飞机动翼液压系统设计Word文件下载.docx

1、5.4.2 转速调节模式295.4.3 转速-排量复合调节模式296 液压系统方案及元件选用326.1 系统概况326.2 选用的主要元件及所体现的特点336.2.1油位探测器选用及显示的优越性336.2.2 泵的选用及显示的特点336.2.3 执行器采用双重密封346.3 系统工作原理及特点356.3.1 飞行控制方式356.3.2 “第三”线路（应急备份）356.3.3 通用功能356.3.4 系统余度和使用维护特点366.4 液压元件的设计和选用376.4.1 液压缸的设计 376.4.2油滤的选用416.4.3 单向阀的选用416.4.4 减压阀的选用426.4.5 顺序阀的选用426

2、.4.6 溢流阀的选用426.4.7 换向阀的选用427 液压系统工作特性校核448 设计时遇到的问题及解决方案468.1 多执行器同时工作所引发的问题468.2 泄漏问题478.3 系统过热问题488.3.1 过热的危害488.3.2 解决的措施498.4 油液污染控制509 结束语51参考文献52致谢 531 绪论第二次世界大战以来，液压技术在飞机上得到了广泛的应用。最初，液压系统的作用是给当时的高速飞机的平尾助力器提供液压动力。20世纪60年代以后，随着液压技术与电气电子技术和自动控制理论等相关学科的有机结合，液压技术逐渐成为机械电子工程领域的主要方向，飞机液压系统也得到了突飞猛进的发展

3、，担负着飞机的特定操纵与驱动任务。为保证液压系统可靠工作，现代飞机上大多装有两套（或多套）相互独立的液压系统，分别称为公用液压系统（或主液压系统）和助力液压系统。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、机轮刹车、驱动风挡板雨刷和燃油泵的液压马达；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。助力液压系统本身也可包含两套独立的液压系统。为了进一步提高液压系统的可靠性，系统中还并联有应急风动泵和电动泵，当飞机发生故障的时候，可由应急电动泵或应急风动泵使液压系统连续工作。液压系统由液压能源装置、控制装置、执行装置，以及包括液压油箱、液压管路、蓄压器和油滤在内的其他装

4、置组成1。其中，液压能源装置主要包括作为主液压泵的发动机驱动泵，作为应急泵的电动泵和风动泵，以及作为备份泵提供辅助功率用的辅助动力装置驱动泵；控制装置主要包括各种阀、油路断路器、液压保险器、流量调节器、自动压力调节器和系统低压警告器等；执行作动装置主要包括液压马达、液压作动器、组合式马达伺服装置以及助力器和舵机等。因此，机载液压系统对于飞机安全正常飞行、实现设计性能及飞行员的生存保障，起着举足轻重的作用。现代战斗机的特点是高马赫数巡航，超机动性能，要求飞行平台自重小，有效载荷大。为了满足高性能战斗机的战术要求，适应世界军用飞机的发展趋势，飞机总体设计对液压系统提出了十分苛刻的设计要求：既要重量

5、轻、体积小，又要功率大、工作可靠2。迎接这一新挑战的最佳途径是提高液压系统的工作压力。但是采用高压化的飞机液压系统必然要考虑一系列的新的课题，不仅需要重新研究、设计和试制液压泵、油滤、电磁阀、舵机和作动筒等液压元部件，而且需要对液压管路系统的动态特性、运动摩擦副的润滑、油液的密封和液压系统工作温度的变化规律进行深入的探讨，尤其是在管路振动研究和温升规律探索方面，仍然存在尚需攻克的难关。现代飞机机载液压系统的主要趋势是向高压化、大功率发展。（1）对于高压化的发展，国外近20年来的大量研究表明：飞机液压系统减小体积和降低重量的最有效途径是提高工作压力。以21MPa作为飞机液压系统的基础压力，综合考

