на всасывании, выполненный с возможностью сброса рабочей среды при несанкционированном увеличении давления на всасывании насоса 2 выше допускаемого значения в окружающую среду или в технологическую емкость.In the
В гидролинии 4 слива установлен гидроразъем 25, предназначенный для подключения вспомогательной (технологической) питающей установки, которая относится к стационарному наземному оборудованию, временно подключается к приводу перед вводом в эксплуатацию, только на период опрессовки и регламентных проверок работоспособности перед монтажом привода на летательный аппарат.
Распределитель 13 каждого рулевого привода 5…12 подключен к гидролиниям 3,4 установки 1 подачи рабочей среды с помощью гидроразъемов 33.The
Полый двухступенчатый поршень 21 выполнен с двумя поясками 22, 23 и с двумя внутренними кольцевыми уплотнениями 27, 28 и установлен с возможностью перемещения по участку наружной поверхности корпуса 19, выполненному ступенчатым.The hollow two-
Внутренний объем корпуса 19 насоса соединен с полостью сильфона 18 со стороны, противоположной приводному валу 29 насоса 2.The internal volume of the
Автономный источник 34 электроэнергии для приводного электродвигателя 30 насоса 2 установки 1 подачи рабочей среды может быть выполнен одноразовым, например, в виде химического аккумулятора или батареи.Autonomous source of
Электрогидравлический привод работает следующим образом.Electro-hydraulic drive works as follows.
При изготовлении привод ампулизируется, т.е. заполняется рабочей жидкостью и изолируется от окружающего пространства. При этом все технологические отверстия и внешние гидроразъемы заглушены. В состоянии дежурства летательного аппарата, которое может продолжаться длительное время, привод должен быть готов к включению, т.е. его полости должны быть гарантированно заполнены рабочей жидкостью. Однако, в течение времени хранения (дежурства) в замкнутом объеме привода происходят неизбежные процессы выделения воздуха из рабочей жидкости, а также диффузионного проникновения выделенного воздуха и жидкости через резиновые уплотнения питающей установки 1 и рулевых приводов 5-12 в атмосферу. Кроме того, любое изменение температуры окружающей среды приводит к изменению объема рабочей жидкости в приводе благодаря явлению температурного расширения-сжатия. Наличие сильфона 18, обладающего пружинными свойствами, компенсирует за счет соответствующего смещения сильфона 18 изменение объема рабочей жидкости в приводе в результате температурного расширения-сжатия. При падении давления в корпусе 19 насоса 2 двухступенчатый (дифференциальный) поршень 21 под действием атмосферного давления смещается, изменяя объем сильфона 18 и поддерживая тем самым постоянное заполнение всасывающей полости насоса 2 и полостей рулевых приводов 5-12 рабочей жидкостью. В исходном положении при отсутствии электрического питания встроенный магнитный фиксатор (не изображен) соответствующего шагового электродвигателя обеспечивает фиксацию распределителя 13 в нормальнозакрытом положении и, тем самым, фиксацию вала каждого из рулевых приводов 5-12 в устойчивом положении.In the manufacture of the drive is ampulized, i.e. it is filled with working fluid and isolated from the surrounding space. At the same time, all technological openings and external hydraulic connectors are plugged. When the aircraft is on duty, which can last for a long time, the drive should be ready to be turned on, i.e. its cavities must be guaranteed to be filled with working fluid. However, during the storage time (duty) in the closed volume of the drive, inevitable processes of air release from the working fluid occur, as well as diffusion penetration of the released air and liquid through the rubber seals of the
Для отработки управления исполнительными органами летательного аппарата электрогидравлический привод задействуется по команде системы управления. Так как управление производится, как правило, в условиях пониженной температуры окружающей среды, пониженного атмосферного давления, имеющихся в разреженных слоях атмосферы, необходимо обеспечить неразрывность потока рабочей жидкости на всасывании насоса 2, всасывающего рабочую жидкость из объема корпуса 19. Соответствующий гарантированный подпор на всасывании насоса 2 обеспечивается устройством 15, на которое от системы управления подается команда на воспламенение пиропатрона 36 твердотопливного газогенератора 35. В результате воспламенения твердого топлива заряда 35 в приводную камеру 32 подпорного устройства 15 поступает горячий газ под давлением, воздействующий на разделительный