液压管路对系统热载荷的影响分析.pdf

液 压 气 动 与 密 封／ 2 0 1 3年 第 0 9期 液压管路对系统热载荷的影响分析 罗艳彦 ， 王新 民 ， 孙文娇 ， 郭 慧娟 1 ． 西北工业大学自动化学院， 陕西 西安7 1 0 0 7 2 ；2 ． 东北电力大学自动化工程学院 ． 吉林 吉林1 3 2 0 1 2 摘 要 利用 A ME S i m软件对 长管路液压系统的热特性进行了建模仿真研究 ， 根据 管路 所处 舱室的环境不 同进 行分 段建模 ． 分析 比较 了机翼 区域不 同风速对管路散热的影响 ， 仿真所得结 果为飞机液压 系统管路布局提供了理论依据 。 关键词 液压管路 ； A ME S i m； 温度 ； 环境 温度 中图分 类号 T H1 3 7 ； T P 3 9 9 V 2 2 1 ． 4 文献标识码 A 文章编号 1 0 0 8 0 8 1 3 2 0 1 3 0 9 0 0 3 6 0 4 Ana l y s i s o n Effe c t o f Hyd r a u l i c P i pe t o S y s t e m Th e r mal Lo a d L U O Y a h - y a h ， WA NG X i n ra i n ， S U N We n - j i a o ， G U O Hu i - j 呦 1 ． A u t o ma t i o n C o l l e g e o f N o r t h w e s t e r n P o l y t e c h n i c a l U n i v e r s i t y ， X i ’ a n 7 1 0 0 7 2 ， C h i n a ； 2 ． N o r t h e a s t D i a n l i U n i v e r s i t y ， J i l i n 1 3 2 0 1 2 ， C h i n a Ab s t r a c t T h e t h e r ma l c h a r a c t e r i s t i c o f l o n g p i p e o f h y d r a u l i c s y s t e m w a s r e s e a r c h e d a n d s i mu l a t e d d y n a mi c t e mp e r a t u r e b a s e d o n AME S i m．T h e t h e r mo d y n a mi c s mo d e l o f t h e p i p e wa s b u i l t o n c a b i n e n v i r o n me n t ，t h e i n fl u e n c e o f w i n d s p e e d i n wi n g wa s a n a l y z e d ， t h e r e s u l t s p r o v i d e t h e b a s i s f o r p i p i n g l a y o u t ． Ke y wo r d s h y d r a u l i c p i p e ； AMES i m ； t e mp e r a t u r e ； e n v i ron me n t 0 引言 液压 系统是现代飞机最 重要 的机械 系统之一 ． 它 担负着收放起落架 、 向舵 面传动部分供压等重要任务 ， 其工作的可靠性直接影响飞机安全。液压系统在工作 过程中会产生较大热量 ． 使系统油液温度升高 ， 从而影 响系统的正常工作 ． 甚至会引起 系统故障。导管在液压 系统 中主要用来 把各种元件及 装置连接起 来传输 能 量 ．用于各种附件连接的管路多达上千段 ，管路数量 多 ． 长度大 ， 对整个 系统 的温度 变化影响较大 ， 所以研 究液压管路的热力学特性具有重要的意义 。 A ME S i m是一种新型的面向对象 的工程仿真软件 。 主要用于模拟仿真对象 的真实工况。 