6、虑多种设计因素，在不计最初试制成本时，使系统重量最小的压力是28MPa；采用钢或合金钢材料的液压系统，最佳压力是35MPa；采用钛合金材料的液压系统，最佳压力是56MPa3，5。表1-1给出了以21MPa为基准压力，提高系统工作压力之后飞机液压系统重量、体积的变化情况46。表1-1 液压系统重量、体积变化与提高工作压力的关系压力提高情况21MPa提高到28MPa21MPa提高到35MPa到56MPa系统变化重量降低2.46%12.2%30%体积缩小13.8%28.3%40%（2）未来飞机特别是军用飞机不断向高速、高机动性方面发展，要求提高机载液压系统功率。主要因为： 飞机整体性能的提高使得机上

7、利用液压动力的控制操纵功能越多，例如发动机及矢量推力的控制使得机载液压功率增加50%100%； 控制较高的舵面速度需要提高其液压驱动功率，未来飞机要求降低静态稳定度和提高机动性，从而导致飞行控制舵面承受的气动力载荷变得更大、作动速率也更快，因而驱动这些舵面的液压作动器的功率将更大。高性能飞机在高空飞行过程中，需要液压最大功率的情形会随时出现。这就需要飞机发动机提供给液压系统功率应足够高。但是，随着飞行高度的增加，发动机所能提供的功率却在逐渐减小。目前，高性能战斗机所需要的机载液压系统的功率为第二次世界大战时的5倍以上，未来飞机需要的机载液压系统的功率将是现在的5倍以上。总之，提高机载液压系统的

8、功率是飞机发展的必然需要，大功率是机载液压系统发展的又一必然趋势。表1-2以F/A-18C/D、F-22和F/A-18E/F为例说明机载液压系统发展的过程和技术水平。但随着机载液压系统向着高压化、大功率的方向发展，也带来了新的问题： 高压化必然导致机载液压系统无效功率的增加； 无效功率的增加必然导致系统发热，使油液温度升高； 压力脉动和耦合振动。 从上面的几点可以看出，高压化跟大功率是飞机液压系统发展的必然，但是不能够一味的追求高压化、大功率化，需要根据我过的发展国情及现在的制造水平，金属材料的研究及应用水平，来进行选用主压力。根据国内研究人员的分析和试验得出以28MPa的压力进行液压系统的设

9、计，是最佳选择。本文就这个最佳压力，结合我国国情、以及国外现代飞机的发展水平进行飞机动翼液压系统的设计、计算和验证。表1-2 战斗机液压系统的装备现状机 种液压系统F/A-18C/D采用20.7MPa的恒压液压系统，装有两台主液压泵，功率69.4kW，额定流量为210L/min,功率重量比为7.3Kw/kgF-22采用20.6MPa的恒压液压系统，装有四台主液压泵，功率140kW，额定流量为270L/min,功率重量比为9.2Kw/kgF/A-18E/F采用20.734.5MPa的恒压液压系统，装有两台主液压泵，功率137kW，额定流量为236L/min,功率重量比为10Kw/kg2 飞机液压

10、系统2.1 飞机液压系统2.1.1 飞机液压系统的国内外现状 液压能源系统对于保证飞机的安全飞行，实现设计性能及飞行员的生存保证都起到举足轻重的作用。液压传动与控制，具有反应快、功率密度比高与负载刚度大等特点，这使它在航空与航天应用中能够长期生存。并处于有利的竞争地位，而且可以判定这种状况在未来几十年都不会有太大变化。利用液压传动这种方式来作功，是从1795年英国制成第一台水压机开始的，至今已有200多年的历史了，但是液压传动技术被各国重视并把它应用于航空工业，还是近60年的事。二次世界大战以来，液压技术在飞机上得到了广泛的应用。20世纪60年代以后，随着液压技术与电气电子技术和自动控制理论等

11、相关学科的有机结合，液压技术逐渐成为机械电子工程领域的主要方向，飞机液压系统得到了突飞猛进的发展，担负着飞机的特定操纵与驱动任务。特别是出现了高精度及快速响应的伺服阀和伺服控制系统后，经典的液压系统从元件设计计算到系统的分析仿真，可以说走上了成熟阶段7。 然而随着第四代及第五代战机的出现，高性能飞机对液压系统高压大功率的要求。为了满足高性能战斗机的战术需求，适应世界军用飞机的发展趋势，飞机总体设计对液压系统提出了十分苛刻的设计要求:既要重量轻、体积小，又要功率大、工作可靠。目前飞机液压系统除了系统的压力和温度参数还在继续提高外，主要还是电子信息技术在飞机液压系统上的发展。未来发展的特征有：1、