элемент 16. Энергия горячего газа непосредственно преобразуется в давление рабочей жидкости в камере 37. В результате под действием горячего газа элемент 16 поступательно перемещается и рабочая жидкость вытесняется из камеры 37 емкости 17 через дроссель 38 и клапан 39 и поступает в сильфон 18 под давлением ~7 кгс/см2. Поскольку сильфон 18 закреплен с образованием полости 20, соединенной с внутренним объемом корпуса 19, давлением устройства 15 обеспечивается необходимое избыточное давление и, тем самым, неразрывность потока рабочей жидкости на всасывании насоса 2.To work out the control of the executive bodies of the aircraft, the electro-hydraulic drive is activated upon command of the control system. Since the control is carried out, as a rule, in conditions of low ambient temperature, low atmospheric pressure present in rarefied atmospheric layers, it is necessary to ensure the continuity of the working fluid flow in the suction of the
Кроме того, на шаговый электродвигатель каждого из рулевых приводов 5-12. подается команда в виде последовательности однополярных прямоугольных управляющих импульсов напряжением 26 В. Благодаря дифференциальности ступеней 22, 23 поршня 21 давление, в корпусе 19, одновременно являющемся всасывающей полостью насоса 1, редуцируется до оптимального значения и не превышает допустимых значений, например, 4 кгс/см2. Если же давление приблизится к предельно допустимому значению, срабатывает клапан 24, осуществляющий сброс части объема рабочей жидкости и, тем самым ограничивающий значение давления. Насос 2, вал 29 которого приводится во вращение электродвигателем 28, в течение времени работы последнего подает рабочую жидкость по гидролинии 3 в рулевые приводы 5-12, а по гидролинии 4 рабочая жидкость возвращается на всасывание насоса 2. Наличие давления нагнетания в полости 31 не допускает возникновения разрежения на всасывании насоса 2, т.е. во внутреннем объеме корпуса 19, тем самым надежно обеспечивается работоспособность насоса 2 и каждого из рулевых приводов 5…12 при любых условиях окружающей среды.In addition, the stepper motor of each of the steering actuators 5-12. the command is given as a sequence of unipolar rectangular control pulses with voltage of 26 V. Due to the
При этом последовательность управляющих импульсов, поступающая на электродвигатели приводов 5-12, преобразуется в угловое перемещение, которое через зубчатую передачу передается золотнику распределителя 13. В результате введенного этим рассогласования формируется перепад давления и приводится в движение соответствующий гидродвигатель 14, вал которого поворачивается, отрабатывая рассогласование. При подаче одного импульса вал электродвигателя рулевого привода 5-12 поворачивается на угол 3°. Режим работы электродвигателя в приводах 5-12 повторно-кратковременный. Частота отработки шагов 0,5-500 Гц, потребляемый ток не более 2А.The sequence of control pulses fed to the electric motors of the drives 5-12 is converted into angular displacement, which is transmitted to the spool of the
В процессе дежурства периодически следует контролировать состояние золотников распределителей 13 рулевых приводов 5-12. Для этого от вспомогательной питающей установки рабочая жидкость под давлением может быть подана через гидроразъем 25 и функционирование приводов 5-12 может быть проверено без задействования одноразовых средств емкости 17 и одноразового источника энергии электродвигателя 30. После этого для установки золотника распределителя 13 каждого рулевого привода 5-12 в нейтральное положение необходимо подачей импульсов на электродвигатель установить золотник распределителя 13 в нейтральное положение. При подаче давления вал соответствующего гидродвигателя 14, отрабатывая рассогласование с золотником распределителя 13, займет нейтральное (исходное) положение.During the duty periodically, the status of the spools of the
В результате изобретения создан эффективный электрогидравлический привод и расширен арсенал электрогидравлических приводов.As a result of the invention, an effective electro-hydraulic drive has been created and the arsenal of electro-hydraulic drives has been expanded.
При этом повышена надежность, увеличен срок сохранения готовности к работе в составе летательного аппарата, упрощена конструкция и снижена трудоемкость контроля готовности к выполнению работы.At the same time, reliability is increased, the period of preservation of readiness for work as part of an aircraft is increased, the design is simplified and the complexity of readiness control for work is reduced.