A ME S i m软件是基 收稿 日期 2 0 1 3 0 3 1 8 作者简介 罗艳彦 1 9 8 8 一 ， 女 ， 甘肃人白银 ， 硕士研究生 ， 研究方向为检测技 术及其 自动化装置。 1 射 流管式 电液伺 服阀抗污染 能力优 、 可靠性 强 ． 即使在 N A S 1 2级的油液下也能启动工作 2 中船重工第七。四所追求精益求精 ， 在不断地 探索和改进中 ．生产的射流管式 电液伺服阀已能通过 气候 、机械等恶劣环境试验的考核 ，且性能和结构稳 定 。 能满足冶金 、 化工及其他多种领域的特殊要求 。 3 6 于图形化的仿真软件 ． 带有多种工程设计软件包 ， 其 中 液压仿真软件包 中包含 了大量的常用 的液压元件 。该 软件在建立液压 系统数学模型的过程在充分考虑了液 压油的物理特性和液压元件的非线性特性 。其功能强 大的后处理功能更 是为工程分析提供 了 良好 的支持 。 本文 以 A ME S i m作为仿真平台对某型飞机副翼子系统 进行温度建模仿 真。主要分析了液压管路对系统热特 性 的影 响 。 1 某型飞机液压系统介 绍 飞 机 液压 能 源 系统一 般 由蓝 、 黄 、 绿 3套 液压 系 统 构成 ． 各 自实现不 同的功能 ． 且包含较多的液压元件和 液压用户 即负载 。本文选取某型飞机黄色系统进行 分析 ．由于给副翼执行机构供压的管路要穿过整个机 翼 ． 机翼所处的环境温度较低 ， 且后沿有机外冷空气吹 过 ． 所以这段管路散去的热量很大。发动机火区的温度 参 考 文 献 f 1 1 黄增， 方群 ， 王学 星． 射流管式 电液伺 服阀与喷 嘴挡板式 电液 伺服阀比较f J ] ． 流体传动与控制， 2 0 0 7 ， 4 4 3 45 ． 『 2 1 阎耀保． 极 端环境下 的电液伺 服控制理论及 应用技术[ M 】 ． 上 海 上海科学技术 出版社。 2 0 1 2 ． 【 3 】 吴义保， 廖颖， 周 海清， 李栋梁 ．T P MS发射 器三防设计 研究【 J ] ． 机械设计， 2 0 0 8 ， 7 】 ． Hy d r a u l i c s P n e u ma t i c s＆ S e a l s ， N0 ． 0 9 ． 2 01 3 是整个 飞机温度最高 的区域 ．液压系统的泵源就安装 在这一区域 ， 所 以发动机驱动液压泵 的吸油管路 、 回油 管路 、 高压供油管路都穿过这一高温 区域 ． 对系统的油 液有一定的加热作用。这些管路较长 ． 且穿过了不同的 环境区域 ， 对系统的油液温度有重要 的影响 ． 所以将这 些管路作为主要研究对象 ． 对系统进行简化 ． 如图 1 所 示 。图 2为黄系统机翼管路布局示意图 副翼作动器 左外 副翼作动器 左 内 油箱 图 1 黄色 系统液压 系统简化原理 图 一 t l 逝 官一 l r 副翼 左 内 图 2黄 色 系统 机 翼 管 路 布 局 示 意 图 2 机翼环境分析 液压系统安装在飞机上 ， 几乎遍及了整架飞机 ． 各 处的环境温度有极大 的差别 。飞机液压系统工作环境 复杂 ， 在不同工况 、 不同飞行高度 、 不同飞行速度下 ． 液 压系统所处外部环境均不相 同， 使得换热形式 、 换热量 也会不 同。一般情况下 ． 由于发动机热的影 响． 后机身 是最高环境温度 区．而前机身及机翼部分的环境温度 相对来说要低很多。 两者相差 可达 2 0 0 C 之多 下面主 要对机翼管路所处的环境进行分析 2 ． 1 大气温度随高度的变化 普通飞机 主要在对流层和平流层 内活动 ．大气的 压强 、 密度 、 温度等参数 ， 除了随着高度而变化外 ． 还随 着地理经度 、 季节和昼夜而变化。本文中研究的对象是 涡轮螺旋桨飞机 ， 最 大飞行高度距离海平 面 8 k m． 最大 飞行马赫数不超过 0 ． 9 ， 下面对环境温度随着飞行高度 的变化进行分析。根据国际标准大气规定 ． 大气温度值 如 下 1 海平面上的标准值为 T a 28 8． 1 5K， pa l O1 3 25 N／ m 2 在对 流层 0 ～ 1 l k m ， 温度 的递 减 规律 是 每上 升 l O 0 0 m， 温度下 降 6 ． 