飛機(jī)液壓系統(tǒng)建模與仿真研究

胡曉青　于文家　王毓柱

摘 要：飛機(jī)液壓系統(tǒng)作為飛機(jī)機(jī)電系統(tǒng)的重要組成部分，其主要功能是為飛機(jī)的各種操控裝置提供驅(qū)動動力。隨著機(jī)載復(fù)雜系統(tǒng)的增加，現(xiàn)代飛機(jī)高度依賴于可靠的液壓系統(tǒng)，同時(shí)液壓系統(tǒng)的健康狀況直接影響到飛機(jī)安全性。以某型飛機(jī)液壓系統(tǒng)為具體研究對象，建立了液壓系統(tǒng)各元件的數(shù)學(xué)模型，并利用AMESim仿真軟件建立了飛機(jī)液壓系統(tǒng)的仿真模型，驗(yàn)證了模型與真實(shí)液壓系統(tǒng)的一致性，確定了模型的可靠性，為后續(xù)診斷和預(yù)測研究奠定了基礎(chǔ)。

關(guān)鍵詞：飛機(jī)液壓系統(tǒng)；數(shù)學(xué)模型；AMESim

中圖分類號：V240.2? 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A? 文章編號：1671-0797（2023）09-0030-04

DOI：10.10.19514/j.cnki.cn32-1628/tm.2023.09.009

0? ? 引言

液壓系統(tǒng)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(yōu)點(diǎn)而廣泛應(yīng)用于航空、航天、汽車、船舶和工程機(jī)械等多個(gè)領(lǐng)域。飛機(jī)液壓系統(tǒng)是為飛機(jī)起飛、操縱、起落架收放和剎車等提供能源的關(guān)鍵系統(tǒng)，要求在整個(gè)飛行過程中可以連續(xù)可靠地運(yùn)行。作為大型設(shè)備的重要組成部分，在軍民兩大領(lǐng)域，液壓裝置均起著不可替代的作用，而其運(yùn)行狀態(tài)健康與否直接影響到整臺設(shè)備能否正常工作。故本文依據(jù)飛機(jī)液壓系統(tǒng)基本框架，針對液壓各部件數(shù)學(xué)模型建立了液壓系統(tǒng)正常工作模型，利用AMESim仿真軟件對液壓系統(tǒng)飛行時(shí)起飛階段的正常工作情況進(jìn)行了仿真分析。

1? ? 飛機(jī)液壓系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型

液壓系統(tǒng)是由液壓元件連接而成的，液壓系統(tǒng)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(shù)據(jù)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(jìn)行雙向數(shù)據(jù)傳遞，采取的是功率流的方法，從而使元件連接可讀性強(qiáng)；針對控制信號連接，采用的是信號流的方法實(shí)現(xiàn)單向傳遞，也可將兩類信號結(jié)合在一起，通過端口進(jìn)行元件之間數(shù)據(jù)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(shù)據(jù)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(shù)學(xué)方程表達(dá)。軟件通過元件模型間連接的拓?fù)潢P(guān)系，以元件的數(shù)學(xué)模型為基礎(chǔ)，通過一定的算法自動建立其液壓系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型，從而完成正確求解[3]。液壓系統(tǒng)元件數(shù)學(xué)模型及相關(guān)參數(shù)設(shè)置如下。

1.1? ? 自供增壓油箱數(shù)學(xué)模型

選用密閉式自供增壓液壓油箱，液壓泵啟動時(shí)，油箱內(nèi)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(tǒng)，壓力油進(jìn)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(jié)構(gòu)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(dāng)液壓泵運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)，高壓油便經(jīng)過油箱的增壓管流進(jìn)增壓腔，通過增壓壓力的作用，油箱的活塞逐漸向儲油腔內(nèi)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(jìn)行靜態(tài)計(jì)算，以確定油箱增壓的設(shè)計(jì)能力。自供增壓型油箱設(shè)計(jì)參數(shù)如表1所示。

根據(jù)上述幾何參數(shù)和系統(tǒng)壓力值，結(jié)合靜態(tài)計(jì)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(nèi)徑；r2為活塞桿內(nèi)徑；r3為通油軸內(nèi)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(shù)學(xué)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(nèi)作往復(fù)運(yùn)動時(shí)，密封工作容積的變化來實(shí)現(xiàn)進(jìn)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(guān)系可近似為帶有轉(zhuǎn)折點(diǎn)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(zhuǎn)速；k1為壓力設(shè)定點(diǎn)之前液壓泵的輸出流量隨壓力降低系數(shù)；k2為壓力設(shè)定點(diǎn)之后液壓泵的輸出流量隨壓力降低系數(shù)；p為液壓泵的輸出壓力；pmax為零流量時(shí)輸出壓力。

建立用于描述液壓泵壓力—流量曲線的數(shù)學(xué)方程，如式（3）所示：

因此，液壓泵排量可由式（4）計(jì)算：

模型初步搭建后，給每個(gè)元件分配合適的子模型，給AMESim所建立的模型的每個(gè)元件設(shè)定好相應(yīng)的參數(shù)，AMESim可自行計(jì)算。

