飞机液压系统建模与仿真研究

飞机液压系统建模与仿真研究

陈海键

航空工业陕西飞机工业有限责任公司 陕西省汉中市 723000

摘要：随着航空装备日益复杂，对液压系统的要求也越来越高，而液压系统的健康状态也直接关系到飞行器的安全运行。本项目拟以航空发动机液压系统为研究对象，采用 AMESim仿真软件对其进行建模，并对其进行仿真分析，以验证所建模型的正确性，为进一步的故障诊断及预报研究打下坚实的基础。

关键词：飞机；液压系统；建模与仿真

引言

飞机液压系统设计中压力、流量等单个参数容易控制，但就系统级上，系统的稳定性、频率阻尼特性等设计前很难把握。随着计算机仿真技术的发展，利用计算机仿真事先获得所设计系统整体性能，及时调整设计变量，有利于使设计的系统性能更优。AMESim仿真软件能快速建立液压系统仿真分析模型，进行系统稳态和瞬态性能仿真分析计算，并可以进行独特的参数扫描分析，以方便考察某一个关注参数对系统性能的影响，进而计算系统性能的最优值。

1.液压源系统工作原理

通用液压源供压油路包括低压管路和高压管路(粗实线)。供压油路主要由油箱、分离接头、泵、单向阀、油滤、蓄压瓶、安全阀、压力表传感器等元件组成。原理如图1所示。发动机驱动液压泵工作，泵所需的油液由液压油箱沿低压管路供给，液压油经过泵增压后进入高压管路。此后，液压油经过液压油滤、安全阀和蓄压瓶进入系统的各工作管路。根据要求，设定工作压力为14.7MPa。管内压力达到或超过设定值时，安全阀将卸荷降压，若系统工作或系统漏油而使蓄压瓶和管路中压力下降，卸荷阀又将泵与工作管路接通，使泵继续给工作管路供油，保持各功能液压系统有设定压力而正常工作[1]。故障情况下，如果安全阀失灵，安全阀内的安全活门在系统压力达到16.7MPa时打开，给系统降压。当高压管路中的压力超过蓄压瓶气体腔压力时，液压油经单向阀向蓄压瓶充压。当系统用油消耗量大于泵的供油量时，不足部分由蓄压瓶提供。

图1某型飞机通用液压源原理图

2.飞机液压系统建模

2.1自供增压油箱数学模型

选用密闭式自供增压液压油箱，液压泵启动时，油箱内的增压压力为增压蓄压器提供的压力。液压泵一开始供压，其中一部分油液就供入油箱增压系统，压力油进入液压油箱。油箱中包含有增压腔及储油腔，两腔之间通过结构完全隔离。工作中，利用活塞两端建立的力平衡过程为储油腔提供增压压力。当液压泵运转时，高压油便经过油箱的增压管流进增压腔，通过增压压力的作用，油箱的活塞逐渐向储油腔内移动，从而完成活塞对储油腔的增压过程。对油箱增压情况进行静态计算，以确定油箱增压的设计能力。

2.2向柱塞泵数学模型

本文采用的柱塞泵为恒压变量式柱塞泵，它是利用柱塞在缸体柱塞孔内作往复运动时，密封工作容积的变化来实现进油和排油的。恒压变量式柱塞泵的排量为11.25mL/rev，其最大全流压力为20MPa，零流量的输出压力为21MPa，则理论上其输出流量和输出压力间的关系可近似为带有转折点的分段直线。模型初步搭建后，给每个元件分配合适的子模型，给AMESim所建立的模型的每个元件设定好相应的参数，AMESim可自行计算[2]。

3.基于AMESim的飞机液压系统仿真

模型元件部分取自液压库，部分取自机械库、信号控制库。液压部分利用取自液压系统的标准元件构建。为仿真飞机起飞阶段真实过程，设置液压系统在起飞阶段下的流量需求。飞机在不同飞行状态时，液压用户所需流量各不相同：(1)0~300s为滑跑阶段，此时液压能源系统驱动飞控系统的方向舵作动器、副翼作动器、升降舵作动器，通用液压系统的机轮刹车动作；(2)300～400s为拉起阶段，此时驱动飞控系统的方向舵作动器、副翼作动器、升降舵作动器工作，通用液压系统无流量需求；(3)400～500s为爬高阶段，此时分别驱动飞控系统的方向舵作动器、副翼作动器、升降舵作动器，通用液压系统起落架收放作动器工作。该飞机液压系统配备一台AC电机为液压泵供应能量，从油箱中吸取液压油。油液从液压泵出口经高压油滤、单向活门流向用户。当系统压力达到某个设定值时，卸压安全阀打开，部分油液通过卸压安全阀返回油箱。当系统压力低于(10±0.7)MPa时，停止向下游通用系统用户供压，由优先阀控制。A、B为液压油流经方向。

