飞机液压系统热载荷仿真分析.pdf

Hy d r a u l i c s P n e u ma t i c s S e a l s ／ No ． 0 8 ． 2 01 3 飞机液压系统热载荷仿真分析 韩 波 ， 王纪森 ， 胡建龙 ， 赵宏强 。 1 ． 西北工业大学自动化学院， 陕西 西安7 1 0 0 7 2 ； 2 ． 中国飞行试验研究院 ， 陕西 西安7 1 0 0 8 9 ； 3 ． 中国兵器第二 。五研究所 ， 陕西 西安7 1 0 0 6 1 摘要 针对某 型飞机绿液压 系统进行 A ME S i m模型搭建 ， 重点论述 了外 界环境与液压 系统之 间的热交换作用 。 介绍 了通过 控制体算 法搭建液压元件模 型的过程 ， 最后建立 整个 绿系统热模型并进行仿真分析 ， 为后 续设 计燃 油一 散 热器提供 仿真数据参考。 关键词 飞机液压系统 ； AME S i m； 外界环境 ； 控制体算法 中图分类号 T H1 3 7 V 2 1 9 文献标识码 A 文章编号 1 0 0 8 0 8 1 3 2 0 1 3 0 8 0 0 1 3 0 4 Th e r ma l S i mu l a t i o n a nd Analy s i s o f Ai r c r a f t Hyd r a u l i c S y s t e m HA N B o ， WA NG J i - s e n ’ ， HU J i a n - l o n d， Z H A0 H o n g - q i a n g 3 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 e 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 ． C h i n a F l i g h t T e s t E s t a b l i s h me n t ， Xi ’ a n 7 1 0 0 8 9， Ch i n a； 3 ． T h e 2 0 5 t h R e s e a r c h I n s t i t u t e o f C h i n a O r d n a n c e I n d u s t r i a ， X i ’ a n 7 1 0 0 6 1 ， C h i n a Ab s t r a c t By i n t r o d u c i n g a me t h o d wh i c h U S e S AMES i m s o f t wa r e t o mo d e l ，s i mu l a t e a n d a n a l y z e t h e a i r c r a h h y d r a u l i c s y s t e m，T h e p a p e r f o c u s o n t h e p roc e s s o f h e a t e x c h a n g e b e t we e n t h e e n v i ron me n t a n d a i r c r a f t h y d r a u l i c s y s t e m， t h e t h e o r y o f C o n t r o l - v o l u me Al g o r i t h ms ， t h e wa y t o u s e t h i s a l g o ri t h ms t o mo d e l h y d r a u l i c c o mp o n e n t ， a n d t h e r e s u l t s o f t h e the r ma l s i mu l a t i o n wh i c h c a n h e l p t o d e s i g n f u e l a n d h y d r a u l i c o i J c a r r a d i a t o r ． Ke y wo r d s a i r c r aft h y d r a u l i c s y s t e m ； AMES i m ； e n v i r o n me n t ； c o n t rol v o l u me a l g o rit h ms 0 引言 液压系统是现代军用飞机的重要系统之一 ． 