飞机液压系统Word文档下载推荐.docx

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2）主缸快速下行

3）电磁铁1Y、5Y得电，阀6处于右位，控制油经阀8使液控单向阀9开启。

进油路：

泵1－阀6右位－阀13－主缸上腔。

回油路：

主缸下腔－阀9－阀6右位－阀21中位－油箱。

主缸滑块在自重作用下迅速下降，泵1虽处于最大流量状态，仍不能满足其需要，因此主缸上腔形成负压，上位油箱15的油液经充液阀14进入主缸上腔。

3）主缸慢速接近工件、加压

当主缸滑块降至一定位置触动行程开关2S后，5Y失电，阀9关闭，主缸下腔油液经背压阀10、阀6右位、阀21中位回油箱。

这时，主缸上腔压力升高，阀14关闭，主缸在泵1供给的压力油作用下慢速接近工件。

接触工件后阻力急剧增加，压力进一步提高，泵1的输出流量自动减小。

4）保压

当主缸上腔压力达到预定值时，压力继电器7发信号，使1Y失电，阀6回中位，主缸上下腔封闭，单向阀13和充液阀14的锥面保证了良好的密封性，使主缸保压。

保压时间由时间继电器调整。

保压期间，泵经阀6、21的中位卸载。

5）泄压，主缸回程保压结束，时间继电器发出信号，2Y得电，阀6处于左位。

由于主缸上腔压力很高，液动滑阀12处于上位，压力油使外控顺序阀11开启，泵1输出油液经阀11回油箱。

泵1在低压下工作，此压力不足以打开充液阀14的主阀芯，而是先打开该阀的卸载阀芯，使主缸上腔油液经此卸载阀芯开口泄回上位油箱，压力逐渐降低。

当主缸上腔压力泄到一定值后，阀12回到下位，阀11关闭，泵1压力升高，阀14完全打开，此时进油路：

泵1－阀6左位－阀9－主缸下腔。

回油路：

主缸上腔－阀14－上位油箱15。

实现主缸快速回程。

6）主缸原位停止

当主缸滑块上升至触动行程开关1S，2Y失电，阀6处于中位，液控单向阀9将主缸下腔封闭，主缸原位停止不

7）下缸顶出及退回

3Y得电，阀21处于左位。

进油路：

泵1－阀6中位－阀21左位－下缸下腔。

下缸上腔－阀21左位－油箱。

下缸活塞上升，顶出。

3Y失电，4Y得电，阀21处于右位，下缸活塞下行，退回。

动。

泵1输出油液经阀6、21中位卸载。

8）浮动压边

下缸活塞先上升到一定位置后，阀21处于中位，主缸滑块下压时下缸活塞被迫随之下行，下缸下腔油液经节流器19和背压阀20回油箱，使下缸下腔保持所需的压边压力，调整阀20即可改变浮动压边压力。