2? ? 基于AMESim的飛機(jī)液壓系統(tǒng)仿真

模型元件部分取自液壓庫，部分取自機(jī)械庫、信號控制庫。液壓部分利用取自液壓系統(tǒng)的標(biāo)準(zhǔn)元件構(gòu)建。圖1為由AMESim構(gòu)建的飛機(jī)液壓系統(tǒng)仿真模型。為仿真飛機(jī)起飛階段真實(shí)過程，設(shè)置液壓系統(tǒng)在起飛階段下的流量需求。飛機(jī)在不同飛行狀態(tài)時(shí)，液壓用戶所需流量各不相同：（1）0～300 s為滑跑階段，此時(shí)液壓能源系統(tǒng)驅(qū)動飛控系統(tǒng)的方向舵作動器、副翼作動器、升降舵作動器，通用液壓系統(tǒng)的機(jī)輪剎車動作；（2）300～400 s為拉起階段，此時(shí)驅(qū)動飛控系統(tǒng)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(tǒng)無流量需求；（3）400～500 s為爬高階段，此時(shí)分別驅(qū)動飛控系統(tǒng)的方向舵作動器、副翼作動器、升降舵作動器，通用液壓系統(tǒng)起落架收放作動器工作。

該飛機(jī)液壓系統(tǒng)配備一臺AC電機(jī)為液壓泵供應(yīng)能量，從油箱中吸取液壓油。油液從液壓泵出口經(jīng)高壓油濾、單向活門流向用戶。當(dāng)系統(tǒng)壓力達(dá)到某個(gè)設(shè)定值時(shí)，卸壓安全閥打開，部分油液通過卸壓安全閥返回油箱。當(dāng)系統(tǒng)壓力低于（10±0.7）MPa時(shí)，停止向下游通用系統(tǒng)用戶供壓，由優(yōu)先閥控制。A、B為液壓油流經(jīng)方向。

3? ? 仿真結(jié)果及分析

對系統(tǒng)起飛階段工作過程進(jìn)行動態(tài)仿真，并分析仿真結(jié)果，為飛機(jī)液壓系統(tǒng)設(shè)計(jì)及分析提供有價(jià)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(shè)置模擬負(fù)載輸入信號，分別如下：0～300 s時(shí)輸入信號為1.5，300～400 s時(shí)輸入信號為4，400～500 s時(shí)輸入信號為4.5。通過可變節(jié)流閥的橫截面積變化規(guī)律與其一致，0～300 s時(shí)為1.2 mm2，300～400 s時(shí)為3.1 mm2，400～500 s時(shí)為3.5 mm2。飛控系統(tǒng)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(jī)正常姿態(tài)下液壓能源系統(tǒng)驅(qū)動飛控系統(tǒng)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(shí)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(jī)在收起落架狀態(tài)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(tǒng)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(shí)，入口壓力減??；用戶流量需求減小時(shí)，入口壓力增大。

設(shè)置通用液壓系統(tǒng)模擬負(fù)載輸入信號：0～300 s時(shí)為4.5、300～400 s時(shí)為0、400～500 s時(shí)為9，通過可變節(jié)流閥的橫截面積變化規(guī)律與其一致，0～300 s時(shí)為3.5 mm2，300～400 s時(shí)為0 mm2，400～500 s時(shí)為7 mm2。通用液壓系統(tǒng)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(jī)正常姿態(tài)下液壓能源系統(tǒng)驅(qū)動通用液壓系統(tǒng)的機(jī)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(qū)動起落架收放系統(tǒng)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(tǒng)用戶流量需求的增大，用戶入口壓力降低。

3.2? ? 系統(tǒng)壓力、流量仿真

對系統(tǒng)壓力、流量變化情況，即液壓泵輸出壓力及流量進(jìn)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(jié)果可知，0～300 s期間，系統(tǒng)輸出壓力為21 MPa，泵出口流量穩(wěn)定到21 L/min。飛機(jī)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(yīng)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(tǒng)需驅(qū)動起落架收放系統(tǒng)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(jié)語

本文為仿真分析飛機(jī)液壓系統(tǒng)工作性能，為后續(xù)預(yù)測研究提供參數(shù)數(shù)據(jù)，研究了飛機(jī)液壓系統(tǒng)各部件的數(shù)學(xué)模型。利用AMESim平臺建立了整個(gè)飛機(jī)液壓系統(tǒng)仿真模型，對飛機(jī)起飛階段滑跑—拉起—爬升真實(shí)過程進(jìn)行仿真分析，得到系統(tǒng)及液壓用戶的流量、壓力等變化情況，驗(yàn)證了所建系統(tǒng)模型的正確性。

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收稿日期：2023-02-09

作者簡介：胡曉青（1991—），女，陜西西安人，工程師，研究方向：故障預(yù)測與健康管理。