用于向 收稿 日期 2 0 1 3 0 5 2 7 作者简介 韩波 1 9 8 9 一 ， 男 ， 陕西兴平人 ， 在读硕士研究生， 研究方 向为检测 技术与 自动化装置。 飞机起落架系统和飞行控制系统提供动力源 ． 完成飞机 的起落架收放 、 主机 轮刹 车 、 前轮转弯 以及副翼 、 升 降 舵 、 方向舵等的操纵 。 随着现代液压系统向着高压化 、 大 功率 的方 向发展 ． 系统 的无用功率也随之增加 ， 从而导 致系统温度的急剧升高 而过高的油温会使液压油氧化 分解 变质 、 液压油粘度下 降、 密封件老化 、 伺服阀卡死 个工艺参数对陶瓷钻削性能的影响。研究显示 ． 采用较 大的射流压力 、 较小 的横移速度和恰 当的磨料流量 、 靶 距 ．可 以有效地增加钻削深度 以及改善孔壁的表面质 量 。钻孔断面质量 的研究表明 。 孑 L 壁存在光滑钻削区、 变形磨 损 区、 凹坑 区三个区域 ， 孔壁存 在明显 的锥度 ， 钻盲孔时孑 L 底部易形成“ 袋 ” 状结构 需要指出的是 。 本文未建立 A wJ钻削加工孔壁表 面粗糙的理论模型 ．对孑 L 壁锥度 以及盲孔底部缺陷的 形成机理研究还不够 。 需进行后续研究 。 参 考文 献 【 1 】 薛 尚文 ， 黄镍 ， 洪啸 虎 ， 等． 前混合 磨料高压 水射流 切割靶 距 的研究[ J 】 ． 液压气动与密封， 2 0 1 2 ， 2 2 0 2 2 ． 【 2 】 张凤莲 ， 陈吉荣 ． 工 程 陶瓷的新加 工方法 [ J ] ． 机械 制造 ， 2 0 0 3 ， 4 1 4 7 2 4 2 - 4 4 ． 【 3 】 H ． Ho c h e n g ， K ． R ． C h a n g ． Ma t e r i a l r e m o v al a n aly s i s i n A b r a s i v e Wa t e r j e t C u t t i n g o f C e r a m i c P l a t e s [ J ] ．J o u r n a l o f Ma t e r i a l s P r o c e s s i n g T e c h n o l o g y， 1 9 9 4， 1 2 8 7 - 3 04 ． [ 4 】 T ． J ． K i m ， J ． G．S y l v i a ， L ． P o s n e r ． P i e r c i n g a n d C u t t i n g o f C e r a mi c s b y A b r a s i v e Wa t e r j e t [ J ] ． AS ME P E D ，1 9 9 6 ， 1 7 1 9 - 2 4 ． [ 5 】 L ． C h e n ， E ． S i o r e s ， W．C ． K ． Wo n g ． O p t i m i z i n g A b r a s i v e Wa t e e t C u t t i n g o f C e r a mi c Ma t e r i a l s [ J ] ． J o u r n a l o f Ma t e ri als P r o c e s s i n g T e c h n o l o g y ， 1 9 9 8 ， 7 4 2 2 5 1 - 2 5 4 ． [ 6 ]6 赵永赞 ， 赵民 ， 王 军． 后混合磨 料水 射流切割工程 陶瓷的特性 分析[ J ] ． 金刚石与磨料模具工程 ， 2 0 0 2 ， 3 ． [ 7 】 戴 良博 ， 雷玉 勇 ， 刘克福 ， 等． 微磨 料水射 流精确 送料装 置设 计及应用研究[ J ] ． 制造技术与机床 ， 2 0 1 0 ， 9 1 7 1 9 ． [ 8 】 冯 衍霞 ， 黄传 真 ， J u n Wa n g ， 等． 磨 料水 射流切 割 陶瓷材料 的 加工表面质量研究[ J ] ． 工具技术， 2 0 0 7 ， 4 1 1 4 3 - 4 5 ． 】 3 液 压 气 动 与 密 封 ／ 2 0 1 3年 第 0 8期 等 ， 严重降低液压系统可靠性 ， 需要予以避免。 某型飞机液压油液的工作温度范围为． 5 5 ℃ 一 卜 l 2 ℃。 需在液压系统设计完成后便对系统的技术性能进行验 算 ． 确保液压油液丁作在正常的温度范围内。