下缸上腔则经阀21中位从油箱补油。

溢流阀18为下缸下腔安全阀。

二飞机液压系统的组成

飞机上以油液为工作介质，靠油压驱动执行机构完成特定操纵动作的整套装置。

为保证液压系统工作可靠，特别是提高飞行操纵系统的液压动力源的可靠性，现代飞机上大多装有两套（或多套）相互独立的液压系统。

它们分别称为公用液压系统和助力（操纵）液压系统。

公用液压系统用于起落架、襟翼和减速板的收放，前轮转弯操纵，驱动风挡雨刷和燃油泵的液压马达等；

同时还用于驱动部分副翼、升降舵（或全动平尾）和方向舵的助力器。

助力液压系统仅用于驱动上述飞行操纵系统的助力器和阻尼舵机等，助力液压系统本身也可包含两套独立的液压系统。

为进一步提高液压系统的可靠性，系统中还并联有应急电动油泵和风动泵，当飞机发动机发生故障使液压系统失去能源时，可由应急电动油泵或伸出应急风动泵使液压系统继续工作。

液压系统通常由以下部分组成：

①供压部分：

包括主油泵、应急油泵和蓄能器等，主油泵装在飞机发动机的传动机匣上，由发动机带动。

蓄能器用于保持整个系统工作平稳。

②执行部分：

包括作动筒、液压马达和助力器等。

通过它们将油液的压力能转换为机械能。

③控制部分：

用于控制系统中的油液流量、压力和执行元件的运动方向，包括压力阀、流量阀、方向阀和伺服阀等。

④辅助部分：

保证系统正常工作的环境条件，指示工作状态所需的元件，包括油箱、导管、油滤、压力表和散热器等。

液压系统具有以下优点：

单位功率重量小、系统传输效率高、安装简便灵活、惯性小、动态响应快、控制速度范围宽、油液本身有润滑作用、运动机件不易磨损。

它的缺点是油液容易渗漏、不耐燃烧、操纵信号不易综合。

与其他机械（如机床、船舶）的液压系统相比，飞机液压系统的特点是动作速度快、工作温度和工作压力高。

波音737-800

一飞机液压系统功能简介

如图1和图2所示B737-800飞机有三个独立的液压系统提供液压动力它们分别是AB和辅助液压系统。

A系统和B系统是主液压系统A系统部件大部分在飞机的左侧B系统部件主要在飞机右侧。

正常情况下A系统和B系统分别由同一侧的发动机驱动液压泵EDP以及另一侧转换汇流条驱动的电动马达泵EMDP来提供动力而辅助系统则由2号转换汇流条驱动的EMDP来提供动力。

A系统为左发反推主飞行操纵系统起落架收放前轮转弯备用刹车自动驾驶地面扰流板提供液压动力。

B系统为右发反推主飞行操纵系统备用起落架收上备用前轮转弯正常刹车自动驾驶增升系统提供液压动力。

辅助液压系统包括备用液压系统和液压动力转换组件，PTU备用液压系统是需求系统在有需求的情况下为方向舵前缘襟翼缝翼发动机反推提供备用的液压动力，

在B系统释压的情况下A系统还可以通过PTU为增升系统中的前缘襟翼缝翼自动缝翼提供液压动力液压油仍来自B系统。

图1

图2

二系统组成部件

1.液压油箱每个液压系统都有它自己的油箱在油箱增压系统的压力下向各自系统液压泵供应液压油，A系统和B系统液压油箱位于主起落架轮舱的前壁板上A系统油箱25.8升较小在中间，B系统油箱40.6升较大在右侧，备用系统液压油箱在主起落架轮舱的龙骨梁上容积更小只有13.3升。

A系统和B系统液压油箱里都有个竖管，A系统的竖管只为A系统EDP供应液压油，而B系统的竖管则同时为EDP和EMDP供油，A系统液压油箱底部的出油口为A系统EMDP供油B系统油箱底部出油口则为PTU供油，备用系统油箱顶部与B系统油箱之间有一条加油平衡管。

可将备用系统油箱的过量液压油输送回B系统，油箱承受备用系统油箱的热膨胀将B系统油箱压力传到备用系统油箱，该平衡管在B系统油箱的接口位于油箱72%容积水平线上可保证备用系统渗漏不会使B系统油箱的油量低于72%。

两个主系统液压油箱底部有人工放油活门还有液压油油量传感/指示器而备用液压，则没有放油活门和油量传感器只有低油量电门所有的油箱都通过地面勤务系统进行加油。

2.油箱增压系统油箱增压组件与释压活门空气压力表压力释放活门等组成了油箱增压系统，都位于主起落架轮舱前壁板上。

油箱增压组件由引气系统增压再把气压施加到A系统和B系统的液压油箱里，使得液压油的供应持续有效对备用系统油箱的压力来自B系统油箱是通过一条连接B系统和备用系统油箱的加油平衡管来实现的，在增压组件与液压油箱之间有一个油箱减压活门维护中可以通过这个活门将液压油箱中的空气压力放掉，在液压油箱上与释压活门之间装有空气压力表用来指示，油箱压力在A和B系统液压油箱顶部附近各装有释压活门当空气压力达到60-65psi时该活门自动打开将多余压力通过APU燃油管套放油杆释放出去。

3.液压泵

（1）EDP两个EDP分别为A系统B系统提供液压压力，这种柱塞式变位移凸轮作动压力补偿的液压泵安装在每台发动机的附件齿轮箱前面的左侧，EDP上除了供油压力输出壳体回油管外，还有释压电磁阀EDP正常输出量为36gpm输出压力为3000psi两个主系统和备用系统各有一个EMDP提供液压压力。

（2）主系统EMDP系统EMDP通过吸振垫安装在主起落架轮舱前壁板中央由三相油冷交流马达离心泵单级变位移压力补偿型液压泵组成，EMDP正常输出量为5.7gpm输出压力为2700psi。

（3）备用系统EMDP备用系统EMDP位于翼身整流罩右后部刹车储压器的内侧包括一个三相交流马达和液压泵组成，其正常输出量为3.7gpm,输出压力为2700psi。

4.PTU系统PTU系统只为前缘襟翼缝翼提供备用液压动力，如果B系统EDP压力低于正常值。

PTU系统压力可用于正常操纵或者自动缝翼操纵PTU系统主要由PTU单向活门PTU过滤器限流器PTU控制活门EDP压力电门自动缝翼系统组成。

PTU由连接在同一轴上的液压马达和液压泵组成液压马达由A系统驱动液压泵从B系统液压油箱得到供油PTU控制活门可以控制A系统的压力进入PTU，PTU位于主起落架轮舱龙骨梁上其它部件都位于轮舱前壁板上。