5 ℃， 其 中 为离海平 面高度 ， 单位 米 ； 即 T 28 8 ． 1 5 0． 0 0 65 H 3 在平流层 中， 1 1 2 0 k in之间， 温度保持为常数 ， 即 7 1 - 21 6． 6 5 K 4 在高度 2 0 ～ 3 2 k m， 高度 每上升 l O 0 0 m， 温度上 升 1 o C ， 即 T a 2 1 6 ． 6 5 0 ． 0 0 1 H一 2 0 o o o 假设飞机起飞时机场温度为 2 0 ℃．根据飞机 的飞 行剖面 。 绘制出飞机在整个 飞行过程 中． 机身所处大气 环境温度的变化 ， 如 图 3所示 。由图可以看 出． 在飞机 巡航阶段环境温度可达一 2 O ℃．这对液压系统散热极为 有 利 2 ． 2气流滞止温度的影响 飞机在不同飞行速度下 ． 由于有空气阻力的作用 ． 飞机蒙皮表面上气流滞止温度升高 ．对飞机的外蒙皮 产生气动加热 。外蒙皮表面温度随飞行速度的关系如 表 1 所示 ， 本文研究 的飞机 的最大 马赫数 0 ． 9 ． 处于亚 音速状态 ， 虽然对飞机蒙皮表面也会产生气动加热 ． 但 通常温度较低 ， 不会使飞机液压温度升高。 图 3大气环境温度 表 1 不 同飞行速度下飞机外蒙皮表 面温 度值 3 液压 管路传 热分析 在建模之前作如下假设①认为管路壳体温度处 处相同， 油液温度只考虑进出口温差； ②不考虑压力、 流 量脉 动等 现象 3 ． 1 管路传热分析 管路传热模型如图 4所示 当油液进入管路后 同 管壁发生强迫对流换热 ， 同时管路本身存在液阻 ． 油液 产生一定的压 降后流出 ，管壁同内部油液换热的同时 与环境进行 自然对流换热和辐射换热 3 7 p＼ 嗫 蕊 液 压 气 动 与 密 封 ／ 2 0 1 3年 第 0 9期 同环境 间环境 辐射换热 慰流换热 对流换热 ▲ 一出 油 图 4冒 路传 热模 型 3 - 2管路传 热 学模 型 根据图 4所示的管路传热模型示意图和传热学理 论 ． 建立管路的传热学模型。 1 管路壳体同油液的对流换热 管 内油液同管路壳体 的换热为强迫对流换热 ． 可 表示为 Q 。 后 A。 TO T o 式中k ， 强迫对流换热系数 ； A． 管路同油液的换热面积 管路壳体的温度 ； 管 内油液温度。 其 中 ， Il}。 争 式 中 ， 强迫对流换热的 N u s s e l t 数； 流体的导热系数 d _结构的特征直径。 强迫对流换热的 N u s s e l t 数可表示为 层流 时 N u 1 -- -- 1 ． 8 6 R e ． _d 。 。 ‘ 紊流时 ． 0 ． 0 2 7 R e ． 0 。 式 中R e 雷诺 数 件一普朗特数 f 特征长度。 2 管路壳体同环境间的对流换热 管路壳体 同环境间的对流换热为 自然对流换热 ， 可表示为 Q 后 A TO T h 式中JI} ． 自然对流换热系数 ； A ． 管路壳体 同环境间的换热面积 环境温度 。 其中 ， 争 式 中 ． 自然对流换热的 N u s s e l t 数 ； 流体的导热系数 结构的特征直径。 自然对流换热的 N u s s e l t 数可表示为 38 z。 。 加 3 8 7 i 瓦 R a 呵 j f 1 其中 R a G r P r 式中 R 瑞利数 G 格拉斯霍夫数 3 管路壳体 同环境 间的辐射换热 泵壳体 同环境间的辐射换热可表示为 4 4 Q 3 6 o A 2 To T h 式中 壳体材料的黑度 斯藩一 波尔兹曼常量 3 ． 3 管路仿真模型建立 通过 以上对管路的传热分析和热力学数学模 型的 建立 ． 利用 A ME S i m的热液压库的换热模块 、 气动库的 对流换热模块 、能量模块 以及信号库 中的模块建立管 路的热力学仿真模型如图 5所示 。对管路仿真模型进 行封 装 ． 管路模 块 图标 和接 E l 如 图 6所示 。 进 口 出口 图 5 管路仿真模型 t t I I b a r A d e g C k g ／ sW 茸 l t t b a r A d e g C k g ／ sW 图 6管 路 模 块 图标 和 接 口 4 仿真分析 4 ． 