Claims (8)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018133642A RU2692884C1 (en) | 2018-09-24 | 2018-09-24 | Electrohydraulic drive |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018133642A RU2692884C1 (en) | 2018-09-24 | 2018-09-24 | Electrohydraulic drive |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2692884C1 true RU2692884C1 (en) | 2019-06-28 |
Family
ID=67251723
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018133642A RU2692884C1 (en) | 2018-09-24 | 2018-09-24 | Electrohydraulic drive |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2692884C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111577677A (en) * | 2020-05-28 | 2020-08-25 | 中国铁建重工集团股份有限公司 | Pressure compensation system |
| RU2798640C1 (en) * | 2022-10-28 | 2023-06-23 | Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") | Hydraulic power supply system of the test bench for aircraft steering gears |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6209825B1 (en) * | 1998-02-27 | 2001-04-03 | Lockheed Martin Corporation | Low power loss electro hydraulic actuator |
| RU2255022C1 (en) * | 2004-05-05 | 2005-06-27 | Государственное унитарное предприятие "Федеральный научно-производственный центр "Прибор" | Device for control of flying vehicle aerodynamic surface |
| US20120260643A1 (en) * | 2004-12-01 | 2012-10-18 | George Kadlicko | Velocity control for hydraulic control system |
| RU2467205C1 (en) * | 2011-07-22 | 2012-11-20 | ОТКРЫТОЕ АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО "Центральный научно-исследовательский институт автоматики и гидравлики"(ОАО "ЦНИИАГ") | Hydraulic drive power source |
| RU2504695C1 (en) * | 2012-10-25 | 2014-01-20 | Открытое акционерное общество "Центральный научно-исследовательский институт автоматики и гидравлики" (ОАО "ЦНИИАГ") | Hydroelectric drive |
-
2018
- 2018-09-24 RU RU2018133642A patent/RU2692884C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6209825B1 (en) * | 1998-02-27 | 2001-04-03 | Lockheed Martin Corporation | Low power loss electro hydraulic actuator |
| RU2255022C1 (en) * | 2004-05-05 | 2005-06-27 | Государственное унитарное предприятие "Федеральный научно-производственный центр "Прибор" | Device for control of flying vehicle aerodynamic surface |
| US20120260643A1 (en) * | 2004-12-01 | 2012-10-18 | George Kadlicko | Velocity control for hydraulic control system |
| RU2467205C1 (en) * | 2011-07-22 | 2012-11-20 | ОТКРЫТОЕ АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО "Центральный научно-исследовательский институт автоматики и гидравлики"(ОАО "ЦНИИАГ") | Hydraulic drive power source |
| RU2504695C1 (en) * | 2012-10-25 | 2014-01-20 | Открытое акционерное общество "Центральный научно-исследовательский институт автоматики и гидравлики" (ОАО "ЦНИИАГ") | Hydroelectric drive |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111577677A (en) * | 2020-05-28 | 2020-08-25 | 中国铁建重工集团股份有限公司 | Pressure compensation system |
| CN111577677B (en) * | 2020-05-28 | 2022-03-01 | 中国铁建重工集团股份有限公司 | Pressure compensation system |
| RU2798640C1 (en) * | 2022-10-28 | 2023-06-23 | Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") | Hydraulic power supply system of the test bench for aircraft steering gears |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2621190C2 (en) | Method and system of emergency starting energy generation setting | |
| US3015345A (en) | Combination reservoir-accumulator arrangement for hydraulic system | |
| RU2692884C1 (en) | Electrohydraulic drive | |
| KR20160140621A (en) | Hydraulic device for emergency starting a turbine engine, propulsion system of a multi-engine helicopter provided with one such device, and corresponding helicopter | |
| CN105422317A (en) | Starting box type multi-time starting system for engine and starting method | |
| US20040159739A1 (en) | Store ejection system with disposable pressure vessel and associated method of operation | |
| RU2662011C1 (en) | Liquid jet propulsion plant of spacecraft | |
| US5165232A (en) | Dual charge engine start accumulator | |
| US4209983A (en) | Internal electric explosion engine | |
| RU2504695C1 (en) | Hydroelectric drive | |
| US20180201394A1 (en) | Space flight body with a drive unit and with a fuel material generating device for a space flight body | |
| KR102335250B1 (en) | Pneumatic Release Valve using Gas Cartridge | |
| EP3019703B1 (en) | Engine propulsion system | |
| RU2008143091A (en) | FLIGHT VEHICLE CHEREMUSHKINA O.V. | |
| CN114291299A (en) | Solid-liquid dual-mode attitude and orbit control power system and control method thereof | |
| US3254486A (en) | Zero gravity start device | |
| EP3418670B1 (en) | Parallel combustor configuration for unmanned underwater vehicle propulsion turbine | |
| RU176706U1 (en) | DEVICE FOR CREATING PRESSURE IN THE FUEL TANK OF THE CATAPULATED APPARATUS | |
| US3861144A (en) | Hydraulic actuators | |
| RU2467205C1 (en) | Hydraulic drive power source | |
| RU2132477C1 (en) | Propellant tank (fuel and oxidizer tanks) pressurization system of space-craft engine plant | |
| US3060998A (en) | Aircraft fuel supply systems | |
| US4434621A (en) | Engine fuel system | |
| CN104417746B (en) | Short term, autonomous, electrical power supply system | |
| KR102247203B1 (en) | Auxiliary system for driving the shaft of a helicopter propulsion system |