5.其它部件

1）EDP供油关断活门在A系统和B系统上分别有EDP供油，关断活门用来隔离系统，该活门位于EDP的上游EDP与相应液压油箱之间，供油管路上安装在主起落架轮舱前壁板的左右两侧。

2）压力组件压力组件由过滤器低压电门EDP压力电门自动缝翼系统仅B系统单向活门压力传感器压力释放活门等构成，位于主起落架轮舱前壁板上，备用系统压力组件位于主起落架轮舱前、壁板备用油箱之后。

压力组件主要功能是分配液压压力给用户系统清洁压力油监控液压泵和系统压力高压保护。

3）壳体回油滤组件壳体回油滤组件使来自EDP和EMDP的壳体回油，在进入热交换器之前得到清洁EDP壳体回油滤位于相应发动机EDP壳体回油管上EMDP壳体回油滤则在主起落架轮舱前壁板相应的EMDP的下面备用系统壳体回油滤位于主起落架轮舱后壁板上。

4）热交换器热交换器将壳体回油在回到液压油箱之前进行冷却AB系统热交换器分别位于左右机翼燃油箱的底部。

5）回油滤回油滤将液压油在回到油箱之前过滤一下AB系统回油滤位于主起落架轮舱前壁板上相应液压油箱下面。

三系统工作特点

液压系统的控制在P5头顶面板上的液压面板飞行操纵面板和P8的过热/防火面板上液压指示则除了上述面板外还有左右主警告灯和系统显示以及油量表等如图29-9所示液压面板位于头顶面板的右中部飞行操纵面板位于P5面板的左中部

1.主液压系统主系统液压泵的控制在液压面板上每个泵都有一个对应的电门ENG1HYDPUMP电门控制A系统EDPENG2HYDPUMP电门控制B系统EDP每个EDP都有一个释压电磁筏如图29-5所示当ENG1或ENG2HYDPUMP电门放在OFF位时释压电磁筏会阻断向相应系统的液压输出ELEC2HYDPUMP电门控制A系统EMDPELEC1HYDPUMP电门控制B系统EMDP，EDP供油关断活门由位于过热/防火面板上的发动机灭火手柄操纵当拔出发动机灭火手柄时液压面板相应EDP上的LOWPRESSURE琥珀灯解除预位同时EDP供油关断活门关闭切断相应EDP的液压油供应

注意不要旋转灭火手柄如果旋转灭火手柄灭火瓶会释放灭火剂

2.备用液压系统P5飞行操纵面板上的四个电门控制备用液压系统如图29-9它们是飞行操纵FLTCONTROLA和B备用襟翼ALTERNATEFLAPS预位和控制电门。

将FLTCONTROLA或B放在备用方向舵STBYRUD位可以起动备用系统EMDP并打开备用系统组件的备用方向舵关断活门，将备用襟翼ALTERNATEFLAPS预位电门放在预位ARM位可以起动备用系统EMDP。

而将备用襟翼ALTERNATEFLAPS控制电门放在放下DOWN位可立刻打开备用系统组件的前缘襟翼和缝翼关断活门。

3.动力转换组件PTU是由PTU控制活门控制的如图29-2所示当该活门打开时PTU会自动工作PTU控制活门打开条件是飞机在空中后缘襟翼位置在1到10之间B系统EDP压力低如果上述任一条件不能达到则PTU控制活门自动关闭，可以通过P5飞行操纵面板上一些备用系统电门来人工关断该活门方法是将备用襟翼ALTERNATEFLAPS放在预位ARM位然后将备用襟翼控制电门放到放下DOWN位。

4.液压指示系统

液压指示系统包括油量压力过热和低压警告等子系统：

1）油量指示液压油量指示系统利用AB系统的油量传感器发出的油量信号显示在公共显示器里AB系统液压油量在系统显示中显示为油箱容积的百分比这两个油量传感器外面是指针式油量指示器上面有0RFLF等标记0表示空RFL表示需加油F表示油箱满主系统油箱油量指示与实际值的关系如下表：

液压油箱

油量

系统显示的油量

A系统

满F

5.7/21.6

100%

加油RFL

4.7/11.7

76%

EDP竖管

2.3/8.5

20%

过满

超过5.7/21.6

101-106%

B系统

8.2/31.1

6.9/26

EDP/EMDP竖管

6.6/25.1

0%

当备用油箱的液压油量低于50%时，油量电门会发个低油量信号，这时位于飞行控制面板的低油量LOWQUANTITY琥珀色灯会亮另外主警告灯面板上的MASTERCAUTION灯和FLTCONT灯也会亮。