12、250的高温液压系统将成为现实；2、35MPa的高压系统在飞机上得到广泛使用；3、在飞机液压系统上，机电一体化设计将走向成熟；4、三余度或四余度的高可靠性泵源系统和伺服机构将得到普及8。如果飞机要实现超高速巡航速度、体积、重量及隐身性能要求的提高，在设计飞机液压系统时，为结构紧凑、节省元件使系统能量得到充分利用，通常用12台液压泵来驱动多个执行器，以实现各执行器的特定功能。但是现在这种设计，在多执行器同时参与工作时，系统将会出现相互干扰、工作不稳定、性能下降；甚至引发功能故障，影响飞行安全。这也是目前急需解决的问题。图2.1 三发动机飞机液压系统示意图2.1.2 飞机液压系统的原理及应用 飞机

13、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；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。2.1.3

14、 飞机液压系统的组成液压系统通常由以下部分组成：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。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。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。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、压力表及散热器等。如图2.1为一飞机总体液压系统简画图。2.2 飞机的动翼液压控制系统2.2.1 动翼的作用飞机在飞行时的上升、下降、转弯、起飞、降落的每个过程都要求飞

15、行员靠准确、稳定的操纵飞机的副翼、方向舵、升降舵、襟翼及阻流板的偏转角度来完成的，见图2.2。由于动翼的偏转使飞机飞行过程中空气阻力发生变化，产生了控制力和控制力矩，从而起到了操纵飞机的作用。而副翼或舵面能够偏转是因为使用了一套助力装置（如液压助力器）或自动装置（如电液舵机）。2.2.2 液压助力器 所谓液压助力器就是飞行员借助于操纵杆通过液压机构来操纵舵面的液压装置。如在波音747飞机上，为提高系统的可靠性，采用了冗余技术、以装在垂直尾翼上的方向舵为例，首先把方向舵分成上方向舵和下方向舵两部分，见图2.3 9，即使一个方向舵出现故障，单靠另一个也能保证其功能。其次，每个方向舵都装有双串联缸见

16、图2.4，分别由两个液压系统来驱动。即使在最坏的情况下，有三个系统都出现故障时，剩下的一个系统仍能工作。2.2.3 电液复合舵机 所谓电液舵机翼就是根据电信号自动操纵舵面的液压装置。将液压助力器二者复合在一起即称为电液复合舵机。典型电液复合舵机系统原理如图2.5所示，它的输入来自手动操纵装置和来自自动操纵装置的电信号。自动操纵装置是由电液伺服阀、伺服放大器、伺服液压缸、位移传感器所组成的位置伺服闭环回路，使自动操纵装置的位移（即伺服液压缸位移）与输入电信号成比例。舵机的输出是负载液压缸活塞杆的位移，此位移通过连图2.2 飞机外形图1-发动机2-副翼3一方向舵4一升降舵5一襟冀6-阻流板图2.3

17、 方向舵系统示意图1一No.2系统 2一No.4系统 3一No.l系统4一No. 3系统 5一上方向舵 6一下方向舵7一双串联缸杆机构带动舵面偏转，来自手动操纵装置或自动操纵装置的输入信号经连杆带动串联控制阀运动，串联阀的左右位移即控制了液压油进入串联液压缸的方向和流量，图2.4 双串联缸示意图1一液压缸 2一动翼 3一操纵杆 P一压力油 7一回油于是活塞杆带动舵面动作，其运动又通过反馈杆反馈到串联阀，当串联阀恢复原始位置时油路切断，使串联液压缸停止运动。两套液压系统的液压源分别由不同的发动机驱动，所以即使一个系统出现故障另一个系统也不会受到影响，只是功率减半，动作速度稍慢一些。在实际操纵时可