4.仿真结果及分析

对系统起飞阶段工作过程进行动态仿真，并分析仿真结果，为飞机液压系统设计及分析提供有价值的参考。

4.1液压用户流量需求、入口压力

飞控用户流量需求通过设置模拟负载输入信号，分别如下：0~300s时输入信号为1.5，300～400s时输入信号为4，400～500s时输入信号为4.5。通过可变节流阀的横截面积变化规律与其一致，0~300s时为1.2mm2，300～400s时为3.1mm2，400～500s时为3.5mm2。飞控系统的液压用户流量需求及入口压力变化如图2和图3所示。

图2飞控系统用户流量需求大小

图3飞控系统用户入口压力大小

由图2及图3可知，0~300s为滑跑阶段，飞机正常姿态下液压能源系统驱动飞控系统的方向舵作动器、副翼作动器、升降舵作动器工作，流量需求为7.4L/min，入口压力为20.08MPa；300～400s为拉起阶段，此时升降舵作动器流量需求增大，其值为19.7L/min，用户入口压力降低，为20.06MPa；400～500s为爬高阶段，飞机在收起落架状态升降舵作动器流量需求增大，流量需求为20.2L/min，入口压力为18.5MPa。由此可见，飞控系统用户流量消耗与入口压力大小成反比。用户流量需求增大时，入口压力减小；用户流量需求减小时，入口压力增大。设置通用液压系统模拟负载输入信号：0~300s时为4.5、300～400s时为0、400～500s时为9，通过可变节流阀的横截面积变化规律与其一致，0~300s时为3.5mm2，300～400s时为0mm2，400～500s时为7mm2。通用液压系统用户流量需求大小和用户入口压力变化如图4和图5所示。

图4通用液压系统用户流量需求大小

图5通用液压系统用户入口压力大小

由图4及图5可知，0~300s为滑跑阶段，飞机正常姿态下液压能源系统驱动通用液压系统的机轮刹车动作，流量消耗为13.5L/min，用户入口压力为14.2MPa；300～400s为拉起阶段，无流量需求，用户入口压力为14.3MPa；400～500s为爬高阶段，需要驱动起落架收放系统作动器动作，流量需求增大为21.5L/min。用户入口压力下降，其值为12.7MPa。由此可见，随着通用液压系统用户流量需求的增大，用户入口压力降低[3]。

4.2系统压力、流量仿真

对系统压力、流量变化情况，即液压泵输出压力及流量进行仿真分析。图6和图7分别为液压泵出口流量、压力大小。

图6液压泵出口流量大小

图7液压泵出口压力大小

由液压泵出口压力、流量仿真结果可知，0~300s期间，系统输出压力为21MPa，泵出口流量稳定到21L/min。飞机由滑跑阶段至拉起阶段(300～400s)，液压泵出口流量略微降低，对应的出口压力升高，但变化不大；爬升阶段(400～500s)由于液压能源系统需驱动起落架收放系统完成收起动作，流量需求变大，故液压泵出口压力降低到20L/min，出口流量增大到40L/min。

5.结束语

仿真试验结果表明，该型飞机液压源系统是稳定的，能够提供工作管路需要的压力和流量；设计方案能够满足性能所要求的技术指标。仿真计算结果具有一定的可靠度、可信度，是一种在做真实试验前进行试验可行性研究的有效途径，为工程应用提供了重要的理论依据。

参考文献

[1]刘翔.3000m深水下防喷器组可靠性研究[D].青岛：中国石油大学，2010.

[2]陈博.基于AMESim的液压冲击器建模与仿真研究[D].上海：上海工程技术大学，2011.

[3]李永堂，雷步芳，高雨茁.液压系统建模与仿真[M].北京：冶金工业出版社，2003.