2压力指示位于A、B系统压力组件上的压力传感器发出的系统压力信号被显示在公共显示器上，A、B系统液压压力在系统显示中位于油量的下面。

3液压泵低压警告当液压泵的压力低于1300psi时位于A、B系统压力组件上的低压电门会发出的低压信号，使头顶液压面板上相应EDP或EMDP的低压LOWPRESSURE琥珀色灯亮当压力超过1600psi时该琥珀灯自动灭。

备用系统EMDP的低压警告是在头顶飞行控制面板上的备用系统低压LOWPRESSURE琥珀灯低压电门在备用系统压力组件上，工作过程与主系统的相同。

4液压油过热警告液压油过热电门监控左右系统的液压油的温度，位于相应EMDP与壳体回油组件之间的壳体回油管路上。

当壳体回油温度超过225F（107度）时头顶液压面板上相应EMDP的过热OVERHEAT琥珀色灯亮同时主警告灯面板上的MASTERCAUTION灯和HYD灯也会亮，当温度降到185F（85）时这些警告灯会自动灭。

除此之外主系统的每个EMDP上还有液压泵温度电门监控用来冷却电动马达泵的液压油的温度该电门位于EMDP上当电动泵壳体内液压油温度超过235F（113）时，相应EMDP的过热OVERHEAT琥珀色灯亮，同时MASTERCAUTION灯和HYD灯也会亮当温度降到215F（102）时这些警告灯会自动灭

四维护与排故

1液压油箱加油

必需的加油设备位于右轮舱前壁板上，当B系统油箱显示满时则B油箱和备用油箱都已经满。

1）确保襟翼和前缘设备收上；

2）断开AB和备用液压系统的动力注在加油前不必将油箱释压；

3）在给B油箱加油前确保刹车储压器压力至少在2800psig（19305kPa）（液压泵不工作）；

4）如果使用手动泵则将吸管放到液压油容器5加仑中；

注意液压油加油压力不要超过75PSIG（517KPA），超过75PSIG的压力损坏液压系统。

5）如使用1104型加油车将加油管接到压力加油接头上；

6）将加油选择活门转到将要加油的油箱指示位上注A端口给A油箱加油B端口给备用油箱和B油箱加油；

注意在加油过程中请使用干净的液压油和设备污垢会损坏液压系统

7）加BMS3-11,IV型液压油直到油量指示器指到指定位置注所有现在取得资格的BMS3-11,IV型液压油都可以互换并按任意比例混合；

8）将加油选择活门放在关闭CLOSED位；

9）将手柄和吸管放回它们原来的位置或者断开加油车1104；

2液压系统外漏检查

静封圈的裂纹可能导致渗漏此渗漏会随压力增加而增加：

1）接近有渗漏的部件；

2）抹去部件上面的液压油；

3）给相应的液压系统增压；

4）按如下步骤检查渗漏率；

（a）如果可能旋转部件大约三圈；

（b）测量该部件的渗漏率；

（c）对于动封圈如有可能在部件停下和运动时测量渗漏率；

（d）将渗漏率与附表的外漏极限相对比；

（e）去掉相应液压系统的压力；

（f）如果渗漏率超标找到渗漏的原因并修好，检查驾驶舱内的液油量指示确保油量高于需加油RFL位置；

3.用EMDP给液压系统打压

1确保前起落架和主起落架地面安全销在位；

2给飞机通电；

警告在打开/闭合P91和P92面板上的跳开关时要小心避免触电这里有触电危险可能造成人员伤亡和设备受损。

3对于A系统确保如下跳开关闭合92C8ELECHYDPUMPCONTROLSYSA；

4对于B系统确保如下跳开关闭合91C8ELECHYDPUMPCONTROLSYSB；

5将P5面板上的下述电门放在ON位；

（a）对于A系统ELEC2；

（b）对于B系统ELEC1；

五结束语

对于民机来说，飞机液压系统的工作必须满足适航标准，对于军机则必须满足有关的航空标准和国家军用标准。

要求液压系统及其附件能在飞机结构允许的所有条件下正常工作，液压系统还应尽可能保证任何两个导致丧失油液或压力的故障情况下，不至于造成全部丧失飞行操纵能力。

液压系统还应保证飞机在正常起飞和着陆时，能提供满足相关品质规范规定的保证安全操纵的最低要求。

因此现代飞机的液压系统逐渐向着高压化、大功率、变压力、高安全性发展，并且余度控制技术和数据总线技术也逐渐在现代飞机液压系统中采用。

参考资料：

【航空燃油与液压系统】钟若瑛编南昌航空大学200812

【民用飞机飞机失效分析】姚红宇等著中国民航出版社