18、分为三种状态：驾驶员的手操纵状态即助力操纵状态，此时摇臂以A点为支点转动，B点带动连杆一起移动，从而使串联阀运动；自动操纵状态，此时摇臂以O点为支点转动，B点同样带动连杆一起移动（区别仅是传动比不同），从而也使串联阀运动；复合操纵状态，此时摇臂上A点和O点均在运动，从而使B点为复合运动。将上述电液复合舵机系统原理图画成结构方框图见图2.6，伺服放大器的作用是使位移传感器电压与给定电压比较并放大，使之能驱动电液伺服阀上的力矩马达，它的输入量与输出量分别为电压U与电流I。电液伺服阀与伺服液压缸是一组电-液压-机械量之间的转换机构，输入量与输出量分别为电流I与位移x。助力器是由滑阀、负载液压缸及反馈

19、摇臂组成，输入量与输出量分别是滑阀的位移与负载液压缸的位移。舵机系统中舵面、操纵杆等连接一般采用杠杆等组件，其输入与输出是杆的位移与转角。2.2.4 液压源回路 图2.7是其中一套飞机的动翼液压源回路示意图，每套独立的液压源的供油压力一般为21 MPa。在液压源中采用了带压力补偿的恒压变量泵1，这种变量泵可自动调节泵的排量，使输出压力保持恒定，即使负载流量变动很大也能自动地保持大致恒定的压力，而且可以减小泵的驱动功率，两套液压源除供给舵机串联控制阀外，还可用其中任意一套同时供给电液伺服阀。必须着重指出，在控制精度很高的舵机电液伺服系统中，为了始终保持良好的工作性能，必须控制油液的污染，因油液污

20、染会使伺服阀阀芯卡死，造成伺服装置失效，而且即使尚未卡死，也会使伺服装置性能下降，一般规定用于舵机的液压油清洁度需控制在NAS6级以内，为此管路过滤器2采用5的精细过滤器，为防止精细过滤器堵塞，在前面再串联一个20的过滤器3。为了节省功率，防止油温上升过高，一般把变量泵调定成能满足平均流量，而用蓄能器储存的压力油来满足瞬时大流量需要。作为地面试验装置中的液压源为使油温控制在一定范围内，还需在回路中设置冷却装置4和加热装置5在液压源回路中溢流阀6处于常闭位置，作安全阀用。油箱中的磁分离器7通过电磁方式把液压油中的铁粉清除掉。图2.5 舵机系统原理示意图1一伺服放大器 2一电液伺服阀 3一伺服液压

21、缸 4一摇臂 3一串联控制阀6一串联液压缸 7一反馈杆 8一位移传感器 9一连杆图2.6 舵机系统方框图图2.7 液压源回路图 3 恒压力变量泵源系统3.1 恒压力变量泵式液压能源恒压力变量泵式液压能源原理如图3.1所示。它由恒压力变量泵1、原动机2、过滤器3、蓄能器4、单向阀5、油箱6和冷却器7所组成。图3.1 恒压力变量泵式液压能源恒压力变量泵和自动调节机构两部分，自动调节机构的结构原理如图3. 2所示。自动调压机构由调压活门（也称压力补偿阀）1，两个对油泵斜盘转轴对称安装于泵壳中的随动活塞2和回程弹簧3组成调压活门滑阀型活门，包括阀芯、阀套、调压弹簧和调压螺丝等。系统油压通过调压弹簧给定

22、，阀芯共有4个凸肩，凸肩a上平行于阀芯轴线在圆周上均匀分布地铣了3个小平面，用来沟通凸肩a的左右两腔。阀套上有A、B、C3个通孔，A孔接泵的输出端，C孔接回油路，B孔与阀芯凸肩b配合10。 泵输出的压力油，通过A孔进凸肩a的左腔，通过油滤作用于凸肩a的左端面上，并通过凸肩a上3个小平面形成的通道进入凸肩a的右腔。当伺服系统需要用最大流量时，泵的出口压力小于调定压力。这时，泵出口压力在阀芯左端面的作用力小于调压弹簧压力，阀芯在调压弹簧作用下处于左边位置不动。左随动活塞下腔和回油路接通，随动活塞回程弹簧对倾斜盘产生的力矩大于油压作用力矩，倾斜盘处于最大倾斜角位置，泵输出最大流量。当泵的出口压力达到