1 飞机液压 系统模型建立 利用 A ME S i m软件对图 1所示 的简化系统进行动 态建模仿真。建好的模型如图 7所示 。 4 ． 2 计算参数 仿真计算 的主要 目的是考察系统的热特性 ，而液 压系统工作时其初始温度 机场温度 应该处处相同 ， 为了调整初始温度方便 。这里采用全局变量设置仿 真 过程 中的初始 温度 ，方便参数 的修改 。采用 变量名 一 Hv d r a u l i c s P n e u ma t i c s S e a l s ／ No ． O 9 ． 2 0 1 3 i n t e m 全局变量表示系统初始温度 ，系统初始温度 i n t e m为 2 0 ％， 模型中主要 的计算参数如表 2所示 。 图7系统仿真模型 表 2系统主要计算参数 参数 数值 泵吸油管管径 m m 3 5 泵回油管管径 ra m 6 泵回油管长度 m l 2 泵高压供 油管管径 m m 1 7 左内副翼进油管长度 m 2 5 左内副翼进油管管径 m m 7 左内副翼回油管管径 m m 9 4 ． 3仿真 结 果 根据整个任务剖面 ， 对液压系统进行 4 6 8 0 s 仿真 ， 得到仿真结果如图 8 ～ 图 1 0所示 。 图 8机翼区域 的风速为 4 m ／ s时副翼回油管路油液温度 图 9机翼区域 的风速为 7 m， s时副翼回油管路油液温度 时 间 ／ s 图 1 0泵 回油管路油液温度 以上 3个曲线有一个共 同趋势 当飞机处于起飞 爬 升阶段 时 ， 副翼开始频繁动作 ， 大量的节流损失 、 内 泄漏产生的功率损失使系统油液温度逐渐升高当飞 机处于巡航状态时 ，副翼动作次数减少 ，功率损失较 小 ， 同时环境温度 随高度升高而急剧下降 。 系统的高温 油液开始 与外界进行强烈地换热 ， 直至达到动态平衡 ； 当飞机处于下滑着陆阶段 ． 环境温度升高 ． 系统与外界 的散热效率 降低 ， 同时各负载开始 大幅频繁动作 ． 大量 的功率损失转化成热 。 油液温度急剧上升。 从 图 1 0中 可 以看 出 ．泵 回油 口处 的 油 液 温 度 最 高 ， 可达到 7 2 ℃， 回油管路经过机翼 ， 穿过机身 回到油 箱 ． 油液温度下降近 8 ℃。 图 8 、 图 9是管路所穿机翼区域的空气流速分别为 7 m ／ s 、 4 m ／ s时系统油液温度 ，比较两幅图可 以看出 ． 管 路所穿机翼区域 的冷空气流量越大 ．与外界的热交换 越强烈 ． 对系统散热越有利。 5结 论 利用 A ME S i m仿真软件对飞机液压系统热特性进 行研究 。主要分析 了机身长管路对 系统油液温度的影 响 ， 将管路 布置在通风较好 的区域 ， 有利 于系统散热 。 所 以液压系统设计者应在飞机打样设计阶段就争取将 多一些 的液压附件和管路安排在 飞行环境 温度较低 、 通气 良好、 使用维护方便的部位。对一些不得不安装在 高温区域 的导管 ．必须采取隔热措施或者强迫通风的 办法来将油温控制在允许的温度范围之内 参 考 文 献 [ 1 】 谢 三保 ， 焦宗夏． 飞机液压 系统 温度仿真计算 与分析[ J ] ． 机 床 与液压 ， 2 0 0 5 ， 5 ． [ 2 ] 王强 ， 吴张永． 基于 A ME S i m的 电液 伺服速度 控制系统仿 真 分析[ J 】 ． 液压气动与密封 ， 2 0 0 8 ， 4 ． [ 3 ] 邹 开凤 ， 李映赢． 飞机液压油泵 车液压系统污染 控制研究[ J ] ． 液压气动与密封 ， 2 0 0 8 。 f 4 ． [ 4 】 万建鹏． 5 0型轮式装载机液压系统热平衡分析【 D 】 ． 长春 吉林 大学 ． 2 0 0 6 ． [ 5 】 李成 功， 和彦淼． 液压 系统建模 与仿 真分析【 M】 - j E 京 航 空工 业 出版社 ． 2 0 0 8 ． [ 6 】 段飞蛟 ， 等． 基于 A ME S i m 的恒压力 轴 向柱塞 泵动态特性 仿 真【 J 】 ． 机床与液压 ， 2 0 0 8 ， 3 6 1 1 ． 3 9