如果油温 过高 ． 则要考虑设置燃油一 液压油散热器来对系统油液 进行降温处理 本文重点在于考虑地面极端高温情况下 ．飞机液 压系统是否会存在油温过热 问题 ．从而为液压系统设 计 燃油 一 液 压油散 热器 提供 仿真 数据 参考 。作 者 以 A ME S i m软件为仿真工具搭建某型飞机液压系统热仿 真模型 ．综合考虑各类液压元件的损失生热以及飞机 液压系统与外部环境之间的热交换作用 ．最终得到某 型飞机热载荷仿真结果 1 飞机液压 系统介绍 某型飞机共有 三套相互独立 的机 载液压 系统 ． 这 里分别称为黄系统 、 蓝系统 、 绿系统 。三套液压系统有 各 自的自增压式油箱供油 ．且三套 系统 的正常工作压 力均为 3 0 0 0 p s i 。 本文仅 以黄系统为例 ． 运用 A ME S i m软件 ， 基于导 热 、 热对流 、 热辐射 三大定律 ， 并且结合飞机任务剖面 图 、飞机元件动作剖面图及负载特性 曲线等具体指标 搭建热仿真模型 ， 具体说明如下 黄系统提供油液给正常刹车、 备用刹车 、 部分飞行 操纵系统 以及动力转换组件等 黄系统油箱及压力油 滤组件等都安装在机腹的附件舱内 ．发动机驱动泵位 于发动机舱 ． 管路遍布飞机各个区域 。其液压系统原理 图如图 1 所示 多功能 副翼左 1 扰流板 I 升降舵 1 阀 图 1 液压系统原理图 2 外界 环境影 响 飞机处 于大气环境 中 ． 飞机液压 系统在任 意时刻 都与外界大气环境存在着相互热交换作用 ．故需考虑 大气环境 因素影响。大气环境与飞机液压系统相互作 1 4 用 的大 致过 程 为 1 附面层气流与飞机外蒙皮之间的对流换热 ； 2 外界环境与外蒙皮之间的辐射换热 ； 3 飞机外蒙皮与结构元件之间的导热 ； 4 飞机外蒙皮 内侧与 内蒙皮 内侧 之间的辐射换 热 5 内蒙皮与舱室内空气之间的对流换热 ； 6 内蒙皮与液压系统各元件之 间的辐射换热 ； 7 舱室 内空气与 液压系统各 元件之 间的对流换 热 8 由于附件舱非密闭， 附件舱 内空气与外界空气 之间存在对流换热。 飞机附件舱与大气环境相互热作用原理简 图如 图 2所示 。 对流 图 2附件舱与大气环境相互 热作 用原 理简 图 其等效热阻模型如图3所示 图 3附 件 舱 与 大 气 环 境 相 互 热 作 用 等 效 热 阻模 型 其 中 ． 一 外蒙皮温度 ； 一 舱室空气温度 ； ￡ 一液压元件温度 ； r 附件舱舱壁及结构元件的导热热阻 ； r 一内舱壁与空气 的对流换热热阻 r 一舱室内空气与外界的对流换热热阻 ； 液压元件 与舱内空气 的对流换热热阻。 2 ． 1 附面层气流与飞机外蒙皮之间的对流换热 飞机在亚音速及低 音速飞行时 。可假设蒙皮温度 等于附面层恢复温度 。 即 1 y 1 当地面取极高温 5 5 ℃时 ．大气环境温度随任务剖 面变化 曲线如图 4所示 。 2 ． 2液压附件舱舱壁及结构元件的导热 舱壁结构如图 5所示 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 8 ． 2 0 1 3 ～ 魁 赠 磐 图 4大气环 境温度随任务剖面变化 曲线 长桁 外蒙皮 图 5舱 壁结构示意图 外蒙皮与 内蒙皮之 间有 长桁 和隔框进行支撑 ， 中 间有经压缩后 9 0 mm厚度的绝热材料。 蒙皮材料导热系数 为 2 3 6 W／ m K ， 厚度 为 9 mm， 绝热层导热系数为 0 ． 0 3 2 W／ m K ，厚度为 9 0 m m。可 知 ．由于绝热层 的导热系数远小于金属蒙皮和隔框材 料的导热 系数 ．故在计算与舱壁及结构元件总的导热 系数时只要考虑绝热层便可。 故附件舱及结构元件总的热阻为 n 2 2 36 0w ． 0 ， 0 5 m m 9 0 丽 1 0 丽 m一 2 ．81 2 5 m ． K ／ W 0 ．0 3 2 W／ m K1 ‘ ⋯ 2 ． 3附件舱舱室 内对流换热情况分析 附件舱舱室内存在两种对流换热形式 ． 分别是 舱 室内壁与舱室 内空气 之间的对流换热 ．液压元件与舱 室内空气的对流换热 。 表面放热系数 舱室 内空气对流换热系数 实验 曲线方 程 为 h ． _ l 1 ． 3 4 5 ． 7 7 u 2 式中J ll 广一 舱室内空气对流换热系数， 单位 W， m K 。 