23、调定压力时，阀芯左图3.2 变量泵的自动调节机构端液压作用力大于调压弹簧作用力，使阀芯向右移动，直到一个新的平衡位置。这时阀芯的凸肩b正好对准阀套上的孔B，通随动活塞的油路被堵塞，随动活塞被固定不动，倾斜盘仍处于最大倾斜角，泵的输出流量仍为最大。当伺服系统所需要的流量减小，而泵供应的流量不变，将使泵的出口压力增高，阀芯左端作用的液压力继续克服调压弹簧的作用力，使阀芯继续向右运动。这时，通油孔B与泵的出口油路A接通，泵输出的高压油进入左随动活塞下腔，使油压对倾斜盘的作用力矩大于回程弹簧对倾斜盘的作用力矩，倾斜盘向减小倾斜角的方向偏转，并压缩回程弹簧，直到新的平衡位置，泵的输出流量减小。当伺服系统

24、停止工作不需要流量时，泵的出口压力上升到最大值。这时，B孔打开最大，随动活塞上作用的液压力对倾斜盘产生的力矩也最大，使倾斜盘的倾斜角减到最小，泵输出的流量只用于补充系统的 泄漏和泵本身的需要。当伺服系统又需要流量时，泵的出口压力降低，B孔关小，回程弹簧作用力矩使倾斜盘偏角加大，泵输出伺服系统所需要的流量。恒压力变量泵输出流量压力特性如图3. 4所示。泵自动调压机构的工作范围在ab区域，Pmax和Ps之差是泵的压力波动范围。这类能源装置的优点是泵的输出流量取决于系统的需要，因而效率高，经济效果好，适应于高压和大功率系统，既适用于流量变化很大的系统，也适用于间歇工作的系统。系统组成简单，重量轻，为

25、目前航空液压伺服系统所广泛采用。这类能源装置的缺点和应注意的地方是：当伺服系统多需要的流量变化较大时，由于自动调节机构不够灵敏，泵的调节可能跟不上快速峰值流量的需要，引起压力较大的变化，因而在要求较高的系统中常安装有蓄能器。蓄能器用来满足系统快速峰值流量图3.3 变量泵液压能源工作形式图3. 4 变量泵的流量压力特性的需要，直到泵本身能够赶上供应峰值流量为止，同时也用来消除系统中的压力脉动。当伺服系统所需要的流量很小，尤其是伺服系统处于平衡位置时，泵输出的流量很小，即泵在b点附近工作。这时泵的压力并没有卸除，泵内运动副产生的热量不能够被油液带走，会时泵的温度很快升高，有损于泵的寿命。特别是在间

26、隙工作的系统中，泵的发热问题应很好解决，如采用外循环回路，即使泵的泄漏流量不直接引到泵的吸入腔，而是引到回油箱等措施来提高泵的寿命。另一个应注意的问题是，如果自动调压机构稳定性差，将引起泵的出口压力在ab区域内发生波动，尤其当伺服系统处于平衡位置附近工作，即处于稳定性最差的情况下工作，也即处于b点附近压力波动最大的情况下工作时，保证能源回路稳定工作是非常重要的。3.2 液压能源和伺服回路之间的相互影响如图3.5所示，一个由恒压力变量泵构成的液压能源（由原动机1、变量泵2、自动调压机构3、和油箱4等组成）供给控制阀5和执行作动筒6恒压力油。这时，能源输出压力PS的任何变化都会引起负载流量Qf的变化；而负载流量的变化又将引起恒压泵自动调节机构进行工作，以调整泵的输出压力使其保持在所要求的恒值上。这样，液压能源和伺服负载之间就构成了一个共同的控制回路。通过试验跟计算可