飛機液壓系統建模與仿真案例研究

引言

液壓系統由于具備功率重量比大、體積小、頻響高，壓力、流量可控性好，可柔性傳送動力等優點而廣泛應用于航空、航天、汽車、船舶和工程機械等多個領域。飛機液壓系統是為飛機起飛、操縱、起落架收放和剎車等提供能源的關鍵系統，要求在整個飛行過程中可以連續可靠地運行。作為大型設備的重要組成部分，在軍民兩大領域，液壓裝置均起著不可替代的作用，而其運行狀態健康與否直接影響到整臺設備能否正常工作。故本文依據飛機液壓系統基本框架，針對液壓各部件數學模型建立了液壓系統正常工作模型，利用AMESim仿真軟件對液壓系統飛行時起飛階段的正常工作情況進行了仿真分析。

1 飛機液壓系統數學模型

液壓系統是由液壓元件連接而成的，液壓系統的模型也由液壓元件的模型組成。以液壓元件模型為基本模塊（子模型），模塊間數據傳遞是以信號或功率鍵的連接方式完成的。針對功率的傳遞，通過功率鍵進行雙向數據傳遞，采取的是功率流的方法，從而使元件連接可讀性強；針對控制信號連接，采用的是信號流的方法實現單向傳遞，也可將兩類信號結合在一起，通過端口進行元件之間數據的傳遞[1]。這樣端口不僅傳遞功率信號，也傳遞控制及其他數據信號，這種端口定義為多端口，AMESim即采用此種方法[2]。

在軟件中基本建模模塊的單位為液壓元件的模型，其模型直接用數學方程表達。軟件通過元件模型間連接的拓撲關系，以元件的數學模型為基礎，通過一定的算法自動建立其液壓系統數學模型，從而完成正確求解[3]。液壓系統元件數學模型及相關參數設置如下。

1.1

自供增壓油箱數學模型

選用密閉式自供增壓液壓油箱，液壓泵啟動時，油箱內的增壓壓力為增壓蓄壓器提供的壓力。液壓泵一開始供壓，其中一部分油液就供入油箱增壓系統，壓力油進入液壓油箱。油箱中包含有增壓腔及儲油腔，兩腔之間通過結構完全隔離。工作中，利用活塞兩端建立的力平衡過程為儲油腔提供增壓壓力。當液壓泵運轉時，高壓油便經過油箱的增壓管流進增壓腔，通過增壓壓力的作用，油箱的活塞逐漸向儲油腔內移動，從而完成活塞對儲油腔的增壓過程[4]。對油箱增壓情況進行靜態計算，以確定油箱增壓的設計能力。自供增壓型油箱設計參數如表1所示。

根據上述幾何參數和系統壓力值，結合靜態計算公式（1）得到自供增壓油箱的增壓壓力為：

式中：PS為增壓腔額定壓力；S2為增壓腔面積；S1為儲油腔面積；f為摩擦力；r1為殼體內徑；r2為活塞桿內徑；r3為通油軸內徑；r4為通油軸外徑。

最終確定油箱增壓壓力為（0.45±0.03）MPa。

1.2

軸向柱塞泵數學模型

本文采用的柱塞泵為恒壓變量式柱塞泵，它是利用柱塞在缸體柱塞孔內作往復運動時，密封工作容積的變化來實現進油和排油的。恒壓變量式柱塞泵的排量為11.25 mL/rev，其最大全流壓力為20 MPa，零流量的輸出壓力為21 MPa，則理論上其輸出流量和輸出壓力間的關系可近似為帶有轉折點的分段直線[5]，如式（2）所示：

式中：Q為變量泵的輸出流量；V為液壓泵的排量，為11.25 mL/rev；n為液壓泵的輸出轉速；k1為壓力設定點之前液壓泵的輸出流量隨壓力降低系數；k2為壓力設定點之后液壓泵的輸出流量隨壓力降低系數；p為液壓泵的輸出壓力；pmax為零流量時輸出壓力。