l 一舱室内空气流速 ． 单位 m ／ s 。 舱室内空气流速 u 3 m ／ s 。则可得舱室内壁与舱室 内空气之间的对流换热系数值为 h l 1 1 ． 3 4 5 ． 7 7 1 2 8 ． 6 5 W／ m K 3 则内舱壁与空气的对流换热热阻值为 r 2 l ／ h l 0 ． 0 3 5 m ． K 4 2 ． 4舱室内空气与外界的对流换热 由于液压 附件舱为非密闭舱室 。 所 以。 存在舱室 内 空气与外界的通风 ．进而存在舱室 内空气 与外界空气 3 液压 系统热 分析 失 、 液压作动筒的功率损失 、 液压管路 的局部压力损失 控制体 的能量 、 控制体对外做 功 、 控制体 内部能量变化 f J 入13油液携带 的． 内部存 ．出13油液携带的 内能和液压能一17A 储能量IrA 一内能和液压能 ．．． ．／． ．／． ．／． ．／．．／． ．／．．／． ．／．．／．．／．．／．．／．．／．．k．／q I I 兀 件 壳 体 图 6控 制 体 算 法 简 化 原 理 图 3 ． 2液压元件热特性分析 对液压系统进行热特性分析时 ．主要考虑的液压 元件有 油箱 、 恒压变量泵 、 节流 阀、 伺服 阀、 液压作动 筒及管路。限于篇幅 。 这里以恒压变量泵为例 ， 详细分 析 了恒压变量泵壳体 、泵 内油液及外界环境三者之间 的耦合热交换 ， 搭建 出泵的热仿真模 型 。 最后建立超级 元 件 。 1 恒压变量泵传热原理分析 如图 7所示 ． 油液从油箱流出后进入泵 内． 通过与 泵壳体发生热交换作用后一部分通过各种缝 隙泄漏 流 回油箱 ， 另一部分经泵 出口流出 ， 驱动负载动作 。同时， 泵壳体与外界环境存在着对流换热与辐射换热。 2 恒压变量泵模型 恒压变量泵模型如 图 8所示 1 5 液 压 气 动 与 密 封 ／ 2 01 3年 第 0 8期 热 团 图 7恒压 变量 泵传热原理示意 图 图 8 恒压变量泵模型 3 恒压变量泵参数设置 恒压变量泵参数设置如表 1所示 。 表 1 恒 压变量泵 参数设 置 4 建超级元件 将搭建好 的恒压变量泵模型进行封装 ．便于后续 液 压 系统 仿 真模 型搭 建 ．需要 指 出 的是 这 里 采用 A ME S i m中现有 的元件图标作为恒压变量泵超级元件 图标 液压系统其他元件的模型搭建方法类似 ，这里不 再赘述 3 ． 3 液压系统仿真模型 绿 系统 A ME S i m模型如图 9所示 。 3 ． 4仿真 曲线 黄系统仿真曲线如图 1 0所示 ． 仿真环境温度为极 高温度 5 5 ℃．图中显示 了油箱 中油温动态变化曲线和 泵 回油 口油温动态变化 曲线 1 6 图9绿 系统 AME Si m 模 型 4 结论 由图 1 O可知 ， 在地 面停机温度为 5 5 ℃时 ， 在整个 飞机任务剖 面下 ．飞机绿系统 油箱油 液最高 温度 为 1 0 2 C， 泵 回油 口油液最高温度为 9 4 ℃。可知飞机绿系 统液压元 件布置位置合理 ．液压管路布局在通风 良好 区域 ． 其 自身散热性能 良好 。 建议不需要设计燃油一 液 压油 散热 器 t { s 图 1 0黄系统仿真曲线 参 考 文 献 段 飞蛟 ． 曹 克强． 等 ． 基 于 A ME S i m 的某型飞机 液压 系统温度 仿真[ J ] ． 机床与液压， 2 0 0 9 ， 3 7 7 ． 张建波， 朴学 奎． 空客 A3 2 0液压系统研究【 J 1 ． 民用飞机设计 与 研究， 2 0 1 0 ， f 2 1 ． 飞机设 计手 册 总编 委． 飞机设 计手册 第 1 2册 飞 机控 制 系统和液压系统设计『 M1 ． 北京 航空工业 出版社， 2 0 0 3 ． 唐 明炎． 关 于飞机 液压 系统的几个 问题『 J ] ． 液 压气动 与密封 ， 1 9 9 1 ， 3 3 4 - 3 5 ． 付 永领， 祁 晓野． A M E S i m系统建模 和仿 真f M1 ． 北 京 北 京航 空 航天大学 出版社． 2 0 0 6 ． 筒耀保， 徐娇珑， 胡兴华， 李晶． 飞机液 压系统油液温度分析 [ J ] ． 液压与气动， 2 0 1 0 ， 9 1 ． 余佑 官． 龚 国芳． 胡 国 良． A ME S i m仿 真技术 及其 在液压 系统 中的应用[ J ] ． 液压气动与密封， 2 0 0 5 ， 3 ． p