建立用于描述液壓泵壓力—流量曲線的數學方程，如式（3）所示：

因此，液壓泵排量可由式（4）計算：

模型初步搭建后，給每個元件分配合適的子模型，給AMESim所建立的模型的每個元件設定好相應的參數，AMESim可自行計算。

2 基于AMESim的飛機液壓系統仿真

模型元件部分取自液壓庫，部分取自機械庫、信號控制庫。液壓部分利用取自液壓系統的標準元件構建。圖1為由AMESim構建的飛機液壓系統仿真模型。為仿真飛機起飛階段真實過程，設置液壓系統在起飛階段下的流量需求。飛機在不同飛行狀態時，液壓用戶所需流量各不相同：（1）0～300 s為滑跑階段，此時液壓能源系統驅動飛控系統的方向舵作動器、副翼作動器、升降舵作動器，通用液壓系統的機輪剎車動作；（2）300～400 s為拉起階段，此時驅動飛控系統的方向舵作動器、副翼作動器、升降舵作動器工作，通用液壓系統無流量需求；（3）400～500 s為爬高階段，此時分別驅動飛控系統的方向舵作動器、副翼作動器、升降舵作動器，通用液壓系統起落架收放作動器工作。

該飛機液壓系統配備一臺AC電機為液壓泵供應能量，從油箱中吸取液壓油。油液從液壓泵出口經高壓油濾、單向活門流向用戶。當系統壓力達到某個設定值時，卸壓安全閥打開，部分油液通過卸壓安全閥返回油箱。當系統壓力低于（10±0.7）MPa時，停止向下游通用系統用戶供壓，由優先閥控制。A、B為液壓油流經方向。

3 仿真結果及分析

對系統起飛階段工作過程進行動態仿真，并分析仿真結果，為飛機液壓系統設計及分析提供有價值的參考。

3.1

液壓用戶流量需求、入口壓力

飛控用戶流量需求通過設置模擬負載輸入信號，分別如下：0～300 s時輸入信號為1.5，300～400 s時輸入信號為4，400～500 s時輸入信號為4.5。通過可變節流閥的橫截面積變化規律與其一致，0～300 s時為1.2 mm2，300～400s時為3.1mm2，400～500s時為3.5mm2。飛控系統的液壓用戶流量需求及入口壓力變化如圖2和圖3所示。

由圖2及圖3可知，0～300 s為滑跑階段，飛機正常姿態下液壓能源系統驅動飛控系統的方向舵作動器、副翼作動器、升降舵作動器工作，流量需求為7.4 L/min，入口壓力為20.08 MPa；300～400 s為拉起階段，此時升降舵作動器流量需求增大，其值為19.7 L/min，用戶入口壓力降低，為20.06 MPa；400～500 s為爬高階段，飛機在收起落架狀態升降舵作動器流量需求增大，流量需求為20.2 L/min，入口壓力為18.5 MPa。

由此可見，飛控系統用戶流量消耗與入口壓力大小成反比。用戶流量需求增大時，入口壓力減??；用戶流量需求減小時，入口壓力增大。

設置通用液壓系統模擬負載輸入信號：0～300 s時為4.5、300～400 s時為0、400～500 s時為9，通過可變節流閥的橫截面積變化規律與其一致，0～300 s時為3.5 mm2，300～400 s時為0 mm2，400～500s時為7mm2。通用液壓系統用戶流量需求大小和用戶入口壓力變化如圖4和圖5所示。

由圖4及圖5可知，0～300 s為滑跑階段，飛機正常姿態下液壓能源系統驅動通用液壓系統的機輪剎車動作，流量消耗為13.5 L/min，用戶入口壓力為14.2 MPa；300～400 s為拉起階段，無流量需求，用戶入口壓力為14.3 MPa；400～500 s為爬高階段，需要驅動起落架收放系統作動器動作，流量需求增大為21.5 L/min。用戶入口壓力下降，其值為12.7 MPa。由此可見，隨著通用液壓系統用戶流量需求的增大，用戶入口壓力降低。

3.2

系統壓力、流量仿真

對系統壓力、流量變化情況，即液壓泵輸出壓力及流量進行仿真分析。圖6和圖7分別為液壓泵出口流量、壓力大小。

由液壓泵出口壓力、流量仿真結果可知：0～300 s期間，系統輸出壓力為21 MPa，泵出口流量穩定到21 L/min。飛機由滑跑階段至拉起階段（300～400 s），液壓泵出口流量略微降低，對應的出口壓力升高，但變化不大；爬升階段（400～500 s）由于液壓能源系統需驅動起落架收放系統完成收起動作，流量需求變大，故液壓泵出口壓力降低到20 L/min，出口流量增大到40 L/min。

4 結語

本文為仿真分析飛機液壓系統工作性能，為后續預測研究提供參數數據，研究了飛機液壓系統各部件的數學模型。利用AMESim平臺建立了整個飛機液壓系統仿真模型，對飛機起飛階段滑跑—拉起—爬升真實過程進行仿真分析，得到系統及液壓用戶的流量、壓力等變化情況，驗證了所建系統模型的正確性。

審核編輯：劉清